Dispositif d'arrêt d'un véhicule La présente invention a pour objet un dispositif d'arrêt d'un véhicule, notamment d'un avion sur une piste.
On connaît de tels dispositifs d'arrêt sur piste, comprenant un câble suspendu horizontalement entre deux poteaux verticaux et agencé pour accrocher les jambes principales du train d'atterrissage de l'avion. Les extrémités du câble sont associées à des disposi tifs de décélération qui comprennent de lourdes chaî nes, des mécanismes hydrauliques, ou d'autres méca nismes de freinage. Un tel dispositif d'arrêt n'est uti lisé généralement qu'en cas d'urgence si les freins sur roues normaux sont endommagés ou non adaptés au cas particulier d'atterrissage.
Ces dispositifs présentent le désavantage de ne pouvoir servir que pour des avions dans certains domaines déterminés de poids et de vitesse d'atterris- sage. Ainsi, un dispositif d'arrêt comprenant un dis positif de freinage d'une certaine capacité peut décé lérer un avion d'un certain type de manière progessive et douce, mais si un avion beaucoup plus petit et léger se présente, il est décéléré de manière beaucoup trop brusque et peut être considérablement endom magé.
Le but de l'invention est de fournir un tel dispo sitif comprenant un mécanisme de freinage ne pré sentant pas la difficulté indiquée ci-dessus.
Le dispositif d'arrêt selon l'invention est caracté risé en ce qu'il comprend un câble d'arrêt destiné à s'engager avec le véhicule, un mécanisme de frei nage agencé pour freiner le câble quand ce dernier est accéléré par engagement avec le véhicule, et un mécanisme rotatif à inertie sensible à la décélération du câble et agencé pour réduire l'action de freinage du mécanisme de freinage quand cette décélération atteint une valeur déterminée. Le dessin annexé représente, à titre d'exemple, une forme d'exécution du dispositif objet de l'inven tion.
La fig. 1 en est une vue générale.
La fig. 2 en est une vue partielle à plus grande échelle.
La fig. 3 est une coupe, à plus grande échelle, d'un des mécanismes représentés à la fig. 2.
La fig. 4 est une vue en plan correspondant à la fig. 3.
La fig. 5 en est une coupe, à plus grande échelle, d'un autre mécanisme représenté à la fig. 2.
La fig. 6 est une vue prise dans le sens de la flèche X de la fig. 5.
Le dispositif représenté à la fig. 1 comprend un câble de détente 10 tendu initialement en travers d'une piste d'atterrissage 11 entre deux poteaux de fixation 12. Le câble 10 accroche la jambe de force de la roue avant d'un avion 13 qui atterrit et, quand il est tendu, il soulève un câble d'arrêt 14 dans la trajectoire des jambes de force des roues principales. Des parties faibles du câble de détente 10 se rompent alors.
Le câble d'arrêt 14 pourrait également être soulevé dans sa position d'interception par des char ges d'explosif. Chaque extrémité du câble d'arrêt 14 est reliée à une chaîne de roulement 15 qui passe à travers un guide de chaîne 16 et autour d'une roue à chaîne de freinage 17. Le brin libre de chaque chaîne s'étend librement le long d'un logement allongé 18 disposé le long de la piste 11.
Une unité de com mande 19 est disposée entre chaque guide de chaîne 16 et la roue à chaîne 17 adjacente et comprend, comme on le verra en détail plus loin, un mécanisme hydraulique qui commande un frein hydraulique de la roue 17 correspondante et actionné par la tension dans la chaîne 15 quand elle est entraînée hors du logement 18 par l'avion qui atterrit. Chaque unité de commande 19 (fig. 2, 3 et 4) comprend une base fixe 20 à laquelle est fixé un cylindre 21 contenant un piston 22.
La tige 23 du piston est fixée à un bâti 24 qui ne peut tourner mais qui est libre de glisser sur un plateau 25. Une roue à chaîne 26 est montée à rotation dans le bâti 24. La chaîne 15 passe sur cette roue 26. Un méca nisme rotatif à inertie 27, qui sera décrit en détail plus loin, est logé dans un évidement du bâti 24 et entraîné par la roue à chaîne 26.
Le cylindre 21 est connecté (fig. 2) par l'inter médiaire d'un mécanisme amortisseur et à étrangle ment 28 monté horizontalement à un frein hydrau lique 29 de la roue à chaîne 17. Une soupape d'échappement 30 est agencée pour s'ouvrir sous une pression déterminée afin d'empêcher l'application d'une pression de freinage excessive. Elle est montée du côté basse pression sur un réservoir 31 de liquide. Un manomètre 32, protégé pendant le fonctionne ment du dispositif d'arrêt par un robinet 33, est monté entre le frein 17 et le dispositif amortisseur 28 en vue des essais.
Un filtre 32, une pompe à main 33' et une soupape de retenue 34 sont montés dans le circuit entre le réservoir 31 et le dispositif amortisseur 28. La connexion d'entrée du mécanisme rotatif à inertie 27 est reliée à une conduite 3 5 conduisant au frein 29 et la connexion de sortie du mécanisme 27 est reliée au réservoir 31. Un robinet 36 à une voie est monté dans une conduite 37 court-circuitant la pompe, la soupape de retenue et le filtre et permet de libérer la pression dans ces éléments amorcés.
L'unité de commande 19 est amorcée avant l'em ploi en fermant le robinet 36 et en pompant du liquide au moyen de la pompe 33'à partir du réser voir 31 pour l'envoyer dans le cylindre 21. Le piston 22 est déplacé vers le fond du cylindre comme le montre la fig. 2 et déplace le bâti 24 et la. roue à chaîne 26 dans le même sens. La longueur de la chaîne entre le guide 16 (fig. 1) et la roue de frein 17, jusqu'ici rectiligne, est déviée de manière à faire un angle d'environ 1300.
Quand les jambes de force des roues principales de l'avion qui atterrit viennent en contact avec le câble 14 et commencent à dévier ce dernier, disposé initialement rectilignement à travers la piste 11, pour lui donner une forme en V, les chaînes 15 sont tirées hors des logements 18. Chaque chaîne s'accélère au tour de la roue de freinage 17 jusqu'à ce que le câble soit dévié de manière à former un angle de l'ordre de 90o. La vitesse d'atterrissage de l'avion n'a pas été sensiblement réduite à ce stade.
A ce moment cependant, la tension commence à monter dans le câble 14 et les chaînes 15 et, dans les zones com prises entre les guides 16 et les roues 17, chaque chaîne tend à devenir rectiligne et à déplacer le bâti 24, la roue à chaîne 26 et le piston 22 correspon dants dans le sens opposé au déplacement dû à la pompe à main 33'.
La pression hydraulique dans les cylindres 21 monte et commence à appliquer les freins 29. Quand les roues de freinage 17 sont freinées et la vitesse des chaînes 15 et de l'avion est réduite, la tension dans les chaînes 15 augmente de manière à augmen ter encore plus la charge de freinage, de sorte que dans des conditions idéales, l'avion est rapidement et progressivement amené au repos. En pratique cependant, la pression de freinage peut avoir tendance à s'établir trop rapidement, mais elle en est empêchée par la soupape d'échappement 30.
Le mécanisme rotatif à inertie 27 permet au dis positif d'arrêt d'être utilisé pour tous les types d'avions, quels que soient leur poids et leur vitesse d'atterrissage. Ce mécanisme est fixé à la roue à chaîne 26 et tourne ainsi sous l'action de la chaîne passant sur cette roue quand elle est entraînée par l'avion. Le mécanisme n'est pas sensible à l'accéléra tion du câble, approximativement pendant la pre mière seconde qui suit l'impact de l'avion, mais il est sensible seulement à la décélération qui se produit une fois que le frein a été appliqué.
En réponse à la décélération de la chaîne, et par conséquent de l'avion, au-delà d'une valeur de sécurité déterminée, il ouvre automatiquement une soupape permettant au liquide sous pression dans le frein de s'écouler à tra vers le mécanisme rotatif à inertie et de là dans le réservoir. La pression de freinage est ainsi tempo rairement abaissée pour libérer la tension de la chaîne.
Cependant, la pression provenant du cylindre applique à nouveau le frein presque immédiatement. Cela se passe extrêmement rapidement assurant une décélération constante et sûre déterminée par la force du ressort de commande dans le mécanisme rotatif à inertie.
Les freins 29 commandant la vitesse angulaire des roues 17 sont de préférence des freins à disques utilisés dans les roues d'avions.
Une fois que l'avion a été amené au repos, puis retiré de la piste, les chaînes sont remises dans leur logement 18, le câble de déclenchement 10 et le câble d'arrêt 14 sont remis en place et les unités de commande 19 sont amorcées de la manière décrite en vue du prochain atterrissage.
Le dispositif d'arrêt décrit peut être utilisé ailleurs que sur les pistes d'atterrissage. Il peut servir, par exemple, à arrêter les véhicules se déplaçant sur rails, notamment les véhicules monorail à haute vitesse.
Le mécanisme rotatif à inertie 27 représenté aux fig. 5 et 6 présente une entrée 40 (fig. 4) connectée à la conduite 35 (fig. 2) et une sortie 41 (fig. 4) connectée au réservoir 31. L'entrée 40 et la sortie 41 communiquent par un passage qui est normale ment fermé par une soupape 42 (fig. 5) maintenue en position fermée par un ressort 43.
Le mécanisme 27 comprend un arbre d'entrée 44 entraîné par la roue à chaîne 26 (fig. 4) et en traîne par un engrenage épicyclique 45 un arbre creux 46 dans lequel peut glisser une tige 47 d'une soupape de butée. Une cheville 48 fixée dans la tige 47 s'étend dans des fentes opposées 49 taillées dans l'arbre 46 et porte des organes suiveurs 50 qui enga- gent des surfaces de came en V 51 (fig. 6) sur un panneau d'entraînement 52. Un ressort 53 entoure la tige 47 et maintient les organes suiveurs 50 engagés avec les bases des surfaces de came 51. L'anneau 52 entraîne un volant 54 par l'intermédiaire d'un ressort d'entraînement 55.
Quand la chaîne 15 accélère pendant le stade initial de l'arrêt de l'avion, l'arbre d'entrée 44 accé lère et met le volant 54 en mouvement. Cependant, quand la chaîne décélère par suite de l'application du frein, l'arbre d'entrée 44 commence à retarder par rap port au volant, et quand la décélération est suffisante pour surmonter la force du ressort 53, les surfaces de came 51 poussent les organes suiveurs 50 et la tige 47 vers la gauche en regardant la fig. 5 pour ouvrir la soupape 42 et réduire ainsi la pression de freinage.
Device for stopping a vehicle The present invention relates to a device for stopping a vehicle, in particular an airplane on a runway.
Such runway stop devices are known, comprising a cable suspended horizontally between two vertical posts and arranged to hook the main legs of the landing gear of the aircraft. The ends of the cable are associated with deceleration devices which include heavy chains, hydraulic mechanisms, or other braking mechanisms. Such a stopping device is generally only used in an emergency if the normal wheel brakes are damaged or not suited to the particular case of landing.
These devices have the disadvantage of being able to be used only for airplanes in certain determined ranges of weight and landing speed. Thus, a stopping device comprising a positive braking device of a certain capacity can decelerate an aircraft of a certain type in a progressive and smooth manner, but if a much smaller and lighter aircraft presents itself, it is decelerated by. way too abrupt and can be seriously damaged.
The aim of the invention is to provide such a device comprising a braking mechanism which does not present the difficulty indicated above.
The stopping device according to the invention is characterized in that it comprises a stopping cable intended to engage with the vehicle, a braking mechanism arranged to brake the cable when the latter is accelerated by engagement with the vehicle. the vehicle, and a rotary inertial mechanism responsive to the deceleration of the cable and arranged to reduce the braking action of the braking mechanism when this deceleration reaches a determined value. The appended drawing represents, by way of example, an embodiment of the device which is the subject of the invention.
Fig. 1 is a general view.
Fig. 2 is a partial view on a larger scale.
Fig. 3 is a section, on a larger scale, of one of the mechanisms shown in FIG. 2.
Fig. 4 is a plan view corresponding to FIG. 3.
Fig. 5 is a section, on a larger scale, of another mechanism shown in FIG. 2.
Fig. 6 is a view taken in the direction of the arrow X in FIG. 5.
The device shown in FIG. 1 comprises a trigger cable 10 stretched initially across a landing strip 11 between two fixing posts 12. The cable 10 hooks the strut of the front wheel of an aircraft 13 which lands and, when it is stretched, it lifts a stop cable 14 in the path of the struts of the main wheels. Weak parts of the trigger cable 10 then break.
The stop cable 14 could also be lifted into its interception position by explosive charges. Each end of the stopper cable 14 is connected to a rolling chain 15 which passes through a chain guide 16 and around a brake chain wheel 17. The free end of each chain extends freely along it. an elongated housing 18 disposed along the track 11.
A control unit 19 is disposed between each chain guide 16 and the adjacent chain wheel 17 and comprises, as will be seen in detail later, a hydraulic mechanism which controls a hydraulic brake of the corresponding wheel 17 and actuated by the tension in the chain 15 when it is drawn out of the housing 18 by the landing aircraft. Each control unit 19 (fig. 2, 3 and 4) comprises a fixed base 20 to which is fixed a cylinder 21 containing a piston 22.
The piston rod 23 is fixed to a frame 24 which cannot rotate but which is free to slide on a plate 25. A chain wheel 26 is rotatably mounted in the frame 24. The chain 15 passes over this wheel 26. A chain wheel 26 is rotatably mounted in the frame 24. Inertial rotary mechanism 27, which will be described in detail later, is housed in a recess of the frame 24 and driven by the chain wheel 26.
The cylinder 21 is connected (Fig. 2) by means of a damper and throttle mechanism 28 mounted horizontally to a hydraulic brake 29 of the chain wheel 17. An exhaust valve 30 is arranged for s '' open under a specified pressure in order to prevent the application of excessive brake pressure. It is mounted on the low pressure side on a liquid reservoir 31. A manometer 32, protected during operation of the stop device by a valve 33, is mounted between the brake 17 and the damping device 28 for the purpose of testing.
A filter 32, a hand pump 33 'and a check valve 34 are mounted in the circuit between the reservoir 31 and the damping device 28. The inlet connection of the inertia rotary mechanism 27 is connected to a pipe 35 leading to the brake 29 and the output connection of the mechanism 27 is connected to the reservoir 31. A one-way valve 36 is mounted in a pipe 37 bypassing the pump, the check valve and the filter and allows the pressure in these to be released. primed items.
The control unit 19 is primed before use by closing the valve 36 and pumping liquid by means of the pump 33 'from the tank see 31 to send it into the cylinder 21. The piston 22 is moved. towards the bottom of the cylinder as shown in fig. 2 and moves the frame 24 and the. chain wheel 26 in the same direction. The length of the chain between the guide 16 (fig. 1) and the brake wheel 17, hitherto straight, is deflected so as to make an angle of about 1300.
When the struts of the main wheels of the landing aircraft come into contact with the cable 14 and begin to deflect the latter, initially arranged straight across the runway 11, to give it a V-shape, the chains 15 are pulled. outside the housings 18. Each chain accelerates around the braking wheel 17 until the cable is deflected so as to form an angle of the order of 90o. The aircraft's landing speed was not significantly reduced at this point.
At this point, however, the tension begins to rise in the cable 14 and the chains 15 and, in the areas comprised between the guides 16 and the wheels 17, each chain tends to become rectilinear and to move the frame 24, the wheel at chain 26 and the corresponding piston 22 in the opposite direction to the displacement due to the hand pump 33 '.
The hydraulic pressure in the cylinders 21 rises and begins to apply the brakes 29. When the brake wheels 17 are braked and the speed of the chains 15 and of the aircraft is reduced, the tension in the chains 15 increases so as to increase. even more the braking load, so that under ideal conditions the aircraft is quickly and gradually brought to rest. In practice, however, the brake pressure may tend to build up too quickly, but is prevented from doing so by the exhaust valve 30.
The rotary inertia mechanism 27 allows the stop device to be used for all types of aircraft, regardless of their weight and landing speed. This mechanism is fixed to the chain wheel 26 and thus rotates under the action of the chain passing over this wheel when it is driven by the aircraft. The mechanism is not sensitive to cable acceleration, approximately during the first second after impact of the aircraft, but is sensitive only to the deceleration that occurs after the brake has been applied. .
In response to the deceleration of the chain, and consequently of the aircraft, beyond a determined safety value, it automatically opens a valve allowing the pressurized fluid in the brake to flow through to the mechanism. rotary inertia and from there into the tank. The brake pressure is thus temporarily lowered to release the chain tension.
However, the pressure from the cylinder reapplies the brake almost immediately. This happens extremely quickly ensuring a constant and safe deceleration determined by the force of the control spring in the rotary inertia mechanism.
The brakes 29 controlling the angular speed of the wheels 17 are preferably disc brakes used in aircraft wheels.
Once the airplane has been brought to rest and then removed from the runway, the chains are returned to their housing 18, the release cable 10 and the stop cable 14 are put back in place and the control units 19 are initiated as described for the next landing.
The stop device described can be used elsewhere than on the airstrips. It can be used, for example, to stop vehicles moving on rails, especially high speed monorail vehicles.
The rotary inertia mechanism 27 shown in FIGS. 5 and 6 have an inlet 40 (fig. 4) connected to the pipe 35 (fig. 2) and an outlet 41 (fig. 4) connected to the reservoir 31. The inlet 40 and the outlet 41 communicate by a passage which is normally closed by a valve 42 (fig. 5) held in the closed position by a spring 43.
The mechanism 27 comprises an input shaft 44 driven by the chain wheel 26 (FIG. 4) and behind it by an epicyclic gear 45 a hollow shaft 46 in which a rod 47 of a stop valve can slide. A dowel 48 fixed in rod 47 extends into opposing slots 49 cut in shaft 46 and carries follower members 50 which engage V-shaped cam surfaces 51 (Fig. 6) on a drive panel. 52. A spring 53 surrounds the rod 47 and keeps the follower members 50 engaged with the bases of the cam surfaces 51. The ring 52 drives a flywheel 54 via a drive spring 55.
As chain 15 accelerates during the initial stage of aircraft stopping, input shaft 44 accelerates and sets flywheel 54 in motion. However, when the chain decelerates as a result of the application of the brake, the input shaft 44 begins to lag relative to the flywheel, and when the deceleration is sufficient to overcome the force of the spring 53, the cam surfaces 51 push the follower 50 and the rod 47 to the left, looking at FIG. 5 to open the valve 42 and thereby reduce the brake pressure.