ES2978535T3 - Sistema de airbag autoadaptativo para aeronave - Google Patents
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Abstract
Sistema de airbag para aeronaves de tipo autoadaptativo que comprende un primer conjunto de airbag (3) soportado por el fuselaje (4) de la aeronave y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, desde un lado inferior (4a) del fuselaje (4) de la aeronave y al menos un segundo conjunto de airbag (5) soportado por el fuselaje (4) y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, desde el lado inferior (4a) del fuselaje (4) de la aeronave. Cada primer y segundo conjunto de airbag (3, 5) está configurado para activarse parcial o completamente para llevar a cabo alternativamente una primera disposición en la que el cuerpo del airbag se extiende una primera longitud (H1) desde el fuselaje de la aeronave y una segunda disposición en la que el cuerpo del airbag se extiende una segunda longitud (H2) mayor que la primera longitud (H1) desde el fuselaje de la aeronave. La activación parcial/total de cada primer/segundo conjunto de airbag (3, 5) se basa en parámetros detectados por la aeronave antes del impacto con el suelo o una superficie de agua. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
Description
DESCRIPCIÓN
Sistema de airbag autoadaptativo para aeronave
Referencia cruzada con solicitudes relacionadas
Esta solicitud de patente reivindica la prioridad respecto a la solicitud de patente italiana n.° 102019000018731, presentada el 14/10/2019.
Campo técnico
La presente invención se refiere a una aeronave provista de un sistema de airbag autoadaptativo.
Antecedentes de la invención
En casos de emergencia/fallo, las aeronaves pueden verse obligadas a realizar aterrizajes sin tren de aterrizaje (aterrizaje de emergencia) o incluso aterrizajes sobre el agua (amerizaje forzoso) cuando es imposible llegar a una pista adecuada. Estas operaciones son siempre muy arriesgadas y solo tienen éxito si el piloto y la tripulación pueden aplicar completamente los procedimientos del manual de vuelo en estas situaciones de emergencia.
En particular, en caso de amerizaje forzoso, los manuales de vuelo prevén, entre otras cosas, que el impacto entre la superficie del agua y el fuselaje de la aeronave debe producirse de acuerdo con un ángulo de inclinación objetivo con respecto a la horizontal (ángulo de cabeceo) para lograr el mejor comportamiento de impacto dinámico, minimizar las cargas soportadas por la estructura y evitar que la aeronave se destruya.
La potencia del motor en condiciones de amerizaje forzoso suele ser muy baja o nula y el accionamiento de las superficies de control primarias (elevadores y alerones) y secundarias (flaps y timón) a menudo se logra con fuentes de energía auxiliares, tales como baterías de reserva, de duración y potencia limitadas. En consecuencia, la capacidad de control de la aeronave es problemática y puede ser bastante difícil para el piloto lograr impactar con el agua con el valor de ángulo de cabeceo previsto en el manual.
En casos de aterrizaje de emergencia, uno o ambos de los trenes de aterrizaje principales (MLG) y/o el tren de aterrizaje secundario (generalmente, el tren de aterrizaje de morro, NLG) podría no estar disponible debido a un fallo del sistema de accionamiento mecánico/hidráulico, es decir, no se extienden completamente desde su alojamiento en el fuselaje, o permanecen desbloqueados en la posición extendida debido a un fallo del sistema de bloqueo.
Para aumentar la seguridad de la aeronave en las condiciones de emergencia descritas anteriormente, se han propuesto sistemas de airbag en los campos aeronáutico y aeroespacial que están adaptados para entrar en acción antes de que la aeronave impacte para reducir las cargas de impacto.
Antecedentes de la técnica conocida
La patenteUS8418957describe un sistema de atenuación de colisiones para una aeronave, en el que un airbag transportado por la aeronave es inflable en el exterior de la aeronave. El airbag tiene al menos un respiradero para liberar gas desde el interior del airbag.
Una fuente de gas está en comunicación con el interior del airbag para inflar el airbag con el gas generado por la fuente de gas.
La solicitud de patenteUS20070284863describe un módulo de airbag con generación de gas integrada que no requiere un inflador separado o un filtro separado.
La patenteUS100997786describe un sistema de airbag para vehículos aéreos no tripulados (VANT) adaptado para proteger la aeronave contra impactos. El airbag puede rodear al menos parcialmente el VANT, permitiendo al menos una operatividad parcial del VANT incluso después de un impacto. En algunas realizaciones, el airbag podría inflarse justo antes de que la aeronave no tripulada haga contacto con otro objeto volador. Los documentos US9452843 y WO8912778 divulgan otros ejemplos de la técnica anterior de múltiples bolsas de aire debajo del fuselaje.
La principal limitación que tienen los sistemas de airbag conocidos es la falta de capacidad de autoadaptación que permita modificar la estructura del airbag basándose en las condiciones de funcionamiento, en particular, de acuerdo con el ángulo de cabeceo.
El objetivo de la presente invención es proporcionar una aeronave provista de un sistema de airbag que supere los problemas de la técnica conocida.
Sumario de la invención
El objetivo anteriormente mencionado se logra mediante la presente invención, que se refiere a una aeronave provista de un sistema de airbag autoadaptativo del tipo descrito en la reivindicación 1.
Breve descripción de los dibujos
La invención se explica con referencia a los dibujos adjuntos, que muestran una realización no limitativa, en los que:
• la Figura 1 muestra esquemáticamente una aeronave provista de un sistema de airbag autoadaptativo construido de acuerdo con una primera realización de la presente invención;
• las Figuras 2, 3 y 4 muestran el funcionamiento del sistema de airbag de la Figura 1;
• La Figura 5 muestra esquemáticamente una aeronave provista de un sistema de airbag autoadaptativo construido de acuerdo con una segunda realización de la presente invención:
• las Figuras 6, 7 y 8 muestran el funcionamiento del sistema de airbag de la Figura 5;
• la Figura 9 muestra un detalle del sistema de airbag de acuerdo con la presente invención; y
• la Figura 10 muestra la lógica de activación del sistema de airbag de acuerdo con la presente invención.
Descripción detallada de la invención
En la Figura 1,el número de referencia 1 indica un sistema de airbag para aeronaves de un tipo autoadaptativo que comprende un primer conjunto de airbag3transportado por el fuselaje4de la aeronave y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, desde un lado inferior4adel fuselaje de la aeronave y al menos un segundo conjunto de airbag5también transportado por el fuselaje 4 y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, también desde el lado inferior 4a del fuselaje 4 de la aeronave.
Los conjuntos de airbag, primero y segundo, 3, 5 están separados el uno del otro a lo largo del fuselaje 4 de la aeronave.
Con mayor detalle, en el ejemplo de las Figuras 1-5, el primer conjunto de airbag 3 de tipo delantero (FWD) está a una distancia más corta D1 de la porción de extremo frontal 7 de la aeronave en comparación con la distancia D2 a la que está el segundo conjunto de airbag 5 de tipo trasero (AFT) de dicha parte delantera porción de extremo 7. En esta realización, los conjuntos de airbag 3 y 5 están alineados a lo largo de una dirección longitudinal de la aeronave y se usan para reducir las cargas aplicadas al fuselaje 4 en el caso de que la aeronave realice un aterrizaje de emergencia sobre una superficie de agua. Estos aspectos se explicarán en lo sucesivo.
Con mayor detalle, en el ejemplo de las Figuras 5-8, el primer conjunto de airbag 3 y el segundo conjunto de airbag 5 están dispuestos en lados opuestos del fuselaje 4 cerca del alojamiento de los trenes de aterrizaje principales del lado derecho e izquierdo 10a, 10b (mostrados esquemáticamente) y están dispuestos en lados opuestos con respecto al eje longitudinal de la aeronave para reducir las cargas resultantes del impacto del fuselaje de la aeronave con el suelo en condiciones de fallo de uno o ambos trenes de aterrizaje 10a, 10b.
De acuerdo con la presente invención, cada uno del primer y del segundo conjunto de airbag 3, 5 está configurado para activarse parcial o completamente para llevar a cabo alternativamente una primera disposición en la que el cuerpo de airbag se extiende a una primera longitud H1 desde el fuselaje 4 de la aeronave y una segunda disposición en la que el cuerpo de airbag se extiende a una segunda longitud H2, mayor que la primera longitud H1, desde el fuselaje 4 de la aeronave.
En el ejemplo mostrado (véase la Figura 9), el primer/segundo conjunto de airbag 3, 5 comprende una primera carcasa inflable 12 configurada para asumir, cuando se infla en uso, una forma toroidal alrededor de un eje 13 y una segunda carcasa inflable 14 transportada por la primera carcasa 12 y configurada para asumir, cuando se infla en uso, una forma cilindrica alrededor del eje 13 con una porción alargada 16 que se extiende axialmente a través de la abertura central de la primera carcasa inflable toroidal 12.
La primera carcasa inflable 12 está conectada al menos a una fuente de gas 20 de tipo pirotécnico o de cualquier otro tipo que garantiza su rápida expansión equivalente adaptada para crear la presión apropiada en las paredes de la carcasa 12, situada en un lugar especialmente provisto, la carcasa dedicada (kit) montada total o parcialmente en el exterior del fuselaje 4 y el extremo libre de la porción alargada 16 está conectado a una fuente de gas 22 con las mismas características descritas anteriormente para la fuente 20. Ambas fuentes de gas 20, 22 pueden activarse mediante una unidad de control electrónico 30. Cuando solo se activa la primera fuente de gas 20, solo se lleva a cabo el despliegue de la primera carcasa 12, que tiene una dimensión axial próxima a H1, cuando ambas fuentes de gas 20 y 22 están activadas, se lleva a cabo el despliegue de ambas carcasas 12 y 14, que juntas tienen una dimensión axial general H2. Ambas carcasas 12 y 14 están equipadas con respectivas válvulas 32, 33 que se abren cuando la presión dentro de la carcasa 12, 14 supera un valor umbral.
La distancia longitudinal L entre el primer conjunto de airbag 3 y el segundo conjunto de airbag 5 se define de acuerdo con la corrección máximaA0<máx>. del ángulo de cabeceo al impactar, basándose en la relación:
A0<máx>.= arctang (t2/L)
donde L es la distancia longitudinal y t2 es la dimensión axial de la segunda carcasa inflada 14.
Como se explicará en detalle en lo sucesivo, la unidad de control electrónico 30 está adaptada para detectar parámetros de la aeronave antes del impacto con la superficie del agua o el suelo para llevar a cabo la activación parcial/total de cada primer/segundo conjunto de airbag 3, 5 y reducir las cargas de impacto.
El funcionamiento de la unidad de control electrónico 30 se describe en el diagrama de flujo de la Figura 10.
Tras la activación del sistema (bloque 100), el operador puede elegir (también a través de un selector manual) la activación del sistema de airbag 1 en un modo de aterrizaje de emergencia sobre el agua (bloque 110, modo de amerizaje forzoso) y un modo de aterrizaje en tierra con fallo de uno o ambos trenes de aterrizaje principales (bloque 120, modo de colisión).
En el primer caso, el bloque 110 va seguido del bloque 130, que procede a la lectura de la altura H<oe>de la aeronave a través de los instrumentos de vuelo (altímetro). Cuando la altura H<oe>está por encima de un valor de activación H<0e>-<lim>, el sistema permanece en un bucle (el bloque 140 va seguido del bloque 130), de lo contrario, el bloque 140 va seguido del bloque 150, que procede a la lectura del ángulo de cabeceo de la aeronave. Estos datos también están disponibles a partir de los instrumentos de vuelo.
Basándose en los datos detectados en el bloque 150, la unidad de control electrónico 30 está adaptada para controlar: o la activación total del primer conjunto de airbag 3 y del segundo conjunto de airbag 5 cuando el ángulo de cabeceo medido es igual o muy próximo a, de acuerdo con una tolerancia prescrita, un ángulo de cabeceo objetivo previsto en los manuales de vuelo para reducir las cargas de impacto (bloque 160, Figura 2): por ejemplo, la situación descrita anteriormente se produce cuando el ángulo de cabeceo medido (en grados sexagesimales) es simultáneamente mayor o igual que el ángulo de cabeceo objetivo (en grados sexagesimales) disminuido en 1 grado sexagesimal (tolerancia prescrita) y menor o igual que el ángulo de cabeceo objetivo (en grados sexagesimales) aumentado en 1 grado sexagesimal (tolerancia prescrita);
o la activación total del primer conjunto de airbag 3 y la activación parcial del segundo conjunto de airbag 5 cuando el ángulo de cabeceo medido es mayor que el ángulo de cabeceo objetivo más allá de una tolerancia prescrita (bloque 170, Figura 3): por ejemplo, la situación descrita anteriormente se produce cuando el ángulo de cabeceo medido (en grados sexagesimales) es mayor que el ángulo de cabeceo objetivo (en grados sexagesimales) aumentado en 1 grado sexagesimal (tolerancia prescrita);
o la activación parcial del primer conjunto de airbag 3 y la activación total del segundo conjunto de airbag 5 cuando el ángulo de cabeceo medido es menor que el ángulo de cabeceo objetivo más allá de una tolerancia prescrita (bloque 180, Figura 4): por ejemplo, la situación descrita anteriormente se produce cuando el ángulo de cabeceo medido (en grados sexagesimales) es menor que el ángulo de cabeceo objetivo (en grados sexagesimales) disminuido en 1 grado sexagesimal (tolerancia prescrita).
Las operaciones descritas anteriormentecontribuyen a modificar, al impactar con la superficie del agua, el primer punto de la aeronave (es decir, el primer o segundo conjunto de airbag 3, 5) que entra en contacto con el agua corrigiendo, al menos parcialmente, el ángulo de cabeceo al impactar, para hacer que esté lo más cerca posible del ángulo objetivo.
El bloque 120 va seguido del bloque 190, que procede a la lectura de la altura H<oe>de la aeronave a través de los instrumentos de vuelo (altímetro). Cuando la altura H<oe>está por encima de un valor de activación H<oe-lím>, el sistema permanece en un bucle (el bloque 200 va seguido del bloque 190), de lo contrario, el bloque 200 va seguido del bloque 210, que procede a la lectura del estado operativo/de fallo de los trenes de aterrizaje principales de la aeronave. Estos datos también están disponibles a partir de los instrumentos de vuelo.
o Cuando ambos trenes de aterrizaje principales están en un estado de no extensión o de extensión desbloqueada, se desencadena la activación completa de los conjuntos de airbag, primero y segundo, 3, 5 (bloque 220, Figura 7);
o cuando el tren de aterrizaje principal derecho 10a está en un estado de no extensión o de extensión desbloqueada, se desencadena la activación del conjunto de airbag 3 dispuesto cerca de la carcasa de ese tren de aterrizaje (bloque 230, Figura 6); y
o cuando el tren de aterrizaje principal izquierdo 10b está en un estado de no extensión o de extensión desbloqueada, se desencadena la activación del conjunto de airbag 5 dispuesto cerca de la carcasa de ese tren de aterrizaje (bloque 240, Figura 8).
De esta forma, la unidad de control electrónico 30 controla la activación del primer y/o segundo conjunto de airbag 3, 5 junto al tren o trenes de aterrizaje en el estado de fallo.
Las operaciones descritas anteriormentecontribuyen a mitigar los efectos de la colisión debido a la falta parcial o total de tren de aterrizaje con la activación de los conjuntos de airbag 3, 5 en uno o ambos lados del fuselaje.
En un ejemplo que no está cubierto por las reivindicaciones adjuntas, el sistema descrito se puede instalar fácilmente en una aeronave existente sin cambios sustanciales en el diseño del fuselaje. Por tanto, el sistema se puede configurar como un kit de mejora de una aeronave específica, permitiendo que el sistema se ofrezca como modificación retroactiva para aeronaves que ya están en servicio.
Claims (4)
1. Aeronave que tiene un fuselaje (4) y está provista de un sistema de airbag para la aeronave de un tipo autoadaptativo que comprende un primer conjunto de airbag (3) transportado por el fuselaje (4) y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, desde un lado inferior (4a) del fuselaje (4) de la aeronave y al menos un segundo conjunto de airbag (5) transportado por el fuselaje (4) y adaptado para extenderse, cuando se infla tras su activación, desde el lado inferior (4a) del fuselaje (4) de la aeronave, estando los conjuntos de airbag, primero y segundo, (3, 5) separados el uno del otro a lo largo del fuselaje (4) de la aeronave,
en donde cada primer y segundo conjunto de airbag (3, 5) está configurado para activarse parcial o completamente para llevar a cabo alternativamente una primera disposición en la que el cuerpo de airbag se extiende a una primera longitud (H1) desde el fuselaje de la aeronave y una segunda disposición en la que el cuerpo de airbag se extiende a una segunda longitud (H2), mayor que la primera longitud (H1), desde el fuselaje de la aeronave; el sistema de airbag está provisto de una unidad de control electrónico (30) adaptada para detectar parámetros de vuelo de dicha aeronave antes del impacto con el fin de llevar a cabo la activación parcial/total de cada primer/segundo conjunto de airbag (3, 5) y reducir las cargas de impacto, en donde el primer conjunto de airbag (3) y el segundo conjunto de airbag (5) están dispuestos separados el uno del otro a lo largo del fuselaje (4) y están adaptados para reducir las cargas, resultantes de un impacto contra el agua del fuselaje de la aeronave; estando dicha unidad de control electrónico (30) adaptada para detectar el ángulo de cabeceo previsto al impactar contra la superficie del agua y estando configurada para comparar el ángulo de cabeceo detectado con un ángulo de cabeceo objetivo previsto por los manuales de vuelo para reducir las cargas de impacto:
estando dicha unidad de control electrónico (30) adaptada para controlar, basándose en los resultados de la comparación, la activación parcial o total de dicho primer y de dicho segundo conjunto de airbag (3, 5); caracterizada por que
cada primer y segundo conjunto de airbag (3, 5) comprende una primera carcasa inflable (12) configurada para asumir, en uso, una forma toroidal alrededor de un eje (13) y una segunda carcasa inflable (14) transportada por la primera carcasa (12) y configurada para asumir, en uso, una forma cilíndrica alrededor del eje (13) con una porción alargada (16) que se extiende axialmente a través de la abertura central de la primera carcasa inflable toroidal (12); caracterizada además por que
la primera carcasa inflable (12) está conectada al menos a una primera fuente de gas (20) y el extremo libre de la porción alargada (16) está conectado al menos a una segunda fuente de gas (22); ambas fuentes de gas (20, 22) son activables por dicha unidad de control electrónico (30); cuando solo se activa la primera fuente de gas (20), la activación parcial de dicho primer conjunto de airbag se lleva a cabo con el despliegue de solo la primera carcasa y cuando ambas fuentes de gas (20, 22) se activan, la activación total de dicho primer el conjunto del airbag se lleva a cabo con el despliegue de ambas carcasas (12, 14).
2.Aeronavede acuerdo con la reivindicación 1, en donde dicha unidad de control electrónico (30) está configurada para controlar:
la activación total (160) de dicho primer conjunto de airbag (3) y de dicho segundo conjunto de airbag (5) cuando el ángulo de cabeceo detectado es igual o muy próximo al ángulo de cabeceo objetivo de acuerdo con una tolerancia prescrita;
la activación total (170) de dicho primer conjunto de airbag (3) y la activación parcial de dicho segundo conjunto de airbag (5) cuando el ángulo de cabeceo detectado es mayor que el ángulo de cabeceo objetivo más allá de una tolerancia prescrita; y
la activación parcial (180) de dicho primer conjunto de airbag (3) y la activación total de dicho segundo conjunto de airbag (5) cuando el ángulo de cabeceo detectado es menor que el ángulo de cabeceo objetivo más allá de una tolerancia prescrita.
3.Aeronavede acuerdo con la reivindicación 2, en donde dicho primer conjunto de airbag (3), de tipo frontal, está a una distancia más corta (D1) de la porción de extremo frontal (7) de la aeronave con respecto a la distancia (D2) a la que está el segundo conjunto de airbag (3), de tipo trasero, de dicha porción de extremo frontal (7).
4.Aeronavede acuerdo con la reivindicación 2 o 3, en donde dicha unidad de control electrónico (30) está configurada para detectar la altitud de la aeronave (130) para permitir (140) la activación parcial o total de los conjuntos de airbag, primero y segundo, (3, 5) cuando la altitud es inferior a un valor límite de activación.
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