飞机乘员保护系统的制作方法

专利名称：飞机乘员保护系统的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及飞机安全系统，其包括包含飞机坠毁减弱(crash attennuation) 系统的安全系统。
背景技术：
汽车产业普遍使用内置安全气囊以占据空间减轻乘员伤害。类似地，在与地面或水面接触时，外置安全气囊例如逃生舱被用于削弱对空中和空间飞行器的制动负荷。美国宇航局的火星漫游者和通用动力/格鲁曼F-Ill的乘员舱便是例子。在撞击时，安全气囊里的气体务必要释放出来以防止气体增压和随后再膨胀致使乘员加速向后倒。这种效应就是俗称的反弹。另外，气体可以释放出来以防止压力过大致使安全气囊失效。例如，气体释放可以通过不连续的排气口或通过形成一个安全气囊至少一部分外皮的多孔薄膜来完成。现有的外置安全气囊系统的缺点在于当具有向前和/或横向速度的飞机与坚硬表面撞击时不能防止飞机的撞击后向前翻滚或“翻跟头”。例如，参见图la-le，从(a)到 (e)示出了配备了现有的外置安全气囊系统12的飞机10在坠毁过程中经历的不同的点。 在(a)和(b)中，坠毁过程包含了飞机10同时具有向前和向下的速度。在(b)中，安全气囊系统12适时的展开了它的安全气囊14，但如(d)和(e)所示，由于飞机向前翻滚仍会引起一系列损害。因此，外置安全气囊系统中仍需要改进，尤其对配备有外置安全气囊系统的飞机进行强度过大(撞击后的)稳固性的改进。


为了更完整地理解本发明公开的内容，包括其特征和优点，特参考结合附图做以详细描述，其中图Ia-Ie示出了配备了现有的外置安全气囊系统的直升机的坠毁过程；图2为配备了外置安全气囊系统的直升机的透视图；图3为图2中所示的外置安全气囊系统所采用的安全气囊的透视图；图4a4c分别为全开的、半开的和关闭构造的排气阀的横截面视图；图5为图所示的排气板的图示；图6为图2所示的直升机的方框图；图7为说明图2所示的直升机的坠毁减弱系统的操作的方框图；图8示出了表示直升机飞行速度和打开排气区域之间关系的典型数据表；图9a_9d示出了配备依据本发明公开内容的外置安全气囊系统的直升机的坠毁过程；图10示出了本发明公开内容的外置安全气囊系统的安全气囊的横截面视图；图11示出了配备了可选外置安全气囊系统的直升机的透视图；图12示出了乘员保护系统的方框图13示出了图12所示乘员保护系统的更详细实施例的方框图；图14示出了坠毁减弱系统的排气系统的部分俯视图；图15示出了图14所示的排气系统的第一实施例的部分剖面图；图16示出了图14所示的排气系统的第二实施例的部分剖面图；图17示出了图14所示的排气系统的排气通道的横截面侧视图，以说明排气系统的排气阀的第一实施例；以及图18示出了图14所示的排气系统的排气通道的横截面侧视图，以说明排气系统的排气阀的第二实施例。
具体实施例方式本发明提供一些用于飞机的安全改进措施，其包含撞击探测系统、即将坠毁探测系统和可充气的飞机坠毁减弱系统。可充气的坠毁减弱系统可包含安全气囊，该安全气囊在发生撞击之前被充气，在撞击期间被可控制地排气，以防止飞机向前翻滚(pitch-over)。该系统可用在许多不同类型的飞机上，例如直升机、固定翼飞机和其它飞机，尤其可用于旋翼机。该系统通过基于所感知的坠毁条件提供排气阀的自动控制对现有技术作了改进，从而有效地转移撞击压力的中心并且防止飞机向前翻滚。图2示出了结合了依据本发明的坠毁减弱系统的直升机100。直升机100包括机身102和尾梁104。水平旋翼106为直升机100的飞行提供提升力和推进力。飞行员坐在处于机身102前部的座舱108里。从机身102的下部延伸出着陆撬110以支撑直升机100 处于坚硬的表面上，如地面。水平旋翼106或水平旋翼106的驱动系统出现问题可能迫使飞机以高于理想值的速率从高处落下。如果以过高的速率撞击地面或水面，直升机100的乘员可能会受伤，而直升机100可能因为施加于直升机100上的减速力而严重受损。为了减少这些力，在机身102 下面安装包括可充气的无孔安全气囊112和114的安全气囊组件111。尽管图中未示出，但是安全气囊112和114是以不充气的状态贮藏，而在坠毁减弱控制系统(下面描述)的控制下被充气。图3是安全气囊112的放大视图，其具有无孔囊116，无孔囊116密封于具有多个分立的排气口 118的壳体117中。图3示出了安全气囊112，需要注意的是安全气囊112和 114可以有大致相同的构造。在优选的实施例中，囊116是由包括弹性材料(例如凯夫拉尔 (Kevlar)和/或维克特拉(Vectran))的织物而制成的。排气口 118与囊116的内部相通， 允许气体可控地由安全气囊112中逸出。在所示的实施例中，排气口 118与外界空气相通， 但排气口 118亦可与一封闭空间相通，例如另一安全气囊或一贮气箱(accumulator)(未示出)。此外，虽然图3所示的实施例中示出了多个排气口，但是可选的实施例可以仅包含一个单个的排气口 118。参见图^_4c，每一排气口 118都有排气阀120以控制通过排气口 118的气体的流量。排气口 118和排气阀120共同构成了排气通道122，以引导气体排出安全气囊112。每个排气阀120都密封地装在壳体117里(或是装在一些实施例中的囊116里)，以防止排气口 118周围的气体泄漏，这迫使排出气体通过通道122流出。排气板IM被设置为在打开位置(例如如图如所示)、至少一中间位置(例如如图4b所示)、和关闭位置(例如如图 4c所示)之间是可移动的。图如示出了排气板IM处于打开位置，或打开状态，在这种状态下，可使最大量的气体从安全气囊112中通过通道122流出。图4b示出了排气板IM处于中间位置，或中间状态，在这种状态下，可使小于最大量的可选量的气体从安全气囊112 中通过通道122流出。图如示出了排气板124处于关闭位置，或关闭状态，在这种状态下， 可防止气体通过通道122从安全气囊112中流出。虽然只示出了一个中间位置，但应该能理解的是，为了控制被允许通过排气口 118从安全气囊112中流出的气体的量，可选择其它的不同的中间位置。此外，虽然示出的排气阀120为滑阀，但本领域技术人员能理解的是， 排气阀120可选地可以为其它适当类型的阀。对排气阀120的控制可通过任意数量的装置来完成，所述装置包括诸如电流变(electrorheological)装置。在一些实施例中，排气口 118可通过可选的爆脱(pop-off)压力释放机构进行密封，优选对压力敏感的织物125。在这样的实施例中，织物125 —旦爆脱，排气阀120就控制安全气囊112和114中的加压的空气释放。接下来参见图5，以下将更为详细地讨论，每个排气板IM可以选择性地定位于全开位置和全闭位置之间的任意位置。如图5所示，阴影区域127表示打开的排气区域，安全气囊112或114中的气体可通过通道122从这里流出。排气板可以根据想要的打开的排气区域127的量而被移动一段距离A。如果只有一个排气口 118，那么打开的排气区域127将是总的打开排气区域“S”；否则，每一个排气口 118的打开的排气区域127加起来，得到总排气区域“S”。总排气区域S是坠毁状况的函数S = /{χ,ζ,θ,φ,θ,φ,/\,...)式中，i表示向前速度，i表示向下或沉落的速度，θ表示俯仰角，Φ表示滚转角j 表示俯仰速率j表示滚转速率，以及△表示撞击表面的斜度(如，地面斜度)。图6示出了安装在机身102的下部的安全气囊112和114，并示出了依据本发明的坠毁减弱系统的其它组件。所示的安装于机身102内部的基于计算机的控制系统1 用于控制与安全气囊112和114相关联的部件的操作。每个安全气囊112、114都具有气体源 128，例如为安全气囊112、114充气的气体发生器。在一些实施例中，可以提供二级气体源， 如压缩气罐(未示出)，用于在坠毁后为安全气囊112、114再次充气，使得安全气囊112、 114可在水面着陆时用作悬浮装置。气体源1 可以是多种类型的，如气体产生化学装置或压缩的空气，以供安全气囊112、114充气用。另外，坠毁减弱系统具有传感器系统130，用于探测坠毁状况，如降落速率和/或地面接近程度，用以确定总排气区域S。安全气囊112、 114亦可具有水探测系统(未示出)，其可以具有安装在机身102上的数个传感器以探测在水中坠毁状况。气体源128、排气阀120以及传感器系统130与控制系统1 通信，允许控制系统1 进行通信，并监测、控制这些附属部件的操作。另外，控制系统1 可与飞行计算机或其它系统通信，以便飞行员控制坠毁减弱系统的操作。例如，可以给飞行员提供装置以超驰控制(override)、解除或装备坠毁减弱系统。为了方便起见，传感器系统130在图6中被显示为分立的部件。但是，需要注意的是传感器系统130的实际实施装置可包括一些位于直升机100上的不同位置的部件。例如， 传感器系统130可包含例如用于探测俯仰和滚转姿态、俯仰和滚转速率、空气速度、海拔高度、下降速率以及撞击面的斜度的传感器。
接下来参见图7，在一个示例性实施例中，传感器系统130被配置为探测不同的坠毁状况，其可以包含例如直升机100的下沉速度、向前的速度、俯仰和滚转姿态、俯仰和滚转速率以及近地状况中的一个或多个。控制系统126从传感器系统130接收代表探测到的坠毁状况的数据。在优选实施例中，控制系统1 是基于微处理器的系统，该基于微处理器的系统被设置为作为坠毁预报器运行。当控制系统126探测到在一定高度范围内的过大的近地速度，在直升机100撞击地面之前便触发气体源1 给安全气囊112、114充气(如方框126A所示)。同时，控制系统1 激活排气阀120以根据如方框126B所示的主动排气阀算法调整打开的排气区域。图8示出了可以由控制系统1 使用的、用于在126B调整打开的排气区域的关系的一个例子。在图8中，示出了在给定的下沉速度为每秒36英尺时打开的排气区域和直升机向前速度之间的关系的图表。直线134描绘了对于前部安全气囊112相对于向前速度的打开的排气区域，而直线136描绘了对于后部安全气囊114相对于向前速度的打开的排气区域。应该明白的是，对于不同的下沉速度，这个关系也会变化。这个关系也会根据其它一些因素而变化，例如飞机的特征，诸如飞机的重量和平衡，以及安全气囊的数量和特征。这些数据可利用已知的用于模拟坠毁结果的飞行仿真技术来确定，例如仿真软件。使用这样的技术，可基于对于不同的坠毁状况和打开的排气区域的坠毁结果的模拟来收集数据。图9a至9d示出了坠毁减弱系统的操作。在操作中，如果经传感器系统130感知即将坠毁，例如，在一定高度范围探测到近地速率过大，控制系统126在适当的时候触发气体源1 给安全气囊112、114充气使得恰好在安全气囊112、114接触撞击表面(地面或水面)时膨胀鼓起。图9a示出了控制系统1 根据从传感器系统130接收到的数据感知到即将撞击地面132。在图9b中，气体源1 被触发，致使安全气囊112和114恰好在接触地面132之前膨胀起来。控制系统126亦计算每个安全气囊112、114的打开的排气区域。在这种情况下，控制系统1 确定定坠毁状况与图8所示的直线138对应，这要求后部安全气囊114的打开的排气区域大于前部安全气囊112的打开的排气区域。相应地，在图9c中后部安全气囊114的打开的排气区域设为约0. 0205平方米的区域，前部安全气囊112的打开的排气区域设为约0. 0145平方米的区域。这样，如图9c所示，后部安全气囊114放气比前部安全气囊112快。结果，如图9d所示，直升机100无需经历向前翻滚便可停下。接下来参见图10，示出了安全气囊112、114的优选实施例的截面图。阴影区域140 表示安全气囊112、114与机身102下部相邻的部分。箭头142指向直升机100的前端。虚线144示出了在安全气囊112、114的顶部(阴影区域140)到底部146之间的最宽阔的部分。如图10所示，安全气囊在直线144处宽度为W，顶部140与直线144之间的距离Dl和底部146与直线144之间的距离D2是相等的，并根据以下关系来确定
WD\,D2 = ^-J=该几何形状对于最佳能量吸收管理最大化了毁坏距离的最大值。此外，曲线区域 148提供了反犁(anti-plow)，反铲(anti-scooping)几何形状，可辅助防止直升机100向前翻滚。接下来参见图11，示出了直升机200的另一实施例。如上所述，虽然主要讨论了关于两个安全气囊112、114的本发明的坠毁减弱系统，但是可选的实施例可具有另外的安全气囊。例如，图11所示的直升机200具有安全气囊组件211，其包含四个安全气囊212、 213、214和215。像直升机100—样，直升机200包含机身202和尾梁204。水平旋翼206 为直升机200的飞行提供提升力和推进力。飞行员坐在处于机身202前部的座舱208里。 从机身202的下部延伸出着陆撬210以将直升机200支撑在坚硬的表面上，如地面。水平旋翼206或水平旋翼206的驱动系统出现问题可能迫使飞机以高于理想值的速率从高处降落。如果在撞击地面或水面速率是一个以过高的值，直升机200的乘员可能会受伤，而直升机200可能因为施加于直升机200的减速力而严重受损。为了减少这些力， 在机身202下面安装可充气的无孔安全气囊212、213、214和215。尽管图中未示出，但是安全气囊212、213、214和215是以不充气的状态贮藏，且在坠毁减弱控制系统的控制下被充气。直升机200的坠毁减弱系统可依以上关于直升机100的描述进行操作。另外，和直升机100相比，直升机200提供了另外的横向翻滚预防能力。每一个安全气囊212、213、 214和215可在坠毁过程中独立地主动地排气。因此，若直升机200以一个横向速度接近地面，那么根据所探测到的坠毁状况，必要时位于直升机200 —侧的安全气囊212和214可比位于直升机200另一侧的安全气囊213和215排除更多或更少的气体，以防止直升机200 与地面撞击后发生翻滚。以上公开的内容描述了基于感知到的坠毁状况(如空气速度、下沉速度、俯仰姿态、滚转姿态、俯仰速率和滚转速率)主动地控制外置安全气囊的排气的系统和方法。该外置安全气囊的主动排气使得位于飞机外部的不同位置处的不同安全气囊在撞击时以不同的速率排气，从而移动了飞机的冲击压力的中心。接下来转到图12，示出了乘员保护系统(OPS) 300的方框图。OPS 300提供了一种根据不同的传感器302探测到的信号、电子地图以及其它可提供的数据来计算不同的撞击场景(向前/垂直速度、俯仰/滚转姿态、俯仰/滚转速度、撞击角度和可能的表面特征)的控制系统。于是控制系统算法被用来主动地控制和规划在整个飞机上的不同的安全系统。 OPS 300包含传感器系统302，该传感器系统302可以是上面所述的传感器系统130的一个实施例。OPS 300还包含撞击探测系统304和即将坠毁探测系统306，其中任何一个或两者皆可用作上面所述的控制系统126。即将坠毁探测系统306被设置为用于探测即将发生的坠毁，而撞击探测系统304被设置用于探测实际发生的坠毁。即将坠毁探测系统306与传感器系统302的一个或多个传感器进行通信。当飞机飞行时，即将坠毁探测系统306可设置为周期性地接收来自传感器系统302的一个或多个传感器的信息，以及来自其它飞机系统的其它可用数据。即将坠毁探测系统306被设置为评估接收到的信息以及确定是否存在在一定高度范围内过大的近地速度，如在在即将来临的撞击事件中会发生的那样。如果探测到即将发生坠毁，那么即将坠毁探测系统306被设置为与一个或多个即将坠毁安全系统310进行通信，以启动一系列的动作来保护飞机的乘员O撞击探测系统304被设置为用于探测是否正在或已经发生一场实际的撞击。当飞机飞行时，撞击探测系统304可被设置为周期性地接收来自传感器系统302的一个或多个传感器的信息，以及来自其它飞机系统的其它可用数据。撞击探测系统304被设置为评估接收到的信息以及例如通过探测到像在撞击过程中会发生那样的以向前和/或向下的速度突然停止或掉落来确定是否正在或已经发生一场撞击。若探测到撞击，撞击探测系统 304被设置为与一个或多个撞击安全系统308进行通信，以启动一系列的动作来保护飞机乘员。接下来转到图13，示出了 OPS 300的实施例的更详细的方框图。在图示实施例中，传感器系统302包含一个或多个如下部件一个或多个加速计312、全球定位系统 (GPS)和/或惯性导航系统(INS) 314、直升机地形感知与警告系统(HTAWS)和/或增强型近地警告系统(EGPWS) 316、测高仪318以及异频雷达收发机防撞系统(TCAS，Transponder Collision Avoidance System)320o撞击探测系统304包含撞击探测逻辑电路30 ，其接收和评估来自一个或多个加速计312的数据。撞击探测系统304评估来自加速计312的数据以确定是否正在发生或已经发生一场撞击。若探测到一场实际的撞击，撞击探测系统304可控制一个或多个撞击安全系统308采取在一场坠毁事件中所期望的一个或多个预设动作。图13示出了撞击安全系统308的如下例子内置安全气囊322、可折叠周期变距杆324、软踏板326、燃料截止阀 328、燃料通风(ventilation)装置330、灭火器332、出口照明系统334、门闩336以及应急定位发射系统(ELT) 338。撞击安全系统308可包含常规系统或在常规系统上作了改进的系统。如，内置安全气囊322可以为用在飞机和汽车上以在坠毁时帮助免受伤害的本领域中已知类型的内
置安全气囊。美国专利号为5，431，361、发明人为Carnell等人的美国专利中公开了一种可折叠周期变距杆，这里由此通过引用而被结合。Carnell等人公开的可折叠周期变距杆被设计为与能量减弱冲击(stroking)乘务员座椅结合使用。Carncll等人的周期变距杆与座椅机械连接，以便在一场严重的坠毁中周期变距杆由于座椅的冲击动作而发生位移。可折叠周期变距杆3M可与Carnell的周期变距杆相似，不同之处在于，致动器或类似装置用于根据来自撞击探测系统304的控制信号，使可折叠周期变距杆3M发生位移或折叠。类似地，如果探测到撞击，撞击探测系统304可控制软踏板3 折起、位移或变得可自由活动。这些措施有助于避免在坠毁时因强烈碰触周期变距杆和/或踏板而可能会发生的对飞行员的伤害。在撞击期间或之后，为了减小火灾风险，对一些系统进行控制。例如，可以控制关闭燃料截止阀3 和/或切断燃料泵，例如若飞机配置了全权数字发动机控制器(FADEC)， 可通过它来控制。类似地，为了防止易燃气体泄漏至可能包括火源的坠毁环境中，如因被损坏的电线产生火花，可关闭燃料通风装置330。此外，还可配备和/或激活灭火系统332。为便于飞行员和机务人员逃出飞机，可控制其它系统，如激活出口照明系统334， 解锁和/或打开门闩336。主动旋翼制动器可以使头顶上旋转的桨叶停止以保护乘员的头部。在水着陆和飞机进水的事件中，自动的安全带释放装置可加快逃生。最后，可激活应急定位发射系统(ELT) 338以使搜救队能定位飞机。另外，撞击探测系统304可向浮标控制器340发出撞击探测信号。浮标控制器340 也接收来自浸入式传感器342和地形数据库344的数据。根据接收到的数据，浮标控制器 340被设定用于在水着陆或坠毁到水里的事件中激活外置安全气囊和/或救生艇346。一旦飞机滚动或翻转，浮标可设定用于保持飞机内的可呼吸的透气空间。这些和其它系统皆可由撞击探测系统304激活，因为在真正的坠毁事件中它们是可取的，但除非已经发生真正的坠毁否则不应该激活它们，因为那样会妨碍飞机正常运行。 在撞击时为了提高安全性，可对被指定为即将坠毁安全系统310的其他系统进行控制，但是不要妨碍飞机正常运行，所以在一场真正的坠毁已经发生之前，对它们的激活要早于撞击安全系统308。即将坠毁探测系统306包括即将坠毁探测逻辑电路306a，其接收和评估来自传感器系统302的数据，传感器系统302可包括一个或多个加速计312、GPS和/或INS 314、 HTAWS和/或EPGWS 316、雷达测高仪318和TCAS 320。即将坠毁探测系统306也通过海况、风矢量评估器362接收来自大气数据计算机(ADC) 360的空气速度数据。来自传感器系统302的数据可由即将坠毁探测系统306进行评估以确定是否可能会发生撞击。若探测到即将坠毁，即将坠毁探测系统306可控制一个或多个即将坠毁安全系统310采取在一场即将坠毁事件中所期望的一个或多个预设动作。图13示出了即将坠毁安全系统310的如下例子自动闪光系统348、主动约束系统350、主动座椅控制系统352，以及可以是根据本文所公开的任一实施例的坠毁减弱系统，其包含主动排气控制器3M和外置安全气囊356。撞击安全系统308可包含常规系统或在常规系统上作了改进的系统。例如，自动闪光系统348可为用于使直升机减速的已知操纵类型的自动闪光系统，以降低向前速度和减小下降速率。即将坠毁探测系统306亦可发送数据至坠毁航向命令控制器364，其可确认飞机器状态(速度、速率、加速度等)以及对飞行控制系统366作出调整。主动约束系统350 可包括拉回约束系统，其中撤销对肩部的约束以使飞行员和机务人员的脊椎挺直。对于撞击来说，这有助于适当地安置人的位置，以在可能的范围内减少背部或颈部受伤的机会。在坠毁期间可激活主动座椅控制系统352以控制座椅向下冲击(stroke)，用以吸收一些撞击力。即将坠毁探测系统306亦可激活主动起落装置控制器370以伸开和固定起落装置372 用于使能量吸收最大化。现在转向图14-21，将对本文所公开的坠毁减弱系统的排气系统的不同实施例进行描述。尽管下面针对单个安全气囊描述排气系统进行，应该理解的是单个飞机上可以与多个安全气囊一起使用多个排气系统。例如，图14-21中所示的排气系统可与如图2所示的两个安全气囊的坠毁减弱系统一起使用，也可与如图11所示的四个安全气囊的坠毁减弱系统一起使用。图14示出了用于坠毁减弱系统的排气系统400的局部俯视图，所述排气系统400 包括安全气囊402(图14示出局部)和壳体404。排气系统400 —般可置于飞机下侧；不过，为了一览无余地看到排气系统400，图14中未示出飞机。安全气囊402可与安全气囊 112和114相同，而壳体404可与壳体117相同。排气系统400被设置用于控制气体能否从安全气囊402和壳体404中排出。排气系统400可由诸如上面所述的控制系统1 或控制器354的控制系统进行控制。图14亦示出了可由诸如控制系统1 或控制器354的控制系统控制的打气筒406，用于给安全气囊402充气。排气系统400包含排气通道408。排气通道408由刚性基板制成，如由金属板材或另一种刚性材料制成。排气通道408在壳体404里的第一开口引0和在安全气囊402与壳体404外部的第二开口 412之间延伸。一个或多个排气阀414设置在排气通道408中。排气阀414可包含主动阀，该主动阀，如上面关于排气口 118所述的可以被控制用来调节通过排气通道408的气体流量。排气阀414亦可包含爆脱阀，该爆脱阀被设计为在预设量的空气压力下爆裂。接下来转向图15，示出了排气系统400的部分切取的侧视图，以及都由飞机机身 416支持的安全气囊402和壳体404。在本实施例中，排气通道408的上侧与机身416的下侧齐平。在图15中，安全气囊402被充了气且支撑着机身416的至少一部分。在这种情况下，安全气囊402因飞机的重量被压缩，且安全气囊402的上部顶压着机身416和排气通道 408的下侧。排气通道408至少要足够长以超出安全气囊402的上部。否则，安全气囊402 的上部将形成密封，这可能会阻碍空气跑出安全气囊402。在图15中，排气通道包括排气阀414，该排气阀414可被控制以移动到实线所示的全开位置和虚线所示的全闭位置之间的任何位置。如上面关于排气口 118和排气阀120 的讨论，可选择排气阀414在全开和全闭位置之间的各个中间位置，以控制允许从安全气囊402通过排气通道408排出的气体量。当排气阀414全开或开一部分时，空气会沿箭头 418-420指示从安全气囊402里通过排气通道排出。当排气阀414全闭时，排气通道408被排气阀414密封住，从而空气不能通过排气通道408跑出。此外，在水着陆事件中，排气阀 414可全闭，以便既可以保持安全气囊402中的空气又防止安全气囊402进水。如图14所示，可选实施例可包含串联的多个排气阀414。接下来转向图16，示出了一可选实施例，其中排气通道408至少有一部分被容纳在飞机的机身416内。虽然所示排气通道408的底侧与机身416的下侧齐平，但是在可选实施例中排气通道408可延伸通过飞机其它部分。在所图示的实施例中，第二开口 412开在机身416的下侧。在可选的实施例中，第二开口可开在飞机的顶部、侧面或其它部分，只要第二开口不被安全气囊402堵塞即可。图16示出的实施例也示出了具有多个排气阀414的排气系统400的实施例的一个例子。如图16所示的排气系统400包含与主动排气阀414b串联的爆脱排气阀414a。另外的实施例可根据需要包含任意数量的排气阀414。接下来转向图17和18，分别示出了主动排气阀4Hc和414d实施例的更详细的视图，它们可结合或代替上面关于排气口 118所描述的主动排气阀120而与排气系统400 — 起所使用。应当理解的是这些仅为举例，可以对这些实施例进行一些改动，还有许多其它类型的可控阀可被用作主动排气阀414。参见图17，排气阀4Hc是主动排气阀414的一个实施例，其可被控制为全开(虚线所示)、全闭(实线所示)、或在全开和全闭位置之间部分打开位置的任意连续范围内部分打开，用于调节通过排气通道408的空气流。如图17所示，空气沿箭头似6所示方向从安全气囊402流动。排气阀4Hc包含排气板430，排气板430与排气通道408的至少一部分铰接。当处于全闭位置(实线所示)时，排气板430被设置为将排气通道408全密封，以使得当排气板430处于全闭位置时空气不能流过排气通道408。致动器432被连接到排气板430上。致动器432被设置为用于如由诸如上面所述的控制系统1 或控制器3M之类的控制系统所引导的，将排气板430移动至全闭位置(实线所示)、全开位置(虚线所示)、 以及两者之间的任意想要的位置。在图17示出的实施例中，排气通道408包含肩部434。肩部434有助于在排气通道408和排气板430之间提供更好的密封。肩部434亦可作为一个挡块，例如，在入水力的作用，防止排气板430向安全气囊402延伸过度而超过全闭位置，如在水着陆或坠毁时如果要部署安全气囊402则可能会发生的情况。在可选的实施例中，如图17所示肩部434可向上延伸到排气通道408里，而非从排气通道408向外延伸。接下来参见图18，排气阀414d包含许多和排气阀4Hc相同的部件，因此保留了许多相同的部件标号。排气阀4Hc与排气阀414d之间主要的不同之处在于排气阀414d包含一个可控的锁定系统440。锁定系统440包含致动器442或类似装置，该致动器442或类似装置可受控在实线所示的缩回位置和虚线所示的延伸位置之间移动。当致动器442处于缩回位置时，排气板430可由致动器432从关闭位置移动到任意想要的部分打开或全开位置。当致动器442处于延伸位置时，排气板430被锁定为全闭位置。虽然公开内容提及了至少一个作为例证的实施例，但是该描述不能认为具有限制的意义。对于本领域技术人员来说，基于所描述的内容，说明性实施例的各种修改和组合以及其它实施例都是显而易见的。
权利要求
1.一种用于飞机的乘员保护系统，其特征在于，所述系统包括 传感器系统，用于感知与飞机飞行相关的飞行信息；控制系统，包括即将坠毁探测系统和撞击探测系统； 第一组飞机系统，每一个飞机系统都可配置为撞击模式，其中 即将坠毁探测系统接收来自传感器系统的至少一些飞行信息，且至少部分地根据所接收到的飞行信息来确定是否可能发生坠毁；即将坠毁探测系统被设置为用于，如果即将坠毁探测系统确定可能发生坠毁，则向第一组飞机系统提供即将坠毁信号，以及第一组飞机系统被设置为用于一接收到来自即将坠毁探测系统的即将坠毁信号就自动地启动撞击模式，以及第二组飞机系统，每一个飞机系统都可配置为撞击模式，其中 撞击探测系统接收来自传感器系统的至少一些飞行信息，至少部分地根据所接收到的飞行信息来确定是否已经发生撞击；其中撞击探测系统被设置为用于，如果撞击探测系统确定已经发生撞击，则向第二组飞机系统提供撞击信号，以及其中第二组飞机系统被设置为用于一接收到来自撞击探测系统的撞击信号就自动地启动撞击模式。
2.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述撞击安全系统包括可折叠周期变距杆系统、软踏板系统、内置安全气囊系统、燃料切断系统、燃料罐通风系统、灭火系统、出口照明系统、门闩系统、和应急定位发射系统中的至少一个。
3.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述即将坠毁安全系统包括自动闪光操纵系统、主动约束系统、主动座椅系统、和外置安全气囊系统中的至少一个。
4.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述传感器系统包括全球定位系统GPS、惯性导航系统INS、直升机地形感知与警告系统HTAWS、增强型近地警告系统EGPWS、 雷达测高仪、异频雷达收发机防撞系统TCAS，浸入式传感器系统、和一个或多个加速计中的至少一个。
5.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述控制系统包括电子控制系统， 该电子控制系统包括处理器和存储器。
6.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述撞击探测系统接收来自加速计的至少一些飞行信息，且至少部分地根据从加速计所接收的飞行信息来确定是否已经发生撞击。
7.如权利要求6所述的乘员保护系统，其特征在于，所述撞击探测系统至少部分地根据由加速计正探测出的至少预设减速量来确定是否已经发生撞击。
8.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，所述即将坠毁探测系统至少部分地根据所接收到的有关于离地距离和飞机对地速度的飞行信息来确定是否可能发生坠毁。
9.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，第一组飞机系统的每一个飞机系统可配置为撞击模式，用于飞机为撞击做准备，以便为飞机乘员改善坠毁环境同时允许飞机的持续驾驶。
10.如权利要求1所述的乘员保护系统，其特征在于，第二组飞机系统的每一个飞机系统可配置为撞击模式，用于飞机为撞击做准备，以便以可能阻碍飞机的进一步驾驶的方式为飞机乘员改善坠毁环境。
11.一种用于飞机的乘员保护的方法，其特征在于，包括采用传感器系统感知与飞机飞行相关的飞行信息；以即将坠毁探测系统接收来自传感器系统的至少一些飞行信息；利用所述即将坠毁探测系统，至少部分地根据所接收到的飞行信息来确定是否可能发生坠毁；如果所述即将坠毁探测系统确定可能发生坠毁，由所述即将坠毁探测系统向第一组飞机系统提供即将坠毁信号，其中，第一组飞机系统被设置用于一接收到来自所述即将坠毁探测系统的所述即将坠毁信号就自动地启动撞击模式；以撞击探测系统接收来自传感器系统的至少一些飞行信息；利用所述撞击探测系统，至少部分地根据所接收到的飞行信息来确定是否已经发生撞击；以及如果所述撞击探测系统确定撞击已发生，由所述撞击探测系统向第二组飞机系统提供所述撞击信号，其中，第二组飞机系统被设置用于一接收到来自所述撞击探测系统的所述撞击信号就自动地启动撞击模式。
12.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述撞击安全系统包括可折叠周期变距杆系统、软踏板系统、内置安全气囊系统、燃料切断系统、燃料罐通风系统、灭火系统、出口照明系统、门闩系统、和应急定位发射系统中的至少一个。
13.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述即将坠毁安全系统包括自动闪光操纵系统、主动约束系统、主动座椅系统、和外置安全气囊系统中的至少一个。
14.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述传感器系统包括全球定位系统GPS、 惯性导航系统INS、直升机地形感知与警告系统HTAWS、增强型近地警告系统EGPWS、雷达测高仪、异频雷达收发机防撞系统(TCAQ、和浸入式传感器系统中的至少一个。
15.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述控制系统包括电子控制系统，该电子控制系统包括处理器和存储器。
16.如权利要求11所述的方法，其特征在于，以所述撞击坠毁探测系统接收至少一些飞行信息包括从加速计接收至少一些飞行信息；以及利用所述坠毁探测系统确定撞击是否已经发生是至少部分地基于从所述加速计所接收到的飞行信息。
17.如权利要求16所述的方法，其特征在于，利用所述撞击探测系统确定撞击是否已经发生是至少部分地基于由加速计正探测出的至少一预设减速量。
18.如权利要求11所述的方法，其特征在于，利用所述即将坠毁探测系统确定坠毁是否可能要发生是至少部分地基于所接收到的有关于离地距离和飞机对地速度的飞行信息。
19.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述第一组飞机系统的每一个飞机系统可配置为撞击模式，用于飞机为撞击做准备，以便为飞机乘员改善坠毁环境同时允许飞机的持续驾驶。
20.如权利要求11所述的方法，其特征在于，所述第二组飞机系统的每一个飞机系统可配置为撞击模式，用于飞机为撞击做准备，以便以可能阻碍飞机的进一步驾驶的方式为飞机乘员改善坠毁环境。
全文摘要
用于飞机上的乘员保护系统包括用于感知飞行条件信息的传感器系统和控制系统，控制系统包括即将坠毁探测系统和撞击探测系统。即将坠毁探测系统接收来自传感器的飞行信息，确定是否可能发生坠毁。如果探测到即将坠毁，即将坠毁探测系统激活第一组飞机系统的撞击模式。撞击探测系统接收来自传感器系统的飞行信息，确定是否已经或正在发生撞击。如果探测到撞击，撞击探测系统激活第二组飞机系统的撞击模式。
文档编号B64D25/00GK102481980SQ200980160661
公开日2012年5月30日 申请日期2009年7月27日 优先权日2009年7月27日
发明者A·T·希尔, C·E·科温顿, M·R·史密斯, N·莱帕斯, W·索恩本 申请人:贝尔直升机泰克斯特龙公司