[发明专利]一种射伞炮及开伞方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种保证飞机大迎角、失速/尾旋飞行试验安全的反尾旋伞系统，尤其涉及一种射伞炮及开伞方法。

背景技术

反尾旋伞一般安装在飞机尾部的承力结构上，当飞机无法正常改出失速/尾旋状态时，启动反尾旋伞系统，通过专门的开伞动力装置将伞射出到自由大气中，伞迅速张开并产生制动阻力，该力通过承力结构传递到飞机机体，由于该力的作用点距离飞机重心的距离较大，因此其分力会在飞机的偏航和俯仰方向造成很大的制动力矩从而使飞机滞转并低头下俯，达到改出失速/尾旋的目的，当飞机状态恢复正常后抛掉伞，此时飞机即可正常飞行。

反尾旋伞与飞机着陆阻力伞的工作环境不同，失速/尾旋时飞机的尾流场是非均匀的，反尾旋伞在涡流中无法正常打开。为快速可靠开伞，需要给伞包施加足够的动力，国内外常用的动力开伞方式为射伞火箭和射伞炮。

国内开展了基于射伞火箭开伞的反尾旋伞系统研制，形成了一套相对成熟的技术方案，同时也暴露了系统组成复杂、可靠性低、安全风险高等问题。资料显示，美国早在上世纪五、六十年代就已开始射伞炮的研究，至今已形成系列化的产品序列，以满足不同类型飞机的失速/尾旋试飞需求。开展射伞炮研制，对于提升我国反尾旋伞系统的研制水平具有重要意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种利用火工动力技术开伞的射伞炮，用于快速可靠地展开反尾旋伞。

本发明的技术方案：一种射伞炮，其特征在于，包括燃气动力单元7、活塞8、炮筒9、端盖11及伞包12；燃气动力单元7装在炮筒9一端的安装接口上；活塞8通过炮筒9另一端的开口端装入炮筒9内，并与装在炮筒9安装接口上的燃气动力单元7留有一定的间隙，再将伞包12自开口端装入炮筒9内，端盖11固定在炮筒9的开口端以压紧伞包12。

所述端盖11通过数枚剪切销钉10固定在炮筒9的开口端。

所述燃气动力单元7是高压燃烧室，装药燃烧产生的高温高压燃气通过喷口进入低压炮筒并继续膨胀做功，推动伞包12运动，剪断剪切销钉10，将伞包12加速到预订的出口速度。

所述伞包12为高密度封装的圆柱体状，包伞密度不低于0.5kg/dm³。

所述伞包12包括连接绳2、伞绳3、伞衣4及装伞套5；连接绳2、伞绳3、伞衣4压紧封包在装伞套5内。

射伞炮开伞方法：将射伞炮固定安装在飞机尾部承力结构上，连接绳2末端与飞机尾部承力结构连接，需要启动反尾旋伞时，利用燃气动力单元7高速燃烧产生高温高压燃气进入封闭炮筒中膨胀做功，将伞包加速推出炮筒，达到预定的出口速度；燃气作用消失之后伞包在惯性力和气动力作用下飞越飞行器后的涡流区，依次拉出连接绳2、伞绳3和伞衣4，使伞衣在稳定气流中可靠充气直至装伞套5完全剥离，伞衣4在远离机身涡流区的自由流中充气张开，从而完成开伞。

所述伞包12加速推出炮筒时，要达到预定的出口速度。

本发明的有益效果：反尾旋伞作为重大风险试飞科目的应急安全装置，系统的功能可靠性与安全性至关重要。本发明利用火工动力技术开伞的射伞炮，与射伞火箭开伞方式相比，具有开伞逻辑简单、可靠性高，安全性水平较高等优点。

附图说明

图1是本发明射伞炮开伞原理图；

图2是本发明射伞炮结构示意图。

其中：1－机身尾部 2－连接绳 3－伞绳 4－伞衣 5－装伞套

6－射伞炮 7－燃气动力单元 8－活塞 9－炮筒 10－剪切销钉

11－端盖 12－伞包

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

如图1和图2所示，一种射伞炮，包括燃气动力单元7、活塞8、炮筒9、端盖11及伞包12；燃气动力单元7装在炮筒9一端的安装接口上；活塞8通过炮筒9另一端的开口端装入炮筒9内，用于压力腔的密封及保护伞包12免受弹射过程中燃气流的热冲击，并与装在炮筒9安装接口上的燃气动力单元7留有一定的间隙，以保证燃气动力单元8点火性能要求。再将伞包12自开口端装入炮筒9内，端盖11通过数枚剪切销钉10固定在炮筒9的开口端以压紧伞包12。

所述燃气动力单元7是高压燃烧室，装药燃烧产生的高温高压燃气通过喷口进入低压炮筒并继续膨胀做功，推动伞包12运动，剪断剪切销钉10，将伞包12加速到预订的出口速度。

所述伞包12为高密度封装的圆柱体状，包伞密度不低于0.5kg/dm³。