[发明专利]一种电梯安全着陆系统及方法在审

专利信息
申请号: 201710940318.1 申请日: 2017-10-11
公开(公告)号: CN107572341A 公开(公告)日: 2018-01-12
发明(设计)人: 黄凡;李光华;陈安春;金博;魏奇章;许志伟 申请(专利权)人: 中国航天科技集团公司川南机械厂
主分类号: B66B5/28 分类号: B66B5/28;B66B5/04
代理公司: 中国航天科技专利中心11009 代理人: 武莹
地址: 646605*** 国省代码: 四川;51
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摘要:
搜索关键词: 一种 电梯 安全 着陆 系统 方法
【说明书】:

技术领域

发明涉及一种电梯安全着陆系统及方法,用于在电梯失控下坠过程中,将电梯下坠速度降低到安全范围,保障电梯内的人员及设备安全,避免出现严重人员及财产损失领域。

背景技术

随着社会的快速发展,高层建筑物越来越多,电梯的配置及使用日渐频繁,由此导致的电梯安全性事故也屡见不鲜。由于电梯运行时远离地面,若出现坠落事故则常常导致严重死伤,故电梯的安全性问题也越来越受到关注。

目前针对电梯安全系统设计,有人提出在电梯桥箱底部加装单一固体小火箭反推、安全气囊或油压缓冲系统,但是上述方案均无法有效及时降低电梯桥箱下坠速度,满足电梯在通道内任何位置发生坠落事故时安全保障需求,因此需要提出一种新的电梯安全着陆系统。

发明内容

本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种电梯安全着陆系统及方法,能够保障电梯桥箱在通道内任何位置处下坠时,均能够将电梯下坠速度降低到安全范围,保障电梯内的人员及设备安全,避免出现严重人员及财产损失。

本发明的技术解决方案是:一种电梯安全着陆系统,包括电梯桥箱、控制系统、速度传感器、燃气发生器、缓冲气囊、红外测距仪、反推火箭组;当电梯桥箱出现失控下降时,红外测距仪测量电梯桥箱到底部的距离,速度传感器测量电梯桥箱实时速度,控制系统控制固体小火箭组提供反向推力,降低电梯桥箱速度,然后燃气发生器工作,电梯桥箱底部的缓冲气囊充气打开。

所述的控制系统根据红外测距仪测量得到的距离、速度传感器测量得到的实时速度得到控制固体小火箭组、燃气发生器工作的时间或者标准的方法为:

(1)控制i个固体小火箭组提供反向推力,并判断电梯桥箱距离底部的距离、实时下降速度,其中,i为正整数且初值为1;

(2)当电梯桥箱在距离底部5m处的速度向下且不为0时,转入步骤(3),否则,i=i+1,并转入步骤;

(3)当电梯桥箱速度为0或者向上时,燃气发生器开始工作,打开电梯桥箱底部的缓冲气囊。

所述的反推火箭组包括7个固体小火箭,固体小火箭沿电梯桥箱径向均布,采用半导体桥式点火器,半导体桥式点火器进行冗余设计,选择高燃速改性双基推进剂。

所述的燃气发生器在电梯桥箱底部对称分布,采用半导体桥式点火器,半导体桥式点火器采取冗余设计。

所述的缓冲气囊的材料包括底布、涂层、磨损层,能够承受不高于230℃的燃气温度。

所述的燃气发生器为圆柱型结构,装填燃气发生剂药柱、过滤及冷却剂,点火药盒采用黑火药+硼硝酸钾药饼结构,过滤及冷却剂采用NaHCO3颗粒。

所述的反推火箭组为圆形法兰结构,均匀布置7个孔,7个孔分别装配固体小火箭,每个小火箭内部装填19根高燃速药柱,能够快速建推,工作的固体小火箭为轴对称。

所述的燃气发生器通过支座+抱箍的形式固体于电梯桥箱2底部,缓冲气囊折叠后包装在电梯桥箱2底部。

所述的燃气发生器设有过滤、降温部件,使得进入缓冲气囊的气体温度小于缓冲气囊材料的耐热温度。

一种电梯安全着陆方法,包括如下步骤:

(1)当电梯桥箱失控下降时,测量电梯桥箱到底部的距离、电梯桥箱实时速度;

(2)判断电梯桥箱到底部的距离、电梯桥箱实时速度,控制最小数量的固体小火箭工作,使得电梯桥箱速度在距离底部5m处向上运动或者速度为0,对电梯桥箱提供反向推力,当电梯桥箱速度为0或者向上运动时,燃气发生器开始工作,打开电梯桥箱底部的缓冲气囊。

本发明与现有技术相比的优点在于:

(1)本发明安全着陆系统及方法能够确保电梯桥箱在任何位置失效坠落时保障电梯内乘客的安全,避免出现严重人员及财产损失,具有很好的使用价值;

(2)本发明安全着陆系统及方法采用一个阵列的固体小火箭组,根据控制系统要求可以实时控制小火箭工作数量,保证能够降低电梯桥箱速度到合适范围;

(3)本发明安全着陆系统与现有技术相比,固体小火箭采用高燃速固体推进剂,能够快速产生推力,迅速反作用于电梯桥箱;

(4)本发明安全着陆系统燃气发生器采用低燃温燃气发生剂药柱,燃气清洁,燃温较低,点火药盒采用“黑火药+硼硝酸钾药饼”结构,能够可靠点燃燃气发生剂药柱,同时采用NaHCO3材料作为过滤及冷却剂,通过迷宫式燃气通道设计,保证燃气出口温度不高于200℃,具有很好的使用价值。

附图说明

图1为本发明的固体小火箭工作反推示意图;

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