DE69106694T2 - Aircraft crew rescue apparatus. - Google Patents

Description

Hintergrund der ErfindungBackground of the invention

Diese Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeugschutzsystem und betrifft insbesondere ein Besatzungsschutzsystem für sicheren Ausstieg aus einem Flugzeug, insbesondere einem Überschallflugzeug, und zwar in Notfallsituationen, zum Beispiel in dem Fall eines nichtbefohlenen Versagens oder der Explosion des Hauptbrennstofftanks.This invention relates to an aircraft protection system and in particular to a crew protection system for safe egress from an aircraft, in particular a supersonic aircraft, in emergency situations, for example in the event of an uncommanded failure or explosion of the main fuel tank.

Der bisherige Stand der Technik hat das Problem des Schutzes der Besatzung eines Flugzeugs vor den Wirkungen eines plötzlichen Überdrucks, der durch ein katastrophales Versagen des Fahrzeugbrennstoff- oder -treibstoffhaupttanks erzeugt wird, nicht angesprochen. Der Stand der Technik behandelt hauptsächlich befohlene oder gewidmete bzw. dafür bestimmte Systeme zum Entfernen des Besatzungsabteils von dem Rest eines Flugzeugs in einem Notfall, behandelt aber nicht Mittel zum Aktivieren oder Initiieren von Besatzungsausstiegs- oder -rettungssystemen auf Grund des nicht-befohlenen katastrophalen Versagens des Flugzeugs auf Grund einer Treibstofftankexplosion. Ferner erfordern vorhandene Besatzungsschutzkonzepte unakzeptable Zugeständnisse bezüglich des Gewichts und sind nicht kostenwirksam.The prior art has not addressed the problem of protecting the crew of an aircraft from the effects of sudden overpressure caused by a catastrophic failure of the vehicle fuel or main fuel tank. The prior art primarily addresses commanded or dedicated systems for separating the crew compartment from the rest of an aircraft in an emergency, but does not address means for activating or initiating crew egress or rescue systems in response to uncommanded catastrophic failure of the aircraft due to a fuel tank explosion. Furthermore, existing crew protection concepts require unacceptable weight concessions and are not cost effective.

US-Patent 4,580,746 zeigt ein Kapsel- und Raketenextraktionssystem zum Vorsehen eines Systems zum Ausstieg während des Fluges für den Piloten eines beschädigten Flugzeugs, wobei Mittel vorgesehen sind zum aufeinanderfolgenden Betätigen einer Kapsel-Extraktionseinrichtung zum Trennen der Kapsel von dem Hauptflugzeugrumpf und dann zum Betätigen einer Rakete zum Herausziehen oder Extrahieren des Piloten aus der Kapsel.US Patent 4,580,746 shows a capsule and rocket extraction system for providing an in-flight egress system for the pilot of a damaged aircraft, wherein means are provided for sequentially actuating a capsule extraction device to separate the capsule from the main aircraft fuselage and then to operate a rocket to pull or extract the pilot from the capsule.

US-A-3,979,005 zeigt ein Flugzeug, das einen Hauptteil bzw. ein Hauptfahrzeug mit einem Brennstofftank sowie einen vorderen Teil oder Vorderkörper aufweist, welcher an den Hauptteil gekoppelt ist, wobei der vordere Teil eine Besatzungskabine enthält und von dem Hauptteil lösbar ist, um von Zeit zu Zeit eine Inspektion oder Überprüfung des Brennstofftanks zu gestatten. Ferner ist eine Trennwand in dem vorderen Teil zwischen der Besatzungskabine und dem Brennstofftank vorgesehen.US-A-3,979,005 shows an aircraft having a main body or main vehicle with a fuel tank and a front part or front body which is coupled to the main body, the front part containing a crew cabin and being detachable from the main body to allow inspection or checking of the fuel tank from time to time. Furthermore, a partition wall is provided in the front part between the crew cabin and the fuel tank.

Andere Beispiele des Standes der Technik, die verschiedene Formen von Besatzungsausstiegs- oder -rettungsmechanismen für Flugzeuge zeigen, umfassen die US-Patente 3,703,265; 3,377,037; 3,374,965; 2,941,764; 3,067,973 und 2,977,080.Other examples of prior art showing various forms of crew egress or rescue mechanisms for aircraft include U.S. Patents 3,703,265; 3,377,037; 3,374,965; 2,941,764; 3,067,973 and 2,977,080.

Jedes der oben genannten patentierten Ausstiegs- oder Rettungssysteme beschreibt eine Vortriebseinheit zur Besatzungskabinenenabtrennung. Im allgemeinen behandelt der Stand der Technik gewidmete bzw. dafür bestimmte Extraktionssysteme, wie beispielsweise gewidmete bzw. dafür bestimmte Raketen zum Aktivieren von Besatzungsmitgliedsausstiegs- oder -rettungssystemen.Each of the above patented egress or rescue systems describes a propulsion unit for crew cabin separation. In general, the prior art deals with dedicated extraction systems, such as dedicated rockets for activating crew member egress or rescue systems.

Demgemäß ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Ausstiegs- oder Rettungssystem zum Schutz der Besatzung eines Flugzeugs, insbesondere eines Überschallflugzeugs, vorzusehen, und zwar unter katastrophalen Flugzeugbedingungen oder -zuständen.Accordingly, it is an object of the present invention to provide an egress or rescue system for protecting the crew of an aircraft, particularly a supersonic aircraft, under catastrophic aircraft conditions or states.

Ein weiteres Ziel ist das Vorsehen eines Besatzungsschutzsystems für ein Flugzeug im Fall eines nicht befohlenen katastrophalen Versagens oder einer Explosion des Hauptbrennstofftanks.Another objective is to provide a crew protection system for an aircraft in the event of a non- commanded catastrophic failure or explosion of the main fuel tank.

Ein weiteres Ziel ist es, Mittel vorzusehen, um zu gestatten, daß Besatzungsmitglieder aus Luft- oder Raumfahrzeugen aussteigen bzw. gerettet werden, und zwar durch Gestatten, daß die Kapsel, die die Besatzung enthält, vom Rest des Flugzeugs in einer Notfallsituation abgestoßen wird, die sich aus einem nicht-befohlenen Versagen oder der Detonation des Hauptbrennstofftanks ergibt, wodurch Gewichtsersparnisse vorgesehen werden gegenüber herkömmlichen Verfahren des Besatzungsschutzes, wie beispielsweise die Verwendung von gewidmeten oder dafür bestimmten Raketen, und zwar insbesondere bei Überschallgeschwindigkeit.A further objective is to provide means for permitting crew members to be ejected or rescued from aircraft or spacecraft by permitting the capsule containing the crew to be ejected from the rest of the aircraft in an emergency situation resulting from an uncommanded failure or detonation of the main fuel tank, thereby providing weight savings over conventional methods of crew protection, such as the use of dedicated or dedicated rockets, particularly at supersonic speeds.

Weitere Ziele und Vorteile der Erfindung werden deutlich aus der folgenden Beschreibung der Erfindung.Further objects and advantages of the invention will become apparent from the following description of the invention.

Zusammenfassung der ErfindungSummary of the invention

Diese Ziele werden gelöst durch Luft- und Raumfahrzeuge gemäß der unabhängigen Ansprüche.These objectives are achieved by aircraft and spacecraft according to the independent claims.

Somit wird im Fall eines nicht-befohlenen Versagens des Haupttanks, der Treibstoffverbrennung und des sich ergebenden Druckimpulses der vordere Teil von dem Rest des Fahrzeugs abgestoßen. Der vordere Teil ist so konstruiert, daß er den ungünstigsten Bedingungen eines nichtbefohlenen Versagens widerstehen kann. Gemäß Anspruch 8 ist es auch möglich, die Abtrennung des vorderen Teils von dem Hauptfahrzeug einzuleiten oder zu initiieren durch Bewirken eines gesteuerten Versagens des Haupttanks.Thus, in the event of a non-commanded failure of the main tank, fuel combustion and the resulting pressure pulse, the front part is ejected from the rest of the vehicle. The front part is designed to withstand the worst conditions of a non-commanded failure. According to claim 8, it is also possible to initiate the separation of the front part from the main vehicle by causing a controlled failure of the main tank.

Die Erfindung ist dahingehend einzigartig, daß sie Besatzungsmitglieder während Situationen schützt, in denen keine ausreichende Vorlauf zeit vorhanden ist, um einen Ausstieg zu initiieren oder eine Rettung einzuleiten. Da die Abtrennung des vorderen Teils von dem Hauptfahrzeug keinen gewidmeten oder dafür bestimmten Raketenmotor zur Abtrennung benötigt, werden zusätzlich beträchtliche Gewichtsersparnisse erreicht und das erfindungsgemäße System ist somit kostenwirksam.The invention is unique in that it protects crew members during situations where there is insufficient lead time to initiate an egress or rescue. Additionally, since the separation of the forward portion from the main vehicle does not require a dedicated or dedicated rocket motor for separation, significant weight savings are achieved and the inventive system is thus cost effective.

Die Form und die physikalischen oder körperlichen Eigenschaften des vorderen Teils und die bei seinem Aufbau verwendeten Materialien mäßigen oder mildern die Wirkungen des Explosionsdruckimpulses. Zusätzlich schützt der vordere Teil die Besatzungsmitglieder sowohl vor der Hitze der Explosion als auch vor aerodynamischem Erhitzen, das während der darauffolgenden ballistischen Flugbahn auftritt. Der vordere Teil oder Vorderkörper kann so konstruiert sein, daß er stabil ist sowohl während der Übergangsperiode unmittelbar nach der Explosion als auch während der nachfolgenden Bedingungen oder Zustände des freien Falls. Im Fall einer Ausstiegs- oder Rettungssituation in großer Höhe und bei hoher Geschwindigkeit würden die Besatzungsmitglieder in dem vorderen Teil auf eine niedrigere Höhe fliegen. Bei einer vorgewählten Höhe und Endgeschwindigkeit könnte die Besatzung dann aus dem vorderen Teil aussteigen unter Verwendung eines herkömmlichen Schleudersitzes.The shape and physical or body characteristics of the forward section and the materials used in its construction moderate or mitigate the effects of the explosion pressure pulse. In addition, the forward section protects the crew members from both the heat of the explosion and aerodynamic heating occurring during the subsequent ballistic trajectory. The forward section or forward body may be designed to be stable both during the transient period immediately following the explosion and during subsequent free fall conditions or states. In the event of a high altitude and high speed ejection or rescue situation, the crew members in the forward section would fly to a lower altitude. At a preselected altitude and terminal speed, the crew could then eject from the forward section using a conventional ejection seat.

Kurze Beschreibung der ZeichnungenShort description of the drawings

Fig. 1 zeigt ein Überschallflugzeug mit einer abtrennbaren vorderen Kapsel oder Vorderkörperkapsel gemäß der Erfindung;Fig. 1 shows a supersonic aircraft with a detachable front capsule or front body capsule according to the invention;

Fig. 2 ist ein detaillierter Horizontalschnitt des abtrennbaren vorderen Teils oder Vorderkörpers des Flugzeugs der Fig. 1;Fig. 2 is a detailed horizontal section of the separable front part or front body of the aircraft of Fig. 1;

Fig. 3 ist ein vergrößerter Schnitt entlang der Linie 3-3 in Fig. 2 und zeigt ein passives Abtrennsystem zur Abtrennung des vorderen Teils von dem Hauptrumpf des Flugzeugs bei plötzlichem Druckanstieg, beispielsweise auf Grund einer Explosion des Hauptbrennstofftanks des Flugzeugs;Fig. 3 is an enlarged section taken along line 3-3 in Fig. 2 and showing a passive separation system for separating the forward portion from the main fuselage of the aircraft in the event of a sudden increase in pressure, for example due to an explosion of the aircraft's main fuel tank;

Fig. 4 zeigt die bevorzugte Lage des Schwerpunkts und des Druckmittelpunkts des vorderen Teils oder Vorderkörpers, um dessen Stabilität während der Trennung und des Absinkens vorzusehen;Fig. 4 shows the preferred location of the center of gravity and the center of pressure of the front part or front body to provide its stability during separation and descent;

Fig. 5 zeigt eine katastrophale Explosion des Brennstofftanks des Überschallflugzeugs von Fig. 1;Fig. 5 shows a catastrophic explosion of the fuel tank of the supersonic aircraft of Fig. 1;

Fig. 6 zeigt die Beschleunigung des vorderen Teils oder Vorderkörpers weg von dem Rumpf des Flugzeugs nachfolgend auf die Abtrennungsexplosion in Fig. 5; undFig. 6 shows the acceleration of the front part or forebody away from the fuselage of the aircraft following the separation explosion in Fig. 5; and

Fig. 7 zeigt den vorderen Teil oder Vorderkörper nach dessen Abtrennung, wobei die Besatzungskapsel, die in dem vorderen Teil oder Vorderkörper enthalten ist, von dem explodierenden hinteren Körperteil wegbewegt oder weggetrieben wird.Fig. 7 shows the front part or forebody after its separation, with the crew capsule contained in the front part or forebody being moved or propelled away from the exploding rear body part.

Genaue Beschreibung der Erfindung und bevorzugte AusführungsbeispieleDetailed description of the invention and preferred embodiments

Das erfindungsgemäße Konzept der Abtrennung des vorderen Teils oder Vorderkörpers verwendet einen Tankexplosions- Überdruck, um den vorderen Teil von dem Hauptfahrzeug abzutrennen und wegzutreiben. Die Abtrennungseinrichtung verwendet ein vorhersagbares Versagen der Primärstruktur, um den Rumpf sauber abzuschneiden und den vorderen Teil abzutrennen.The inventive forward section or forward body separation concept uses a tank explosion overpressure to separate and propel the forward section from the main vehicle. The separation device uses a predictable failure of the primary structure to cleanly cut off the hull and separate the forward section.

Mit Bezug auf Fig. 1 der Zeichnung bezeichnet das Bezugszeichen 10 ein Überschallflugzeug mit einem vorderen Teil oder einer Vorderkörperkapsel 12 und einem hinteren Rumpf 14.With reference to Figure 1 of the drawing, reference numeral 10 designates a supersonic aircraft having a forward portion or forward body 12 and an aft fuselage 14.

Mit Bezug auf Fig. 2 der Zeichnung enthält der vordere Teil oder Vorderkörper 12 eine Besatzungskabine 16 mit einem Schleudersitz 18 mit herkömmlicher Konstruktion. Der Vorderkörper besteht aus einer explosionsfesten Struktur, um Schutz vor einem katastrophalen strukturellen Versagen vorzusehen, das sich aus einer Brennstofftankexplosion ergibt. Daher sind Trennwände bzw. Schotts vorgesehen einschließlich einer Besatzungskabinendrucktrennwand 20 und einer hinteren Drucktrennwand 22, wobei ein Luft- und Raumfahrtelektronik- oder Avionikabteil 24 zwischen den Trennwänden und hinter der Besatzungskabine 16 angeordnet ist. Ein Brennstoff- oder Treibstofftank 26 ist in dem Rumpf 14 angeordnet, und zwar direkt hinter dem vorderen Teil oder Vorderkörper 12. Der Brennstofftank 26 enthält Trennwände bzw. Schotts, wie beispielsweise 28, und eine Endkappe 30 direkt hinter der Drucktrennwand 22 des Avionikabteils. Die Trennwände, wie beispielsweise 28, innerhalb des Hauptbrennstofftanks 26, die Endkappe 30 auf dem Brennstofftank und die Vorderkörpertrennwände 20 und 22 sind so konstruiert, daß sie das Besatzungsmitglied vor schädlichen Einwirkungen bzw. Gefahren auf Grund eines Versagens des Haupttanks schützen.Referring to Figure 2 of the drawings, the forward portion or forward body 12 includes a crew cabin 16 with an ejection seat 18 of conventional design. The forward body is constructed of a blast resistant structure to provide protection from catastrophic structural failure resulting from a fuel tank explosion. Therefore, bulkheads are provided including a crew cabin pressure bulkhead 20 and an aft pressure bulkhead 22, with an aerospace electronics or avionics compartment 24 disposed between the bulkheads and behind the crew cabin 16. A fuel tank 26 is located within the fuselage 14, directly behind the forward portion 12. The fuel tank 26 includes bulkheads such as 28 and an end cap 30 directly behind the avionics compartment pressure bulkhead 22. The bulkheads such as 28 within the main fuel tank 26, the end cap 30 on the fuel tank, and the forward body bulkheads 20 and 22 are designed to protect the crew member from hazards due to failure of the main tank.

Ein Fluglagensteuersystem 32 ist in dem Vorderkörper 12 vorgesehen, um sehr schnelle Mittel zum Stabilisieren des Vorderkörpers vorzusehen, sobald es während eines Ausstiegs oder einer Rettung nach der Abtrennung des Vorderkörpers aktiviert wird. Ein Umgebungssteuerung- und Beatmungs- oder Rettungssystem 34 ist auch vorgesehen. Thermodynamisches Erhitzen des Vorderkörperfahrzeugs beschränkt den Einsatzbereich des Vorderkörpers zur Rettung, wenn nicht Vorkehrungen zur Kühlung getroffen werden. Zu diesem Zweck, beispielsweise zum Hochleistungskühlen, ist ein aktives Kühlsystem, das bei 37 gezeigt ist, in der Nase 36 des Vorderkörpers vorgesehen. Der Schleudersitz 18 sieht Mittel vor zum Verlassen des Vorderkörpers im Fall von Ausstiegs- oder Rettungssituationen bei geringer Höhe und niedriger Geschwindigkeit und kann auch verwendet werden, um die Besatzungskabine und den Vorderkörper zu verlassen nach dessen Trennung von dem Hauptfahrzeug infolge einer katastrophalen Brennstofftankexplosion.An attitude control system 32 is provided in the forebody 12 to provide a very rapid means of stabilizing the forebody once activated during an egress or rescue after separation of the forebody. An environmental control and ventilation or rescue system 34 is also provided. Thermodynamic heating of the forebody vehicle limits the range of use of the forward body for rescue unless provisions are made for cooling. For this purpose, e.g. for high performance cooling, an active cooling system, shown at 37, is provided in the nose 36 of the forward body. The ejection seat 18 provides means for exiting the forward body in the event of low altitude and low speed egress or rescue situations and can also be used to exit the crew cabin and the forward body after its separation from the main vehicle following a catastrophic fuel tank explosion.

Mit Bezug auf Fig. 3 ist dort ein Ausführungsbeispiel eines vollständig passiven Abtrennsystems der Erfindung gezeigt, das gestatten würde, daß der Vorderkörper sich von dem Haupt- oder Mutterfahrzeug abtrennt, und zwar durch vollständiges Verlassen auf Explosionsüberdrücke, um einen sauberen strukturellen Bruch vorzusehen. Die Bezugszeichen 38 und 40 zeigen die primären, strukturellen Glieder zwischen dem Vorderkörper 12 und dem Hauptrumpf 14, und zwar direkt hinter der Brennstofftankendkappe 30. Die primären, strukturellen Glieder 38 und 40 sind an ihrer Trennungsebene 42 durch eine Vielzahl von Verbindungsbefestigern 44, von denen hier zwei gezeigt sind, miteinander verbunden. Eine Verbindungsguillotine bzw. -trennvorrichtung 46 ist auf einem Tragglied 48 vorgesehen, wobei die Guillotine 46 mit einem (nicht gezeigten) Druckabfühlmechanismus verbunden ist, der die Guillotine betätigt, um die strukturellen Befestiger durchzutrennen bei Anlegen eines vorbestimmten Überdrucks, wie beispielsweise auf Grund einer katastrophalen Brennstofftankexplosion, wobei der Überdruck durch den Druckabfühlmechanismus abgefühlt wird, wobei die Guillotine 46 die strukturellen Befestiger 44 durchtrennt und die primären, strukturellen Glieder 38 und 40 und damit den zugehörigen Vorderkörper 12 und den Rumpf 14 voneinander trennt, und zwar entlang der Trennebene 42. Eine Vielzahl der in Fig. 3 gezeigten Trennsysteme der Guillotinenbauart ist in gleich beabstandeter Beziehung umfangsmäßig um die Trennebene 42 herum vorgesehen, um gleichzeitig oder simultan aktiviert zu werden, um einen gleichzeitigen oder simultanen umfangsmäßigen strukturellen Bruch in der Trennebene 42 zu erzeugen während einer katastrophalen Tankexplosion. Dieses System wird gestatten, daß sich der Vorderkörper von dem Haupt- oder Mutterfahrzeugrumpf 14 abtrennt ohne irgendwelche nacheilenden oder später auftretenden strukturellen Ablösungen oder Abtrennungen. Dies wird gewährleisten, daß der Vorderkörper sich von dem Haupt- oder Mutterfahrzeug abtrennt, ohne irgendwelche unerwünschten Nick- oder Giermomente zu induzieren. Diese Art des strukturellen Bruchs sieht somit eine "saubere" Abtrennung des Vorderkörpers von dem Hauptrumpf vor.Referring to Figure 3, there is shown an embodiment of a fully passive separation system of the invention which would allow the forward body to separate from the main or mother vehicle by relying entirely on explosion overpressures to provide a clean structural break. Reference numerals 38 and 40 indicate the primary structural members between the forward body 12 and the main hull 14, immediately behind the fuel tank end cap 30. The primary structural members 38 and 40 are connected together at their separation plane 42 by a plurality of interconnect fasteners 44, two of which are shown here. A joint guillotine 46 is provided on a support member 48, the guillotine 46 being connected to a pressure sensing mechanism (not shown) that actuates the guillotine to sever the structural fasteners upon the application of a predetermined overpressure, such as due to a catastrophic fuel tank explosion, the overpressure being sensed by the pressure sensing mechanism, the guillotine 46 severing the structural fasteners 44 and the primary structural members 38 and 40 and thereby separating the associated forward body 12 and hull 14 from each other along the separation plane 42. A plurality of the guillotine-type separation systems shown in Fig. 3 are provided in equally spaced relationship circumferentially around the separation plane 42 for simultaneous or concurrent activation to produce a simultaneous or concurrent circumferential structural rupture in the separation plane 42 during a catastrophic tank explosion. This system will allow the forward body to separate from the main or mother vehicle hull 14 without any trailing or later occurring structural separations or detachments. This will ensure that the forward body separates from the main or mother vehicle without inducing any undesirable pitch or yaw moments. This type of structural rupture thus provides for a "clean" separation of the forward body from the main hull.

Weitere Mittel zum Lösen des Vorderkörpers während einer katastrophalen Explosion, ohne sich auf ein Ansprechen der Besatzung zu verlassen, können eine Druckabfühleinrichtung verwenden, die pyrotechnische Einrichtungen oder andere Systeme aktivieren würde, um einen sauberen strukturellen Bruch zwischen dem Vorderkörper und dem Hauptrumpf vorzusehen.Other means of releasing the forward body during a catastrophic explosion without relying on a crew response may use a pressure sensing device that would activate pyrotechnic devices or other systems to provide a clean structural break between the forward body and the main fuselage.

Mit Bezug auf Fig. 4 sind die aerodynamische oder stromlinienförmige Form oder Gestalt des Vorderkörpers 12 und die Steuerung oder Kontrolle der Lage des Schwerpunkts des Vorderkörpers wichtig, um Stabilität des Vorderkörpers und Kontrolle über den Vorderkörper vorzusehen nach der Trennung von dem Hauptrumpf. Die innewohnenden oder inhärenten Eigenschaften oder Charakteristiken eines Überschallvorderkörpers kombiniert mit einem Schwerpunkt bei 50, der vorzugsweise bei ungefähr 65 % der Länge des Vorderkörpers von der Nase 36 entfernt liegt, zusammen mit der Lage des Druckmittelpunkts 52 hinter dem Schwerpunkt und mit einer leichten vertikalen Versetzung zwischen dem Schwerpunkt und dem Druckmittelpunkt sehen Stabilität für den Vorderkörper während der Abtrennung und des Absinkens vor. Eine Rollsteuerung oder -kontrolle und Fluglagenstabilisierung ist durch das Fluglagensteuersystem (ACS) 32 vorgesehen. Eine zusätzliche Stabilisierungsvorrichtung für den Vorderkörper kann auch verwendet werden, falls gewünscht, wie beispielsweise eine aktivierbare oder einsetzbare Vorderkörperklappe oder ein Bremsfallschirm.Referring to Fig. 4, the aerodynamic or streamlined shape or configuration of the forward body 12 and the control or positioning of the center of gravity of the forward body are important to provide stability of the forward body and control of the forward body after separation from the main fuselage. The inherent properties or characteristics of a supersonic forward body combined with a center of gravity at 50, preferably at about 65% of the length of the forebody from the nose 36, together with the location of the center of pressure 52 behind the center of gravity and with a slight vertical offset between the center of gravity and the center of pressure, provide stability for the forebody during separation and descent. Roll control and attitude stabilization is provided by the attitude control system (ACS) 32. An additional forebody stabilization device may also be used if desired, such as an activatable or deployable forebody flap or a drogue parachute.

Wenn ein katastrophales Versagen des Hauptfahrzeugs auftritt, herbeigeführt durch Detonation oder Verbrennung des Treibmittels, zum Beispiel flüssigem Hydrazin, innerhalb des Brennstofftanks 26, und zwar entweder mit Umgebungsluft oder mit dem an Bord befindlichen Oxidationsmittel, würde der sich ergebende Druckimpuls sich schnell fortpflanzen mit wenig oder keinerlei Warnung vor dem strukturellen Versagen des Tanks. Dies würde dann die nicht befohlene Abtrennung des Vorderkörpers 12 und der Besatzungskabine darin von dem Hauptrumpf 14 ergeben. Ein solcher Druckimpuls, der durch den Druckabfühlmechanismus abgefühlt wird, wird die Verbindungsguillotine 46 betätigen und die strukturellen Befestiger 44 durchtrennen, was einen sauberen umfangsmäßigen strukturellen Bruch entlang der Trennebene 42 und eine augenblickliche Abtrennung des Vorderkörpers 12 von dem Hauptrumpf 14 ergibt, wie es in Fig. 5 der Zeichnung gezeigt ist. Da keine ausreichende Zeit vorhanden ist, um während eines solchen Versagens zu reagieren, muß ein Schutz vor dem Ereignis an Ort und Stelle und betriebsbereit sein. Die Trennwände oder Schotts, wie beispielsweise 28, innerhalb des Brennstofftanks 26, die Tankendkappe 30 und die Trennwände 20 und 22 innerhalb des Vorderkörpers 12 sind so konstruiert, daß sie die Explosion bzw. Druckwelle, die mit der Verbrennung des sich an Bord befindlichen Treibmittels assoziiert ist, abmildern, um zu verhindern, daß die Beschleunigung des Besatzungsmitglieds menschliche Grenzen überschreitet.If a catastrophic failure of the main vehicle occurs, caused by detonation or combustion of the propellant, e.g. liquid hydrazine, within the fuel tank 26, either with ambient air or with the on-board oxidizer, the resulting pressure pulse would propagate rapidly with little or no warning of the structural failure of the tank. This would then result in the uncommanded separation of the forward body 12 and the crew compartment therein from the main hull 14. Such a pressure pulse, sensed by the pressure sensing mechanism, will actuate the joint guillotine 46 and sever the structural fasteners 44, resulting in a clean circumferential structural fracture along the parting plane 42 and instantaneous separation of the forward body 12 from the main hull 14, as shown in Figure 5 of the drawings. Since there is insufficient time to react during such a failure, protection from the event must be in place and operational. The partitions or bulkheads such as 28 within the fuel tank 26, the tank end cap 30 and the partitions 20 and 22 within the forward body 12 are designed to mitigate the explosion or pressure wave associated with the combustion of the on-board propellant to prevent the crew member's acceleration from exceeding human limits.

Mit Bezug auf Fig. 6, die einen abgetrennten Vorderkörper 12 infolge der in Fig. 5 gezeigten Explosion zeigt, sei bemerkt, daß die Abtrennung von dem Hauptrumpf 14 entlang der Trennebene 42 stattgefunden hat, was einen "sauberen" Bruch des Vorderkörpers weg von dem Rumpf vorsieht.Referring to Fig. 6, which shows a severed forebody 12 as a result of the explosion shown in Fig. 5, it is noted that the separation from the main hull 14 occurred along the parting plane 42, providing a "clean" break of the forebody away from the hull.

Mit Bezug nun auf Fig. 7, die die Positionen des Vorderkörpers 12 und des Rumpfs 14 unmittelbar nach der Abtrennung darstellt, steigt die relative Trennung weiter an bzw. vergrößert sich der relative Abstand auf Grund aerodynamischer Kräfte, sobald der Druckimpuls den Vorderkörper 12 von dem Rest des Fahrzeugs 14 wegschiebt bzw. wegbewegt. Der Vorderkörper ist stromlinienförmig, um einen höheren ballistischen Koeffizienten zu besitzen als der Rest des Fahrzeugs, sobald der Vorderkörper abgetrennt ist. Der Rest des Fahrzeugs 14 verlangsamt sich dann mit einer schnelleren bzw. höheren Rate als der Vorderkörper. Das offene Ende 53 des Rumpfs 14, wie es in Fig. 7 gezeigt ist, erhöht im großen Maße den (Luft-) Widerstand, und der Motor (abgeschaltet nach der Explosion) und der (Luft-)Widerstand neigt oder kippt das Fahrzeug und unterstützt die Trennung. Der Flügel 54 gibt Auftrieb und ergibt Widerstand, bis er versagt. Eine Kontrolle über den Vorderkörper 12 bzw. eine Steuerung des Vorderkörpers 12 während des Sinkens kann erreicht werden durch die Verwendung eines Fluglagensteuerungs- Systems 32 und sorgfältiger Konstruktion bzw. Auswahl des Schwerpunkts 50 des Vorderkörpers bezüglich des Druckmittelpunkts 52. Durch Einbeziehen einer leichten vertikalen Versetzung zwischen dem Schwerpunkt und dem Druckmittelpunkt in dem Vorderkörper kann, wie oben bemerkt, der Vorderkörper stabilisiert werden bei einem leichten Angriffswinkel ohne die Notwendigkeit spezialisierter einsetzbarer Oberflächen. Kleine Nasendüsen bzw. -einlässe (nicht gezeigt) in der Nase 36 des Vorderkörpers unterstützen das Absinken in einen Flugbereich für sicheren Ausstieg bzw. Auswurf. Somit beginnt der Vorderkörper 12 unmittelbar nach der Abtrennung schnell zu sinken und der Vorderkörper fällt frei in eine niedrigere Höhe und verlangsamt sich auf eine Geschwindigkeit, die einen sicheren Ausstieg bzw. Auswurf des Besatzungsmitglieds aus der Besatzungskabine mittels des Schleudersitzes 18 gestattet.Referring now to Fig. 7, which illustrates the positions of the forward body 12 and fuselage 14 immediately after separation, the relative separation continues to increase due to aerodynamic forces as the pressure pulse pushes the forward body 12 away from the rest of the vehicle 14. The forward body is streamlined to have a higher ballistic coefficient than the rest of the vehicle once the forward body is separated. The rest of the vehicle 14 then decelerates at a faster rate than the forward body. The open end 53 of the fuselage 14 as shown in Fig. 7 greatly increases drag, and the engine (turned off after explosion) and drag tilt the vehicle and assist in separation. The wing 54 provides lift and drag until it fails. Control of the front body 12 or steering of the front body 12 during descent can be achieved by using an attitude control system 32 and careful design or selection of the center of gravity 50 of the front body with respect to the center of pressure 52. By including a slight vertical offset between the center of gravity and the As noted above, the center of pressure in the forebody allows the forebody to be stabilized at a slight angle of attack without the need for specialized deployable surfaces. Small nose nozzles (not shown) in the nose 36 of the forebody assist in descending to a flight envelope for safe ejection. Thus, immediately after separation, the forebody 12 begins to descend rapidly and the forebody free falls to a lower altitude and slows to a speed that allows safe ejection of the crew member from the crew compartment via the ejection seat 18.

Wahlweise können zusätzliche Mittel vorgesehen werden, um ein gesteuertes Versagen des Brennstofftanks zu bewirken und um die Trennung des Vorderkörpers und der Besatzungskabine von dem Hauptfahrzeug einzuleiten bzw. zu initiieren oder zu unterstützen. Somit kann, vergleiche Fig. 2, eine geformte Ladung 56 wahlweise außen auf dem Flugzeug 10 benachbart zu der Trennebene 42 vorgesehen werden. Beschleunigungsmesser und Spannungs- oder Belastungsmesser im gesamten Flugzeug überwachen ständig die Nick (pitch)- und Rollraten und den Zustand oder Status der Flugzeugstruktur. Wenn bestimmt wurde, daß ein katastrophales Flugzeugversagen kurz bevorsteht oder aufgetreten ist, wird das Ausstiegs- oder Rettungssystem der Erfindung aktiviert durch Betätigung der Ladung 56 von der Besatzungskabine aus, was eine gesteuerte oder kontrollierte Detonation des Treibmittels in dem Tank 26 bewirkt und eine saubere Durchtrennung und eine positive Trennung zwischen dem Vorderkörper und dem Rest des Rumpfs entlang eines im wesentlichen umfangsmäßigen strukturellen Bruchs dazwischen gewährleistet. Wenn die Detonation in dem Tank 26 vorzeitig aufgetreten ist, dient die Trennladung dazu, das hintere Ende des Vorderkörpers zu "säubern" oder sauber abzutrennen.Optionally, additional means may be provided to effect a controlled failure of the fuel tank and to initiate or assist in the separation of the forward body and crew compartment from the main vehicle. Thus, see Fig. 2, a shaped charge 56 may optionally be provided externally on the aircraft 10 adjacent the separation plane 42. Accelerometers and strain gauges throughout the aircraft continuously monitor pitch and roll rates and the condition or status of the aircraft structure. When it is determined that catastrophic aircraft failure is imminent or has occurred, the egress or rescue system of the invention is activated by actuation of the charge 56 from the crew compartment, causing a controlled detonation of the propellant in the tank 26 and ensuring a clean severance and positive separation between the forward body and the remainder of the fuselage along a substantially circumferential structural fracture therebetween. If the detonation in the tank 26 has occurred prematurely, The separating charge serves to "clean" or cleanly separate the rear end of the front body.

Aus dem Vorhergehenden ist ersichtlich, daß die vorliegende Erfindung einfache und praktische Mittel vorsieht, damit Besatzungsmitglieder aus Luftraumfahrzeugen die bei sich ändernden Geschwindigkeiten fliegen, aussteigen oder entkommen, und zwar im Fall eines nicht befohlenen Versagens des Hauptbrennstofftanks durch Treibstoffverbrennung oder Explosion, und sieht Gewichtsersparnisse gegenüber herkömmlicherweise vorgeschlagenen Verfahren des Besatzungsschutzes vor, die befohlene Systeme, wie beispielsweise Raketen, verwenden zum Trennen von Besatzungsmitglied-Kapseln von dem Hauptfahrzeug.From the foregoing, it will be seen that the present invention provides a simple and practical means for crew members to eject or escape from airspace vehicles flying at varying speeds in the event of an uncommanded failure of the main fuel tank by fuel combustion or explosion, and provides weight savings over conventionally proposed methods of crew protection which use commanded systems, such as rockets, to separate crew member capsules from the main vehicle.

Da verschiedene Modifikationen der Erfindung dem Fachmann einfallen werden, soll die Erfindung nicht als eingeschränkt gelten, außer im Bereich der beigefügten Ansprüche.Since various modifications of the invention will occur to those skilled in the art, the invention should not be considered limited except as within the scope of the appended claims.

Claims (11)

1. Luftraumfahrzeug (10), das aus einem Hauptteil oder Hauptfahrzeug (14) mit einem Brennstofftank (26), der geeignet ist, einen Brennstoff zu enthalten, und einem vorderen Teil oder Vorderkörper (12), welcher an das Hauptfahrzeug gekoppelt ist, besteht, wobei der Vorderkörper eine Besatzungskabine (16) enthält; ein Besatzungsschutzsystem für den Fall eines katastrophalen Versagens des Brennstofftanks durch Verbrennung des Brennstoffs darin, wobei das Besatzungsschutzsystem folgendes aufweist:1. Aircraft (10) comprising a main body or main vehicle (14) with a fuel tank (26) suitable for containing a fuel, and a front body or front body (12) coupled to the main vehicle, the front body containing a crew cabin (16); a crew protection system in the event of a catastrophic failure of the fuel tank by combustion of the fuel therein, the crew protection system comprising: ein System von Trennwänden oder Schotts (20, 22, 24) innerhalb des hinteren Endes des Vorderkörpers zwischen der Besatzungskabine und dem Brennstofftank, um ein Besatzungsmitglied zu schützen und die Explosion bzw. Druckwelle eines Brennstofftankversagens abzufedern; unda system of partitions or bulkheads (20, 22, 24) within the aft end of the forward body between the crew cabin and the fuel tank, to protect a crew member and to cushion the explosion or shock wave of a fuel tank failure; and Mittel, die in dem Luftraumfahrzeug zwischen dem Hauptfahrzeug und dem Vorderkörper vorgesehen sind, wodurch im Fall eines nicht-befohlenen katastrophalen Versagens des Brennstofftanks ein im wesentlichen umfangsmäßiger struktureller Bruch (42) zwischen dem Vorderkörper und dem Hauptfahrzeug auftritt, wobei der Vorderkörper und die Besatzungskabine von dem Hauptfahrzeug abgetrennt werden.Means provided in the aircraft between the main vehicle and the forward body, whereby in the event of a non-commanded catastrophic failure of the fuel tank a substantially circumferential structural fracture (42) occurs between the forward body and the main vehicle, separating the forward body and crew compartment from the main vehicle. 2. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei der vorderkörper so geformt und konstruiert ist, daß gewährleistet ist, daß die Explosionsdruckwelle, die mit dem katastrophalen Brennstofftankversagen assoziiert wird, den Vorderkörper von dem verbleibenden Hauptfahrzeug wegbewegt bzw. wegtreibt, um einen nachfolgenden Ausstieg bzw. eine nachfolgende Rettung der Besatzung aus der Besatzungskabine zu ermöglichen.2. The aircraft of claim 1, wherein the forward body is shaped and constructed to ensure that the blast pressure wave associated with the catastrophic fuel tank failure will propel the forward body away from the remaining main vehicle to facilitate subsequent egress or rescue. to enable the crew from the crew cabin. 3. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei ferner folgendes vorgesehen ist: eine Endkappe (30) auf dem Brennstofftank benachbart zu dem hinteren Ende des Vorderkörpers und dem System von Trennwänden oder Schotts darin, sowie Trennwandmittel (28) in dem Brennstofftank.3. Aircraft according to claim 1, further comprising: an end cap (30) on the fuel tank adjacent the aft end of the forward body and the system of bulkheads therein, and bulkhead means (28) in the fuel tank. 4. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei der Vorderkörper stromlinienförmig ist und eine Nase (36) an seinem vorderen Ende sowie einen Schwerpunkt (50) an einer Stelle ungefähr 65 % der Länge des Vorderkörpers von dessen Nase entfernt und einen Druckmittelpunkt (52) hinter dem Schwerpunkt und vertikal leicht versetzt von dem Schwerpunkt besitzt zum Stabilisieren des Vorderkörpers nach dessen Abtrennung von dem Hauptfahrzeug.4. Aircraft according to claim 1, wherein the forebody is streamlined and has a nose (36) at its forward end and a center of gravity (50) at a location approximately 65% of the length of the forebody from the nose thereof and a center of pressure (52) behind the center of gravity and vertically slightly offset from the center of gravity for stabilizing the forebody after it has been separated from the main vehicle. 5. Luftraumfahrzeug (10), das aus einem Hauptteil oder Hauptfahrzeug (14) mit einem Brennstofftank (26), der geeignet ist, einen Brennstoff zu enthalten, und einem vorderen Teil oder Vorderkörper (12), welcher an das Hauptfahrzeug gekoppelt ist, besteht, wobei der Vorderkörper eine Besatzungskabine (16) enthält; ein Besatzungsschutzsystem für den Fall eines katastrophalen Versagens des Brennstofftanks durch Verbrennung des Brennstoffs darin, wobei das Besatzungsschutzsystem folgendes aufweist:5. Aircraft (10) comprising a main body or main vehicle (14) with a fuel tank (26) suitable for containing a fuel, and a front part or front body (12) coupled to the main vehicle, the front body containing a crew cabin (16); a crew protection system in the event of a catastrophic failure of the fuel tank by combustion of the fuel therein, the crew protection system comprising: primäre, strukturelle Glieder (38, 40) auf dem Hauptfahrzeug und dem Vorderkörper,primary structural members (38, 40) on the main vehicle and the front body, ein System von Trennwänden oder Schotts (20, 22, 24) innerhalb des hinteren Endes des Vorderkörpers zwischen der Besatzungskabine und dem Brennstofftank, um ein Besatzungsmitglied zu schützen und die Explosion bzw. Druckwelle eines Brennstofftankversagens abzufedern,a system of partitions or bulkheads (20, 22, 24) within the aft end of the forward body between the crew cabin and the fuel tank to protect a crew member and to limit the explosion or pressure wave of a fuel tank failure to cushion, eine Vielzahl von Befestigern (44) zwischen benachbarten primären, strukturellen Gliedern des Hauptfahrzeugs und des Vorderkörpers, Mittel (46), die in der Lage sind, die Befestiger durchzutrennen, und Mittel, die die Durchtrennmittel aktivieren, ansprechend auf einen Explosionsdruck, der sich aus dem katastrophalen Versagen des Brennstofftanks ergibt.a plurality of fasteners (44) between adjacent primary structural members of the main vehicle and the front body, means (46) capable of severing the fasteners, and means activating the severing means in response to an explosion pressure resulting from the catastrophic failure of the fuel tank. 6. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei folgendes vorgesehen ist: Fluglagensteuerungsmittel (32) zum schnellen Stabilisieren des Vorderkörpers nach dessen Abtrennung von dem Hauptfahrzeug.6. Aircraft according to claim 1, wherein the following is provided: attitude control means (32) for quickly stabilizing the front body after its separation from the main vehicle. 7. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei folgendes vorgesehen ist: ein Schleudersitz (18) in der Besatzungskabine, der betätigbar ist zum selektiven oder wahlweisen Evakuieren eines Besatzungsmitglieds aus der Besatzungskabine nach der Abtrennung des Vorderkörpers von dem Hauptfahrzeug.7. Aircraft according to claim 1, wherein the following is provided: an ejection seat (18) in the crew cabin, which is operable to selectively or optionally evacuate a crew member from the crew cabin after separation of the front body from the main vehicle. 8. Luftraumfahrzeug (10), das aus einem Hauptteil oder Hauptfahrzeug (14) mit einem Brennstofftank (26), der geeignet ist, einen Brennstoff zu enthalten, und einem vorderen Teil oder Vorderkörper (12), welcher an das Hauptfahrzeug gekoppelt ist, besteht, wobei der Vorderkörper eine Besatzungskabine (16) enthält; ein Besatzungsschutzsytem für den Fall eines katastrophalen Versagens des Brennstofftanks durch Verbrennung des Brennstoffs darin, wobei das Besatzungsschutzsystem folgendes aufweist:8. Aircraft (10) comprising a main body or main vehicle (14) with a fuel tank (26) suitable for containing a fuel, and a front body or front body (12) coupled to the main vehicle, the front body containing a crew cabin (16); a crew protection system in the event of a catastrophic failure of the fuel tank by combustion of the fuel therein, the crew protection system comprising: ein System von Trennwänden oder Schotts (20, 22, 24) innerhalb des hinteren Endes des Vorderkörpers zwischen der Besatzungskabine und dem Brennstofftank, um ein Besatzungsmitglied zu schützen und die Explosion bzw. Druckwelle des Brennstofftankversagens abzufedern,a system of partitions or bulkheads (20, 22, 24) within the rear end of the forward body between the crew cabin and the fuel tank to protect a crew member and cushion the explosion or pressure wave of the fuel tank failure, Mittel, die auf dem Luftraumfahrzeug zwischen dem Hauptfahrzeug und dem Vorderkörper vorgesehen sind, wodurch im Fall eines nicht-befohlenen katastrophalen Versagens des Brennstofftanks ein im wesentlichen umfangsmäßiger struktureller Bruch (42) zwischen dem Vorderkörper und dem Hauptfahrzeug auftritt, der den Vorderkörper und die Besatzungskabine von dem Hauptfahrzeug trennt, undMeans provided on the aircraft between the main vehicle and the forward body whereby, in the event of a non-commanded catastrophic failure of the fuel tank, a substantially circumferential structural fracture (42) occurs between the forward body and the main vehicle, separating the forward body and crew compartment from the main vehicle, and Mittel (46), um ein kontrolliertes oder gesteuertes Versagen des Brennstofftanks zu bewirken, um die Abtrennung des Vorderkörpers und der Besatzungskabine von dem Hauptfahrzeug einzuleiten bzw. zu initiieren oder zu unterstützen.Means (46) for causing a controlled failure of the fuel tank to initiate or assist in the separation of the forward body and crew compartment from the main vehicle. 9. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 8, wobei die Mittel zum Bewirken eines kontrollierten oder gesteuerten Versagens des Brennstofftanks eine explosive Ladung (56) auf dem Hauptfahrzeug aufweisen, welche von der Besatzungskabine aus selektiv aktiviert oder betätigt werden kann, um eine Detonation des Brennstoffs in dem Brennstofftank und eine Abtrennung des Vorderkörpers von dem Hauptfahrzeug entlang des im wesentlichen umfangsmäßigen strukturellen Bruchs zu bewirken.9. Aircraft according to claim 8, wherein the means for causing a controlled failure of the fuel tank comprises an explosive charge (56) on the main vehicle which can be selectively activated from the crew cabin to cause detonation of the fuel in the fuel tank and separation of the front body from the main vehicle along the substantially circumferential structural fracture. 10. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 5, wobei ferner folgendes vorgesehen ist: eine Endkappe (30) auf dem Brennstofftank benachbart zu dem hinteren Ende des Vorderkörpers und des Systems von Trennwänden oder Schotts darin, und Trennwandmittel (28) in dem Brennstofftank.10. Aircraft according to claim 5, further comprising: an end cap (30) on the fuel tank adjacent the rear end of the front body and the system of partitions or bulkheads therein, and partition means (28) in the fuel tank. 11. Luftraumfahrzeug gemäß Anspruch 1, wobei der Vorderkörper stromlinienförmig ist und eine Nase (36) an seinem vorderen Ende und einen Schwerpunkt (50) an einer Stelle ungefähr 65 % der Länge des Vorderkörpers von dessen Nase entfernt sowie einen Druckmittelpunkt (52) hinter dem Schwerpunkt und vertikal leicht versetzt von dem Schwerpunkt besitzt sowie Fluglagensteuerungsmittel (32) umfaßt zum Stabilisieren des Vorderkörpers nach dessen Abtrennung von dem Hauptfahrzeug.11. Aircraft according to claim 1, wherein the forebody is streamlined and has a nose (36) at its forward end and a center of gravity (50) at a location approximately 65% of the length of the forebody from the nose thereof and a center of pressure (52) behind the center of gravity and slightly offset vertically from the center of gravity and includes attitude control means (32) for stabilizing the forebody after separation from the main vehicle.