專利名稱:客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種客機試飛高空應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法。
技術(shù)背景
根據(jù)CCAR-21R2《民用航空產(chǎn)品和零部件合格審定規(guī)定》第十五條第(四)項的規(guī) 定“除滑翔機或載人氣球外，申請人應(yīng)當(dāng)證明每次飛行試驗時均采取了足夠措施，以便試飛 組成員能應(yīng)急離機和使用降落傘；……”。為保證大客機試飛過程中試飛組成員的安全，需 要在試飛飛機中裝配服務(wù)艙門空中應(yīng)急開啟系統(tǒng)。該“系統(tǒng)”采用精確爆破技術(shù)，能夠在需 要時按照機長的指令及時動作，使飛機客艙內(nèi)應(yīng)急泄壓，解除服務(wù)艙門與門框之間的約束， 并使服務(wù)艙門向機艙內(nèi)產(chǎn)生位移，開辟出試飛組成員撤離的無障礙通道。
客機在空中飛行時，機艙內(nèi)外存在著壓力差。為順利開啟服務(wù)艙門，需在機身適當(dāng) 位置的蒙皮上形成切口，使切口范圍內(nèi)的蒙皮在壓差作用下飛向機外，形成泄壓孔。
另外要求，爆破過程中不能對機上人員構(gòu)成傷害，不能破壞飛機其他部位的結(jié)構(gòu) 和機上設(shè)備，不能對飛機的飛行姿態(tài)造成不可接受的影響。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的本發(fā)明的目的是針對現(xiàn)有機身蒙皮的結(jié)構(gòu)特點，提供一種客機試飛應(yīng) 急泄壓時機身蒙皮的切割方法，以解決飛機客艙內(nèi)應(yīng)急泄壓問題，解除服務(wù)艙內(nèi)外之間的 壓力差，開辟出試飛組成員撤離的無障礙通道。
技術(shù)方案為了實現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為
—種客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法，該方法包括以下內(nèi)容
(1)切割位置選擇
切割位置的選擇原則是防止飛向機身外的蒙皮塊落入發(fā)動機；保證泄壓孔的對 稱性，這樣才能保持機艙泄壓過程中飛機飛行姿態(tài)的穩(wěn)定；盡可能遠離試飛人員，以減小爆 炸切割次效應(yīng)的危害。
根據(jù)上述原則，切割位置通常選在機艙后部，且相對于機身軸線左右對稱。
(2)切口參數(shù)的確定
切口參數(shù)主要包括切口形狀、切口尺寸、切口個數(shù)和切縫大??；其中，切口形狀 為封閉式矩形或圓形；因為切口尺寸決定了泄壓孔的大小，所以其取值和切口個數(shù)應(yīng)根據(jù) 客機內(nèi)部空間大小、泄壓所需時間來確定，以確保切口面積符合泄壓的要求；即，切口個數(shù) 為偶數(shù)，由泄壓要求確定；切口尺寸由單個泄壓孔的面積確定；而切縫大小則由恰當(dāng)選擇 的切割器確定。
(3)切割器的選型
選型考慮的主要因素是切割器的工作環(huán)境溫度、切割能力、結(jié)構(gòu)形式和剛?cè)嵝浴?br>高空飛行中機身蒙皮的溫度通常為-70°C -50°C，因此切割器應(yīng)具有優(yōu)異的低 溫工作性能，以適應(yīng)其長期工作在低溫環(huán)境下的要求。[0016]切割能力定義為能夠切斷靶板的最大厚度。由于切割能力由射流的侵徹力和爆炸 產(chǎn)物的撕裂力組成，兩者的比例約為7 3;為保證切口貫通的可靠性和切斷面的平整性， 所選切割器的切割能力為切割對象厚度的1. 25 1. 35倍。
由于切口形狀的要求以及飛機蒙皮為具有一定弧度的曲面，故選擇柔性線型聚能 切割器。
(4)切割器的設(shè)置
根據(jù)切割位置處蒙皮框架的大小和單個泄壓孔的面積，切割器一般設(shè)置成閉合的 矩形或圓形，以便使切口內(nèi)的蒙皮整體脫落。
為有效地防止破片飛散、削弱爆炸沖擊波和降低噪聲，保護試飛組成員的人身安 全，切割器應(yīng)設(shè)置在防護與固定裝置中，依托飛機骨架，使傳爆導(dǎo)爆索、能量放大裝置、切割 器和固定與防護裝置合為一體。
(5)切割器的起爆
鈍感電雷管接收到起爆信號后，起爆銀質(zhì)微細導(dǎo)爆索，導(dǎo)爆索經(jīng)能量放大器與切 割器相連，并由該能量放大器起爆切割器，同步切開各個泄壓孔。
有益效果本發(fā)明的方法為在客機飛行狀態(tài)下使用切割器切割蒙皮進行泄壓，相 對其它方法，是一種快捷高效的方法；線型聚能裝藥相對其它裝藥方式，有利于減少炸藥用 量；切割位置的選取能確保發(fā)動機不受蒙皮塊的危害，并有利于試飛組人員的安全；同步 起爆能確保飛機飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性不受泄壓過程的影響。


圖1是本發(fā)明切口形狀尺寸示意圖。
圖2是本發(fā)明切割器結(jié)構(gòu)示意圖。
圖3是本發(fā)明起爆原理示意圖。
圖4是本發(fā)明切口位置示意圖。
具體實施方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做更進一步的解釋。
實施例1
如圖4所示，爆炸切割位置為ARJ21-700客機客艙后段位于SD866 SD878. 926 之間的蒙皮框，在左右第8、9長桁和第10、11長桁之間的蒙皮上，開出四個開口 A，總面積不 小于0. 055m2，不大于0. 06m2，開口邊緣光滑，每邊距長桁和框不小于30mm。該處蒙皮厚度 為 1. 6mm o
如圖1所示，切口的形狀為閉合矩形。
如圖2所示，切割器采用以鉛銻合金為藥型罩和外殼材料的柔性聚能切割器，其 裝藥為A5炸藥，裝藥量為1.8g/m，能可靠切割2. 1mm厚的蒙皮材料。其中。21為藥型罩， 22為裝藥，23為金屬外殼。
起爆方法如圖3所示，1為鈍感雷管；2為銀質(zhì)微細銀導(dǎo)爆索，其直徑為①1. 0mm, 裝藥量為360mg/m ；3為能量放大器；4為切割器、5為電雷管腳線；鈍感電雷管1接收到系 統(tǒng)控制中心通過電雷管腳線5傳來的起爆信號后，起爆微細導(dǎo)爆索2，導(dǎo)爆索經(jīng)能量放大器3與切割器4相連，并由該能量放大器3起爆切割器4，同步切開各個泄壓孔。經(jīng)多次試驗 表明，該方法能可靠地同步起爆4個閉合型切割器。
本方法在客機試飛階段服務(wù)艙門應(yīng)急開啟系統(tǒng)的驗收試驗中，獲得成功。
實施例2
把切口的形狀設(shè)置為圓形，切割器的形狀也設(shè)置成圓形，其它條件均按實施例1 實行，
本方法在客機試飛階段服務(wù)艙門應(yīng)急開啟系統(tǒng)的驗收試驗中，獲得成功。
權(quán)利要求
一種客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法，其特征在于該方法包括以下內(nèi)容(1)切割位置選擇切割位置選在機艙后部，且相對于機身軸線左右對稱；(2)切口參數(shù)確定切口形狀為封閉式矩形或圓形；切口個數(shù)為偶數(shù)，由泄壓要求確定；切口尺寸由單個泄壓孔的面積確定；(3)切割器選擇所選切割器具有在低溫環(huán)境下長期工作的性能，其切割能力為切割對象厚度的1.25～1.35倍；(4)切割器設(shè)置切割器設(shè)置為閉合的矩形或圓形；(5)切割器起爆鈍感電雷管收到起爆信號后，起爆銀質(zhì)微細導(dǎo)爆索，導(dǎo)爆索經(jīng)能量放大器與切割器相連，并由該能量放大器起爆切割器，同步切開各個泄壓孔。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法，其特征在于內(nèi) 容(3)中，所述的低溫環(huán)境為-70°C -50°C。
3.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法，其特征在于內(nèi) 容(3)中，所述的切割器為柔性線型聚能切割器。
專利摘要
本發(fā)明公開了一種客機試飛應(yīng)急泄壓時機身蒙皮的切割方法，該方法包括以下內(nèi)容(1)切割位置選在機艙后部，與機身軸線呈左右對稱；(2)切口的形狀為閉合的矩形或圓形；(3)切割器的切割能力為切割對象厚度的1.25～1.35倍；(4)切割器設(shè)置為閉合的圓形或矩形；(5)鈍感電雷管收到起爆信號后，起爆銀質(zhì)微細導(dǎo)爆索，導(dǎo)爆索經(jīng)能量放大器與切割器相連，并由該放大器起爆切割器，切開機身蒙皮。本發(fā)明的方法是一種快捷高效的泄壓方法；減少炸藥用量；確保發(fā)動機不受蒙皮塊的危害，并有利于試飛組人員的安全；同步起爆能確保飛機飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性不受泄壓過程的影響。
文檔編號F42B3/22GKCN101476847 B發(fā)布類型授權(quán) 專利申請?zhí)朇N 200910025071
公開日2010年10月13日 申請日期2009年2月16日
發(fā)明者劉影, 周春華, 李述田, 王耀華, 譚靈, 金廣謙, 陸明, 顧月兵, 龍源 申請人:中國人民解放軍理工大學(xué)工程兵工程學(xué)院導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan專利引用 (2), 非專利引用 (2),