Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна

Авторы патента:


Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна
Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна

 


Владельцы патента RU 2438921:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Изобретения относятся к конструкции хвостовой части воздушного судна и к воздушному судну. Конструкция хвостовой части содержит опорную конструкцию для поддерживания узла воздушного или космического судна и узел перегородки для герметизации отсека фюзеляжа, выполненный с возможностью соединения как с опорной конструкцией, так и с отсеком фюзеляжа. Опорная конструкция содержит два пилона, формирующие траекторию потока усилий, для поддерживания соответствующего двигателя. Пилоны образованы конструкцией в форме параллелепипеда из опорных балок. Одна опорная балка расположена в параллелепипеде по диагонали. Достигается улучшение аэродинамических свойств воздушного судна. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к конструкции хвостовой части воздушного или космического судна, в частности, к конструкции хвостовой части, которая непосредственно примыкает к отсеку фюзеляжа воздушного или космического судна. Изобретение также относится к воздушному или космическому судну, содержащему конструкцию хвостовой части в соответствии с изобретением.

Несмотря на то что изобретение описано со ссылкой на воздушное судно с монококовой конструкцией фюзеляжа, изобретение не ограничивается им.

Уровень техники

Фюзеляж коммерческого воздушного судна изготавливают в виде так называемой монококовой конструкции. Внешняя оболочка фюзеляжа в таком случае образует несущую конструкцию. Силы, действующие в продольном направлении, и силы кручения, действующие перпендикулярно продольному направлению в окружном направлении, переносятся, помимо прочего, с крыльев, двигателей и стабилизирующего узла на внешнюю оболочку. Высокая механическая жесткость внешней оболочки по отношению к действующим силам достигается благодаря по существу трубчатой конструкции фюзеляжа, то есть конструкции, имеющей круглое или эллиптическое поперечное сечение. Внутри монококовой конструкции предусмотрены проходящие в продольном направлении стрингеры и шпангоуты, которые расположены перпендикулярно стрингерам и соответствуют форме поперечного сечения фюзеляжа. Стрингеры и шпангоуты предотвращают возможность образования выпуклостей или вмятин на оболочке, что привело бы к снижению несущей способности внешней оболочки при действии продольных, поперечных сил или сил кручения.

Конструирование монококового фюзеляжа основано главным образом на обеспечении его механической жесткости, что до некоторой степени оказывает негативное влияние на аэродинамические свойства фюзеляжа, и всегда приводит к необходимости поиска компромиссного решения.

В хвостовом отсеке может располагаться один или более двигателей. Эти двигатели требуют особых условий подсоса воздуха для оптимальной работы. В принципе, требуемый характер течения воздуха можно обеспечить путем аэродинамического проектирования внешней оболочки. Однако, традиционно, сочетание принципов аэродинамического проектирования и проектирования с целью обеспечения механической жесткости внешней оболочки возможно только в ограниченной степени.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является предоставление улучшенной в отношении аэродинамических свойств возможности проектирования воздушного судна.

Эта задача решается с помощью конструкции хвостовой части в соответствии с изобретением, имеющей признаки пункта 1 формулы, и с помощью воздушного или космического судна, содержащего конструкцию хвостовой части в соответствии с изобретением, охарактеризованного в пункте формулы.

Конструкция хвостовой части воздушного или космического судна в соответствии с изобретением, примыкающая к отсеку фюзеляжа воздушного или космического судна, содержит опорную конструкцию, служащую опорой для по меньшей мере одного узла воздушного или космического судна, и узел перегородки, предназначенный для герметизации отсека фюзеляжа и выполненный с возможностью соединения как с опорной конструкцией, так и с отсеком фюзеляжа с тем, чтобы формировать траекторию потока усилий между по меньшей мере одним узлом воздушного или космического судна и отсеком фюзеляжа.

Идея, лежащая в основе настоящего изобретения, предусматривает опорную конструкцию, которая является независимой от отсека фюзеляжа. Силы, передающиеся на опорную конструкцию от узлов воздушного или космического судна, передаются на узел перегородки, который сам по себе может соединяться с отсеком фюзеляжа. Следовательно, узел перегородки может передавать эти силы на отсек фюзеляжа. Таким образом, узел перегородки в соответствии с изобретением выполняет двойную функцию. С одной стороны, он предназначен для герметизации отсека фюзеляжа с целью поддержания внутреннего давления в пассажирском салоне, грузовом отсеке и т.д., которое выше окружающего давления, и, с другой стороны, служит в качестве элемента механического соединения между отсеком фюзеляжа и конструкцией хвостовой части. Поскольку силы, действующие на конструкцию хвостовой части, поглощаются и переносятся опорной конструкцией, то внешняя обшивка или обтекатель конструкции хвостовой части могут быть оптимизированы с целью создания оптимальных условий обтекания воздушным потоком.

Преимущественные усовершенствования определены в зависимых пунктах формулы изобретения и вариантах осуществления.

Узел перегородки может быть плоским. Две ограничивающие основные поверхности узла перегородки по существу параллельны друг другу. Однако это не исключает возможности встраивания в узел перегородки дополнительных элементов, которые выступают за основные поверхности.

В одном усовершенствованном варианте отсек фюзеляжа содержит монококовую конструкцию с напряженной внешней обшивкой, стрингеры, проходящие в продольном направлении, и шпангоуты, расположенные перпендикулярно стрингерам в окружном направлении. Такой отсек фюзеляжа преимущественно имеет малый вес в сочетании с высокой механической жесткостью. Узел перегородки может быть соединен со стрингерами посредством соединительных элементов для формирования траектории потока усилий относительно отсека фюзеляжа.

В соответствии с другим усовершенствованным вариантом опорная конструкция содержит конструкцию из опорных балок для формирования траектории потока усилий. Опорная конструкция в данном случае может содержать опорные балки с двойными стенками. Поскольку конструкция из опорных балок передает силы от узла воздушного или космического судна на части отсека фюзеляжа, возможна оптимизация аэродинамических свойств внешней обшивки или обтекателя конструкции хвостовой части. При этом отсутствует необходимость учитывать несущую способность внешней обшивки конструкции хвостовой части.

В соответствии с другим усовершенствованным вариантом опорная конструкция содержит один или два пилона в качестве опоры для соответствующего двигателя. Пилоны могут быть образованы конструкцией в форме параллелепипеда из опорных балок, при этом по меньшей мере одна опорная балка проходит по диагонали в параллелепипеде. Пилоны могут иметь собственный кожух. В образовавшемся герметизированном пространстве можно разместить магистрали питания для двигателей и/или использовать данное пространство для отбора избыточного тепла от двигателей. Это избыточное тепло может быть использовано для обогрева пассажирского салона.

Узел воздушного или космического судна может содержать стабилизирующий элемент и/или пропульсивный компонент. Стабилизирующий элемент может содержать горизонтальное оперение и/или вертикальное оперение, и/или ось триммера для горизонтального оперения и/или вертикального оперения.

В одном из вариантов стабилизирующий узел и узел перегородки соединены при помощи по меньшей мере двух наклонных распорок, каждая из которых содержит первую точку подвески в зоне соединения стабилизирующего узла и вторую точку подвески на вертикальной оси симметрии узла поперечной перегородки.

В одном из усовершенствованных вариантов узел перегородки является плоским. Дополнительно, узел перегородки может содержать гермоднище. Кроме того, узел перегородки может содержать внутренние элементы жесткости для поглощения сил кручения, которые действуют радиально по отношению к продольному направлению конструкции хвостовой части.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления опорная конструкция может соединяться с узлом перегородки с помощью посадки с натягом, посадки с совпадением форм поверхностей и/или плавлением материала. На узле перегородки может быть установлена перфорированная полоса, и опорная конструкция может содержать стержни, которые вводятся в перфорированную полосу для получения соединения с совпадением форм поверхностей.

В соответствии с одним из усовершенствованных вариантов осуществления конструкция хвостовой части полностью окружена кожухом. Этот кожух формируется предпочтительно по аэродинамическим принципам. В кожухе могут быть расположены откидные створки большой площади, которые обеспечивают легкий доступ к узлам воздушного или космического судна в конструкции хвостовой части.

Краткое описание чертежей

Далее настоящее изобретение описывается более детально со ссылкой на предпочтительные варианты осуществления и прилагающиеся чертежи, где:

фигура 1 показывает вид сбоку конструкции хвостовой части в соответствии с примером осуществления настоящего изобретения;

фигура 2 показывает внутренний вид конструкции хвостовой части согласно фигуре 1 без внешней оболочки;

фигура 3 показывает вид сверху конструкции хвостовой части согласно фигуре 2;

фигура 4 показывает трехмерную иллюстрацию, выполненную в линиях, конструкции хвостовой части согласно предшествующим фигурам;

фигура 5 показывает дополнительную трехмерную иллюстрацию, выполненную в линиях, варианта осуществления согласно предшествующим фигурам;

фигура 6 показывает детальный вид соединительного элемента варианта осуществления предшествующих фигур;

фигура 7 показывает схематичное представление трубы с двойными стенками.

Если не указывается обратное, подобные позиции на фигурах обозначают подобные или функционально эквивалентные элементы.

Осуществление изобретения

Далее детально объясняется предпочтительный вариант осуществления конструкции хвостовой части 1 со ссылкой на фигуры 1-3. Фигура 1 показывает конструкцию хвостовой части на виде сбоку снаружи, фигура 2 показывает тот же вид сбоку, но без внешней обшивки, и фигура 3 показывает вид сверху конструкции хвостовой части без внешней обшивки. Конструкция хвостовой части 1 непосредственно примыкает к отсеку 2 фюзеляжа. Отсек 2 фюзеляжа выполнен в виде монококовой конструкции, обычно используемой для коммерческих воздушных судов. Он содержит напряженную внешнюю обшивку 20, которая, по существу, имеет круглое или эллиптическое поперечное сечение. Напряженная внешняя обшивка 20 поддерживается внутренними продольно проходящими стрингерами 21 и шпангоутами 22, расположенными в поперечном направлении. Шпангоуты 22 преимущественно имеют форму, соответствующую поперечному сечению внешней обшивки 20. Каркас, образуемый стрингерами 21 и шпангоутами 22, имеет низкую несущую способность, или не имеет таковой. Несущая способность отсека 2 фюзеляжа обеспечивается, например, исключительно за счет внешней обшивки 20.

В соответствии с настоящим вариантом осуществления, хвостовой отсек или конструкция хвостовой части 1 также закрыта внешней обшивкой 8. Далее она обозначается как обтекатель 8. В отличие от внешней обшивки 20 в отсеке 2 фюзеляжа, обтекатель 8 не имеет несущей функции. Он служит исключительно в качестве кожуха. Поскольку обтекатель 8 не подвергается воздействию сил, он может быть спроектирован с существенной степенью свободы. Следовательно, обтекатель 8 может быть спроектирован в соответствии с аэродинамическими требованиями. Кроме того, в конструкции хвостовой части 1 могут быть расположены большие откидные створки 9, которые облегчают доступ внутрь конструкции хвостовой части. Эти большие откидные створки 9 в то же время могут служить в качестве средств выравнивания давления в случае декомпрессии, когда они немедленно распахиваются.

В качестве примера, два пилона 7 в конструкции хвостовой части поддерживают соответствующий двигатель 41. В соответствии с настоящим вариантом осуществления пилоны 7 покрыты обтекателем 8 до их края по направлению к двигателю 41. Поверхность обтекателя 8, граничащая с двигателем 41, предпочтительно изолируется при помощи огнеупорного или жаропрочного рукава. Дополнительный вариант осуществления не имеет двигателя или имеет один двигатель на конструкции хвостовой части. Соответственно, в этом случае число пилонов также уменьшается.

Конструкция хвостовой части 1 также предпочтительно содержит стабилизирующий узел 40. В представленном варианте осуществления стабилизирующий узел содержит только руль высоты. Боковое управление осуществляется с помощью разных тяг, развиваемых двумя двигателями 41. Однако конструкция хвостовой части 1 может также содержать вертикальное оперение.

Вид сбоку на фигуре 2 и вид сверху на фигуре 3 показывают возможное исполнение конструкции хвостовой части 1, содержащей опорную конструкцию 3 и узел 5 поперечной перегородки. Фигура 3 представляет сечение вдоль плоскости А-А на фигуре 2, а фигура 2 представляет сечение вдоль плоскости В-В на фигуре 3.

Узел 5 поперечной перегородки герметизирует внутреннее пространство отсека 2 фюзеляжа, находящееся под действием давления. Узел 5 поперечной перегородки может быть механически соединен с отсеком фюзеляжа посредством соединительных элементов 6. Эти соединительные элементы 6 предпочтительно крепятся к продольно расположенным стрингерам 21, которые, в свою очередь, соединены с напряженной внешней обшивкой 20.

Узел 5 поперечной перегородки, или герметизирующая поперечная перегородка 5, имеет предпочтительно плоскую форму. Это приводит к большей свободе при проектировании, например, позволяет установить дверь в герметизирующей поперечной перегородке 5.

Вследствие разности давлений во внутреннем пространстве отсека 2 фюзеляжа и конструкции хвостовой части 1, на герметизирующую поперечную перегородку 5 действуют силы в продольном направлении. Для обеспечения достаточной механической устойчивости герметизирующей поперечной перегородки 5 под действием этих сил, она предпочтительно снабжена элементами жесткости, проходящими внутри перегородки, и/или элементами жесткости 52, 53, проходящими по ее внешней стороне. Кроме того, в герметизирующую поперечную перегородку 5 может быть встроено гермоднище 51.

Опорная конструкция 3 конструкции хвостовой части 1 преимущественно соединена с герметизирующей поперечной перегородкой. Следовательно, силы, которые действуют на опорную конструкцию 3, передаются непосредственно через герметизирующую поперечную перегородку 5 на внешнюю обшивку 20 отсека 2 фюзеляжа. Соответствующий поток усилий также существует и в противоположном направлении.

Опорная конструкция 3, проиллюстрированная в качестве примера на фигурах 2 и 3, предпочтительно выполнена как конструкция из опорных балок. В соответствии с этим примерным вариантом осуществления конструкция основания пирамидальной формы образована четырьмя опорными балками 74, 75, 76 (четвертая опорная балка видна только на перспективных видах). В данной схеме концы опорных балок в воображаемом основании пирамидальной конструкции крепятся к герметизирующей поперечной перегородке 5. Конструкция пирамидальной формы из опорных балок служит, помимо прочего, в качестве опоры для стабилизирующего узла 40. Стабилизирующий узел 40 установлен в задней области конструкции основания пирамидальной формы.

При управлении с использованием руля высоты стабилизирующего узла 40 или, при наличии, с использованием руля направления вертикального оперения, силы кручения воздействуют на конструкцию основания пирамидальной формы. В задней области, т.е. вблизи верхней точки, конструкция основания не имеет достаточной жесткости для сопротивления таким силам кручения. Наклонная распорка 80 соединяет точку 82 подвески стабилизирующего узла 40 с точкой 84 подвески герметизирующей поперечной перегородки 5. Точка 82 подвески стабилизирующего узла 40 расположена со смещением в сторону от продольной оси хвостового отсека. По отношению к первой наклонной распорке 80 вторая наклонная распорка расположена симметрично относительно продольной оси хвостового отсека и соединена со второй точкой 83 подвески. Эти две дополнительные наклонные распорки 80 или, при необходимости, большее число наклонных распорок повышают жесткость кручения конструкции основания. Точка 84 подвески на герметизирующей поперечной перегородке 5 предпочтительно расположена в плоскости, перпендикулярной продольной оси конструкции хвостовой части 1.

В случае использования двух двигателей 41 при некоторых обстоятельствах можно обойтись без вертикального оперения. Пилоны имеют по существу кубическую или параллелепипедную конструкцию, образованную опорными балками 70, 71 и 72. Для обеспечения передачи тяги от двигателя 41 на конструкцию основания опорной конструкции 3, в пилоне дополнительно располагается по меньшей мере одна диагональная опорная балка 73. Пилон может быть закрыт своим собственным внутренним кожухом (не показан), внутри которого проходят магистрали питания к двигателю 41 и/или отводится избыточное тепло от двигателя для обогрева пассажирского салона.

При использовании в хвостовой области только одного двигателя пилон ориентируется вертикально. При использовании двух двигателей пилоны предпочтительно имеют наклон по отношению к вертикали.

На фигурах 4 и 5 проиллюстрированы два трехмерных представления вышеописанного примера конструкции хвостовой части. Балки, опоры и поперечная перегородка 5 сведены к линиям или поверхностям для упрощения представления. Кроме того, соединения отдельных опорных балок и элементов обозначены точками.

Фигура 4 показывает два пилона 7. Для придания большей жесткости пилоны соединяются друг с другом в боковом направлении при помощи поперечной распорки 85. Другие элементы на фигурах 4 и 5 уже описаны по отношению к фигурам 1-3.

Фигура 6 иллюстрирует возможный усовершенствованный вариант крепления опорных балок к герметизирующей поперечной перегородке 5. Перфорированная полоса 54 с некоторым числом просверленных отверстий 55 прикреплена к герметизирующей поперечной перегородке при помощи заклепок. Перфорированная полоса 54 предпочтительно изготовлена из высокопрочного коррозионно-стойкого титана. Это позволяет достичь более высокой степени коррозионной стойкости, чем при использовании волоконных композитных материалов, из которых изготовлена по меньшей мере часть герметизирующей поперечной перегородки 5. Балки, здесь в качестве примера опорные балки 76 и 77, содержат стержни 30, которые могут быть введены в отверстия 55. В результате получается соединение с совпадением формы поверхностей. Эти стержни могут быть закреплены в отверстиях 55 посредством дополнительных перпендикулярно проходящих болтов. Это только один из множества возможных способов крепления опорных балок к герметизирующей поперечной перегородке 5.

Фигура 7 схематично показывает трубу 86 с двойной стенкой, которая состоит из внутренней трубы и внешней трубы. Такие трубы могут использоваться, например, в пилонах 7 для обеспечения повышенной защиты от разрушения и/или для получения свойств отказоустойчивости.

Несмотря на то что настоящее изобретение описано со ссылкой на предпочтительные варианты осуществления, оно не ограничивается ими и может изменяться множеством различных способов.

В частности, геометрия опорной конструкции может изменяться множеством различных способов.

1. Конструкция хвостовой части (1), примыкающая к отсеку (2) фюзеляжа, в частности воздушного или космического судна, содержащая опорную конструкцию (3) для поддерживания, по меньшей мере, одного узла (40, 41) воздушного или космического судна; и узел (5) перегородки для герметизации отсека (2) фюзеляжа, выполненный с возможностью соединения как с опорной конструкцией (3), так и с отсеком (2) фюзеляжа для формирования траектории потока усилий между, по меньшей мере, одним узлом (40, 41) воздушного или космического судна и отсеком (2) фюзеляжа, причем опорная конструкция (3) содержит два пилона (7), формирующие траекторию потока усилий, для поддерживания соответствующего двигателя (41), при этом пилоны (7) образованы конструкцией (70, 71, 72) в форме параллелепипеда из опорных балок, причем, по меньшей мере, одна опорная балка (73) расположена в параллелепипеде по диагонали.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что содержит кожух (8), закрывающий опорную конструкцию (3), причем кожух (8) не имеет несущей функции.

3. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что кожух (8) полностью закрывает конструкцию хвостовой части (1).

4. Конструкция по п.2 или 3, отличающаяся тем, что в кожухе (8) расположены откидные створки (9) для обеспечения доступа к узлам (40, 41) воздушного или космического судна.

5. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что опорная конструкция (3) содержит опорные балки с двойными стенками.

6. Воздушное судно, содержащее конструкцию хвостовой части (1), охарактеризованную в любом из предшествующих пунктов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гаечной системе, соединению с приемным узлом, устройству восприятия тяговых усилий и стойке крепления двигателя летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления двигателя летательного аппарата, силовой установке и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к пилону подвески двигателя самолета. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к приспособлению для соединения траверсы с жесткой конструкцией стойки крепления двигателя летательного аппарата и способу монтажа двигателя.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к опорной системе для вспомогательной силовой установки летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к силовой установке для летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к стойке крепления двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для монтажа авиационных двигателей на летательных аппаратах. .

Вертолет // 2282564
Изобретение относится к области машиностроения, в частности к конструкциям вертолетов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к устройствам для крепления двигателей к летательным аппаратам (л.а.), преимущественно к одномоторным самолетам.

Изобретение относится к самолетостроению, преимущественно к конструкциям легких летательных аппаратов, в частности к мотодельталетам. .

Изобретение относится к авидвигателестроению, в частности к средствам запуска двигателей - турбостартерам. .

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к легкой авиации общего назначения. .

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.
Наверх