Конструктивный компонент и фюзеляж самолета или космического летательного аппарата



Конструктивный компонент и фюзеляж самолета или космического летательного аппарата
Конструктивный компонент и фюзеляж самолета или космического летательного аппарата
Конструктивный компонент и фюзеляж самолета или космического летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2475411:

ЭЙРБАС ОПЕРАТИОНС ГМБХ (DE)

Изобретения относятся к конструктивному компоненту и к фюзеляжу самолета или космического летательного аппарата с конструктивным компонентом. Конструктивный компонент выполнен как несущий компонент для упрочнения обшивки самолета или космического летательного аппарата. Конструктивный компонент включает пустотелый профиль для приема системной среды. Конструктивный компонент имеет приемную стойку, посредством которой конструктивный компонент может быть прикреплен к обшивке. Приемная стойка имеет основание, которое может быть расположено на обшивке и может быть прикреплено к обшивке, и приемную часть, которая конфигурирована для приема пустотелого профиля. Достигается уменьшение массы фюзеляжа. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к конструктивному компоненту и к фюзеляжу самолета или космического летательного аппарата, который имеет конструктивный компонент этого типа.

Важным аспектом строительства самолета являются постоянные попытки уменьшить его массу. С одной стороны, это достигается использованием легких материалов, например углепластиков, но с другой стороны, это достигается базовой конструкцией, позволяющей достигнуть высокой степени полетной безопасности или прочности при малой массе.

Так, в современном коммерческом самолете базовая конструкция фюзеляжа сформирована из обшивки, а также стрингеров и шпангоутов, которые используют для укрепления или упрочнения обшивки. Стрингеры обычно проходят в продольном направлении фюзеляжа самолета, и шпангоуты проходят по кругу на внутренней периферии обшивки. Эти конструктивные компоненты формируют основную конструкцию самолета, в которую устанавливают вторичные конструкции, например двигатели, аппаратуру, проводку и т.д.

Хотя сокращение количества основных конструктивных компонентов, например стрингеров или шпангоутов, привело бы к уменьшению массы, это ухудшило бы стабильность и, соответственно, безопасность полета.

Поэтому цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить конструктивный компонент, который позволяет уменьшить массу при сохранении практически такой же стабильности самолета или космического летательного аппарата.

Согласно изобретению эта цель достигается конструктивным компонентом, имеющим признаки по пункту 1 формулы изобретения.

Согласно изобретению предложен опорный компонент для упрочнения обшивки самолета или космического летательного аппарата, например стрингер или шпангоут, причем этот компонент выполнен как замкнутый профиль (пустотелый), так чтобы через него можно было бы провести системную среду. В этом отношении сам пустотелый профиль действует как несущий элемент конструкции.

Идея, на которой основано настоящее изобретение, заключается в придании конструктивным компонентам самолета или космического летательного аппарата двойной функции. С одной стороны, конструктивный компонент согласно изобретению действует как основная конструкция, а именно как опорный компонент для упрочнения фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата. С другой стороны, он служит для передачи системной среды между местонахождением источника и местонахождением цели в самолете. Это дает возможность, с одной стороны, уменьшить массу и, с другой стороны, получить дополнительное пространство, так как количество соответствующих системных линий можно уменьшить.

Предпочтительные варианты осуществления и усовершенствования изобретения изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Используемый здесь термин "конструктивный компонент" понимается как означающий несущие основные конструкции, т.е. конструкции, которые используют для укрепления или упрочнения фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата. Примеры таких конструктивных компонентов включают стрингеры и шпангоуты, в частности кольцеобразные шпангоуты, а также герметичные переборки.

Конструктивный компонент может быть прикреплен к внутренней стороне обшивки самолета или космического летательного аппарата. Это дает возможность проводить системную среду, экономя при этом место, по внутренней поверхности обшивки.

Согласно предпочтительному варианту осуществления конструктивный компонент имеет приемную стойку, посредством которой конструктивный компонент может быть прикреплен к обшивке. Другой способ строительства этого типа облегчает ремонт, так как можно легко заменить отдельные составляющие конструктивного компонента.

В этом отношении приемная стойка может иметь основание, которое может быть прикреплено к обшивке, и приемную часть, которая конфигурирована для приема пустотелого профиля. Кроме того, конструктивный компонент может иметь зажим, посредством которого пустотелый профиль крепят к приемной стойке.

Пустотелый профиль предпочтительно имеет отверстие в радиальном направлении для введения в него системной среды и удаления ее из пустотелого профиля. Используемый в этом контексте термин "радиальное направление" понимается как означающий направление, вертикальное к продольной оси пустотелого профиля. Продольная ось пустотелого профиля является осью, вдоль которой поперечное сечение пустотелого профиля изменяется только незначительно или только постепенно.

В одном предпочтительном варианте осуществления изобретения в отверстии находится переходник, к которому может быть подсоединена линия передачи системной среды. Линия передачи системной среды может быть таким образом легко соединена с пустотелым профилем, и системные каналы передачи среды могут быть введены в пустотелый профиль или удалены из него.

Системной средой может являться, например, газ, жидкость, электрическая линия или стекловолоконный кабель.

Пустотелый профиль может быть изготовлен из легкого металла, например из титана или алюминия. Также можно изготавливать пустотелый профиль из углепластикового композитного материала.

Приемная стойка также может быть изготовлена из легкого металла, например из титана или алюминия, а также из углепластикового композитного материала.

Как легкий металл титан особенно предпочтителен из-за его характеристик.

Пустотелый профиль может иметь в сущности круглое поперечное сечение. Оно будет выгодным, в частности, для газообразных или жидких системных сред.

Фюзеляж или каркас самолета или космического летательного аппарата включает обшивку и конструктивный компонент согласно изобретению, который прикрепляют к внутренней стороне обшивки.

Ниже изобретение будет описано более подробно на основе вариантов осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг.1 - перспективный вид конструктивного компонента согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения;

Фиг.2 - вид в продольном разрезе через конструктивный компонент согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения по линии II-II с Фиг.1; и

Фиг.3 - вид в поперечном сечении через конструктивный компонент на Фиг.2 по линии III-III с Фиг.1.

Одинаковые ссылочные номера на чертежах обозначают одинаковые или функционально идентичные компоненты, если не указано иное.

Далее будет описан конструктивный компонент согласно одному варианту осуществления изобретения со ссылками на Фиг.1-3.

На Фиг.1 приведен перспективный вид конструктивного компонента 10. На Фиг.2 показано продольное сечение через конструктивный компонент 10 по линии II-II с Фиг.1, и на Фиг.3 показано поперечное сечение через конструктивный компонент 10 по линии III-III с Фиг.1.

В примере, показанном на Фиг.1-3, конструктивный компонент 10 выполнен как узел шпангоута для укрепления или упрочнения фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата и содержит пустотелый профиль 3, приемные стойки 4 и зажимы 5.

Приемные стойки 4 имеют основание 4а, стенку 4b, поперечное ребро 4с и приемную часть 4d. Основание 4а выполнено из в сущности Т-образной пластины. Часть напротив стенки 4b, на свободном конце Т-образной формы, имеет большую толщину, чем часть, обращенная к стенке 4b, так что на нижней стороне основания 4а выполнен уступ, как показано на Фиг.2. Длина основания 4а может составлять, например, приблизительно 100 мм, и его ширина может составлять, например, приблизительно 80 мм.

Стенка 4b проходит в сущности вертикально основанию 4а, более конкретно от верхнего конца поперечной балки формы Т основания 4а. Как показано на виде в плане на Фиг.3, стенка 4b имеет трапециевидную форму с краем, примыкающим к основанию 4а, два боковых края, идущих друг к другу, и скругленный верхний край. Стенка 4b снабжена двумя ребрами 4е, которые выполнены как утолщения, в каждом случае приблизительно по центру между поперечным ребром 4с и боковыми краями 4b.

Приемная часть 4d соединяется с верхним краем стенки 4b. Приемная часть 4d имеет в сущности форму половины пустотелого цилиндра, внутренний радиус которого соответствует наружному радиусу пустотелого профиля 3. Соответствующий фланец 4f выполнен на обоих концах приемной части 4d.

Поперечное ребро 4с используется для стабилизации приемной стойки 4 и выполнено вертикально к основанию 4а и к приемной части 4d. Поперечное ребро 4с проходит по всей длине основания 4а, и высота поперечного ребра 4с увеличивается от свободного конца основания 4а до стенки 4b. Верхний край поперечного ребра 4с немного изогнут вверх, что позволяет еще уменьшить массу. Однако также можно выполнить верхний край поперечного ребра 4с прямым.

Пустотелый профиль 3 размещен в приемной части 4d приемной стойки 4 и закреплен в ней зажимом 5. Зажим 5 может соединяться, например, с фланцами 4f винтами 6. Таким образом, пустотелый профиль 3 можно легко крепить в приемной стойке 4.

Приемная стойка 4 может быть прикреплена к обшивке 1 фюзеляжа самолета. Обычно приемная стойка 4 крепится к фюзеляжу (не показан на чертежах) заклепками, которые обеспечивают высокую степень прочности. Для этого основание 4а располагают на обшивке 1 и на стрингере 2 и крепят заклепками к обшивке, основанию стрингера и полотну стрингера. В этом отношении конец основания 4а лежит большей толщиной на обшивке 1, и конец основания 4а, обращенный к стенке 4b, лежит меньшей толщиной на стрингере 2. Стенка 4b лежит на вертикальном полотне стрингера 2.

Расстояние от стенки 4b до уступа на нижней стороне основания 4а больше, чем расстояние от полотна стрингера до бокового края стрингера 2, так что полость 7 сформирована между боковым краем стрингера 2 и нижней стороной основания 4а. Так может быть получен определенный допуск, который дает возможность компенсировать неточности в конфигурации стрингера 2.

Для крепления пустотелого профиля к фюзеляжу самолета может быть предусмотрено некоторое количество приемных стоек 4, как показано на Фиг.1. Приемные стойки 4 могут проходить вокруг внутренней поверхности фюзеляжа и принимать пустотелый профиль 3 как кольцеобразный шпангоут, который изогнут по внутренней стороне фюзеляжа. При таком расположении пустотелый профиль 3 не должен проходить вокруг внутренней стороны фюзеляжа как комплектный узел, а может быть выполнен как одна или несколько изогнутых частей.

Предпочтительной в этом отношении является дифференциальная конструкция, которая дает возможность легко заменять или повторно использовать отдельные компоненты. Кроме того, приемные стойки 4 могут быть перемещены по пустотелому профилю 3, что позволяет гибко использовать конструктивный компонент в разном окружении.

В показанном варианте осуществления пустотелый профиль 3 имеет в сущности круглое поперечное сечение и может иметь наружный диаметр, например, 40 мм. Пустотелый профиль 3 подходит для приема по меньшей мере одной системной среды М. В этом отношении в качестве системной среды рассматриваются рабочие ресурсы (т.е. жидкости или газы), которые подводят целенаправленно к конкретному месту в самолете, а также средства для передачи энергии или сигналов. Примеры системных сред включают газы, например кислород и воздух, жидкости, например воду, топливо или масло, гидравлические линии, пневматические линии, электрические линии, оптические волноводы и т.п.

Системные среды М могут проводиться в пустотелом профиле 3. Например, среда может быть введена в пустотелый профиль 3 в первом месте и удалена из пустотелого профиля 3 во втором месте, которое расположено на некотором расстоянии от первого места под определенным углом вращения (например, 90° или 180°). Поэтому пустотелый профиль 3 выполняет функции основной конструкции (как опорный компонент) и вторичной конструкции (как компонент, проводящий системную среду). Следовательно, можно уменьшить количество вторичных конструкций, например кабелепроводов и т.д., этим давая возможность уменьшить массу самолета.

Если пустотелый профиль 3 используют для приема газа или жидкости как системной среды, предпочтительно, чтобы пустотелый профиль 3 был непроницаемым для газа или жидкости во избежание утечек.

Системные среды М можно передавать в пустотелом профиле 3 непосредственно (т.е. без дополнительных линий). Однако также можно передавать системную среду М в линии через пустотелый профиль 3. В этом случае пустотелый профиль 3 может выполнять функцию дополнительной безопасности. Например, можно передавать топливо через пустотелый профиль 3 по одностенному топливопроводу. При утечке в топливопроводе пустотелый профиль 3 может препятствовать выходу топлива. Другими словами, пустотелый профиль 3 может выполнять функцию наружной стенки двухстенного топливопровода.

Для введения и удаления системных сред могут быть предусмотрены посты переходников, которые располагают на некотором расстоянии друг от друга в периферийном направлении. В простейшем случае эти посты переходников выполнены как отверстия 8 в пустотелом профиле 3. Также можно установить вставку 9 в эти отверстия 8. Вставка 9 этого типа может быть выполнена, например, как резиновый рукав, который служит в качестве кабелепровода и защищает кабели, пропущенные через пустотелый профиль 3, от повреждения. Кроме того, можно выполнить вставку 9 в форме переходника, к которому может быть подсоединена линия, передающая газ или жидкость.

Также можно предусмотреть разделительные стенки на противоположных концах пустотелого профиля 3 или в его частях, и эти разделительные стенки будут ограничивать поток газа или жидкости в пустотелом профиле 3.

И пустотелый профиль 3, и приемную стойку 4 обычно изготавливают из легкого металла, например титана или алюминия, но они могут быть изготовлены также из углепластикового материала.

Пустотелый профиль 3 может быть изготовлен, например, путем экструзии. Приемная стойка 4 может быть изготовлена, например, как литая или кованая деталь.

Хотя настоящее изобретение было описано выше со ссылками на предпочтительные варианты осуществления, оно ими не ограничено и может быть модифицировано многими различными способами.

Например, в вышеприведенном варианте осуществления пустотелый профиль 3 крепится к обшивке 1 приемными стойками 4, которые выполняют функцию зажимов. Однако также можно крепить пустотелый профиль 3 непосредственно к обшивке 1 без приемных стоек. Например, пустотелый профиль 3 может быть жестко прикреплен заклепками к обшивке 1 с помощью хомутов.

Кроме того, пустотелый профиль 3, описанный выше, имеет, в сущности, круглое поперечное сечение, которое особенно предпочтительно для транспортировки жидких и газообразных системных сред. Однако также можно предусмотреть пустотелый профиль с другим поперечным сечением, например прямоугольным.

Кроме того, основание 4а в варианте осуществления, описанном выше, имеет форму Т-образной пластины, что связано с уменьшением массы, но оно также может быть выполнено в форме прямоугольной пластины.

Конструктивный компонент был описан выше на основе узла шпангоута. Однако изобретение этим не ограничено и может быть также применено к другим конструктивным компонентам, например стрингерам, герметичным переборкам и т.д.

Предложен опорный компонент (10) для упрочнения обшивки самолета или космического летательного аппарата, например стрингера или шпангоута, причем этот компонент имеет форму замкнутого профиля (пустотелого профиля) (3), так что системную среду (М) можно провести по конструктивному компоненту. В этом отношении сам пустотелый профиль (3) служит в качестве несущего компонента.

Перечень ссылочных номеров

1 Обшивка
2 Полотно
3 Пустотелый профиль
4 Приемная стойка
Основание
4b Стенка
Поперечное ребро
4d Приемная часть
Ребро
4f Фланец
5 Зажим
6 Винт
7 Полость
8 Отверстие
9 Вставка
10 Конструктивный компонент

1. Конструктивный компонент (10), который выполнен как несущий компонент, для упрочнения обшивки (1) самолета или космического летательного аппарата, причем конструктивный компонент (10) включает пустотелый профиль (3) для приема по меньшей мере одной системной среды (М), отличающийся тем, что конструктивный компонент (10) имеет приемную стойку (4), посредством которой конструктивный компонент (10) может быть прикреплен к обшивке (1), причем приемная стойка (4) имеет основание (4а), которое может быть расположено на обшивке (1) и может быть прикреплено к обшивке (1), и приемную часть (4d), которая конфигурирована для приема пустотелого профиля (3).

2. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что конструктивный компонент (10) выполнен как шпангоут, в частности кольцеобразный шпангоут, как стрингер или герметичная переборка.

3. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что конструктивный компонент (10) может быть прикреплен к внутренней стороне обшивки (1) самолета или космического летательного аппарата.

4. Конструктивный компонент (10) по п.2, отличающийся тем, что конструктивный компонент (10) также имеет зажим (5), посредством которого пустотелый профиль (3) крепят к приемной стойке (4).

5. Конструктивный компонент (10) по п.2, отличающийся тем, что приемная стойка (4) изготовлена из титана.

6. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что пустотелый профиль (3) имеет отверстие (8) в радиальном направлении для введения системной среды (М) в пустотелый профиль (3) и удаления ее из него.

7. Конструктивный компонент (10) по п.6, отличающийся тем, что в отверстии (8) предусмотрен переходник (9), к которому можно подсоединять линию передачи системной среды (М).

8. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что системной средой (М) является газ, жидкость, электрическая линия или стекловолоконный кабель.

9. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что пустотелый профиль (3) изготовлен из титана.

10. Конструктивный компонент (10) по п.1, отличающийся тем, что пустотелый профиль (3) имеет в сущности круглое поперечное сечение.

11. Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата, отличающийся тем, что фюзеляж имеет обшивку (1) и конструктивный компонент (10) по п.1, причем конструктивный компонент (10) прикреплен к внутренней поверхности обшивки (1).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей. .

Изобретение относится к космической технике и предназначено для одновременного выведения нескольких наноспутников, установленных на верхней ступени ракеты-носителя.

Изобретение относится к высокоточным конструкциям из полимерных композиционных материалов и может применяться в космической технике в качестве несущих платформ, в том числе внешнего размещения относительно корпуса космического аппарата (КА).

Изобретение относится к бортовым оборудованию и системам космического аппарата (КА), преимущественно двигательным установкам системы коррекции орбиты КА с топливными баками безнаддувного типа.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др.

Изобретение относится к ядерным энергетическим установкам (ЯЭУ), используемым в качестве источников электрической энергии космических аппаратов. .

Изобретение относится к авиакосмической технике, а именно, к конструктивному компоненту фюзеляжа, к фюзеляжу с конструктивным компонентом, к самолету и к космическому летательному аппарату с таким фюзеляжем.

Изобретение относится к космонавтике и служит для полетов астронавтов в космосе. .

Изобретение относится к конструктивному элементу фюзеляжа самолета. .

Изобретение относится к фюзеляжу самолета, герметизированная кабина которого имеет множество смотровых отверстий и/или сквозных отверстий. .

Изобретение относится к шпангоуту из композитного материала, в частности, простому в изготовлении и имеющему высокие механические характеристики. .

Изобретение относится к способу изготовления конструкции фюзеляжа воздушного судна, согласно которому соединяют между собой несколько последовательно расположенных секций фюзеляжа.

Изобретение относится к авиастроению и касается технологии сборки панелей агрегатов самолетов, в частности к технологии сборки центроплана самолета. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. .

Изобретение относится к способу производства конструктивного элемента и может быть использовано, в частности, в аэрокосмической промышленности. .

Изобретение относится к секции фюзеляжа для летательного аппарата и касается обрамления иллюминатора. .

Изобретение относится к конструкции оболочки отсека фюзеляжа самолета из полимерного композиционного материала и способу ее изготовления
Наверх