Оптимизированный авиационный люк

Авторы патента:


Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк
Оптимизированный авиационный люк

 


Владельцы патента RU 2482996:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ, С.Л. (ES)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к авиационному люку, содержащему панель обшивки (1) авиационной конструкции, наружную дверь (6) и внутреннюю дверь (5) авиационного люка, расположенные на панели обшивки (1), и дополнительно содержит стрингеры (3), установленные на панели обшивки (1) с расположением и прикреплением к обшивке (1), крепежные края (8), частично выступающие через люк со стороны размещения наружной двери (6) и внутренней двери (5), дополнительно содержащие элементы (4) усиления, размещенные между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5), которые прикреплены к обшивке (1), причем указанные (4) элементы образуют крепежные края (8) на одной из ее сторон, и полость (7), расположенную в обшивке (1) с обеспечением возможности установки наружной двери (6). Технический результат заключается в улучшении герметичности люка и аэродинамических свойств летательного аппарата. 19 з.п. ф-лы., 12 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к люку для авиационной конструкции, выполненному из композитного материала.

Предпосылки к созданию изобретения

Отверстия в обшивке самолета обычно называют люками, в то время как элементы закрытия этих отверстий обычно называют крышками или дверьми люков. Поэтому люки и крышки или двери авиационных конструкций имеют очень широкое распространение и требуются как для сборки, так и для последующего технического обслуживания и осмотра в течение всего срока службы самолета.

Потребность в доступе к самолету может сильно зависеть от вида или типа доступа, а также частоты его использования.

Обычно любая конструкция самолета, содержащая проем или отверстие, требует усиления для противодействия воздействию указанного отверстия.

В авиационных конструкциях требуется доступ к топливным бакам. В частном случае крыльев и стабилизаторов самолета этот доступ обычно осуществляется через люки, и такие люки должны удовлетворять следующим требованиям:

- размеры должны соответствовать требованиям к доступности;

- дверь или крышка должна быть герметичной для предотвращения потерь топлива;

- должны удовлетворяться требования к сопротивлению ударному воздействию;

- сборка и разборка дверей или крышек должны быть как можно более быстрыми и легкими;

- двери или крышки должны быть заменяемыми.

Существуют различные известные решения для этого типа дверей или крышек и люков, которые используются в настоящее время в конструкциях стабилизатора и крыла самолета. Эти элементы обычно размещаются в нижней части обшивки конструкций стабилизатора и крыла.

Люки, которые обычно применяются в горизонтальных стабилизаторах, отличаются от обычно применяемого принципа для таких же дверей люков в металлической обшивке крыльев.

Поэтому одно из известных решений, применяемое в металлических авиационных конструкциях, обычно применяемых в нижней обшивке на аэродинамической поверхности крыльев, обычно состоит из отверстия подходящих размеров, в котором помещаются две отдельные крышки или двери, одна внутри топливного бака и вторая на аэродинамической поверхности, соединенные винтами так, что они закрепляют между собой панель обшивки. Для сохранения аэродинамической поверхности на наружной поверхности получают механической обработкой полость, для того чтобы установить в ней крышку или дверь.

Обе части соединяются винтами для того, чтобы закрыть крышку или дверь. Полученное давление на окружающей поверхности герметизирует дверь за счет действия уплотняющих профилей.

Однако решение, применяемое в настоящее время для люков в авиационных конструкциях, выполненных из углеродного волокна, отличается от решения, описанного выше. Металл и углеродное волокно имеют различные свойства. Углеродное волокно, кроме того, в гораздо меньшей степени пригодно к механической обработке по сравнению с металлом, и поэтому описанная выше механическая обработка полости в металлической обшивке является очень сложным процессом в случае обшивки, выполненной из углеродного волокна.

Это ведет к иному принципу люка, не требующему получения механическим путем полостей в обшивке. В дополнение это предотвращает также перфорирование обшивки в нескольких местах для установки винтов, которые закроют крышку или дверь авиационного люка.

Эта крышка или дверь известного типа содержит следующие элементы:

- внутреннюю крышку, прикрученную к обшивке винтами с заглубленными головками; уплотняющий профиль между крышкой и кольцевым уплотнением обычно необходим для того, чтобы предотвратить потери;

- разделительное кольцо, прикрепленное к внутренней поверхности обшивки для получения подходящей плоской поверхности для размещения крышки;

- наружную пластину, прикрученную к внутренней крышке, придающую подходящую аэродинамическую поверхность;

- гибкие выводы для электрических соединений.

Этот вид известной крышки для авиационных конструкций, изготовленных из композитного материала, создает проблемы с уплотнением и герметичностью и не подходит в случае экстремальности этих условий. Далее они не походят, когда стрингеры конструкции размещаются очень близко друг к другу, что является обычным требованием при существующем проектировании самолетов. Указанные известные крышки создают особые проблемы, когда они должны размещаться на поверхностях, на которых поддерживаются стрингеры, когда эти стрингеры должны иметь плавный профиль и толщину без резких изменений.

Настоящее изобретение направлено на выполнение этих требований.

Сущность изобретения

Поэтому настоящее изобретение относится к авиационному люку или окну доступа, позволяющему размещение на него самозажимной авиационной фиксирующейся двери. Целью изобретения является поэтому новый принцип конструкции обшивки вокруг обычных крышек или дверей, применяемых в конструкциях авиационного стабилизатора или крыла, изготовленных из композитного материала, обычно на участках топливного бака, так что они обеспечивают полный доступ (всего тела человека или оператора) внутрь конструкции данного компонента.

Относительно авиационного люка согласно изобретению указанный люк содержит панель обшивки авиационной конструкции, выполненную из композитного материала, в частности углеродного волокна, наружную дверь и внутреннюю дверь авиационного люка, расположенные на панели обшивки, содержит стрингеры, расположенные на обшивке и прикрепленные к ней. Края оснований стрингеров выступают так, что крышки, образующие дверь, защелкиваются на основании стрингера. Фактическая толщина обшивки служит гнездом, так что наружная крышка не выступает наружу и сохраняется аэродинамический профиль.

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут понятны из следующего подробного описания, приведенного в качестве иллюстрации варианта реализации этой цели со ссылкой на прилагаемые фигуры.

Описание чертежей

На фиг.1 показана схема крышки авиационного люка в металлической конструкции согласно известным техническим решениям самозажимной двери.

На фиг.2 показана детально установка крышки авиационного люка в металлической конструкции согласно известному техническому решению самозажимной двери.

На фиг.3 показана схема крышки авиационного люка в конструкции из углеродистого волокна согласно известному техническому решению двери на заклепках.

На фиг.4 показана детально установка крышки авиационного люка в конструкции из углеродистого волокна согласно известному техническому решению двери на заклепках.

На фиг.5 показана детально панель обшивки, обрезанная под крышку авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.6 показаны детально стрингеры, образующие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.7 показаны детально элементы усиления, завершающие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.8 показан детально вид снаружи авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.9 показаны детально элементы усиления, покрывающие стрингеры, образующие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.10 показана детально полость, полученная в панели обшивки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.11 показана детально крышка авиационного люка согласно изобретению фиксирующей конструкцию обшивки самолета.

На фиг.12 показан вид с разделением на детали крышки авиационного люка согласно изобретению.

Подробное описание изобретения

Изобретение относится к крышке авиационного люка, причем указанный люк содержит панель обшивки 1 авиационной конструкции, изготовленной из композитного материала, в частности углеродного волокна, в котором выполнено окно доступа. Стрингеры 3 помещаются на панели обшивки 1, а на расположенных на таких стрингерах крепежных краях 8 помещается наружная дверца 6 и внутренняя дверца 5 авиационного люка. Элементы 4 усиления дополнительно помещаются на обшивке 1 для получения однородной опоры для крышек 5 и 6, причем последняя 6 помещается в полость, образуемую обшивкой, одновременно обеспечивая аэродинамические свойства поверхности узла так же, как и его герметичность.

Принцип самозажимной фиксируемой двери или крышки авиационного люка, описанных выше, может использоваться как для металлических конструкций, так и для конструкций, выполненных из композитных материалов. Поэтому конструкция, представленная изобретением, содержит панельную конструкцию 1, которая совместима с принципом фиксируемой дверцы или крышки, в то время как конструкции из композитного материала, главным образом конструкции из углеродного волокна, возможны без потребности в каких-либо операциях механической обработки. В каждом случае в зависимости от необходимых требований могут также быть добавлены уплотняющие элементы 9.

Стабилизаторы или панели крыльев 1 для авиационных конструкций могут содержать стрингеры 3, прикрепленные к обшивке с приданием обшивке нужной формы.

Согласно изобретению полость 7 в обшивке 1 получают немеханической обработкой, которая является очень сложным процессом. Полость получают путем помещения вкладышей в форму для вулканизации, в которой ламинат помещают перед процессом вулканизации.

Обшивку 1 соответственно обрезают 2, так что наружная дверца 6 авиационного люка может быть расположена в обрезанной части 2 обшивки 1.

Поэтому согласно замыслу настоящего изобретения наружная дверь 6 люка не крепится к панели обшивки 1, но крепится к стрингерам 3 и к элементам 4 усиления на тех участках, на которых стрингеры 3 отсутствуют.

В дополнение, упомянутые боковые элементы 4 усиления выполнены таким образом, что накрывают стрингеры 3 так, что получается однородная поверхность, ведущая к улучшенной герметизации.

Стрингеры 3 обычно крепятся к обшивке 1, однако в случае, когда нужно, чтобы конструкция люка обладала особой жесткостью в отношении ударного воздействия, стрингеры 3 и элементы 4 усиления могут быть прикреплены к авиационной конструкции клепанием.

Панель обшивки 1 в авиационном люке, предложенном изобретением, может быть выполнена из композитного материала, главным образом углеродного волокна, или же может быть металлической.

Дополнительным преимуществом такой конфигурации люка согласно изобретению является то, что стрингеры 3 очень близки к краю или концу проема в обшивке 1, так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке 1, как можно видеть на фиг.10 и 11.

Любые модификации в пределах, ограниченных прилагаемой формулой изобретения, могут быть внесены в описанные выше варианты реализации.

1. Авиационный люк, содержащий панель обшивки (1) авиационной конструкции, наружную дверь (6) и внутреннюю дверь (5) авиационного люка, расположенные на панели обшивки (1), отличающийся тем, что он содержит стрингеры (3), установленные на панели обшивки (1) с размещением и прикреплением к обшивке (1), крепежные края (8), частично выступающие через люк со стороны размещения наружной двери (6) и внутренней двери (5), дополнительно содержащие элементы (4) усиления, расположенные между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5) люка, которые прикреплены к обшивке (1), причем элементы (4) усиления образуют крепежные края (8) на одной из ее сторон, и полость (7), расположенную в обшивке (1) с обеспечением возможности установки наружной двери (6), сохраняя, таким образом, аэродинамическую форму поверхности узла, а также его герметичность.

2. Авиационный люк по п.1, отличающийся тем, что панель обшивки (1) выполнена из композитного материала.

3. Авиационный люк по п.2, отличающийся тем, что панель обшивки (1) выполнена из углеродного волокна.

4. Авиационный люк по п.1, отличающийся тем, что панель обшивки (1) является металлической.

5. Авиационный люк по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что он содержит уплотняющие элементы (9) между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5).

6. Авиационный люк по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что обшивку соответственно (2) обрезают, так что наружная дверца (6) авиационного люка соответствует обрезанной части (2) обшивки (1).

7. Авиационный люк по п.5, отличающийся тем, что обшивку соответственно (2) обрезают, так что наружная дверца (6) авиационного люка соответствует обрезанной части (2) обшивки (1).

8. Авиационный люк по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что наружная дверца (6) люка прикреплена к стрингерам (3) и к элементам (4) усиления на тех участках, где стрингеры (3) отсутствуют.

9. Авиационный люк по п.5, отличающийся тем, что наружная дверца (6) люка прикреплена к стрингерам (3) и к элементам (4) усиления на тех участках, где стрингеры (3) отсутствуют.

10. Авиационный люк по п.7, отличающийся тем, что наружная дверца (6) люка прикреплена к стрингерам (3) и к элементам (4) усиления на тех участках, где стрингеры (3) отсутствуют.

11. Авиационный люк по п.8, отличающийся тем, что элементы (4) усиления выполнены с возможностью покрытия стрингеров (3), образуя, таким образом, однородную поверхность для улучшенной герметизации.

12. Авиационный люк по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что стрингеры (3) и элементы (4) усиления прикреплены в авиационной конструкции посредством клепания.

13. Авиационный люк по п.5, отличающийся тем, что стрингеры (3) и элементы (4) усиления прикреплены в авиационной конструкции посредством клепания.

14. Авиационный люк по п.7, отличающийся тем, что стрингеры (3) и элементы (4) усиления прикреплены в авиационной конструкции посредством клепания.

15. Авиационный люк по п.9, отличающийся тем, что стрингеры (3) и элементы (4) усиления прикреплены в авиационной конструкции посредством клепания.

16. Авиационный люк по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что стрингеры (3) расположены очень близко к краю или к концу проема в обшивке (1), так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке (1).

17. Авиационный люк по п.5, отличающийся тем, что стрингеры (3) расположены очень близко к краю или к концу проема в обшивке (1), так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке (1).

18. Авиационный люк по п.7, отличающийся тем, что стрингеры (3) расположены очень близко к краю или к концу проема в обшивке (1), так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке (1).

19. Авиационный люк по п.9, отличающийся тем, что стрингеры (3) расположены очень близко к краю или к концу проема в обшивке (1), так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке (1).

20. Авиационный люк по п.13, отличающийся тем, что стрингеры (3) расположены очень близко к краю или к концу проема в обшивке (1), так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке (1).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции фюзеляжа самолета, в частности к системам запирания дверей герметичных отсеков. .

Изобретение относится к двери, предназначенной для герметизированного летательного аппарата. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для сброса давления из полости летательного аппарата или отдельного его узла. .

Изобретение относится к системам вентялиционной двери. .

Изобретение относится к окнам летательных аппаратов и, в частности, к окнам, отвечающим требованиям огнестойкости, в соответствии с тестом OSU 100/100 на выделение тепла.

Изобретение относится к авиационной технике и касается форточки кабины экипажа самолета. .

Изобретение относится к ручке для двери самолета. .

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

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к крышке для отверстия доступа в конструкции летательного аппарата. .

Изобретение относится к окну для транспортного средства, в частности для самолета

Изобретение относится к системам эксплуатационного открытия-закрытия и аварийного сброса фонаря самолета

Изобретение относится к запирающим механизмам створок

Изобретение относится к пневматическим устройствам для перемещения органов из одного положения в другое

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку. Люк обслуживания космической головной части размещен в верхней части одного из блистеров, крышка которого выполнена съемной. Люк обслуживания имеет окантовку, подкрепленную продольно поперечными профилями, закрепленными на внутренней поверхности головного обтекателя, а в нижней части съемной крышки выполнен вырез, образующий выступы, охватывающие верхнюю часть блистера, в которой по ее поперечной плоскости закреплена защитная стенка с помощью поперечных профилей, соединенная также с профилями окантовки люка. На блистере и на съемной крышке с уплотнением закреплен съемный аэродинамический обтекатель с теплозащитным покрытием. При обслуживании полезного груза для защиты от попадания посторонних частиц в полость головного обтекателя и внутрь полезного груза на окантовке люка обслуживания и на цилиндрической поверхности головного обтекателя выполнены узлы крепления под съемный защитный лоток и соответственно под съемную палатку. Достигается повышение эффективности и надежности доступа к полезному грузу при его подготовке на стартовом комплексе. 15 ил.

Изобретение относится к остеклению кабины экипажа летательного аппарата и касается защиты от проникновения электромагнитных помех. Остекление кабины экипажа содержит множество прозрачных пакетированных панелей остекления, внутренний и внешний держатели, уплотнение, предохраняющее от атмосферных осадков, пленочный электромагнитный экран, соединительную пленку. Держатели выполнены из токопроводящего материала, между которыми вставлены пакетированные панели. Уплотнение установлено между внешним держателем стеклопакета и панелями остекления. Электромагнитный экран установлен между двумя прилежащими друг к другу панелями остекления и выполнен из токопроводящего материала. Соединительная пленка выполнена из токопроводящего материала и электрически соединяет внешний периметр пленочного электромагнитного экрана с внешним держателем стеклопакета. Достигается надежное электрическое соединение между пленочным электромагнитным экраном и внешним держателем стеклопакета, исключение воздействия на пленочный электромагнитный экран усилия зажима между внутренним и внешним держателями стеклопакета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала. Рукав герметично присоединен по периметру к жесткой обечайке посредством клея-герметика. Жесткая обечайка герметично установлена концентрично относительно люка на корпусе внутри космического объекта. На обрезе герметичного рукава прикреплен элемент фиксации. В исходном состоянии герметичный рукав уложен на жесткой обечайке в виде кольцевой скатки и закреплен бандажом. Способ эксплуатации устройства герметизации люков космических объектов включает снятие бандажа крепления с герметичного рукава, разворот герметичного рукава, сборку рукава в жгут-скрутку, бандаж и завязку жгута-скрутки элементом фиксации, а также наддув герметизируемого отсека космического объекта. Достигается упрощение герметизации люка. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к интерфейсу (устройству сопряжения) нагрузок конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается дверных конструкций ЛА. Интерфейс нагрузок содержит решетчатую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и передающий нагрузки фланец. Решетчатая конструкция содержит краевую деталь и балку. Краевая деталь адаптирована к балке. Фланец адаптирован и установлен на краевой детали. Фланец снабжен угловой верхней передаточной плоскостью и угловой нижней передаточной плоскостью, чтобы передавать поперечные усилия и изгибающие моменты, возникающие в результате передачи поперечных усилий в передающем нагрузки фланце, и/или чтобы передавать круговые и/или продольные усилия и торсионные/изгибающие моменты, возникающие в результате передачи круговых и/или продольных усилий в передающем нагрузки фланце. Краевая деталь снабжена одной нижней и/или верхней передающей плоскостью. Нижняя или верхняя передающая плоскость угловой краевой детали является параллельной угловой верхней передающей плоскости или угловой нижней передающей плоскости фланца. Угловая верхняя и нижняя передаточные плоскости ориентированы относительно друг друга под углом 90°. Решетчатая конструкция ориентирована относительно краевой детали под углом 90°. Достигается плавная передача концентрированной сосредоточенной нагрузки в несущую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и из нее. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата. Узел содержит опорную конструкцию, содержащую балку, элемент реберного каркаса, оболочковую внешнюю обшивку и фланец передачи нагрузок. Фланец передачи нагрузок предназначен для передачи поперечных усилий и изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи поперечных усилий на фланец, и/или предназначен для передачи тангенциальных и/или продольных усилий и скручивающих/изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи тангенциальных и/или продольных усилий на фланец. Фланец передачи нагрузок содержит три расположенных под углом фланца. Реберный каркас снабжен передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем реберного каркаса из трех фланцев. Балка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем стенки балки из трех фланцев. Внешняя обшивка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем внешней обшивки из трех фланцев. Достигается оптимизация узла взаимодействия нагрузок для восприятия многоосевых сосредоточенных нагрузок. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов. Безымпульсное устройство расфиксации ПЭК КА содержит корпус с основным и дублирующим исполнительным элементами в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного движения, подпружиненную собачку с собственной осью. На подвижных цилиндрах насажены диски из изолирующего материала, в которых с двух сторон выполнены прорези под намотку проволок из материала с эффектом памяти формы, на которые периодически подается напряжение и концы которых зафиксированы на крайних дисках каждого цилиндра, при этом один из крайних дисков закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра, а другой неподвижно относительно корпуса, причем внутри каждого подвижного цилиндра установлена возвратная пружина, одним концом закрепленная на корпусе, а другим взаимодействует с подвижным цилиндром, при этом в корпусе и в хомутах, охватывающих корпус с двух сторон, выполнены соосные отверстия под шарики, а в цилиндрах выполнены вырезы со смещением относительно соосных отверстий, при этом качалка шарнирно закреплена на подпружиненной собачке, которая своими концами взаимодействует с выступами, выполненными на хомутах, причем между корпусом и хомутами с двух сторон установлена пружина. Изобретение позволяет исключить ударный импульс при срабатывании пиросредств. 10 ил.
Наверх