Конструкция силового каркаса ветролета



Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета
Конструкция силового каркаса ветролета

 


Владельцы патента RU 2539612:

Закрытое акционерное общество "АВИА-ПРОЕКТ" (RU)

Изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкциям каркасов фюзеляжей вертолетов. Конструкция силового каркаса вертолета содержит в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном. Кессон содержит первую зону, полость которой выполнена в виде топливного отсека, и вторую зону, расположенную над первой как ее продолжение, и которая частично образована ложементом, выполненным в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками, на каждой из которых выполнены профилированные вырезы. На одной из полок размещены узлы крепления главного редуктора, а другая формирует заднюю сторону кессона, при этом, боковые стороны кессона в своем продолжении формируют продольные элементы днища. Стенки кессона в зоне топливного отсека могут быть выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем, а днище кессона образовано панелью с большей строительной высотой ячеистого заполнителя, чем упомянутые стенки. Обеспечивается целостность критических участков конструкции каркаса от воздействия инерционных нагрузок от агрегатов большой массы в условиях аварийной ситуации. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкции каркаса вертолета, обеспечивающей целостность ее критических участков в аварийной ситуации.

Известны технические решения конструкции фюзеляжа вертолета, предусматривающие такие меры.

В патенте США №4593870 защита критических участков конструкции, таких как пассажирская кабина, топливный отсек, решена за счет активной деформируемой зоны днища ниже уровня пола. При этом, так как силовая установка размещена над пассажирской кабиной и топливным отсеком, конструкция каркаса фюзеляжа дополнена развитой пространственной структурой силовых шпангоутов, в совокупности направленной на сохранение целостности объема пассажирской кабины и топливного отсека при восприятии инерционных нагрузок в аварийных условиях вертолета. Такая конструкция характерна для упомянутой компоновки вертолета, а именно размещения крупногабаритных и пожароопасных агрегатов над критическими участками фюзеляжа, в частности обитаемой кабины, и требует относительно больших строительных высот энергоемких элементов, так для рассматриваемого патента - деформируемой зоны днища.

В патенте США №5451015 представлено общее компоновочное решение вертолета, но суть патента затрагивает техническое решение каркаса только в части целостности топливного отсека с мягким топливным баком.

В патенте Европейского патентного ведомства ЕР 0508938 каркас вертолета интегрирован с опорным устройством для установки главного редуктора с ротором несущего винта.

В патенте решается частная задача по оптимальной передаче динамических и статических нагрузок и моментов с опорного устройства на каркас вертолета, но при этом не затрагиваются вопросы целостного решения облика силового каркаса вертолета.

В патенте Великобритании №1289366 изложено конструктивное решение каркаса фюзеляжа, в формировании облика которого учтены практически все основные агрегаты вертолета.

Силовым остовом каркаса является кессон, расположенный по всей длине средней части фюзеляжа. Верхняя часть кессона содержит ложемент для установки главного редуктора и силовую панель, к которой крепится двигатель.

Кессон в нижней своей части продлен до днища и крепится с полом кабины и наружной обшивкой. Боковые стенки кессона над полом параллельны друг другу, а под полом расходятся. В верхней своей части кессон соединен с потолком кабины. На кессоне размещены кронштейны для крепления узлов шасси и узла внешней грузовой подвески.

Техническое решение по патенту №1289366 по совокупности отличительных признаков, связанных с формированием силового каркаса, наиболее близко к предлагаемому изобретению и в связи с этим принято за прототип.

Однако известное техническое решение не отражает признаков, направленных на обеспечение целостности конструкции каркаса и защиты критических участков конструкции, например кабины, от воздействия инерционных нагрузок от агрегатов большой массы в условиях аварийной ситуации вертолета.

Устранение указанных недостатков решено комплексом технических средств, интегрирующих компоновочные решения каркаса с конструкторским исполнением его элементов, подчиненных цели целостности каркаса в условиях аварийной посадки вертолета и локализации сосредоточенных инерционных нагрузок от обитаемой зоны вертолета.

В этом плане, настоящим изобретением предусматривается конструкция силового каркаса вертолета, способная воспринять инерционные нагрузки от авариеопасных объектов, не нагружая инерционными нагрузками обитаемой зоны вертолета или локализовать их воздействие.

Технический результат достигается тем, что силовой каркас вертолета в средней своей части содержащий кессон с ложементом крепления главного редуктора, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованных с кессоном, последний в предлагаемом решении выполнен с параллельно разнесенными по высоте боковыми сторонами, по форме близкими к трапеции, переходящими в продольные элементы днища кабины, при этом кессон содержит первую зону, полость которой выполнена в виде топливного отсека, и вторую зону, расположенную над первой, частично образованную ложементом и служащую для размещения главного редуктора, на стороне кессона, обращенной к настилу пола кабины, жестко закреплены два силовых профилированных элемента, протяженных по всей высоте кессона, а опорный элемент для установки двигателя закреплен к противоположной от силовых профилированных элементов стороне кессона и узлы крепления двигателя на упомянутом опорном элементе расположены на расстоянии, достаточном для обеспечения целостности кессона при отрыве двигателя в случае аварийной посадки вертолета, кроме того, ложемент крепления главного редуктора выполнен в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками, на каждой из которых выполнены профилированные вырезы, совмещенные между собой и по форме повторяющие конфигурацию поверхности главного редуктора по месту их прилегания, при этом на горизонтальной полке силовой панели размещены узлы крепления главного редуктора, а другая полка формирует заднюю сторону кессона во второй его зоне, стенки кессона в зоне топливного отсека выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем, при этом днище кессона на участке топливного отсека образовано панелью с большей строительной высотой ячеистого заполнителя, чем упомянутые стенки, и ячейки заполнителя панели днища ориентированы в плоскости их наименьшей жесткости к вертикали кессона для ограничения гидравлического давления на стенки топливного отсека.

Проведенный заявителем анализ уровня техники показал, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем отличительным признакам заявленного технического решения конструкции силового каркаса вертолета отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности «новизна». Кроме того, из анализа уровня техники так же выявлено, что существенные признаки заявленного технического решения раннее не были использованы для достижения указанного технического результата, поэтому заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности «изобретательский уровень».

Техническое решение заявленного изобретения поясняется примером со ссылкой на прилагаемые чертежи, где:

- на фиг.1 показано схематическое изображение средней части каркаса фюзеляжа вертолета с установленными главным редуктором и двигателем;

- на фиг.2 показано перспективное изображение силового каркаса;

- на фиг.3-показано перспективное изображение второй зоны кессона с ложементом установки главного редуктора;

- на фиг.4 показано размещение управления на кессоне;

- на фиг.5 показано поперечное сечение первой зоны кессона (зоны топливного отсека);

- на фиг.6 показан фрагмент днища кессона (топливного отсека);

- на фиг.7 показан кессон в условиях аварийной посадки вертолета;

- на фиг.8 показан фрагмент D фиг.6.

На фиг.1 представлена средняя часть фюзеляжа, силовой каркас которой содержит кессон 1, выполненный с параллельно разнесенными по высоте боковыми сторонами 2, по форме близкими к трапеции. К кессону 1 примыкает кабина 3 (показано условно) и боковые стороны 2 кессона 1 в своем продолжении формируют продольные элементы 4, 5 днища 6 кабины 3 под настилом пола 7. Кессон 1 технологически содержит первую зону 8, полость которой выполнена в виде топливного отсека для размещения в нем мягкого топливного бака 9 (показан условно), и вторую зону 10, расположенную над первой зоной 8. Зона 10 частично образована ложементом 11 и служит для размещения главного редуктора 12. Ложемент 11 выполнен в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками 13, 14, в виде профилированных панелей. На каждой из полок выполнены профилированные вырезы 15, 16, совмещенные между собой и по форме повторяющие соответствующую конфигурацию поверхности посадочных поясов 17, 18 главного редуктора 12 по месту прилегания, образуя своеобразное ложе.

На стороне 19 кессона 1, обращенной к настилу пола 7, жестко закреплены два силовых профилированных элемента 20, 21, протяженных по всей высоте кессона 1. Профилированные силовые элементы 20, 21 образуют нишу, в которой к упомянутым элементам крепится проводка управления вертолетом в виде тяг 22 и качалок 23. Профилировка верхних частей элементов 20, 21 совместно с кронштейном 24 под установку качалок 23 образуют силовой швелерообразный контур, обеспечивающий необходимую жесткость крепления качалок 23 в зоне главного редуктора 12, что положительно сказывается на уменьшение люфтов в цепи управления. Узлы 25 крепления главного редуктора 12 (в рассматриваемом примере их четыре) организованы на полке 13 ложемента 11 и выполнены фланцевого типа. А на главном редукторе 12 ответные узлы 26 размещены над посадочным поясом 17. Полка 14 ложемента 11 формирует заднюю сторону кессона 1 в его зоне 10. К противоположной от профилированных элементов 20, 21 стороне кессона 1, в зоне 8, закреплен опорный элемент 27 с узлами 28, 29 для крепления двигателя 30. Упомянутые узлы на опорном элементе 27 расположены, как показано на фиг. 7, на удалении L, достаточном для обеспечения целостности кессона 1 при отрыве двигателя 30 в результате разрушения узлов 28, 29 или прилегаемой к ним конструкции опорного элемента 27 в случае аварийной посадки вертолета.

Со стороны крепления опорного элемента 27 на кессоне 1 имеются кронштейны 31 для задних узлов крепления шасси (условно не показано). Кронштейны 32 для передних узлов крепления шасси размещены на продольных элементах 4, 5 днища 6.

В зоне 8 (зона топливного отсека) стенки 33, 34, 35, 36 кессона 1 выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем 37. Упомянутые панели жестко скреплены по торцам, что повышает их равнопрочность при воздействии гидродинамического давления изнутри отсека благодаря «мембранному» эффекту при деформации стенок. Днище кессона 1 образовано многослойной панелью 38, в которой ячеистый заполнитель 39 имеет большую строительную высоту, чем у стенок 33, 34, 35, 36, и ячейки заполнителя 39 ориентированы в плоскости их наименьшей жесткости к вертикали 40 кессона 1.

Панель 38 крепится посредством своей наружной несущей поверхности 41, выполняющей роль наружной обшивки в зоне кессона 1.

Такая конструкция зоны 8 кессона 1 обеспечивает целостность мягкого топливного бака 9 при местной потери устойчивости стенок 33, 34, 35, 36 в аварийных условиях вертолета, так как внутренний несущий слой 42 упомянутых стенок от сжимающих ударных нагрузок на кессон 1, как правило (см. В.Ф. Панин, Ю.А. Гладков «Конструкции с заполнителем» (справочник).- М.: Машиностроение, 1991, стр.59), вминается в ячеистый заполнитель 37 и этим не образует острых кромок, способных разрушить оболочку мягкого бака 9.

Снижение гидравлического давления топлива в мягком баке 9 при потере устойчивости стенками 33, 34, 35, 36 кессона 1 обеспечивается панелью 38, которая выполняет функцию буфера, обеспечивая за счет низкой жесткости ячеистого заполнителя 39 его смятие и соответственно частичного восполнения объема топливного отсека.

При решении силового каркаса в соответствии с настоящим изобретением, геометрическая форма кессона 1, его конструкция, усиленная протяженными по высоте профилированными силовыми элементами 20, 21 в зоне передних узлов 25 крепления главного редуктора 12 и размещения двигателя 30 вне пределов кессона 1, позволяет в регламентированных Авиационными правилами аварийных условиях (см. Авиационные правила, часть 27 или часть 29, §27.561 или §29.561, стр.25 или стр.29 соответственно) обеспечить дифференцированное распределение или локализацию инерционных нагрузок (перегрузок) по конструкции кессона.

Инерционные нагрузки Рх, Ру в местах установки главного редуктора и двигателя в аварийных условиях посадки вертолета могут достигать 12g. В этом плане, силовые профилированные элементы 20, 21 закрепленные к кессону 1, как показано на фиг.2, работают практически в условиях близкого к чистому сжатию от инерционной нагрузки Ру и этим отодвигают условия местной потери устойчивости стенок кессона 1 из-за более позднего наступления порога разрушающих напряжений, которые в этом случае можно оценить на ~ 30% … 40% больше временного сопротивления материала (см. С.Н. Кан, И.А. Свердлов «Расчет самолета на прочность».- М.: Машиностроение, 1966, стр.62).

Выполнение зоны 10 кессона 1 в виде ложемента 11 обеспечивает глубокую посадку редуктора 12 в кессон 1, снижая этим величину продольного момента от действия инерционной нагрузки Рх.

В свою очередь, выполнение боковых сторон 2 кессона 1 по форме близкой к трапеции, как известно (см. стр.108 вышеупомянутого «Расчета самолета на прочность»), позволяет несколько разгрузить от действия нагрузки Рх основание боковых сторон 2 в зоне перехода их в продольные элементы 4, 5 днища 6. Разгрузка основания боковых сторон 2 кессона, как показывают расчеты, в зависимости от конфигурации трапеции может достигать 20% … 30%.

Заявленная конструкция силового каркаса внедрена в фюзеляж разрабатываемого компанией вертолета и ведется выпуск ее конструкторской документации.

1. Конструкция силового каркаса вертолета, содержащая в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном, отличающаяся тем, что кессон содержит первую зону, полость которой выполнена в виде топливного отсека, и вторую зону, расположенную над первой, как ее продолжение, и которая частично образована ложементом, выполненным в виде силовой панели с Г-образно ориентированными полками, на каждой из которых выполнены профилированные вырезы, на одной полке размещены узлы крепления главного редуктора, а другая формирует заднюю сторону кессона, при этом боковые стороны кессона в своем продолжении формируют продольные элементы днища.

2. Конструкция силового каркаса по п.1, отличающаяся тем, что стенки кессона в зоне топливного отсека выполнены в виде многослойных панелей с ячеистым заполнителем, а днище кессона образовано панелью с большей строительной высотой ячеистого заполнителя, чем упомянутые стенки, и ячейки заполнителя панели днища ориентированы в плоскости их наименьшей жесткости к вертикали кессона для ограничения гидравлического давления на стенки топливного отсека.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления ЛА вертолетного типа. Способ управления ЛА включает смещение центра тяжести ЛА относительно тяги движителя, при этом смещение осуществляют по сферической поверхности с центром, лежащим вне ЛА, или цилиндрической поверхности с осевой линией, лежащей вне ЛА.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления летательными аппаратами. Электронная система (1) управления полетом летательного аппарата (100), выполненного с возможностью висения и имеющего, по меньшей мере, один винт (102; 104), выполнена с возможностью работать в ручном режиме управления полетом и в двух автоматических режимах управления полетом, соответствующих режимам полета летательного аппарата.

Многофункциональный тяжелый транспортный вертолет круглосуточного действия содержит фюзеляж с силовой установкой, общевертолетное оборудование, средства механизации вертолета, органы оперативного управления.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Винт (4) вертолета (1) содержит вал (10) трансмиссии, который вращается относительно первой оси (B), ступицу (11), выполненную с возможностью вращения вместе с валом трансмиссии относительно первой оси (В), и лопасти (12), выступающие из ступицы (11) с противоположных сторон относительно первой оси (В) и проходящие вдоль соответствующих вторых осей (С), расположенных поперек по отношению к первой оси (В).

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом.

Вертолет // 2499736
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов вертолетов. Рулевой винт (3) вертолета (1) содержит вал (5), вращающийся вокруг оси вращения (А), по меньшей мере две лопасти (6), проходящие вдоль продольных осей, расположенных поперечно по отношению к оси вращения, ступицу (7) для соединения вала (5) с лопастями (6).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть (6) рулевого винта (3) вертолета (1) имеет переднюю кромку (8) и заднюю кромку (9), расположенные напротив друг друга и проходящие вдоль продольной оси (В) лопасти (6).

Изобретение относится к авиационным средствам подъема и перемещения грузов. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит центральный корпус в виде балки, соединенный с неподвижным передним корпусом, крыло, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) треугольной формы в плане, тянущий воздушный винт (ТВВ).

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при создании конструкций, применяемых в космической и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок, и касается способа изготовления подкрепленной оболочки из полимерных композиционных материалов.

Настоящее изобретение касается конструкции, собранной из деталей из композитного материала, которые предназначены для изготовления рабочих авиационных конструкций и размещения электрической сети в летательном аппарате.

Изобретение относится к авиации и предназначено для перевозки большого количества людей и грузов. .

Изобретение относится к композитным материалам для авиастроения и касается конструкции из пластика, армированного углеволокном (CFRP конструкция), и способа изготовления такой конструкции. Лонжерон содержит проводящий слой, наслоенный и сформированный на углеволоконном препреге, и перемычку, сформированную из проводника, выполненного с возможностью прохождения сквозь проводящий слой и углеволоконный препрег. Изобретение обеспечивает добавление CFRP конструкции дополнительной функции электрического заземления электронного устройства, закрепленного на поверхности CFRP конструкции, изготовленной из CFRP . 4 з.п. ф-лы, 14 ил.
Наверх