Интегрированный крыльевой топливный бак самолёта



Интегрированный крыльевой топливный бак самолёта
Интегрированный крыльевой топливный бак самолёта
Интегрированный крыльевой топливный бак самолёта
Интегрированный крыльевой топливный бак самолёта

 


Владельцы патента RU 2544279:

Ермоленко Виктор Степанович (RU)

Изобретение относится к области авиации, к крыльевым топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров или конусов и выполняет/выполняют функцию продольного несущего элемента конструкции крыла. Внутри бака располагается вертикальная негерметичная перегородка плоского, Т-образного поперечного сечения, или в виде фермы, швеллера, двутавра. Бак также может быть выполнен от конца одной консоли до конца другой. Технический результат заключается в повышении прочности конструкции крыла. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к крыльевым топливным бакам летательных аппаратов.

Известны топливные баки самолетов, расположенные в крыльях, см. а.с. СССР №146651. Их недостатком является то, что они имеют значительный вес. Известны также баки-кессоны, но они также имеют свой недостаток - их герметичность часто нарушается из-за деформаций крыла при полетных нагрузках. А их ремонт очень затруднителен. Известны также применяемые в качестве силовых элементов профили круглого сечения (трубы), см. патент России №2033940.

В настоящее время экологические и экономические соображения делают целесообразным использование газообразного топлива - сжиженного пропана или сжатого метана. В технике емкости для них называют баллонами, но в дальнейшем мы будем называть их авиационным термином «баки». Особенность таких баков еще и в том, что они не могут иметь произвольную форму. Из-за достаточно большого внутреннего давления они должны иметь круглую в сечении форму - сфера, цилиндр, эллипсоид вращения.

Использование таких баков весьма проблематично - из-за достаточно большого внутреннего давления их стенки должны быть достаточно толстыми и, следовательно, их масса будет неприемлемой для самолета.

Задача изобретения - сделать экономически и технически целесообразной постройку и эксплуатацию самолетов на газовом топливе.

Технический результат изобретения заключается в использовании прочной конструкции бака (баков) в качестве продольного несущего элемента конструкции крыла - в качестве лонжерона (лонжеронов). А также при наличии нескольких баков возможен второй технический результат - использование связки соединенных между собой и с обшивкой баков в качестве элемента поперечной прочности крыла - в качестве заменителя нервюр.

Для этого данный бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров (в крыле постоянной хорды), или прямых или оживальных конусов (в трапециевидном и эллиптическом крыльях), см. фиг.1. Баки могут быть изготовлены из легких сплавов или из композитного материала.

Такой бак, представляющий собой, например, коническую трубу (т.е. усеченный круглый конус), хорошо выдерживает изгибающую нагрузку. В профиле крыла могут располагаться несколько таких баков разного размера, что еще более увеличит несущую способность такой конструкции.

Прочность на изгиб прямой или конической трубы повышает наличие внутреннего давления в ней (повышая прочностную устойчивость).

Для повышения прочности бака на изгиб в продольном направлении внутри бака может располагаться вертикальная поперечная негерметичная перегородка плоского, Т-образного поперечного сечения, или в виде фермы, швеллера, двутавра (во всех случаях сочетания данного альтернативного признака с любым из основных признаков достигается идентичный технический результат), (все направления здесь и далее даны относительно прямого горизонтального положения самолета). Если баков несколько, то перегородку могут иметь все баки, но наиболее рационально будет работать перегородка в баке наибольшего размера, расположенного по толщине хорды (этот вариант показан на фиг.1). А также - для уменьшения вероятности флаттера - в переднем баке.

Для повышения прочностной устойчивости плоская перегородка может иметь в средней части вертикальное гофрирование.

Если перегородка имеет Т-образный вид, или вид швеллера или двутавра, то ее горизонтальные полки должны иметь закругление по радиусу, соответствующему радиусу данного бака в данном сечении.

Следует иметь ввиду, что жесткость перегородки больше, чем трубы (цилиндрической или конусной), и разрушение начнется с нее. Поэтому применяемые для перегородки материалы должны иметь меньший модуль упругости или намного больший предел прочности на сжатие и растяжение. Критерий оценки - разрушение при одинаковой деформации.

Увеличение прочности трубы на изгиб может быть достигнуто и кольцеобразными внутренними подкреплениями, расположенными с определенным шагом. А также в наиболее нагруженных местах, например в месте крепления подкосов.

А для лучшей совокупной прочностной работы трубчатого бака, вертикальной перегородки и обшивки крыла бак может соединяться с обшивкой через ложементы соответствующего профиля (позиция 4 на фиг.2). Ложементы могут быть выполнены из композитного или вспененного материала.

Таким же образом для повышения общей прочности и жесткости могут соединяться между собой и боковые стенки нескольких баков (ложементы 5 на фиг.3).

Перегородка к баку, бак к ложементам, баки между собой и ложементы к обшивке крыла могут крепиться, например, клеем, пайкой или другим способом в зависимости от применяемых материалов.

Торцы баков должны иметь конусные, полукруглые или полуэллиптические законцовки. Причем, чтобы избежать утяжеления и ослабления конструкции в местах крепления баков к центроплану, имеет смысл сделать бак сплошным от конца одной консоли до другой. В этом случае бак будет иметь вид комбинации двух усеченных конусов или комбинации двух усеченных конусов и цилиндра между ними (далее «цельнокрыльевой» бак).

Бак крыла постоянной хорды в этом случае будет иметь вид цилиндрической трубы постоянного диаметра. Но нагрузки такая труба будет испытывать неравномерные - чем ближе к центроплану, тем больше. Поэтому такой бак должен иметь неодинаковую толщину стенки - в районе центроплана толщина стенки должна плавно увеличиваться. Увеличенную толщину стенки должна иметь труба (и не только цилиндрическая) в районе крепления подкосов.

Чтобы избежать неконтролируемого перетекания сжиженного газа при эволюциях самолета, цельнокрыльевой бак должен иметь внутри одну или несколько поперечных мембран с обратными клапанами, направленным к центроплану (желательно, в нижней части мембраны), где и будет отбираться топливо.

Заправочные штуцера, учитывая V-образность крыла самолета, желательно сделать вблизи концов консолей крыла. Причем, чтобы обеспечить полную заправку и чтобы не порвать мембраны перепадом давления, в мембранах должны быть перепускные клапаны, открывающиеся при заданном перепаде давления (желательно, в верхней части мембраны).

На фиг.1 показано в поперечном сечении крыло 1 со встроенными трубчатыми баками 2, являющимися лонжеронами, причем в самом большом баке имеется вертикальная двутавровая перегородка 3.

На фиг.2 увеличенно показан стык перегородки 3, бака 2, ложементов 4 и обшивки крыла 1. Все соединения склеены или спаяны.

На фиг.3 увеличенно показан стык боковых поверхностей двух баков 2, которые склеены или спаяны между собой и с ложементами 5.

На фиг.4 показано пунктиром расположение баков 2 в крыле 1 трапециевидного профиля, где 6 - фюзеляж.

Работает бак (баки) следующим образом: через заправочные штуцера бак заправляется сжиженным или сжатым газом. Причем для цельнокрыльевого бака желательна одновременная заправка с двух концов консолей крыла (чтобы не перегружать перепускные клапаны). При первой заправке желательно поставить самолет в положение небольшого крена и заправлять бак с нижней консоли, стравливая воздух с верхней консоли.

Отбор топлива для двигателей следует осуществлять с нижней точки бака, то есть в районе центроплана.

1. Интегрированный крыльевой топливный бак самолета, содержащий емкость/емкости для газа, отличающийся тем, что бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров или конусов и выполняет/выполняют функцию продольного несущего элемента конструкции крыла.

2. Бак по п.1, отличающийся тем, что в профиле крыла располагаются несколько таких баков разного размера.

3. Бак по п.1, отличающийся тем, что внутри бака располагается поперечная негерметичная перегородка плоского, Т-образного поперечного сечения, или в виде фермы, швеллера, двутавра.

4. Бак по п.1, отличающийся тем, что вертикальная перегородка может иметь в средней части вертикальное гофрирование.

5. Бак по п.1, отличающийся тем, что если перегородка имеет Т-образный вид, или вид швеллера или двутавра, то ее горизонтальные полки имеют закругление по радиусу, соответствующему радиусу данного бака в данном сечении.

6. Бак по п.1, отличающийся тем, что имеет кольцеобразные внутренние подкрепления, расположенные с определенным шагом и в наиболее нагруженных местах.

7. Бак по п.1, отличающийся тем, что бак/баки соединяются с обшивкой и между собой через ложементы соответствующего профиля, крепящиеся пайкой или склеиванием.

8. Бак по п.1, отличающийся тем, что бак расположен от конца одной консоли до конца другой.

9. Бак по п.1, отличающийся тем, что имеет неодинаковую толщину стенки - в районе центроплана толщина стенки плавно увеличивается.

10. Бак по п.1, отличающийся тем, что имеет внутри одну или несколько поперечных мембран с обратными клапанами, направленных к центроплану, и с перепускными клапанами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам подачи топлива к силовой установке воздушного судна. Изобретение заключается в конструкции панели обшивки воздушного судна, которая при использовании представляет собой стенку бака для текучей среды, содержащей обшивочный слой с наружной поверхностью, которая представляет из себя аэродинамическую поверхность воздушного судна.

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. .

Изобретение относится к изготовлению топливных баков для ракетных и космических аппаратов, в частности к устройствам, выполненным в виде одноразовых пластически деформируемых капсул, которые предназначены для изготовления или формирования корпуса топливного бака ракетной и космической техники из гранул фракционного состава высокопрочного титанового сплава, полученных методом гранульной металлургии, с использованием горячего изостатического прессования.
Изобретение относится к области производства топливных систем, более конкретно к способу изготовления гибкого ударопрочного топливного бака. .

Изобретение относится к корпусам топливных баков для изделий ракетной и космической техники, в частности к устройствам, корпус которых является пневмогидравлической емкостью с эластичной разделительной мембраной для хранения жидкости с возможностью ее вытеснения.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к модулю резервуара для летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном. Армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик. Матрице придана электропроводность. Поверхность резания конструкционного элемента, образованная резанием указанного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть топливного бака, в которой размещается топливо. Основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело содержат топливный бак вышеуказанной конструкции. Достигается возможность предотвратить увеличение массы и уменьшить рабочие часы и затраты в процессе изготовления. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх