Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов



Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов
Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов
Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов
Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов
Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов
Противоударная пластина для транспортных средств, прежде всего летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2578633:

ЕАДС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Изобретение относится к противоударной пластине, расположенной на транспортном средстве, в частности на летательном аппарате. Противоударная пластина включает в себя ближний к транспортному средству первый слой из армированного волокном пластика, который имеет волнообразный рисунок из попеременных возвышений и углублений, при этом прочность при поперечном растяжении армированного волокном пластика составляет более 50 МПа. На первом слое расположен дальний от транспортного средства второй слой из армированного волокном пластика, при этом относительное удлинение при разрыве армирующих волокон составляет более 3%. Достигается предотвращение повреждений летательного аппарата от ударов, повышение безопасности, снижение веса противоударной пластины. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к противоударной пластине, предусмотренной для расположения на структуре транспортного средства, прежде всего летательного аппарата.

Военные транспортировочные самолеты, например С 160 TRANSALL, все чаще используются для доставки гуманитарной помощи и аварийно-спасательных работ в кризисных регионах. При выполнении этих работ не являются редкостью посадки на неукрепленные посадочные полосы, поскольку инфраструктура, прежде всего в части взлетно-посадочных полос, в соответствующих странах часто обстроена недостаточно. Такие внеаэродромные посадки приводят к все более частым повреждениям от ударов камней по нижней стороне фюзеляжа и расположенным там антеннам и клапанам. Удары камней по антеннам часто имеют негативные последствия для безопасности полетов, так как повреждения могут приводить к тому, что безупречная работоспособность навигационных и радиоприборов более не может быть обеспечена. Кроме того, следствием этих ударов камней часто являются большие расходы на ремонт. Более того, в случае полетов в условиях обледенения винтовые самолеты находятся под угрозой ударов кусков льда, которые отделяются от винта.

В DE 10 2007038634 В3 описана поглощающая импульсы конструктивная деталь как часть структуры летательного аппарата, которая включает в себя первый волнообразный и поглощающий импульсы слой и расположенный на нем гладкий покровный слой. При этом материал волнообразного слоя выбран таким образом, что он имеет большее относительное удлинение при разрыве, чем покровный слой. Если при ударе массивным элементом внешний покровный слой пробивается, то из волнообразного слоя образуется улавливающий мешок, который ослабляет кинетическую энергию массивного элемента.

В основу изобретения положена задача создать ударозащиту для транспортного средства, прежде всего летательного аппарата, с помощью которой можно надежно предотвратить повреждения от ударов камней, отлетающего от винта льда и т.п., в результате чего не допускается отрицательное воздействие, прежде всего, на эксплуатационную безопасность, и могут быть снижены расходы на техническое обслуживание и ремонт транспортных средств, имеющих повреждения от ударов камней.

Эта задача решена посредством противоударной пластины согласно пункту 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления изобретения являются предметом зависимых пунктов формулы изобретения.

С помощью предлагаемой противоударной пластины могут быть хорошо поглощены возникающие при ударе камней (в случае летательного аппарата, прежде всего, во время взлета и посадки) или отлетающего от винта льда силы и энергии, и эластично быть отпружинены. Пружинящее действие при этом достигается, прежде всего, за счет волнообразного, ближнего к транспортному средству слоя, который, кроме того, имеет хорошую жесткость. Тем самым, предлагаемая противоударная пластина представляет собой своего рода «зону деформации» для ударяющих массивных частей.

Поскольку критичная для ударов камней зона на самолете расположена, прежде всего, с нижней стороны фюзеляжа, то, предпочтительным образом, одна или несколько противоударных пластин расположены в этой области фюзеляжа самолета. Для защиты от отлетающего от винта льда противоударная пластина расположена, прежде всего, в области плоскости винта на фюзеляже самолета.

В случае самолета, наряду с грузовыми или пассажирскими самолетами, также речь может идти о так называемых БЛА (Unmanned Aerial Vehicles=беспилотных летательных аппаратах). Наряду с использованием в самолетах, предлагаемая противоударная пластина также может использоваться для защиты иных подверженных ударам массивных элементов транспортных средств, таких как внедорожные автомобили, грузовые автомобили и железнодорожные поезда.

Благодаря предлагаемой противоударной пластине достигается снижение ремонтных расходов на транспортное средство, и можно снизить время простоя транспортного средства. При очень хороших ударопоглощающих свойствах она имеет очень малый вес.

Предлагаемые противоударные пластины могут быть установлены на существующие транспортные средства без существенных перестроек.

Предлагаемая противоударная пластина при детальном рассмотрении имеет следующую слоистую структуру.

Первый, ближний к самолету слой (далее также называемый «волнообразный профиль»). Он состоит из армированного волокном пластика и в поперечном сечении выполнен волнообразно с регулярным рисунком из попеременных возвышений и углублений. Прочность армированного волокном пластика при поперечном растяжении более 50 МПа. Прочность при поперечном растяжении - это прочность материала на растяжение в направлении поперек армирующих волокон. Такая прочность при поперечном растяжении является хорошим показателем качества связи волокон/матрицы внутри армированного волокном пластика. На основании выбранного диапазона параметров обеспечено, что целостность слоя и, тем самым, желаемый пружинный эффект этого слоя сохраняется также и при более высокой нагрузке от ударов. Отдельные возвышения и углубления могут иметь, прежде всего, трапециевидную форму, однако при этом возможны также и другие формы. Волнистая структура этого слоя имеет дополнительное преимущество: обеспечивается хорошая приточная вентиляция пространства между противоударной пластиной самолета, благодаря чему там предотвращаются или, по меньшей мере, осложняются коррозийные процессы.

Второй, дальний от самолета слой (далее также называемый «покровный слой»). Он расположен в качестве покровного слоя на первом слое. При этом речь идет о гладком слое, изгиб которого, предпочтительным образом, приведен в соответствие изгибу структуры самолета. Он также выполнен из армированного волокном пластика, при этом относительное удлинение армирующих волокон при разрыве составляет более 3%. Благодаря высокому относительному удлинению при разрыве с большой уверенностью достигается возможность предотвращения отказа этого покровного слоя при ожидаемых нагрузках за счет ударов.

В предпочтительном варианте выполнения относительное удлинение армирующих волокон второго слоя при разрыве больше, чем относительное удлинение армирующих волокон первого слоя при разрыве.

Выбор толщины слоя выполняется в зависимости от случая применения. В большинстве случаев толщина волнообразного профиля меньше, чем толщина покровного слоя. Предпочтительные диапазоны толщины:

Волнообразный профиль: 0,4-0,8 мм,

Покровный слой: 0,9-2,0 мм.

Для волнообразного профиля могут, особенно предпочтительно, использоваться следующие комбинации волокон и матрицы:

Бесщелочное стекло/ЛПОП

Бесщелочное стекло/ПФС

Бесщелочное стекло/эпоксид

Стекло S2/ЛПОП

Стекло S2/ПФС

Стекло S2/эпоксид

Кварцевое стекло/ЛПОП

Кварцевое стекло/ПФС

Кварцевое стекло/эпоксид.

Для покровного слоя особо подходят следующие комбинации волокна и матрицы:

Стекло 82/ЛПОП

Стекло 82/ПФС

Стекло 82/эпоксид

Кварцевое стекло/ЛПОП

Кварцевое стекло/ПФС

Кварцевое стекло/эпоксид

Арамид/ЛПОП

Арамид/ПФС

Арамид/ПЭ

Арамид/ПП

Особо предпочтительный вариант выполнения предлагаемой противоударной пластины использует в качестве материала стекло S2/эпоскид для обоих слоев.

Прежде всего, для вариантов с матрицей эпоксидной смолы в качестве способа изготовления подходит так называемый VAP-способ вакуумного впрыска смолы, так как он описан, например в ЕР 1181149 В1. При этом способе заданное наружной вакуумной пленкой пространство конструктивной детали разделено проницаемой для воздуха, но непроницаемой для смолы мембраной на два частичных пространства.

Далее изобретение будет разъяснено подробнее на основании конкретных примеров осуществления со ссылкой на фигуры. На чертежах показаны:

Фиг.1 - поперечное сечение предлагаемой противоударной пластины,

Фиг.2 - предлагаемая противоударная пластина на фюзеляже самолета,

Фиг.3 - комбинация нескольких предлагаемых противоударных пластин,

Фиг.4 - изображение деталей крепления дополнительного защитного кожуха на выемке предлагаемой противоударной пластины,

Фиг.5 - предлагаемая противоударная пластина с несколькими защитными кожухами,

Фиг.6 - изображение деталей крепления предлагаемой противоударной пластины на фюзеляже защищаемого самолета.

На фиг.1 показано поперечное сечение предлагаемой, ударопоглощающей противоударной пластины 10, предусмотренной для установки на нижней стороне фюзеляжа самолета. Виден ближний к самолету первый слой 1, выполненный в виде волнообразного профиля с регулярными трапециевидными впадинами WT волн и гребнями WB волн (название впадины волны или гребня волны дается для рассмотрения от наблюдателя со стороны самолета) в одном направлении. На волнообразном профиле 1 расположен внешний (т.е. обращенный к ожидаемому удару камня) покровный слой 5. В показанном примере волнообразный профиль 1 имеет толщину 0,5 мм, в то время как покровный слой 5 имеет толщину 1,0 мм. Показанная противоударная пластина изогнута согласно припасовке контуру нижней стороны фюзеляжа защищаемого самолета. На фиг.2 показана соответствующая противоударная пластина 10 на фюзеляже самолета АС.

Трехмерное изображение нескольких, скомбинированных в общую пластину противоударных пластин 10 показано на фиг.3. Изображенная общая пластина образует защиту самолета от удара камней. Подразделение на несколько частичных пластин обусловлено, прежде всего, технологией производства и, в принципе, может выбираться как угодно. Также и критерий большего удобства в обращении с пластинами меньшего размера имеет здесь значение при монтаже. Для аэродинамической оптимизации покровные слои на участках примыкания могут накладываться друг на друга.

Расположенные на нижней стороне фюзеляжа надстройки (прежде всего, антенны и клапаны) представляют собой препятствия для предлагаемой противоударной пластины. Поэтому в пластине выполняются выемки, которые оснащаются защитными кожухами 20 (фиг.4, 5), чтобы закрыть и защитить находящиеся в выемках надстройки. В качестве материалов для защитного кожуха подходят те же материалы, которые могут использоваться для обоих слоев 1 и 5, т.е., например, термопластические материалы с армированием из стекловолокна. Поскольку речь идет о непроводящих материалах, проблемы с электромагнитным излучением антенн исключены. Детали расположения и крепления защитных кожухов показаны на фиг.4. На основании своих особо хороших электромагнитных свойств в качестве материала для защитных кожухов подходит, прежде всего, кварцевое стекло. В еще одном предпочтительном варианте осуществления расположенные в окружении антенн специальные противоударные пластины могут изготавливаться из кварцевого стекла, в то время как пластины, расположенные более удаленно, могут быть выполнены из так называемых иных (обычно более дешевых) матричных материалов.

Для того чтобы можно было закрепить на покровном слое 5 защитную крышку 20, выемка в покровном слое 5 выбирается меньше, чем на волнообразном профиле (D1<D2 на фиг.4а). Защитная крышка 20 вставляется изнутри (со стороны самолета) через покровный слой и приклеивается с нижней стороны (стороны, обращенной к самолету) покровного слоя 5, а именно на всем или частичном участке зоны В наложения (фиг.46). На основании различных диаметров D1, D2 предотвращается, что защитная крышка может упасть с самолета, если откажет клеевое соединение.

В качестве дополнительного крепления защитного кожуха 20 с наружной стороны (стороны, обращенной от самолета) покровного слоя 5 может, как показано на фиг.4в), вдоль шва между защитной крышкой 20 и покровным слоем 5 иметься проходящее по контуру термопластичное сварное соединение (30). Оно не только обеспечивает лучшую несущую способность соединения покровный слой 5/защитный кожух 20, но и одновременно также обеспечивает герметичность шва.

Дополнительно для крепления защитных крышек также могут использоваться резьбовые или заклепочные соединения, прежде всего из термопласта.

На фиг.5 показана выполненная из предлагаемых пластин 10 защита от ударов камней самолета, которая имеет несколько (в целом 11) выемок с соответствующими защитными кожухами 20 для закрытия расположенных под ними антенн и клапанов. Можно также распознать, что выемки также могут простираться и по несколькими противоударным пластинам 10.

На фиг.6 показана компоновка крепления, с помощью которой противоударная пластина расположена на фюзеляже самолета. Для введения сил в силовой набор самолета из шпангоутов и стрингеров (на фиг.6 не показаны) на наружную оболочку 50 самолета наносятся дополнительные двойные листы 52.

При этом речь идет о листовых полосах толщиной примерно 1 мм, которые закреплены на наружной оболочке самолета заклепками с потайной головкой. Они проходят либо между двумя стрингерами, либо между двумя шпангоутами. В принципе, двойные листы 52 могут располагаться как на наружной, так и на внутренней стороне наружной оболочки. В показанном на фиг.6 варианте выполнения они расположены с наружной стороны наружной оболочки 50. На двойных листах могут быть расположены дополнительные эластичные плоскостные материалы, например слой из пористой резины (на фиг.6 не показан), чтобы скомпенсировать неровности и предотвратить увеличенное трение между двойным листом 52 и волнообразным профилем 1. Крепление противоударной пластины выполняется винтами 54, которые расположены в области впадины волны. За счет этого покровный слой 5 также действует в качестве защиты резьбового соединения от воздействий извне. Если, тем не менее, произойдет удар извне по головке винта, то этот вариант выполнения обеспечит, что плечо рычага для передачи силы в структуру самолета будет сравнительно коротким и передача сил соответственно малой (по сравнению с расположением винтов на гребнях волны).

Для того чтобы обеспечить доступ к винтам 54 снаружи, в покровном слое 5 должно быть выполнено отверстие. Оно должно быть таких размеров, чтобы можно было ввести необходимый инструмент для затягивания винта 54. После монтажа противоударной пластины эти отверстия закрываются резиновыми крышками 56. Для удержания давления внутри самолета для резьбового соединения используются газонепроницаемые гайки 58 для приклепки. Они обеспечивают, что при установленной противоударной пластине наружная оболочка является герметичной. Гайки для приклепки располагаются внутри самолета и могут быть закреплены двумя потайными заклепками на наружной оболочке.

С помощью описанной концепции крепления можно быстро и гибко устанавливать пластины для защиты от камней на самолет и, при необходимости, также и снова снимать.

Использованные сокращения:

ЛПОП: линейные полимеры на основе полиэфира
ПФС: полифенилсульфид
ПЭ: полиэтилен
ПП: полипропилен

1. Противоударная пластина (10), предусмотренная для расположения на структуре транспортного средства (АС), прежде всего летательного аппарата, со следующими признаками:
- она включает в себя ближний к транспортному средству первый слой (1) из армированного волокном пластика, который имеет волнообразный рисунок из попеременных возвышений (WB) и углублений (WT), при этом прочность при поперечном растяжении армированного волокном пластика составляет более 50 МПа,
- она включает в себя расположенный на первом слое (1), дальний от транспортного средства второй слой (5) из армированного волокном пластика, при этом относительное удлинение при разрыве армирующих волокон составляет более 3%.

2. Противоударная пластина по п.1, отличающаяся тем, что армирующее волокно второго слоя (5) имеет большее относительное удлинение при разрыве, чем армирующее волокно первого слоя (1).

3. Противоударная пластина по п.1, отличающаяся тем, что толщина первого слоя (1) находится в диапазоне от 0,4 до 0,8 мм, а толщина второго слоя (5) в диапазоне от 0,9 мм до 2,0 мм.

4. Противоударная пластина по одному из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что ее крепление на структуре транспортного средства происходит в области, при рассмотрении по направлению от структуры транспортного средства, впадин (WT) волн первого слоя (1).

5. Противоударная пластина по п.4, отличающаяся тем, что соосно месту крепления на структуре транспортного средства имеется прорыв во втором слое (5) для того, чтобы обеспечить возможность доступа к креплению снаружи.

6. Противоударная пластина по п.5, отличающаяся тем, что прорыв закрывается эластичной крышкой (56).

7. Противоударная пластина по одному из пп.1-3, 5, 6, отличающаяся тем, что она имеет выемки для надстроек на структуре транспортного средства (АС).

8. Противоударная пластина по п.4, отличающаяся тем, что она имеет выемки для надстроек на структуре транспортного средства (АС).

9. Противоударная пластина по п.7, отличающаяся тем, что выемки закрыты защитными кожухами (20), которые закреплены на обращенной к транспортному средству стороне второго слоя (5) посредством клеевого соединения.

10. Противоударная пластина по п.9, отличающаяся тем, что на обращенной от транспортного средства стороне второго слоя (5) вдоль шва между защитной крышкой (20) и вторым слоем (5) имеется проходящее по контуру термопластичное сварное соединение (30).



 

Похожие патенты:

Способ обеспечения радиолокационной скрытности военных самолетов предназначен для обеспечения неприметности самолета при его радарном облучении. Он заключается в изготовлении поверхностей самолета отражающими радиолокационные импульсы в стороны от радиолокатора, а также в покрытии поверхностей самолета многослойными материалами с прорезями в металлических поверхностях, покрытыми радиопрозрачными композитными материалами, и с полостями внутри.

Самолет (10) содержит фюзеляж (12), к которому присоединены профильные крылья (18, 20), носовую часть (52) и регулятор (72) вихрей на наплыве по кромке крыла, форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых кромкой при умеренно большом угле атаки.

Самолёт с газотурбинной силовой установкой содержит маршевую газотурбинную силовую установку, включающую не менее двух двигателей. Каждый из двигателей выполнен в виде выделенного корневого газотурбинного двигателя, содержащего внешний обтекатель, компрессор, камеру сгорания и турбину, приводящую компрессор, и расположенные отдельно от выделенного корневого газотурбинного двигателя движительные устройства.

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними.

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.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к заборнику воздуха для воздушного судна. Заборник содержит заборник (20) набегающего потока воздуха, имеющий отверстие (36) для впуска набегающего потока воздуха, впускное отверстие (26) вторичного воздуха, выполненную с возможностью перемещения створку (30), впускной канал (28) вторичного воздуха, воздуховод (38) и стопорный клапан (40), который установлен во впускном канале (28) вторичного воздуха.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол.

Изобретение относится к композитным материалам, применяемым в самолетостроении, и касается усиленной накладки из композитного материала и способа усиления накладки, предназначенной для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата.

Изобретение относится к снижению аэродинамического шума, создаваемого убирающимся шасси летательного аппарата при взлете и посадке. .
Наверх