Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа



Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа
Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа
Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа
Оптимизация конструкций, подвергаемых потокам горячего газа

 


Владельцы патента RU 2598492:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ, С.Л. (ES)

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов летательных аппаратов, подвергаемых воздействию потоками горячего газа. Обтекатель (10) законцовки горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12). Передняя часть (11) покрывает ограниченную протяженность поверхности обтекателя (10), которая является частью обтекателя (10), принимающей поток (6) горячего газа, поступающего из двигателей (4) летательного аппарата. Передняя часть (11) изготовлена из противоэрозийного материала. Задняя часть (12) покрывает остальную часть поверхности обтекателя (10). Задняя часть (12) изготовлена из материала, стойкого к аэродинамическим нагрузкам, существующим на обтекателе (10). Достигается повышение защищенности от воздействия эрозии при снижении веса законцовки стабилизатора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение относится к оптимизации конструкций, которые подвергаются горячим потокам из газов, в частности к конструкции обтекателя летательного аппарата, а более точно к конструкции обтекателя горизонтального стабилизатора летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Обтекатель летательного аппарата является конструкцией, чья основная функция состоит в том, чтобы создавать гладкое очертание и снижать лобовое сопротивление. Эти конструкции являются покрытием для зазоров и пространств между частями летательного аппарата, таким образом, снижая лобовое сопротивление и интерференционное сопротивление в этих частях, к тому же улучшая внешний вид летательного аппарата.

На летательном аппарате обтекатели обычно используются на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, на капотах двигателя, на концах хвостового оперения и рулей направления, а также в корневой части крыла и концах крыла. Более точно, в случае обтекателей на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, обтекатель имеет целью сглаживание воздушного потока на концах.

Обтекатели на горизонтальных стабилизаторах летательного аппарата страдают от эрозии, ухудшающей их по прошествии времени, как и остальные из обтекателей, присутствующих на летательном аппарате, в то время как они являются элементами, работающими в особенно эрозионных средах. Однако эти обтекатели также страдают от эрозии, происходящей от потока горячего воздуха из двигателей (условий более высоких температур и скоростей), проблема эрозии, поэтому, является основной проблемой при конструировании этих обтекателей горизонтальных стабилизаторов, особенно в случаях небольшого летательного аппарата, с коротким расстоянием между крылом и хвостом. Этот эффект, происходящий от потока горячего воздуха из двигателей, особенно значим в случаях приземления и взлета летательного аппарата. Таким образом, эти обтекатели не изготавливаются настолько легкими и недорогими, как они могли бы, вследствие ограничения по эрозионным требованиям, поэтому, будучи снабженными специальной антиэрозийной защитой. Дополнительным соображением, которое должно быть учтено, является сложная и извилистая поверхность этих обтекателей. Все вышеупомянутые соображения и требования принуждают к производству обтекателей для горизонтальных стабилизаторов в качестве полных частей неоптимальным образом, для того чтобы сопротивляться эрозионному ухудшению.

По упомянутым причинам, обтекатели для горизонтальных стабилизаторов изготавливаются из металлического материала, дополнительно содержащего зоны эрозионной защиты, чтобы избежать повреждения базового элемента.

Вследствие специальной конфигурации и извилистой формы обтекателей на горизонтальных стабилизаторах, эти обтекатели в настоящее время изготавливаются главным образом из металлических листов, являющихся отформованными и впоследствии соединенных сваркой или заклепками. Эти известные обтекатели имеют проблему необходимости требований к дорогостоящим и трудоемким проверкам, таким как рентген, к тому же, обладая более высокими производственными затратами, вследствие применяемых ручных технологических процессов. Кроме того, эти элементы преподносят проблемы качества вследствие своего особого формирования, типично известные как морщинистая металлическая обшивка. Под морщинистой металлической обшивкой подразумевается умеренная деформация или коробление плоского листового материала, изготовленного из металла, типично вызванные неравномерными механическими напряжениями в точках крепления. Более того, становится более трудным находить надлежащие защитные обработки поверхности в этих элементах, принимая во внимание, что специальная защита поверхности от эрозии обязательна у такой разновидности элементов.

Известные решения в настоящее время сосредотачиваются на использовании металлических обтекателей: вследствие больших размеров этих элементов и связанных весовых соображений, наиболее широко используемым металлом является алюминий (хотя обтекатель, изготовленный из композитного материала, в любом случае был бы более легким). Однако алюминиевый материал не противостоял бы долгосрочной и среднесрочной эрозии от потока горячего воздуха, поступающего из двигателей. Более того, как только металлический лист был сформирован и соединен, должна добавляться дополнительная защита от коррозии, вместе со специальной эрозионной защитой, такой как окрашивание. Это имеет проблему отсутствия гарантирования постоянной защиты элемента, так как некоторые части этого элемента могут повреждаться или не покрываться надлежащим образом такими защитами. В некоторых случаях, нержавеющая сталь используется в качестве дополнительного покрытия, защищающего обтекатель: в таких случаях, эта защита приклеивается или совместно вулканизируется поверх обтекателя, что ограничивает как толщину материала, так и используемый технологический процесс.

Таким образом, было бы желательно предоставить оптимизированный обтекатель для горизонтального стабилизатора летательного аппарата, преодолевающий вышеупомянутые недостатки.

Настоящее изобретение ориентировано на эту необходимость.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить оптимизированную конструкцию обтекателя летательного аппарата, в частности, оптимизированную конструкцию обтекателя для горизонтального стабилизатора летательного аппарата.

Согласно изобретению, обтекатель содержит переднюю часть и заднюю часть, передняя часть является скомпонованной, из условия, чтобы она покрывала ограниченную протяженность обтекателя, которая является частью обтекателя, принимающей поток горячего воздуха, поступающий из двигателей. Передняя часть в обтекателе изготавливается для противостояния эрозионному ухудшению, тогда как задняя часть обтекателя имеет требования по обеспечению размерной конфигурации обтекателя, эта задняя часть является изготовленной из отдельной единой детали.

Передняя и задняя части обтекателя согласно изобретению накладываются и дополнительно соединяются посредством использования заклепок. По этой причине, задняя часть, поверх которой накладывается передняя часть, увеличена, так что передняя часть опирается на нее. Более строгие требования в таком случае должны быть выполнены в конструкции и строении передней части, которая является частью обтекателя, противостоящей эрозии.

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных фигур.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1 показывает общий вид взлета летательного аппарата, показывающий зону горизонтального стабилизатора летательного аппарата, страдающего от теплового потока, поступающего из двигателей.

Фиг. 2 показывает вид сверху летательного аппарата в полете, дополнительно показывающий зоны горизонтального стабилизатора, которые подвергаются горячему потоку, поступающему из двигателей.

Фиг. 3a, 3b и 3c показывают разные виды конструкции обтекателя горизонтального стабилизатора летательного аппарата согласно настоящему изобретению.

Фиг. 4a и 4b показывают дополнительные подробности и виды конструкции обтекателя согласно настоящему изобретению.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На летательном аппарате, обтекатели 1 обычно используются на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, на капотах двигателя, на концах хвостового оперения и рулей направления, а также в корневой части крыла и концах крыла. Более точно, в случае обтекателей на концах руля высоты и горизонтального стабилизатора, обтекатель имеет целью сглаживание воздушного потока на концах.

Как показано на фиг. 1 и 2, обтекатели 10 на горизонтальных стабилизаторах 3 летательного аппарата особенно страдают от эрозии, так как они также выдерживают поток 6 горячего воздуха, поступающий из двигателей 4, который особенно значим для случаев, в которых существует короткое расстояние 5 между крылом 1 и хвостом 7, как показано на фиг. 2 (где была заштрихована зона горизонтального стабилизатора 3, которая может страдать от эрозии, происходящей от потока 6 горячего воздуха из двигателей 4 летательного аппарата). В качестве справки, расстояние 5 между крылом и хвостом 7 считается коротким, когда оно составляет 20 метров или меньше, что имеет место для летательного аппарата ближних перевозок, имеющего среднюю вместимость около 150 пассажиров. Это действие потока 6 горячего воздуха из двигателей 4 особенно значимо в случаях приземления и взлета летательного аппарата (смотрите фиг. 1 для случая взлета).

Согласно изобретению, предложен обтекатель 10 летательного аппарата, более точно, для горизонтального стабилизатора 3 летательного аппарата, из условия, чтобы этот обтекатель 10 по существу был аэродинамическим покрытием концевой части горизонтального стабилизатора 3 летательного аппарата. Обтекатель 10 по изобретению содержит переднюю часть 11 и заднюю часть 12: передняя часть 11, главным образом страдает от эрозии, происходящей от потока 6 горячего воздуха из двигателей 4, тогда как задняя часть 12 сконструирована исключительно под аэродинамические нагрузки.

Поэтому, передняя часть 11 скомпонована, из условия чтобы она покрывала ограниченную протяженность обтекателя 10, которая является частью обтекателя 10, принимающей поток горячего воздуха, поступающий из двигателей 4 летательного аппарата, которая типично является 10% или менее суммарной полной длины обтекателя 10; задняя часть 12 покрывает остальную часть поверхности обтекателя 10. Передняя часть 11 в обтекателе 10 изготавливается для противостояния эрозионному ухудшению, тогда как задняя часть 12 обтекателя 10 имеет требования по обеспечению размерной конфигурации упомянутого обтекателя 10, эта задняя часть 12 является изготовленной из отдельной единой детали. То обстоятельство, что эта задняя часть 12 изготовлена из единой детали дает возможность взаимозаменяемости, которая особенно полезна для нужд технического обслуживания и ремонта.

Передняя и задняя части обтекателя 10 согласно изобретению накладываются и дополнительно соединяются, предпочтительно, заклепками. По этой причине задняя часть 12, поверх которой накладывается передняя часть 11, увеличена, так что передняя часть 11 опирается на нее. Наиболее высокие требования в таком случае должны быть выполнены при проектировании и в конструкции передней части 11, которая является частью обтекателя 10, противостоящей эрозии.

Передняя часть 11 обтекателя 10 предпочтительно изготавливается с использованием антиэрозийного материала, эта передняя часть 11 собирается с или присоединяется к задней части 12, которая является основной конструкцией обтекателя 10, эта задняя часть 12 является увеличенной, для того чтобы служить опорой передней части 11. Эта передняя часть 11 может быть тяжелее, чем традиционные части в известных обтекателях, но она имеет лучшее поведение против эрозии. Однако, принимая во внимание, что было упомянуто ранее, задняя часть 12, которая также является основной и большей частью обтекателя 11, изготавливается из материала, полностью отличного от материала передней части 11, так как задняя часть 12 не находится под влиянием эрозии, значит, проектируется и производится более тонкая, легкая и дешевая часть.

Предпочтительно, передняя часть 11 изготавливается из металлического материала, предпочтительно, стали. Согласно еще одному варианту осуществления изобретения, передняя часть 11 содержит металлизацию на своей наружной поверхности. К тому же, передняя часть 11 может содержать наночастицы.

В конкретном случае, в котором расстояние 5 от крыла 1 летательного аппарата до хвоста 7 летательного аппарата является коротким (как упомянуто раньше, типично меньше 20 метров), горизонтальная поверхность по отношению к направлению полета летательного аппарата у горизонтального стабилизатора 3 является находящейся под влиянием потока 6 горячего воздуха, поступающего из двигателей 4, вызывающего эффект повышенной эрозии на поверхностях хвоста 7.

Согласно изобретению, передняя часть 11 и задняя часть 12 обтекателя 10 могут быть разделены, как показано на фиг. 4a и 4b: некоторые конструктивные элементы в основной конструкции горизонтального стабилизатора 3, такие как нервюры, могли бы быть увеличены, для того чтобы служить опорой передней части 11 обтекателя 10, особенно страдающей от эрозии и защищенной от нее. На фиг. 4a и 4b, этими увеличенными элементами являются нервюры, помеченные как 20 и 22. При этой конфигурации, передняя часть 11 обтекателя 10 переносит нагрузки на конструкцию горизонтального стабилизатора 3, так, что передняя часть 11, в таком случае, конструируется, следуя только эрозионным требованиям (эрозии от потока горячего воздуха из двигателей 4), значит, она может делаться более легкой и оптимизированной; поэтому вся конструкция 10 обтекателя является оптимизированной согласно настоящему изобретению.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, передняя часть 11 обтекателя 10, которая является сконструированной для сопротивления эрозии, изготавливается из нержавеющей стали, имеющей очень низкую толщину, поддерживаемой задней частью 12, изготовленной из композитного материала, предпочтительно, CFRP (армированного углеродным волокном полимера) или GFRP (армированного стекловолокном полимера). Задняя часть 12 изготавливается одной деталью, за один раз. Таким образом, в этом случае, избегаются сварка и требования специальной проверки. Эта конструкция задней части 12 является более легкой и дешевой, чем традиционные, так как в традиционной контроль качества является проблемой, и много трудозатрат в человеко-часах необходимо для осуществления сборки всех частей вместе. Типично, передняя часть 11 обтекателя 10 изготавливается из нержавеющей стали, имеющей толщину около 0,4 мм, которая оказалась удовлетворительной, так как эта передняя часть 11 предназначена только для сопротивления эрозии; однако, дополнительный опорный элемент или увеличение толщины в этой передней части 11 могут быть необходимыми, например, для расчетных аэродинамических нагрузок или для необходимости соединения.

Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема, рассматривая его как ограниченного не этими вариантами осуществления, а содержимым последующей формулы изобретения.

1. Обтекатель (10) концов горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12), передняя часть (11) покрывает ограниченную протяженность поверхности обтекателя (10), которая является частью обтекателя (10), принимающей поток (6) горячего газа, поступающий из двигателей (4) летательного аппарата, эта передняя часть (11) изготовлена из противоэрозийного материала, задняя часть (12) покрывает остальную часть поверхности обтекателя (10), эта задняя часть (12) изготовлена из материала, стойкого к аэродинамическим нагрузкам, существующим на обтекателе (10).

2. Обтекатель (10) по п. 1, в котором передняя часть (11) покрывает 10% или меньше, чем суммарная полная длина обтекателя (10).

3. Обтекатель (10) по п. 1, в котором задняя часть (12) является отдельной единой деталью, увеличенной, для того чтобы предоставлять возможность наложения передней части (11) поверх упомянутой части (12).

4. Обтекатель (10) по п. 2, в котором задняя часть (12) является отдельной единой деталью, увеличенной, для того чтобы предоставлять возможность наложения передней части (11) поверх упомянутой части (12).

5. Обтекатель (10) по п. 3, в котором передняя часть (11) и задняя часть (12) дополнительно соединены заклепками.

6. Обтекатель (10) по п. 4, в котором передняя часть (11) и задняя часть (12) дополнительно соединены заклепками.

7. Обтекатель (10) по любому из предыдущих пунктов, в котором передняя часть (11) изготовлена из металла.

8. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, в котором передняя часть (11) содержит наружную металлизацию.

9. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, в котором передняя часть (11) содержит нанотрубки.

10. Обтекатель (10) по п. 7, в котором передняя часть (11) изготовлена из нержавеющей стали с толщиной около 0,4 мм.

11. Обтекатель (10) по любому из пп. 1-6, 10, в котором задняя часть (12) изготовлена из композитного материала.

12. Обтекатель (10) по п. 11, в котором задняя часть (12) изготовлена из CFRP (армированного углеродным волокном полимера).

13. Обтекатель (10) по п. 11, в котором задняя часть (12) изготовлена из GFRP (армированного стекловолокном полимера).

14. Летательный аппарат, содержащий горизонтальный стабилизатор (3) с обтекателем (10) по любому из пп. 1-13.

15. Летательный аппарат по п. 14, в котором расстояние между крылом (1) и хвостом (7) является меньшим чем 20 метров.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .
Наверх