Устройство удержания бака в летательном аппарате

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств (2а, 2b, 2с, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака. Третье средство удержания образовано единственной точкой крепления. Летательный аппарат содержит бак и указанное устройство крепления и удержания бака. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение быстрого монтажа/демонтажа баков, ограничение нагрузок, действующих на конструкцию самолета и топливные баки. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к устройству удержания бака в летательном аппарате и, в частности, предназначено, для удержания криогенных топливных баков в фюзеляже летательного аппарата, такого как самолет и, в частности, воздушно-космический самолет. Такое устройство, называемое в рассматриваемой области техники «поддерживающим устройством», выполнено, в частности, с возможностью крепления баков цилиндрической или конусной формы, питающих ракетным топливом ракетный двигатель воздушно-космического самолета.

Оно представляет собой решение для установок, требующих транспортировки криогенных жидкостей в летательных аппаратах в строго ограниченных условиях габарита и массы, когда циклы эксплуатации и контроля требуют демонтажа и монтажа баков в короткие сроки.

В частности, оно находит применение для космических аппаратов, которые несут большие количества криогенного топлива, используемого для ракетной двигательной установки этих аппаратов, и в которых оптимизация сухой массы является первостепенной задачей.

Уровень техники

В космической области не конструктивные криогенные баки ракетных ступеней обычно связаны с несущей конструкцией ступени, на которой они установлены при помощи двух монтажных устройств в виде юбок, расположенных сверху и снизу бака.

Эти устройства выполнены с возможностью обеспечения радиальных перемещений точек крепления бака, связанных с термическими деформациями криогенного бака. В этом плане верхнее соединение обеспечивает продольные перемещения точек крепления бака, тогда как заднее или нижнее соединение, наоборот, является неподвижным в продольном направлении.

Эти соединительные устройства могут представлять собой конусы или наборы тяг, как в случае соединения для бака ESCA Ariane 5, показанного на фиг. 1 в перспективе, где бак А удерживается тягами В на конструкции С, или могут представлять собой наборы соединительных листов.

Эти решения, включающие в себя многочисленные соединительные элементы, обеспечивают хорошее распределение нагрузок на соединения, но их основным недостатком является значительное влияние на массу аппарата и необходимость длительного времени для операций монтажа и демонтажа соединений.

Кроме того, крепления для классических ракет-носителей предусмотрены для усилий, в основном направленных вдоль оси бака, тогда как в случае воздушно-космического самолета усилия действуют не только вдоль этой оси, но также перпендикулярно к этой оси и по направлению бокового крена. Поэтому решения, в том виде как они предусмотрены для ракет-носителей, нельзя применять для летательного аппарата типа воздушно-космического самолета.

В любом случае эти соединительные устройства не приспособлены для компенсации напряжений, связанных с не равными нулю дифференциальными термическими расширениями. Кроме того, они являются причиной существенных тепловых потерь.

Наконец, эти устройства не применимы или мало применимы для установок, имеющих очень ограниченный объем для размещения поддерживающего устройства.

В области морского транспорта в документе US 3659817 А описано решение для крепления криогенного бака, которое представляет собой набор креплений по меньшей мере из 2×4 крепежных элементов, ориентированных по касательной к обшивке криогенного бака и перпендикулярно к его главной оси, чтобы избегать появления напряжений изгиба в этой обшивке под действием изменений направлений нагрузок, связанных с непрерывными движениями судна в море.

В этом документе не раскрыты средства, воспринимающие продольные нагрузки вдоль главной оси бака. Кроме того, рассматриваемые соответствующие движения имеют меньшую амплитуду по сравнению с тем, что происходит, например, на воздушно-космическом самолете между воздушной фазой и космической фазой полета, в частности, с учетом требований сертификации в области авиации. Наконец, некоторые из поддерживающих устройств, предложенных для обеспечения равномерности напряжений, могут очень отрицательно сказаться на массе, если их применять для ракетных топливных баков. Действительно, это решение, как и большинство решений, обычно применяемых для крепления криогенных баков на морских судах, в основном для сжиженного природного газа, не обеспечивает оптимизацию суммарной массы бак + несущая конструкция + поддерживающие элементы, которая необходима для применения в космической области или в области авиации. Это объясняется, в частности, тем, что баки, используемые при морских перевозках, имеют емкость в несколько сот м3 и, следовательно, имеют размеры, на порядок превышающие размеры баков всего в несколько м3, рассматриваемых настоящим изобретением.

В области монтажа баков на самолете документы US 3951362 А и US 3979005 А, относящиеся к тороидальному баку, раскрывают поддерживающие средства, которые содержат кронштейны, воспринимающие усилия сдвига и распределенные по окружности криогенного бака.

Эти кронштейны выполнены из листов изогнутой формы для придания им гибкости, необходимой для обеспечения относительных радиальных деформаций, и работают исключительно на сдвиг.

Эти кронштейны, предназначенные для баков с тороидальным дном, являются всего лишь частью поддерживающего устройства, которое является более сложным и требует добавления в самолете либо опорной конструкции типа конуса, которая является объемной и приводит к чрезмерному увеличению массы, либо передачи усилий спереди бака на герметичное дно, форма и размеры которого предусмотрены для обеспечения этой функции, то есть которое опять же является тяжелым и занимает много места.

Раскрытие изобретения

Использование криогенного ракетного топлива для обеспечения всего или части движения летательного аппарата, как, например, в случае воздушно-космического самолета с ракетным двигателем, обеспечивающим суборбитальные и орбитальные полеты, требует установки специальных баков, предпочтительно в фюзеляже этого летательного аппарата.

С учетом известных решений настоящим изобретением предложено устройство крепления и удержания бака в летательном аппарате и, в частности, в воздушно-космическом самолете, которое лишь ненамного увеличивает объем бака, которое адаптировано для крепления и удержания баков, заключенных в ограниченные объемы и которое позволяет осуществлять монтаж/демонтаж баков несколько раз в течение срока службы летательного аппарата.

Отношение полезной массы к сухой массе обуславливает в первую очередь летные характеристики, достигаемые такими аппаратами. Поэтому необходимо предусмотреть устройство для установки криогенных баков в фюзеляже, которое было бы наиболее оптимальным с точки зрения массы.

В этой же связи следует избегать любого не используемого объема, поэтому диаметр криогенных баков должен быть как можно ближе к диаметру фюзеляжа, что налагает особые условия на расположение промежуточных соединительных деталей.

В то же время необходимо обеспечить доступный и легкий осмотр этих деталей после каждого полета, а также их демонтаж и монтаж, которые могут происходить по меньшей мере несколько раз в течение срока службы самолета.

С учетом все той же задачи обеспечения летных характеристик устройство должно, в частности, свести к минимуму испарение криогенного ракетного топлива по причине тепловых потерь между баками и несущей конструкцией.

Наконец, соединительные крепления криогенных баков должны отвечать вышеупомянутым условиям, не создавая термомеханических напряжений, связанных с дифференциальными расширениями между баками и окружающей их средой, несмотря на значительные ускорения, действующие в самых разных направлениях. Действительно, эти крепления должны отвечать требованиям сертификации, конкретизирующим ускорения, которые должна выдерживать конструкция в случае аварийной посадки, и особому профилю орбитальных и суборбитальных полетов, включающих в себя фазу движения на ракетном двигателе, номинально присутствующую при каждом полете.

Объектом настоящего изобретения является устройство крепления баков для хранения или транспортировки криогенных жидкостей в фюзеляже самолета и/или космического аппарата, включая суборбитальные космические аппараты, которое отвечает задачам решения вышеупомянутых проблем.

Это устройство одновременно обеспечивает:

- относительно быстрый и легкий монтаж и демонтаж баков, заключенных в очень ограниченных объемах, а также быстрые операции осмотра;

- ограничение нагрузок, действующих на конструкцию самолета и особенно на топливные баки, несмотря на большие дифференциальные термические расширения, в частности, сильное сжатие/сокращение баков, подвергающихся действию криогенных температур, и несмотря на часто меняющийся профиль нагрузок: сильные ускорения, действующие вдоль оси бака, например, во время фаз реактивного движения, или перпендикулярно к оси бака, например, во время классических авиационных фаз с большими коэффициентами вертикальной нагрузки или фаз снижения под большим углом атаки;

- оптимизацию точек когерентного сопряжения главных осей и несущих конструкций самолета;

- минимизацию влияния на общую массу на уровне точек сопряжения, а также необходимых усилений на уровне конструкции самолета и конструктивных частей баков; и

- соответствие требованиям сертификации в гражданской авиации и, в частности, требованиям, касающимся отказоустойчивости, и требованиям, касающимся безопасности в случае резких ускорений или аварийной посадки.

Рассматриваемые баки являются, в частности, не конструктивными баками и имеют цилиндрическую или конусную форму со сферическим или эллиптическим дном.

Они оснащены конструктивными крепежными и усилительными элементами, такими как юбка или бандажи, способными воспринимать усилия в зоне соединений и расположенными спереди и сзади бака.

Устройство в соответствии с изобретением выполнено с возможностью удерживать баки с криогенным топливом емкостью в несколько тонн, не действуя при этом на них напряжениями, препятствующими их радиальному или продольному сжатию/расширению.

В частности, изобретением предложено устройство крепления и удержания бака общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X в аппарате, таком как летательный аппарат, которое содержит пару первых средств удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого и второго концов бака, второе средство удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси и к оси Z, на первом конце бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом бака.

Предпочтительно устройство крепления и удержания бака дополнительно содержит второе средство удержания вдоль оси Y на первом конце бака, представляющее собой дублирующее (резервное) предохранительное средство удержания.

Предпочтительно первые средства и второе средство выполнены в виде тяг, закрепленных на баке при помощи свободных во вращении осей и расположенных таким образом, чтобы бак мог свободно расширяться или сокращаться.

Согласно частному варианту осуществления, на первом конце бака тяги образуют три точки крепления, распределенные в вершине и с двух сторон от первого конца бака.

Предпочтительно первые средства содержат четыре тяги, расположенные симметрично относительно плоскостей симметрии ZY и ZX бака и ориентированные вдоль оси Z для восприятия ускорений бака вдоль оси Z.

Согласно частному варианту осуществления, точки крепления указанных четырех тяг на баке расположены в плоскости симметрии XY бака.

Предпочтительно второе средство удержания выполнено в виде тяги спереди бака, расположенной в плоскости XY и воспринимающей усилия вдоль оси Y, поперечной к главной оси X бака.

Тяга, расположенная в плоскости XY, и тяги, ориентированные вдоль оси Z, предпочтительно расположены таким образом, чтобы обеспечивать деформации бака вдоль оси X и одновременно допускать радиальное отклонение бака, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими расширениями бака.

Точка крепления тяги, расположенной в плоскости XY, на баке предпочтительно находится в плоскости симметрии XZ бака.

Предпочтительно тяги расположены таким образом, чтобы работать по касательной к обшивке бака.

Изобретение находит свое применение для летательного аппарата, содержащего бак и устройство крепления и удержания бака в соответствии с изобретением, в котором главная ось X является горизонтальной осью, параллельной оси летательного аппарата или имеющей наклон под небольшим углом к оси летательного аппарата, ось Y является горизонтальной осью, поперечной к оси летательного аппарата, и ось Z является вертикальной осью, при этом первые и вторые средства соединены со шпангоутами фюзеляжа летательного аппарата.

Предпочтительно бак подвешен к первым средствам удержания.

Предпочтительно первые и вторые средства являются тягами, соединенными при помощи шаровых шарниров с креплениями бака и с креплениями на шпангоутах летательного аппарата или с демпфирующими листами между шпангоутами.

Предпочтительно третье средство удержания содержит вертикальный крепежный стержень, закрепленный на силовой раме летательного аппарата и вставленный в направляющую, окруженную шаровой опорой, на конце неподвижно соединенной с баком юбки, при этом силовая рама обеспечивает передачу усилий от стержня в фюзеляж летательного аппарата, и направляющая воспринимает усилия вдоль осей X и Y, будучи при этом полностью свободной во вращении и свободной в поступательном движении вокруг стержня вдоль вертикальной оси Z.

Согласно частному варианту осуществления, летательный аппарат содержит дублирующее (резервное) предохранительное устройство для третьего средства удержания, выполненное в виде штифта, отверстия с зазором между юбкой, между вертикальной осью и баком и в виде кронштейна, закрепленного на фюзеляже, чтобы удерживать бак в направлении X и в направлении Y при поломке вертикальной оси или юбки со стороны бака.

Предпочтительно летательный аппарат является воздушно-космическим летательным аппаратом, и бак является криогенным баком для питания ракетного двигателя воздушно-космического летательного аппарата, при этом средства удержания выполнены с возможностью обеспечения степеней свободы таким образом, чтобы избегать термомеханических напряжений под действием дифференциальных термических деформаций в продольном и радиальном направлениях бака.

Согласно предпочтительному варианту осуществления, силовая рама содержит двойной фланец.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания неограничивающего примера осуществления изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 показан пример известного крепления бака ракеты-носителя;

на фиг. 2 показан бак с устройством крепления и удержания в соответствии с изобретением, вид в изометрии спереди;

на фиг. 3 показан бак с устройством крепления и удержания в соответствии с изобретением, вид в изометрии сзади;

на фиг. 4А и 4В схематично показаны крепления на первом конце бака согласно двум частным вариантам осуществления;

на фиг. 5 детально показано средство удержания в соответствии с изобретением;

на фиг. 6 детально показано третье средство удержания с шаровым шарниром в соответствии с изобретением, вид в продольном разрезе;

на фиг. 7А и 7В показано средство удержания, изображенное на фиг. 6, вид в перспективе и в разборе соответственно.

Осуществление изобретения

Изобретение относится к устройству крепления и удержания бака 100, показанного на фиг. 2 и 3, имеющего общую цилиндрическую или конусную форму с главной горизонтальной осью X, соответствующей в данном примере главной оси летательного аппарата.

Устройство содержит несколько средств удержания бака, причем эти средства подразделены на три группы, в которые входят первые средства, предназначенные для крепления бака, второе средство или вторые средства, предназначенные для удержания конца бака в боковом направлении, перпендикулярном к главной оси X, и третье средство удержания, образующее точку крепления бака по отношению к фюзеляжу летательного аппарата.

Таким образом, устройство прежде всего содержит пару первых средств 2а, 2b, 2с, 2d удержания бака вдоль оси Z на каждом из первого 101 и второго 102 концов бака. Согласно примеру, ось Z является вертикальной осью, при этом первые средства поддерживают бак в фюзеляже летательного аппарата.

Первая пара первых средств 2а, 2b показана на фиг. 2, и вторая пара 2с, 2d показана на фиг. 3.

Первые средства 2а, 2b, 2с, 2d включают в себя четыре тяги 30, расположенные симметрично относительно плоскостей симметрии ZY и ZX бака и ориентированные вертикально для восприятия ускорений бака вдоль вертикальной оси Z, при этом ось Y является горизонтальной осью, перпендикулярной к осям X и Z.

Пример тяги 30, которую можно применять для первых средств, представлен на фиг. 5.

Она содержит корпус и два шаровых шарнира 53, 54, соединенных соответственно с креплением 103 бака через ось 51, и с креплением 11 через ось 52 на шпангоуте 1 летательного аппарата.

Тяги расположены таким образом, чтобы работать тангенциально к обшивке бака 100, чтобы избегать его пробоя, что пагубно сказалось бы на его целостности.

Поддерживающие элементы типа тяг должны одновременно иметь хорошие характеристики прочности при растяжении и при сжатии с учетом многообразия случаев нагрузок, которые могут на них действовать. С другой стороны, они не должны оказывать сопротивления перпендикулярно к их рабочей оси.

Крепления 103 выполнены, например, на бандажах 104 на периферии концов 101, 102 бака.

Как показано на фиг. 2 и 3, точки крепления указанных четырех тяг 30 на баке 100 расположены в плоскости симметрии XY бака в соответствии с ортонормированной системой координат 200.

Как показано на фиг. 2, устройство в соответствии с изобретением содержит на первом конце 101 бака второе средство 3 удержания бака вдоль продольной оси Y, перпендикулярной к главной оси.

Второе средство 3 удержания, которое должно препятствовать вращению бака вокруг оси Z и перемещению бака вдоль оси Y на его первом конце, выполнено в данном примере в виде верхней тяги спереди бака 100, расположенной в плоскости XY и воспринимающей усилия вдоль оси Y, поперечной к главной оси X бака 100.

Верхняя тяга, расположенная в плоскости XY, ориентирована так, чтобы обеспечивать деформации бака вдоль оси X и одновременно допускать радиальное смещение бака, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими деформациями бака. Наконец, точка крепления верхней тяги на баке находится в плоскости симметрии XZ бака.

Необходимо отметить, что первые средства, содержащие тяги, препятствуют вращению бака вокруг его оси.

С функциональной точки зрения на первом конце бака тяги 30 первых и вторых средств удержания образуют три точки крепления, распределенные в вершине и с двух сторон от первого конца 101 бака, как показано на фиг. 4А и 4В.

Все эти точки крепления обеспечивают продольное перемещение вдоль оси X передней части бака в зависимости от расширений/сжатий.

Для реализации функции отказоустойчивости или безаварийности (fail safe на английском языке) можно добавить дополнительное второе средство удержания для создания дублирующего средства в случае разрыва верхней тяги или ее точек крепления.

Это средство может быть либо дополнительной верхней тягой 3а, как показано на фиг. 4А, либо нижней тягой 3b, как показано на фиг. 4В, и может быть расположено с той же стороны бака, что и второе средство в представленном примере.

Что касается первых средств удержания, на которых подвешен бак, присутствие двух пар средств уже само по себе является дублирующим, так как в случае разрыва одной тяги, трех оставшихся тяг достаточно, чтобы удерживать бак вдоль оси Z.

Таким образом, первые средства расположены симметрично относительно плоскостей симметрии ZY и ZX бака и ориентированы вертикально для восприятия ускорений вдоль оси Z. Для сведения к минимуму нагрузок точки крепления тяг на баке расположены в плоскости симметрии XY бака. На каждом из своих концов тяги содержат шаровые опоры на уровне крепления на баке и на уровне крепления на несущей конструкции для обеспечения дифференциальных термических деформаций. Их ориентация приоритетно предусмотрена для относительных деформаций в продольном направлении, но вместе с тем допускает достаточное отклонение, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими деформациями. Эти четыре тяги образуют набор для обеспечения отказоустойчивости по отношению к восприятию усилий вдоль оси Z.

Таким образом, устройство образовано набором тяг, оснащенных креплениями с шаровыми опорами в ограниченном количестве, расположенных таким образом, чтобы монтаж был максимально изостатическим, и одновременно обеспечивающих избыточность прохождения усилий.

На втором конце бака устройство дополнено третьим средством 4 удержания с шаровой опорой вокруг вертикальной оси, соединенной со вторым концом 102 бака.

Это средство удержания с шаровой опорой, которое одно воспринимает все усилия в направлении самолета, показано на фиг. 6.

Это средство или устройство удержания предназначено для удержания бака в направлении X вдоль главной оси «нос-хвост» летательного аппарата и вдоль оси Y, перпендикулярной к оси X.

Это средство дополняет второе средство для удержания бака в боковом направлении и обеспечивает точку крепления бака в продольном направлении X летательного аппарата.

Согласно представленному примеру и как будет пояснено ниже, это средство удержания выполняют вместе с устройством удержания, которое имеет степень свободы во вращении вокруг этой оси X, степень свободы в поступательном движении вдоль оси Z, перпендикулярной к плоскости крыла летательного аппарата, и степень свободы во вращении вокруг указанной оси Z.

Это третье средство удержания образует неподвижную точку по оси X бака относительно самолета, тогда как первое и второе средства выполнены таким образом, чтобы сопровождать расширения или сокращения бака.

Усилия вдоль оси Y воспринимаются верхней тягой 3, расположенной горизонтально спереди, и стержнем 20, расположенным в задней части внизу бака.

Восприятие усилий полета в направлении X происходит на уровне третьего средства удержания, представляющего собой единственную точку крепления, образованную стержнем 20, расположенным в нижней задней части бака.

Эта точка крепления является единственной неподвижной точкой бака относительно продольной оси X, поэтому значительные дифференциальные термические деформации между баком и конструкцией самолета допускаются на уровне других креплений без создания термодинамических напряжений на баке или на точках крепления.

Третье средство крепления содержит вертикальный стержень 20, закрепленный на силовой раме 12 самолета и вставленный в направляющую 21, окруженную шаровой опорой 22, на конце юбки 23, неподвижно соединенной с баком 100.

Силовая рама обеспечивает передачу усилий от оси в фюзеляж самолета, и вертикальная ось воспринимает усилия вдоль осей X и Y, будучи свободной во вращении и свободной в поступательном движении вдоль оси Z между упорами.

Стержень 20 препятствует поступательному движению бака вдоль осей X и Y, но при этом средство удержания дополнено шаровым шарниром, который связывает бак с вертикальным стержнем в поступательном движении, но предоставляет ему три степени свободы в трех направлениях вращения, что обеспечивает разъединение связи бака с этим первым средством при крене, рысканье и тангаже.

Таким образом, крепежный стержень 20 посажен в направляющую 21, окруженную шаровой опорой 22, на конце юбки 23, неподвижно соединенной с баком 100, силовая рама обеспечивает передачу усилий от стержня в фюзеляж самолета, а направляющая с шаровой опорой воспринимает усилия вдоль горизонтальных осей X и Y или в плоскости, параллельной плоскости крыла летательного аппарата, будучи свободной во вращении и свободной в поступательном движении вокруг стержня 20 вдоль вертикальной оси Z, перпендикулярной к плоскости крыла летательного аппарата.

На фиг. 7А и 7В более детально представлено шарнирное средство, показанное на фиг. 6.

На фиг. 7А показано расположение оси 20 в опорном подшипнике, образующем направляющую 21, тогда как на фиг. 6 направляющая 21 скорее представляет собой шарнир с шарикоподшипником. Опорный подшипник вставлен в кольцо 22а с наружным сферическим профилем шаровой опоры 22.

На фиг. 7В детально представлен пример выполнения шаровой опоры, которая содержит кольцо 22а с наружным сферическим профилем, установленное, как известно, в наружную обойму 22b с внутренним сферическим профилем в данном случае в виде нижнего кольца и верхнего кольца. Наружная обойма 22b установлена в гнезде, выполненном в юбке 23, неподвижно соединенной с баком.

В определенной степени можно считать, что бак закреплен на стержне 20, имея при этом возможность поворачиваться во всех направлениях вокруг точки своего крепления, при этом точка крепления может также перемещаться скольжением вдоль стержня. Таким образом, устройство удержания выполнено с возможностью реализации точки крепления бака в летательном аппарате, при этом дополнительные средства крепления, в данном случае выполненные в виде тяг первых и второго средств, удерживают бак на одной линии с фюзеляжем летательного аппарата.

Тяги, закрепленные на баке и на фюзеляже при помощи осей, свободных во вращении, расположены так, чтобы бак мог свободно расширяться или сокращаться.

Отказоустойчивость этого соединения обеспечивается защитным дублированием третьего средства удержания, представляющего собой стержень 20 в виде двойной оси, содержащей наружную часть и внутреннюю часть, поэтому, если наружная часть оси ломается, внутренняя часть продолжает воспринимать усилия сдвига.

На фиг. 7В в перспективе показана двойная ось, которая содержит внутренний стержень 20а и наружную трубку 20b, которые являются концентричными и посажены друг в друга.

Кроме того, предусмотрен штифт 24, заходящий в отверстие 25 с зазором, находящийся на юбке 23 между вертикальным стержнем 20 и баком, при этом штифт вставлен в кронштейн 26, закрепленный на фюзеляже, таким образом, чтобы удерживать бак по X и по Y при поломке юбки 23 со стороны бака.

Конструктивная силовая рама 12, которая образует опору соединения со стороны фюзеляжа и которая, в случае необходимости, может быть выполнена в виде короба, содержит два фланца 121, 122, каждый из которых выполнен с возможностью восприятия всех усилий стержня 20, что тоже способствует защите устройства.

Со стороны конструкции самолета решение не требует или требует лишь незначительного числа специальных конструктивных элементов, поскольку силовая рама продолжена шпангоутами 1 фюзеляжа 10.

Как показано на фиг. 5, тяги закреплены на существующих шпангоутах или между двумя шпангоутами на дополнительных демпфирующих листах или дополнительных участках шпангоутов.

Разумеется, в идеале можно было бы расположить шпангоуты с учетом архитектуры конструкции самолета, чтобы они совпадали с соединениями баков, что придавало бы когерентность конструкции самолет/баки.

Следует отметить, что эта система обеспечивает большую гибкость при расположении баков в фюзеляже. Например, баки не обязательно располагать вблизи герметичного дна или любой другой усиленной конструкции.

Согласно выбранной конфигурации, средства удержания имеют оптимальное расположение для бака, в котором основными нагрузками являются ускорения в направлении, поперечном к баку и вниз, и ускорения в продольном направлении бака. Можно также предусмотреть системы с тягами Z, работающими на сжатие, по меньшей мере на одном конце бака. Однако такой вариант выполнения является менее оптимальным.

Согласно примеру, первый конец бака расположен спереди самолета, а второй конец - сзади, и относительное расположение второго средства 3 и третьего средства 4, одно из которых находится вверху и спереди, а другое внизу и сзади относительно самолета, является оптимальным для уравновешивания радиальных усилий и ограничения возникающих моментов сил. Вместе с тем, можно предусмотреть и обратную конфигурацию.

Как и вертикальные тяги, верхняя тяга второго средства оснащена на своих двух концах шаровыми опорами и ориентирована таким образом, чтобы в основном обеспечивать относительные деформации в продольном направлении, допуская вместе с тем отклонение, остаточное, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими деформациями. Для обеспечения оптимального поведения точка крепления этой тяги на баке должна находиться в плоскости симметрии XZ бака.

Все описанные выше признаки позволяют ограничить нагрузки одновременно в баке и в конструкции самолета, а также в самих креплениях. При этом общая масса оказывается оптимизированной.

Расположение, количество и конструкция креплений обеспечивают конфигурацию, которая в целом является отказоустойчивой (конфигурация "fail safe").

Ограничение числа креплений и их простота обеспечивают также быстрое и легкое осуществление операций по установке баков в фюзеляже или по их демонтажу для технического обслуживания даже при диаметрах баков, близких к диаметру фюзеляжа. По этой же причине облегчается осмотр через несколько расположенных соответствующим образом смотровых люков, и этот осмотр можно производить так часто, насколько это необходимо, и даже перед каждым полетом.

Бак является, в частности, криогенным баком для питания ракетного двигателя воздушно-космического самолета, при этом средства удержания выполнены с возможностью обеспечения степеней свободы, предусмотренных, чтобы избегать термомеханических напряжений под действием дифференциальных термических деформаций сокращения бака в продольном направлении, и в радиальном направлении бака, в частности, при сжатии бака.

Ограниченное число точек соединения между криогенным баком и несущей конструкцией, которые к тому же имеют небольшие размеры, позволяет также ограничивать теплообмены между этими двумя элементами.

Устройство в соответствии с изобретением обеспечивает оптимизацию общей массы системы резервуара, конструкции самолета и поддерживающего устройства. Это устройство обеспечивает также значительное сокращение времени на техническое обслуживание и демонтаж за счет ограничения числа соединений с баком строго необходимым минимумом.

Кроме того, благодаря этому устройству, крепления бака не создают на нем напряжений во время его расширений и сокращений в зависимости от температуры.

Изобретение не ограничивается представленным примером, и, в частности, ориентацию тяг можно менять в зависимости от направления основных усилий, связанных с конкретными размерами аппарата и с его полетным профилем.

1. Устройство крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью Х в аппарате, таком как летательный аппарат, отличающееся тем, что содержит пару первых средств (2а, 2b, 2c, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси Х, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной Х оси и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси Х и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака, причем указанное третье средство удержания образовано единственной точкой крепления.

2. Устройство по п. 1, в котором третье средство удержания выполнено вместе с устройством удержания, которое имеет степень свободы во вращении вокруг этой оси Х, степень свободы в поступательном движении вдоль оси Z, перпендикулярной к плоскости крыла летательного аппарата, и степень свободы во вращении вокруг указанной оси Z.

3. Устройство по п. 1, которое содержит дополнительное второе средство (3a, 3b) удержания вдоль оси Y на первом конце бака, представляющее собой дублирующее предохранительное средство удержания.

4. Устройство по п. 1, в котором первые средства (2а, 2b, 2c, 2d) и второе средство (3, 3a, 3b) выполнены в виде тяг (30), закрепленных на баке при помощи свободных во вращении осей (51) и расположенных так, чтобы бак мог свободно расширяться или сокращаться.

5. Устройство по п. 3, в котором первые средства (2а, 2b, 2c, 2d) и второе средство (3, 3a, 3b) выполнены в виде тяг (30), закрепленных на баке при помощи свободных во вращении осей (51) и расположенных так, чтобы бак мог свободно расширяться или сокращаться.

6. Устройство по п. 4, в котором на первом конце бака тяги (30) образуют три точки крепления, распределенные в вершине и с двух сторон от первого конца (101) бака.

7. Устройство по п. 5, в котором на первом конце бака тяги (30) образуют три точки крепления, распределенные в вершине и с двух сторон от первого конца (101) бака.

8. Устройство по любому из пп. 1–7, в котором первые средства (2а, 2b, 2c, 2d) содержат четыре тяги (30), расположенные симметрично относительно плоскостей симметрии ZY и ZХ бака и ориентированные вдоль оси Z для восприятия ускорений бака вдоль оси Z.

9. Устройство по п. 8, в котором точки крепления указанных четырех тяг (30) на баке (100) расположены в плоскости симметрии ХY бака.

10. Устройство по любому из пп. 1–7, 9, в котором второе средство (3) удержания выполнено в виде тяги спереди бака (100), расположенной в плоскости ХY и воспринимающей усилия вдоль оси Y, поперечной к главной оси Х бака (100).

11. Устройство по п. 8, в котором второе средство (3) удержания выполнено в виде тяги спереди бака (100), расположенной в плоскости ХY и воспринимающей усилия вдоль оси Y, поперечной к главной оси Х бака (100).

12. Устройство по п. 10, в котором тяга, расположенная в плоскости XY, и тяги, ориентированные вдоль оси Z, расположены так, чтобы обеспечивать деформации бака вдоль оси Х и одновременно допускать радиальное отклонение бака, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими деформациями бака.

13. Устройство по п. 11, в котором тяга, расположенная в плоскости XY, и тяги, ориентированные вдоль оси Z, расположены так, чтобы обеспечивать деформации бака вдоль оси Х и одновременно допускать радиальное отклонение бака, чтобы не создавать напряжений, связанных с радиальными термическими деформациями бака.

14. Устройство по п. 10, в котором точка крепления тяги, расположенной в плоскости ХY, на баке находится в плоскости симметрии XZ бака.

15. Устройство по любому из пп. 11–13, в котором точка крепления тяги, расположенной в плоскости ХY, на баке находится в плоскости симметрии XZ бака.

16. Устройство по любому из пп. 1–7, 9, 11–14, в котором тяги расположены так, чтобы работать по касательной к обшивке бака (100).

17. Летательный аппарат, содержащий бак и устройство крепления и удержания бака по любому из пп. 1–16, в котором главная ось Х является горизонтальной осью, параллельной оси летательного аппарата или имеющей наклон под небольшим углом к оси летательного аппарата, ось Y является горизонтальной осью, поперечной к оси летательного аппарата, и ось Z является вертикальной осью, при этом первые и вторые средства соединены со шпангоутами (1) фюзеляжа (10) летательного аппарата.

18. Летательный аппарат по п. 17, в котором бак подвешен к первым средствам удержания.

19. Летательный аппарат по п. 17 или 18, в котором первые и вторые средства являются тягами, соединенными при помощи шаровых шарниров (53, 54) с креплениями (103) бака и с креплениями (11) на шпангоутах (1) летательного аппарата или с демпфирующими листами между шпангоутами.

20. Летательный аппарат по любому из пп. 17 или 18, в котором третье средство удержания содержит вертикальный крепежный стержень (20), закрепленный на силовой раме (12) летательного аппарата и вставленный в направляющую (21), окруженную шаровой опорой (22), на конце неподвижно соединенной с баком (100) юбки (23), при этом силовая рама выполнена с возможностью передачи усилий от стержня на фюзеляж летательного аппарата, а направляющая выполнена с возможностью восприятия усилий вдоль осей Х и Y, будучи при этом полностью свободной во вращении и свободной в поступательном движении вокруг стержня (20) вдоль вертикальной оси Z.

21. Летательный аппарат по п. 19, в котором третье средство удержания содержит вертикальный крепежный стержень (20), закрепленный на силовой раме (12) летательного аппарата и вставленный в направляющую (21), окруженную шаровой опорой (22), на конце неподвижно соединенной с баком (100) юбки (23), при этом силовая рама выполнена с возможностью передачи усилий от стержня на фюзеляж летательного аппарата, а направляющая выполнена с возможностью восприятия усилий вдоль осей Х и Y, будучи при этом полностью свободной во вращении и свободной в поступательном движении вокруг стержня (20) вдоль вертикальной оси Z.

22. Летательный аппарат по п. 20, содержащий дублирующее предохранительное устройство для третьего средства удержания.

23. Летательный аппарат по п. 21, содержащий дублирующее предохранительное устройство для третьего средства удержания.

24. Летательный аппарат по любому из пп. 22 или 23, в котором дублирующее устройство выполнено в виде штифта (24), отверстия (25) с зазором между юбкой (23), между вертикальной осью и баком и в виде кронштейна (26), закрепленного на фюзеляже, чтобы удерживать бак в направлении Х и в направлении Y при поломке вертикальной оси или юбки со стороны бака.

25. Летательный аппарат по любому из пп. 17, 18, 21 –23, который является воздушно-космическим летательным аппаратом, а бак (100) является криогенным баком для питания ракетного двигателя воздушно-космического летательного аппарата, при этом средства удержания выполнены с возможностью обеспечения степеней свободы так, чтобы избегать термомеханических напряжений под действием дифференциальных термических деформаций в продольном и радиальном направлениях бака.

26. Летательный аппарат по любому из пп. 17, 18, 21–23, который является воздушно-космическим летательным аппаратом и в котором силовая рама (12) содержит двойной фланец.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к мобильной опорной конструкции для по меньшей мере одного модульного бункера для нефтепромысловых материалов. Нефтепромысловый материал хранится по меньшей мере в одном бункере, что дает возможность использовать силу тяжести для подачи нефтепромыслового материала в смеситель или другое соответствующее оборудование.

Изобретение относится к защитному основанию для единицы груза, в частности секции звена башни или секции бетонной башни ветроэнергетической установки. Защитное основание имеет единицу груза с опорной плитой (1) для размещения одного конца единицы (100) груза и крепежный элемент для разъемного закрепления на первом конце единицы груза.

Контейнер // 2408515
Изобретение относится к емкостям для размещения в них космических аппаратов при их транспортировке. .

Контейнер // 2304552
Изобретение относится к области почтовой связи и транспорта. .

Изобретение относится к элементу опоры для транспортного средства со сменной емкостью. .

Изобретение относится к поддонообразному основанию для контейнеров для перевозки и хранения жидкостей, содержащих внутреннюю емкость из пластика и внешний корпус из металлической решетки или листового металла, которое предназначено для манипулирования с помощью вилочных погрузчиков, стеллажеров или подобных транспортных средств и содержит опирающееся на опорные ножки из металла, один средний полоз и два внешних полоза, днище из листового металла для поддержания внутренней емкости, оснащенной закупориваемой наливной горловиной и сливным патрубком для присоединения раздаточной арматуры.

Изобретение относится к подставке в виде поддона для емкостей, служащих для хранения и транспортировки жидкостей. .

Изобретение относится к конструктивным особенностям складских резервуаров. .

Изобретение относится к вертикальным цилиндрическим резервуарам с плавающей крышей. .

Изобретение относится к области контейнерных перевозок жидких грузов. .

Изобретение относится к двигательным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА). Монолитная термостойкая диэлектрическая подложка содержит упорядоченно размещенные на поверхности конусообразные микропоры, заполненные твердым топливом.

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2).

Группа изобретений относится к космической технике. Топливный бак содержит заборное и фазоразделительное устройства.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к устройствам и системам газобаллонной подачи рабочего тела в ракетные двигатели (РД) космических аппаратов (КА). Устройство подачи рабочего тела, содержащее емкость с двумя полусферами радиусом r, а также штуцер, вытеснитель, выполненный в виде корпуса в форме полого цилиндра из композитного материала с внутренним диаметром, равным внутреннему диаметру полусфер, и круговыми пазами на торцевых поверхностях, колец поджатия, выполненных за одно целое с полусферами из композитного материала, расположенных в торцовых плоскостях полусфер при совпадении внутренних диаметров указанных колец с внутренними диаметрами полусфер, элементов вытеснения в виде сплошных круговых пластин из сплава с эффектом памяти формы, прилегающих к внутренним поверхностям полусфер, а также закрытых в пазах корпуса вытеснителя кольцами поджатия, при этом расстояние от торцевой поверхности элемента вытеснения до торцевой части паза корпуса равно πr/2+Δr, где Δr - поправка на линейное расширение элемента вытеснения при нагреве сплава с эффектом памяти формы, а штуцер установлен на боковой цилиндрической поверхности корпуса вытеснителя, каждый элемент вытеснения снабжен элементами подвода нагрева, при этом полусферы, а также корпус вытеснителя с кольцами поджатия размещены в силовом кожухе.

Траектория полета двухступенчатой ракеты (1) периодически прогнозируется в течение полета, и прогнозируемая точка падения, когда блок (11) первой ступени ракеты или обтекатель (15) отделяется и отбрасывается от второй ступени (13) ракеты, периодически прогнозируется в каждой промежуточной запланированной точке на прогнозируемой траектории полета.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных модулей. Двигательный модуль космического летательного аппарата (КЛА) состоит минимум из двух шпангоутов и трех баков для топлива с верхними полюсными элементами, соединенными с верхним шпангоутом, и нижними полюсными элементами, являющимися опорами всего двигательного модуля, взаимодействующими с соответствующими опорами КЛА, минимум одного баллона высокого давления, ракетных двигателей и агрегатов управления.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к системе захолаживания и продувки контуров криогенного ракетного топлива летательного аппарата. Объектом изобретения является устройство захолаживания оборудования (6, 7, 8) криогенных контуров летательного аппарата во время полета, содержащее средства забора воздуха снаружи летательного аппарата, средства извлечения азота из этого воздуха при помощи сепаратора азота типа OBIGGS (3) и средства (4, 5) распределения этого азота вокруг указанных компонентов.

Изобретение относится к выработке топлива из бака летательного аппарата. Способ выработки топлива из бака летательного аппарата, оснащенного капиллярным заборным устройством, заключается в том, что выработку топлива из бака проводят через капиллярное заборное устройство до объема остатка топлива в баке.

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого и второго концов бака, второе средство удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом бака. Третье средство удержания образовано единственной точкой крепления. Летательный аппарат содержит бак и указанное устройство крепления и удержания бака. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение быстрого монтажадемонтажа баков, ограничение нагрузок, действующих на конструкцию самолета и топливные баки. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх