Способы и системы для передних кромок аэрокосмических транспортных средств

Группа изобретений относится, главным образом, к теплозащищённым передним кромкам крыльев аэрокосмических транспортных средств. Структура передней кромки включает в себя множество съемных модулей, прикрепляемых, например, к переднему лонжерону крыла. Каждый съемный модуль выполнен в виде полой коробчатой конструкции (ПКК), имеющей хотя бы одну полочную часть, расположенную вдоль одного конца ПКК. Предусмотрены множества первых и вторых крепёжных элементов для установки ПКК на указанный передний лонжерон. Множество первых крепежных элементов служит для крепления одного конца ПКК к первой концевой части переднего лонжерона. Множество вторых крепежных элементов, содержащих заострённые штыри с гайками, служит для крепления другого конца ПКК, расположенного напротив указанной полочной части, ко второй (противоположной первой) концевой части переднего лонжерона. Технический результат группы изобретений направлен на повышение технологичности и эффективности модульного принципа при ремонте, замене и эксплуатации передних кромок крыльев сверх- и гиперзвуковых аэрокосмических транспортных средств. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 20 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Настоящее изобретение в целом относится к системам и способам, относящимся к частям аэрокосмических транспортных средств, а в частности, к системам и способам, относящимся к передним кромкам аэрокосмических транспортных средств, таких как космические аппараты, воздушные летательные аппараты, гиперзвуковые транспортные средства, беспилотные летательные аппараты (БЛА), ракеты, и других аэрокосмических транспортных средств.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[002] Аэрокосмические транспортные средства, перемещающиеся через атмосферу Земли и в космическом пространстве, могут подвергаться воздействию экстремальных температур или внешних факторов, которые могут неблагоприятно влиять на передние кромки крыльев, хвоста или других поверхностей аэрокосмического транспортного средства. Например, аэрокосмические транспортные средства, такие как космические аппараты, обычно имеют теплозащитную систему (ТЗС), которая включает в себя теплоизолирующие плитки для изоляции передних кромок крыльев и других поверхностей космического аппарата от окружающей среды и для излучения и отражения тепла от космического аппарата. Когда космический аппарат возвращается в атмосферу Земли из космоса с гиперзвуковыми скоростями (например, превышающими число Маха 5) при очень высоких температурах (например, до 2500°F (градусов Фаренгейта) (1371°С)), такие теплоизолирующие плитки могут быть повреждены гиперзвуковым потоком газа (например, воздухом) или проникновением плазмы в промежутки между теплоизолирующими плитками, или трением, возникающим при контакте с проходящим гиперзвуковым потоком газа (например, воздухом) или проходящей плазмой. Кроме того, передние кромки крыльев или других поверхностей аэрокосмических транспортных средств, таких как воздушные летательные аппараты, например, могут быть повреждены ударами льда, ударами молнии или в результате воздействия других событий окружающей среды.

[003] Известные системы передней кромки для аэрокосмических транспортных средств обычно имеют фиксированную установку и выполнены несъемными. При фиксированной установке техническое обслуживание, ремонт или замена поврежденных частей, передней кромки крыла или другой поверхности аэрокосмического транспортного средства, например теплоизолирующих плиток или подконструкции, несущей теплоизолирующие плитки, может потребовать нахождения аэрокосмического транспортного средства на земле в течение длительного времени, например недель или месяцев, в зависимости от объема необходимых технического обслуживания, ремонта или замены. Это может увеличить расходы на техническое обслуживание, ремонт, замену и эксплуатацию аэрокосмического транспортного средства.

[004] Кроме того, при фиксированной установке техническое обслуживание, ремонт или замена поврежденных частей, передней кромки крыла или другой поверхности аэрокосмического транспортного средства, может потребовать выполнения технического обслуживания, ремонта или замены непосредственно на аэрокосмическом транспортном средстве, поскольку системы передней кромки не могут быть сняты по отдельности и не могут быть перемещены в отдельное помещение или лабораторию. Это может увеличить расходы на техническое обслуживание, ремонт, замену и эксплуатацию аэрокосмического транспортного средства.

[005] Кроме того, когда аэрокосмическое транспортное средство не находится в эксплуатации во время технического обслуживания, ремонта или замены, уменьшается доступность аэрокосмического транспортного средства для выполнения задач или полетов.

[006] Соответственно, в данной области техники существует необходимость в усовершенствованных системах и способах, относящихся к передним кромкам аэрокосмических транспортных средств, которые обеспечивают быстрые и простые техническое обслуживание, ремонт или замену, обеспечивают работу и эксплуатацию передних кромок крыльев и других поверхностей аэрокосмического транспортного средства с понижением общей стоимости, что также обеспечивает преимущества перед известными системами и способами.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[007] Примеры вариантов реализации согласно настоящему раскрытию обеспечивают создание усовершенствованных систем и способов, относящихся к передним кромкам аэрокосмических транспортных средств. Как раскрыто в нижеследующем подробном описании, варианты реализации усовершенствованных систем и способов, относящихся к передним кромкам аэрокосмических транспортных средств, могут обеспечить значительные преимущества по сравнению с известными системами и способами.

[008] В одном варианте реализации изобретения обеспечено создание системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства. Система передней кромки содержит по меньшей мере один конструктивный элемент. Система передней кромки также содержит один или более съемных модулей, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу. Каждый съемный модуль содержит полую коробчатую подконструкцию и по меньшей мере одну полочную часть, расположенную вдоль первого конца полой коробчатой подконструкции.

[009] Система передней кромки также содержит множество первых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части съемного модуля к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента. Система передней кромки также содержит множество вторых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления второго конца полой коробчатой подконструкции, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части, ко второй концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенной напротив первой концевой части.

[0010] В другом варианте реализации изобретения обеспечено создание системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства. Система передней кромки содержит по меньшей мере один конструктивный элемент. Система передней кромки также содержит множество съемных модулей, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу.

[0011] Каждый съемный модуль содержит полую коробчатую подконструкцию, имеющую D-образную коробчатую конфигурацию и имеющую барьер для препятствования потоку, прикрепленный к внутренней центральной части полой коробчатой подконструкции. Барьер для препятствования потоку образует два отдельных объема внутри полой коробчатой подконструкции.

[0012] Каждый съемный модуль также содержит по меньшей мере одну полочную часть, расположенную вдоль первого конца полой коробчатой подконструкции. Каждый съемный модуль также содержит теплозащитную систему (ТЗС), содержащую по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток, соединенных с внешней частью полой коробчатой подконструкции.

[0013] Система передней кромки также содержит множество первых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части съемного модуля к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента. Система передней кромки также содержит множество вторых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления второго конца полой коробчатой подконструкции, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части, ко второй концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенной напротив первой концевой части.

[0014] В другом варианте реализации изобретения обеспечено создание способа сборки системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства. Способ включает этап сборки множества съемных модулей. Каждый съемный модуль содержит полую коробчатую подконструкцию, имеющую D-образную коробчатую конфигурацию с множеством сторон, первый конец, имеющий по меньшей мере одну полочную часть с множеством отверстий для прикрепления полки, и второй конец, имеющий множество отверстий для прикрепления второго конца подконструкции.

[0015] Способ также включает этап обеспечения наличия по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенного в аэрокосмическом транспортном средстве. Указанный по меньшей мере один конструктивный элемент имеет первую концевую часть с множеством отверстий для прикрепления первого конца, и вторую концевую часть, имеющею выступающую часть с множеством отверстий для прикрепления выступающей части.

[0016] Способ также включает этап обеспечения наличия множества первых крепежных элементов и множества вторых крепежных элементов. Способ также включает этап соединения второго конца каждой полой коробчатой подконструкции со второй концевой частью указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента посредством вставки каждого из указанного множества вторых крепежных элементов в каждое из указанного множества отверстий для прикрепления выступающей части, выровненных с каждым из указанного множества отверстий для прикрепления второго конца подконструкции.

[0017] Способ также включает этап крепления первого конца каждой полой коробчатой подконструкции к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента посредством вставки каждого из указанного множества первых крепежных элементов в каждое из указанного множества отверстий для прикрепления полки, выровненных с каждым из указанного множества отверстий для прикрепления первого конца. Способ также включает этап получения системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства, причем каждый из указанного множества съемных модулей выполнен с возможностью снятия и замены по отдельности.

[0018] Указанные признаки, функции и преимущества могут быть получены независимо в различных вариантах реализации согласно раскрытию настоящего изобретения или варианты его реализации могут быть скомбинированы, их дальнейшие подробности могут быть рассмотрены со ссылкой на последующие описание и фигуры чертежей.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0019] Раскрытие настоящего изобретения может быть лучше понято со ссылкой на последующее подробное описание, приведенное в сочетании с прилагаемыми чертежами, которые иллюстрируют приведенные в качестве примера варианты реализации, не обязательно выполненные в масштабе, на которых:

[0020] На ФИГ. 1 представлен перспективный вид спереди приведенного в качестве примера аэрокосмического транспортного средства, имеющего приведенный в качестве примера вариант реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения;

[0021] На ФИГ. 2А представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди передней кромки по ФИГ. 1, иллюстрирующий вариант реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения;

[0022] На ФИГ. 2В представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди системы передней кромки по ФИГ. 2А, показанной с удаленным съемным модулем;

[0023] На ФИГ. 2С представлен перспективный вид спереди приведенной в качестве примера полой коробчатой подконструкции удаленного съемного модуля по ФИГ. 2В;

[0024] На ФИГ. 3А представлен перспективный вид сбоку приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, иллюстрирующий съемный модуль независимо от обшивок крыла;

[0025] На ФИГ. 3В представлен увеличенный вид спереди с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, показывающий первые крепежные элементы, крепящие съемный модуль к первой концевой части конструктивного элемента;

[0026] На ФИГ. 3С представлен увеличенный вид сбоку с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, показывающий второй крепежный элемент, крепящий съемный модуль к второй концевой части конструктивного элемента;

[0027] На ФИГ. 4 представлен перспективный вид спереди еще одного приведенного в качестве примера аэрокосмического транспортного средства, содержащего еще один приведенный в качестве примера вариант реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения;

[0028] На ФИГ. 5А представлен увеличенный частичный перспективный вид спереди передней кромки по ФИГ. 4, показывающий еще один приведенный в качестве примера вариант реализации системы передней кромки, имеющей теплозащитную систему (ТЗС);

[0029] На ФИГ. 5В представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди системы передней кромки по ФИГ. 5А, показанной с удаленным съемным модулем;

[0030] На ФИГ. 5С представлен перспективный вид спереди приведенной в качестве примера полой коробчатой подконструкции удаленного съемного модуля по ФИГ. 5В, показывающий барьер для препятствования потоку;

[0031] На ФИГ. 6А представлен перспективный вид сбоку еще одного приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки, имеющего теплозащитную систему (ТЗС), и показывающий установку съемного модуля независимо от обшивок крыла;

[0032] На ФИГ. 6В представлен увеличенный вид спереди с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, содержащей теплозащитную систему (ТЗС) 77, и показывающий первые крепежные элементы, крепящие съемный модуль к первой концевой части конструктивного элемента;

[0033] На ФИГ. 6С представлен увеличенный вид сбоку с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, содержащей теплозащитную систему (ТЗС), и показывающий второй крепежный элемент, крепящий съемный модуль к второй концевой части конструктивного элемента;

[0034] На ФИГ. 7А представлен перспективный вид сзади приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, не содержащей теплозащитную систему (ТЗС);

[0035] На ФИГ. 7В представлен перспективный вид сзади приведенного в качестве примера варианта реализации системы передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения, содержащей теплозащитную систему (ТЗС);

[0036] На ФИГ. 8 представлена функциональная блок-схема, показывающая приведенные в качестве примера варианты реализации систем передней кромки согласно раскрытию настоящего изобретения;

[0037] На ФИГ. 9 представлена иллюстрация блок-схемы, показывающей способ сборки системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства согласно варианту реализации раскрытия настоящего изобретения;

[0038] На ФИГ. 10 представлена иллюстрация блок-схемы, показывающей пример способа изготовления и обслуживания летательного аппарата; и

[0039] На ФИГ. 11 представлен пример блок-схемы воздушного летательного аппарата.

[0040] На каждой фигуре чертежей, показанной в настоящем раскрытии, показаны отличающиеся аспекты представленных вариантов осуществления, и только их различия будут описаны подробно.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0041] Раскрытые варианты реализации теперь будут описаны более подробно со ссылкой на сопровождающие фигуры чертежей, на которых представлены некоторые, однако не все, из раскрытых вариантов реализации. Фактически, может быть обеспечено несколько различных вариантов реализации настоящего изобретения, и это не должно быть истолковано как ограничение этими указанными вариантами, изложенными в настоящем документе. Наоборот, эти варианты реализации приведены для того, чтобы данное раскрытие было полным и завершенным и полностью передавало объем изобретения специалистам в данной области техники.

[0042] Далее со ссылкой на фигуры чертежей, в частности на ФИГ. 1, представлен перспективный вид спереди приведенного в качестве примера аэрокосмического транспортного средства 12, выполненного, например, в виде воздушного летательного аппарата 12а, содержащего приведенный в качестве примера вариант реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения. В одном из вариантов реализации изобретения аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 1) выполнено с возможностью перемещения на высоте 350000 футов (102 км) или менее, а предпочтительно на высоте 150000 футов (45 км) или менее, и содержит воздушный летательный аппарат 12а (см. ФИГ. 1), беспилотный летательный аппарат (БЛА) 12 с (см. ФИГ. 8), винтокрыл 12d (см. ФИГ. 8), ракету 12е (см. ФИГ. 8), или другое подходящее аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 1), выполненное с возможностью перемещения на высоте 350000 футов (102 км) или менее, а предпочтительно на высоте 150000 футов (45 км) или менее. Приведенный в качестве примера вариант реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, не имеет теплозащитной системы (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А-6С, 7В), и показан на ФИГ. 1-3С и 7А.

[0043] Как показано на ФИГ. 1, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, прикреплена с возможностью снятия вдоль передних кромок 14, таких как передние кромки 14а, крыльев 16, которые соединены с корпусом 18. Система 10 передней кромки (см. ФИГ. 1), выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки (см. ФИГ. 1), также может быть прикреплена вдоль передних кромок 14 (см. ФИГ. 1), таких как передние кромки 14b (см. ФИГ. 1), хвоста 20 (см. ФИГ. 1) или других аэродинамических поверхностей на аэрокосмическом транспортном средстве 12 (см. ФИГ. 1).

[0044] В другом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 4 и ФИГ. 5А-6С, 7В и более подробно раскрыто ниже, аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4) выполнено с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов (45 км) и включает в себя теплозащитную систему (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А-6С, 7В), содержащую по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 5А-5В) для использования в условиях высокой температуры, например, в диапазоне температур от приблизительно 500°F (градусов Фаренгейта) (260°С) до приблизительно 2500°F (1371°С), и для использования при выполнении задач, связанных с высокой скоростью, на орбите и при возврате в плотные слои атмосферы. В этом варианте реализации изобретения аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4) содержит космический аппарат 12b (см. ФИГ. 4, 8), гиперзвуковое транспортное средство 12f (см. ФИГ. 8), возвращаемый аппарат 12g (см. ФИГ. 8), ракету-носитель (RLV) 12h многократного использования (см. ФИГ. 8) или другое подходящее аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4, 8), выполненное с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов (45 км).

[0045] При использовании в настоящем документе термин "аэрокосмическое транспортное средство" может включать помимо прочего, воздушные летательные аппараты, беспилотные летательные аппараты (БЛА), космические аппараты, винтокрылы, ракеты, планеры, гиперзвуковые транспортные средства, возвращаемые аппараты, включая спутники, ракеты, полезную нагрузку баллистической ракеты, космоплан низкой орбиты первой ступени и пилотируемые капсулы, ракеты-носители многократного использования (RLV) и/или любой другой объект, выполненный с возможностью перемещения через воздушное пространство.

[0046] При использовании в настоящем документе термин "гиперзвуковое транспортное средство" означает транспортное средство, которое перемещается через атмосферу со скоростями, приблизительно превышающими число Маха 5. При использовании в настоящем документе термин "возвращаемые аппараты" может включать, помимо прочего, спутники, ракеты, пилотируемые и беспилотные капсулы, полезную нагрузку баллистической ракеты или другие части космического аппарата, выполненного с возможностью возврата из космического пространства через атмосферу Земли и выполненного с возможностью выдерживать очень высокие температуры и очень высокие линейные и угловые скорости перемещения через атмосферу Земли, а также выполненного с возможностью защиты членов экипажа и/или приборов и оборудования на указанном транспортном средстве. При использовании в настоящем документе термин "ракета-носитель многократного использования" означает транспортное средство, которое запускается в космос более одного раза или выполнено с возможностью запуска полезной нагрузки в космос более одного раза.

[0047] Далее со ссылкой на ФИГ. 2А-3С, ФИГ. 2А-3С показан один вариант реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, предназначенной для использования на аэрокосмических транспортных средствах 12 (см. ФИГ. 1, 8), выполненных с возможностью перемещения на высоте 350000 футов (102 км) или менее, а предпочтительно на высоте 150000 футов (45 км) или менее, и которые не имеют теплозащитной системы (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А-6С, 7В), включающей в себя по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 5А-5В).

[0048] На ФИГ. 2А представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди передней кромки 14, такой как передняя кромка 14а по ФИГ. 1, показывающий вариант реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения. На ФИГ. 2В представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки по ФИГ. 2А, показанной с удаленным съемным модулем 40. На ФИГ. 2С представлен перспективный вид спереди приведенной в качестве примера полой коробчатой подконструкции 42 удаленного съемного модуля 40 по ФИГ. 2В. На ФИГ. 3А представлен перспективный вид сбоку приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения с показом установки съемного модуля 40 независимо от обшивок 67 крыла.

[0049] Как показано на ФИГ. 2А-2В и 3А, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, содержит по меньшей мере один конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, например переднего лонжерона. Конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 2А-2В, 8) содержит один такой элемент, как лонжерон 24а (см. ФИГ. 2А-2В, 8), нервюра 24b (см. ФИГ. 8), стрингер 24с (см. ФИГ. 8), балка 24d (см. ФИГ. 8), или другой подходящий конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 8). Конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 2А-2В, 3А, 8) жестко прикреплен или присоединен к внутренней части аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1) и может быть выполнен съемным или несъемным.

[0050] Как показано на ФИГ. 2А-2В и 3А, конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, содержит первую концевую часть 26. Первая концевая часть 26 (см. ФИГ. 2А-2В, 3А) имеет множество отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 2В, 3А), выполненных в первой концевой части 26 (см. ФИГ. 2А-2В, 3А). В предпочтительном варианте реализации изобретения первая концевая часть 26 (см. ФИГ. 2В, 3А) имеет два отверстия 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 2В), выполненные на расстоянии друг от друга на противоположных концах первой концевой части 26 (см. ФИГ. 2 В). Однако количество отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 2В) может быть больше чем два, и они могут быть выполнены или размещены в других подходящих местах вдоль первой концевой части 26.

[0051] Как далее показано на ФИГ. 2А-2В и 3А, конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, содержит вторую концевую часть 30, имеющую выступающую часть 32 и внутреннюю часть 33. Вторая концевая часть 30 (см. ФИГ. 2В, 3А) имеет множество отверстий 34 для прикрепления второго конца (см. ФИГ. 2В, 3А). Отверстия 34 для прикрепления второго конца (см. ФИГ. 2В, 3А) содержат отверстия 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 2В, 3А), выполненные в выступающей части 32 (см. ФИГ. 2В, 3А), и содержат отверстия 34b для прикрепления внутренней части (см. ФИГ. 2В, 3А), выполненные во внутренней части 33 (см. ФИГ. 2В, 3А).

[0052] В предпочтительном варианте реализации изобретения выступающая часть 32 (см. ФИГ. 2В, 3А) второй концевой части 30 (см. ФИГ. 2В, 3А) имеет два отверстия 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 2В, 3А), выполненные на расстоянии друг от друга на противоположных концах выступающей части 32 (см. ФИГ. 2В, 3А). Однако количество отверстий 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 2В, 3А) может быть больше чем два, и они могут быть выполнены или размещены в других подходящих местах вдоль выступающей части 32 (см. ФИГ. 2В, 3А). Внутренняя часть 33 (см. ФИГ. 2В, 3А) второй концевой части 30 (см. ФИГ. 2В, 3А) предпочтительно имеет два или более отверстия 34b для прикрепления внутренней части (см. ФИГ. 2В, 3А), расположенные на расстоянии и в непосредственной близости друг от друга.

[0053] Как далее показано на ФИГ. 2А-2В и 3А, конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, содержит корпусную часть 36, расположенную между первой концевой частью 26 и второй концевой частью 30. Корпусная часть 36 (см. ФИГ. 2В, 3А) имеет внешнюю сторону 38а (см. ФИГ. 2В, 3А) и внутреннюю сторону 38b (см. ФИГ. 2В, 3А).

[0054] Первая концевая часть 26 (см. ФИГ. 3А) и вторая концевая часть 30 (см. ФИГ. 3А) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3А) предпочтительно прикреплены к обшивке 67 крыла (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А) посредством множества крепежных деталей 76 обшивки крыла (см. ФИГ. 3А). Крепежные детали 76 обшивки крыла (см. ФИГ. 3А) могут быть вставлены в отверстия 75 для крепежных деталей обшивки крыла (см. ФИГ. 3А).

[0055] Как показано на ФИГ. 2А-2В и 3А, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, также содержит один или более съемных модулей 40, выполненных, например, в виде съемных модулей 40а, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу 24. Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2А-3А), выполненный, например, в виде съемного модуля 40а (см. ФИГ. 2А-3А), содержит полую коробчатую подконструкцию 42 (см. ФИГ. 2А-3А), выполненную, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42а. Полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 2А-3А) содержит внешнюю часть 44 (см. ФИГ. 2А-3А) и внутреннюю часть 46 (см. ФИГ. 2А-3А). В предпочтительном варианте реализации изобретения внутренняя часть 46 является полой внутренней частью 46а (см. ФИГ. 2А-3А).

[0056] Полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 2А-3А) имеет периметр 48 (см. ФИГ. 2А-3А), имеющий D-образную коробчатую конфигурацию 50 (см. ФИГ. 2А-3А). В варианте реализации полой коробчатой подконструкции 42, показанном на ФИГ. 2А-3А, D-образная коробчатая конфигурация 50 имеет криволинейную конфигурацию 50а. В варианте реализации полой коробчатой подконструкции 42, показанном на ФИГ. 5А-6А, D-образная коробчатая конфигурация 50 имеет угловую конфигурацию 50b. Однако полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 2А-3А, 5А-6А) может иметь коробчатую конфигурацию иной подходящей формы.

[0057] Как показано на ФИГ. 2В-3А, полая коробчатая подконструкция 42 съемного модуля 40 содержит первый конец 52, второй конец 58 и множество сторон 62. Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2В-3А) также содержит по меньшей мере одну полочную часть 54, расположенную вдоль первого конца 52 полой коробчатой подконструкции 42. Полочная часть 54 (см. ФИГ. 2В-3А) содержит множество отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 2В-3А).

[0058] В предпочтительном варианте реализации изобретения полочная часть 54 (см. ФИГ. 2В-3А) имеет два отверстия 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 2А-3А), выполненные на расстоянии друг от друга на противоположных концах полочной части 54 (см. ФИГ. 2А-3А). Однако количество отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 2А-3А) может быть больше чем два, и они могут быть выполнены или размещены в других подходящих местах вдоль полочной части 54 (см. ФИГ. 2В-3А).

[0059] Как показано на ФИГ. 2С, 3А, второй конец 58 полой коробчатой подконструкции 42 содержит множество отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции. В предпочтительном варианте реализации изобретения второй конец 58 (см. ФИГ. 2С, 3А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 2С, 3А) имеет два отверстия 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 3А), выполненные на расстоянии друг от друга на противоположных концах второго конца 58 (см. ФИГ. 2С, 3А). Однако количество отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 3А) может быть больше чем два, и они могут быть выполнены или размещены в других подходящих местах вдоль второго конца 58 (см. ФИГ. 2С, 3А).

[0060] Как показано на ФИГ. 2А-3А, полая коробчатая подконструкция 42, выполненная, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42а, содержит множество сторон 62 и может содержать одну или более открытых боковых частей 64. Как показано на ФИГ. 2С, в одном из вариантов реализации изобретения полая коробчатая подконструкция 42 имеет одну открытую боковую часть 64 и пять (5) сторон 62, которые закрыты. В другом варианте реализации изобретения полая коробчатая подконструкция 42 может иметь две открытые боковые части 64 и шесть (6) сторон 62, которые закрыты. Еще в одном варианте реализации изобретения полая коробчатая подконструкция 42 может иметь шесть (6) сторон 62, которые закрыты, и может не иметь открытых боковых частей 64. Задняя сторона 62а (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А) предпочтительно выполнена возле внешней стороны 38а (см. ФИГ. 3А) корпусной части 36 (см. ФИГ. 3А) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3А).

[0061] В частном случае реализации полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А) также может содержать один или более элементов 66 жесткости подконструкции, расположенных во внутренней части 46 (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А). Элементы 66 жесткости подконструкции (см. ФИГ. 2А, 2В) дополнительно обеспечивают конструктивную целостность полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 2А, 2В, 3А).

[0062] Как показано на ФИГ. 3В, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, также содержит множество первых крепежных элементов 70, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части 54 съемного модуля 40, выполненного, например, в виде съемного модуля 40а, к первой концевой части 26 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24. На ФИГ. 3В представлен увеличенный вид спереди с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения с показом указанного множества первых крепежных элементов 70, крепящих съемный модуль 40 к первой концевой части 26 конструктивного элемента 24.

[0063] Как показано на ФИГ. 3В, каждый из указанного множества первых крепежных элементов 70 содержит крепежную деталь 70а, закрепленную на месте гайкой 72 в форме пластины. Каждый первый крепежный элемент 70 (см. ФИГ. 3В, 8) содержит крепежную деталь 70а (см. ФИГ. 3В, 8), болт 70b (см. ФИГ. 8) или другой подходящий крепежный элемент 70 (см. ФИГ. 8). Первые крепежные элементы 70 (см. ФИГ. 3В) могут быть выполнены из титана, нержавеющей стали или другого подходящего твердого и долговечного металлического материала.

[0064] Как далее показано на ФИГ. 3В, указанное множество первых крепежных элементов 70 выполнены с возможностью крепления первого конца 52 каждой полой коробчатой подконструкции 42 к первой концевой части 26 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, выполненного, например, в виде лонжерона 24а. Каждый из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В) предпочтительно вставлен в каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) и в каждое из указанного множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В).

[0065] Каждое отверстие 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) предпочтительно выровнено с каждым отверстием 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В). Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 3В), выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки (см. ФИГ. 3В), собрана, каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3В) предпочтительно выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В) первой концевой части 26 (см. ФИГ. 3В) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3В).

[0066] Каждый из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В), таких как крепежные детали 70а (см. ФИГ. 3В), предпочтительно вставлен в каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) и в каждое из указанного множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В). Каждое отверстие 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) предпочтительно выровнено с каждым отверстием 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В). Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 3В), выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки (см. ФИГ. 3В), собрана, каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3В) предпочтительно выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В) первой концевой части 26 (см. ФИГ. 3В) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3В).

[0067] Как показано на ФИГ. 3С, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, также содержит множество вторых крепежных элементов 74 (см. также ФИГ. 2В, 3А), выполненных с возможностью прикрепления второго конца 58 полой коробчатой подконструкции 42, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части 54 (см. ФИГ. 3А), ко второй концевой части 30 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, такого как лонжерон 24а, расположенной напротив первой концевой части 26 (см. ФИГ. 3А). На ФИГ. 3С представлен увеличенный вид сбоку с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения с показом второго крепежного элемента 74, крепящего съемный модуль 40, выполненный, например, в виде съемного модуля 40а, ко второй концевой части 30 конструктивного элемента 24.

[0068] Как показано на ФИГ. 3С, второй крепежный элемент 74 содержит заостренный штырь 74а и гайку 74b заостренного штыря, которая закрепляет заостренный штырь 74а на месте. Второй крепежный элемент 74 (см. ФИГ. 3С) также может содержать другие подходящие крепежные элементы 74. Вторые крепежные элементы 74 (см. ФИГ. 3С), такие как заостренный штырь 74а (см. ФИГ. 3С) и гайка 74b заостренного штыря (см. ФИГ. 3С), могут быть выполнены из титана, нержавеющей стали или другого подходящего твердого и долговечного металлического материала. Вторые крепежные элементы 74 (см. ФИГ. 3С), выполненные, например, в виде заостренного штыря 74а (см. ФИГ. 3С) и гайки 74b заостренного штыря (см. ФИГ. 3С), могут быть установлены и закреплены на выступающей части 32 (см. ФИГ. 3С) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3С). Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2В, 3А) имеет по меньшей мере два отверстия 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 3А) в задней поверхности второго конца 58 (см. ФИГ. 2В, 2С, 3А) съемного модуля 40 (см. ФИГ. 2В, 3А). Указанные по меньшей мере два отверстия 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 3А) вводятся во взаимодействие поверх указанных по меньшей мере двух заостренных штырей 74а (см. ФИГ. 3А), соотвественно, на конструктивном элементе 24 (см. ФИГ. 3С).

[0069] Когда съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2В, 3А, 3С) установлен с возможностью снятия на конструктивном элементе 24 (см. ФИГ. 3С), съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2В, 3А, 3С) оказывается вставлен между ранее установленными съемными модулями 40 (см. ФИГ. 2А, 2В) до тех пор, пока каждое указанных по меньшей мере двух отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 3А) не проскользит по каждому указанных по меньшей мере двух заостренных штырей 74а (см. ФИГ. 3А). Это может быть названо "сопряжением на основе заостренного штыря". В альтернативном варианте реализации, указанные по меньшей мере два заостренных штыря 74а (см. ФИГ. 3А) могут быть присоединены к фитингу (не показано), расположенному на полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3А), или введены во взаимодействие с таким фитингом.

[0070] Как далее показано на ФИГ. 3С, указанное множество вторых крепежных элементов 74 выполнены с возможностью соединения второго конца 58 полой коробчатой подконструкции 42 со второй концевой частью 30 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, такого как лонжерон 24а. Как далее показано на ФИГ. 3С, каждый второй крепежный элемент 74 вставлен в отверстие 73 с зазором в обшивке 67 крыла, вставлен в отверстие 34 для прикрепления второго конца, выполненное, например, в виде отверстия 34а для прикрепления выступающей части, и вставлен в отверстие 60 для прикрепления второго конца подконструкции.

[0071] Каждое отверстие 73 с зазором в обшивке крыла (см. ФИГ. 3С) предпочтительно выровнено с отверстием 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 3С), оба из которых предпочтительно выровнены с каждым отверстием 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 3С). Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 3С), выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки (см. ФИГ. 3С), собрана, каждое из указанного множества отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 3С) предпочтительно выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 3С) второй концевой части 30 (см. ФИГ. 3С) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3С) и с каждым отверстием 73 с зазором (см. ФИГ. 3С) обшивки 67 крыла.

[0072] Таким образом, отверстия 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3А, 3В) на противоположном первом конце 52 (см. ФИГ. 3А, 3В) устройства съемного модуля 40 (см. ФИГ. 3А, 3В) введены во взаимодействие и выровнены с отверстиями 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3А, 3В) посредством первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В), таких как крепежные детали 70а (см. ФИГ. 3В), а первые крепежные элементы 70 (см. ФИГ. 3В), такие как крепежные детали 70а (см. ФИГ. 3В), затянуты на гайках 72 в форме пластины (см. ФИГ. 3В). Взаимодействие указанных двух заостренных штырей 74а (см. ФИГ. 3А, 3С), предпочтительно зафиксированных, и гаек 74b заостренных штырей (см. ФИГ. 3А, 3С) в указанных двух отверстиях 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 3А, 3С) в выступающей части 32 (см. ФИГ. 3А, 3С) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3А, 3С) и первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В), таких как крепежные детали 70а (см. ФИГ. 3В), затянутых на гайках 72 в форме пластины (см. ФИГ. 3В) на первом конце 52 (см. ФИГ. 3В) съемного модуля 40 (см. ФИГ. 3А-3С), обеспечивает удержание съемного модуля 40 (см. ФИГ. 3А-3С) на месте.

[0073] На ФИГ. 3С также показана обшивка 67 крыла возле нижнего конца конструктивного элемента 24, выполненного, например, в виде лонжерона 24а. Сторона 62 (см. ФИГ. 3С), такая как задняя сторона 62а (см. ФИГ. 3С), полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3С) предпочтительно выполнена возле конструктивного элемента 24, выполненного, например, в виде лонжерона 24а.

[0074] В другом варианте реализации изобретения, как показано на ФИГ. 4-6С, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, для аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 4), такого как космический аппарат 12b (см. ФИГ. 4), также содержит теплозащитную систему (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5В, 6А-6С, 7В, 8), которая включает в себя по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток 80, таких как керамические плитки 80а (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 7В, 8), соединенных с внешней частью 44 (см. ФИГ. 6А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 7В, 8).

[0075] На ФИГ. 4 представлен перспективный вид спереди еще одного приведенного в качестве примера аэрокосмического транспортного средства 12, выполненного, например, в виде космического аппарата 12b, имеющего еще один приведенный в качестве примера вариант реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения. Как показано на ФИГ. 4, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, прикреплена с возможностью снятия вдоль передних кромок 14, таких как передние кромки 14а, крыльев 16, соединенных с корпусом 18. Система 10 передней кромки (см. ФИГ. 4), выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки (см. ФИГ. 4), также может быть прикреплена вдоль передней кромки 14 (см. ФИГ. 4), такой как передняя кромка 14b (см. ФИГ. 4), хвоста 20 (см. ФИГ. 4) или иных аэродинамических поверхностях на аэрокосмическом транспортном средстве 12 (см. ФИГ. 4).

[0076] Как раскрыто выше, аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4), имеющее систему 10 передней кромки, выполненную, например, в виде системы 10b передней кромки, выполнено с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов (45 км), например более чем 350000 футов (102 км), и включает в себя множество теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 5А-5В) для использования в условиях высокой температуры, например в температурном интервале от приблизительно 500°F (градусов Фаренгейта) (260°С) до приблизительно 2500°F (1371°С), и для использования при выполнении задач, связанных с высокой скоростью (например, превышающей число Маха 5) на орбите и при возврате в плотные слои атмосферы. В этом варианте реализации изобретения аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4) содержит космический аппарат 12b (см. ФИГ. 4, 8), гиперзвуковое транспортное средство 12f (см. ФИГ. 8), возвращаемый аппарат 12g (см. ФИГ. 8), ракету-носитель многократного использования (RLV) 12h (см. ФИГ. 8) или другое подходящее аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4, 8), выполненное с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов (45 км) и с возможностью применения при высоких линейных и угловых скоростях и в условиях высоких температур.

[0077] На ФИГ. 5А представлен увеличенный частичный перспективный вид спереди передней кромки 14 по ФИГ. 4 с показом еще одного приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, имеющей теплозащитную систему (ТЗС) 77 с теплоизолирующими плитками 80. На ФИГ. 5В представлен увеличенный перспективный частичный вид спереди системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, по ФИГ. 5А, показанной с удаленным съемным модулем 40. На ФИГ. 5С представлен перспективный вид спереди приведенной в качестве примера полой коробчатой подконструкции 42, выполненной, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42b, удаленного съемного модуля по ФИГ. 5 В с показом барьера 92 для препятствования потоку. На ФИГ. 6А представлен перспективный вид сбоку еще одного приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, имеющей теплоизолирующие плитки 80, с показом установки съемного модуля 40 независимо от обшивок 67 крыла.

[0078] Как показано на ФИГ. 5А-5В и 6А и раскрыто выше, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки, содержит по меньшей мере один конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, например переднего лонжерона. Как раскрыто выше, конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 5А-5В, 8) содержит один такой элемент, как лонжерон 24а (см. ФИГ. 5А-5В, 8), нервюра 24b (см. ФИГ. 8), стрингер 24с (см. ФИГ. 8), балка 24d (см. ФИГ. 8) или другой подходящий конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 8). Кроме того, как раскрыто выше и как показано на ФИГ. 5А-5В и 6А, конструктивный элемент 24, выполненный, например, в виде лонжерона 24а, содержит первую концевую часть 26 с множеством отверстий 28 для прикрепления первого конца, вторую концевую часть 30, имеющую выступающую часть 32 и внутреннюю часть 33, и корпусную часть 36 с внешней стороной 38а и внутренней стороной 38b. Вторая концевая часть 30 (см. ФИГ. 5В, 6А) имеет множество отверстий 34 для прикрепления второго конца (см. ФИГ. 5В, 6А), при этом отверстия 34 для прикрепления второго конца (см. ФИГ. 5В, 6А) содержат отверстия 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 52В, 6А) и отверстия 34b для прикрепления внутренней части (см. ФИГ. 5В, 6А).

[0079] Как показано на ФИГ. 5А-5В и 6А, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, также содержит один или более съемных модулей 40, выполненных, например, в виде съемных модулей 40b, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу 24. Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 5А-5В), выполненный, например, в виде съемного модуля 40b (см. ФИГ. 5А-6А), содержит полую коробчатую подконструкцию 42 (см. ФИГ. 5А-6А), выполненную, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42b. Полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 5А-6А) содержит внешнюю часть 44 (см. ФИГ. 5А-6А) и внутреннюю часть 46 (см. ФИГ. 5А-6А). В предпочтительном варианте реализации изобретения внутренняя часть 46 является полой внутренней частью 46а (см. ФИГ. 5А-6А).

[0080] Полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 5А-6А) имеет периметр 48 (см. ФИГ. 5А-6А), имеющий D-образную коробчатую конфигурацию 50 (см. ФИГ. 5А-6А). В варианте реализации полой коробчатой подконструкции 42, показанном на ФИГ. 5А-6А, D-образная коробчатая конфигурация 50 имеет угловую конфигурацию 50b.

[0081] Как показано на ФИГ. 5С, полая коробчатая подконструкция 42, выполненная, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42b, съемного модуля 40, выполненного, например, в виде съемного модуля 40b, также содержит барьер 92 для препятствования потоку, прикрепленный к внутренней центральной части 46b внутренней части 46 полой коробчатой подконструкции 42. Барьер 92 для препятствования потоку (см. ФИГ. 5С) представляет собой замкнутую проходящую по размаху крыла стенку, выполненную с возможностью предотвращения или препятствования потоку горячих текучих сред, таких как газ, воздух или плазма, через съемный модуль 40 (см. ФИГ. 5С). Как далее показано на ФИГ. 5С, барьер 92 для препятствования потоку предпочтительно выполнен в виде барьерной стенки 92а, и образует внутри полой коробчатой подконструкции 42 два отдельных объема 94, имеющие по существу эквивалентный размер. Как показано на ФИГ. 5С, каждый отдельный объем 94 имеет отверстие 60 для прикрепления второго конца подконструкции на втором конце 58 полой коробчатой подконструкции 42. В альтернативном варианте реализации, барьер 92 для препятствования потоку (см. ФИГ. 5С) может быть прикреплен возле открытой боковой части 64 (см. ФИГ. 5С) или конца полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 5С), а не на внутренней центральной части 46b (см. ФИГ. 5С).

[0082] Как показано на ФИГ. 5В-6А, полая коробчатая подконструкция 42 съемного модуля 40 содержит первый конец 52, второй конец 58, множество сторон 62 предпочтительно по меньшей мере с одной открытой боковой частью 64 и по меньшей мере одну полочную часть 54, расположенную вдоль первого конца 52 полой коробчатой подконструкции 42 и имеющую множество отверстий 56 для прикрепления полки. Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 6В), выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки (см. ФИГ. 6В), собрана, каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 6В) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 6В) выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 6В) первой концевой части 26 (см. ФИГ. 6В) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 6В).

[0083] Как показано на ФИГ. 5С, 6А и раскрыто выше, второй конец 58 полой коробчатой подконструкции 42 содержит множество отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции. Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 6С), выполненная, например, в виде системы 10а передней кромки (см. ФИГ. 6С), собрана, каждое из указанного множества отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 6С) выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 6С) второй концевой части 30 (см. ФИГ. 6С) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 6С). В частном случае реализации полая коробчатая подконструкция 42 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А) также может содержать один или более элементов 66 жесткости подконструкции, расположенных во внутренней части 46 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А).

[0084] Как показано на ФИГ. 5А, 5В, 6А, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, также содержит множество теплоизолирующих плиток 80, соединенных с внешней частью 44 полой коробчатой подконструкции 42 съемного модуля 40 для термоизоляции и защиты полой коробчатой подконструкции 42 и съемного модуля 40. Указанное множество теплоизолирующих плиток 80 предпочтительно выполнены в виде керамических плиток 80а, кварцевой керамики или другого подходящего материала, который способен выдерживать условия большого нагрева и высоких скоростей. Как показано на ФИГ. 5А, 6А, каждая теплоизолирующая плитка 80 имеет внешнюю сторону 84а, внутреннюю сторону 84b и корпус 86 между ними.

[0085] Как показано на ФИГ. 5А, 6А, теплоизолирующие плитки 80 предпочтительно прикреплены с расположением 82 друг возле друга поверх внешней части 44 полой коробчатой подконструкции 42. Каждая теплоизолирующая плитка 80 (см. ФИГ. 5А, 6А) предпочтительно расположена 82 возле соседней (см. ФИГ. 5А, 6А) по меньшей мере одной другой теплоизолирующей плитки 80 (см. ФИГ. 5А, 6А) таким образом, что по существу, затруднен гиперзвуковой поток газа или нагретого воздуха, или плазмы между смежными теплоизолирующими плитками 80 (см. ФИГ. 5А, 6А).

[0086] Каждая теплоизолирующая плитка 80 (см. ФИГ. 6В), соединенная поверх первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 6В), предпочтительно имеет отверстие 88 в плитке (см. ФИГ. 6В), которое заполнено вставочным элементом 90 (см. ФИГ. 5А-5С, 6В). В качестве части теплозащитной системы (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6В), вставочный элемент 90 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6В) выполнен с возможностью закрытия и защиты каждого из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 6В), выполненных, например, в виде крепежной детали 70а (см. ФИГ. 6В). Вставочный элемент 90 (см. ФИГ. 5А-5С, 6В) может быть вворачиваемым керамическим элементом или цементной пробкой и может быть выполнен из керамики, плавленого кварца, кварцевой керамики, цемента или другого подходящего материала, выполненного с возможностью применения в условиях большого нагрева и высоких скоростей.

[0087] В дополнение к указанному множеству теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В) и вставочным элементам 90 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В), теплозащитная система (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8) также включает в себя или может содержать изолирующий материал 68 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8), смежный с одной или более обшивками 67 крыла (верхней и нижней) и/или прикрепленный к одной или более обшивками 67 крыла (верхней и нижней) (см. ФИГ. 6А, 6В, 7В) или другим конструктивным компонентам аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 4). Изолирующий материал 68 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8) предпочтительно содержит конформное изоляционное покрытие многократного использования (CRT), например в виде стеганого одеяла, состоящего из керамического матричного волокнистого композиционного материала, размещенного между ткаными лицевыми листами. Однако, изолирующий материал 68 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8) также может содержать войлочное изоляционное покрытие многократного использования (FRSI), усовершнствованное гибкое теплозащитное покрытие многократного использования (AFRSI) или другой подходящий изолирующий материал.

[0088] Теплозащитная система (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8) может также включать в себя или содержать первый термобарьерный элемент 78 (см. ФИГ. 5В, 5С, 6А, 6В, 7В, 8), расположенный между смежными полыми коробчатыми подконструкциями 42 и соединенный с ними (см. ФИГ. 5В, 6В), и второй термобарьерный элемент 79 (см. ФИГ. 5В, 6А, 6С, 7В, 8), соединенный с конструктивным элементом 24 (см. ФИГ. 6С, 7). Первый термобарьерный элемент 78 (см. ФИГ. 5В, 6А, 6В, 7, 8) и второй термобарьерный элемент 79 (см. ФИГ. 6С, 7) могут быть выполнены из материала, содержащего один или более таких материалов, как керамика, плавленый кварц, кварцевая керамика, оксид алюминия или другой подходящий материал.

[0089] Теплозащитная система (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А, 5В, 6А, 6В, 7В, 8) может также включать в себя или содержать одну или более термокомпенсирующих подложек 96 (см. ФИГ. 6А-6С, 7В, 8), расположеенных между внешней частью 44 (см. ФИГ. 6А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 6А, 7В) и внутренними сторонами 84b (см. ФИГ. 6А, 6В) указанного множества теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 6А, 6В) и соединенных с указанными внешней частью 44 и внутренними сторонами 84b. Каждая термокомпенсирующая подложка 96 (см. ФИГ. 6А, 6В) имеет отверстие 98 (см. ФИГ. 6А, 6В), которое открыто вокруг верхней части первого крепежного элемента 70 и окружает ее (см. ФИГ. 6В) и которое выполнено по существу такого же размера и формы, что и диаметр вставочного элемента 90 (см. ФИГ. 6В), предназначенный для вставки в отверстия 88а в плитке (см. ФИГ. 6В), и который может быть частично вставлен в отверстие 98 в термокомпенсирующей подложке (см. ФИГ. 6В).

[0090] Указанные одна или более термокомпенсирующих подложек 96 (см. ФИГ. 6А-6С, 7В, 8) предпочтительно выполнены из гибкого покрывного прошитого войлочного мета-арамидного материала или другого подходящего материала. Указанные одна или более термокомпенсирующих подложек 96 (см. ФИГ. 6А-6С, 7В, 8) предпочтительно приклеены к указанному множеству теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 6А, 6В) и затем приклеены к полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 6А, 6В) с использованием силикона или другого подходящего адгезива, выполненного с возможностью работы в условиях высоких скоростей, высоких температур и высоких нагрузок. В предпочтительном варианте реализации изобретения указанные одна или более термокомпенсирующих подложек 96 (см. ФИГ. 6А-6С, 7В, 8) выполнены из материала, который имеет превосходные тепловые характеристики и предотвращает разрыв или повреждение во время боковых перемещений.

[0091] Теплозащитная система (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 8) может также включать в себя или содержать гермовывод 99 (см. ФИГ. 8), который может быть соединен с первым термобарьерным элементом 78 (см. ФИГ. 5В, 6А, 6В, 7В, 8) и/или вторым термобарьерным элементом 79 (см. ФИГ. 5В, 6А, 6С, 7В, 8). Гермовывод 99 (см. ФИГ. 8) выполнен с возможностью герметического заделывания или препятствования гиперзвуковому потоку газа, нагретого воздуха и/или плазмы через съемный модуль 40 (см. ФИГ. 5В, 6А, 8), такой как съемный модуль 40b (см. ФИГ. 5В, 6А, 8). Гермовывод 99 (см. ФИГ. 8) может быть выполнен из одного или более таких материалов, как, включая, но без ограничения, силикон, резину, силиконовую резину, иные эластомеры или другие подходящие материалы.

[0092] В этом показанном на ФИГ. 4-6С варианте реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, имеющей теплозащитную систему (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 8) по меньшей мере с теплоизолирующими плитками 80 (см. ФИГ. 6А, 8), индивидуально сменные модули 40 (см. ФИГ. 6А, 8) для передней кромки 14 (см. ФИГ. 4) аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 4) обеспечивают возможность обслуживания теплозащитной системы (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 8) с минимальным воздействием на заземление аэрокосмических транспортных средств 12 при выполнении ремонта и технического обслуживания.

[0093] Как показано на ФИГ. 6В, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, также содержит множество первых крепежных элементов 70, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части 54 съемного модуля 40, выполненного, например, в виде съемного модуля 40b, к первой концевой части 26 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24. На ФИГ. 6В представлен увеличенный вид спереди с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения с показом указанного множества первых крепежных элементов 70, крепящих съемный модуль 40 к первой концевой части 26 конструктивного элемента 24.

[0094] Как показано на ФИГ. 6В, каждый из указанного множества первых крепежных элементов 70 содержит крепежную деталь 70а, закрепленную на месте гайкой 72 в форме пластины. Каждый первый крепежный элемент 70 (см. ФИГ. 6В, 8) содержит крепежную деталь 70а (см. ФИГ. 6В, 8), болт 70b (см. ФИГ. 8) или другой подходящий крепежный элемент 70 (см. ФИГ. 8). Как далее показано на ФИГ. 6В, указанное множество первых крепежных элементов 70 крепят первый конец 52 каждой полой коробчатой подконструкции 42 к первой концевой части 26 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, выполненной, например, в виде лонжерона 24а. Каждый из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 6В) вставлен в каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 6В) и в каждое из указанного множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 6В). Каждое отверстие 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 6В) предпочтительно выровнено с каждым отверстием 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 6В).

[0095] На ФИГ. 6В также показана теплоизолирующая плитка 80, такая как керамическая плитка 80а, прикрепленная к полочной части 54 полой коробчатой подконструкции 42. Как показано на ФИГ. 6В, теплоизолирующая плитка 80 выполнена в виде устанавливаемой на модуле плитки 81а, имеющей внешнюю сторону 84а, внутреннюю сторону 84b и корпус 86 между ними. Как далее показано на ФИГ. 6В, теплоизолирующая плитка 80 имеет отверстие 88 в плитке, которое заполнено вставочным элементом 90, который закрывает верхнюю часть первого крепежного элемента 70, выполненного, например, в виде крепежной детали 70а. Как далее показано на ФИГ. 6В, одна или более термокомпенсирующих подложек 96 могут быть расположены между верхней частью полочной части 54 полой коробчатой подконструкции 42 и внутренней стороной 84b теплоизолирующей плитки 80 и присоединены или прикреплены к ним. Термокомпенсирующая подложка 96 (см. ФИГ. 6В) имеет отверстие 98 (см. ФИГ. 6В), которое открыто вокруг верхней части первого крепежного элемента 70 (см. ФИГ. 6В) и выполнено по существу такого же размера и формы, что и вставочный элемент 90 (см. ФИГ. 6В), предназначенный для вставки в отверстия 88а в плитке (см. ФИГ. 6В) и предназначенный для частичной вставки в отверстие 98 в термокомпенсирующей подложке (см. ФИГ. 6В).

[0096] Как далее показано на ФИГ. 6В, обшивка 67 крыла и изолирующий материал 68 выполнены возле теплоизолирующей плитки 80. Как далее показано на ФИГ. 6В, первый термобарьерный элемент 78 расположен между смежными съемными модулями 40, выполненными, например, в виде съемных модулей 40b, и соединен с ними.

[0097] Как показано на ФИГ. 6С, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, также содержит множество вторых крепежных элементов 74 (см. также ФИГ. 5В, 6А), выполненных с возможностью прикрепления второго конца 58 полой коробчатой подконструкции 42, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части 54 (см. ФИГ. 6А), ко второй концевой части 30 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, расположенной напротив первой концевой части 26 (см. ФИГ. 6А). На ФИГ. 6С представлен увеличенный вид сбоку с разрезом приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения с показом второго крепежного элемента 74, крепящего съемный модуль 40, выполненный, например, в виде съемного модуля 40b, к второй концевой части 30 конструктивного элемента 24.

[0098] Как показано на ФИГ. 6С, второй крепежный элемент 74 содержит заостренный штырь 74а и гайку 74b заостренного штыря, или другие подходящие крепежные элементы 74. Как далее показано на ФИГ. 6С, указанное множество вторых крепежных элементов 74 выполнены с возможностью соединения второго конца 58 полой коробчатой подконструкции 42 со второй концевой частью 30 указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24, такого как лонжерон 24а. Как далее показано на ФИГ. 6С, каждый второй крепежный элемент 74 вставлен в отверстие 73 с зазором в обшивке 67 крыла, вставлен в отверстие 34 для прикрепления второго конца, выполненное, например, в виде отверстия 34а для прикрепления выступающей части, и вставлен в отверстие 60 для прикрепления второго конца подконструкции.

[0099] Каждое отверстие 73 с зазором в обшивке крыла (см. ФИГ. 6С) предпочтительно выровнено с отверстием 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 6С), оба из которых предпочтительно выровнены с каждым отверстием 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 6С). Как предусмотрено конструкцией, когда система 10 передней кромки (см. ФИГ. 6С), выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки (см. ФИГ. 6С), собрана, каждое из указанного множества отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 6С) предпочтительно выровнено с каждым из сответствующего множества отверстий 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 6С) второй концевой части 30 (см. ФИГ. 6С) конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 6С) и с каждым отверстием 73 с зазором (см. ФИГ. 6С) обшивки 67 крыла (см. ФИГ. 6С).

[00100] На ФИГ. 6С также показаны теплоизолирующие плитки 80, такие как керамические плитки 80а, в виде устанавливаемой на модуле плитки 81а, установленной на съемном модуле 40, и устанавливаемой на крыле плитки 81b, установленной на обшивке 67 крыла с термокомпенсирующей подложкой 96 между ними. Как далее показано на ФИГ. 6С, термокомпенсирующая подложка 96 имеет отверстие 98, которое открыто вокруг нижней части второго крепежного элемента 74 и окружает ее. Как далее показано на ФИГ. 6С, сторона 62, такая как задняя сторона 62а, полой коробчатой подконструкции 42 выполнена возле конструктивного элемента 24. Как далее показано на ФИГ. 6С, второй термобарьерный элемент 79 выполнен возле и между нижним концом выступающей части 32 конструктивного элемента 24 иустанавливаемой на модуле плитки 81а и устанавливаемой на крыле плитки 81b.

[00101] Как показано на ФИГ. 7А, ФИГ. 7А представлен перспективный вид сзади приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10а передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения, которая не имеет теплозащитной системы (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 6А, 7В, 8). На ФИГ. 7А показана внутренняя сторона 38b корпусной части 36 конструктивного элемента 24, выполненного, например, в виде лонжерона 24а. Как показано на ФИГ. 7А, первая концевая часть 26 и внутренняя часть 33 второй концевой части 30 конструктивного элемента 24 предпочтительно прикреплены к отдельным обшивкам 67 крыла (верхней и нижней) посредством указанного множества крепежных деталей 76 обшивки крыла, которые предпочтительно могут быть вставлены в отверстия 75 для крепежных деталей обшивки крыла и удерживаться на месте гайками 72 в форме пластины. На ФИГ. 7А также показана полая коробчатая подконструкция 42 съемного модуля 40 (см. ФИГ. 3А), выполненного, например, в виде модуля 40а, и выступающая часть 32 второй концевой части 30 конструктивного элемента 24.

[00102] На ФИГ. 7В представлен перспективный вид сзади приведенного в качестве примера варианта реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения, которая имеет теплозащитную систему (ТЗС) 77. На ФИГ. 7В показана внутренняя сторона 38b корпусной части 36 конструктивного элемента 24, выполненного, например, в виде лонжерона 24а. Как показано на ФИГ. 7В, первая концевая часть 26 и внутренняя часть 33 второй концевой части 30 конструктивного элемента 24 предпочтительно прикреплены к отдельным обшивкам 67 крыла (верхней и нижней) посредством указанного множества крепежных деталей 76 обшивки крыла, которые могут быть вставлены в отверстия 75 для крепежных деталей обшивки крыла и удерживаться на месте гайками 72 в форме пластины.

[00103] Как далее показано на ФИГ. 7В, теплозащитная система (ТЗС) 77 системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, содержит изолирующий материал 68, прикрепленный смежно с каждой из отдельных обшивок 67 крыла (верхней и нижней), первый термобарьерный элемент 78, соединенный смежно с полой коробчатой подконструкции 42, второй термобарьерный элемент 79, соединенный смежно с выступающей частью 32 второй концевой части 30 конструктивного элемента 24, теплоизолирующие плитки 80 и термокомпенсирующие подложки 96.

[00104] На ФИГ. 7В показана часть с разрезом теплоизолирующих плиток 80, таких как керамические плитки 80а, в виде устанавливаемых на модуле плиток 81а, и керамические плитки 80b, в виде устанавливаемых на крыле плиток 81b, а также показаны термокомпенсирующие подложки 96, установленные на обшивке 67 крыла (нижней), смежно с изолирующим материалом 68 и смежно с полой коробчатой подконструкцией 42. Устанавливаемые на модуле плитки 81а (см. ФИГ. 6А, 7В) и устанавливаемые на крыле плитки 81b (см. ФИГ. 7В) предпочтительно установлены поверх термокомпенсирующих подложек 96.

[00105] На ФИГ. 8 представлена функциональная блок-схема, показывающая приведенные в качестве примера варианты реализации систем 10, 10а, 10b передней кромки, согласно раскрытию настоящего изобретения. Как показано на ФИГ. 8 и подробно раскрыто выше, системы 10, 10а, 10b передней кромки, выполнены для использования в аэрокосмических транспортных средствах 12, таких как воздушный летательный аппарат 12а, космический аппарат 12b, беспилотный летательный аппарат (БЛА) 12с, винтокрыл 12d, ракета 12е, гиперзвуковое транспортное средство 12f, возвращаемый аппарат 12g, ракета-носитель многократного использования (RLV) 12h, и/или другом подходящем аэрокосмическом транспортном средстве 12.

[00106] Как далее показано на ФИГ. 8, каждая из систем 10, 10а, 10b передней кромки содержит по меньшей мере один конструктивный элемент 24. Конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 8) содержит один такой элемент, как лонжерон 24а (см. ФИГ. 8), такой как передний лонжерон, нервюра 24b (см. ФИГ. 8), стрингер 24с (см. ФИГ. 8), балка 24d (см. ФИГ. 8), или другой подходящий конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 8). Каждый конструктивный элемент 24 (см. ФИГ. 8) имеет первую концевую часть 26 (см. ФИГ. 8) с множеством отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 8), вторую концевую часть 30 (см. ФИГ. 8), имеющую выступающую часть 32 (см. ФИГ. 8), внутреннюю часть 33 (см. ФИГ. 8) и корпусную часть 36 (см. ФИГ. 8). Вторая концевая часть 30 (см. ФИГ. 8) имеет множество отверстий 34 для прикрепления второго конца (см. ФИГ. 8)

[00107] Как далее показано на ФИГ. 8, каждая из систем 10, 10а, 10b передней кромки содержит множество съемных модулей 40, таких как съемные модули 40а (см. ФИГ. 3А) или съемные модули 40b (см. ФИГ. 5А), соединенные с конструктивным элементом 24. Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2С, 5С, 8) содержит полую коробчатую подконструкцию 42 (см. ФИГ. 2С, 5С, 8), выполненную, например, в виде полой коробчатой подконструкции 42а (см. ФИГ. 2С, 8) или полой коробчатой подконструкции 42b (см. ФИГ. 5С, 8), имеющей D-образную коробчатую конфигурацию 50 (см. ФИГ. 2С, 5С, 8), множество сторон 62 (см. ФИГ. 2С, 5С, 8), а при необходимости, одну или более открытых боковых частей 64 (см. ФИГ. 2С, 5С, 8). Как далее показано на ФИГ. 8, полая коробчатая подконструкция 42 содержит первый конец 52 (см. также ФИГ. 2С, 5С) с полочной частью 54 (см. также ФИГ. 2С, 5С), имеющей множество отверстий 56 для прикрепления полки (см. также ФИГ. 2С, 5С), и второй конец 58 (см. также ФИГ. 2С, 5С) с множеством отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. также ФИГ. 2С, 5С).

[00108] Как далее показано на ФИГ. 8 и подробно раскрыто выше, в варианте реализации системы 10 передней кромки, выполненной, например, в виде системы 10b передней кромки, как показано на ФИГ. 4-6С и 7В, система 10 передней кромки, выполненная, например, в виде системы 10b передней кромки, также содержит теплозащитную систему (ТЗС) 77, содержащую по меньшей мере указанное множество теплоизолирующих плиток 80, таких как керамические плитки 80а, выполненные в виде устанавливаемых на модуле плиток 81а и устанавливаемых на крыле плиток 81b, имеющих отверстия 88 в плитке, каждое из которых выполнено с возможностью приема вставочного элемента 90.

[00109] Как далее показано на ФИГ. 8, теплозащитная система (ТЗС) 77 дополнительно может содержать первый термобарьерный элемент 78, второй термобарьерный элемент 79, одну или более термокомпенсирующих подложек 96, барьер 92 для препятствования потоку, гермовывод 99 и изолирующий материал 68, такой как конформное изоляционное покрытие многократного использования (CRI), войлочное изоляционное покрытие многократного использования (FRSI), усовершнствованное гибкое теплозащитное покрытие многократного использования (AFRSI), или другой подходящий изолирующий материал.

[00110] Как далее показано на ФИГ. 8, каждая из систем 10, 10а, 10b передней кромки содержит множество первых крепежных элементов 70, выполненных, например, в виде крепежных деталей 70а, болтов 70b, или другой подходящий крепежный элемент, каждый из которых закреплен на месте гайкой 72 в форме пластины. Как далее показано на ФИГ. 8, каждая из систем 10, 10а, 10b передней кромки содержит множество вторых крепежных элементов 74, выполненных, например, в виде заостренного штыря 74а и гайки 74b заостренного штыря.

[00111] Как показано на ФИГ. 9, в другом варианте реализации изобретения обеспечено создание способа 100 сборки системы 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С) для аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4). На ФИГ. 9 представлена иллюстрация примерной блок-схемы, показывающей способ 100 сборки системы 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С) для аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4) согласно варианту реализации раскрытия настоящего изобретения.

[00112] В одном из вариантов реализации изобретения аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 1), выполненное, например, в виде воздушного летательного аппарата 12а (см. ФИГ. 1), беспилотного летательного аппарата (БЛА) 12с (см. ФИГ. 8), винтокрыла 12d (см. ФИГ. 8), ракеты 12е (см. ФИГ. 8) или другого подходящего аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1), выполнено с возможностью перемещения на высоте 350000 футов (102 км) или менее, а предпочтительно на высоте 150000 футов (45 км) или менее, и не включает в себя теплозащитную систему (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 6А-6С, 7В, 8).

[00113] В другом варианте реализации изобретения аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4, 8), выполненное, например, в виде космического аппарата 12b (см. ФИГ. 4, 8), гиперзвукового транспортного средства 12f (см. ФИГ. 8), возвращаемого аппарата 12g (см. ФИГ. 8), ракеты-носителя многократного использования (RLV) 12h (см. ФИГ. 8) или другого подходящего аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 4, 8), - выполнено с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов (45 км), и выполнено с возможностью перемещения с высокими скоростями (например, превышающими число Маха 5).

[00114] Как показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 102 сборки множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 1-6С). Каждый съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2С, 5С) содержит полую коробчатую подконструкцию 42 (см. ФИГ. 2С, 5С), имеющую D-образную коробчатую конфигурацию 50 (см. ФИГ. 2С, 5С) с множеством сторон 62 (см. ФИГ. 2С, 5С), первый конец 52 (см. ФИГ. 2С, 5С), имеющий по меньшей мере одну полочную часть 54 (см. ФИГ. 2С, 5С) с множеством отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 2С, 5С), и второй конец 58 (см. ФИГ. 2С, 5С), имеющий множество отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 2С, 5С).

[00115] В другом варианте реализации изобретения этап 102 сборки указанного множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 5А-6А) также включает соединение множества теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 5А, 6А) с внешней частью 44 (см. ФИГ. 6А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 6А). Указанное множество теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 6В) содержит одно или более отверстий 88 в плитке (см. ФИГ. 6В). Каждое из указанных одного или более отверстий 88 в плитке (см. ФИГ. 6В) предпочтительно заполнено вставочным элементом 90 (см. ФИГ. 6В), выполненным с возможностью закрытия и защиты каждого из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 6В), таких как крепежные детали 70а (см. ФИГ. 6В).

[00116] Этап 102 сборки указанного множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 5А-6А) также включает прикрепление барьера 92 для препятствования потоку (см. ФИГ. 5С) к внутренней центральной части 46b (см. ФИГ. 5С) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 5С) и образование по меньшей мере двух отдельных объемов 94 (см. ФИГ. 5С) внутри полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 5С). Барьер 92 для препятствования потоку (см. ФИГ. 5С) предпочтительно содержит барьерную стенку 92а (см. ФИГ. 5С), выполненную с возможностью препятствования гиперзвуковому потоку газа, воздуха, плазмы или других текучих сред или газов. В альтернативном варианте реализации барьер 92 для препятствования потоку (см. ФИГ. 5С) может быть прикреплен на или возле открытой боковой части 64 (см. ФИГ. 5С) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 5С).

[00117] Этап 102 сборки указанного множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 5А-6А) также включает сборку указанного множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 5А-6А), содержащих теплозащитную систему (ТЗС) 77 (см. ФИГ. 5А-6С), причем теплозащитная система 77 (см. ФИГ. 5А-6С) также содержит изолирующий материал 68 (см. ФИГ. 6А-6В), смежный с одной или более обшивками 67 крыла (см. ФИГ. 6А-6В) аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 4), первый термобарьерный элемент 78 (см. ФИГ. 5В), расположенный между смежными полыми коробчатыми подконструкциями 42 (см. ФИГ. 5В) и соединенный с ними, второй термобарьерный элемент 79 (см. ФИГ. 6А, 6С), соединенный с конструктивным элементом 24 (см. ФИГ. 6А, 6С), и одну или более термокомпенсирующих подложек 96 (см. ФИГ. 6А, 6В), расположенных между внешней частью 44 (см. ФИГ. 6А) полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 6А, 6В) и указанным множеством теплоизолирующих плиток 80 (см. ФИГ. 6А, 6В) и соединенных с указанными внешней частью 44 и множеством теплоизолирующих плиток 80. При необходимости смежно с первым термобарьерным элементом 78 (см. ФИГ. 5В, 8) между смежными полыми коробчатыми подконструкциями 42 (см. ФИГ. 5В) и/или вторым термобарьерным элементом 79 (см. ФИГ. 6С, 8) может быть расположен и соединен с ними гермовывод 99 (см. ФИГ. 8). Гермовывод 99 (см. ФИГ. 8) может быть выполнен из одного или более таких материалов, как, включая, но без ограничения, силикон, резину, силиконовую резину, иные эластомеры или другие подходящие материалы. Первый термобарьерный элемент 78 (см. ФИГ. 5В) и второй термобарьерный элемент 79 (см. ФИГ. 5В) могут быть выполнены из одного или более таких материалов, как, включая, но без ограничения, керамику, плавленый кварц, кварцевую керамику, оксид алюминия или другие подходящие материалы.

[00118] Как далее показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 104 обеспечения наличия по меньшей мере одного конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3А, 6А), расположенного в аэрокосмическом транспортном средстве 12 (см. ФИГ. 1, 4). Как показано на ФИГ. 3А, 6А, указанный по меньшей мере один конструктивный элемент 24 имеет первую концевую часть 26 с множеством отверстий 28 для прикрепления первого конца и вторую концевую часть 30, имеющую выступающую часть 32 с множеством отверстий 34а для прикрепления выступающей части.

[00119] Как далее показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 106 обеспечения наличия множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В, 6В) и множества вторых крепежных элементов 74 (см. ФИГ. 3С, 6С). Этап 106 обеспечения наличия указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В, 6В) включает обеспечение наличия указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В, 6В). Каждый первый крепежный элемент 70 (см. ФИГ. 3В, 6В, 8) предпочтительно содержит крепежную деталь 70а (см. ФИГ. 3В, 6В, 8), болт 70b (см. ФИГ. 8) или другой подходящий крепежный элемент 70, используемую или используемый с одной или более гаек 72 в форме пластины (см. ФИГ. 3В, 6В, 8). Этап 106 обеспечения наличия указанного множества вторых крепежных элементов 74 (см. ФИГ. 3С, 6С) включает обеспечение наличия указанного множества вторых крепежных элементов 74 (см. ФИГ. 3С, 6С), каждый из которых содержит заостренный штырь 74а (см. ФИГ. 3С, 6С) и гайку 74b заостренного штыря (см. ФИГ. 3С, 6С), или других подходящих крепежных элементов 74.

[00120] Как далее показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 108 соединения второго конца 58 (см. ФИГ. 3С, 6С) каждой полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3С, 6С) со второй концевой частью 30 (см. ФИГ. 3С, 6С) указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3С, 6С) посредством вставки каждого из указанного множества вторых крепежных элементов 74 (см. ФИГ. 3А, 3С, 6А, 6С) в каждое из указанного множества отверстий 34а для прикрепления выступающей части (см. ФИГ. 3А, 3С, 6А, 6С), выровненных с каждым из указанного множества отверстий 60 для прикрепления второго конца подконструкции (см. ФИГ. 3А, 3С, 6А, 6С).

[00121] Как далее показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 110 крепления первого конца 52 (см. ФИГ. 3В, 6В) каждой полой коробчатой подконструкции 42 (см. ФИГ. 3В, 6В) к первой концевой части 26 (см. ФИГ. 3В, 6В) указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента 24 (см. ФИГ. 3В, 6В) посредством вставки каждого из указанного множества первых крепежных элементов 70 (см. ФИГ. 3В, 6В) в каждое из указанного множества отверстий 56 для прикрепления полки (см. ФИГ. 3В, 6В), выровненных с каждым из указанного множества отверстий 28 для прикрепления первого конца (см. ФИГ. 3В, 6В).

[00122] Как далее показано на ФИГ. 9, способ 100 включает этап 112 получения системы 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С) для аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4), причем каждый из указанного множества съемных модулей 40 (см. ФИГ. 2В, 5В) выполнен с возможностью снятия и замены по отдельности.

[00123] На ФИГ. 10 представлена иллюстрация блок-схемы, показывающей пример способа 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата. На ФИГ. 11 представлен пример блок-схемы воздушного летательного аппарата 216. Как показано на ФИГ. 10-11, варианты раскрытия настоящего изобретения могут быть описаны в контексте способа 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата, как показано на ФИГ. 10, и воздушного летательного аппарата 216, как показано на ФИГ. 11.

[00124] Во время подготовки к изготовлению, приведенный в качестве примера способ 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата может включать разработку спецификации и проектирование 202 воздушного летательного аппарата 216 и материальное снабжение 204. Во время производства имеет место изготовление 206 компонентов и сборочных узлов и интеграция 208 систем воздушного летательного аппарата 216. После этого воздушный летательный аппарат 216 может пройти через стадию 210 сертификации и доставки для ввода в эксплуатацию 212. При эксплуатации 212 заказчиком воздушный летательный аппарат 216 может быть подвергнут регламентному техобслуживанию и текущему ремонту 214 (которые также могут включать в себя модернизацию, перенастройку, переоборудование и иное подходящее обслуживание).

[00125] Каждый из процессов способа 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата может быть выполнен или осуществлен системным интегратором, третьей стороной и/или оператором (например, заказчиком). В целях настоящего описания системный интегратор может включать в себя, без ограничения, любое количество производителей воздушных летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам. Третья сторона может включать в себя, без ограничения, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков, оператор может представлять собой авиакомпанию, лизинговую компанию, военную организацию, обслуживающую организацию и иных подходящих операторов.

[00126] Как показано на ФИГ. 11, воздушный летательный аппарат 216, произведенный с помощью приведенного в качестве примера способа 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата, может включать в себя корпус 218 с множеством систем 220 и внутренней частью 222. Примеры множества систем 220 могут включать в себя одну или более из следующих систем: движительная система 224, электрическая система 226, гидравлическая система 228 и система 230 управления условиями окружающей среды. Может быть включено любое количество других систем. Несмотря на то, что показан пример для аэрокосмической промышленности, принципы настоящего изобретения могут быть применены к другим отраслям промышленности, таким как автомобильная промышленность.

[00127] Способы и системы, воплощенные в данном описании, могут быть использованы во время любых одного или более этапов способа 200 изготовления и обслуживания воздушного летательного аппарата. Например, компоненты или сборочные узлы, относящиеся к изготовлению 206 компонентов и сборочных узлов, могут быть изготовлены или произведены схожим образом с изготовлением компонентов или сборочных узлов, когда воздушный летательный аппарат 216 находится в эксплуатации 212. Кроме того, один или более вариантов реализации устройств, вариантов реализации способов или их комбинация могут быть использованы во время изготовления 206 компонентов и сборочных узлов и интеграции 208 систем, например, по существу с ускорением сборки или с сокращением стоимости летательного аппарата 216. Аналогичным образом, один или более вариантов реализации устройств, вариантов реализации способов или их комбинация могут быть использованы во время эксплуатации 212 воздушного летательного аппарата 216, например и без ограничений, во время регламентного техобслуживания и ремонта 214.

[00128] Раскрытые варианты реализации систем 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С. 7А-7В), 10а (см. ФИГ. 1-3С, 7А), 10b (см. ФИГ. 4-6С, 7В) и способ 100 (см. ФИГ. 9) обеспечивают простую и быструю замену и ремонт любых поврежденных частей съемного модуля 40 (см. ФИГ. 2А, 5А) передних кромок 14 (см. ФИГ. 1, 4) и обеспечивают простое и быстрое техническое обслуживание съемного модуля 40 (см. ФИГ. 2А, 5А) передних кромок 14 (см. ФИГ. 1, 4). По сравнению с известными системами и способами ремонта или замены поврежденных частей передних кромок аэрокосмических транспортных средств, таких как космические аппараты или воздушные летательные аппараты, и техническим обслуживанием таких передних кромок, раскрытые системы 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С, 7А-7В), 10а (см. ФИГ. 1-3С, 7А), 10b (см. ФИГ. 4-6С, 7В) и способ 100 (см. ФИГ. 9) позволяют увеличить ремонтопригодность и пригодность к техническому обслуживанию и уменьшить время простоя аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4, 8) вследствие ремонта или технического обслуживания. Кроме того, съемный модуль 40 (см. ФИГ. 2А, 5А) раскрытых систем 10 (см. ФИГ. 1-6С, 7А-7В), 10а (см. ФИГ. 1-3С, 7А), 10b (см. ФИГ. 4-6С, 7В) передней кромки и способ 100 (см. ФИГ. 9) обеспечивают возможность обслуживания с минимальным воздействием на заземление аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4, 8) при выполнении ремонта и технического обслуживания. Это, в свою очередь, может снизить общие затраты на ремонт, эксплуатацию, обслуживание и работу аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4, 8), а также может увеличить готовность аэрокосмического транспортного средства 12 (см. ФИГ. 1, 4, 8) для выполнения задач или полетов.

[00129] Кроме того, раскрытые варианты реализации систем 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С, 7А-7В), 10а (см. ФИГ. 1-3С, 7А), 10b (см. ФИГ. 4-6С, 7В) и способ 100 (см. ФИГ. 9) со съемными модулями 40 (см. ФИГ. 2В, 5В) и "автоматизированным" характером конструкции упрощают сборку и разборку деталей передних кромок 14 (см. ФИГ. 1, 4) и обеспечивают модульность конструкции, благодаря чему они могут быть заменены в течение дней, а не недель или месяцев, или дольше, что имеет место при использовании известных систем и способов. Раскрытые варианты реализации систем 10 передней кромки (см. ФИГ. 1-6С, 7А-7В), 10а (см. ФИГ. 1-3С, 7А), 10b (см. ФИГ. 4-6С, 7В) и способ 100 (см. ФИГ. 9) могут быть использованы на передних кромках 14 (см. ФИГ. 1) аэрокосмических транспортных средств 12 (см. ФИГ. 1), летающих с небольшими скоростями и на малой высоте (т.е., на высоте 150000 футов (45 км) или менее), или могут быть использованы на передних кромках 14 (см. ФИГ. 4) аэрокосмических транспортных средств 12 (см. ФИГ. 4), летающих с очень высокой скоростью (т.е., гиперзвуковых транспортных средств, которые перемещаются со скоростями выше приблизительно, чем число Маха 5) и на большой высоте (т.е., на высоте более чем 150000 футов (45 км), например, приблизительно 295276 футов (90 км) для гиперзвуковых транспортных средств).

[00130] Кроме того, съемные модули 40 (см. ФИГ. 5А) раскрытой системы 10b передней кромки (см. ФИГ. 4-6С, 7 В) для аэрокосмических транспортных средств 12 (см. ФИГ. 4, 8), выполненных с возможностью перемещения в космосе, могут быть заменены в космосе, например на космической орбитальной станции, и аэрокосмическое транспортное средство 12 (см. ФИГ. 4, 8) с отремонтированным или замененным съемным модулем 40 (см. ФИГ. 5А) может затем безопасно вернуться на Землю. В частности, раскрытые варианты реализации системы 10b передней кромки (см. ФИГ. 4-6С, 7В) и способ 100 (см. ФИГ. 9) обеспечивают для аэрокосмических транспортных средств 12b (см. ФИГ. 4, 8) со съемными модулями 40 (см. ФИГ. 5В), работающих в условиях высоких температур и высоких скоростей, возможность быстрой замены или ремонта теплозащитной системы (ТЗС), содержащей теплоизолирующие плитки 80 (см. ФИГ. 5А, 7В, 8), на таких аэрокосмических транспортных средствах.

[00131] Многие модификации и другие варианты реализации раскрытия настоящего изобретения окажутся очевидны для специалистов в данной области техники, к которой относится данное описание, с обеспечением преимуществ идей, представленных в приведенных выше описаниях и прилагаемых чертежах. Варианты реализации изобретения, описанные в настоящем документе, предназначены для иллюстрации и не являются ограничивающими или исчерпывающими. Хотя в настоящем документе используются конкретные термины, они используются только в общем и описательном смысле, а не в целях ограничения.

1. Система передней кромки для аэрокосмического транспортного средства, содержащая:

- по меньшей мере один конструктивный элемент;

- множество съемных модулей, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу, при этом каждый съемный модуль содержит:

полую коробчатую подконструкцию и

по меньшей мере одну полочную часть, расположенную вдоль первого конца полой коробчатой подконструкции;

- множество первых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части съемного модуля к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента; и

- множество вторых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления второго конца полой коробчатой подконструкции, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части, ко второй концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенной напротив первой концевой части, причем

каждый из указанного множества вторых крепежных элементов содержит заостренный штырь и гайку заостренного штыря.

2. Система передней кромки по п. 1, в которой аэрокосмическое транспортное средство выполнено с возможностью перемещения на высоте 150000 футов или менее и содержит воздушный летательный аппарат, беспилотный летательный аппарат, винтокрыл или ракету.

3. Система передней кромки по п. 1, в которой указанный по меньшей мере один конструктивный элемент содержит лонжерон, нервюру, стрингер или балку.

4. Система передней кромки по п. 1, в которой каждый из указанного множества первых крепежных элементов содержит крепежную деталь или болт.

5. Система передней кромки по п. 1, в которой полая коробчатая подконструкция имеет D-образную коробчатую конфигурацию.

6. Система передней кромки по п. 1, также содержащая теплозащитную систему, содержащую по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток, соединенных с внешней частью полой коробчатой подконструкции.

7. Система передней кромки по п. 6, в которой полая коробчатая подконструкция также содержит проходящий по размаху крыла барьер, выполненный с возможностью препятствования потоку гиперзвуковых текучих сред через полую коробчатую подконструкцию, прикрепленный к внутренней центральной части полой коробчатой подконструкции и образующий по меньшей мере два отдельных объема внутри полой коробчатой подконструкции.

8. Система передней кромки для аэрокосмического транспортного средства, содержащая:

- по меньшей мере один конструктивный элемент;

- множество съемных модулей, прикрепленных с возможностью снятия к указанному по меньшей мере одному конструктивному элементу, при этом каждый съемный модуль содержит:

полую коробчатую подконструкцию, имеющую D-образную коробчатую конфигурацию и имеющую проходящий по размаху крыла барьер, выполненный с возможностью препятствования потоку гиперзвуковых текучих сред через полую коробчатую подконструкцию, прикрепленный к внутренней центральной части полой коробчатой подконструкции и образующий два отдельных объема внутри полой коробчатой подконструкции;

по меньшей мере одну полочную часть, расположенную вдоль первого конца полой коробчатой подконструкции; и

теплозащитную систему, содержащую по меньшей мере множество теплоизолирующих плиток, соединенных с внешней частью полой коробчатой подконструкции;

- множество первых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления указанной по меньшей мере одной полочной части съемного модуля к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента; и

- множество вторых крепежных элементов, выполненных с возможностью прикрепления второго конца полой коробчатой подконструкции, расположенного напротив указанной по меньшей мере одной полочной части, ко второй концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенной напротив первой концевой части.

9. Система передней кромки по п. 8, в которой аэрокосмическое транспортное средство выполнено с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов и содержит космический аппарат, гиперзвуковое транспортное средство, возвращаемый аппарат или ракету-носитель многократного использования.

10. Система передней кромки по п. 8, в которой указанный по меньшей мере один конструктивный элемент содержит лонжерон, нервюру, стрингер или балку.

11. Система передней кромки по п. 8, в которой каждый из указанного множества первых крепежных элементов содержит крепежную деталь или болт, а

каждый из указанного множества вторых крепежных элементов содержит заостренный штырь и гайку заостренного штыря.

12. Система передней кромки по п. 8, в которой теплозащитная система также содержит изолирующий материал, смежный с одной или более обшивками крыла аэрокосмического транспортного средства, первый термобарьерный элемент, расположенный между смежными полыми коробчатыми подконструкциями и соединенный с ними, второй термобарьерный элемент, соединенный с указанным конструктивным элементом, и одну или более термокомпенсирующих подложек, расположенных между внешней частью полой коробчатой подконструкции и указанным множеством теплоизолирующих плиток и соединенных с ними внешней частью и множеством теплоизолирующих плиток.

13. Система передней кромки по п. 8, в которой указанное множество теплоизолирующих плиток содержат одно или более отверстий в плитке, каждое из которых заполнено вставочным элементом, выполненным с возможностью закрытия и защиты каждого из указанного множества первых крепежных элементов.

14. Способ сборки системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства, включающий следующие этапы:

сборку множества съемных модулей, каждый из которых содержит полую коробчатую подконструкцию, имеющую D-образную коробчатую конфигурацию с множеством сторон, первый конец, имеющий по меньшей мере одну полочную часть с множеством отверстий для прикрепления полки, и второй конец, имеющий множество отверстий для прикрепления второго конца подконструкции;

обеспечение наличия по меньшей мере одного конструктивного элемента, расположенного в аэрокосмическом транспортном средстве и имеющего первую концевую часть с множеством отверстий для прикрепления первого конца и вторую концевую часть, имеющую выступающую часть с множеством отверстий для прикрепления выступающей части;

обеспечение наличия множества первых крепежных элементов и множества вторых крепежных элементов;

соединение второго конца каждой полой коробчатой подконструкции со второй концевой частью указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента посредством вставки каждого из указанного множества вторых крепежных элементов в каждое из указанного множества отверстий для прикрепления выступающей части, выровненных с каждым из указанного множества отверстий для прикрепления второго конца подконструкции;

крепление первого конца каждой полой коробчатой подконструкции к первой концевой части указанного по меньшей мере одного конструктивного элемента посредством вставки каждого из указанного множества первых крепежных элементов в каждое из указанного множества отверстий для прикрепления полки, выровненных с каждым из указанного множества отверстий для прикрепления первого конца; и

получение указанной системы передней кромки для аэрокосмического транспортного средства,

причем каждый из указанного множества съемных модулей выполнен с возможностью снятия и замены по отдельности, причем

обеспечение наличия указанного множества вторых крепежных элементов включает обеспечение наличия указанного множества вторых крепежных элементов, каждый из которых содержит заостренный штырь и гайку заостренного штыря.

15. Способ по п. 14, согласно которому аэрокосмическое транспортное средство выполнено с возможностью перемещения на высоте 150000 футов или менее и содержит воздушный летательный аппарат, беспилотный летательный аппарат, винтокрыл или ракету.

16. Способ по п. 14, согласно которому обеспечение наличия указанного множества первых крепежных элементов включает обеспечение наличия указанного множества первых крепежных элементов, каждый из которых содержит крепежную деталь или болт.

17. Способ по п. 16, согласно которому сборка указанного множества съемных модулей также включает сборку указанного множества съемных модулей, содержащих теплозащитную систему, при этом

теплозащитная система содержит множество теплоизолирующих плиток, соединенных с внешней частью полой коробчатой подконструкции, а

указанное множество теплоизолирующих плиток содержит одно или более отверстий в плитке, каждое из которых заполнено вставочным элементом, выполненным с возможностью закрытия и защиты каждого из указанного множества первых крепежных элементов.

18. Способ по п. 17, согласно которому сборка указанного множества съемных модулей также включает прикрепление проходящего по размаху крыла барьера, выполненного с возможностью препятствования потоку гиперзвуковых текучих сред через полую коробчатую подконструкцию, к внутренней центральной части полой коробчатой подконструкции и образование по меньшей мере двух отдельных объемов внутри полой коробчатой подконструкции.

19. Способ по п. 18, согласно которому сборка указанного множества съемных модулей также включает сборку указанного множества съемных модулей, содержащих теплозащитную систему, при этом теплозащитная система также содержит:

изолирующий материал, смежный с одной или более обшивками крыла аэрокосмического транспортного средства,

первый термобарьерный элемент, расположенный между смежными полыми коробчатыми подконструкциями и соединенный с ними,

второй термобарьерный элемент, соединенный с указанным конструктивным элементом, и

одну или более термокомпенсирующих подложек, расположенных между внешней частью полой коробчатой подконструкции и указанным множеством теплоизолирующих плиток и соединенных с указанными внешней частью и множеством теплоизолирующих плиток.

20. Способ по п. 19, согласно которому аэрокосмическое транспортное средство выполнено с возможностью перемещения на высоте более чем 150000 футов и содержит космический аппарат, гиперзвуковое транспортное средство, возвращаемый аппарат или ракету-носитель многократного использования.



 

Похожие патенты:

Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления.

Изобретение относится к теплозащите преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в разбивке теплозащитного покрытия на плитки и их закреплении на силовом каркасе аэродинамической поверхности (АП).

Изобретение относится к тепловой защите объектов космической и/или криогенной техники, а также может быть использовано в других отраслях народного хозяйства. Материал состоит из чередующихся слоев экранов металлизированной теплоотражающей перфорированной пленки и сепарационной прокладки.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм.

Изобретение относится военной технике. Надувной теплоизоляционный купол включает ограждение, составленное из соединенных между собой изогнутого покрытия и двух торцевых стенок, выполненных из гибкого, упругого материала, при этом изогнутое покрытие состоит из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых по боковой поверхности соединена между собой изогнутыми трубами.

Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2.

Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205).

Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.

Изобретение относится к тепловой защите летательных аппаратов. Крыло гиперзвукового летательного аппарата включает катод, состоящий из внешней оболочки крыла, анод, состоящий из слоя восприятия электронов и токопроводящей подложки анода.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гидравлическим системам летательных аппаратов. Гидросистема ЛА содержит гидравлический насос, фильтр, гаситель гидроудара, гидроаккумулятор, обратный клапан, распределительный кран и соединительные трубопроводы.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Изобретение относится к треугольным крыльям с обратным сужением и их модификациям, и в частности к треугольным крыльям с обратным сужением для сверхзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Группа изобретений относится к области аэродинамики. Аэродинамическая поверхность выполнена с аэродинамическим профилем и содержит переднюю и заднюю кромки, верхнюю и нижнюю стороны, а также генераторы вихрей.

Изобретение относится к пассивному устройству поглощения энергии для элемента конструкции летательного аппарата и касается лопасти, лопатки или любого другого элемента винта, крыла, стойки или фюзеляжа летательного аппарата.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикрепленный к фюзеляжу каркас, обшивку, верхние и нижние аэродинамические поверхности и элементы отклонения воздушных потоков.

Изобретение относится к композитной конструктивной панели задней кромки элемента летательного аппарата (ЛА). Панель задней кромки содержит верхнюю поверхность, нижнюю поверхность, заднюю кромку, соединяющую верхнюю и нижнюю поверхности.

Группа изобретений относится, главным образом, к теплозащищённым передним кромкам крыльев аэрокосмических транспортных средств. Структура передней кромки включает в себя множество съемных модулей, прикрепляемых, например, к переднему лонжерону крыла. Каждый съемный модуль выполнен в виде полой коробчатой конструкции, имеющей хотя бы одну полочную часть, расположенную вдоль одного конца ПКК. Предусмотрены множества первых и вторых крепёжных элементов для установки ПКК на указанный передний лонжерон. Множество первых крепежных элементов служит для крепления одного конца ПКК к первой концевой части переднего лонжерона. Множество вторых крепежных элементов, содержащих заострённые штыри с гайками, служит для крепления другого конца ПКК, расположенного напротив указанной полочной части, ко второй концевой части переднего лонжерона. Технический результат группы изобретений направлен на повышение технологичности и эффективности модульного принципа при ремонте, замене и эксплуатации передних кромок крыльев сверх- и гиперзвуковых аэрокосмических транспортных средств. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 20 ил.

Наверх