RU2391252C2 - Кожух для летательного аппарата - Google Patents
Кожух для летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2391252C2 RU2391252C2 RU2006140524/11A RU2006140524A RU2391252C2 RU 2391252 C2 RU2391252 C2 RU 2391252C2 RU 2006140524/11 A RU2006140524/11 A RU 2006140524/11A RU 2006140524 A RU2006140524 A RU 2006140524A RU 2391252 C2 RU2391252 C2 RU 2391252C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- stringers
- ribs
- aircraft
- impact
- Prior art date
Links
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims abstract description 9
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims abstract description 9
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 claims abstract 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 claims description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000011257 shell material Substances 0.000 description 45
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 11
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 11
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 5
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical group [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
- 230000004580 weight loss Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/0009—Aerodynamic aspects
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/04—Noseplanes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Vibration Dampers (AREA)
- Devices Affording Protection Of Roads Or Walls For Sound Insulation (AREA)
- Toys (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Air Bags (AREA)
- Finishing Walls (AREA)
- Vehicle Interior And Exterior Ornaments, Soundproofing, And Insulation (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Настоящее изобретение имеет отношение к созданию обтекателя или кожуха для конструкции летательного аппарата, в частности для образования носовых частей вертикального и горизонтального хвостовых оперений и крыльев и летательного аппарата с таким кожухом. Кожух содержит опорную конструкцию и оболочку, которая установлена на опорную конструкцию. Опорная конструкция содержит множество ребер и множество стрингеров, которые установлены на ребрах, чтобы поддерживать оболочку. Ребра при ударе объекта об оболочку испытывают пластическую деформацию с поглощением большей части удара. Опорная конструкция и оболочка выполнены с возможностью такого взаимодействия, что при соударении сферического тела с оболочкой деформация оболочки, вызванная ударом сферического тела, не имеет вращательно симметричного поперечного сечения. Достигается увеличение экономичности, и увеличение поглощения энергии от соударения с объектами при использовании кожуха или обтекателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Настоящее изобретение в общем имеет отношение к созданию обтекателя или кожуха для конструкции летательного аппарата, в частности для образования носовых частей вертикального и горизонтального хвостовых оперений и крыльев. В частности, настоящее изобретение имеет отношение к созданию кожуха для конструкции летательного аппарата и к созданию летательного аппарата с соответствующим обтекателем.
В летательном аппарате носовые части обтекателя вертикальных оперений и горизонтальных хвостовых оперений, а также крыльев, подвержены опасности соударения с объектами, например соударения с птицей. В любом случае эти обтекатели должны обеспечивать, чтобы опорная конструкция летательного аппарата, которая расположена под указанными обтекателями, была полностью защищена от повреждения в результате, например, такого соударения с птицей. В настоящее время это обеспечивают за счет использования слоистых конструкций из упрочненного углеродным волокном пластика (CFP) или за счет использования алюминиевых конструкций. Соответствующие металлические конструкции обычно содержат листовой металл, который при помощи операции вытяжки получает аэродинамическую форму и которые упрочнены при помощи ребер.
Обычно используют большое число ребер и относительно толстый листовой металл, чтобы избежать, например, образования трещин в листовом металле, который образует, например, оболочку летательного аппарата. В результате, такие металлические конструкции являются тяжелыми.
Известные CFP конструкции требуют использования дорогой защищающей от эрозии окраски или также дорогой защиты от коррозии.
Задачей настоящего изобретения является создание легкого и экономичного кожуха или обтекателя для конструкции летательного аппарата.
В соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается кожух или обтекатель для летательного аппарата, причем указанный кожух, в частности, может быть использован для носовых частей вертикальных и горизонтальных хвостовых оперений или крыльев. Кожух содержит оболочку и опорную конструкцию. Оболочка установлена на опорной конструкции. Опорная конструкция содержит множество ребер и множество стрингеров. Множество стрингеров установлены на множестве ребер, чтобы поддерживать оболочку.
Этот примерный вариант настоящего изобретения преимущественно позволяет распределять энергию удара, например от столкновения с птицей, на более широкую область. Другими словами, стрингеры, которые установлены под оболочкой, отклоняют энергию удара на более широкую область, в результате чего энергия, поступающая за счет столкновения с птицей, распределяется на более широкую область за счет пластической деформации оболочки, стрингеров и ребер. В этом контексте, термин "широкая область" относится к области, которая деформирована за счет соударения с объектом и размеры которой больше, а преимущественно существенно больше размеров соударяющегося объекта.
В отличие о известного уровня техники, в случае настоящего изобретения, энергия, которая была введена, например, за счет столкновения с птицей, распределяется, при помощи стрингеров, на широкую область кожуха, что позволяет использовать, например, более тонкую оболочку и существенно меньшее число ребер, так что вес кожуха может быть снижен.
В соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения оболочка образует кривизну вокруг конструкции летательного аппарата. Каркас из множества ребер прикреплен по меньшей мере к поперечному сечению кривизны, и множеств стрингеров идут главным образом параллельно друг другу на множестве ребер. В результате параллельного расположения стрингеров с заданными промежутками может быть обеспечена ситуация, при которой, при заданном размере соударяющегося объекта, заданное число стрингеров будут испытывать пластическую деформацию вдоль существенной длины, в результате чего поглощается существенная часть введенной энергии. Только небольшая часть введенной энергии поглощается за счет пластической деформации листового металла, что контрастирует с обсуждавшимся здесь выше известным уровнем техники, в котором оболочка летательного аппарата за счет деформации поглощает существенную часть введенной энергии.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения оболочка, множество стрингеров и множество ребер спроектированы, то есть установлены так, что энергия удара отклоняется в область, размеры которой существенно больше размеров соударяющегося объекта. Этот вариант по существу связан с толщиной и материалом оболочки, с размерами и расстановкой стрингеров, а также с размерами ребер. В частности, он также связан с размерами промежутков между ребрами (с расстановкой ребер), причем эти промежутки могут быть существенно увеличены по сравнению с промежутками между ребрами в соответствии с известным уровнем техники. Например, в случае различных конструкций промежутки между ребрами могут быть увеличены в два, три или даже в четыре раза, в результате чего может быть снижен общий вес кожуха.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения, изложенным в п.4 формулы изобретения, оболочка образует носовую часть вертикального хвостового оперения, горизонтального хвостового оперения или крыльев летательного аппарата. Носовая часть тогда имеет кромку, например, кромку хвостового оперения или кромку крыла, которая идет главным образом в одном направлении. Множество ребер установлены главным образом под прямым углом к этому направлению, а множество стрингеров установлены главным образом параллельно этому направлению. Например, за счет расположения множества стрингеров параллельно кромке хвостового оперения или кромке крыла, становится возможным, при столкновении с объектом, отклонять деформацию в области, которые расположены вдоль этого направления. Другими словами, достигается передача энергии удара или деформации вдоль кромки хвостового оперения или кромки крыла, причем деформация, направленная в хвостовое оперение или в крыло, то есть под прямым углом к указанному направлению, может удерживаться на относительно малом уровне, так что может быть обеспечена хорошая защита конструкции летательного аппарата.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения множество стрингеров соединены с оболочкой, причем установка стрингеров может быть выполнена, например, при помощи процесса лазерной сварки.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения в областях контакта, где множество стрингеров касаются оболочки или соединяются с оболочкой, оболочка содержит утолщенные участки или области. Это позволяет предпочтительным образом проектировать еще более тонкую оболочку летательного аппарата, так как определенная минимальная толщина оболочки, которая необходима, например, для приваривания стрингеров к оболочке, требуется только в непосредственной близости от областей сварки, а не во всей области оболочки.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения стрингеры могут иметь Т-, L-, Z-, U- или J-образное поперечное сечение, что позволяет получить простую и структурно устойчивую конструкцию и схему расположения стрингеров.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения каждый из множества стрингеров содержит основание стрингера, которое предназначено для контакта с оболочкой. Основание стрингера может иметь выемки. Эти выемки позволяют, например, дополнительно уменьшить вес за счет их равномерного распределения во всех стрингерах, причем они (выемки) могут быть больше сконцентрированы в тех областях, в которых требуется меньшая стабильность стрингеров. За счет этого становится возможным, например, достижение дополнительного снижения веса.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения выемки, которые выполнены, например, в виде вырезов, в направлении оболочки содержат отверстие, которое открыто в направлении оболочки летательного аппарата. Эти выемки преимущественно могут выполнять функцию областей компенсации расширения в случае деформации, вызванной соударением объекта с оболочкой. За счет этого можно контролировать силы сжатия или силы расширения, которые возникают в случае такого удара.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения опорная конструкция и оболочка устроены таким образом, что когда сферическое тело соударяется с оболочкой, происходит деформация оболочки, которая не имеет вращательно симметричного поперечного сечения. Это означает, например, что направление наибольшей деформации оболочки может быть преимущественно задано направлением и конструкцией стрингеров, находящихся под оболочкой, и за счет этого, например, деформация может воздействовать так, что области, где опорная конструкция установлена непосредственно под поверхностью оболочки, деформируются только незначительно, при этом существенная энергия деформации передается к другим областям.
В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения оболочка изготовлена из листового металла, например из алюминиевого листового металла (из алюминиевого листа).
Объектом изобретения является также летательный аппарат с обтекателем, выполненным в соответствии с настоящим изобретением.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на приложенные чертежи.
На фиг.1 показано пространственное изображение обтекателя в соответствии с первым вариантом настоящего изобретения.
На фиг.2а-2с показана деформация, вызванная соударением сферического тела с обтекателем, показанным на фиг.1.
На фиг.3 показано пространственное изображение обтекателя в соответствии с другим вариантом настоящего изобретения.
На фиг.4 показано поперечное сечение стрингера и его крепление к оболочке в соответствии с вариантом настоящего изобретения.
На фиг.5 показан вид сбоку стрингера в соответствии с другим вариантом настоящего изобретения.
На фиг.6 показан стрингер фиг.5 в его деформированном состоянии.
На фиг.7 показан летательный аппарат с примерным вариантом обтекателя в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 показано пространственное изображение кожуха в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения. Обтекатель, показанный на фиг.1, может быть, например, носовой частью вертикального хвостового оперения, горизонтального хвостового оперения или крыла летательного аппарата. Как это показано на фиг.1, оболочка 2 изогнута так, что она имеет некоторый радиус, и образует, например, носовую часть хвостового оперения летательного аппарата или крыла или кромку хвостового оперения или кромку крыла. Носовая часть главным образом идет вдоль направления, показанного штрихпунктирной линией. Под оболочкой, главным образом в области кромки хвостового оперения или кромки крыла, или сзади носовой части, предусмотрено множество стрингеров 4, расположенных главным образом параллельно направлению удлинения (длины) обтекателя. Для предотвращения деформации оболочки воздушной нагрузкой, предусмотрены небольшие ребра 6, расположенные на большом расстоянии друг от друга. Эти ребра могут, например, иметь отверстия 30 для снижения веса. Более того, можно также использовать, например, ребра 6 в виде полумесяца или бумеранга. Эти ребра могут быть установлены на одинаковом расстоянии b друг от друга. Однако, как это показано на фиг.1, ребра могут иметь различное расстояние друг от друга, например, два ребра могут быть установлены на расстоянии а друг от друга, в то время как два других ребра могут быть установлены на расстоянии b друг от друга. Промежутки между ребрами могут варьировать в зависимости от прогнозируемых нагрузок.
В отличие от обсуждавшегося здесь выше известного уровня техники, в котором, например в случае столкновения с птицей, введенная энергия не распределяется удовлетворительным образом или главным образом преобразуется в деформацию оболочки, так что требуется существенная толщина материала оболочки или установленных ребер, в соответствии с примерным вариантом, в результате пластической деформации стрингеров, указанная энергия поглощается на существенной длине, за счет чего стрингеры поглощают большую часть введенной энергии. Только небольшая часть введенной энергии поглощается за счет пластической деформации оболочки или листового металла оболочки. Точный ход деформации может быть определен за счет частоты расположения ребер, за счет размеров и схемы расположения стрингеров, а также за счет выбора материала, толщины или конструкции оболочки. Необходимая конструкция обтекателя может быть определена при помощи моделирования, в котором достигается желательная деформация.
Например, стрингеры 4 могут быть прикреплены к оболочке 2 с использованием процесса лазерной сварки, при этом получают простой и экономичный процесс производства.
На следующих фиг.2а-2с показан эффект воздействия сферического тела на носовую часть обтекателя в соответствии с примерным вариантом, показанным на фиг.1. На фиг.2а показано соударение сферического тела 10 с оболочкой 2 обтекателя. В частности, на фиг.2а показано, что, несмотря на то, что сферическое тело 10 имеет соударяющуюся носовую часть, это не создает вращательно симметричную деформацию оболочки и лежащей под ней опорной конструкции. Направление удара тела 10 показано на фиг.2а стрелкой 12. Деформация является наибольшей в области 14, находящейся в непосредственной близости от соударяющегося тела 10. Однако, как это показано на фиг.2а, деформация вдоль стрингеров 4, которые установлены под оболочкой 2, распределяется по более широким областям 16, которые идут главным образом вдоль носового направления.
Указанный эффект воздействия сферического тела показан также на фиг.2b и 2с, где показаны соответственно вид сбоку и вид сверху деформации. Как это показано на фиг.2а-2с, образуется главным образом линзообразная деформация или деформация, которая соответствует изогнутому кругу. Эта деформация идет существенно дальше вдоль направления деформации носовой части, чем в направлении под прямым углом к ней. Другими словами, когда обтекатель представляет собой кромку хвостового оперения или кромку крыла, деформация скорее идет (распространяется) главным образом вдоль кромки хвостового оперения или вдоль кромки крыла, чем в хвостовое оперение или в крыло.
Следовательно, введенная кинетическая энергия, которая предопределена массовой скоростью соударяющегося тела, преобразуется в работу формообразования задействованного материала. Так как в соответствии с настоящим изобретением сопредельные области 16 также испытывают деформацию, объем металла, который требуется для преобразования энергии, распределяется по более широкой поверхности, так что стенка меньшей толщины может быть использована, например, для оболочки 2. За счет выбора геометрии носовых частей, например в случае вертикального хвостового оперения, области, расположенные выше и ниже точки соударения, преимущественно также испытывают деформацию.
На фиг.3 показано пространственное изображение обтекателя (кожуха) в соответствии с другим предпочтительным примерным вариантом настоящего изобретения. Как это показано на фиг.3, глубина деформации и размер зоны деформации в смежных областях 16 могут быть определены за счет выбора размеров стрингеров и за счет выбора промежутков d между стрингерами. Стрингеры могут быть установлены на одинаковом расстоянии друг от друга. Однако следует иметь в виду, что частота размещения стрингеров может быть выше там, где требуется меньшая глубина деформации. На фиг.3 стрингеры 4 установлены главным образом параллельно друг другу и идут в направлении удлинения (длины) носовой части.
Конструкция кожуха, показанного на фиг.3, главным образом соответствует конструкции кожуха, показанного на фиг.1. Однако каждый из стрингеров 4 установлен на утолщенной части 20 оболочки 2. В точках контакта стрингеры 4 преимущественно приварены к утолщенным частям 20 оболочки 2. Это может быть преимущественно осуществлено при помощи процесса лазерной сварки.
На фиг.4 показано поперечное сечение стрингера 4 фиг.3 и его крепление к утолщенной части 20 оболочки 2.
Как это показано на фиг.4, стрингер 4 имеет главным образом Т-, L-, Z-, U- или J-образное сечение, причем основание 22 стрингера соединено с утолщенной частью 20 в оболочке 2. Как это показано на фиг.4, утолщенная часть 20 в оболочке 2, которая может быть изготовлена, например, из алюминиевого листа, может быть просто прямоугольной утолщенной частью, расположенной в областях соединения с основаниями 20 стрингеров. Однако может быть также предусмотрен непрерывный переход между утолщенной частью и областями нормальной толщины листового металла, как это показано, например, пунктиром на фиг.4.
Как это показано на фиг.4, стрингер 4 может также иметь усиление 24 в головной области стрингера 4, за счет чего может быть получена конструкция с Т-, L-, Z-, U- или J-образным поперечным сечением. Это позволяет упросить процесс производства стрингеров, имеющих малый вес и высокую прочность.
На фиг.5 показан вид сбоку стрингера в соответствии с другим примерным вариантом настоящего изобретения. Как это показано на фиг.5, основание 22 стрингера имеет разрывы, выемки или вырезы, которые, как это показано на фиг.5, могут быть открыты в направлении оболочки. На фиг.5 эти выемки обозначены позицией 26. Эти выемки 26 могут быть предусмотрены с любой желательной постоянной или переменной частотой повторения вдоль основания 22 стрингера.
На фиг.6 показана работа этих выемок 26 во время деформации стрингера. Как это показано на фиг.6, выемки 28 закрываются в областях, в которых поверхность стрингера 4 стягивается (сжимается), в то время как в областях, в которых происходит расширение поверхности основания стрингера, выемки 40 расширяются. Другими словами, выемки действуют как области компенсации расширения во время деформации, вызванной соударением объекта с оболочкой, таким образом, что сжатие или расширение может быть скомпенсировано за счет выемок 26. Более того, выемки 26 могут быть выполнены так, чтобы контролировать силы, возникающие во время удара, что позволяет контролировать деформацию. Выемки 26 преимущественно могут быть также использованы для предотвращения образования трещин в областях расширения.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается кожух, например, для носовых частей обтекателей, вертикальных хвостовых оперений и горизонтальных хвостовых оперений, а также для крыльев летательного аппарата, причем имеются стрингеры кожуха, которые в случае удара объекта пластически деформируются вдоль существенной длины и которые поглощают большую часть введенной энергии. За счет этого становится возможным только небольшую часть введенной (пластической) энергии поглощать за счет пластической деформации оболочки летательного аппарата. В результате описанных здесь выше принятых мер, можно задать точный ход деформации. Это может быть определено, например, при помощи моделирования столкновения. Для того чтобы предотвратить деформацию, возникающую в результате воздушных нагрузок, могут быть предусмотрены небольшие ребра в виде полумесяца (серпа), имеющие соответствующие промежутки друг от друга. В частности, настоящее изобретение позволяет снизить вес и стоимость. Более того, могут быть обеспечены улучшенные характеристики деформации, например, в случае столкновения с птицей.
На фиг.7 показан летательный аппарат с обтекателем, выполненным в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения. Летательный аппарат, показанный на фиг.7, содержит вертикальное хвостовое оперение 36, а также горизонтальное хвостовое оперение 32, с обтекателем в соответствии с настоящим изобретением. Аналогичным образом, носовые части 34 крыльев могут быть выполнены в виде обтекателя в соответствии с настоящим изобретением.
Claims (11)
1. Кожух для летательного аппарата, в частности для носовых частей вертикального хвостового оперения, горизонтального хвостового оперения или крыла, содержащий:
оболочку (2);
опорную конструкцию (4, 6);
причем оболочка (2) установлена на опорной конструкции (4, 6);
при этом опорная конструкция содержит множество ребер (6) и множество стрингеров (4), которые установлены на ребрах (6), чтобы поддерживать оболочку, и которые при ударе сферического тела об оболочку испытывают пластическую деформацию с поглощением большей части удара;
и в котором опорная конструкция (4, 6) и оболочка (2) выполнены с возможностью такого взаимодействия, что при соударении сферического тела (10) с оболочкой (2) деформация оболочки (2), вызванная ударом сферического тела, не имеет вращательно симметричного поперечного сечения.
оболочку (2);
опорную конструкцию (4, 6);
причем оболочка (2) установлена на опорной конструкции (4, 6);
при этом опорная конструкция содержит множество ребер (6) и множество стрингеров (4), которые установлены на ребрах (6), чтобы поддерживать оболочку, и которые при ударе сферического тела об оболочку испытывают пластическую деформацию с поглощением большей части удара;
и в котором опорная конструкция (4, 6) и оболочка (2) выполнены с возможностью такого взаимодействия, что при соударении сферического тела (10) с оболочкой (2) деформация оболочки (2), вызванная ударом сферического тела, не имеет вращательно симметричного поперечного сечения.
2. Кожух по п.1, в котором оболочка образует кривизну вокруг конструкции летательного аппарата;
причем каркас из множества ребер (6), по меньшей мере, в поперечном сечении приспособлен к кривизне и
при этом множество стрингеров (4) идут главным образом параллельны друг другу на множестве ребер (6).
причем каркас из множества ребер (6), по меньшей мере, в поперечном сечении приспособлен к кривизне и
при этом множество стрингеров (4) идут главным образом параллельны друг другу на множестве ребер (6).
3. Кожух по п.1 или 2,
у которого толщина и материал оболочки (2), размеры и промежутки множества стрингеров (4) и размеры и промежутки множества ребер (6) выполнены таким образом, что во время удара сферического тела (10) в оболочку (2) энергия, введенная за счет удара, распределяется на первую область (16) оболочки;
при этом энергия, введенная за счет удара, преобразуется в работу формоизменения оболочки (2), множества стрингеров (4) или множества ребер (6);
причем прилегающая вторая область оболочки, на которую в дальнейшем распределяется в некоторой степени энергия, введенная за счет удара в первую область (16) оболочки для дальнейшего преобразования в работу формоизменения, имеет размеры, которые превышают размеры первой области.
у которого толщина и материал оболочки (2), размеры и промежутки множества стрингеров (4) и размеры и промежутки множества ребер (6) выполнены таким образом, что во время удара сферического тела (10) в оболочку (2) энергия, введенная за счет удара, распределяется на первую область (16) оболочки;
при этом энергия, введенная за счет удара, преобразуется в работу формоизменения оболочки (2), множества стрингеров (4) или множества ребер (6);
причем прилегающая вторая область оболочки, на которую в дальнейшем распределяется в некоторой степени энергия, введенная за счет удара в первую область (16) оболочки для дальнейшего преобразования в работу формоизменения, имеет размеры, которые превышают размеры первой области.
4. Кожух по п.1, который образует носовую часть вертикального хвостового оперения, горизонтального хвостового оперения или крыльев летательного аппарата;
при этом носовая часть имеет кромку, которая идет главным образом вдоль одного направления;
причем множество ребер (6) расположены главным образом перпендикулярно этому направлению, а множество стрингеров (4) расположены главным образом параллельно этому направлению.
при этом носовая часть имеет кромку, которая идет главным образом вдоль одного направления;
причем множество ребер (6) расположены главным образом перпендикулярно этому направлению, а множество стрингеров (4) расположены главным образом параллельно этому направлению.
5. Кожух по п.1, в котором множество стрингеров (4) соединены с оболочкой (2).
6. Кожух по п.5, в котором в областях контакта, где множество стрингеров (4) касаются оболочки (2), оболочка имеет утолщенные участки или области (20).
7. Кожух по п.1, в котором множество стрингеров (4) имеют поперечное сечение, выбранное из группы, в которую входят Т-, L-, Z-, U- и J-образные поперечные сечения.
8. Кожух по п.1, в котором каждый из множества стрингеров (4) имеет основание (22) стрингера, которое приспособлено для контакта с оболочкой (2); при этом основание (22) стрингера имеет по меньшей мере одну выемку (26).
9. Кожух по п.8,
в котором по меньшей мере одна выемка (26) открыта в направлении оболочки (2) и по меньшей мере одна выемка выполняет функцию области компенсации расширения и образует область изгиба в случае деформации, вызванной сферическим телом, соударяющимся с оболочкой.
в котором по меньшей мере одна выемка (26) открыта в направлении оболочки (2) и по меньшей мере одна выемка выполняет функцию области компенсации расширения и образует область изгиба в случае деформации, вызванной сферическим телом, соударяющимся с оболочкой.
10. Кожух по п.1, в котором оболочка изготовлена из листового материала.
11. Летательный аппарат с кожухом по одному из пп.1-10.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102004018579.4 | 2004-04-16 | ||
| DE102004018579A DE102004018579A1 (de) | 2004-04-16 | 2004-04-16 | Verkleidung für eine Struktur eines Flugzeugs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006140524A RU2006140524A (ru) | 2008-05-27 |
| RU2391252C2 true RU2391252C2 (ru) | 2010-06-10 |
Family
ID=34964732
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006140524/11A RU2391252C2 (ru) | 2004-04-16 | 2005-04-18 | Кожух для летательного аппарата |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20070029443A1 (ru) |
| EP (1) | EP1735211B1 (ru) |
| JP (1) | JP4699448B2 (ru) |
| CN (1) | CN100532196C (ru) |
| AT (1) | ATE442292T1 (ru) |
| BR (1) | BRPI0509484A (ru) |
| CA (1) | CA2560978A1 (ru) |
| DE (2) | DE102004018579A1 (ru) |
| RU (1) | RU2391252C2 (ru) |
| WO (1) | WO2005100152A1 (ru) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1475304B1 (en) * | 2003-05-09 | 2009-09-02 | Pilatus Flugzeugwerke Ag | Aircraft wing |
| US8276847B2 (en) * | 2004-04-16 | 2012-10-02 | Airbus Operations Gmbh | Cover for an aircraft structure |
| DE102005060958A1 (de) * | 2005-12-20 | 2007-06-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Schutzvorrichtung |
| US7997529B2 (en) * | 2006-01-19 | 2011-08-16 | The Boeing Company | Compliant panel for aircraft |
| US7766277B2 (en) * | 2006-01-19 | 2010-08-03 | The Boeing Company | Deformable forward pressure bulkhead for an aircraft |
| GB0613949D0 (en) * | 2006-07-13 | 2006-08-23 | Airbus Uk Ltd | A wing cover panel assembly and wing cover panel for an aircraft wing and a method of forming thereof |
| GB0712552D0 (en) * | 2007-06-29 | 2007-08-08 | Airbus Uk Ltd | Elongate composite structural members and improvements therein |
| GB0807482D0 (en) * | 2008-04-25 | 2008-06-04 | Rolls Royce Plc | Characterisation of soft body impacts |
| FR2934562B1 (fr) * | 2008-07-31 | 2011-04-22 | Airbus France | Panneau de protection et module de train d'atterissage le comportant. |
| GB0900494D0 (en) * | 2009-01-14 | 2009-02-11 | Airbus Uk Ltd | Aerofoil Structure |
| FR2943311B1 (fr) * | 2009-03-19 | 2011-03-04 | Airbus France | Raidisseurs sous bavette pour aeronef |
| CN102390520B (zh) * | 2011-09-29 | 2014-06-18 | 西北工业大学 | 一种能够提高飞机抗鸟撞性能的尾翼 |
| FR2989666B1 (fr) * | 2012-04-19 | 2014-12-05 | Eurocopter France | Surface aerodynamique portante d'aeronef, et aeronef muni de ladite surface aerodynamique portante |
| US10437742B2 (en) * | 2014-10-10 | 2019-10-08 | Microsoft Technology Licensing, Llc | Vendor-specific peripheral device class identifiers |
| JP6782533B2 (ja) | 2015-08-26 | 2020-11-11 | 三菱航空機株式会社 | 航空機の前縁構造体、航空機の翼及び航空機 |
| CN106697258B (zh) * | 2016-11-28 | 2019-05-10 | 西北工业大学 | 一种能够提高飞机抗鸟撞性能的机翼前缘 |
| GB201821332D0 (en) * | 2018-12-31 | 2019-02-13 | Airbus Operations Gmbh | Aircraft flow body |
| ES2896930T3 (es) * | 2019-01-18 | 2022-02-28 | Airbus Operations Slu | Superficie de control de vuelo para una aeronave y método para fabricar dicha superficie de control de vuelo |
| CN110304237B (zh) * | 2019-07-15 | 2023-08-25 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞行器机翼及包括该飞行器机翼的飞行器 |
| RU199992U1 (ru) * | 2020-06-26 | 2020-10-01 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Клиновидный радиопрозрачный передний обтекатель корпуса сверхзвукового летательного аппарата |
Family Cites Families (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1939599A (en) * | 1931-08-13 | 1933-12-12 | Budd Edward G Mfg Co | Aerofoil beam |
| US2367750A (en) * | 1941-01-17 | 1945-01-23 | Central Aircraft Corp | Aircraft construction |
| US2390761A (en) * | 1943-06-16 | 1945-12-11 | Budd Edward G Mfg Co | Aircraft structure |
| US2407614A (en) * | 1943-07-03 | 1946-09-10 | Budd Co | Structure for supporting fuel tanks in aircraft wings |
| US2427853A (en) * | 1944-02-23 | 1947-09-23 | Curtiss Wright Corp | Aircraft construction |
| US2567124A (en) * | 1946-05-10 | 1951-09-04 | Curtiss Wright Corp | Airfoil construction |
| US2742247A (en) * | 1950-10-31 | 1956-04-17 | Handley Page Ltd | Outer surfaces for craft moving in one fluid |
| US3976269A (en) * | 1974-12-19 | 1976-08-24 | The Boeing Company | Intrinsically tuned structural panel |
| US4148450A (en) * | 1975-05-06 | 1979-04-10 | Hermann Neuhierl | Model aircraft construction |
| US4171785A (en) * | 1977-06-30 | 1979-10-23 | The Boeing Company | Apparatus and method for manufacturing laminar flow control aircraft structure |
| US4481703A (en) * | 1980-02-25 | 1984-11-13 | Rockwell International Corporation | Method of making rib structures for an airfoil |
| US4356616A (en) * | 1980-02-25 | 1982-11-02 | Rockwell International Corporation | Method of making rib structures for an airfoil |
| US4739954A (en) * | 1986-12-29 | 1988-04-26 | Hamilton Terry W | Over-lap rib joint |
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| US5560102A (en) * | 1992-10-13 | 1996-10-01 | The Boeing Company | Panel and fuselage assembly |
| DE4315600C2 (de) * | 1993-05-11 | 1996-07-25 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Tragstruktur für eine aerodynamische Fläche |
| CA2244747C (en) * | 1996-03-22 | 2006-01-17 | The Boeing Company | Determinant spar assembly |
| US5744197A (en) * | 1996-08-26 | 1998-04-28 | J. B. Faith Co. | Method of protecting aluminum skins of land vehicles from corrosion |
| US6766984B1 (en) * | 1998-07-16 | 2004-07-27 | Icom Engineering Corporation | Stiffeners for aircraft structural panels |
| DE19844035C1 (de) * | 1998-09-25 | 1999-11-25 | Daimler Chrysler Aerospace | Schalenbauteil für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung |
| US6116268A (en) * | 1998-11-17 | 2000-09-12 | Barber Industries Inc. | Wellhead safety valve control system |
| DE10005348B4 (de) * | 2000-02-08 | 2004-05-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Fertigung von Nasenstrukturen für aerodynamische Flächen |
| DE10007995C2 (de) * | 2000-02-22 | 2002-03-07 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil, insbesondere für ein Flugzeug und Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils |
| DE10031510A1 (de) * | 2000-06-28 | 2002-01-17 | Airbus Gmbh | Strukturbauteil für ein Flugzeug |
| ES2197727B1 (es) * | 2000-07-27 | 2005-04-01 | Construcciones Aeronauticas, S.A. | Borde de ataque de superficies sustentadoras de aeronaves. |
| US6712315B2 (en) * | 2000-11-30 | 2004-03-30 | Airbus Deutschland Gmbh | Metal structural component for an aircraft, with resistance to crack propagation |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| SE517133C2 (sv) * | 2001-06-05 | 2002-04-16 | Saab Ab | Anordning för att stödja en skalyta i ett flygplansskrov |
| SE519185C2 (sv) * | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
| DE10129576B4 (de) * | 2001-06-20 | 2005-06-02 | Fairchild Dornier Gmbh | Strukturelement für ein Luftfahrzeug |
| JP4574086B2 (ja) * | 2001-09-03 | 2010-11-04 | 富士重工業株式会社 | 複合材翼の製造方法および複合材翼 |
| US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| JP2004025946A (ja) * | 2002-06-24 | 2004-01-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機の翼構造 |
| US20040035979A1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-02-26 | Mccoskey William Robert | Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same |
| US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
-
2004
- 2004-04-16 DE DE102004018579A patent/DE102004018579A1/de not_active Withdrawn
-
2005
- 2005-04-18 BR BRPI0509484-4A patent/BRPI0509484A/pt not_active IP Right Cessation
- 2005-04-18 EP EP05733257A patent/EP1735211B1/de not_active Not-in-force
- 2005-04-18 CA CA002560978A patent/CA2560978A1/en not_active Abandoned
- 2005-04-18 AT AT05733257T patent/ATE442292T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-04-18 CN CNB2005800114105A patent/CN100532196C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2005-04-18 RU RU2006140524/11A patent/RU2391252C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-04-18 JP JP2007507775A patent/JP4699448B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-04-18 DE DE502005008106T patent/DE502005008106D1/de active Active
- 2005-04-18 WO PCT/EP2005/004097 patent/WO2005100152A1/de active Application Filing
-
2006
- 2006-10-16 US US11/581,543 patent/US20070029443A1/en not_active Abandoned
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991, рис.2.62, 2.63, с.87-90. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE502005008106D1 (de) | 2009-10-22 |
| EP1735211B1 (de) | 2009-09-09 |
| JP2007532397A (ja) | 2007-11-15 |
| CN1942363A (zh) | 2007-04-04 |
| DE102004018579A1 (de) | 2005-11-03 |
| ATE442292T1 (de) | 2009-09-15 |
| JP4699448B2 (ja) | 2011-06-08 |
| US20070029443A1 (en) | 2007-02-08 |
| RU2006140524A (ru) | 2008-05-27 |
| CA2560978A1 (en) | 2005-10-27 |
| BRPI0509484A (pt) | 2007-09-11 |
| WO2005100152A1 (de) | 2005-10-27 |
| EP1735211A1 (de) | 2006-12-27 |
| CN100532196C (zh) | 2009-08-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2391252C2 (ru) | Кожух для летательного аппарата | |
| US8276847B2 (en) | Cover for an aircraft structure | |
| JP4823222B2 (ja) | 多発エンジン航空機 | |
| JP4531066B2 (ja) | 航空機のエアロフォイルの主翼用の可動前縁フラップ及びそのような可動前縁フラップを設けた主翼 | |
| EP1399362B1 (en) | Aircraft panel | |
| CN101952166B (zh) | 具有肋及横置部单元的结构组件 | |
| RU2424157C2 (ru) | Летательный аппарат с улучшенным центральным обтекателем | |
| EP2230175B1 (en) | Microvanes for aircraft aft body drag reduction | |
| US20070132279A1 (en) | Hood structure with crush initiators | |
| EP3135578B1 (en) | Leading-edge structure for aircraft, wing for aircraft, and aircraft | |
| EP3305656B1 (en) | Wing, flap, and aircraft | |
| EP3659928A1 (en) | Device for deflecting and decelerating a flow | |
| JP2017165394A (ja) | 性能強化型のジェットエンジン装着支柱 | |
| CN112533824B (zh) | 用于改进封闭机翼飞行器概念的方法以及对应的飞行器构造 | |
| EP1254048A1 (en) | Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft | |
| CN102556333B (zh) | 一种机身底部波纹梁结构吸能方案 | |
| CN108216568B (zh) | 飞机抗鸟撞前缘和用于飞机抗鸟撞前缘的支承体 | |
| CN207535984U (zh) | 一种用于功能定制的汽车变厚度、变截面前纵梁结构 | |
| CN113772108B (zh) | 一种尾翼前缘分鸟器结构 | |
| CN208306405U (zh) | 一种座椅横梁加强结构 | |
| RU2818385C1 (ru) | Нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата | |
| US11492051B2 (en) | Resin panel spacer block for energy absorption, load support, and gap prevention | |
| JP7376797B2 (ja) | 自動車骨格部材および電気自動車 | |
| CN117622463A (zh) | 飞机前缘结构 | |
| EP0995674A2 (en) | Method for reducing wave resistance in airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170419 |