RU2438923C2 - Элемент конструкции летательного аппарата - Google Patents

Элемент конструкции летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2438923C2
RU2438923C2 RU2009107697/11A RU2009107697A RU2438923C2 RU 2438923 C2 RU2438923 C2 RU 2438923C2 RU 2009107697/11 A RU2009107697/11 A RU 2009107697/11A RU 2009107697 A RU2009107697 A RU 2009107697A RU 2438923 C2 RU2438923 C2 RU 2438923C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rear frame
fibers
aircraft
nacelle
composite material
Prior art date
Application number
RU2009107697/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2009107697A (ru
Inventor
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Брюно МЕДДА (FR)
Брюно МЕДДА
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (Сас)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Операсьон (Сас) filed Critical Эрбюс Операсьон (Сас)
Publication of RU2009107697A publication Critical patent/RU2009107697A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2438923C2 publication Critical patent/RU2438923C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • B64D15/04—Hot gas application
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B20/00—Use of materials as fillers for mortars, concrete or artificial stone according to more than one of groups C04B14/00 - C04B18/00 and characterised by shape or grain distribution; Treatment of materials according to more than one of the groups C04B14/00 - C04B18/00 specially adapted to enhance their filling properties in mortars, concrete or artificial stone; Expanding or defibrillating materials
    • C04B20/0048—Fibrous materials
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B28/00—Compositions of mortars, concrete or artificial stone, containing inorganic binders or the reaction product of an inorganic and an organic binder, e.g. polycarboxylate cements
    • C04B28/006—Compositions of mortars, concrete or artificial stone, containing inorganic binders or the reaction product of an inorganic and an organic binder, e.g. polycarboxylate cements containing mineral polymers, e.g. geopolymers of the Davidovits type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0206—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising noise reduction means, e.g. acoustic liners
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2111/00—Mortars, concrete or artificial stone or mixtures to prepare them, characterised by specific function, property or use
    • C04B2111/00474—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00
    • C04B2111/00982—Uses not provided for elsewhere in C04B2111/00 as construction elements for space vehicles or aeroplanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/44—Resins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P40/00—Technologies relating to the processing of minerals
    • Y02P40/10—Production of cement, e.g. improving or optimising the production methods; Cement grinding
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Geology (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • Reinforced Plastic Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Control Of Motors That Do Not Use Commutators (AREA)
  • Bipolar Transistors (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Shaping Of Tube Ends By Bending Or Straightening (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Abstract

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата содержит часть, окружающую отверстие, предусмотренное для прохода системы для устранения обледенения из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и другую металлическую часть. Достигается уменьшение веса конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение касается элемента конструкции, способного выдерживать повышенные температуры, такого, в частности, каким является задний шпангоут гондолы летательного аппарата.
Летательный аппарат включает в себя элементы конструкции, обеспечивающие, в частности, восприятие и передачу усилий от одних точек упомянутой конструкции к другим. Упомянутые элементы позволяют, в частности, нести на себе наружную оболочку летательного аппарата, которая может контактировать с воздухом и которой они придают определенную жесткость. На фиг.1 показан элемент конструкции, предусмотренный на уровне воздухозаборника 10 летательного аппарата, расположенного в передней части гондолы, в которую встроен двигатель, причем упомянутый элемент конструкции называется задним шпангоутом 12 и соединяет обшивку 14, расположенную внутри гондолы, и обшивку 16, расположенную снаружи гондолы. Этот задний шпангоут 10 обеспечивает восприятие изгибающих усилий, усилий вращения или других усилий, воздействующих на воздухозаборник, таких, например, как вес воздухозаборника, усилия, обусловленные действием аэродинамических потоков. Учитывая значительность той доли, которая в эксплуатационных расходах летательных аппаратов приходится на топливо, авиаконструкторы стремятся уменьшить массу летательных аппаратов, чтобы снизить его расход, в частности за счет применения в элементах конструкции летательных аппаратов композитных материалов.
Эти композитные материалы состоят из волокон, в частности углеродных, графитовых, базальтовых, арамидных, или стеклянных, например, которые утапливаются, например, в матрице из органической смолы, такой, например, как эпоксидная смола, термопластичная или термоотверждаемая. Волокна, в зависимости от конкретного случая, могут применяться в виде тканей или нетканых полотен.
Для обеспечения последующего их использования, эти волокна обычно покрываются. В самом деле, состояние поверхности этих волокон в процессе их изготовления в значительной степени разрушаются, что отрицательно влияет на адгезию органических смол. Кроме того, производить какие бы то ни было действия с волокнами в необработанном виде достаточно сложно ввиду того, что при проведении, например, операции тканья отдельные волоконца стремятся отделиться от главного пучка волокон. Ввиду этого обстоятельства сухие волокна проходят соответствующую обработку с целью восстановления состояния их поверхности, а затем покрываются органической смолой, улучшающей химическую адгезию для последующей их пропитки. Это нанесение покрытия носит название шлихтования. Поступающие на рынок шлихтованные волокна имеют гладкую поверхность и готовы к применению.
Для применения промасленных волокон и эпоксидных смол разработаны соответствующие промышленные технологии. Эти технологии уже освоены и позволяют получить стоимость производства деталей, сравнимую со стоимостью производства аналогичных металлических деталей.
Кроме того, детали из композитных материалов имеют механические характеристики, по меньшей мере, равные механическим характеристикам металлических деталей, и к тому же они значительно легче последних.
Тем не менее, применение композитных материалов для выполнения частей конструкции может оказаться в ряде случаев проблематичным, в частности, тогда, когда упомянутые части размещены в зонах действия повышенных температур, превышающих, например, 500°C. Это, в частности, и в случае с задним шпангоутом воздухозаборника. Однако при таких температурах детали, выполненные из композитных материалов на базе органических смол, теряют свои механические и конструктивные свойства, что является недопустимым для таких элементов.
Первый вариант решения заключается в неиспользовании композитных материалов для выполнения этих элементов, а использовать титан. Однако такое решение, хотя и позволяет сохранить у рассматриваемых деталей их механические и конструктивные характеристики, тем не менее, не позволяет снизить массу летательного аппарата и приводит к повышению стоимости производства, а также и эксплуатационных расходов.
Другое решение заключается в использовании композитных материалов, известных из уровня техники, и покрытии поверхностей, подверженных воздействию высоких температур, слоем теплоизоляции, называемым также противопожарным экраном. Как это показано в примере, проиллюстрированном фиг.2, задний шпангоут 12 выполнен из композитного материала и покрыт противопожарными экранами 20 для защиты поверхностей из композитного материала, подверженных воздействию высоких температур.
В соответствии с первым вариантом, противопожарный экран может состоять из слоя стекловолокна или асбестового волокна, встроенного между двух удерживающих слоев металлической фольги. Согласно другому варианту, противопожарный экран может состоять из одного слоя силикона.
В случае заднего шпангоута последний оборудован также фланцем 22 для трубы 24, предусмотренной для системы для устранения обледенения кромки 26 воздухозаборника, которая использует отбираемый от двигателя воздух с повышенной температурой. Для защиты заднего шпангоута из композитного материала необходимо предусмотреть изолирующий материал 28 между фланцем и упомянутым шпангоутом.
Следовательно, применение композитного материала в соответствии с существующим уровнем техники не является удовлетворительным, так как усложняет выполнение элемента конструкции, в связи с тем добавляются изолирующие элементы, такие как противопожарные экраны, и выигрыш в весе от применения композитного материала практически сводится к нулю наличием противопожарных экранов.
Настоящее изобретение имеет целью, таким образом, устранить недостатки существующего уровня техники, предлагая более легкий задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата, способный сохранять свои механические и конструктивные характеристики при повышенных температурах.
Учитывая вышесказанное, предметом настоящего изобретения является задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата, отличающийся тем, что он частично выполняется из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и содержит, по меньшей мере, одну часть, окружающую отверстие, предназначенное для прохода системы для устранения обледенения из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленного волокнами и, по меньшей, одну другую металлическую часть.
Другие признаки или преимущества настоящего изобретения станут более понятными после ознакомления с данным ниже описанием, приведенным лишь в качестве примера, с прилагаемыми чертежами, на которых:
фиг.1 - продольный разрез воздухозаборника гондолы летательного аппарата, содержащего элемент конструкции, называемый задним шпангоутом в соответствии с существующим уровнем техники,
фиг.2 - разрез, иллюстрирующий в деталях задний шпангоут в соответствии с существующим уровнем техники,
фиг.3 - продольный разрез воздухозаборника гондолы летательного аппарата, содержащего элемент конструкции называемый задним шпангоутом в соответствии с существующим уровнем техники,
фиг.4 - разрез, иллюстрирующий в деталях задний шпангоут в соответствии с первым вариантом изобретения, и
фиг.5 - разрез, иллюстрирующий в деталях задний шпангоут в соответствии с другим вариантом изобретения.
На фиг.3 показан в позиции 30 воздухозаборник гондолы летательного аппарата. Этот воздухозаборник содержит обшивку 32, называемую внутренней, способную контактировать с аэродинамическими потоками, протекающими внутри гондолы, и обшивку 34, называемую наружной, способную контактировать с аэродинамическими потоками, протекающими снаружи гондолы.
Внутренняя обшивка 32 может содержать панель или акустическое покрытие 36.
Внутренняя и наружная обшивки в настоящем описании подробно не рассматриваются, так как они хорошо известны специалистам.
Воздухозаборник 30 содержит элемент конструкции, называемый задним шпангоутом 38, соединяющий внутреннюю обшивку 32 с наружной обшивкой 34 и обеспечивающий восприятие изгибающих усилий, усилий вращения или других усилий, воздействующих на воздухозаборник, таких, например, как вес воздухозаборника, усилия, обусловленные действием аэродинамического потока.
Этот задний шпангоут 38 может содержать отверстие, на уровне которого предусмотрен фланец 40, несущий трубу 44, предусмотренную для системы для устранения обледенения кромки 46 воздухозаборника 30, которая использует отбираемый от двигателя воздух с повышенной температурой.
В соответствии с изобретением, задний шпангоут 38 выполнен, по меньшей мере, частично из композитного материала, содержащего геополимерную смолу, усиленную волокнами.
Для получения материала, способного сохранять свою механическую прочность при высокой температуре, применяют геополимерную смолу типа сиалата (хSiO2·AlO2), в котором “x“ заключен между или равен 1,75 и 50.
Преимуществом является то, что используют смолу, поставляемую компанией Cordi-geopolymere на рынок под торговой маркой “MEYEB“.
Под термином “геополимерная смола“ понимается одна геополимерная смола либо смесь геополимерных смол.
В зависимости от применений волокна могут иметь различные сечения и выполняться из различных материалов, таких, например, как углерод, графит, базальт, арамид или стекло.
Волокна могут быть в виде тканого материала, нетканого материала или полотна. Для обеспечения последующего их использования указанные волокна обычно покрываются. В самом деле, состояние поверхности этих волокон в процессе их изготовления в значительной степени ухудшается, что отрицательно влияет на адгезию органических смол. Кроме того, производить какие бы то ни было действия с волокнами в необработанном виде, например при операции тканья, достаточно сложно ввиду того, что отдельные волоконца стремятся отделиться от главного пучка. Ввиду этого сухие волокна обрабатываются с целью восстановления состояния поверхности, а затем покрываются органической смолой, улучшающей химическую адгезию для последующей их пропитки. Это нанесение покрытия носит название шлихтования. Поступающие на рынок промасленные волокна имеют гладкую поверхность и готовы к применению. Количество смолы, применяемой для шлихтования, относительно невелико по сравнению с волокном и составляет порядка 1% от массы шлихтованного волокна. Следует, однако, заметить, что природа органической смолы, используемой для шлихтования, может меняться от одного поставщика к другому.
Для улучшения сцепления матрицы из геополимерной смолы с волокнами необходимо, по меньшей мере, хотя бы частично удалить шлихтование, так как органические смолы и геополимерные смолы не поддаются смешению.
Такое удаление шлихты путем термической или химической обработки позволяет применять ткани, имеющиеся на рынке.
В соответствии со способом реализации настоящего изобретения удаление шлихты выполняется путем термической обработки, заключающейся в нагреве волокон до температуры теплового разрушения смолы с тем, чтобы эта последняя уже более не приставала к волокнам. Преимуществом рассматриваемого изобретения является то, что термическая обработка выполняется в инертной атмосфере.
Эта обработка позволяет обрабатывать большинство имеющихся на рынке волокон посредством подбора температуры и/или цикла температур, до которых должны нагреваться промасленные волокна. Допускается относительно быстрая обработка порядка нескольких минут.
Ввиду того что температуры теплового разрушения смол, используемых для шлихтования, очень близки к температуре окисления волокон углерода, следует определить температуру и/или цикл температур, которым будут подвержены волокна. В самом деле, слишком значительное разрушение волокон приведет к резкому снижению характеристик конечного продукта.
Как правило, конец периода удаления шлихты совпадает с началом периода разрушения волокон.
Хороший компромисс для получения удовлетворительного сцепления и ограниченного разрушения волокон заключается в удалении между 50% и 90% шлихты.
Для определения температуры нагрева проводится испытание на образце. С помощью термогравиметрического анализа (ATG), проводимого совместно или нет с спектрографическим анализом массы, можно определить состав, используемый для шлихтования, и таким образом определить температуры начала и конца удаления, а также потерю массы.
Термическая обработка заключается, таким образом, в нагреве продукта в инертной атмосфере при одновременном поддержании средней температуры в печи в пределах, определенных в ходе термогравиметрического анализа. Конечный контроль потери массы позволяет сделать вывод о правильности проведенного процесса.
Согласно другому рабочему варианту, удаление шлихты может выполняться благодаря химической обработке, в частности, с использованием растворителя.
В последнем случае необходимо предварительно установить состав, используемый для шлихтования, с тем чтобы выбрать растворитель. Это установление состава может быть выполнено посредством термогравиметрического анализа. Химический метод является относительно простым в исполнении и требует, по меньшей мере, ванну, наполненную растворителем, как, например, хлоридом метилена. Продолжительность обработки определяется, в частности, в зависимости от состава, используемого для шлихтования.
Компромиссным решением, позволяющим снизить продолжительность обработки для получения удовлетворительного сцепления, является удаление между 50% и 90% шлихты.
Согласно другому признаку настоящего изобретения, для улучшения пропитки волокон выполняют добавку воды в смолу, порядка от 3 до 7% по объему, чтобы улучшить текучесть упомянутой смолы и получить однородность проникновения упомянутой смолы в волокна. Упомянутая добавка воды является дополнительной относительно того количества воды, которое предусмотрено добавлять согласно инструкциям производителя смолы.
Задний шпангоут 38, выполненный, по меньшей мере, частично с использованием композитного материала на базе геополимерной смолы, выдерживает повышенные температуры и сохраняет свои конструктивные и механические характеристики. Это решение позволяет получить реальный выигрыш в весе, так как не требуется никакого противопожарного экрана для защиты от тепла поверхностей заднего шпангоута 38 и никакого изолирующего слоя, размещаемого между фланцем 40 и шпангоутом. Задний шпангоут 38 имеет кольцевую форму и проходит от внутренней обшивки 32 вплоть до наружной обшивки 34 со средствами соединения 48 с внутренней обшивкой и средствами соединения 50 с наружной обшивкой. Для обеспечения прохода системы для устранения обледенения кромки 46 в этой кольцевой форме специально предусмотрено отверстие, к которому крепится фланец 40.
Согласно варианту реализации изобретения, средства соединения 48 представляют собой, по меньшей мере, один изогнутый край 52 заднего шпангоута 38, прижатый к внутренней обшивке и прикрепленный к этой последней посредством любых соответствующих средств.
Согласно варианту реализации изобретения, средства соединения 50 имеют T-образную форму 54, головка которой прикреплена посредством любых соответствующих средств к наружной обшивке, а ножка прикреплена также посредством любых соответствующих средств к шпангоуту. Средства соединения 48 и 50 не ограничены этими вариантами реализации изобретения. Возможно применение и других решений.
Задний шпангоут 38 выполнен частично из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, причем, по меньшей мере, часть, окружающая отверстие, предназначенное для прохода системы для устранения обледенения, выполнена из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и по меньшей мере, одна другая часть является металлической, что обеспечивает ему возможность изгибаться и поглощать энергию в случае удара. Как это показано на фиг.5, задний шпангоут содержит две концентрические части, причем первая кольцевая часть 56 из композитного материала на базе геополимерной смолы в контакте с наружной обшивкой 34, а вторая кольцевая металлическая часть 58 в контакте с внутренней обшивкой 32, при этом оба участка 56 и 58 соединены посредством любых соответствующих средств, в частности посредством своих изогнутых краев 60, предусмотренных на уровне каждой из частей и выполненных воедино. Это решение является наиболее привлекательным в том случае, когда гондола содержит воздуходувку большого диаметра и когда энергия лопасти при разрыве является значительной. Металлическая часть 58 заднего шпангоута сможет за счет собственной деформации поглотить часть этой энергии.
Настоящее изобретение не ограничивается описанным выше вариантом реализации последнего, но покрывает собой все возможные варианты.

Claims (4)

1. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата, отличающийся тем, что он выполнен частично из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и содержит, по меньшей мере, одну часть (56), окружающую отверстие, предусмотренное для прохода системы для устранения обледенения из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами и, по меньшей мере, одну другую металлическую часть (58).
2. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что он содержит две концентрические части, первую кольцевую часть (56) из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, в контакте с наружной обшивкой (34) гондолы и вторую кольцевую металлическую часть (58) в контакте с внутренней обшивкой (32) гондолы.
3. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата по п.1 или 2, отличающийся тем, что он выполнен из композитного материала на базе волокон, утопленных в геополимерной смоле типа сиалата (xSiO2, АlO2), в котором "х" заключен между или равен 1,75 и 50.
4. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что волокна были, по меньшей мере, частично расшлихтованы предварительно перед пропиткой геополимерной смолой.
RU2009107697/11A 2006-08-04 2007-07-30 Элемент конструкции летательного аппарата RU2438923C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0653291 2006-08-04
FR0653291A FR2904604B1 (fr) 2006-08-04 2006-08-04 Element de structure d'un aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2009107697A RU2009107697A (ru) 2010-09-10
RU2438923C2 true RU2438923C2 (ru) 2012-01-10

Family

ID=37895996

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009107697/11A RU2438923C2 (ru) 2006-08-04 2007-07-30 Элемент конструкции летательного аппарата

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20090314899A1 (ru)
EP (1) EP2046638B1 (ru)
JP (1) JP5031834B2 (ru)
CN (1) CN101535122B (ru)
AT (1) ATE481313T1 (ru)
BR (1) BRPI0714253A2 (ru)
CA (1) CA2659821A1 (ru)
DE (1) DE602007009256D1 (ru)
FR (1) FR2904604B1 (ru)
RU (1) RU2438923C2 (ru)
WO (1) WO2008015362A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2644811C2 (ru) * 2012-12-27 2018-02-14 Эрбюс Груп Сас Устройство поглощения энергии для конструктивного элемента летательного аппарата

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2936776A1 (fr) * 2008-10-08 2010-04-09 Aircelle Sa Structure d'entree d'air de nacelle
FR2966128B1 (fr) * 2010-10-15 2013-06-14 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant une zone de jonction continue entre une paroi exterieure et un cadre avant et/ou un cadre arriere
FR2966126B1 (fr) 2010-10-15 2013-06-28 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un cadre arriere incline vers l'arriere
FR2976556B1 (fr) 2011-06-17 2013-12-27 Airbus Operations Sas Entree d'air d'une nacelle d'aeronef incorporant une levre renforcee avec un systeme de degivrage par effet joule
FR2978731B1 (fr) * 2011-08-05 2014-05-02 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef incorporant un anneau de renfort.
FR2981049B1 (fr) * 2011-10-07 2014-04-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'absorption acoustique
FR2998548B1 (fr) * 2012-11-23 2015-01-30 Airbus Operations Sas Nacelle d'aeronef comprenant une liaison renforcee entre une entree d'air et une motorisation
FR3041937B1 (fr) * 2015-10-05 2017-10-20 Airbus Operations Sas Structure compartimentee pour le traitement acoustique et le degivrage d'une nacelle d'aeronef et nacelle d'aeronef incorporant ladite structure
US10189572B2 (en) * 2016-05-02 2019-01-29 The Boeing Company Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft
FR3083265A1 (fr) * 2018-06-29 2020-01-03 Airbus Operations Structure d'entree d'air pour une nacelle d'aeronef comportant un element amortisseur de chocs
FR3084648B1 (fr) * 2018-08-03 2020-07-17 Safran Nacelles Procede de traitement contre le givre de piece d’aeronef
US11408341B2 (en) * 2018-11-05 2022-08-09 Rohr, Inc. Anti-icing system for an aircraft nacelle
CN109606708B (zh) * 2018-12-03 2022-04-08 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种小尺寸进气道结构制备方法
US11220344B2 (en) * 2018-12-17 2022-01-11 Rohr, Inc. Anti-ice double walled duct system
PL3932801T3 (pl) 2020-06-30 2022-09-19 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Wiropłat z układem przegrody przeciwogniowej
EP4001105B1 (en) 2020-11-20 2023-07-05 Airbus Helicopters Deutschland GmbH A stiffener skeleton for a firewall arrangement of a rotary wing aircraft
EP4071046B1 (en) 2021-04-09 2023-06-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A rotary wing aircraft with a firewall arrangement

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU581684B2 (en) * 1984-10-08 1989-03-02 Short Brothers Plc Duct for hot air
IL78786A0 (en) * 1985-06-03 1986-08-31 Short Brothers Plc Duct for hot air
US5925449A (en) * 1996-12-26 1999-07-20 Davidovits; Joseph Method for bonding fiber reinforcement on concrete and steel structures and resultant products
FR2757823B1 (fr) * 1996-12-26 1999-03-12 Aerospatiale Nacelle de turboreacteur a ecoulement laminaire
FR2838733B1 (fr) * 2002-04-18 2004-06-25 Joseph Davidovits Procede d 'obtention de resines geopolymeriques liquides pretes a l'emploi et produits realises par le procede
US6725645B1 (en) * 2002-10-03 2004-04-27 General Electric Company Turbofan engine internal anti-ice device
FR2859992B1 (fr) * 2003-09-24 2005-10-21 Commissariat Energie Atomique Procede de preparation par sol-gel d'un materiau composite a matrice vitroceramique d'aluminosilicate de lithium
FR2868123B1 (fr) * 2004-03-29 2006-06-23 Airbus France Sas Structure d'entree d'air pour moteur d'aeronef
US7210611B2 (en) * 2004-10-21 2007-05-01 The Boeing Company Formed structural assembly and associated preform and method
US7721525B2 (en) * 2006-07-19 2010-05-25 Rohr, Inc. Aircraft engine inlet having zone of deformation
US7900872B2 (en) * 2007-12-12 2011-03-08 Spirit Aerosystems, Inc. Nacelle inlet thermal anti-icing spray duct support system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2644811C2 (ru) * 2012-12-27 2018-02-14 Эрбюс Груп Сас Устройство поглощения энергии для конструктивного элемента летательного аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
FR2904604A1 (fr) 2008-02-08
EP2046638B1 (fr) 2010-09-15
JP2009545695A (ja) 2009-12-24
ATE481313T1 (de) 2010-10-15
BRPI0714253A2 (pt) 2013-06-18
CN101535122B (zh) 2012-06-27
JP5031834B2 (ja) 2012-09-26
CN101535122A (zh) 2009-09-16
FR2904604B1 (fr) 2009-02-27
CA2659821A1 (en) 2008-02-07
RU2009107697A (ru) 2010-09-10
DE602007009256D1 (de) 2010-10-28
US20090314899A1 (en) 2009-12-24
EP2046638A1 (fr) 2009-04-15
WO2008015362A1 (fr) 2008-02-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2438923C2 (ru) Элемент конструкции летательного аппарата
US7918081B2 (en) Flame prevention device
CN109210003A (zh) 风扇包容机匣及其制备方法
CN103722823A (zh) 一种C/C-SiC-ZrC陶瓷基复合材料及其制备方法
RU2442060C2 (ru) Трубопровод летательного аппарата
CN104631200B (zh) 一种添加钛酸钾晶须的聚酰亚胺纤维纸及其制备方法
ITTO20121152A1 (it) Gondola motore per un aeromobile, dotata di un sistema integrato di protezione antighiaccio ed assorbimento acustico.
CN106628110A (zh) 一种新型烧蚀隔热功能分区的整体式异型防热结构
CN108468908A (zh) 一种隔热套以及隔热套的制作方法
US20150139787A1 (en) Turbine engine stator wall covered in an abradable coating
CN103724030B (zh) 一种碳纤维增强多孔复合材料及其制备方法
CN106848133B (zh) 一种用于电动汽车的复合材料耐火电池包及其制备方法
CN204829125U (zh) 一种柔性可拆式保温套
CN208816975U (zh) 一种保温隔热带
ATE215654T1 (de) Dachbauweise
CA2780395C (en) Composite structure having an inorganic coating adhered thereto and method of making same
KR20120018473A (ko) 가공선
RU2235936C2 (ru) Способ образования многослойной трубы из стальных полос и многослойная труба
KR100632504B1 (ko) 산업용 패킹 및 그 제조방법
CN207523945U (zh) 一种飞机发动机整流罩
CN205592188U (zh) 一种空气能热水器风叶
CN205373268U (zh) 真空干燥机
CN218004500U (zh) 一种耐热抗老化的硅橡胶玻璃纤维套管
CN209729586U (zh) 一种智能家居综合电缆
KR100231330B1 (ko) 균일한 응력분포를 가지는 내압용기 및 그것의 제조방법

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190731