RU2446076C2 - Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой - Google Patents
Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446076C2 RU2446076C2 RU2009124189/11A RU2009124189A RU2446076C2 RU 2446076 C2 RU2446076 C2 RU 2446076C2 RU 2009124189/11 A RU2009124189/11 A RU 2009124189/11A RU 2009124189 A RU2009124189 A RU 2009124189A RU 2446076 C2 RU2446076 C2 RU 2446076C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- frame
- metal
- elements
- carbon fiber
- Prior art date
Links
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 49
- 239000002184 metal Substances 0.000 title claims abstract description 45
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 title abstract description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 title 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 33
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 31
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 31
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 12
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 6
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 claims description 6
- 238000009833 condensation Methods 0.000 claims description 5
- 230000005494 condensation Effects 0.000 claims description 5
- 125000003118 aryl group Chemical group 0.000 claims description 4
- 239000000470 constituent Substances 0.000 claims description 4
- 229920000728 polyester Polymers 0.000 claims description 4
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 4
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 3
- 239000011368 organic material Substances 0.000 claims description 3
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 claims description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims description 2
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 claims description 2
- 239000006260 foam Substances 0.000 claims description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000306 component Substances 0.000 description 10
- 239000008358 core component Substances 0.000 description 7
- 238000006056 electrooxidation reaction Methods 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 6
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 4
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 4
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 3
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 3
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 3
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 229920000784 Nomex Polymers 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 239000003792 electrolyte Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000004763 nomex Substances 0.000 description 1
- 239000000123 paper Substances 0.000 description 1
- 229920002620 polyvinyl fluoride Polymers 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000001993 wax Substances 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
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/068—Fuselage sections
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C2/00—Hot-dipping or immersion processes for applying the coating material in the molten state without affecting the shape; Apparatus therefor
- C23C2/04—Hot-dipping or immersion processes for applying the coating material in the molten state without affecting the shape; Apparatus therefor characterised by the coating material
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение касается конструкции фюзеляжа для самолета или космического летательного аппарата. Фюзеляж с собственной жесткостью для самолета или космического летательного аппарата состоит из элементов оболочки или цилиндрических деталей из углепластика, причем каждый элемент оболочки или каждая цилиндрическая деталь фюзеляжа имеет наружный слой и внутренний слой, каждый из которых частично или полностью состоит из углепластика. Составной элемент сердцевины предусмотрен между наружным слоем и внутренним слоем. Фюзеляж внутри имеет металлический каркас (1), который соединен с элементами оболочки или цилиндрическими деталями фюзеляжа и который образует часть клетки Фарадея. Технический результат заключается в обеспечении достаточной собственной жесткости, так что можно отказаться от или сократить количество дополнительных элементов рамы фюзеляжа самолета, а также в эффективной защите самолета от ударов молний. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к фюзеляжу самолета из гибридной конструкции из углепластика/металла, в котором фюзеляж самолета снабжен металлической рамой.
Из уровня техники известны фюзеляжи самолетов, состоящие из металлической обшивки. Они однако имеют тот недостаток, что металлический фюзеляж имеет относительно большую массу.
Напротив, фюзеляж самолета из традиционной монолитной углепластиковой конструкции может дать значительную экономию массы по сравнения с металлическим фюзеляжем. Однако углепластиковая конструкция почти полностью утрачивает это преимущество, если необходимо выполнить требования к способности экранировать электромагнитные помехи (ЭМП) и предварительные условия для установки электрических систем. Металлический фюзеляж, напротив, автоматически выполняет требование к способности экранировать электромагнитные помехи.
В наиболее последних разработках сделаны попытки устранить этот недостаток путем использования элементов металлической рамы. Однако жесткое расстояние 533 мм между элементами рамы снижает выигрыш в массе. Снижение массы по-прежнему является одной из основных причин использования углепластиковых материалов.
В случае гибридной конструкции из углепластика/металла также необходимо принять особые меры по защите от электрохимической или контактной коррозии. В случае электрохимической коррозии разность потенциалов между углепластиковым компонентом и металлическим компонентом в сочетании с таким электролитом, как вода или конденсат, приводит к коррозии. Поэтому необходимо принимать меры для изоляции углепластиковых компонентов и металлических компонентов друг от друга таким образом, чтобы они не вступали в прямой контакт между собой. Для этой цели, например, разделяющие слои, такие как стекловолоконные прокладки или тедларовые пленки, размещают между углепластиковыми компонентами и металлическими компонентами, и кроме того, используют подходящие соединительные средства, например, в оболочке из стеклопластика. Кроме того, эти защитные средства необходимо регулярно проверять. Следовательно, защита элементов металлической рамы, которые крепятся к обшивке, изготовленной из углепластика, требует дорогостоящих и соответствующих по массе ремонтов для предотвращения электрохимической коррозии.
Поэтому целью настоящего изобретения является предложение фюзеляжа самолета из углепластиковой конструкции, которая имеет достаточную собственную жесткость; так что можно отказаться от или достаточно сократить количество дополнительных элементов рамы фюзеляжа самолета.
Согласно изобретению эта цель достигается фюзеляжем самолета, имеющем признаки по пункту 1 и самолетом или космическим летательным аппаратом, имеющим фюзеляж самолета по пункту 14 формулы изобретения.
Вышеописанный уровень техники приводит к конфликту задач, которые не могут быть решены без внедрения новых технологий. Это является основой изобретения. Согласно изобретению одно возможное усовершенствование заключается в интеграции функции элемента рамы, т.е., функции силового элемента в поперечном сечении фюзеляжа, в саму стенку фюзеляжа, этим устраняя элемент рамы, функция которого в этой конструкции устранена.
Предполагаемый технический эффект изобретения заключается в преодолении недостатков и ограничений известных конструкций фюзеляжа и достижении улучшенных по характеристикам, но в то же время более простых, более легких и менее дорогих технических решений и, в конечном итоге, продуктов высшего качества.
Поэтому первый аспект настоящего изобретения относится к фюзеляжу самолета, содержащему элементы оболочки или цилиндрические части фюзеляжа, где элементы оболочки или цилиндрические детали фюзеляжа имеют слоистую конструкцию из углепластика, которая придает фюзеляжу самолета достаточную собственную жесткость, так что можно в значительной степени устранить необходимость в дополнительных элементах рамы, придающих жесткость фюзеляжу. Слоистая конструкция из углепластика элемента оболочки или цилиндрической части фюзеляжа образована из наружного слоя и внутреннего слоя, между которыми размещен составной элемент сердцевины. Кроме того, наружный слой и внутренний слой частично или полностью состоят из углепластика или выполнены как углепластиковая конструкция.
Ребра жесткости стенки фюзеляжа, известные из уровня техники, заменены, согласно изобретению, жесткой конструкцией или постоянной опорой посредством составного элемента сердцевины, который расположен между двумя углепластиковыми панелями или наружными слоями. Составной элемент сердцевины предпочтительно может вентилироваться, этим предотвращая скапливание воды внутри.
Согласно одному варианту осуществления изобретения, составной элемент сердцевины содержит, например, сотовую структуру и/или другую подходящую усиливающую структуру, которая состоит, например, из панелей и/или профилированных секций. Согласно изобретению, могут существовать многочисленные конструкции усиливающих структур. Критическим фактором является то, что элементы оболочки и сформированная из них структура фюзеляжа имеют достаточную собственную жесткость, и можно значительно сократить количество или устранить полностью элементы рамы, повышающие жесткость фюзеляжа. Для составного элемента сердцевины могут подходить разные материалы. Они включают, например, органические материалы, пенопласты, пластики, армированные волокнами, восковая бумага или номекс-бумага и металлы или сплавы металлов. Примерами возможных металлов или металлов соответствующих сплавов являются титан, сталь и/или алюминий.
Для примера, вышеупомянутые панели обшивки или профилированные секции могут быть изготовлены из металла или сплава металла. В принципе, также можно использовать сочетания материалов в составном элементе сердцевины.
В еще одном варианте осуществления изобретения наружный слой и/или внутренний слой может состоять из ламината. Эти ламинаты могут включать один или несколько слоев углепластика и, по желанию, могут быть снабжены по меньшей мере одним дополнительным слоем, например из стеклопластика или ароматического полиэфира. Такие слои из стеклопластика или ароматического полиэфира имеют то преимущество, что их можно использовать в качестве разделительного слоя между углепластиковым фюзеляжем и металлической рамой для предотвращения контактной или электрохимической коррозии на стыке углепластик/металл.
Физический принцип, на котором основано изобретение, заключается в очень высокой механической эффективности конструкции и позволяет использовать длинные отрезки фюзеляжа без дополнительной опоры. По этой причине нет необходимости в элементах рамы.
Тем не менее элементы рамы необходимы в тех положениях в фюзеляже, где на фюзеляж действуют высокие нагрузки и силы. Эти компоненты, которые образуют часть каркаса, изготовлены из металла или сплава металла и образуют часть клетки Фарадея. Наоборот, если бы компоненты этого типа были изготовлены из углепластика, они не могли бы действовать как клетка Фарадея.
Компоненты каркаса фюзеляжа самолета согласно изобретению включают, например, элементы рамы для носовой секции и соединения крыла для переднего и заднего лонжерона, элемент рамы для ниши шасси (задняя перегородка) и элемент рамы для заднего конца фюзеляжа. В дополнение к элементам рамы также можно использовать поперечины для пола пассажирского и грузового отсеков с соединением со стыками оболочки в продольном направлении. В дополнение к элементам рамы и поперечинам на поверхности фюзеляжа предусмотрена металлическая ткань или сетка. Металлическая сетка имеет то преимущество, что она эффективно защищает самолет от ударов молний. Металлический каркас в этом случае дополнительно действует как клетка Фарадея.
Кроме того, вышеописанный каркас имеет минимальное количество компонентов, в частности элементов рамы, которые требуются как элементы, вводящие усилия. Металлический каркас имеет преимущество в том, что он позволяет добиться значительной экономии по массе, поскольку нет необходимости в дополнительных элементах рамы для укрепления фюзеляжа, поскольку сама структура фюзеляжа имеет достаточную собственную жесткость.
В принципе, однако, согласно одной конкретной конструкции можно добавлять дополнительные металлические элементы рамы и/или металлические детали. Это относится к полам, прикрепляемым к боковой стенке фюзеляжа независимо от элементов рамы в области электропроводящих соединителей оболочки. В этом смысле также не исключается использование стрингеров в дополнение к элементам рамы. Стрингеры могут быть изготовлены также из металла или сплава металла.
Имеющая собственную жесткость стенка фюзеляжа предпочтительно имеет термоизолирующую конструкцию, так что конденсация воды внутри фюзеляжа практически отсутствует. Это достигается, например, конструкцией стенки фюзеляжа из двух частей, содержащей наружный слой и внутренний слой с составным элементом сердцевины между ними. Это оказывает достаточный теплоизолирующий эффект для в сущности полного предотвращения конденсации воды внутри фюзеляжа. Это значительно снижает риск электрохимической коррозии. Таким образом, антикоррозионные средства могут быть выполнены более легковесными и с меньшими затратами.
В одном варианте осуществления изобретения слоистая структура элемента оболочки или цилиндрической детали фюзеляжа выполнена с такими размерами, в смысле структуры и толщины составного элемента сердцевины и толщины наружного слоя и внутреннего слоя, а также используемого материала, что она образует достаточную теплоизоляцию. В результате функции дополнительной теплоизоляции элементов оболочки или цилиндрических деталей фюзеляжа можно, как сказано, предотвращать образование конденсата внутри фюзеляжа самолета, этим противодействуя электрохимической коррозии. Это особенно важно в случае гибридной конструкции из углепластика/металла, как в настоящем случае.
Дальнейшие аспекты изобретения относятся к самолету или космическому летательному аппарату, имеющему фюзеляж согласно изобретению.
Изобретение более подробно объяснено ниже на примере иллюстративных вариантов осуществления и со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1a - перспективный вид фюзеляжа самолета согласно изобретению, где каркас фюзеляжа показан без наружных панелей обшивки;
Фиг.1b - каркас с Фиг.1а с наружными панелями обшивки, показанными схематически, и
Фиг.2 - схематический вид спереди каркаса фюзеляжа самолета согласно изобретению, показанного на Фиг.1b.
На Фиг.1а схематически показан фюзеляж 10 согласно изобретению. Эта, фигура прежде всего, иллюстрирует каркас 1 фюзеляжа 10 без наружных панелей обшивки 9. Каркас 1 проходит, например, от заднего конца фюзеляжа до начала носовой секции.
Каркас 1 имеет элемент 11 рамы для носовой секции, элемент 2 рамы для крылового соединения переднего лонжерона (рама ввода передней нагрузки) и элемент 3 рамы 3 для крылового соединения заднего лонжерона (рама ввода задней нагрузки). Кроме того, есть элемент 4 рамы для заднего конца (перегородки) ниши шасси (рама задней перегородки ниши шасси), а также элемент 5 рамы для заднего конца фюзеляжа (заднего гермоднища). Каркас 1 также имеет некоторое количество поперечин 7 пола пассажирского отсека (поперечные балки пола) с соединением со стыками 6 оболочки в продольном направлении (стыки продольных панелей). Поперечины 7 показаны на Фиг.1 только для примера и в сильно упрощенной форме. Количество поперечин 7 зависит, например, от назначения и типа самолета, и они могут, например, проходить, в сущности, по всей части фюзеляжа. Кроме того, поперечины 7 этого типа также могут быть предусмотрены для пола грузового отсека, как показано на Фиг.1b ниже.
Каркас 1 фюзеляжа 10 согласно изобретению, который показан на Фиг.1, в сущности имеет минимум деталей или элементов, необходимых, например, в качестве элементов, вводящих силы, включая элементы рамы, и/или используемых для формирования клетки Фарадея. Согласно этому иллюстративному варианту осуществления, дискретные элементы жесткости стенки фюзеляжа, которые известны из уровня техники, заменены постоянной опорой в виде составных элементов сердцевины, изготовленных из органических материалов, между двумя наружными слоями углепластика. Этот физический принцип имеет высокую механическую эффективность конструкции, так что длинные отрезки фюзеляжа можно изготовить без дополнительной опоры или с небольшим количеством дополнительных опор. Жесткая конструкция самого фюзеляжа и/или элементов оболочки дает возможность обойтись без элементов рамы. Тем не менее элементы 2, 3, 4, 5 рамы, как сказано выше, все же необходимы в тех положениях, где в фюзеляж должны быть введены высокие нагрузки и/или силы.
Как уже сказано выше, в зависимости от конструкции можно добавлять дополнительные металлические элементы рамы и другие металлические элементы, например поперечины, продольные балки, стрингеры и т.д. Металлические элементы 2, 3, 4, 5 рамы и/или другие металлические элементы 6, 7, 8, используемые для строительства каркаса 1, имеют то преимущество, что фюзеляж может быть выполнен как некоторый тип клетки Фарадея, даже если панели обшивки изготовлены из углепластика. Этим способом можно обеспечить требуемое экранирование от электромагнитных помех и условия для установки электрических систем, например в фюзеляже.
Напротив, если элементы рамы 2, 3 были бы изготовлены из углепластика, необходимо было бы предусмотреть дополнительные металлические элементы для обеспечения вышеуказанного экранирования. Однако это повлекло бы за собой увеличение массы, что уменьшило бы экономию массы, достигнутую в результате использования углепластиков.
На Фиг.1b каркас, показанный на Фиг.1а, снабжен наружными панелями обшивки 9 и металлической сеткой или тканью 8 (металлической сеткой). Металлическая сетка 8 показана на Фиг.1b и проходит в сущности по всей наружной поверхности фюзеляжа. Металлическая сетка имеет массу, например, 140 г/м2. Как сказано выше, эта металлическая сетка служит, в частности, для защиты от ударов молний. Кроме того, на Фиг.1b также показаны элементы 2 и 3 рамы с соответствующими соединениями 12 с крыльями для переднего и заднего лонжеронов.
Фюзеляж самолета согласно изобретению благодаря конструкции из углепластика имеет определенную собственную жесткость, т.е. фюзеляж, например, не сплющивается при изгибе.
Для получения структуры фюзеляжа из углепластика с требуемой собственной жесткостью такая структура имеет, например, слоистую конструкцию из углепластика. Такая конструкция имеет то преимущество, что она может иметь повышенную жесткость по сравнению с традиционной монолитной конструкцией. В принципе, однако, изобретение не ограничено слоистой конструкцией из углепластика, но в нем можно использовать другие подходящие углепластиковые конструкции, с которыми можно производить элементы оболочки с достаточной собственной жесткостью.
Составные элементы сердцевины, используемые в данном случае, могут, например, включать имеющиеся в продаже сотовые структуры, хотя также можно использовать другие подходящие усиливающие структуры или их сочетания, как сказано выше. Составной элемент сердцевины может быть изготовлен из разных материалов и сочетаний материалов.
Данная гибридная конструкция из углепластика/металла имеет то преимущество, что сердцевину или составной элемент сердцевины, который расположен между двумя слоями из углепластика, можно проветривать, этим предотвращая накапливание воды внутри. Кроме того, конструкция фюзеляжа из двух оболочек оказывает достаточное теплоизолирующее действие, чтобы предотвращать конденсацию воды внутри фюзеляжа. Риск электрохимической коррозии значительно снижен, так что объем защитных мер по предотвращению коррозии можно уменьшить.
На Фиг.2 показан схематический вид спереди каркаса фюзеляжа самолета согласно изобретению, который показан на Фиг.1. Как показано стрелками, например пять элементов оболочки прикреплены к каркасу 1, формируя окружность фюзеляжа 10 и проходя от передней носовой секции к заднему концу фюзеляжа. Согласно одному иллюстративному варианту осуществления изобретения, фюзеляж самолета может состоять по меньшей мере из двух, трех, четырех, пяти и больше элементов оболочки. Кроме того, можно сконструировать структуру фюзеляжа с собственной жесткостью, в которой используются не только элементы оболочки, но и цилиндрические детали фюзеляжа, которые могут быть изготовлены в соответствии с углепластиковой слоистой конструкцией, описанной выше, или любой другой подходящей углепластиковой конструкцией. Описание чертежей со ссылкой на элементы оболочки в таком случае может быть применено к цилиндрическим деталям фюзеляжа.
На Фиг.2 также показаны, в виде спереди, поперечина 7 пола пассажирского отсека и поперечина 7 пола грузового отсека. Пол пассажирского отсека может дополнительно опираться на брусовые элементы или продольные брусья 13, как схематически показано на Фиг.1b.
Изобретение направлено на разработку будущих фюзеляжей самолетов, которые, с одной стороны, имеют превосходные эксплуатационные характеристики, и с другой стороны требуют меньше затрат в производстве.
Хотя настоящее изобретение описано на основе предпочтительных иллюстративных вариантов осуществления, оно не ограничено такими вариантами осуществления и может быть модифицировано различными способами.
Перечень ссылочных чисел на чертежах
1 Каркас
2 Элемент рамы для соединения с крылом на переднем лонжероне
3 Элемент рамы для соединения с крылом на заднем лонжероне
4 Элемент рамы для заднего соединения (перегородки) ниши шасси
5 Элемент рамы на заднем конце фюзеляжа
6 Стыки оболочки в продольном направлении
7 Поперечина пола пассажирского и грузового отсеков
8 Металлическая сетка или ткань
9 Наружные панели обшивки
10 Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата
11 Элемент рамы для носовой секции
12 Соединения с крыльями
13 Брусовой элемент
Claims (14)
1. Фюзеляж (10) с собственной жесткостью для самолета или космического летательного аппарата с элементами фюзеляжа из углепластиковой конструкции, в котором каждый из элементов фюзеляжа имеет наружный слой и внутренний слой, каждый из которых по меньшей мере частично выполнен из углепластика, составной элемент сердцевины предусмотрен между наружным слоем и внутренним слоем, и фюзеляж (10) имеет внутри металлический каркас (1), который может быть соединен с элементами фюзеляжа и который образует часть клетки Фарадея.
2. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что составной элемент сердцевины имеет сотовую структуру и/или усиливающую структуру, которая состоит, например, из панелей и/или профилированных секций.
3. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что составной элемент сердцевины предпочтительно состоит или по меньшей мере включает в себя по меньшей мере один органический материал, армированный волокном пластик, например углепластик, стеклопластик или ароматический полиэфир, пенопласт, восковую бумагу, номекс-бумагу и/или металл или сплав металла, например алюминия, стали и/или титана.
4. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что наружный слой и/или внутренний слой состоит из ламината, причем ламинат содержит один или несколько слоев углепластика и дополнительно снабжен по меньшей мере одним слоем из стеклопластика и/или ароматического полиэфира.
5. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что металлический каркас (1) содержит компоненты (2-8, 11, 13), изготовленные из металла и/или сплава металла, причем металл или сплав металла находится в форме, например, алюминия, стали и/или титана.
6. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что каркас (1) выполнен в форме клетки Фарадея.
7. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что каркас (1) включает в себя, как компоненты, элементы рамы (2, 3, 4, 11), стрингеры, поперечины (7) и/или продольные брусья (13).
8. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что каркас (1) включает в себя по меньшей мере один элемент (11) рамы для носовой секции, элемент (2) рамы для соединения с крылом переднего лонжерона, элемент (3) рамы для соединения с крылом заднего лонжерона, элемент (4) рамы для заднего соединения ниши шасси, элемент (5) рамы для заднего конца фюзеляжа, одну или несколько поперечин (7) пола пассажирского или грузового отсеков и/или соединение (6) по меньшей мере с одним стыком оболочки в продольном направлении.
9. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что слоистая структура элемента фюзеляжа, которая содержит наружный слой, внутренний слой и составной элемент сердцевины, расположенный между ними, имеет такие размеры, что элементы фюзеляжа образуют достаточную теплоизоляцию по меньшей мере для уменьшения конденсации воды внутри фюзеляжа (10).
10. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж (10) включает в себя металлическую сетку (8), которая покрывает по меньшей мере часть всей поверхности фюзеляжа.
11. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж (10) сформирован, например, из двух, трех, четырех или пяти элементов оболочки.
12. Фюзеляж по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж (10) сформирован из некоторого количества цилиндрических деталей, которые объединены по длине.
13. Самолет, имеющий фюзеляж (10) согласно одному из предшествующих пунктов.
14. Космический летательный аппарат, имеющий фюзеляж (10) согласно одному из пп.1-12.
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US89712407P | 2007-01-23 | 2007-01-23 | |
| DE102007003277A DE102007003277B4 (de) | 2007-01-23 | 2007-01-23 | Rumpf eines Luft- oder Raumfahrzeuges in CFK-Metall Hybridbauweise mit einem Metallrahmen |
| US60/897,124 | 2007-01-23 | ||
| DE102007003277.5 | 2007-01-23 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009124189A RU2009124189A (ru) | 2010-12-27 |
| RU2446076C2 true RU2446076C2 (ru) | 2012-03-27 |
Family
ID=39321476
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009124189/11A RU2446076C2 (ru) | 2007-01-23 | 2008-01-18 | Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20100090061A1 (ru) |
| EP (1) | EP2125509B1 (ru) |
| JP (1) | JP2010516536A (ru) |
| CN (1) | CN101631715B (ru) |
| BR (1) | BRPI0806719A2 (ru) |
| CA (1) | CA2671896A1 (ru) |
| DE (1) | DE102007003277B4 (ru) |
| RU (1) | RU2446076C2 (ru) |
| WO (1) | WO2008090089A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641959C2 (ru) * | 2012-06-24 | 2018-01-23 | Зе Боинг Компани | Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8752791B2 (en) * | 2010-11-11 | 2014-06-17 | The Boeing Company | Fuselage employing multifunctional crown and method of making the same |
| FR2980766B1 (fr) | 2011-09-30 | 2013-10-25 | Airbus Operations Sas | Structure de pointe avant d'aeronef et aeronef correspondant |
| CN102582091B (zh) * | 2012-01-05 | 2015-09-30 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种飞机机身球面框及其制造方法 |
| DE102012001859B4 (de) | 2012-02-01 | 2015-04-23 | Daimler Ag | Verbindungsanordnung und Verfahren zum Verbinden wenigstens eines ersten Bauteils aus einem kohlefaserverstärkten Verbundwerkstoff mit wenigstens einem zweiten Bauteil |
| US10099765B2 (en) | 2012-08-08 | 2018-10-16 | The Boeing Company | Monolithic composite structures for vehicles |
| DE102014017198A1 (de) | 2014-11-21 | 2016-05-25 | Airbus Defence and Space GmbH | Strukturelement |
| DE102015220642A1 (de) | 2015-10-22 | 2017-04-27 | Airbus Defence and Space GmbH | Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung |
| CN107434029A (zh) * | 2016-05-25 | 2017-12-05 | 天津宏宇天翔科技有限公司 | 一种整体框架式抗干扰钢性机身 |
| RU2760506C2 (ru) * | 2020-04-16 | 2021-11-25 | Артем Анатольевич Задорожный | Способ обнаружения источников радиоизлучения, использующих радиоканал для передачи цифровой информации (варианты) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB531357A (en) * | 1938-08-26 | 1941-01-02 | Dornier Werke Gmbh | Improvements in or relating to aircraft fusilages |
| US4674712A (en) * | 1985-01-22 | 1987-06-23 | The Boeing Company | Double-lobe fuselage composite airplane |
| RU2064879C1 (ru) * | 1992-11-23 | 1996-08-10 | Российский Университет Дружбы Народов | Фюзеляж летательного аппарата |
| US6126061A (en) * | 1994-12-16 | 2000-10-03 | Eurocopter | Element made of composite material including electrical continuity through the element |
Family Cites Families (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2412778A (en) * | 1944-12-18 | 1946-12-17 | Cons Vultee Aircraft Corp | Suspension type flooring for aircraft |
| US3910531A (en) * | 1972-10-17 | 1975-10-07 | Aerospatiale | Shell-type structure for light aircraft |
| US4310132A (en) * | 1978-02-16 | 1982-01-12 | Nasa | Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites |
| US4291851A (en) * | 1978-12-18 | 1981-09-29 | The Boeing Company | Thermal insulation for aircraft fuselage |
| US4344995A (en) * | 1980-09-15 | 1982-08-17 | The Boeing Company | Hybrid composite structures |
| US6086975A (en) * | 1991-01-16 | 2000-07-11 | The Boeing Company | Lighting protection for electrically conductive or insulating skin and core for honeycomb structure |
| US5429326A (en) * | 1992-07-09 | 1995-07-04 | Structural Laminates Company | Spliced laminate for aircraft fuselage |
| US5560102A (en) * | 1992-10-13 | 1996-10-01 | The Boeing Company | Panel and fuselage assembly |
| DE4302706C2 (de) * | 1993-02-01 | 1996-04-18 | Daimler Benz Aerospace Airbus | Anordnung zur Handhabung von Speisen und Getränken an Bord eines Flugzeuges |
| US5670742A (en) * | 1994-02-04 | 1997-09-23 | Threshold Technologies, Inc. | EMI protected aircraft |
| US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| US6375120B1 (en) * | 1997-07-14 | 2002-04-23 | Jason M. Wolnek | Method and apparatus for building a metal/composite hybrid airplane component |
| US6327132B1 (en) * | 1998-06-10 | 2001-12-04 | Aerospatiale Matra | Spark resistant structure, in particular for aircraft |
| US6722611B1 (en) * | 1999-09-20 | 2004-04-20 | Kuang-Hsi Wu | Reinforced aircraft skin and method |
| JP4318381B2 (ja) * | 2000-04-27 | 2009-08-19 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 |
| SE519185C2 (sv) * | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
| US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| DE10154063B4 (de) * | 2001-11-02 | 2013-11-28 | Airbus Operations Gmbh | Doppelwandiger Kernverbund, vorzugsweise Faserverbund |
| DE10155925C1 (de) * | 2001-11-14 | 2003-03-20 | Fraunhofer Ges Forschung | Isolierpaket und seine Verwendung |
| US6554225B1 (en) * | 2002-06-14 | 2003-04-29 | The Boeing Company | Commercial aircraft low cost, lightweight floor design |
| ATE340132T1 (de) * | 2003-05-30 | 2006-10-15 | Bae Systems Plc | Verbundstruktur-blitzschlagschutz |
| US7048986B2 (en) * | 2003-06-12 | 2006-05-23 | Northrop Grumman Corporation | End gaps of filled honeycomb |
| US7554785B2 (en) * | 2004-03-23 | 2009-06-30 | The Boeing Company | Lightning damage protection for composite aircraft |
| US7040575B2 (en) * | 2004-03-29 | 2006-05-09 | The Boeing Company | Foam composite insulation for aircraft |
| EP1596024A1 (en) * | 2004-05-11 | 2005-11-16 | Groep Stevens International, Naamloze Vennootschap | Reinforced sandwich panel |
| US7395989B2 (en) | 2004-12-20 | 2008-07-08 | Airbus | Aircraft fuselage and corresponding aircraft |
| US7410352B2 (en) * | 2005-04-13 | 2008-08-12 | The Boeing Company | Multi-ring system for fuselage barrel formation |
| DE102006044683A1 (de) * | 2006-02-07 | 2007-08-23 | Grob, Margret | Flugzeugkörper und Verfahren zu seiner Herstellung |
| US7775478B2 (en) * | 2006-09-29 | 2010-08-17 | The Boeing Company | Floor beam assembly, system, and associated method |
| JP4278678B2 (ja) * | 2006-11-30 | 2009-06-17 | 株式会社ジャムコ | サンドイッチパネル |
| JP4278677B2 (ja) * | 2006-11-30 | 2009-06-17 | 株式会社ジャムコ | サンドイッチパネル |
| FR2914622B1 (fr) * | 2007-04-04 | 2009-05-15 | Airbus France Sas | Aeronef comprenant une structure assurant les fonctions structurale et electrique |
| JP4699425B2 (ja) * | 2007-06-22 | 2011-06-08 | 株式会社ジャムコ | サンドイッチパネル |
| US8286919B2 (en) * | 2008-05-13 | 2012-10-16 | The Boeing Company | Impact resistant composite structures |
-
2007
- 2007-01-23 DE DE102007003277A patent/DE102007003277B4/de not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-01-18 JP JP2009545938A patent/JP2010516536A/ja active Pending
- 2008-01-18 US US12/520,893 patent/US20100090061A1/en not_active Abandoned
- 2008-01-18 CN CN2008800019373A patent/CN101631715B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2008-01-18 RU RU2009124189/11A patent/RU2446076C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2008-01-18 WO PCT/EP2008/050560 patent/WO2008090089A1/en active Application Filing
- 2008-01-18 CA CA002671896A patent/CA2671896A1/en not_active Abandoned
- 2008-01-18 EP EP08701572.3A patent/EP2125509B1/en not_active Not-in-force
- 2008-01-18 BR BRPI0806719-8A patent/BRPI0806719A2/pt not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB531357A (en) * | 1938-08-26 | 1941-01-02 | Dornier Werke Gmbh | Improvements in or relating to aircraft fusilages |
| US4674712A (en) * | 1985-01-22 | 1987-06-23 | The Boeing Company | Double-lobe fuselage composite airplane |
| RU2064879C1 (ru) * | 1992-11-23 | 1996-08-10 | Российский Университет Дружбы Народов | Фюзеляж летательного аппарата |
| US6126061A (en) * | 1994-12-16 | 2000-10-03 | Eurocopter | Element made of composite material including electrical continuity through the element |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2641959C2 (ru) * | 2012-06-24 | 2018-01-23 | Зе Боинг Компани | Композитный шляпообразный профиль усиления, композитные усиленные шляпообразными профилями гермоперегородки и способы их изготовления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20100090061A1 (en) | 2010-04-15 |
| EP2125509B1 (en) | 2015-03-04 |
| WO2008090089B1 (en) | 2008-10-02 |
| CN101631715A (zh) | 2010-01-20 |
| WO2008090089A1 (en) | 2008-07-31 |
| DE102007003277A1 (de) | 2008-07-24 |
| EP2125509A1 (en) | 2009-12-02 |
| BRPI0806719A2 (pt) | 2011-09-06 |
| CA2671896A1 (en) | 2008-07-31 |
| CN101631715B (zh) | 2013-06-12 |
| DE102007003277B4 (de) | 2012-08-02 |
| RU2009124189A (ru) | 2010-12-27 |
| JP2010516536A (ja) | 2010-05-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2446076C2 (ru) | Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата из гибридной конструкции углепластик/металл с металлической рамой | |
| RU2461491C2 (ru) | Конструктивный компонент фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата со слоем пены в качестве теплоизоляции | |
| EP2107985B1 (en) | Fuselage of an aircraft or spacecraft and corresponding aircraft or spacecraft | |
| US20080283664A1 (en) | Aircraft Fuselage Structure | |
| CA2343590C (en) | Leading edge of supporting surfaces of aircraft | |
| CA2511862C (en) | Floor for aircraft | |
| CN107719628B (zh) | 具有包括至少一个结构加强面板的机身的旋转机翼飞行器 | |
| EP2690273B1 (en) | Panel for a nacelle strucure | |
| US8905352B2 (en) | Aircraft nose structure with landing gear compartment | |
| US20100072319A1 (en) | Landing gear casing provided with a box structure | |
| RU2009124192A (ru) | Элемент обшивки как часть фюзеляжа самолета | |
| US10501163B2 (en) | Pressure bulkhead for an aircraft fuselage, and an aircraft comprising such a pressure bulkhead | |
| US8800928B2 (en) | Shell segment for producing a fuselage cell section for a fuselage cell of an airplane | |
| EP2627497A1 (en) | A sheet entity and an aircraft fuselage with a sheet entity of this type | |
| CN111434578A (zh) | 飞机货物底板结构及改变飞机货物底板结构的方法 | |
| EP2818415B1 (en) | Panel member for an airframe | |
| RU2502634C2 (ru) | Стойкий к прожогу фюзеляж воздушного судна | |
| US10696377B2 (en) | Fuselage rear end of an aircraft | |
| GB2543802A (en) | Composite panel unit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180119 |