RU2462395C2 - Планер многорежимного высокоманевренного самолета - Google Patents
Планер многорежимного высокоманевренного самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2462395C2 RU2462395C2 RU2010150282/11A RU2010150282A RU2462395C2 RU 2462395 C2 RU2462395 C2 RU 2462395C2 RU 2010150282/11 A RU2010150282/11 A RU 2010150282/11A RU 2010150282 A RU2010150282 A RU 2010150282A RU 2462395 C2 RU2462395 C2 RU 2462395C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- power
- wing
- frames
- panels
- Prior art date
Links
- 238000010586 diagram Methods 0.000 claims description 9
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 5
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 3
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 3
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 9
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000008447 perception Effects 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
- B64C1/0009—Aerodynamic aspects
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/10—Shape of wings
- B64C3/16—Frontal aspect
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Wind Motors (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор продольных стенок (26-29) проходит через всю среднюю (3) и хвостовую (5) части фюзеляжа. Центроплан (12) организован в плоскости максимальных строительных высот крыла и образован шпангоутами (17-25). В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков (10) и (14). Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана (12). Изобретение направлено на перераспределение возникающих в силовых элементах напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные высокоманевренные самолеты, эксплуатируемые как при до-, так и сверхзвуковых скоростях полета.
Из уровня техники известен планер многорежимного самолета, который содержит крыло с консолями и центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, оперение. Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси. Планер содержит, по крайней мере, один турбореактивный двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, с пристыкованным к ней воздухозаборником с воздухоподводящим каналом за ним. Каркас планера выполнен с продольными и поперечными элементами, скрепленными с соответствующими панелями. Консоли крыла и центроплан выполнены кессонными, а хвостовая часть фюзеляжа и его часть между кабиной экипажа и центропланом выполнены полумонококовыми. Указанный планер раскрыт в полезной модели RU, 4109, U1, 1997 г.
В качестве недостатков известного технического решения можно указать следующее. При организации вырезов в нижней части фюзеляжа под грузовые отсеки в известной конструкции возникает необходимость в усилении вырезов дополнительными силовыми элементами, например бимсами, что неизбежно влечет за собой значительное увеличение массы планера и ухудшение летно-технических характеристик самолета в целом.
Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечении необходимой прочности и жесткости каркаса планера с незначительным увеличением его массы при наличии в нижней части фюзеляжа крупногабаритных вырезов под грузовые отсеки. При этом достигается технический результат, заключающийся в перераспределении возникающих в силовых элементах планера самолета напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера.
Указанный технический результат достигается тем, что в планере многорежимного высокоманевренного самолета, содержащем фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей и пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, конструктивно-силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно-силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.
Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов.
Силовые панели могут быть выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.
Силовые панели могут быть выполнены сварными из титанового сплава.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен планер многорежимного самолета при виде в плане; на фиг.2 - сечение А-А фиг.1; на фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1; на фиг.4 - сечение В-В фиг.1; на фиг.5 - сечение Г-Г фиг.1; на фиг.6 - сечение Д-Д фиг.1.
Планер многорежимного высокоманевренного самолета (далее - планер) содержит крыло, состоящее из двух консолей 1, головную часть фюзеляжа 2, среднюю часть фюзеляжа 3, воздухозаборники 4, хвостовую часть фюзеляжа 5. Головная часть фюзеляжа 2 включает в себя кабину 6, отсеки оборудования 7 и нишу 8 передней опоры шасси. В средней части фюзеляжа 3 размещены топливные отсеки 9, грузовой отсек 10, отсеки 11 основных опор шасси и центроплан 12. В хвостовой части фюзеляжа 5 расположены топливные отсеки 13, грузовой отсек 14, мотогондолы 15, хвостовой отсек 16 оборудования.
Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами 17-25 и продольными стенками 26-29. Набор продольных стенок 26-29 проходит через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа. Центроплан 12 организован в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г) и образован шпангоутами 17-25. В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков 10 и 14. Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана 12.
Воздухозаборники 4 и мотогондолы 15, с точки зрения конструктивно-силовой схемы, образованы шпангоутами 17-25 и нижними силовыми панелями 30.
Конструктивно-силовая схема консолей 1 крыла включает продольные и поперечные силовые элементы. Продольные силовые элементы консолей 1 представлены лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38 и 39 с моментными узлами 40 соединения консолей 1 с центропланом 12 и стенками 36, 37, 41 с шарнирными узлами 42 соединения консолей 1 с центропланом 12. Шпангоуты центроплана 12, с которыми посредством моментных узлов 40 соединены лонжероны консолей 1, выполнены силовыми. Поперечный силовой набор консолей 1 представляет собой набор нервюр 43.
Основными силовыми факторами, исходя из которых, определяется необходимая прочность и жесткость фюзеляжа, являются его изгиб в продольной плоскости самолета (относительно оси Z) от инерционных и воздушных сил и нагрузок, приходящих с горизонтального оперения, поперечный изгиб от нагрузок, приходящих с консолей 1 крыла, и кручение.
На фиг.1 изображена плановая проекция планера многорежимного высокоманевренного самолета. Подъемная сила консолей крыла 1 передается через шарнирные узлы 42 и моментные узлы 40 на фюзеляжные шпангоуты 17-25. Указанная группа шпангоутов передает подъемную силу с крыла на продольные стенки 26-29 фюзеляжа. Набор продольных стенок 26-29, проходящих через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа, позволяет снизить градиент нарастания изгибающего момента (фиг.5) в поперечном сечении фюзеляжа и обеспечить более низкий уровень нормальных напряжений в поясах шпангоутов вблизи плоскости симметрии самолета, что, в свою очередь, позволяет снизить массу шпангоутов и деформации фюзеляжа в поперечном направлении.
Кроме того, для повышения жесткости планера самолета от поперечного изгиба грузовые отсеки 10, 14 разделены центропланом 12 (см. фиг.2). Силовые шпангоуты центроплана 12, организованого в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г), воспринимают изгибающий момента от крыла посредством моментных узлов 40. Таким образом, уменьшается величина деформаций в поперечном направлении - ∈у - в сечениях по грузовым отсекам (сеч. Б-Б, В-В, Д-Д).
Внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, воспринимающими все виды напряжений - нормальных и касательных. Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов или металлическими: цельнофрезерованными из алюминиевого сплава, сварными из титанового сплава. Силовые панели соединены с продольными стенками 26-29 и шпангоутами 17-25 фюзеляжа, а также лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38, 39 и стенками 36, 37, 41 консолей 1 крыла.
Нормальные напряжения от поперечного изгиба фюзеляжа в продольной плоскости самолета воспринимаются верхними и нижними силовыми панелями фюзеляжа, при этом вырез под створки грузовых отсеков расположен ближе к нейтрально линии (ось Z) сечения самолета, чем нижние силовые панели 30 мотогондол 15 и воздухозаборников 4 (фиг.3). В соответствии с формулой (1) - определения нормальных напряжений в сечении при изгибе - величина нормальных напряжений в нижних силовых панелях воздухозаборников 4 и мотогондол 15 выше, чем в зоне выреза под створки грузовых отсеков.
где
Mz - изгибающий момент в сечении фюзеляжа;
Jz - момент инерции сечения фюзеляжа относительно оси Z (нейтральная линия);
у - расстояние от нейтральной линии сечения до точки сечения, в котором определяется напряжение.
Таким образом, основную часть нагрузки от изгиба фюзеляжа в нижней части воспринимают нижние силовые панели 30 воздухозаборников 4 и мотогондол 15.
Многостеночная конструкция фюзеляжа обеспечивает восприятие крутящего момента на фюзеляже. Крутящий момент, приходящий с хвостовой части фюзеляжа (дифференциальное отклонение ГО, отклонение ВО и т.д.), воспринимается замкнутыми контурами Ω1, Ω2,…, Ωn (см. фиг.6) и передается на задний центропланный шпангоут 23. Указанный шпангоут 23 передает крутящий момент на группу замкнутых контуров Ω1, Ω2,…, Ωm (см. фиг.5). Наличие большого числа замкнутых контуров в сечении фюзеляжа обеспечивает фюзеляжу высокую жесткость на кручение и не требует в районе крупных вырезов под грузовые отсеки организации специальных силовых элементов - бимсов. Кроме того, значительно повышается боевая живучесть самолета, так как при повреждении любого замкнутого контура в соответствии с формулой (2) поток касательных сил перераспределяется по другим контурам.
где
Мкр - крутящий момент в сечении фюзеляжа;
Mкpi - крутящий момент в i-ом сечении фюзеляжа.
Нормальные напряжения от изгибающего момента, возникающие в консолях 1, воспринимаются в основном поясами лонжеронов 31, 32, 34, 35, 38, 39 и частично силовыми панелями. Напряжения от кручения консолей 1 крыла воспринимаются силовыми панелями и поясами нервюр 43.
Claims (4)
1. Планер многорежимного высокоманевренного самолета, содержащий фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей с пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, отличающийся тем, что конструктивно-силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно-силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.
2. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов.
3. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.
4. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены сварными из титанового сплава.
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150282/11A RU2462395C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Планер многорежимного высокоманевренного самолета |
CN201180067229.1A CN103534168B8 (zh) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | 多模式高机动性飞行器的机体 |
PCT/RU2011/000964 WO2012102640A2 (ru) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Планер многорежимного высокоманевренного самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150282/11A RU2462395C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Планер многорежимного высокоманевренного самолета |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010150282A RU2010150282A (ru) | 2012-06-20 |
RU2462395C2 true RU2462395C2 (ru) | 2012-09-27 |
Family
ID=46581324
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010150282/11A RU2462395C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Планер многорежимного высокоманевренного самолета |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN103534168B8 (ru) |
RU (1) | RU2462395C2 (ru) |
WO (1) | WO2012102640A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2583824C2 (ru) * | 2014-08-01 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания" Сухой" | Сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107016183B (zh) * | 2017-03-30 | 2021-05-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机火灾数值模拟计算方法 |
CN113200149B (zh) * | 2021-05-18 | 2023-04-11 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 一种基于进气道的固定翼无人机承力结构 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU4109U1 (ru) * | 1996-12-10 | 1997-05-16 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы |
RU2400402C1 (ru) * | 2009-09-09 | 2010-09-27 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2310765A (en) * | 1937-12-11 | 1943-02-09 | Dornier Claude | Aircraft structure |
US5897078A (en) * | 1995-12-15 | 1999-04-27 | The Boeing Company | Multi-service common airframe-based aircraft |
RU2173654C2 (ru) * | 1997-12-10 | 2001-09-20 | АООТ "ОКБ Сухого" | Планер многорежимного самолета-моноплана |
US7644888B2 (en) * | 2002-05-15 | 2010-01-12 | The Boeing Company | High-speed aircraft and methods for their manufacture |
EP1407963B2 (en) * | 2002-10-10 | 2010-08-25 | The Boeing Company | Integrated high-speed aircraft and associated methods of manufacture |
US7721995B2 (en) * | 2006-12-13 | 2010-05-25 | The Boeing Company | Rib support for wing panels |
-
2010
- 2010-12-09 RU RU2010150282/11A patent/RU2462395C2/ru active
-
2011
- 2011-12-07 CN CN201180067229.1A patent/CN103534168B8/zh active Active
- 2011-12-07 WO PCT/RU2011/000964 patent/WO2012102640A2/ru active Application Filing
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU4109U1 (ru) * | 1996-12-10 | 1997-05-16 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы |
RU2400402C1 (ru) * | 2009-09-09 | 2010-09-27 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Многорежимный высокоманевренный самолет интегральной аэродинамической компоновки |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2583824C2 (ru) * | 2014-08-01 | 2016-05-10 | Открытое акционерное общество "Авиационная холдинговая компания" Сухой" | Сверхзвуковой самолет с внутрифюзеляжными грузовыми отсеками |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2010150282A (ru) | 2012-06-20 |
CN103534168B8 (zh) | 2016-11-02 |
WO2012102640A2 (ru) | 2012-08-02 |
WO2012102640A3 (ru) | 2013-01-17 |
CN103534168B (zh) | 2016-07-06 |
CN103534168A (zh) | 2014-01-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
AU2012226306B2 (en) | Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe | |
US9688382B2 (en) | Method of constructing a fixed-wing aircraft | |
JP3342744B2 (ja) | ヘリコプタのための胴体構造 | |
US5899409A (en) | Large dimension aircraft | |
US20100133382A1 (en) | Wing-fuselage section of an aircraft | |
US8905352B2 (en) | Aircraft nose structure with landing gear compartment | |
US10899447B2 (en) | Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration | |
CN107972843B (zh) | 一种轻质、高可维护性无人机复合材料结构系统 | |
AU2012226306A1 (en) | Diamond shaped window for a composite and/or metallic airframe | |
CA2915310C (en) | Aircraft rear structure | |
CN107891965B (zh) | 一种基于弹射起飞的无人机前起落架舱段 | |
CN106507751B (zh) | 小型无人机机身 | |
CN104724279A (zh) | 用于飞行器升力面的前缘 | |
RU2462395C2 (ru) | Планер многорежимного высокоманевренного самолета | |
US20170066518A1 (en) | Aircraft rear portion comprising a vertical stabilizer having a box-section structure including a lower portion accommodated in the fuselage | |
RU2557638C1 (ru) | Крыло самолета | |
Kaur et al. | Spars and stringers-function and designing | |
RU2481243C1 (ru) | Крыло самолета и узел стыка его консолей | |
RU2443599C1 (ru) | Центральная часть фюзеляжа и бимс | |
RU2173654C2 (ru) | Планер многорежимного самолета-моноплана | |
EP4151521B1 (en) | An aircraft with a forward-swept wing in shoulder-wing configuration | |
US1977616A (en) | Airplane construction | |
RU144453U1 (ru) | Крыло самолета | |
EP3204294B1 (en) | Methods for improvements of the box wing aircraft concept and corresponding aircraft configuration | |
Pugsley | The Development and Design of Aeroplane Structures |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130527 |