RU2531113C2 - Колпачок, крепежная конструкция, использующая этот колпачок, и самолет, включающий в себя крепежную конструкцию - Google Patents
Колпачок, крепежная конструкция, использующая этот колпачок, и самолет, включающий в себя крепежную конструкцию Download PDFInfo
- Publication number
- RU2531113C2 RU2531113C2 RU2012138584/11A RU2012138584A RU2531113C2 RU 2531113 C2 RU2531113 C2 RU 2531113C2 RU 2012138584/11 A RU2012138584/11 A RU 2012138584/11A RU 2012138584 A RU2012138584 A RU 2012138584A RU 2531113 C2 RU2531113 C2 RU 2531113C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cap
- skin
- aircraft
- structural element
- stringer
- Prior art date
Links
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 7
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 3
- 238000007747 plating Methods 0.000 abstract 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 19
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 19
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 11
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 7
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 5
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 238000009472 formulation Methods 0.000 description 1
- 239000004519 grease Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
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
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/02—Lightning protectors; Static dischargers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B37/00—Nuts or like thread-engaging members
- F16B37/14—Cap nuts; Nut caps or bolt caps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к средствам монтажа силовой установки на летательном аппарате. Колпачок выполнен с возможностью предотвращения искрения при протекании тока молнии через элемент крепления. Колпачок (27) выполнен прикрепляемым с обеспечением закрывания части элемента (15) крепления, связывающего верхнюю обшивку (3) летательного аппарата со стрингером (11), размещенным с внутренней стороны верхней обшивки (3), причем указанная часть выступает из стрингера (11). Внешняя поверхность (33) колпачка, проходящая во внутреннее пространство верхней обшивки (3), является криволинейной. Колпачок выполнен из проводящего материала. Крепежная конструкция использует колпачок. Летательный аппарат включает крепежную конструкцию. Группа изобретений направлена на повышение безопасности. 4 н.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники
Предлагаемое изобретение относится к колпачку, крепежной конструкции, использующей этот колпачок, и к летательный аппарату, содержащему эту крепежную конструкцию.
Уровень техники
Обшивка, образующая корпус летательного аппарата, усилена изнутри структурным элементом, а именно элементом каркаса, имеющим форму решетчатой структуры.
Обшивка и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, связаны элементом крепления. Поскольку элемент крепления изготавливают из металла (например, сплава титана), существует вероятность того, что грозовой разряд от удара молнии пройдет через него и приведет к возникновению искр внутри конструкции.
В этой связи в данной области техники была предложена конструкция, исключающая возможность прохождения разряда молнии через элемент крепления, например, описанная в патентном источнике 1.
В частности, в патентном источнике 1 предложено на внешнем конце головки элемента крепления устанавливать изоляционный колпачок, а также предложен ряд решений, препятствующих прохождению разряда молнии за счет выбора соответствующей структуры элемента крепления.
Перечень цитируемых источников
Патентный источник: ПИ1 - Японская заявка № 2007-126119 на изобретение, в отношении которой не проводилась экспертиза.
Сущность изобретения
Постановка задачи
В конструкциях известного уровня техники, в которых обшивка и структурный элемент связаны между собой элементом крепления, часть элемента крепления, выступающая из структурного элемента, изогнута углом. Поэтому при протекании тока через данный элемент крепления в указанном угловом участке происходит концентрация электрического поля. В случае, когда в летательный аппарат попадает молния, и через элемент крепления протекает ток, на этом угловом участке возникает концентрация электрического поля, даже если приняты соответствующие защитные меры. Следовательно, возможно появление искр. Между тем, при появлении искр, в частности в топливном баке, содержащем воспламеняющееся вещество (например, топливо), возникает опасность взрыва из-за воспламенения топлива.
С учетом вышесказанного, задачи предлагаемого изобретения можно сформулировать следующим образом: создание колпачка, обеспечивающего повышенную безопасность за счет предотвращения искрения, даже при протекании тока молнии через элемент крепления; создание крепежной конструкции с использованием этого колпачка; и создание летательного аппарата, включающего в себя указанную крепежную конструкцию.
Решение задач
В рамках решения поставленных задач в настоящем изобретении предложены следующие средства.
Согласно первому аспекту изобретения, предложен колпачок, прикрепляемый с обеспечением закрывания части элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем эта часть выступает из структурного элемента, при этом внешняя поверхность колпачка, проходящая во внутреннее пространство обшивки, является криволинейной, а колпачок выполнен из проводящего материала.
Колпачок, соответствующий первому аспекту изобретения, изготовлен из проводящего материала и выполнен прикрепляемым с обеспечением закрывания части элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем эта часть выступает из структурного элемента. Поэтому ток молнии, проходящий через элемент крепления, течет по внутренней части колпачка. Данное обстоятельство позволяет предотвратить концентрацию электрического поля на угловом участке элемента крепления, расположенном в пределах указанной части.
Поскольку внешняя поверхность колпачка, находящаяся во внутреннем пространстве обшивки, в частности поверхность, открытая внутрь бака, является криволинейной, внешняя поверхность колпачка, находящаяся во внутреннем пространстве обшивки, не имеет углов. Соответственно на внешней поверхности колпачка нет участков концентрации электрического поля, и, следовательно, возможно предотвращение искрения, вызванного концентрацией электрического поля.
Использование колпачка для топливного бака, заполненного горючим веществом, например топливом, позволяет уменьшить вероятность взрыва, обусловленного воспламенением топлива из-за возникновения искр, а следовательно, приводит к повышению безопасности.
Колпачок, соответствующий первому аспекту изобретения, в предпочтительном случае имеет контактную поверхность, соприкасающуюся со структурным элементом.
Это позволяет току, текущему от элемента крепления к колпачку, протекать к структурному элементу через контактную поверхность и, следовательно, сопротивление току, текущему от элемента крепления к структурному элементу, существенно уменьшается. Если снижается сопротивление току, протекающему от элемента крепления к структурному элементу, то уменьшается величина тока и, следовательно, дополнительно уменьшается вероятность искрения.
Указанная контактная поверхность соприкасается со структурным элементом и, таким образом, не является внешней поверхностью, находящейся во внутреннем пространстве обшивки, и поэтому допускает наличие углов.
Согласно второму аспекту изобретения, предложен колпачок, прикрепляемый с обеспечением закрывания части элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем эта часть выступает из структурного элемента, при этом колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся с указанным структурным элементом, и выполнен из проводящего материала.
Колпачок, соответствующий второму аспекту изобретения, изготовлен из проводящего материала и выполнен прикрепляемым с обеспечением закрывания части элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем эта часть выступает из структурного элемента. Поэтому ток молнии, проходящий через элемент крепления, течет по внутренней части колпачка. Данное обстоятельство позволяет предотвратить концентрацию электрического поля на угловом участке элемента крепления, расположенном в пределах указанной части.
Кроме того, поскольку ток, текущий от элемента крепления к колпачку, протекает к структурному элементу через контактную поверхность, сопротивление этому току существенно уменьшается. Если снижается сопротивление току, протекающему от элемента крепления к структурному элементу, то уменьшается величина тока и, следовательно, дополнительно уменьшается вероятность искрения.
Использование этого колпачка для топливного бака, заполненного горючим веществом, например топливом, позволяет уменьшить вероятность взрыва, обусловленного воспламенением топлива из-за возникновения искр, а следовательно, приводит к повышению безопасности.
Указанная контактная поверхность соприкасается со структурным элементом и, таким образом, не является внешней поверхностью, находящейся во внутреннем пространстве обшивки, и поэтому допускает наличие углов.
Согласно третьему аспекту изобретения, предложена крепежная конструкция, в которой обшивка летательного аппарата и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, соединены с помощью элемента крепления, причем часть элемента крепления, выступающая из структурного элемента, закрыта колпачком, выполненным в соответствии с первым или вторым аспектом изобретения.
При крепежной конструкции, соответствующей третьему аспекту изобретения, часть элемента крепления закрыта колпачком, соответствующим первому или второму аспекту изобретения, и поэтому обеспечивается возможность предотвращения искрения даже при протекании тока молнии через элемент крепления.
Использование этой крепежной конструкции для топливного бака, заполненного горючим веществом, например топливом, позволяет уменьшить вероятность взрыва, обусловленного воспламенением топлива из-за возникновения искр, а следовательно, приводит к повышению безопасности.
Согласно четвертому аспекту изобретения, предложен летательный аппарат, в котором обшивка и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, соединены по меньшей мере частично посредством крепежной конструкции, выполненной в соответствии с третьим аспектом изобретения.
В летательном аппарате, соответствующем четвертому аспекту изобретения, обшивка и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, соединены по меньшей мере частично посредством крепежной конструкции, позволяющей предотвратить искрение. Поэтому использование этой крепежной конструкции для топливного бака, заполненного горючим веществом, например топливом, позволяет уменьшить вероятность взрыва, обусловленного воспламенением топлива из-за возникновения искр, а следовательно, приводит к повышению безопасности.
Обеспечиваемый технический результат
Предложенный колпачок изготовлен из проводящего материала и выполнен прикрепляемым с обеспечением закрывания части элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем эта часть выступает из структурного элемента. Поэтому ток молнии, проходящий через элемент крепления, течет по внутренней части колпачка. Данное обстоятельство позволяет предотвратить концентрацию электрического поля на угловом участке элемента крепления, расположенном в пределах указанной части.
Внешняя поверхность колпачка, находящаяся во внутреннем пространстве обшивки, например поверхность, открытая внутрь бака, является криволинейной, и/или колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся со структурным элементом, и поэтому возможно предотвращение искрения, вызванного электрическим полем.
Использование этого колпачка для топливного бака, заполненного горючим веществом, например топливом, позволяет уменьшить вероятность взрыва, обусловленного воспламенением топлива из-за возникновения искр, а следовательно, приводит к повышению безопасности.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 в аксонометрии иллюстрирует конфигурацию основного крыла, снабженного топливным баком, использующим крепежную конструкцию в соответствии с одним из вариантов предлагаемого изобретения.
Фиг.2 изображает сечение по Х-Х, иллюстрирующее конфигурацию топливного бака, представленного на фиг.1.
Фиг.3 изображает сечение, поясняющее конфигурацию показанной на фиг.2 крепежной конструкции между верхней обшивкой и стрингером.
Описание вариантов изобретения
Ниже крепежная конструкция, соответствующая одному из вариантов изобретения, подробно описана со ссылкой на фиг.1-3.
На фиг.1 представлен вид в аксонометрии, показывающий конфигурацию основного крыла, снабженного топливным баком, использующим крепежную конструкцию в соответствии одним из вариантов предлагаемого изобретения. На фиг.2 показано сечение по X-X конструкции топливного бака, представленного на фиг.1.
Как показано на фиг.1 и 2, основное крыло 1 состоит главным образом из верхней обшивки (обшивки) 3, нижней обшивки (обшивки) 5, лонжеронов (структурные элементы) 7, ребер (структурные элементы) 9 и стрингеров (структурные элементы) 11.
Топливный бак 13 выполнен как необъемлемая часть основного крыла 1 и находится внутри него, или, говоря другими словами, во внутреннем пространстве основного крыла 1.
Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 представляют собой тонкие листы, определяющие внешнюю форму основного крыла 1. Вместе с лонжеронами 7, ребрами 9 и стрингерами 11 они принимают на себя часть растягивающей и сжимающей нагрузок, действующих на основное крыло 1.
Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 - это тонкие листы, образующие верхнюю и нижнюю поверхности основного крыла 1.
Верхнюю обшивку 3 и нижнюю обшивку 5 изготавливают, например, из пластика, армированного углеродным волокном, (ПАУВ), в котором в качестве основы использован эпоксидный компаунд и углеродистое волокно в качестве упрочняющих волокон. Возможно также выполнять верхнюю обшивку 3 и нижнюю обшивку 5 из металла, в частности, из алюминиевого сплава.
Как показано на фиг.1 и 2, лонжероны 7 представляют собой структурные элементы, проходящие вдоль основного крыла 1 (в случае фиг.2 в направлении, перпендикулярном плоскости листа бумаги). Они расположены между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5.
Применимо к данному варианту изобретения для примера рассмотрены лонжероны 7, размещенные соответственно на передней кромке (ПК) и задней кромке (ЗК) основного крыла 1.
Как показано на фиг.1 и 2, стрингеры 11 представляют собой структурные элементы, проходящие между парой лонжеронов 7 вдоль основного крыла 1 (в случае фиг.2 в направлении, перпендикулярном плоскости листа бумаги). Они служат для повышения прочности, обеспечиваемой лонжеронами 7.
Лонжероны 7 и стрингеры 11 передают на фюзеляж (не показан), к которому крепится основное крыло 1, изгибающие и скручивающие силы, приложенные к основному крылу 1, действующие в прямом-обратном направлении и в направлении вверх-вниз.
Как показано на фиг.1 и 2, ребра 9 представляют собой структурные элементы, проходящие в направлении хорд основного крыла 1 (направление слева-направо на фиг.2) и распределенные между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Другими словами, ребра 9 являются структурными элементами, по существу перпендикулярными лонжеронам 7 и стрингерам 11. Это пластинчатые элементы, которым придана форма поперечного сечения основного крыла 1.
Лонжероны 7, ребра 9 и стрингеры 11 изготавливают, например, из металла, в частности из сплава алюминия. В альтернативном случае, их изготавливают из металла лишь частично, или полностью из пластика, упрочненного стекловолокном, например из пластика ПАУВ.
Топливный бак 13 - это бак, в котором содержится авиационное топливо (горючее). Его место определяется внутренним пространством основного крыла 1, разделенным на секции верхней обшивкой 3, нижней обшивкой 5, лонжеронами 7 и рядом ребер 9, как показано на фиг.1 и 2. Топливный бак 13 представляет собой бак, выполненный за одно целое с основным крылом 1.
Внутри топливного бака 13 смонтированы топливопроводы (не показаны на чертеже), предназначенные для приема и выдачи топлива, а также проводка (не показана на чертеже) для системы контроля топлива, предназначенной для измерения количества топлива.
Лонжероны 7, стрингеры 11 и ребра 9 прикреплены к верхней обшивке 3 и нижней обшивке 5 с помощью элементов 15 крепления, выполненных из металла. Элементы 15 крепления могут быть изготовлены, например, из алюминиевого сплава или титана.
Фиг.3 изображает сечение, поясняющее конфигурацию крепежной конструкции 17 между верхней обшивкой 3 и стрингером 11, показанными на фиг.2.
Элемент 15 крепления включает в себя вытянутый цилиндрический стержень 19 и головку 21, расположенную на одном конце стержня 19.
Головка 21 имеет форму усеченного конуса. Часть головки с малым диаметром имеет конфигурацию, обеспечивающую ее сочленение со стержнем 19, диаметр которого по существу равен малому диаметру указанной части головки. На другом конце стержня 19 (противоположном концу с головкой 21) предусмотрена внешняя резьба 23.
Элемент 15 крепления установлен таким образом, что стержень 19 проходит через сквозное отверстие, образованное в верхней обшивке 3 и стрингере 11, а головка 21 утоплена в верхней обшивке 3.
Стержень 19 сконфигурирован так, что выступает из стрингера 11 во внутреннее пространство топливного бака 13. Элемент 15 крепления скрепляет верхнюю обшивку 3 и стрингер 11 с помощью гайки 25, навинчиваемой на внешнюю резьбу 23 стержня 19, а следовательно, перемещаемой в направлении стрингера 11.
Кроме того, в конструкции используется колпачок 27, который закрывает часть элемента 15 крепления, находящуюся внутри топливного бака 13, (или говоря другими словами, часть, выступающую из стрингера 11 внутрь топливного бака 13), а также гайку 25.
Колпачок 27 имеет форму по существу сферического тела, обрезанного по плоскости. Эта секущая плоскость образует контактную поверхность 29, соприкасающуюся со стрингером 11, выполняющим функции структурного элемента.
По центру контактной поверхности 29 предусмотрена полость 31, в которой размещается выступающая из стрингера 11 часть элемента 15 крепления и целиком гайка 25. Колпачок 27 устанавливают при таком состоянии, когда в полости 31 размещены часть элемента 15 крепления, выступающая из стрингера 11, и полностью гайка 25, и когда контактная поверхность 29 соприкасается со стрингером 11. Говоря другими словами, колпачок 27 прикрепляют, чтобы закрыть часть элемента 15 крепления, выступающую из стрингера 11, и всю гайку 25.
Внешняя поверхность 33 колпачка 27, за исключением контактной поверхности 29, обращена в пространство, находящееся с внутренней стороны верхней обшивки 3 или, говоря другими словами, во внутреннее пространство топливного бака 13. При установке колпачка 27 его внешняя поверхность 33 входит во внутреннее пространство верхней оболочки 3. С другой стороны, контактная поверхность 29 соприкасается со стрингером 11 и, таким образом, не связана с внутренним пространством верхней обшивки 3.
Внешняя поверхность 33 образована по существу частью сферы и поэтому является криволинейной поверхностью. Между тем, внешняя поверхность 33 не ограничивается лишь случаем части сферы, а может представлять собой криволинейную поверхность любой подходящей формы.
Хотя на границе между контактной поверхностью 29 и внешней поверхностью 33 образуется угловой участок, этот участок не является частью внешней поверхности 33, входящей во внутреннее пространство верхней обшивки 3, поскольку контактная поверхность 29 соприкасается со стрингером 11.
Колпачок 27 изготавливают, например, из алюминиевого сплава. Однако материал, используемый при создании колпачка 27, не ограничивается только случаем алюминиевого сплава - в качестве него можно использовать любой подходящий проводящий материал.
В этом случае для замедления электролитической коррозии желательно использовать материал, имеющий по существу такое же электрическое сопротивление, как у материалов элемента 15 крепления и стрингера 11.
Крепление колпачка 27 может быть осуществлено путем нарезания внутренней резьбы в полости 31 и сцепления этой внутренней резьбы с внешней резьбой 25 элемента 15 крепления с обеспечением в результате прочного контакта между контактной поверхностью 29 и стрингером 11.
Если между контактной поверхностью 29 и стрингером 11 образуется зазор, то между ними для обеспечения электрической проводимости следует поместить проводящую смазку.
Другая возможность заключается в использовании между контактной поверхностью 29 и стрингером 11 уплотнения, обеспечивающего повышенную адгезионную способность. В этом случае желательно снабдить контактную поверхность 29 выступом и плотно прижать ее, чтобы она вошла в поверхность стрингера 11, благодаря чему будет обеспечена электрическая проводимость.
Крепежная конструкция, снабженная элементом 15 крепления, связывающим верхнюю обшивку 3 и нижнюю обшивку 5 с лонжеронами 7 и ребрами 9, включает в себя рассмотренный выше колпачок 27.
Далее рассмотрено функционирование крепежной конструкции 17, соответствующей описанному выше варианту изобретения.
При ударе молнии в зоне элемента 15 крепления через элемент 15 крепления протекает ток молнии. Ток молнии, протекающий через элемент 15 крепления, течет от элемента 15 крепления к стрингеру 11, причем ток, протекая от элемента 15 крепления через внутреннюю часть колпачка 27 к стрингеру 11, проходит через контактную поверхность 29.
Поскольку ток молнии течет от элемента 15 крепления через внутреннюю часть колпачка 27 к стрингеру 11, появляется возможность предотвратить концентрацию электрического поля на угловом участке элемента 15 крепления, например, на дальнем конце внешней резьбы 23 или на конце элемента 15 крепления.
Поскольку колпачку 27 придана криволинейная внешняя поверхность 33, крепежная конструкция не имеет углов. Соответственно, внешняя поверхность 33 колпачка 27 не имеет участков, где концентрируется электрическое поле, и, следовательно, предотвращается искрение, обусловленное концентрацией электрического поля.
Кроме того, поскольку ток молнии, прошедший от элемента 15 крепления к колпачку 27, течет к стрингеру 11 через контактную поверхность 29, площадь которой для передачи тока является увеличенной по сравнению со случаем конструкции, обеспечивающей только прямое протекание тока от элемента крепления 15 к стрингеру 11, то существенно снижается сопротивление току, протекающему от элемента 15 крепления к стрингеру 11. При снижении сопротивления току, протекающему от элемента 15 крепления к стрингеру 11, уменьшается величина тока, и, следовательно, появляется дополнительная возможность предотвращения искрения.
Соответственно, существенно снижается вероятность взрыва вследствие воспламенения топлива, вызванного искрением внутри топливного бака 13, и таким образом, повышается безопасность летательного аппарата. Кроме того, благодаря упрощению конструкции средства защиты от молнии для элемента 15 крепления и повышению ее технологичности, становится возможным снизить стоимость изготовления.
Следует иметь в виду, что предлагаемое изобретение не ограничено описанными выше вариантами выполнения и может претерпевать различные модификации, не выходящие за рамки его правовой охраны.
Например, в случае, когда возможна широкая контактная поверхность 29 и сопротивление току, протекающему от элемента 15 крепления к стрингеру 11, достаточно мало, на внешней поверхности 33 допустимо наличие угла.
Номер позиций
1 Основное крыло
3 Верхняя обшивка
5 Нижняя обшивка
7 Лонжерон
9 Ребро
11 Стрингер
15 Элемент крепления
17 Крепежная конструкция
27 Колпачок
29 Контактная поверхность
33 Внешняя поверхность.
Claims (4)
1. Колпачок, прикрепляемый с обеспечением закрывания части проводящего элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем указанная часть выступает из структурного элемента,
при этом внешняя поверхность колпачка, проходящая во внутреннее пространство обшивки, является криволинейной,
причем колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся со структурным элементом, и выполнен из проводящего материала, при этом
колпачок находится в электрическом контакте с указанным элементом крепления.
при этом внешняя поверхность колпачка, проходящая во внутреннее пространство обшивки, является криволинейной,
причем колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся со структурным элементом, и выполнен из проводящего материала, при этом
колпачок находится в электрическом контакте с указанным элементом крепления.
2. Колпачок, прикрепляемый с обеспечением закрывания части проводящего элемента крепления, связывающего обшивку летательного аппарата со структурным элементом, размещенным с внутренней стороны обшивки, причем указанная часть выступает из структурного элемента,
причем колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся с указанным структурным элементом, и выполнен из проводящего материала, при этом колпачок находится в электрическом контакте с указанным элементом крепления.
причем колпачок имеет контактную поверхность, соприкасающуюся с указанным структурным элементом, и выполнен из проводящего материала, при этом колпачок находится в электрическом контакте с указанным элементом крепления.
3. Крепежная конструкция, в которой обшивка летательного аппарата и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, соединены с помощью элемента крепления,
причем часть элемента крепления, выступающая из структурного элемента, закрыта колпачком, выполненным по любому из пп.1-2.
причем часть элемента крепления, выступающая из структурного элемента, закрыта колпачком, выполненным по любому из пп.1-2.
4. Летательный аппарат, в котором обшивка и структурный элемент, размещенный с внутренней стороны обшивки, соединены по меньшей мере частично посредством крепежной конструкции по п.3.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2010066927A JP5619446B2 (ja) | 2010-03-23 | 2010-03-23 | キャップ、これを用いた締結構造およびこの締結構造を有する航空機 |
| JP2010-066927 | 2010-03-23 | ||
| PCT/JP2011/056744 WO2011118558A1 (ja) | 2010-03-23 | 2011-03-22 | キャップ、これを用いた締結構造およびこの締結構造を有する航空機 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012138584A RU2012138584A (ru) | 2014-04-27 |
| RU2531113C2 true RU2531113C2 (ru) | 2014-10-20 |
Family
ID=44673110
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012138584/11A RU2531113C2 (ru) | 2010-03-23 | 2011-03-22 | Колпачок, крепежная конструкция, использующая этот колпачок, и самолет, включающий в себя крепежную конструкцию |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9108743B2 (ru) |
| EP (1) | EP2551187B1 (ru) |
| JP (1) | JP5619446B2 (ru) |
| CN (2) | CN105129100B (ru) |
| BR (1) | BR112012023333B1 (ru) |
| CA (1) | CA2792105C (ru) |
| RU (1) | RU2531113C2 (ru) |
| WO (1) | WO2011118558A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9939006B2 (en) | 2015-10-14 | 2018-04-10 | The Boeing Company | Sealing system for fasteners |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5187985B1 (ja) | 2011-11-04 | 2013-04-24 | 三菱航空機株式会社 | 耐雷ファスナ、耐雷ファスナのキャップ |
| CN104203752A (zh) | 2012-03-26 | 2014-12-10 | 三菱重工业株式会社 | 燃料箱、主翼、航空器主体、航空器及移动体 |
| JP5989892B2 (ja) * | 2012-04-11 | 2016-09-07 | ピーアールシー−デソト インターナショナル，インコーポレイティド | ナットプレートの封止キャップ |
| US9140291B2 (en) * | 2012-09-28 | 2015-09-22 | The Boeing Company | Apparatus for covering a fastener system |
| GB201301703D0 (en) * | 2013-01-31 | 2013-03-20 | Airbus Operations Ltd | Cap Assembly |
| GB201301704D0 (en) * | 2013-01-31 | 2013-03-20 | Airbus Operations Ltd | Cap assembly |
| JP6071686B2 (ja) | 2013-03-26 | 2017-02-01 | 三菱重工業株式会社 | 燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 |
| JP6113544B2 (ja) * | 2013-03-26 | 2017-04-12 | 三菱重工業株式会社 | 燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 |
| FR3005121B1 (fr) * | 2013-04-30 | 2015-05-22 | Airbus Operations Sas | Dispositif de guidage destine a etre interpose entre un dispositif de fixation de pieces d'un assemblage, et un dispositif de protection du dispositif de fixation |
| US9188226B2 (en) * | 2013-07-15 | 2015-11-17 | The Boeing Company | Apparatus for installing a seal cap |
| US9541118B2 (en) | 2013-09-23 | 2017-01-10 | The Boeing Company | Systems and methods for use in covering a portion of a fastener protruding from a surface |
| US9618029B2 (en) | 2013-09-23 | 2017-04-11 | The Boeing Company | Systems and methods for use in covering a portion of a fastener protruding from a surface |
| US9849637B2 (en) | 2013-10-22 | 2017-12-26 | The Boeing Company | Self-centering sealant applicator |
| GB2523125B (en) * | 2014-02-13 | 2016-10-19 | Airbus Operations Ltd | Lobed nut cap |
| US9908637B2 (en) * | 2014-05-23 | 2018-03-06 | The Boeing Company | Modified shank fasteners for electromagnetic effect (EME) technology |
| CN104763721B (zh) * | 2015-04-08 | 2017-01-11 | 四川建设机械（集团）股份有限公司 | 封闭空间螺栓连接结构及连接方法 |
| US10179640B2 (en) * | 2016-08-24 | 2019-01-15 | The Boeing Company | Wing and method of manufacturing |
| US20180339788A1 (en) * | 2017-05-26 | 2018-11-29 | Joe A. Garcia | Protective cap and nut gauge for an aircraft fuel tank fastener system |
| FR3070892B1 (fr) * | 2017-09-12 | 2019-10-25 | Psa Automobiles Sa | Systeme d’indexation d’une piece |
| JP6677703B2 (ja) * | 2017-12-21 | 2020-04-08 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 雷電流制御装置、雷電流制御方法及び航空機 |
| JP6778221B2 (ja) * | 2018-01-15 | 2020-10-28 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 締結構造 |
| US11447230B2 (en) * | 2020-01-30 | 2022-09-20 | The Boeing Company | Aircraft fuel tank access panel assemblies |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2263581C2 (ru) * | 2003-12-30 | 2005-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Многослойное молниезащитное покрытие |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2688497A (en) * | 1951-12-17 | 1954-09-07 | Northrop Aircraft Inc | Sealing nut assembly |
| US4041833A (en) * | 1976-08-13 | 1977-08-16 | Wagner Adolph A | Cap assembly for a nut and bolt |
| US4295766A (en) * | 1978-07-27 | 1981-10-20 | Francis Shaw | Self-aligning dome nut |
| US4429341A (en) * | 1981-05-06 | 1984-01-31 | The Boeing Company | Lightning protection for external surface composite material of an aircraft |
| US4382049A (en) * | 1981-11-30 | 1983-05-03 | Mcdonnell Douglas Corporation | Forming a lightning spark isolation barrier |
| US4502092A (en) * | 1982-09-30 | 1985-02-26 | The Boeing Company | Integral lightning protection system for composite aircraft skins |
| US4628402A (en) * | 1985-09-30 | 1986-12-09 | The Boeing Company | Lightning protection of fasteners in composite material |
| GB8628555D0 (en) * | 1986-11-28 | 1987-01-07 | British Aerospace | Anti lightning strike fasteners |
| US4905931A (en) | 1988-02-18 | 1990-03-06 | The Boeing Company | Arc suppression around fasteners |
| US5314144A (en) * | 1991-12-18 | 1994-05-24 | Raytheon Company | Thermally compensating insert fastener |
| FR2718706B1 (fr) * | 1994-04-15 | 1996-06-14 | Aerospatiale | Structure anti-étincelage, notamment pour aéronef. |
| US6086972A (en) * | 1996-02-21 | 2000-07-11 | Rayburn; Herbert | Deformable self-adhering fastener cover and installation method |
| US6347916B1 (en) * | 1998-05-08 | 2002-02-19 | Jose G. Ramirez | Cap for protecting foundation anchor bolts |
| WO2004106160A1 (en) * | 2003-05-30 | 2004-12-09 | Bae Systems Plc | Composite structure lightning protection |
| US6902316B1 (en) * | 2004-02-05 | 2005-06-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Non-invasive corrosion sensor |
| JP4786426B2 (ja) | 2005-10-06 | 2011-10-05 | 三菱重工業株式会社 | ファスナ |
| FR2899291B1 (fr) * | 2006-03-31 | 2010-11-12 | Airbus France | Ecrou pour la fixation d'un pare-brise d'aeronef et dispositif de fixation d'un pare-brise d'aeronef incorporant ledit ecrou |
| US7874779B2 (en) * | 2007-07-23 | 2011-01-25 | The Monadnock Company | Fasteners, fastener components and fastener receptacles |
| JP5055178B2 (ja) | 2008-03-24 | 2012-10-24 | 三菱重工業株式会社 | 航空機組立品 |
-
2010
- 2010-03-23 JP JP2010066927A patent/JP5619446B2/ja active Active
-
2011
- 2011-03-22 BR BR112012023333-5A patent/BR112012023333B1/pt active IP Right Grant
- 2011-03-22 US US13/583,332 patent/US9108743B2/en active Active
- 2011-03-22 EP EP11759363.2A patent/EP2551187B1/en active Active
- 2011-03-22 CN CN201510504239.7A patent/CN105129100B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-03-22 RU RU2012138584/11A patent/RU2531113C2/ru active
- 2011-03-22 CA CA2792105A patent/CA2792105C/en active Active
- 2011-03-22 CN CN201180013072.4A patent/CN102883949B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-03-22 WO PCT/JP2011/056744 patent/WO2011118558A1/ja active Application Filing
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2263581C2 (ru) * | 2003-12-30 | 2005-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Многослойное молниезащитное покрытие |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Энциклопедия, Авиация, Научное издательство Большая Российская Энциклопедия, ЦАГИ, 1994, с. 356. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9939006B2 (en) | 2015-10-14 | 2018-04-10 | The Boeing Company | Sealing system for fasteners |
| RU2660096C2 (ru) * | 2015-10-14 | 2018-07-04 | Зе Боинг Компани | Уплотнительная система для герметизации крепежных элементов |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2011195114A (ja) | 2011-10-06 |
| EP2551187A4 (en) | 2016-11-23 |
| EP2551187B1 (en) | 2020-06-17 |
| RU2012138584A (ru) | 2014-04-27 |
| BR112012023333A2 (pt) | 2016-05-24 |
| BR112012023333B1 (pt) | 2020-12-29 |
| CA2792105A1 (en) | 2011-09-29 |
| WO2011118558A1 (ja) | 2011-09-29 |
| JP5619446B2 (ja) | 2014-11-05 |
| US20130043351A1 (en) | 2013-02-21 |
| EP2551187A1 (en) | 2013-01-30 |
| CN105129100B (zh) | 2018-03-23 |
| CN102883949B (zh) | 2015-09-16 |
| CA2792105C (en) | 2014-05-06 |
| US9108743B2 (en) | 2015-08-18 |
| CN105129100A (zh) | 2015-12-09 |
| CN102883949A (zh) | 2013-01-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2531113C2 (ru) | Колпачок, крепежная конструкция, использующая этот колпачок, и самолет, включающий в себя крепежную конструкцию | |
| JP5611097B2 (ja) | 耐雷防爆用ファスナ | |
| CA2785045C (en) | Lightning protection aircraft skin assembly | |
| JP5473892B2 (ja) | 耐雷ファスナ、航空機 | |
| RU2373109C2 (ru) | Конструкция изоляционного комплекта для изоляции внутренней стороны фюзеляжа летательного аппарата | |
| US9868545B2 (en) | Primary structure for an attachment pylon with firewall and thermal layers | |
| JP5751871B2 (ja) | 燃料タンク | |
| US20100061031A1 (en) | Protection Device against Electrical Discharges in Aircraft | |
| US8004815B2 (en) | Lightning protection system and an aircraft having such a system | |
| US10815002B2 (en) | Structural component of aircraft wing body and aircraft including the structural component | |
| EP2783979B1 (en) | Method for providing a current return network in an aircraft structure | |
| ES2352220T3 (es) | Ala de avión compuesta por paneles de materiales compuestos y metálicos. | |
| EP2535265B1 (en) | Closure member for opening | |
| JP2013119335A (ja) | 耐雷ファスナ | |
| US9016615B2 (en) | Lightning and corrosion protection arrangement in an aircraft structural component | |
| CA2789184C (en) | Closing member for opening |