RU2581104C1 - Топливный бак, основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело - Google Patents
Топливный бак, основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело Download PDFInfo
- Publication number
- RU2581104C1 RU2581104C1 RU2014133705/11A RU2014133705A RU2581104C1 RU 2581104 C1 RU2581104 C1 RU 2581104C1 RU 2014133705/11 A RU2014133705/11 A RU 2014133705/11A RU 2014133705 A RU2014133705 A RU 2014133705A RU 2581104 C1 RU2581104 C1 RU 2581104C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel tank
- aircraft
- main wing
- matrix
- structural element
- Prior art date
Links
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 title claims abstract description 54
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 33
- 239000012779 reinforcing material Substances 0.000 claims abstract description 22
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims abstract description 18
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 34
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 21
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 21
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims description 19
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 18
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 abstract description 4
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 abstract 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 23
- 238000000034 method Methods 0.000 description 16
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 14
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 8
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 6
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 5
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 5
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 3
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 229920003002 synthetic resin Polymers 0.000 description 2
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 239000002952 polymeric resin Substances 0.000 description 1
- 239000011208 reinforced composite material Substances 0.000 description 1
- 239000000057 synthetic resin Substances 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
- 229920006337 unsaturated polyester resin Polymers 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 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
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/04—Arrangement thereof in or on aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/34—Tanks constructed integrally with wings, e.g. for fuel or water
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60K—ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PROPULSION UNITS OR OF TRANSMISSIONS IN VEHICLES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF PLURAL DIVERSE PRIME-MOVERS IN VEHICLES; AUXILIARY DRIVES FOR VEHICLES; INSTRUMENTATION OR DASHBOARDS FOR VEHICLES; ARRANGEMENTS IN CONNECTION WITH COOLING, AIR INTAKE, GAS EXHAUST OR FUEL SUPPLY OF PROPULSION UNITS IN VEHICLES
- B60K15/00—Arrangement in connection with fuel supply of combustion engines or other fuel consuming energy converters, e.g. fuel cells; Mounting or construction of fuel tanks
- B60K15/03—Fuel tanks
- B60K15/03177—Fuel tanks made of non-metallic material, e.g. plastics, or of a combination of non-metallic and metallic material
-
- 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
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
-
- 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
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/06—Constructional adaptations thereof
- B64D37/08—Internal partitioning
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Transportation (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Reinforced Plastic Materials (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном. Армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик. Матрице придана электропроводность. Поверхность резания конструкционного элемента, образованная резанием указанного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть топливного бака, в которой размещается топливо. Основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело содержат топливный бак вышеуказанной конструкции. Достигается возможность предотвратить увеличение массы и уменьшить рабочие часы и затраты в процессе изготовления. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Область техники
[0001] Предлагаемое изобретение относится к топливному баку с использованием пластика, армированного углеродным волокном в качестве конструктивного элемента данного бака, а также к основному крылу, фюзеляжу летательного аппарата, летательному аппарату и подвижному телу.
Уровень техники
[0002] Существуют случаи, когда основное крыло летательного аппарата используется в качестве топливного бака, выполненного с возможностью размещения топлива. Топливный бак, объединенный с основным крылом и имеющий конструкцию крыла в виде непроницаемой для жидкости конструкции, в которой не происходит утечки топлива, называется встроенным баком. Встроенный бак имеет тенденцию нанесения композитного материала, например пластика, армированного углеродным волокном, (CFRP) на данный бак в целях уменьшения массы. В материале CFPR углеродные волокна используются в качестве армирующих материалов, и синтетическая смола используется в качестве матрицы.
[0003] В патентной литературе PTL 1 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к трехмерному фиброармированному полимерному композитному материалу, в котором кромковый изгиб конфигурируют электропроводящим материалом, имеющим более высокую электропроводность, чем направленное в плоскости волокно, для придания электропроводности фиброармированному полимерному композитному материалу без ухудшения производительности. Кроме того, в патентной литературе PTL 2 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к препрегу и композитному материалу, армированному углеродным волокном, причем данный способ предусматривает электропроводящие частицы или волокна в указанных препреге и композитном материале с целью придания как превосходной ударной прочности, так и электропроводности. Кроме того, в патентной литературе PTL3 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к улучшенному композитному материалу, причем данный способ предусматривает электропроводящие частицы, распределенные в полимерной смоле внутри данного материала с целью придания электропроводности при полном или почти полном отсутствии увеличения массы по сравнению со стандартным композитным материалом.
Документы уровня техники
Патентная литература
[0004] [PTL 1] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2007-301838
[PTL 2] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2010-280904
[PTL 3] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2011-168792
Раскрытие изобретения
[0005] В этой связи при использовании материала CFRP в топливном баке летательного аппарата концевые участки углеродных волокон открыты на внутреннюю часть топливного бака на поверхности CFRP компонента, в частности на поверхность резания, образованную обработкой резанием.
[0006] В данном случае, если во время удара молнии по основному крылу молниевый ток протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность резания, то существует опасность, что между углеродными волокнами на концевых участках углеродных волокон может возникнуть электрический разряд. В качестве меры противодействия электрическому разряду принят способ нанесения изолирующего или подобного материала на поверхность CFRP компонента или поверхность резания для ограничения, таким образом, генерируемого внутри тока. Однако вследствие работы по нанесению изолирующего или подобного материала увеличиваются рабочие часы или затраты в процессе изготовления топливного бака. Кроме этого, вследствие нанесенного на основное крыло изолирующего материала, увеличивается масса данного крыла.
[0007] Помимо этого, вышеописанная проблема не ограничивается встроенным баком, объединенным с основным крылом летательного аппарата, но также имеет место в контейнере топливного элемента, через который протекает топливо. В дальнейшем, описание будет также касаться контейнера топливного элемента, входящего в состав топливного бака. Кроме этого та же проблема также имеет место в фюзеляже летательного аппарата, имеющем топливный бак, и в подвижном теле, отличном от летательного аппарата, например в автомобиле, в котором установлен топливный бак.
[0008] Предлагаемое изобретение выполнено с учетом подобных условий и имеет своей задачей предложить топливный бак, для которого предусмотрена возможность уменьшения рабочих часов или затрат в процессе изготовления и предотвращено увеличение массы основного крыла, фюзеляжа летательного аппарата, летательного аппарата и подвижного тела.
[0009] Для решения вышеуказанной проблемы для топливного бака, основного крыла, фюзеляжа летательного аппарата, летательного аппарата и подвижного тела, в соответствии с предлагаемым изобретением, приняты следующие средства.
Так, топливный бак, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик, и при этом указанной матрице придана электропроводность.
[0010] В соответствии с предлагаемым изобретением конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна. Кроме этого матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность. В случае, когда матрице не придана электропроводность, и на концевом участке конструктивного элемента не выполнена обработка изолирующим или подобным материалом, и если во время удара молнии через концевой участок протекает молниевый ток, то существует опасность, что между армирующими материалами на концевом участке может возникнуть электрический разряд. Однако, поскольку матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.
[0011] В вышеописанном изобретении поверхность резания конструктивного элемента, образованная резанием конструктивного элемента, может быть открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо.
[0012] В соответствии с предлагаемым изобретением, даже если концевой участок конструктивного элемента представляет собой поверхность резания, и поверхность резания открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо, то, поскольку матрице придана электропроводность, между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.
[0013] В вышеописанном изобретении в направлении толщины пластины пластик, армированный углеродным волокном, предпочтительно имеет удельное сопротивление меньше или равное 500 Ом*см.
[0014] Кроме этого основное крыло, в соответствии с предлагаемым изобретением, имеет вышеописанный топливный бак в качестве корпуса конструкции данного крыла, и фюзеляж летательного аппарата, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанный топливный бак.
В соответствии с данными изобретениями корпус конструкции основного крыла представляет собой топливный бак, или фюзеляж летательного аппарата снабжен топливным баком, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и данной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.
[0015] Кроме того, летательный аппарат, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанное основное крыло или вышеописанный фюзеляж летательного аппарата.
В соответствии с данным изобретением основное крыло летательного аппарата или фюзеляж летательного аппарата имеет топливный бак в качестве корпуса конструкции данного крыла или фюзеляжа, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.
[0016] Кроме этого подвижное тело, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанный топливный бак.
В соответствии с данным изобретением подвижное тело имеет топливный бак в качестве корпуса конструкции данного тела, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.
[0017] В соответствии с предлагаемым изобретением, поскольку матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента, и поскольку нет необходимости отдельного обеспечения изолирующим или подобным материалом концевого участка конструктивного элемента, то возможно уменьшить рабочие часы или затраты в процессе изготовления и предотвратить увеличение массы.
Краткое описание чертежей
[0018] На Фиг. 1 изображен вид основного крыла, выполненного в соответствии с одним вариантом осуществления предлагаемого изобретения, в перспективе, причем данное основное крыло изображено частично в разрезе.
На Фиг. 2 изображено вертикальное поперечное сечение основного крыла, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения.
Фиг. 3 представляет собой вид сбоку выступа нервюры, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения, и вид в направлении стрелки по линии III-III Фиг. 5.
Фиг. 4 представляет собой частичное вертикальное поперечное сечение верхней обшивки и нервюры, выполненных в соответствии с вариантом осуществления изобретения, и поперечное сечение по линии IV-IV Фиг. 2.
Фиг. 5 представляет собой вид сверху выступа нервюры, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения.
Фиг. 6 представляет собой вид сверху выступа нервюры, выполненного в соответствии с известным уровнем техники.
Фиг. 7 представляет собой вид сбоку выступа нервюры, выполненного в соответствии с известным уровнем техники, и вид в направлении стрелки по линии VII-VII Фиг. 6.
На Фиг. 8 изображен график, показывающий зависимость удельного сопротивления [Ом·см] в направлении толщины пластины испытываемого тела от относительного искрообразующего тока [%].
Осуществление изобретения
[0019] Далее со ссылкой на чертежи будет дано описание одного варианта осуществления, относящегося к предлагаемому изобретению.
Сначала будет дано описание конфигурации основного крыла 1 летательного аппарата, относящейся к данному варианту осуществления.
Основное крыло 1 снабжено верхней обшивкой 3, нижней обшивкой 5, передним лонжероном 7, задним лонжероном 9, группой нервюр 11 и другими подобными элементами, как изображено на Фигурах 1 и 2.
Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 представляют собой тонкие пластины, конфигурирующие внешнюю форму основного крыла 1, и одновременно являющиеся аэродинамическими поверхностями. Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 несут часть растягивающей нагрузки или сжимающей нагрузки, воздействующей на основное крыло 1, вместе с передним лонжероном 7, задним лонжероном 9 и стрингером (не изображен).
[0020] Как изображено на Фиг. 1, передний лонжерон 7 и задний лонжерон 9 представляют собой конструктивные элементы, выполненные проходящими в направлении размаха основного крыла 1, и расположены между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Группа стрингеров представляет собой вспомогательные элементы, выполненные проходящими в направлении размаха основного крыла 1 на внутренней поверхности верхней обшивки 3 или нижней обшивки 5, и расположена между передним лонжероном 7 и задним лонжероном 9.
[0021] Как изображено на Фиг. 1, нервюра 11 представляет собой конструктивный элемент, проходящий в направлении поперек размаха основного крыла 1, и расположена между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Таким образом, нервюра 11 представляет собой конструктивный элемент, выполненный проходящим в направлении, примерно перпендикулярном переднему лонжерону 7 и заднему лонжерону 9, и пластинообразный элемент, образованный в форме вертикального поперечного сечения основного крыла 1. При этом, как изображено на Фиг. 1 или 2, в нервюре 11 выполнена, в продольном направлении, группа отверстий 14.
[0022] В основном крыле 1 секция, окруженная передним лонжероном 7, задним лонжероном 9, верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5, используется в качестве топливного бака 13, в котором размещается топливо. Сама фюзеляжная конструкция рассматривается в качестве контейнера, и поэтому топливный бак 13 называется встроенным баком. При этом передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюра 11 также представляют собой конструктивные элементы топливного бака 13. Топливный бак 13 имеет непроницаемую для жидкости конструкцию, в которой не происходит утечки топлива наружу.
[0023] Во внутренней части топливного бака 13 установлены топливные трубопроводы (не изображены) для подачи топлива в топливный бак, группа топливных расходометров (не изображены) для детектирования количества топлива, провода (не изображены) для топливного расходометра и другие подобные устройства.
[0024] Далее будет дано описание конструктивных элементов топливного бака 13.
Для конструктивных элементов топливного бака 13, то есть для переднего лонжерона 7, заднего лонжерона 9, верхней обшивки 3, нижней обшивки 5 и нервюры 11 используется пластик, армированный углеродным волокном (CFRP). При этом, как изображено на Фиг. 3, в данном варианте осуществления изобретения в материале CFRP, примененном для топливного бака 13, армирующий материал 15 содержит углеродные волокна, а матрица 17 содержит пластик. В свою очередь, матрица 17 имеет электропроводность, обеспеченную в данной матрице, и, таким образом, материал CFRP, используемый для конструктивных элементов топливного бака 13, имеет электропроводность. На Фиг. 3 изображена нервюра 11. Однако для других элементов применима аналогичная конструкция.
[0025] Кроме этого в топливном баке 13 все элементы - передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюра 11 могут быть не образованы из материала CFRP и могут быть частично образованы из металла, например алюминиевого сплава.
[0026] Матрица 17 содержит пластик, например, термоотверждающуюся смолу, такую как ненасыщенную полиэфирную смолу или эпоксидную смолу. Относительно способа придания электропроводности матрице 17 могут быть применены различные способы придания электропроводности пластику, например термоотверждающейся смоле, и в данном документе подробное описание данного способа опущено. Относительно способа придания электропроводности матрице 17 существует, например, способ включения электропроводящих частиц или волокон в пластик, способ придания электропроводности самому пластику или другой подобный способ. Удельное сопротивление матрицы 17 составляет, например, несколько Ом·см.
[0027] В конструктивном элементе топливного бака 13, изготовленном из материала CFRP, поверхность резания, образованная обработкой резанием, открыта на внутреннюю часть топливного бака 13, в которой размещается топливо. Например, как изображено на Фиг. 4, в случае, когда нервюра 11 сконфигурирована, чтобы содержать выступ 11А, стержень 11В и другие подобные элементы, поверхности 11а резания открыты на внутреннюю часть топливного бака 13 на концевых участках выступа 11А.
[0028] В данном варианте осуществления изобретения, поскольку матрице 17 придана электропроводность, то, как изображено на Фиг. 5, во время удара молнии в нервюру 11 основного крыла 1, когда молниевый ток С протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания от точки Ρ удара молнии, между армирующими материалами 15 происходит проведение электричества. В результате затруднено возникновение электрического разряда между армирующими материалами 15 в поверхности 11а резания материала CFRP.
[0029] Кроме этого в данном варианте осуществления изобретения, в отличие от технологии предотвращения коррозии путем электролитического воздействия при предотвращении накопления заряда путем нанесения, в качестве грунтовки, антистатического покрытия на поверхность конструктивного элемента, изготовленного из материала CFRP, между армирующими материалами 15, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества путем придания электропроводности самой матрице 17.
[0030] В отличие от данного варианта осуществления изобретения, в случае, когда матрице 17 не придана электропроводность, то, как изображено на Фиг. 6, во время удара молнии в нервюру 11 основного крыла 1, когда молниевый ток С протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания от точки Ρ удара молнии, то существует опасность, что между армирующими материалами 15 на концевых участках армирующих материалов 15 может возникнуть электрический разряд D (как изображено на Фигурах 6 и 7). В существующем уровне техники, как изображено на Фиг. 6, в качестве меры противодействия электрическому разряду принят способ нанесения изолирующего материала 12 или подобного материала на поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания для ограничения, таким образом, генерируемого внутри тока. Однако вследствие работы по нанесению изолирующего материала 12 или подобного материала увеличиваются рабочие часы или затраты в процессе изготовления топливного бака 13. Кроме этого вследствие нанесенного на основное крыло изолирующего материала 12 увеличивается масса данного крыла.
[0031] В отличие от этого, в соответствии с данным вариантом осуществления изобретения, конструктивные элементы топливного бака 13 представляют собой материал CFRP, в котором армирующий материал 15 содержит углеродные волокна, и матрица 17 содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность. Поскольку матрице 17 придана электропроводность, и даже если поверхность 11а резания обращена на внутреннюю часть топливного бака 13, то между армирующими материалами 15 гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда между армирующими материалами 15 в поверхности 11а резания конструктивного элемента.
[0032] Далее будет дано описание результата, полученного путем создания испытываемого тела и проведения испытания по молниезащите испытываемого тела, относительно каждого варианта осуществления изобретения и примера из существующего уровня техники.
В данном испытании сравнена разница текущих значений, при котором образована искра путем приложения высокотоковой формы сигнала к испытываемому телу, в конструктивном элементе, имеющем материал CFRP с приданной ему электропроводностью (для данного варианта осуществления изобретения), и в конструктивном элементе, имеющем материал CFRP без приданной ему электропроводности (существующий уровень техники).
Способ испытаний по молниезащите был реализован в соответствии с описанием в документе "Проводимые токовые испытания по способу искровых испытаний летательных аппаратов" (ARP5416), разработанном компанией SAF International. Высокотоковая форма сигнала, приложенная к испытываемому телу, представляет собой форму сигнала компонента А по имитирующему молнию току, как это определено в документе ARP5412A.
[0033] На Фиг. 8 изображена зависимость удельного сопротивления [Ом·см] в направлении толщины пластины испытываемого тела от относительного искрообразующего тока [%]. В результате выполнения испытаний по молниезащите на группе испытываемых тел, имеющих разные удельные сопротивления в направлении толщины пластины, получены результаты, изображенные на Фиг. 8. На Фиг. 8 значение искрообразующего тока для каждого испытываемого тела показано в процентах, причем значение искрообразующего тока для конструктивного элемента, имеющего материал CFRP без электропроводности, обеспеченной в данном материале, установлено равным 100%.
[0034] В соответствии с результатами испытаний, если указанному материалу придана электропроводность и при этом удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 500 Ом·см, то конструктивный элемент, имеющий материал CFRP с приданной ему электропроводностью, проявляет преимущество по относительному искрообразующему току, и, в частности, если удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 200 Ом·см, обнаружено, что относительный искрообразующий ток возрастает в два раза или больше.
То есть для материала CFRP с приданной ему электропроводностью, в котором удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 500 Ом·см, было подтверждено, что возможно подавить образование искры из-за молниевого тока в момент удара молнии, по сравнению с материалом CFRP без приданной ему электропроводности, и для материала CFRP с приданной ему электропроводностью, в котором удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 200 Ом·см, было подтверждено, что возможно дополнительно подавить образование искры из-за молниевого тока в момент удара молнии.
[0035] Кроме этого вышеописанный вариант осуществления изобретения описан относительно примера топливного бака 13, называемого встроенным баком, объединенным с основным крылом летательного аппарата. Однако предлагаемое изобретение не ограничивается данным примером. Предлагаемое изобретение может быть также применено, например, для конструктивного элемента, используемого для контейнера (топливного бака) топливного элемента, через который протекает топливо. Кроме этого предлагаемое изобретение может быть также применено для конструктивного элемента топливного бака, установленного в фюзеляже летательного аппарата, или для конструктивного элемента топливного бака, установленного на мобильном теле, отличном от летательного аппарата, например в автомобиле.
[0036] Список цифровых обозначений
1: основное крыло
3: верхняя обшивка
5: нижняя обшивка
7: передний лонжерон
9: задний лонжерон
11: нервюра
11а: поверхность резания
11А: выступ
11В: стержень
12: изолирующий материал
13: топливный бак
15: армирующий материал
17: матрица
Claims (6)
1. Топливный бак, содержащий:
конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик,
причем указанной матрице придана электропроводность, и
поверхность резания конструктивного элемента, образованная резанием данного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо.
конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик,
причем указанной матрице придана электропроводность, и
поверхность резания конструктивного элемента, образованная резанием данного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо.
2. Бак по п. 1, причем пластик, армированный углеродным волокном, имеет в направлении толщины пластины удельное сопротивление меньше или равное 500 Ом·см.
3. Основное крыло, имеющее топливный бак по п. 1 или 2 в качестве корпуса конструкции данного крыла.
4. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий топливный бак по п. 1 или 2.
5. Летательный аппарат, содержащий основное крыло по п. 3 или фюзеляж летательного аппарата по п. 4.
6. Подвижное тело, содержащее топливный бак по п. 1 или 2.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2012-069375 | 2012-03-26 | ||
| JP2012069375 | 2012-03-26 | ||
| PCT/JP2013/057348 WO2013146335A1 (ja) | 2012-03-26 | 2013-03-15 | 燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2581104C1 true RU2581104C1 (ru) | 2016-04-10 |
Family
ID=49259597
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014133705/11A RU2581104C1 (ru) | 2012-03-26 | 2013-03-15 | Топливный бак, основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10011366B2 (ru) |
| EP (1) | EP2832645B1 (ru) |
| JP (1) | JP5972967B2 (ru) |
| KR (1) | KR20140123972A (ru) |
| CN (1) | CN104203752A (ru) |
| RU (1) | RU2581104C1 (ru) |
| WO (1) | WO2013146335A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| JP6238168B2 (ja) * | 2014-02-04 | 2017-11-29 | 三菱重工業株式会社 | 複合材構造 |
| CN105221748A (zh) * | 2015-08-25 | 2016-01-06 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机整体油箱的密封方法 |
| US10329030B2 (en) | 2016-03-04 | 2019-06-25 | The Boeing Company | Conductive radius filler system and method |
| KR101880055B1 (ko) | 2017-01-10 | 2018-07-20 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기 날개 연료탱크용 격벽 |
| CN109131904A (zh) * | 2018-09-28 | 2019-01-04 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种抗冲击的飞机整体油箱 |
| CN110920913B (zh) * | 2019-12-04 | 2023-06-23 | 中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所 | 一种大展弦比复合材料加筋壁板双油箱结构 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001304492A (ja) * | 2000-04-19 | 2001-10-31 | Mitsubishi Chemicals Corp | 耐圧容器 |
| RU2236635C2 (ru) * | 1999-03-23 | 2004-09-20 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | Усовершенствованные системы и способы получения и хранения сжиженного, находящегося под давлением природного газа |
| RU2436688C1 (ru) * | 2010-04-12 | 2011-12-20 | Нина Григорьевна Смирнова | Способ изготовления гибкого ударопрочного топливного бака |
Family Cites Families (59)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4169816A (en) * | 1978-03-06 | 1979-10-02 | Exxon Research & Engineering Co. | Electrically conductive polyolefin compositions |
| US4291816A (en) | 1980-07-09 | 1981-09-29 | Canadair Limited | Fuel tank access door for aircraft |
| US4352142A (en) | 1981-04-15 | 1982-09-28 | The Boeing Company | Composite aircraft structure having lightning protection |
| US4556591A (en) * | 1981-09-25 | 1985-12-03 | The Boeing Company | Conductive bonded/bolted joint seals for composite aircraft |
| US4556592A (en) | 1981-09-25 | 1985-12-03 | The Boeing Company | Conductive joint seals for composite aircraft |
| US4556439A (en) | 1981-09-25 | 1985-12-03 | The Boeing Company | Method of sealing and bonding laminated epoxy plates |
| SU1362681A1 (ru) | 1986-04-10 | 1987-12-30 | Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации | Устройство дл молниезащиты внешних топливных баков летательного аппарата |
| US4755904A (en) | 1986-06-06 | 1988-07-05 | The Boeing Company | Lightning protection system for conductive composite material structure |
| JPH0263725A (ja) * | 1988-05-27 | 1990-03-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 炭素繊維強化プラスチツク部材の組立方法 |
| US6086975A (en) | 1991-01-16 | 2000-07-11 | The Boeing Company | Lighting protection for electrically conductive or insulating skin and core for honeycomb structure |
| US5332178A (en) | 1992-06-05 | 1994-07-26 | Williams International Corporation | Composite wing and manufacturing process thereof |
| JPH0616846A (ja) | 1992-07-03 | 1994-01-25 | Hitachi Zosen Corp | 導電性を有する繊維強化合成樹脂 |
| EP0629549A3 (en) | 1993-06-09 | 1995-03-08 | Inco Ltd | Lightning protection and improved electrical conductivity composite. |
| GB9419765D0 (en) | 1994-09-30 | 1994-11-16 | Symons Richard D | Storage of sensitive media |
| US5866272A (en) | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| GB9807198D0 (en) | 1998-04-04 | 1998-06-03 | British Aerospace | Adhesively bonded joints in carbon fibre composite structures |
| US6327132B1 (en) | 1998-06-10 | 2001-12-04 | Aerospatiale Matra | Spark resistant structure, in particular for aircraft |
| RU2192991C2 (ru) | 2000-12-18 | 2002-11-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Способ защиты топливных баков вертолета от термического воздействия тока молнии |
| JP2003154591A (ja) | 2001-09-04 | 2003-05-27 | Toray Ind Inc | 繊維強化熱可塑性プラスチック |
| RU2217320C1 (ru) | 2002-03-14 | 2003-11-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" | Многослойное молниезащитное покрытие |
| US6910659B2 (en) | 2002-10-22 | 2005-06-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for liquid containment, such as for aircraft fuel vessels |
| GB0329891D0 (en) | 2003-12-23 | 2004-01-28 | Airbus Uk Ltd | A sealing material |
| US20050175813A1 (en) | 2004-02-10 | 2005-08-11 | Wingert A. L. | Aluminum-fiber laminate |
| ES2279664B1 (es) | 2004-12-30 | 2008-08-01 | Airbus España S.L. | Dispositivo de proteccion contra descargas electricas en aeronaves. |
| JP3850427B2 (ja) | 2005-03-22 | 2006-11-29 | 株式会社物産ナノテク研究所 | 炭素繊維結合体およびこれを用いた複合材料 |
| US8231751B2 (en) | 2005-09-06 | 2012-07-31 | The Boeing Company | Repair technique for lightning strike protection |
| WO2008048705A2 (en) | 2006-03-10 | 2008-04-24 | Goodrich Corporation | Low density lightning strike protection for use in airplanes |
| JP4972341B2 (ja) * | 2006-05-11 | 2012-07-11 | 富士重工業株式会社 | ３次元繊維強化樹脂複合材 |
| US20080012681A1 (en) * | 2006-05-26 | 2008-01-17 | Paul Kadar | Thermally protected electrical wiring device |
| JP4969363B2 (ja) | 2006-08-07 | 2012-07-04 | 東レ株式会社 | プリプレグおよび炭素繊維強化複合材料 |
| US8900496B2 (en) | 2006-10-13 | 2014-12-02 | The Boeing Company | Edge seals for composite structure fuel tanks |
| GB0622060D0 (en) * | 2006-11-06 | 2006-12-13 | Hexcel Composites Ltd | Improved composite materials |
| US7898785B2 (en) | 2006-12-07 | 2011-03-01 | The Boeing Company | Lightning protection system for an aircraft composite structure |
| US7599164B2 (en) | 2006-12-07 | 2009-10-06 | The Boeing Company | Lightning protection system for aircraft composite structure |
| US7934676B2 (en) | 2007-06-28 | 2011-05-03 | The Boeing Company | Pre-fabricated article for EME protection of an aircraft |
| EP2070974B1 (en) * | 2007-12-10 | 2014-02-12 | The Boeing Company | Metal impregnated composites and methods of making |
| GB0803823D0 (en) | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Victrex Mfg Ltd | Composite materials |
| US20090224102A1 (en) * | 2008-03-06 | 2009-09-10 | White Walter W | Aircraft Wing and Fuselage Structure |
| JP5055178B2 (ja) | 2008-03-24 | 2012-10-24 | 三菱重工業株式会社 | 航空機組立品 |
| RU2381242C2 (ru) | 2008-04-15 | 2010-02-10 | Институт химии и химической технологии СО РАН | Композиционный износостойкий материал на основе сверхвысокомолекулярного полиэтилена (свмпэ) |
| US20100107513A1 (en) | 2008-11-03 | 2010-05-06 | Buchanan Kenneth K | Pre-Cured Edge Seal |
| JP5155833B2 (ja) | 2008-12-01 | 2013-03-06 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の燃料タンク |
| JP2010194749A (ja) | 2009-02-23 | 2010-09-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 樹脂基複合材の製造方法 |
| ES2376323B1 (es) | 2009-02-27 | 2013-01-24 | Airbus Operations, S.L. | Mejora de la protección contra impacto directo de rayos en zonas remachadas de paneles en cfrp. |
| JP5237170B2 (ja) | 2009-03-30 | 2013-07-17 | 三菱重工業株式会社 | 複合材タンク、翼、および、複合材タンクの製造方法 |
| JP5101554B2 (ja) | 2009-03-30 | 2012-12-19 | 三菱重工業株式会社 | 航空機の燃料タンク |
| GB0906686D0 (en) | 2009-04-20 | 2009-06-03 | Airbus Uk Ltd | Edge seal for fibre-reinforced composite structure |
| GB0912016D0 (en) * | 2009-07-10 | 2009-08-19 | Airbus Operations Ltd | Edge glow protection for composite component |
| JP5455541B2 (ja) * | 2009-10-14 | 2014-03-26 | 三菱重工業株式会社 | ストリンガーの製造方法 |
| DE202010017260U1 (de) | 2009-10-22 | 2011-08-26 | Alcoa Inc. | Hülsenbefestigungselement mit verbesserter Leitfähigkeit |
| GB201000878D0 (en) | 2010-01-20 | 2010-03-10 | Airbus Operations Ltd | Sandwich panel |
| JP2011213991A (ja) * | 2010-03-16 | 2011-10-27 | Toray Ind Inc | 炭素繊維強化複合材料 |
| JP5619446B2 (ja) | 2010-03-23 | 2014-11-05 | 三菱重工業株式会社 | 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 |
| CN101984009B (zh) | 2010-10-26 | 2012-10-31 | 浙江大学 | 一种抗雷击导电涂料及其制备方法 |
| US9802714B2 (en) | 2010-12-03 | 2017-10-31 | The Boeing Company | Electric charge dissipation system for aircraft |
| JP5773679B2 (ja) | 2011-02-16 | 2015-09-02 | 三菱重工業株式会社 | 炭素繊維強化プラスチック構造体及びその製造方法 |
| JP5822493B2 (ja) | 2011-03-16 | 2015-11-24 | 三菱航空機株式会社 | 耐雷ファスナ、航空機組立品、航空機組立部品の製造方法 |
| US8882023B2 (en) | 2011-04-11 | 2014-11-11 | The Boeing Company | Aircraft structural assembly with electromagnetic protection |
| US20160229552A1 (en) | 2015-02-05 | 2016-08-11 | The Boeing Company | Intermetallic and composite metallic gap filler |
-
2013
- 2013-03-15 WO PCT/JP2013/057348 patent/WO2013146335A1/ja active Application Filing
- 2013-03-15 KR KR1020147023846A patent/KR20140123972A/ko not_active Application Discontinuation
- 2013-03-15 JP JP2014507684A patent/JP5972967B2/ja active Active
- 2013-03-15 US US14/382,961 patent/US10011366B2/en active Active
- 2013-03-15 RU RU2014133705/11A patent/RU2581104C1/ru active
- 2013-03-15 EP EP13769070.7A patent/EP2832645B1/en active Active
- 2013-03-15 CN CN201380014810.6A patent/CN104203752A/zh active Pending
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2236635C2 (ru) * | 1999-03-23 | 2004-09-20 | Эксонмобил Апстрим Рисерч Компани | Усовершенствованные системы и способы получения и хранения сжиженного, находящегося под давлением природного газа |
| JP2001304492A (ja) * | 2000-04-19 | 2001-10-31 | Mitsubishi Chemicals Corp | 耐圧容器 |
| RU2436688C1 (ru) * | 2010-04-12 | 2011-12-20 | Нина Григорьевна Смирнова | Способ изготовления гибкого ударопрочного топливного бака |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPWO2013146335A1 (ja) | 2015-12-10 |
| US20150041592A1 (en) | 2015-02-12 |
| JP5972967B2 (ja) | 2016-08-17 |
| EP2832645A1 (en) | 2015-02-04 |
| EP2832645A4 (en) | 2015-12-02 |
| CN104203752A (zh) | 2014-12-10 |
| WO2013146335A1 (ja) | 2013-10-03 |
| EP2832645B1 (en) | 2023-03-08 |
| US10011366B2 (en) | 2018-07-03 |
| KR20140123972A (ko) | 2014-10-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2581104C1 (ru) | Топливный бак, основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело | |
| JP5852255B2 (ja) | 構造体用構造材、燃料タンク、主翼及び航空機 | |
| JP6113544B2 (ja) | 燃料タンク、主翼、航空機胴体、航空機及び移動体 | |
| CA2752581C (en) | Aircraft fuel tank | |
| EP2415693B1 (en) | Composite tank, manufacturing method therefor, and wing | |
| US10046849B2 (en) | Fuel tank, main wings, aircraft fuselage, aircraft, and moving body | |
| RU2594417C2 (ru) | Конструкционный материал для сооружений |