RU2608983C2 - Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном - Google Patents
Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном Download PDFInfo
- Publication number
- RU2608983C2 RU2608983C2 RU2012157756A RU2012157756A RU2608983C2 RU 2608983 C2 RU2608983 C2 RU 2608983C2 RU 2012157756 A RU2012157756 A RU 2012157756A RU 2012157756 A RU2012157756 A RU 2012157756A RU 2608983 C2 RU2608983 C2 RU 2608983C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- inner screen
- engines
- aircraft
- symmetry
- Prior art date
Links
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims abstract description 41
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 claims abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 28
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 15
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 8
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 6
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229920000271 Kevlar® Polymers 0.000 claims description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000004760 aramid Substances 0.000 claims description 3
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 claims description 3
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 3
- 239000004761 kevlar Substances 0.000 claims description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 3
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 2
- 229920010741 Ultra High Molecular Weight Polyethylene (UHMWPE) Polymers 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 6
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000004705 High-molecular-weight polyethylene Substances 0.000 description 2
- 239000004699 Ultra-high molecular weight polyethylene Substances 0.000 description 2
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 229920000785 ultra high molecular weight polyethylene Polymers 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 239000011365 complex material Substances 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 1
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/10—Bulkheads
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type
- B64D27/14—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type within, or attached to, fuselages
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к летательному аппарату (ЛА), содержащему двигатели, и касается защиты двигателей от риска ударного воздействия части, отделившейся от противоположного двигателя в случае неисправности. ЛА содержит двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне. Задняя часть фюзеляжа имеет вертикальную плоскость симметрии и сделана из композитного материала. При этом внутренний экран установлен в задней части ЛА и расположен в вертикальной плоскости симметрии. Внутренний экран проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя. При этом внутренний экран имеет плоскую форму и способность поглощения энергии. Достигается увеличение безопасности, прочности. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату, оборудованному установленными на фюзеляже двигателями и, в частности, к защите упомянутых двигателей от риска ударного воздействия части, отделившейся от противоположного двигателя в случае неисправности.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Существуют известные летательные аппараты, оборудованные двумя двигателями, установленными на задней части фюзеляжа, такие как показанные на Фиг. 1a, 1b, 2a, 2b и 3.
Фиг. 1a и 1b показывают летательный аппарат с двумя турбовентиляторными двигателями 13, прикрепленными к задней части фюзеляжа 11 посредством пилонов 17, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор 23 за двигательной установкой.
Фиг. 2a и 2b показывают летательный аппарат с двумя турбовинтовыми двигателями 13, прикрепленными к задней части фюзеляжа 11 посредством пилонов 17, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор за двигательной установкой.
Фиг. 3 показывает летательный аппарат с двумя турбовентиляторными двигателями 13, прикрепленными непосредственно к задней части фюзеляжа 11, и хвостовое оперение, содержащее вертикальный стабилизатор 21 и верхний горизонтальный стабилизатор 23 за двигательной установкой.
В этих летательных аппаратах случаи неисправности, такие как случай разъединения Лопаток (BR), т.е. случай, когда внешняя лопатка одного из турбовинтовых двигателей отрывается и ударяет по фюзеляжу, или Случай Неконтролируемого Отказа Ротора Двигателя (UERF), т.е. случай, когда часть внутренних роторов двигателя ломается, они освобождаются и ударяют по фюзеляжу, могут произвести большие повреждения на фюзеляже, а также в противоположном двигателе. В последнем случае последствия могут быть катастрофическими.
Хотя производители двигателей предпринимают попытки снижения вероятности упомянутых случаев неисправности, опыт показывает, что события UERF и BR, которые могут приводить к катастрофическим событиям, продолжают происходить.
Требования сертификации являются очень жесткими и касаются как архитектур фюзеляжа, так и систем, для того, чтобы выполнить требования безопасности.
Как хорошо известно, вес является основополагающим аспектом в авиационной промышленности, и, следовательно, существует тенденция к использованию конструкций из композитного материала вместо металлического материала даже для силовых каркасов, таких как фюзеляжи.
Композитные материалы, которые наиболее часто применяются в авиационной промышленности, состоят из волокон или волоконных жгутов, встроенных в матрицу термореактивной или термопластической смолы в форме предварительно пропитанного или "препрег" материала. Их основные преимущества заключаются в следующем:
- Их высокая удельная прочность по сравнению с металлическими материалами. Это уравнение прочность/вес.
- Их прекрасное поведение при усталостных нагрузках.
- Возможности структурной оптимизации благодаря анизотропии материала и возможность объединения волокон с различными ориентациями, допуская проектирование элементов с возможностью приспособить различные механические свойства для различных нужд в зависимости от прилагаемых нагрузок.
Недостаток обычных композитных материалов, сделанных из углеродных волокон, по сравнению с традиционными легкими по весу металлическими материалами, такими как алюминий, заключается в их меньших способностях по сопротивлению ударной нагрузке и стойкости к повреждениям. В композитных материалах отсутствует пластичное поведение, как в металлических материалах, и они не в состоянии поглощать большие количества энергии деформации при деформации.
Таким образом, существует потребность в конструкциях фюзеляжа, способных удовлетворять требованиям безопасности, особенно когда они состоят из композитных материалов.
Некоторые предложения по ударопрочным и стойким к повреждениям фюзеляжам известны в предшествующем уровне техники, которые способны сохранять достаточную прочность на кручение, когда часть фюзеляжа удалена вследствие одного из упомянутых случаев неисправности двигателя для перехода к так называемой "миссии добраться до дома" только с одним неповрежденным двигателем, такие как раскрытые в WO 2009/068638 и US 2011/233335.
Однако ни одно из вышеупомянутых предложений не может эффективно защитить двигатель (включая такие системы, как выработка электроэнергии и подача топлива, которые являются критическими) от риска быть поврежденным отделившейся частью от противоположного двигателя.
Настоящее изобретение предназначено для устранения этого недостатка.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предоставить летательный аппарат, оборудованный двумя двигателями, установленными на задней части фюзеляжа, который способен эффективно защищать двигатель от риска быть поврежденным отделившейся частью от противоположного двигателя.
В одном из аспектов эта и другие цели достигаются внутренним экраном в задней части фюзеляжа летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне; при этом задняя часть фюзеляжа имеет вертикальную плоскость симметрии; задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала; внутренний экран расположен в упомянутой вертикальной плоскости симметрии и проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; внутренний экран имеет плоскую форму, способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.
Множество предопределенных фрагментов, которые должны быть рассмотрены в упомянутых возможных траекториях, будет выбрано с учетом, помимо прочих факторов, требований сертификации летательного аппарата и способности поглощения энергии задней части фюзеляжа.
В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии экрана заключена между 5-100 кДж. Считается, что этот диапазон энергии покрывает потребности различных конфигураций двигательных установок, установленных на задней части фюзеляжа летательного аппарата.
Внутренний экран может быть сделан из жесткого материала, деформируемого материала или комбинации нескольких слоев жесткого и/или деформируемого материалов.
Преимущественно жесткий материал является одним из следующих: титан, высококачественная сталь, алюминий, армированный углеволокном материал, армированный стекловолокном материал, армированный кевларовым волокном материал, керамический материал.
Преимущественно деформируемый материал является одним из следующих: арамидная сухая ткань, полипарафенилен-2 6-бензобизозазольная (PBO) сухая ткань, полиэтиленовые волокна с очень высоким молекулярным весом (UHMWPE).
В другом аспекте вышеупомянутые цели достигаются способом для определения площади внутреннего экрана в задней части фюзеляжа летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой его стороне; при этом внутренний экран расположен в упомянутой плоскости вертикальной симметрии для остановки фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; при этом способ содержит следующие шаги, на которых:
- выбирают множество отделившихся фрагментов от двигателя;
- связывают с упомянутым множеством отделившихся фрагментов их возможные траектории в случае неисправности двигателя;
- выбирают подмножество упомянутых траекторий, которые оказали бы ударное воздействие на критические области противоположного двигателя;
- вычисляют пересечения упомянутого подмножества траекторий с вертикальной плоскостью симметрии задней части фюзеляжа;
- получают огибающую прямых границ упомянутых пересечений.
В другом аспекте вышеупомянутые цели достигаются с помощью летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями, установленными на каждой стороне его задней части фюзеляжа; при этом задняя часть фюзеляжа имеет изогнутую форму, по меньшей мере, с вертикальной плоскостью симметрии и центральной продольной осью; задняя часть фюзеляжа содержит обшивку и множество шпангоутов, расположенных перпендикулярно к упомянутой продольной оси; задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала; в котором задняя часть фюзеляжа содержит внутренний экран, расположенный в упомянутой вертикальной плоскости симметрии и проходящий в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя; внутренний экран имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.
Двигатели летательного аппарата могут быть турбовентиляторными, турбовинтовыми или винтовентиляторными двигателями, установленными на задней части фюзеляжа посредством пилонов, или турбовентиляторными двигателями, прикрепреленными непосредственно к задней части фюзеляжа.
Внутренний экран может быть образован единым куском, прикрепленным к задней части фюзеляжа, или множеством панелей, объединенных в опорную конструкцию, прикрепленную к задней части фюзеляжа, имеющую преимущественно постоянную толщину.
В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии внутреннего экрана заключена между 5-100 кДж. Он предназначен для того, чтобы останавливать маленькие фрагменты и некоторые промежуточные и крупные фрагменты.
В одном из вариантов осуществления способность поглощения энергии внутреннего экрана заключена между 5-15 кДж. Он предназначен для того, чтобы останавливать маленькие фрагменты.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут понятны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель по отношению к прилагаемым чертежам.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг. 1a и 1b представляют собой соответственно схематический вид в перспективе и вид сверху задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовентиляторными двигателями, соединенными с фюзеляжем с помощью пилонов.
Фиг. 2a и 2b представляют собой соответственно схематический вид в перспективе и вид сверху задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовинтовыми двигателями, соединенными с фюзеляжем с помощью пилонов.
Фиг. 3 представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата, чей фюзеляж оборудован турбовентиляторными двигателями, присоединенными непосредственно к фюзеляжу.
Фиг. 4a представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата (с удаленной верхней частью для улучшения обзора внутренностей) с экраном согласно настоящему изобретению, и Фиг. 4b представляет собой вид сбоку экрана (отдельно от фюзеляжа).
Фиг. 5 представляет собой вид в перспективе задней части летательного аппарата, показывающей возможные траектории отделившихся фрагментов от одного двигателя, которые могут оказывать ударное воздействие на противоположный двигатель.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение применимо к любому виду летательного аппарата, оборудованному двумя двигателями, установленными на каждой стороне задней части фюзеляжа, таким как показанные на Фиг. 1, 2 и 3.
В этих летательных аппаратах в случае неисправности двигателя противоположный двигатель (включая его критические системы, такие как система выработки электроэнергии и подачи топлива) может легко быть подвержен ударному воздействию отделившейся части от одного двигателя вследствие их близости и недостатка в прочных и массивных структурных элементах между обоими двигателями. Возможным риском является повреждение противоположного двигателя, что могло бы привести к катастрофическому случаю.
Этого риска не избежать с помощью ударопрочных и стойких к повреждениям фюзеляжей, таких как раскрытых в WO 2009/068638 и US 2011/233335, потому что их главная цель заключается не в остановке абсолютно любой отделившейся части двигателя, которая повреждает фюзеляж, а в обеспечении фюзеляжа прочностью, необходимой для "миссии добраться до дома" с одним работающим двигателем.
Как показано на Фиг. 4a и 4b, задняя часть фюзеляжа 11 летательного аппарата с двумя двигателями согласно изобретению содержит обшивку 35, укрепленную продольными стрингерами 39 и перпендикулярными шпангоутами 37 к продольной оси X задней части фюзеляжа 11, и также содержит экран 41, расположенный в вертикальной плоскости A-A симметрии задней части фюзеляжа, выполненный для избежания риска ударного воздействия отделившейся части двигателя на противоположный двигатель.
Экран 41 имеет подходящую геометрическую конфигурацию, так что возможные траектории отделившейся части одного двигателя, которые бы потенциально достигали критических компонентов противоположного двигателя, будут пересекать экран 41, и подходящую способность поглощения энергии для остановки упомянутой отделившейся части для избежания того, что она может достичь противоположного двигателя.
Фиг. 4a и 4b показывают геометрическую конфигурацию экрана 41, полученную как огибающая прямых границ пересечений вертикальной плоскости симметрии летательного аппарата с теми возможными траекториями отделившихся фрагментов одного двигателя, которые оказывают ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя.
Множество возможных траекторий 51 (см. Фиг. 5) отделившихся фрагментов, которые должны рассматриваться, получено путем связывания с предварительным отбором фрагментов, учитывая все ступени двигателя (ротор, турбина, пропеллеры) и их возможные траектории в случае неисправности.
Критические элементы противоположного двигателя определяются как те элементы, которые не могут быть потеряны, когда двигатель приходит в неисправность, такие как выработка электроэнергии, подача топлива в двигатель или лопасти противоположного двигателя. Прочность экрана 41, показанного на Фиг. 4a и 4b, зависит от уровня энергии фрагментов, которые должны быть остановлены согласно требованиям сертификации и другим релевантным факторам.
В связи с этим упомянутые фрагменты в случае событий UERF или BR могут быть классифицированы следующим образом:
- Маленькие фрагменты, такие как половина лопасти (кончик) из любого внутреннего ротора или турбины двигателя. Порядок величины составляет от 5 кДж до 15 кДж (в зависимости от рассматриваемой ступени двигателя).
- Промежуточные/большие фрагменты, такие как фрагмент 1/3 диска или лопасть открытого ротора. Порядок величины составляет от 10 кДж до 100 кДж.
Если требования сертификации для промежуточных/больших фрагментов уже выполняются с учетом архитектуры фюзеляжа и систем летательного аппарата, то нет необходимости покрывать такие высокие уровни энергии с помощью экрана 41. В этом случае способность ударной прочности экрана ограничена маленькими фрагментами.
В первом варианте осуществления для летательного аппарата с двигателями, присоединенными к фюзеляжу посредством пилонов или прикрепленными непосредственно к фюзеляжу, экран 41 предназначен для остановки преимущественно маленьких фрагментов в случаях UERF (фрагментов, содержащих примерно энергию удара, заключенную между 5-15 кДж), когда требования сертификации для промежуточных и больших фрагментов выполняются без экрана (менее чем 5% траекторий являются катастрофическими).
Во втором варианте осуществления для летательного аппарата с двигателями, присоединенными к фюзеляжу посредством пилонов или прикрепленными непосредственно к фюзеляжу, экран 41 предназначен для остановки маленьких фрагментов в случаях UERF (фрагментов, содержащих примерно энергию удара, заключенную между 5-15 кДж) и также фрагментов с более высокой энергией (но не обязательно всех промежуточных/больших фрагментов), когда требования сертификации для промежуточных и больших фрагментов не выполняются без экрана (обычно более чем 5% траекторий являются катастрофическими). В этом случае нет необходимости останавливать все промежуточные и большие фрагменты, а только часть из них, чтобы выполнить требования сертификации.
Первый вариант осуществления всегда является предпочтительным с точки зрения веса летательного аппарата. Он обычно приспособлен к нуждам летательного аппарата с типичными турбовентиляторными двигателями, присоединенными к задней части фюзеляжа, с большим расстоянием между двигателями.
С другой стороны, когда расстояние между обоими двигателями уменьшено (например, в конфигурации летательного аппарата с двигателями, непосредственно прикрепленными к фюзеляжу) или когда используются очень большие двигатели (турбовинтовой двигатель сверхвысокой степени двухконтурности, например, даже если прикреплен к фюзеляжу посредством конструкции пилонов), не всегда возможно выполнить требования сертификации по высокой энергии. В этом случае второй вариант осуществления более приспособлен к потребностям случая.
То же самое происходит в случае с двигателями с открытым ротором, прикрепленными к задней части фюзеляжа с помощью пилонов. Из-за дополнительных катастрофических траекторий вследствие лопастей невозможно выполнить требования сертификации по высокой энергии. В этом случае второй вариант осуществления также более приспособлен к потребностям этого случая.
Прочность экрана 41 зависит от его материала и толщины.
Подходящие материалы для экрана 41 следующие:
- Жесткие материалы, в частности металлические материалы, композитные материалы и керамические материалы.
- Сильно деформируемые материалы (сухие тканные материалы).
Следующий список показывает оценку необходимого сопротивления и соответствующей толщины экрана, выполненного как плоская пластина из жесткого материала для противостояния ударному воздействию маленьких фрагментов с энергией 8,2 кДж в узкофюзеляжном летательном аппарате, оборудованном двигателями с открытым ротором.
- Титан TA6V. Сопротивление: 50 кг/м2. Толщина: 10 мм.
- Высококачественные стали. Сопротивление: 40 кг/м2. Толщина: 5 мм.
- Алюминий 2024T3. Сопротивление 60 кг/м2. Толщина: 20 мм.
- Армированные углеволокном, стекловолокном или кевларовым волокном материалы. Сопротивление: 50 кг/м2. Толщина: 30 мм.
Следующий список показывает оценку сопротивления, которое требуется для экрана из сильно деформируемого материала для противостояния ударному воздействию маленьких фрагментов с энергией 8,2 кДж в узкофюзеляжном летательном аппарате, оборудованном двигателями с открытым ротором.
- Арамидная сухая ткань. Сопротивление: 30 кг/м2.
- Полипарафенилен-2 6-бензобизозазольная (PBO) сухая ткань. Сопротивление: 20 кг/м2.
- Полиэтиленовые волокна с очень высоким молекулярным весом (UHMWPE). Сопротивление: 25 кг/м2.
Более сложные материалы, объединяющие керамические слои и сухие тканные слои, также могут рассматриваться.
В вариантах осуществления, показанных на Фиг. 4a и 4b, экран 41 образован несколькими элементами 43 с плоской формой (плоская пластина, если они сделаны из жесткого материала, или кусок ткани, если они сделаны из деформируемого материала), объединенными в опорную конструкцию, образованную жесткими профилированными балками 45, которые соединяют верхнюю и нижнюю части шпангоутов 17. Упомянутые элементы 43 имеют предпочтительно постоянную толщину, поскольку можно считать, что угол ударного воздействия отделившейся части в любой их точке является квазипостоянным углом.
В другом варианте осуществления (не показан) экран может быть непосредственно прикреплен к фюзеляжу (к обшивке или к шпангоутам).
Основные преимущества изобретения следующие:
- Экран может быть оптимизирован по весу вследствие его расположения в плоскости симметрии летательного аппарата, что позволяет минимизировать его поверхность (экран на каждой стороне фюзеляжа имел бы большую поверхность).
- Защитный экран может быть легко обслужен из-за его полной доступности. Доступ к фюзеляжу также улучшен по сравнению с решением с экранами, прикрепленными к фюзеляжу. Действительно, в нашем случае нет необходимости снимать экраны для осмотра и ремонта конструкции фюзеляжа.
- Экран не влечет за собой каких-либо аэродинамических потерь вследствие его внутреннего расположения.
- Экран не влечет за собой акустические и/или вибрационные проблемы, потому что он не присоединен непосредственно к акустически возмущаемой области фюзеляжа.
- Более простое производство экранов вследствие их плоской конфигурации (нет необходимости подгонять экран к изгибу фюзеляжа) и квазипостоянный угол ударного воздействия, который предполагает постоянную толщину экрана.
- Внутренний экран, расположенный в плоскости симметрии летательного аппарата, также предлагает безопасную архитектуру для любого разделения систем. Действительно, некоторые разделенные системы, такие как органы управления полетом, должны быть расположены на обеих сторонах экрана.
Хотя настоящее изобретение было описано в связи с различными вариантами осуществления, будет понятно из описания, что в этом отношении могут быть сделаны различные комбинации элементов, вариации или улучшения, которые будут находиться в рамках объема изобретения.
Claims (23)
1. Внутренний экран (41) в задней части фюзеляжа (11) летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой его стороне, при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет, по меньшей мере, вертикальную плоскость (А-А) симметрии, задняя часть фюзеляжа (11) сделана из композитного материала, отличающийся тем, что:
- внутренний экран (41) расположен в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии и проходит в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя,
- внутренний экран (41) имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет останавливать упомянутые фрагменты.
2. Внутренний экран (41) по п.1, в котором его способность поглощения энергии заключена между 5-100 кДж.
3. Внутренний экран (41) по любому из пп.1, 2, который сделан из жесткого материала, или из деформируемого материала, или комбинации нескольких слоев жесткого и/или деформируемого материалов.
4. Внутренний экран (41) по п.3, в котором упомянутый жесткий материал является одним из следующих: титан, высококачественная сталь, алюминий, армированный углеволокном материал, армированный стекловолокном материал, армированный кевларовым волокном материал, керамический материал.
5. Внутренний экран (41) по п.3, в котором упомянутый деформируемый материал является одним из следующих: сухая ткань из арамида, сухая ткань из полипарафенилен-2,6-бензобисоксазола (РВО), волокна из сверхвысокомолекулярного полиэтилена (UHMWPE).
6. Способ определения площади внутреннего экрана (41) в задней части фюзеляжа (11) летательного аппарата, имеющего двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой его стороне, при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет, по меньшей мере, вертикальную плоскость (А-А) симметрии, внутренний экран (41) расположен в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии для остановки фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя, отличающийся тем, что содержит следующие этапы, на которых:
- выбирают множество отделившихся фрагментов от двигателя (13),
- связывают с упомянутым множеством отделившихся фрагментов их возможные траектории в случае неисправности двигателя,
- выбирают подмножество упомянутых траекторий, которые оказали бы ударное воздействие на критические области противоположного двигателя,
- вычисляют пересечения упомянутого подмножества траекторий с вертикальной плоскостью симметрии задней части фюзеляжа (11),
- получают огибающую прямых границ упомянутых пересечений.
7. Летательный аппарат, имеющий двигательную установку, образованную двумя двигателями (13), установленными на каждой стороне его задней части фюзеляжа (11), при этом задняя часть фюзеляжа (11) имеет изогнутую форму, по меньшей мере, с вертикальной плоскостью (А-А) симметрии и центральной продольной осью (X), задняя часть фюзеляжа сделана из композитного материала, задняя часть фюзеляжа (11) содержит обшивку (35) и множество шпангоутов (37), расположенных перпендикулярно к упомянутой продольной оси (X), задняя часть фюзеляжа (11) сделана из композитного материала, отличающийся тем, что задняя часть фюзеляжа (11) содержит внутренний экран (41), расположенный в упомянутой вертикальной плоскости (А-А) симметрии и проходящий в область, которая покрывает возможные траектории множества предопределенных фрагментов, отделившихся от одного из упомянутых двигателей (13) в случае неисправности, которые оказали бы ударное воздействие на критические элементы противоположного двигателя, внутренний экран (41) имеет плоскую форму и способность поглощения энергии, что позволяет остановить упомянутые фрагменты.
8. Летательный аппарат по п.7, в котором упомянутые два двигателя являются турбовентиляторными, турбовинтовыми или винтовентиляторными двигателями, установленными на задней части фюзеляжа (11) посредством пилонов (17), или турбовентиляторными двигателями, прикрепленными непосредственно к задней части фюзеляжа (11).
9. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, в котором упомянутый внутренний экран (41) образован цельным куском, прикрепленным к задней части фюзеляжа (11).
10. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, в котором упомянутый внутренний экран (41) образован множеством панелей (43), объединенных в опорную конструкцию (45), прикрепленную к задней части фюзеляжа (11).
11. Летательный аппарат по п.10, в котором каждая панель (43) имеет постоянную толщину.
12. Летательный аппарат по любому из пп.7, 8, 11, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.
13. Летательный аппарат по п.9, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.
14. Летательный аппарат по п.10, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-100 кДж.
15. Летательный аппарат по п.12, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-15 кДж.
16. Летательный аппарат по любому из пп.13, 14, в котором способность поглощения энергии внутреннего экрана (41) заключена между 5-15 кДж.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP11382409.8A EP2610164B1 (en) | 2011-12-28 | 2011-12-28 | Rear fuselage with a shield for an aircraft with fuselage-mounted engines and method for determining the area of the shield |
| EP11382409.8 | 2011-12-28 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012157756A RU2012157756A (ru) | 2014-07-10 |
| RU2608983C2 true RU2608983C2 (ru) | 2017-01-30 |
Family
ID=45418572
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012157756A RU2608983C2 (ru) | 2011-12-28 | 2012-12-27 | Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9359085B2 (ru) |
| EP (1) | EP2610164B1 (ru) |
| CN (1) | CN103183128B (ru) |
| CA (1) | CA2800452A1 (ru) |
| ES (1) | ES2560896T3 (ru) |
| RU (1) | RU2608983C2 (ru) |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9845159B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Conjoined reverse core flow engine arrangement |
| FR3020347B1 (fr) * | 2014-04-28 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Procede d'assemblage d'une partie arriere d'aeronef |
| FR3032942B1 (fr) * | 2015-02-19 | 2018-11-23 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif pour aeronef comprenant un turboreacteur a soufflante non carenee et un pylone d'accrochage |
| EP3106381B1 (en) | 2015-06-15 | 2018-10-24 | Airbus Operations, S.L. | Aircraft with a protective shield against an engine blade release |
| US9725155B2 (en) | 2015-12-30 | 2017-08-08 | General Electric Company | Method and system for open rotor engine fuselage protection |
| FR3048957B1 (fr) * | 2016-03-15 | 2018-03-09 | Airbus Operations | Ensemble moteur pour aeronef, comprenant des dispositifs souples de transmission d'efforts agences entre les capots d'inversion de poussee et le moteur |
| US10934938B2 (en) | 2016-07-22 | 2021-03-02 | Raytheon Technologies Corporation | Boundary layer cooling air for embedded engine |
| CN109562841B (zh) * | 2016-08-08 | 2022-03-18 | 洛德公司 | 用于飞机发动机的安装系统、装置和方法 |
| ES2794623T3 (es) * | 2016-09-14 | 2020-11-18 | Airbus Operations Sl | Blindaje balístico desprendible integrado |
| ES2841399T3 (es) * | 2016-12-16 | 2021-07-08 | Airbus Operations Sl | Aeronave con una sección trasera con un revestimiento continuo para el fuselaje y el estabilizador vertical de cola |
| EP3375706B1 (en) * | 2017-03-15 | 2022-05-18 | Airbus Operations S.L. | Impact resistant fuselage |
| US10487684B2 (en) * | 2017-03-31 | 2019-11-26 | The Boeing Company | Gas turbine engine fan blade containment systems |
| US10550718B2 (en) * | 2017-03-31 | 2020-02-04 | The Boeing Company | Gas turbine engine fan blade containment systems |
| FR3080837B1 (fr) * | 2018-05-02 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Aeronef avec un module propulsif a helices non carenees agence a l'arriere d'un fuselage |
| DE102019129998B4 (de) * | 2019-11-07 | 2022-04-28 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugzeug mit Strahltriebwerken oberhalb der Tragflügel und mit einer lokalen Erweiterung des Rumpfs zur Reduktion aerodynamischer Widerstände bei transsonischen Fluggeschwindigkeiten |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3405893A (en) * | 1965-10-15 | 1968-10-15 | Nord Aviat Soc Nationale De Co | Large capacity fuselage and corresponding aerodyne |
| US4674712A (en) * | 1985-01-22 | 1987-06-23 | The Boeing Company | Double-lobe fuselage composite airplane |
| RU2299838C1 (ru) * | 2005-12-08 | 2007-05-27 | Михаил Михайлович Кононенко | Устройство для защиты космических аппаратов и станций от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды |
| US7261257B2 (en) * | 2004-11-23 | 2007-08-28 | Helou Jr Elie | Cargo aircraft |
| WO2009068638A1 (en) * | 2007-11-30 | 2009-06-04 | Airbus España S.L. | Impact resistant aircraft fuselage |
| WO2010105744A2 (de) * | 2009-03-16 | 2010-09-23 | Airbus Operations Gmbh | Kühler für ein flugzeugkühlsystem, flugzeugkühlsystem und verfahren zum betreiben eines flugzeugkühlsystems |
| US20110233335A1 (en) * | 2010-03-29 | 2011-09-29 | Airbus Operations, S.L. | Impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1402431A (en) * | 1918-03-15 | 1922-01-03 | Melville W Mix | Airplane fuselage |
| US5114097A (en) * | 1991-04-29 | 1992-05-19 | Williams International Corporation | Aircraft |
| US5866272A (en) * | 1996-01-11 | 1999-02-02 | The Boeing Company | Titanium-polymer hybrid laminates |
| GB2320525A (en) * | 1996-12-18 | 1998-06-24 | British Aerospace | Mounting of powerplant in aircraft |
| JP2003104298A (ja) * | 2001-10-01 | 2003-04-09 | Yoshito Takeshima | 旅客機 |
| FR2892705B1 (fr) * | 2005-11-03 | 2009-04-24 | Airbus France Sas | Aeronef a impact environnemental reduit. |
| FR2935953B1 (fr) * | 2008-09-18 | 2010-10-29 | Airbus France | Partie arriere d'aeronef comprenant deux semi-structures de support de moteurs rapportees l'une sur l'autre au sein d'un espace interieur d'aeronef. |
| US20130001356A1 (en) * | 2011-07-01 | 2013-01-03 | Airbus Operations, S.L. | Reinforced aircraft fuselage |
-
2011
- 2011-12-28 ES ES11382409.8T patent/ES2560896T3/es active Active
- 2011-12-28 EP EP11382409.8A patent/EP2610164B1/en not_active Not-in-force
-
2012
- 2012-12-21 US US13/724,360 patent/US9359085B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2012-12-27 RU RU2012157756A patent/RU2608983C2/ru active
- 2012-12-28 CN CN201210587545.8A patent/CN103183128B/zh active Active
- 2012-12-28 CA CA2800452A patent/CA2800452A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3405893A (en) * | 1965-10-15 | 1968-10-15 | Nord Aviat Soc Nationale De Co | Large capacity fuselage and corresponding aerodyne |
| US4674712A (en) * | 1985-01-22 | 1987-06-23 | The Boeing Company | Double-lobe fuselage composite airplane |
| US7261257B2 (en) * | 2004-11-23 | 2007-08-28 | Helou Jr Elie | Cargo aircraft |
| RU2299838C1 (ru) * | 2005-12-08 | 2007-05-27 | Михаил Михайлович Кононенко | Устройство для защиты космических аппаратов и станций от высокоскоростного ударного воздействия частиц космической среды |
| WO2009068638A1 (en) * | 2007-11-30 | 2009-06-04 | Airbus España S.L. | Impact resistant aircraft fuselage |
| WO2010105744A2 (de) * | 2009-03-16 | 2010-09-23 | Airbus Operations Gmbh | Kühler für ein flugzeugkühlsystem, flugzeugkühlsystem und verfahren zum betreiben eines flugzeugkühlsystems |
| US20110233335A1 (en) * | 2010-03-29 | 2011-09-29 | Airbus Operations, S.L. | Impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20130214090A1 (en) | 2013-08-22 |
| CN103183128A (zh) | 2013-07-03 |
| CA2800452A1 (en) | 2013-06-28 |
| EP2610164B1 (en) | 2015-10-28 |
| ES2560896T3 (es) | 2016-02-23 |
| CN103183128B (zh) | 2017-07-18 |
| US9359085B2 (en) | 2016-06-07 |
| RU2012157756A (ru) | 2014-07-10 |
| EP2610164A1 (en) | 2013-07-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2608983C2 (ru) | Летательный аппарат с установленными на фюзеляже двигателями и внутренним экраном | |
| US8678314B2 (en) | Impact resistant and damage tolerant aircraft fuselage | |
| US20160244141A1 (en) | Single piece fuselage barrel | |
| US10385870B2 (en) | Composite fan inlet blade containment | |
| US20160009368A1 (en) | Composite laminated plate having reduced crossply angle | |
| US20060093847A1 (en) | Composite sandwich with improved ballistic toughness | |
| US20180127081A1 (en) | Panel structure for an aircraft and manufacturing method thereof | |
| US10487684B2 (en) | Gas turbine engine fan blade containment systems | |
| US10414497B2 (en) | Integrated detachable ballistic shield | |
| CN109210003A (zh) | 风扇包容机匣及其制备方法 | |
| US20090294579A1 (en) | Primary engine strut structure of an aircraft | |
| US20070272799A1 (en) | Aircraft Wing | |
| CN108691581A (zh) | 燃气涡轮发动机风扇叶片包容系统 | |
| RU2517026C2 (ru) | Защитная панель и содержащее ее шасси | |
| US11027852B2 (en) | Assembly for aircraft comprising a primary mounting pylon structure fixed to an airfoil box using a bolted link | |
| Fromm | Composite Fan Blades and Enclosures for Modern Commercial Turbo Fan Engines | |
| US7736719B2 (en) | Protection panel for aircrafts | |
| US10730602B2 (en) | Aircraft with a protective shield against an engine blade release | |
| US20230415882A1 (en) | High impact-resistant, reinforced fiber for leading edge protection of aerodynamic structures |