RU2785374C1 - Корпус крыльевого отсека высокоскоростного летательного аппарата - Google Patents
Корпус крыльевого отсека высокоскоростного летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2785374C1 RU2785374C1 RU2022107473A RU2022107473A RU2785374C1 RU 2785374 C1 RU2785374 C1 RU 2785374C1 RU 2022107473 A RU2022107473 A RU 2022107473A RU 2022107473 A RU2022107473 A RU 2022107473A RU 2785374 C1 RU2785374 C1 RU 2785374C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell
- wing
- composite material
- center section
- case
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 23
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 15
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 12
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims abstract description 12
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000789 fastener Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 230000036633 rest Effects 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 241000709721 Hepatovirus A Species 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing Effects 0.000 description 1
- 238000005475 siliconizing Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов, а именно к конструкциям корпусов и аэродинамических поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) с использованием композиционных материалов. Корпус крыльевого отсека ВЛА выполнен с обеспечением стыковки с консолями крыла и включает внешний корпус из углеродного композиционного материала, соединенный с ним внутренний металлический корпус и размещенную между ними теплоизоляцию, внешний корпус состоит из оболочки и центроплана крыла, в оболочке установлены шпангоуты, а в центроплане - поперечные стенки, примыкающие к шпангоутам с внешней стороны оболочки, при этом все элементы внешнего корпуса соединены при помощи крепежа из углеродного композиционного материала с последующим силицированием внешнего корпуса, а внутренний корпус выполнен в виде жестко соединенных между собой передней рамы, обечайки и задней рамы, при этом со стороны задней рамы внешний и внутренний корпус жестко соединены, а со стороны передней рамы внешний корпус контактирует с внутренним корпусом с обеспечением возможности теплового перемещения. Использование предлагаемого технического решения позволит проектировать и изготавливать полнофункциональные конструкции корпусов крыльевых отсеков ВЛА, работающих в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок, а также проектировать и изготавливать конструкции внешних теплозащитных корпусов ВЛА. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов, а именно к конструкциям корпусов и аэродинамических поверхностей высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) с использованием композиционных материалов.
Известно устройство по патенту РФ №2724188.
В патенте представлено теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса ВЛА, выполненное в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала. При этом слой теплозащитного материала предназначен для обеспечения стойкости корпуса ВЛА к воздействию высокотемпературного воздушного потока и восприятия аэродинамических нагрузок.
Исполнение теплозащитного материала в виде повторяющей контур внутреннего корпуса единой конструкции, позволяет воспринимать высокие рабочие давления от высокотемпературного воздушного потока, сохранять геометрические параметры без изменения, обеспечить работоспособность элементов теплозащитного корпуса в условиях воздействия внешних факторов.
Кроме того, наличие теплозащитного корпуса позволяет уменьшить плотность теплоизоляционного слоя, поскольку исчезает необходимость восприятия нагрузок, приходящих с теплозащитного слоя (как это происходит, например, в плиточной ТЗП). Как следствие, уменьшается вес ТЗП в целом.
Устройство по патенту РФ №2724188 имеет следующие недостатки: - не представлена конструкция корпуса ВЛА с ТЗП в целом или его составной части, например, корпуса крыльевого отсека, позволяющая обеспечить работоспособность ВЛА в условиях воздействия внешних факторов (высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок);
- не представлено техническое решение задачи создания конструкции внешнего теплозащитного корпуса ВЛА и соединения его деталей и узлов.
Данное устройство принято за ближайший аналог. Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является:
- создание конструкции составной части корпуса ВЛА с ТЗП, а именно крыльевого отсека, работающей в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок;
- создание конструкции внешнего теплозащитного корпуса ВЛА с решением задачи соединения его деталей и узлов.
Поставленная задача достигается тем, что корпус крыльевого отсека ВЛА выполнен с обеспечением стыковки с консолями крыла и включает внешний корпус из углеродного композиционного материала, соединенный с ним внутренний металлический корпус и размещенную между ними теплоизоляцию, внешний корпус состоит из оболочки и центроплана крыла, в оболочке установлены шпангоуты, а в центроплане - поперечные стенки, примыкающие к шпангоутам с внешней стороны оболочки, при этом все элементы внешнего корпуса соединены при помощи крепежа из углеродного композиционного материала с последующим силицированием внешнего корпуса, а внутренний корпус выполнен в виде жестко соединенных между собой передней рамы, обечайки и задней рамы, при этом со стороны задней рамы внешний и внутренний корпус жестко соединены, а со стороны передней рамы внешний корпус контактирует с внутренним корпусом с обеспечением возможности теплового перемещения.
Со стороны задней рамы в месте соединения внешнего и внутреннего корпусов установлены прокладки из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности, а со стороны передней рамы внешний корпус оперт на внутренний через стенку жестко соединенную с внешним корпусом и выполненную из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности.
В передней и задней раме внутреннего корпуса выполнены пазы для установки и жесткого закрепления передней и задней балок из жаростойкого высокопрочного материала, а в центроплане выполнены прорези для обеспечения стыковки по передней и задней балке с консолями крыла.
В состав корпуса крыльевого отсека введен экран, жестко закрепленный на торце передней рамы внутреннего корпуса с перекрытием выполненной под него подсечки на торце оболочки и центроплана и охватыванием снаружи передней балки, при этом экран выполнен из углеродного композиционного материала в виде цельной, отдельно просилицированной детали с внешними контурами, эквидистантными оболочке и центроплану внешнего корпуса, прорезь для обеспечения стыковки по передней балке с консолями крыла выполнена в экране, а внутри экрана установлены элементы теплоизоляции.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами.
На фиг. 1 дан вид на корпус крыльевого отсека 1 с экраном 2, показан также центроплан 11 с прорезями 25 для обеспечения стыковки с консолями крыла.
На фиг. 2. дан вид по выноске А, где показаны элементы корпуса крыльевого отсека 1: внешний корпус 3, внутренний металлический корпус 4, теплоизоляция 5 и 6, шпангоуты 7, установленные в оболочке 8 внешнего корпуса 3 с применением болтов 9 и гаек 10 из углеродного композиционного материала.
На фиг. 3 дан разрез Б-Б по внешнему корпусу 3. Показаны оболочка 8, центроплан 11, шпангоут 7, болты 9 и гайки 10 из углеродного композиционного материала, а также поперечная стенка 12 из того же материала, примыкающая к шпангоуту 7 и жестко соединенная с ним с внешней стороны оболочки 8.
На фиг. 4 дан вид по выноске В на переднюю часть корпуса крыльевого отсека. Здесь показаны экран 2, оболочка 8 внешнего корпуса 3 с подсеченной частью 13 для экрана 2, а также внутренний металлический корпус 4 с передней рамой 14 и обечайкой 15. При этом на передней раме 14 жестко закреплен экран 2 и выполнен паз 16 для установки и жесткого закрепления передней балки 17. Оболочка 8 внешнего корпуса 3 оперта на переднюю раму 14 металлического корпуса 4 через стенку 18, жестко закрепленную на оболочке 8 и выполненную из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности.
На фиг. 5 дан вид по выноске Г на заднюю часть корпуса крыльевого отсека. Показана задняя балка 19, установленная и жестко закрепленная в пазу 20 задней рамы 21 металлического корпуса 4. Показаны также оболочка 8, теплоизоляция 5 и 6, обечайка 15 металлического корпуса 4.
На фиг. 6 дан разрез Д-Д по одному из мест жесткого соединения внешнего корпуса 3 и внутреннего корпуса 4. При этом задняя рама 21 внутреннего корпуса 4 соединяется со шпангоутом 7 внешнего корпуса 3 с помощью кронштейна 22 с крепежом, контактирующего с задней рамой 21 и шпангоутом 7 через прокладки 23 и 24 из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности. Показаны элементы теплоизоляции 5 и 6.
Как устройство корпус крыльевого отсека 1 состоит из внешнего корпуса 3, внутреннего металлического корпуса 4, теплоизоляции 5 и 6. Внешний корпус 3 состоит из деталей, выполненных из углеродного композиционного материала, включая оболочку 8 и шпангоуты 7, центроплан 11 с поперечными стенками 12, при этом все детали внешнего корпуса 3 соединяются между собой с помощью болтов 9 и гаек 10 из углеродного композиционного материала. В ходе изготовления и сборки внешний корпус 3 проходит режимы высокотемпературной обработки, включая силицирование, которое проводится на заключительном этапе сборки. В результате мы получаем внешний теплозащитный корпус ВЛА, способный воспринимать аэродинамические нагрузки в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока.
Внутренний металлический корпус 4 содержит переднюю раму 14, обечайку 15, заднюю раму 21 и может быть выполнен как сварная конструкция. В ходе сборки между внешним корпусом 3 и внутренним металлическим корпусом 4 устанавливается теплоизоляция 5 и 6. Задняя балка 19 устанавливается в паз 20 задней рамы 21 внутреннего металлического корпуса 4 заранее, после чего корпус 4 заводится во внешний корпус 3.
При этом обеспечивается:
- опирание стенки 18 из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности, закрепленной на переднем торце оболочки 8, на переднюю раму 14 внутреннего металлического корпуса 4 с возможностью перемещения вдоль этой рамы внешнего корпуса при нагреве конструкции, т.е. обеспечивается нестесненное тепловое перемещение наружной оболочки относительно внутренней оболочки;
- крепление по контуру внешнего корпуса 3 и внутреннего корпуса 4, когда задняя рама 21 внутреннего корпуса 4 соединяется со шпангоутом 7 внешнего корпуса 3 с помощью кронштейна 22 с крепежом, контактирующего с задней рамой 21 и шпангоутом 7 через прокладки 23 и 24 из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности.
Набор поперечных стенок 12, подкрепляющих центроплан 11 и соединенных со шпангоутами 7 оболочки 8, не позволяет заранее устанавливать переднюю балку 17 на внутренний металлический корпус 4, поэтому балка 17 устанавливается на заключительном этапе сборки корпуса крыльевого отсека 1.
После установки и закрепления с помощью крепежа передней балки 17 в пазу 16 передней рамы 14, устанавливается экран 2 с теплоизоляцией 5, охватывающий переднюю балку 17. Далее можно произвести подстыковку консолей крыла к передней 17 и задней 19 балке корпуса крыльевого отсека 1. Для этого в центроплане 11 выполнены прорези 25. Такая конструкция позволяет передавать нагрузку с консолей крыла на переднюю 17 и заднюю 19 балки, а те в свою очередь сдают нагрузку на переднюю 14 и заднюю 21 раму внутреннего металлического корпуса 4.
Работа устройства, также, подробно раскрыта в комментариях к фиг. 1 - фиг. 6 описания.
Предложенное устройство прошло отработку в производстве, а также лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе ВЛА. Использование предлагаемого технического решения позволит:
- проектировать и изготавливать полнофункциональные конструкции корпусов крыльевых отсеков ВЛА, работающих в условиях воздействия высокотемпературного воздушного потока и аэродинамических нагрузок;
- проектировать и изготавливать конструкции внешних теплозащитных корпусов ВЛА.
Claims (4)
1. Корпус крыльевого отсека высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА), выполненный с обеспечением стыковки с консолями крыла и включающий внешний корпус из углеродного композиционного материала, соединенный с ним внутренний металлический корпус и размещенную между ними теплоизоляцию, отличающийся тем, что внешний корпус состоит из оболочки и центроплана крыла, в оболочке установлены шпангоуты, а в центроплане - поперечные стенки, примыкающие к шпангоутам с внешней стороны оболочки, при этом все элементы внешнего корпуса соединены при помощи крепежа из углеродного композиционного материала с последующим силицированием внешнего корпуса, а внутренний корпус выполнен в виде жестко соединенных между собой передней рамы, обечайки и задней рамы, при этом со стороны задней рамы внешний и внутренний корпус жестко соединены, а со стороны передней рамы внешний корпус контактирует с внутренним корпусом с обеспечением возможности теплового перемещения.
2. Корпус крыльевого отсека ВЛА по п. 1, отличающийся тем, что со стороны задней рамы в месте соединения внешнего и внутреннего корпусов установлены прокладки из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности, а со стороны передней рамы внешний корпус оперт на внутренний через стенку, жестко соединенную с внешним корпусом и выполненную из термостойкого композиционного материала с низким коэффициентом теплопроводности.
3. Корпус крыльевого отсека ВЛА по п. 1, отличающийся тем, что в передней и задней раме внутреннего корпуса выполнены пазы для установки и жесткого закрепления передней и задней балок из жаростойкого высокопрочного материала, а в центроплане выполнены прорези для обеспечения стыковки по передней и задней балке с консолями крыла.
4. Корпус крыльевого отсека ВЛА по п. 3, отличающийся тем, что в его состав введен экран, жестко закрепленный на торце передней рамы внутреннего корпуса с перекрытием выполненной под него подсечки на торце оболочки и центроплана и охватыванием снаружи передней балки, при этом экран выполнен из углеродного композиционного материала в виде цельной, отдельно просилицированной детали с внешними контурами, эквидистантными оболочке и центроплану внешнего корпуса, прорезь для обеспечения стыковки по передней балке с консолями крыла выполнена в экране, а внутри экрана установлены элементы теплоизоляции.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2785374C1 true RU2785374C1 (ru) | 2022-12-07 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201842255U (zh) * | 2010-09-30 | 2011-05-25 | 湖南山河科技股份有限公司 | 一种高强度高安全复合材料轻型飞机机身结构 |
| CN105173053A (zh) * | 2015-09-21 | 2015-12-23 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种全碳-碳复合材料翼连接结构 |
| CN208216970U (zh) * | 2018-05-30 | 2018-12-11 | 山东龙翼航空科技有限公司 | 固定翼无人机壳体铺层结构 |
| RU2724188C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата (варианты) |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN201842255U (zh) * | 2010-09-30 | 2011-05-25 | 湖南山河科技股份有限公司 | 一种高强度高安全复合材料轻型飞机机身结构 |
| CN105173053A (zh) * | 2015-09-21 | 2015-12-23 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 一种全碳-碳复合材料翼连接结构 |
| CN208216970U (zh) * | 2018-05-30 | 2018-12-11 | 山东龙翼航空科技有限公司 | 固定翼无人机壳体铺层结构 |
| RU2724188C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-06-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата (варианты) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4368989B2 (ja) | ヘリコプタのメインロータのパイロン支持構造 | |
| US6935834B2 (en) | Noise reduction conduit for static components in aircraft engines | |
| US9168716B2 (en) | Metallic sandwich structure having small bend radius | |
| US8474750B2 (en) | Engine attachment pylon comprising means of fastening spars and panels located outside the inner space in the box | |
| RU2380558C2 (ru) | Система устранения обледенения передней кромки входного отверстия носового обтекателя турбинного двигателя | |
| US8092169B2 (en) | Integrated inlet fan case | |
| US9897007B2 (en) | Thrust reverser-integrated track beam and inner fixed structure | |
| US7927686B2 (en) | Composite heat shield | |
| JP2009539673A (ja) | 航空機胴体用構造体およびその製造方法 | |
| EP2781728A2 (en) | Thrust reverser inner fixed structure with corner fitting | |
| RU2785374C1 (ru) | Корпус крыльевого отсека высокоскоростного летательного аппарата | |
| US4534167A (en) | Inlet cowl attachment for jet engine | |
| CN111605722A (zh) | 曲线组件的隔板填隙片 | |
| EP1167185A2 (en) | Sound-absorbing and reinforcing structure for engine nacelle acoustic panel | |
| US20170362957A1 (en) | Nacelle with bifurcation extension and integral structural reinforcement | |
| US11535390B2 (en) | Structural panel with integrated coupler | |
| EP3620632B1 (en) | Acoustic fairing | |
| RU2669066C1 (ru) | Выхлопное устройство газоперекачивающего агрегата | |
| US9951652B2 (en) | Aircraft thrust reversing assembly IFS support structure | |
| RU2789251C1 (ru) | Цилиндрический корпус отсека ракеты-носителя | |
| RU2751099C1 (ru) | Определенный узел соединения деталей, изготовленных из материалов с различными коэффициентами теплового расширения | |
| RU2804492C2 (ru) | Воздухозаборник гондолы и гондола, содержащая такой воздухозаборник | |
| RU2751100C1 (ru) | Способ определенного соединения деталей, изготовленных из материалов с различными коэффициентами теплового расширения | |
| US20240150030A1 (en) | Aircraft provided with an exhaust duct coupled to a stabilization system | |
| RU2763410C1 (ru) | Топливный бак и способ его изготовления |