Конструктивный компонент фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата со слоем пены в качестве теплоизоляции

Конструктивный компонент фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата со слоем пены в качестве теплоизоляции

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к конструктивному компоненту фюзеляжа для самолета или космического летательного аппарата, в котором предусмотрен по меньшей мере один слой пены, который образует теплоизоляцию.

При полете с крейсерской скоростью температура за бортом обычно составляет около - 50°С. Прежние конструкционные материалы для конструкции фюзеляжа с течением времени набирают эту температуру и затем температура на внутренней стороне фюзеляжа становится соответствующей. Поэтому теплоизоляцию для защиты пассажиров располагают на внутренней стороне. На этой стороне, однако, циркулирует воздух. Вследствие этого теплый воздух салона постоянно охлаждается на холодной внутренней поверхности фюзеляжа. При этом нельзя предотвратить появление значительного количества конденсационной влаги. Этот механизм требует периодической сушки теплоизоляции, которая накапливает до 400 кг влаги. Кроме того, необходимы защитные средства от коррозии, а также регулярные проверки этих защитных средств. В этой связи также необходимо устранять коррозионные повреждения на конструкциях фюзеляжа, которые могут иметь место несмотря на защитные меры.

Для уменьшения этих весьма значительных последствий относительную влажность воздуха салона, как правило, снижают приблизительно до 15%. Этот диапазон не является физиологически оптимальным. Очень сухой воздух в салоне при длительном полете может создавать неудобства для пассажиров и команды.

Существующий уровень техники не предотвращает конденсацию повышенных количеств воды и последствия этого. Углепластиковые конструкции фюзеляжа в этом случае ведут себя как металл, но чувствительны к коррозии. Гибридные конструкции, в которых углепластиковые компоненты объединены с металлическими компонентами, ведут себя даже более неудачно, поскольку в результате пары таких компонентов в присутствии электролита, такого как сконденсировавшаяся влага, возникает электрохимическая коррозия. Следовательно, должны быть приняты соответствующие защитные меры, чтобы отделить углепластаковые компоненты и металлические компоненты друг от друга во избежание их прямого контакта. Для этой цели можно, например, проложить разделяющие слои, например, прокладки из стекловолокна, между углепластиковыми компонентами и металлическими компонентами, и, кроме этого, использовать соответствующие соединительные средства, которые покрыты, например, стекловолоконным материалом. Помимо этого защитные средства необходимо регулярно проверять.

Конструкции из углепластика, известные из уровня техники, также необходимо защищать от ударных напряжений. Это осуществляется обычно посредством увеличения толщин стенок, хотя такие меры не являются абсолютно необходимыми с точки зрения конструкционной механики. Это приводит, кроме того, к увеличению массы, которая должна быть уменьшена за счет применения углепластиковых компонентов вместо металлических компонентов. Это приводит к тому, что практическое преимущество известных углепластиковых конструкций фюзеляжа по массе значительно снижается. Вся эта ситуация характеризуется взаимозависимостью отдельных элементов, так что улучшение может быть достигнуто только при новой базовой концепции без этих зависимостей.

Цель настоящего изобретения, поэтому, состоит в том, чтобы предложить конструктивный компонент фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата, который с одной стороны является теплоизоляцией, а с другой стороны создает слой защиты от ударных нагрузок.

Согласно изобретению эта цель достигается посредством конструктивного компонента фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата, имеющего признаки по пункту 1, или посредством фюзеляжа по пункту 15 и самолета или космического летательного аппарата по пункту 16 формулы изобретения.

Первый аспект настоящего изобретения относится к конструктивному компоненту фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата, у которого по меньшей мере один слой пены, который осуществляет теплоизоляцию и/или защиту от ударов, расположен между не несущей наружной обшивкой или панелью наружной обшивки, и несущей конструкцией внутреннего каркаса, причем слой пены заполняет пространство между наружной обшивкой и внутренней обшивкой или конструкцией внутреннего каркаса таким образом, что этот слой пены в сущности не подвержен циркуляции воздуха. Преимущество заключается в том, что слой пены с одной стороны действует как теплоизоляция, а с другой стороны формирует дополнительную защиту от ударов, в результате чего толщину наружной обшивки можно соответственно уменьшить. Следовательно, можно снизить массу конструкции и стоимость производства. Кроме того, можно предотвратить появление коррозии и, в то же время, улучшить комфорт пассажиров посредством создания физиологически оптимальной относительной влажности воздуха в салоне.

Посредством слоя пены можно обеспечить эффективную теплоизоляцию, которая практически не создает известных проблем с конденсацией влаги. В результате этого внутренние поверхности стенки фюзеляжа могут оставаться сухими. Более того, устраняется необходимость периодической сушки теплоизоляции, поскольку конденсационная влага не образуется, и слой пены остается сухим. Следовательно, нет необходимости также поддерживать сухим воздух салона, как это делается в известном уровне техники. Таким образом, конструктивный компонент фюзеляжа согласно изобретению подходит, в частности, для конструкций фюзеляжа гибридного типа из углепластика-металла. В принципе, конструктивный компонент фюзеляжа согласно изобретению может также использоваться в конструкциях фюзеляжа только из углепластика или только из металла.

Кроме того, слой пены, в дополнение к теплоизоляции, также обеспечивает защиту от ударов конструкции фюзеляжа из углепластика.

Еще одно преимущество заключается в том, что теплоизоляция содержит более простые элементы и может быть более легко и автоматически нанесена по сравнению с уровнем техники. Слой пены в таком случае не имеет системных элементов или проходов для управления системой, как в случае известного уровня техники. Таким образом достигается значительное упрощение и экономия расходов при сборке и техническом обслуживании самолета.

В одном варианте осуществления изобретения рамы закреплены на внутренней стороне внутренней конструкции каркаса или внутренней обшивки, которая обращена внутрь самолета, а стрингеры закреплены на наружной стороне внутренней обшивки. В этом случае ни стрингеры, ни рамы не закреплены на наружной обшивке. Преимущество заключается в том, что внутренняя обшивка может быть выполнена как несущий конструктивный компонент, а наружная обшивка не является несущей конструкцией и может быть изготовлена со слоем пены, например, как предварительный компонент.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления наружная обшивка и/или внутренняя обшивка или конструкция внутреннего каркаса выполнены из углепластика. Преимущество заключается в уменьшении массы, благодаря использованию углепластика, а также в том, что пена действует как дополнительная защита от ударов. Следовательно, например, толщину наружной обшивки, состоящей из углепластикового материала, увеличивать необязательно. Еще одним преимуществом является то, что, если, например, стрингеры и/или рамы, состоящие из металла или сплава металла, крепятся на наружной обшивке и/или на внутренней обшивке из углепластика, электрохимическую коррозию можно предотвратить. В результате этого преимущества гибридной конструкции из углепластика-металла можно использовать в гораздо большей степени, чем раньше, поскольку образование сконденсировавшейся воды можно практически предотвратить.

В еще одном варианте осуществления изобретения наружная обшивка и/или внутренняя обшивка или конструкция внутреннего каркаса выполнены из металла. В этом случае конденсацию влаги также можно предотвратить посредством слоя пены, и можно избежать сушки слоя пены, которая была необходима в известных металлических фюзеляжах, снабженных изоляцией.

Согласно еще одному варианту осуществления изобретения рамы и/или стрингеры могут быть полностью или частично выполнены из углепластика или могут быть полностью или частично выполнены из металла или сплава металла. Такие стрингеры и рамы, например, могут использоваться в случае гибридной конструкции из углепластика-металла, в которой они закреплены на панели обшивки, состоящей из углепластика или металла. Конструктивный элемент фюзеляжа, как уже сказано, особенно выгоден для гибридных конструкций из углепластика-металла, поскольку можно предотвратить электрохимическую коррозию.

В еще одном варианте осуществления изобретения слой пены закреплен на внутренней стороне наружной обшивки, которая обращена к салону самолета. Слой пены в этом случае может быть закреплен на наружной оболочке с помощью клея. Преимущество заключается в том, что слой пены можно очень просто закрепить на наружной обшивке, особенно если она не выполнена как конструктивный элемент и, поэтому, имеет постоянно гладкую поверхность.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления слой пены произведен из негорючего материала. Слой пены может быть произведен из пенофенопласта или из полиметакрилимида (PMI). Слой пены в этом случае имеет то преимущество, что он действует как противопожарная защита, а также как теплоизоляция и защита от ударов.

В еще одном варианте осуществления изобретения слой пены имеет вырезы, так что стрингеры или рамы, которые предусмотрены на противоположной стороне слоя пены, могут быть легко размещены в слое пены, не сжимая и не раздавливая ее. Преимущество заключается в том, что слой пены может практически заполнять пространство между наружной обшивкой и внутренней обшивкой или конструкцией внутреннего каркаса без образования больших воздушных пустот между ними.

В принципе, конструктивный компонент фюзеляжа может быть выполнен в форме элемента оболочки или цилиндрической части фюзеляжа. В результате этого он может использоваться и для фюзеляжей, в которых используются элементы оболочки, которые могут быть соединены по окружности, и для фюзеляжей, в которых цилиндрические части фюзеляжа могут быть соединены по длине.

Дальнейшие аспекты изобретения относятся к фюзеляжу с конструктивным компонентом фюзеляжа согласно изобретению, а также к самолету или космическому летательному аппарату с фюзеляжем, который выполнен из конструктивных компонентов фюзеляжа согласно изобретению.

Ниже изобретение объяснено более подробно на иллюстративных вариантах осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

На чертежах:

фиг.1 - перспективный вид части конструктивного компонента фюзеляжа согласно изобретению;

фиг.2 - перспективный вид части внутренней стороны внутренней обшивки конструктивного компонента фюзеляжа согласно изобретению.

На Фиг.1 показана часть конструктивного компонента 1 фюзеляжа согласно изобретению. Конструктивный компонент 1 фюзеляжа согласно изобретению, который может быть выполнен, например, как компонент оболочки или как цилиндрическая часть фюзеляжа, имеет наружную обшивку или панель 2 наружной обшивки и внутреннюю конструкцию 3 каркаса, в частности внутреннюю обшивку или панель 3 внутренней обшивки. Конструктивный компонент 1 фюзеляжа, который известен из уровня техники, впоследствии соединяют с фюзеляжем самолета, например, заклепками или другими подходящими средствами крепления. В данном случае по меньшей мере один слой пены 4 расположен между наружной обшивкой 2 и внутренней обшивкой 3. Слой пены 4 в данном случае может быть закреплен на наружной обшивке 2 и/или на внутренней обшивке 3, например, посредством клеевого крепления.

Как показано на Фиг.1, конструктивный компонент 1 фюзеляжа имеет внутреннюю обшивку 3, которая формирует каркас 5. Внутренняя обшивка 3 в данном случае может быть выполнена как монолитная облицовка, в которой внутренняя обшивка 3 может состоять, например, из монолитного углепластикового препрега. Альтернативно, внутренняя обшивка 3 может также иметь углепластиковую слоистую конструкцию или другую подходящую углепластиковую конструкцию. Вместо углепластика внутренняя обшивка 3 также может состоять из металла, такого как сталь, алюминий и/или титан, или сплава соответствующего металла. Кроме того, внутренняя обшивка 3 может, например, также включать стеклопластики и/или пластики, армированные арамидным волокном. В частности, в случае гибридной конструкции из углепластика-металла, в которой используется металл или сплав металла, который при контакте с углепластиком и электролитом приводит к коррозии, могут быть предусмотрены соответствующие защитные меры. Для этой цели, например, между углепластиковым компонентом и металлическим компонентом может быть предусмотрен разделяющий слой (не показан), состоящий из стекловолокна или пластика, армированного арамидным волокном, или тедларовой пленки.

На стороне внутренней обшивки 3, которая обращена к салону самолета, могут быть закреплены рамы 6 для формирования связей жесткости и/или в качестве элементов, вводящих усилия, как показано на Фиг.2.

Кроме того, стрингеры 7 могут быть закреплены на наружной стороне внутренней обшивки 3, как показано на Фиг.1. Стрингеры 7 в данном случае могут быть, например, закреплены с помощью клея и/или заклепок на внутренней обшивке 3. Преимущество заключается в том, что требуется меньше деталей для крепления стрингеров 7, и, более того, стоимость монтажа может быть снижена. Зажимы и/или так называемые кляммеры (не показаны) также могут использоваться для крепления стрингеров 7. Стрингеры 7 в данном случае могут быть закреплены на расстоянии, например, 600 мм (шаг 600), как показано на Фиг.1. В принципе, однако, для стрингеров 7 может быть выбран другой интервал или интервалы, в зависимости от цели их применения.

В качестве стрингеров 7 могут использоваться, например, традиционные профили, которые производятся как массовый продукт. Как показано на Фиг.1, стрингеры 7 в данном случае могут проходить в сущности прямо над плоской поверхностью каркаса 5, причем они не пересекаются с рамами 6, поскольку они закреплены на внутренней стороне внутренней обшивки 3.

Согласно Фиг.1 внутренняя обшивка 3 образует каркас 5, так что абсолютно не требуется также формировать наружную обшивку 2 как конструктивный компонент. Поэтому ни стрингеры 7, ни рамы 6 не крепятся на наружной обшивке 2. В принципе, однако, также предполагается формировать наружную обшивку 2 как конструктивный компонент и крепить стрингеры 7 и/или рамы 6 на ней. Наружная обшивка 2, подобно внутренней обшивке 3, может иметь углепластиковую конструкцию, т.е. быть выполнена как углепластиковый препрег или как слоистая углепластиковая конструкция. Альтернативно, наружная обшивка 2 также может быть выполнена из металла, такого как сталь, алюминий и/или титан, или сплава соответствующего металла, как известно из уровня техники.

Наружная обшивка 2 предпочтительно оптимизируется к внешним ударным воздействиям. Другими словами, наружная обшивка 2 формируется по размерам и типу конструкции, чтобы поглощать внешние воздействия или удары. Кроме того, наружная обшивка 2 на наружной стороне предпочтительно имеет гладкую поверхность, т.е. отсутствует эффект Цеппелина, причем внутренний каркас воспроизводится на наружной стороне наружной обшивки 2.

Как показано на Фиг.1, слой пены 4 может быть закреплен на наружной обшивке 2. Слой пены 4 в данном случае служит в качестве изоляции внутреннего пространства самолета, в частности салона самолета, от окружающей самолет среды. Слой пены 4 в данном случае заполняет пространство между наружной обшивкой 2 и внутренней обшивкой 3 таким образом, что слой пены 4 в сущности не подвержен циркуляции воздуха.

Теплоизоляцию укладывают на наружную сторону путем помещения слоя пены 4 в пространство между наружной обшивкой 2 и внутренней обшивкой 3, или между наружной обшивкой 2 и внутренней конструкцией каркаса или каркасом 5.

Слой пены 4, который служит в качестве теплоизоляции, в данном случае может быть закреплен клеем на наружной обшивке 2 и, в результате, может быть предусмотрен как полуфабрикат. На более поздней стадии монтажа наружную обшивку 2 закрепляют вместе с изоляцией 4 на каркасе 5. Слой пены 4 предпочтительно является пожаростойким или трудно возгораемым. Слой пены 4 состоит, например, из пенофенопласта или из полиметакрилимида. Обычно это пена с закрытыми ячейками (армированная или не армированная). В данном случае, слой пены 4 также может служить в качестве звукоизоляции в дополнение к противопожарной изоляции. Кроме того, слой пены 4 может состоять из одного или нескольких слоев пены, причем в случае нескольких слоев пены могут быть объединены различные типы пен. Более того, слой пены 4 может быть снабжен вырезами 8 для стрингеров 7, как показано на Фиг.1. Преимущество заключается в том, что стрингеры 7 могут быть очень просто размещены в слое пены 4, не сжимая ее. В принципе, слой пены также может не иметь таких вырезов 8.

Теплоизоляция согласно изобретению, как уже было сказано, может быть закреплена подходящим способом на наружной стороне фюзеляжа самолета. Для достижения удовлетворительных аэродинамических характеристик и естественной прочности поверхность предпочтительно содержит тонкую наружную обшивку 2, не имеющую конструктивной несущей функции в смысле нагрузок на самолет. Вследствие этого несущая конструкция фюзеляжа не испытывает воздействия окружающей температуры (минус 50°С). Механизм, который сегодня приводит к конденсации влаги из воздуха салона на холодной внутренней поверхности, больше не имеет места. Следовательно, снижения относительной влажности воздуха, как уже было сказано, не происходит. Ее можно поддерживать в физиологически приемлемом, но комфортном диапазоне. Кроме того, в данном случае также не нужны средства защиты от коррозии и их регулярные проверки, которые обязательны в известных конструкциях, поскольку это больше не является источником электролита. Посредством слоя пены 4 можно, поэтому, эффективно предотвращать конденсацию и, следовательно, коррозию.

При повседневной эксплуатации накапливания влаги в изоляции больше не происходит. Соответствующего увеличения массы, например до 400 кг, и дорогостоящего процесса сушки изоляции можно избежать.

Более того, слой пены 4 между наружной обшивкой 2 и каркасом 5 создает дополнительную защиту от ударов в случае углепластикового фюзеляжа. Это позволяет получить оптимальную по толщине конструкцию обшивки фюзеляжа и уменьшить его массу, поскольку толщину фюзеляжа не нужно дополнительно увеличивать для защиты от ударов.

В дополнение, повреждения наружной оболочки фюзеляжа могут быть легко отремонтированы, если наружная обшивка 2 не выполнена как конструктивный компонент, или если наружная оболочка не является несущей деталью конструкции самолета. В то же время, изолирующие элементы, которые устанавливали прежде, больше не препятствуют доступу к элементам конструкции и проходам для органов управления системой на внутренней стороне, как было в существующем уровне техники. Это упрощает техническое обслуживание.

Хотя настоящее изобретение описано на основе иллюстративных вариантов осуществления, оно ими не ограничено и может быть модифицировано различными способами.

Перечень ссылочных номеров на чертежах

1 Конструктивный компонент фюзеляжа

2 Наружная обшивка

3 Конструкция внутреннего каркаса / внутренняя обшивка

4 Слой пены

5 Каркас

6 Рама

7 Стрингер

8 Вырез (в слое пены)

1. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа самолета или космического летательного аппарата с не несущей наружной обшивкой (2) и несущей конструкцией (3) внутреннего каркаса, причем наружная обшивка (2) имеет углепластиковую конструкцию, и причем слой пены (4), который выполняет функции теплоизоляции и/или защиты от ударов, расположен между наружной обшивкой (2) и конструкцией (3) внутреннего каркаса (3) и заполняет пространство между наружной обшивкой (2) и внутренней обшивкой (3) таким образом, что слой пены (4) в сущности не подвержен циркуляции воздуха, и причем стрингеры и/или рамы расположены на наружной стороне конструкции (3) внутреннего каркаса.

2. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что рамы (6) и/или стрингеры (7) расположены на внутренней стороне конструкции (3) внутреннего каркаса, которая направлена во внутреннее пространство самолета.

3. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что слой пены (4) состоит из одного или нескольких слоев пены, причем в случае нескольких слоев пены можно объединить разные типы пен.

4. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что наружная обшивка (2) и конструкция (3) внутреннего каркаса выполнены из углепластика.

5. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что конструкция (3) внутреннего каркаса выполнена из металла, причем конструкция (3) внутреннего каркаса состоит, например, из сплава алюминия, стали и/или титана.

6. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.2, отличающийся тем, что рамы (6) и/или стрингеры (7) выполнены полностью или частично из углепластика.

7. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.2, отличающийся тем, что рамы (6) и/или стрингеры (7) полностью или частично выполнены из металла или сплава металла.

8. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что слой пены (4) закреплен на внутренней стороне наружной обшивки (2), которая обращена во внутреннее пространство самолета, и/или закреплен на наружной стороне конструкции (3) внутреннего каркаса и в сущности заполняет пространство между наружной обшивкой (2) и конструкцией (3) внутреннего каркаса.

9. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.8, отличающийся тем, что слой пены (4) может быть закреплен, например, с помощью клея на наружной обшивке (2) и/или на конструкции (3) внутреннего каркаса.

10. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что слой пены (4) выполнен из негорючего материала.

11. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что слой пены (4) выполнен из пенофенопласта или полиметакрилимида.

12. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что слой пены (4) расположен между наружной обшивкой (2) и конструкцией (3) внутреннего каркаса таким образом, что он предпочтительно в сущности не подвержен циркуляции воздуха.

13. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.2, отличающийся тем, что слой пены (4) имеет вырезы (8), в которых могут быть размещены стрингеры (7) и/или рамы (6).

14. Конструктивный компонент (1) фюзеляжа по п.1, отличающийся тем, что конструктивный компонент (1) фюзеляжа выполнен в форме элемента оболочки или цилиндрической части фюзеляжа.

15. Фюзеляж самолета или космического летательного аппарата с конструктивным компонентом (1) фюзеляжа по п.1.

16. Самолет с фюзеляжем по п.15.

17. Космический летательный аппарат с фюзеляжем по п.15.