НЕСУЩИЙ ПИЛОН ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
LOAD-CARRYING PYLON OF AIRCRAFT ENGINE

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к летательному аппарату с пропеллерными двигателями, расположенными в его задней части, а более точно к пилонам, несущим упомянутые двигатели.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Известны коммерческие летательные аппараты (CBA VECTOR 123, SARA, AVANTI, 7J7) с приводом от пропеллерных двигателей, расположенных в задней части летательного аппарата, поддерживаемых фюзеляжем посредством неподвижных пилонов.
Одна из проблем, связанных с этой конфигурацией летательного аппарата, имеет отношение к событиям отказа, таким как PBR («отрыв лопасти воздушного винта»), то есть событию, когда лопасть одного из пропеллерных двигателей отрывается и ударяется о фюзеляж, UERF («необратимый отказ ротора двигателя»), или любому другому событию «серьезного повреждения». Конструкция упомянутой задней части фюзеляжа поэтому будет учитывать такие события и гарантировать свою способность к сохранению устойчивости и продолжать движение до безопасной посадки, то есть будет ударопрочным и устойчивым к повреждениям фюзеляжем.
В предшествующем уровне техники неподвижные пилоны, прикрепленные к задней части фюзеляжа летательного аппарата, в основном сделаны из металлических материалов.
Как хорошо известно, вес является фундаментальным аспектом в авиационной промышленности, а потому есть современные тенденции использовать композитные материалы вместо металлического материала, даже для основных конструкций.
Композитные материалы, которые в большинстве случаев используются в авиационной промышленности, состоят из волокон или пучков волокон, встроенных в матрицу термореактивной или термопластической смолы, в виде предварительно пропитанного материала или «препрега». Его основные преимущества опираются на:
- их высокую удельную прочность по отношению к металлическим материалам. Имеет место равное отношение прочности к весу.
- Их превосходное поведение при усталостных нагрузках.
- Возможности оптимизации конструкции, скрытые в анизотропии материала и возможности комбинирования волокон с разными ориентациями, предоставляющие возможность конструирования элементов с разными механическими свойствами, настраиваемых под разные потребности в показателях прикладываемых нагрузок.
В этих рамках настоящее изобретение обращено на потребность в неподвижных несущих пилонах двигателя, выполненных из композитных материалов, которые должны крепиться к задней части летательного аппарата.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предоставить несущее устройство, выполненное из композитных материалов, которое должно крепиться к части фюзеляжа летательного аппарата, такой как неподвижный пилон, для летательного аппарата с пропеллерными двигателями, расположенными в его задней части, способное выдерживать события отказа, такие как событие PBR или UERF.
Эта и другая цели удовлетворены устройством, таким как пилон, прикрепленным к части фюзеляжа летательного аппарата, имеющим замкнутое поперечное сечение криволинейной формы, содержащей обшивку и множество шпангоутов, в котором:
- его конструктивная конфигурация содержит центральный корпус внутри фюзеляжа летательного аппарата и два наружных боковых корпуса по обеим его сторонам, выполненные из композитного материала, три корпуса сконструированы в виде многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками, боковыми лонжеронами и по меньшей мере центральным лонжероном.
- Есть полная непрерывная зона сопряжения между центральным корпусом и обшивкой фюзеляжа, и, следовательно, любой промежуточный шпангоут прерывается, когда достигает центрального корпуса.
- Устройство прикреплено к фюзеляжу летательного аппарата, сохраняя полную непрерывность в обшивке фюзеляжа и полную передачу нагрузок между прерванными промежуточными шпангоутами.
В предпочтительном варианте осуществления центральный корпус имеет такое же количество центральных лонжеронов, что и упомянутых прерванных промежуточных шпангоутов, упомянутые центральные лонжероны расположены в том же сечении фюзеляжа, что и упомянутые прерванные промежуточные шпангоуты, чтобы придавать им непрерывность линии действия нагрузки. Таким образом, достигается многолонжеронный пилон, который является отказоустойчивым для таких рассматриваемых событий отказа.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления средства крепления содержат ряды стяжных соединительных элементов, соответственно между верхней и нижней обшивками наружных корпусов и верхней и нижней обшивками центрального корпуса со стяжными болтами, пересекающими обшивку фюзеляжа; и ряды стяжных соединительных элементов, соответственно между боковыми лонжеронами наружных корпусов и боковыми лонжеронами центрального корпуса со стяжными болтами, пересекающими обшивку фюзеляжа. Таким образом, достигается эффективное объединение типа струнного поля между центральным и боковыми корпусами, которое предоставляет возможность полной непрерывности обшивки фюзеляжа.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления средства крепления содержат стяжные соединительные элементы с болтами между прерванными промежуточными шпангоутами и центральными лонжеронами центрального корпуса. Таким образом, достигается эффективное объединение между центральным корпусом и прерванными шпангоутами, которое предоставляет возможность полной передачи нагрузок между ними.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления устройство является пилоном, расположенным в задней части фюзеляжа летательного аппарата, несущим силовую установку летательного аппарата с лопастями воздушного винта, имеющим центральный корпус в срединном сечении фюзеляжа.
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель относительно приложенных фигур.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 - местный вид в перспективе летательного аппарата с пропеллерной силовой установкой, прикрепленной к задней части фюзеляжа благодаря расположенному впереди пилону согласно настоящему изобретению.
Фиг.2 - вид спереди летательного аппарата, показанного на фиг.1.
Фиг.3, 4, 5 - виды в разрезе фиг.2, соответственно придерживающиеся плоскостей A-A, B-B и C-C.
Фиг.6 - схематический местный вид в перспективе центрального корпуса пилона, показывающий его средство крепления к шпангоутам и к наружным боковым корпусам.
Фиг.7 - вид в перспективе внутреннего сечения центрального корпуса пилона, фиг.7a - увеличенный вид его зоны сопряжения с фюзеляжем и фиг.7b - увеличенный вид одного из верхних участков упомянутой зоны сопряжения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В летательном аппарате 11, имеющем силовую установку 13 с лопастями 15 воздушного винта, прикрепленную к задней части 17 фюзеляжа посредством расположенного впереди пилона 19, задняя часть 17 фюзеляжа будет ударопрочной и устойчивой к повреждениям частью фюзеляжа.
Пилон 19 является высоконагруженной конструкцией вследствие большого расстояния между средством 13 продвижения и фюзеляжем 17. В частности, зона сопряжения между фюзеляжем 17 и пилоном 19 подвергается высоким крутящим и изгибающим моментам и в случаях аварийной посадки и динамичной посадки высоким осевым и вертикальным нагрузкам. С другой стороны, пилон 19 должен быть конструкцией, подлежащей замене в случаях разных событий, таких как повреждения, дисковыми обломками вследствие пожара, усталостных отказов или замены двигателей.
Как проиллюстрировано на фиг.1-2, на участке крепления пилона 19 задняя часть 17 фюзеляжа имеет в целом замкнутое поперечное сечение криволинейной формы с, по меньшей мере, вертикальной плоскостью D-D симметрии и центральной продольной осью 29, и ее конструкция содержит обшивку 31 и шпангоуты 33, имеющие пространственные размеры для обеспечения стабильности летательного аппарата, требуемой для продолжения движения до безопасной посадки летательного аппарата в случае отрыва лопасти 15 воздушного винта и любых других вышеупомянутых событиях отказа.
На фиг.2-5 можно видеть, что в предпочтительном варианте осуществления согласно изобретению пилон 19, выполненный полностью из композитного материала, содержит центральный корпус 41 внутри фюзеляжа 17 летательного аппарата и два наружных боковых корпуса 51, 61 по его обеим сторонам, которые прикреплены к фюзеляжу 17 летательного аппарата на средней высоте жестким образом, сохраняя полную непрерывность обшивки 31 фюзеляжа. В этом отношении должно быть отмечено, что в предшествующем уровне техники фюзеляж включает в себя проемы, предоставляющие возможность прохождения пилона, несущего силовую установку.
Три корпуса 41, 51, 61 сконфигурированы в качестве многолонжеронных корпусов с верхней и нижней обшивками 43, 45; 53, 55; 63, 65. Как боковые лонжероны 57, 59; 67, 69, так и центральные лонжероны 58; 68 упомянутых боковых корпусов 51, 61 имеют C-образную конфигурацию.
Боковые лонжероны 47, 49 центрального корпуса 41 имеют C-образную конфигурацию, а центральные лонжероны 48 центрального корпуса 41 имеют двойную T-образную конфигурацию (конфигурацию, пригодную для обеспечения непрерывности для промежуточных шпангоутов 33', прерванных центральным корпусом 41).
Центральный корпус 41 присоединен к наружным корпусам 51, 61 посредством:
- рядов стяжных соединительных элементов 71, соответственно между верхней и нижней обшивками 53, 55; 63, 65 наружных корпусов 51, 61 и верхней и нижней обшивками 43, 45 центрального корпуса 41 со стяжными болтами, пересекающими обшивку 31 фюзеляжа. Стяжные соединительные элементы 71 присоединены к упомянутым верхним и нижним обшивкам 53, 63, 43; 55, 65, 45 посредством срезных заклепок.
- Рядов стяжных соединительных элементов 73, соответственно между боковыми лонжеронами 57, 59; 67, 69 наружных корпусов 51, 61 и боковыми лонжеронами 47, 49 центрального корпуса 41 со стяжными болтами, пересекающими обшивку 31 фюзеляжа. Стяжные соединительные элементы 73 присоединены к упомянутым боковым лонжеронам 57, 67, 47; 59, 69, 49 посредством срезных заклепок.
Центральный корпус 41 поэтому присоединен к наружным корпусам 51, 61 посредством так называемого объединения по типу струнного поля.
Объединение между центральным корпусом 41 и промежуточными шпангоутами 33', прерванными пилоном 19, выполнено, как показано на фиг.7, 7a и 7b, посредством стяжного и срезного соединительного элемента 81, присоединенного к ребру и внутреннему фланцу промежуточного шпангоута 33', и расположенного позади соединительного элемента 83, присоединенного к центральному лонжерону 48 и к верхней и нижней обшивкам 43, 45 центрального корпуса посредством срезных заклепок. Нагрузки растяжения и срезающие нагрузки передаются со стяжного и срезного соединительного элемента 81 на расположенный позади соединительный элемент 83 посредством болтов. С другой стороны, обшивка 31 фюзеляжа обеспечивает непрерывность до наружного фланца промежуточного шпангоута 33'.
В описанном варианте осуществления наружные корпуса 51, 61 имеют C-образные лонжероны, но специалист без труда поймет, что изобретение также применимо к корпусам с двойными T-образными лонжеронами, X-образными лонжеронами, двойными лямбдаобразными лонжеронами, двойными пиобразными лонжеронами, W-образными лонжеронами, омегаобразными лонжеронами или даже коробчатой конструкцией гофрированных лонжеронов.
С другой стороны, может быть отмечено, что его центральные лонжероны 58, 68 не играют никакой особой роли в объединении с центральным корпусом 41в в условиях без повреждений, так что их количество и положение зависит только от соображений определения размеров относительно наружных корпусов 51, 61. При событиях повреждения средние лонжероны играют роль замыкания корпусов скручивания.
Касательно центрального корпуса 41 его боковые лонжероны 47, 49 имеют такую же C-образную конфигурацию, как боковые лонжероны 57, 59; 67, 69 наружных корпусов. Будет приемлема любая другая конфигурация упомянутых боковых лонжеронов 47, 49, предоставляющая возможность объединения типа струнного поля, такая как двойные T-образные лонжероны, X-образные лонжероны, двойные лямбдаобразные лонжероны, двойные пиобразные лонжероны, W-образные лонжероны, омегаобразные лонжероны или даже коробчатая конструкция гофрированных лонжеронов.
Конфигурация центральных лонжеронов 48 по форме и положению зависит от вышеупомянутых прерванных промежуточных шпангоутов 33', для того чтобы обеспечивать вышеупомянутую передачу нагрузок, то есть непрерывность нагрузок промежуточных шпангоутов 33', посредством упомянутых центральных лонжеронов 48.
Считается, что такое конструктивное исполнение пилона 19 усиливает предел прочности при скручивании задней части 17 фюзеляжа, чтобы иметь дело с событием отказа, таким как событие отрыва лопасти 16 воздушного винта из двигателя 13, вызывающее повреждение части любого из корпусов 41, 51, 61, так как многолонжеронная конструкция упомянутых корпусов предоставляет возможность содержания в исправном состоянии замкнутых корпусов, чтобы выдерживали крутящий момент, создаваемый при упомянутом событии.
Во-вторых, принимается во внимание, что это конструктивное исполнение пилона 19 предусматривает упрочненную зону сопряжения с фюзеляжем для сохранения устойчивости летательного аппарата при любом событии отказа.
Хотя настоящее изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что модификации могут быть введены в пределах его объема, с рассмотрением такового в качестве ограниченного не этими вариантами осуществления, а содержимым последующей формулы изобретения.