(21)(22) Заявка: 2022134837, 28.12.2022

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
28.12.2022

Дата регистрации:
21.06.2023

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 28.12.2022

(45) Опубликовано: 21.06.2023 Бюл. № 18

(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2770885 C1, 25.04.2022. US 897078 А, 27.04.1999. US 5636813 А1, 10.06.1997. US 6089504 А1, 18.07.2000.

Адрес для переписки:
125284, Москва, ул. Поликарпова, 23А, ОКБ Сухого, директору ОКБ Сухого М.Ю. Стрельцу


(72) Автор(ы):
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Булатов Алексей Сергеевич (RU),
Ниженко Артем Алексеевич (RU),
Аленин Андрей Борисович (RU),
Иванов Алексей Ильич (RU),
Казеннов Сергей Константинович (RU),
Китаев Максим Викторович (RU),
Джорбенадзе Ираклий Семенович (RU),
Полшков Александр Евгеньевич (RU),
Асташкин Алексей Владимирович (RU),
Джорбенадзе Карл Семенович (RU),
Столяров Дмитрий Владимирович (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" (ПАО "ОАК") (RU)

(54) КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА ПЛАНЕРА МАЛОЗАМЕТНОГО ОДНОДВИГАТЕЛЬНОГО САМОЛЕТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструктивно-силовых схем (КСС) планеров однодвигательных самолетов. КСС планера содержит внутренний силовой набор, состоящий из продольных и поперечных элементов, а также внешние обводы фюзеляжа, включающие обшивку с открывающимися створками. К поперечным элементам относятся силовые и типовые шпангоуты, располагаемые параллельно друг другу и соединяемые продольными элементами, к которым относятся стенки грузовых отсеков, стенки ниш опор шасси и стенки топливных баков. Конструктивно КСС планера делится на головную, среднюю и хвостовую части фюзеляжа. Причем воздушный канал воздухозаборника образован шпангоутами средней части фюзеляжа и содержит боковые стенки, верхние горизонтальные поверхности образованы стенками топливных баков, а нижние поверхности образованы стенками грузового отсека. При этом силовые шпангоуты внутреннего силового набора изготовлены из титановых сплавов, а остальные части внутреннего силового набора выполнены из алюминиевых сплавов. Обшивки головной части фюзеляжа и средней части фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов, а внешние обшивки хвостовой части фюзеляжа изготовлены из полимерных композиционных материалов в виде углепластиковых сотовых панелей. Достигается снижение массы планера с обеспечением высокой технологичности изготовления. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивно-силовым схемам планеров самолетов, а более конкретно к конструктивно-силовым схемам планеров однодвигательных самолетов.

Для самолета малой размерности с одним двигателем в силу определенной номенклатуры размещаемого вооружения усложняется выбор рациональной конструктивно-силовой схемы планера. Также значительные объемы требуют интегральные топливные баки, отсеки шасси, бортовые системы и коммуникации.

Вышеуказанные граничные условия напрямую влияют на вид конструктивно-силовой схемы, решения по оптимальному размещению силовых элементов, их массу, рациональность технологического членения и выбранные конструктивные материалы.

Из уровня техники известны различные варианты конструктивно-силовых схем и каркасов планеров летательных аппаратов, в том числе самолетов.

Из источника информации RU 2173654 С2, опубликованного 20.09.2001, известен планер многорежимного самолета-моноплана, который содержит каркас, состоящий из продольных и поперечных элементов.

Данный источник информации взят в качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению.

Недостатком наиболее близкого аналога является достаточно большая масса планера, низкая технологичность изготовления каркаса, а также отсутствие эргономичности в использовании.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижении которого направлено заявленное изобретение, является снижение массы планера с обеспечением высокой технологичности изготовления при низких производственных затратах, современным уровнем эргономичности в эксплуатации.

Заявленная конструктивно-силовая схема разработана с целью обеспечения необходимых прочностных и жесткостных характеристик, компенсируя фактически отсутствие замкнутой работающей обшивки.

Конструктивно-силовая схема планера малозаметного

однодвигательного самолета содержит внутренний силовой набор, состоящий из продольных и поперечных элементов, а также внешние обводы фюзеляжа, включающие обшивку с открывающимися створками. К поперечным элементам относятся силовые и типовые шпангоуты, располагаемые параллельно друг другу и соединяемые продольными элементами, к которым относятся стенки грузовых отсеков, стенки ниш опор шасси и стенки топливных баков. Конструктивно заявленная схема планера делится на головную, среднюю и хвостовую части фюзеляжа. Головная часть фюзеляжа состоит из обтекателя носового, носового отсека комплекса бортового оборудования, пола кабины пилота, топливного отсека и воздухозаборника. Хвостовая часть фюзеляжа состоит из хвостовых балок и мотоотсека, образующегося между хвостовыми балками при помощи съемных арок шпангоутов. Средняя часть фюзеляжа образована типовыми и силовыми шпангоутами, служащими для крепления крыльев, шасси и передних узлов силовой установки. Воздушный канал воздухозаборника образован шпангоутами средней части фюзеляжа и содержит боковые стенки, а верхние горизонтальные поверхности воздушного канала образованы стенками топливных баков. Нижние поверхности воздухозаборника образованы стенками грузового отсека. Силовые шпангоуты внутреннего силового набора изготовлены из титановых сплавов, а остальные части внутреннего силового набора выполнена из алюминиевых сплавов. Обшивки головной части фюзеляжа и средней части фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов, а внешние обшивки хвостовой части фюзеляжа изготовлены из полимерных композиционных материалов в виде углепластиковых сотовых панелей.

В хвостовых балках размещается различное самолетное оборудование, и в левой хвостовой балке расположен отсек вспомогательной силовой установки.

Верхние горизонтальные поверхности воздушного канала образованы стенками топливных баков.

Хвостовые балки выполнены из шпангоутов из титановых сплавов.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг.1 представлен силовой набор заявленной конструктивно-силовой схемы.

На фиг.2 представлено технологическое членение фюзеляжа.

На фиг.2 элементы фюзеляжа представлены следующими позициями:

1 - обтекатель носовой,

2 - отсек носовой комплекса бортового оборудования,

3 - боковые панели,

4 - люки по стыку головной и средней частей фюзеляжа,

5 - подфонарная жесткость,

6 - пол кабины пилота,

7 - шпангоут 9,

8 - топливный отсек,

9 - входная часть воздухозаборника,

10 - отсек между шпангоутами 6-12,

11 - створка подкоса передней опоры шасси,

12 - передняя опора шасси,

13 - створки передней опоры шасси,

14 - нижние створки бокового грузового отсека,

15 - верхние створки бокового грузового отсека,

16 - отсек между шпангоутами 12-19,

17 - створки основных опор шасси,

18 - створки основного грузового отсека,

19 - основные опоры шасси,

20 - отсек между шпангоутами 19-31,

21 - хвостовые балки,

22 - постамент хвостового оперения,

23 - мотоотсек,

24 - съемный нижний капот,

25 - контейнер тормозного парашюта.

Заявленная конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета содержит внутренний силовой набор, состоящий из поперечных элементов и продольных элементов. К поперечным элементам относятся силовые и типовые шпангоуты, а к продольным - стенки грузовых отсеков, стенки ниш опор шасси и стенки топливных баков. Ключевым элементом заявленной конструктивно-силовой схемы является подкрепленный шпангоутами интегрированный в конструкцию фюзеляжа протяженный воздушный канал силовой установки с боковыми стенками которые воспринимают вертикальные нагрузки и обеспечивают сдвиговую связь верхнего свода фюзеляжа с нижними бимсами и поясами стенок передней опоры шасси, что позволяет избежать задвоенности вертикальных силовых элементов, что в свою очередь дает эффективную весовую отдачу. Замкнутая форма воздушного канала, подкрепленного шпангоутами, обеспечивает восприятие крутящего момента, компенсируя вырезы в нижней обшивке. Верхние горизонтальные поверхности воздушного канала образованы стенками топливных баков, что позволяет воспринимать одними силовыми элементами как нагрузки от давления топлива в баках, так и давление воздуха в воздушном канале, в том числе при случаях помпажа. Нижние поверхности воздухозаборника образованы стенками грузового отсека, которые одновременно воспринимают давление воздуха в воздушном канале, а также давление внешнего потока воздуха при открытых створках грузового отсека, что также позволяет избежать задвоенности вертикальных силовых элементов. Кроме распределения аэродинамических и компрессионных нагрузок, канальная обшивка воспринимает продольные нагрузки от передней опоры шасси, пусковых устройств в боковых грузовых отсеках и отдачу от пушечной установки, размещенной внутри фюзеляжа.

Конструктивно заявленная конструктивно-силовая схема делится на головную, среднюю и хвостовую части фюзеляжа.

Головная часть фюзеляжа состоит из обтекателя (1) носового, носового отсека (2) комплекса бортового оборудования, пола кабины пилота (6), часть топливного отсека (8) и воздухозаборника (9).

Хвостовая часть фюзеляжа состоит из хвостовых балок (22), между которыми расположены съемные арки шпангоутов, образующие мотоотсек (23), закрываемый съемным капотом (24) на петлях. Хвостовые балки (22), выполненные из шпангоутов из титановых сплавов и внешней обшивки, служат для крепления и восприятия нагрузок от вертикального и горизонтального оперения. Кроме того, в хвостовых балках также размещается различное самолетное оборудование, такое как такое как система кондиционирования воздуха, гидро-пневматическая система, система воздушного охлаждения и т.д., и в левой хвостовой балке расположен отсек вспомогательной силовой установки.

Средняя часть фюзеляжа служит для размещения целевой нагрузки, большей части топлива, крепления крыльев, шасси и передних узлов силовой установки. Технологически средняя часть фюзеляжа поперечно делится на три отсека, что обеспечивает одновременную сборку в отдельных стапелях:

1. Отсек между шпангоутами 6-12 включает нишу передней опоры шасси над которой находится поверхность воздушного канала, отсек оборудования и частично боковые грузовые отсеки.

2. Отсек между шпангоутами 12-19 состоит из задних частей ниши передней опоры шасси и основных частей боковых грузовых отсеков. Против направления полета за нишей передней опоры шасси располагается основной грузовой отсек, центральную часть которого занимает воздушный канал, над которым размещен отсек комплекса бортового оборудования и основная часть топливного бака.

3. Отсек между шпангоутами 19-31 содержит силовые шпангоуты и в основном состоит из топливных емкостей, включая расходный бак. Силовые шпангоуты служат для навески консолей отъемная часть крыла, основных опор шасси, силовой установки и катапультных устройств основного грузового отсека, за которым расположен мотоотсек (23), которым заканчивается воздушный канал, проходящий посередине отсека 3 и ограничивающий снизу топливные баки.

Внутренний силовой набор (большая его часть элементов) выполнен из алюминиевых сплавов. Отдельные нагруженные элементы, такие как узлы навески отъемных частей крыльев, шасси, некоторые шпангоуты (в частности шпангоут 26, располагающийся в отсеке (20)) изготовлены из титановых сплавов. Внешние обводы фюзеляжа определяются обшивками и створками. Обшивки головной и средней частей фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов и выполнены в виде двух типов - фрезерованные и сборно-клепанные со стрингерами. Внешние обшивки хвостовой части фюзеляжа изготовлены из полимерных композиционных материалов в виде углепластиковых сотовых панелей. Вырезы в обшивках, предназначенные для внутренних отсеков (шасси и оборудование (радиоэлектронное, системы энергоснабжения, кондиц., и др.)), окантованы и закрыты съемными люками и открываемыми в полете створками.

Конструктивное деление фюзеляжа на головную, среднюю и хвостовую части позволяет проводить параллельную сборку отсеков фюзеляжа в зависимости от их функционального назначения, обеспечивает выполнение требований по точности установки навешиваемых агрегатов, таких как шасси и пусковые устройства, по качеству внешней поверхности и воздушного канала, по герметичности топливных баков и по монтажу систем.

Заявленной конструкцией предусмотрена отдельная сборка топливного бака, стыкуемого с головной частью фюзеляжа после его испытания на герметичность.

Стыкуясь спереди с головной частью фюзеляжа с воздухозаборником, а сзади с хвостовыми балками (21) и мотоотсеком хвостовой части, средняя часть фюзеляжа объединяет агрегаты фюзеляжа в единое целое.

Формула изобретения

1. Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета, содержащая внутренний силовой набор, состоящий из продольных и поперечных элементов, а также внешние обводы фюзеляжа, включающие обшивку с открывающимися створками, отличающаяся тем, что к поперечным элементам относятся силовые и типовые шпангоуты, располагаемые параллельно друг другу и соединяемые продольными элементами, к которым относятся стенки грузовых отсеков, стенки ниш опор шасси и стенки топливных баков, при этом конструктивно заявленная схема планера делится на головную, среднюю и хвостовую части фюзеляжа, причем головная часть фюзеляжа состоит из обтекателя носового, носового отсека комплекса бортового оборудования, пола кабины пилота, топливного отсека и воздухозаборника, хвостовая часть фюзеляжа состоит из хвостовых балок и мотоотсека, образующегося между хвостовыми балками при помощи съемных арок шпангоутов, а средняя часть фюзеляжа образована типовыми и силовыми шпангоутами, служащими для крепления крыльев, шасси и передних узлов силовой установки, при этом воздушный канал воздухозаборника образован шпангоутами средней части фюзеляжа и содержит боковые стенки, верхние горизонтальные поверхности воздушного канала образованы стенками топливных баков, а нижние поверхности воздухозаборника образованы стенками грузового отсека, кроме того, силовые шпангоуты внутреннего силового набора изготовлены из титановых сплавов, а остальные части внутреннего силового набора выполнена из алюминиевых сплавов, кроме того, обшивки головной части фюзеляжа и средней части фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов, а внешние обшивки хвостовой части фюзеляжа изготовлены из полимерных композиционных материалов в виде углепластиковых сотовых панелей.

2. Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета по п.1, отличающаяся тем, что в хвостовых балках размещается различное самолетное оборудование, и в левой хвостовой балке расположен отсек вспомогательной силовой установки.

3. Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета по п.1, отличающаяся тем, что верхние горизонтальные поверхности воздушного канала образованы стенками топливных баков.

4. Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета по п.1, отличающаяся тем, что хвостовые балки выполнены из шпангоутов, большая часть из которых выполнена из титановых сплавов.

5. Конструктивно-силовая схема планера малозаметного однодвигательного самолета по п.1, отличающаяся тем, что хвостовые балки служат для крепления и восприятия нагрузок от вертикального и горизонтального оперения.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивно-силовым схемам летательных аппаратов, и более конкретно к конструктивно-силовой схеме хвостовой части планера однодвигательного летательного аппарата.

Для обеспечения необходимой жесткости конструктивно-силовой схемы хвостовой части летательного аппарата используется большое количество нижних съемный шпангоутов, которые при необходимости доступа к мотоотсеку подлежат демонтажу. Кроме того, также для обеспечения необходимой жесткости используется несколько капотов, которые выполняются с поперечными и продольными ребрами.

Их уровня техники известны различные варианты исполнения конструктивно-силовых схем планеров летательных аппаратов.

Например, из источника RU 2286922 С1, опубликованного 10.11.2006, известен летательный аппарат, в котором для установки силовой установки используется способ монтажа двигателя, заключающийся в расстыковке фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и регулировку двигателя в носовой части и дальнейшую стыковку хвостовой и носовой частей фюзеляжа.

Однако, данная конструкция фюзеляже летательного аппарата не обеспечивает достаточную жесткость его конструкции, а также отсутствие возможности удобного доступа к мотоотсеку при его эксплуатации и обслуживании.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение жесткости конструктивно-силовой схемы в хвостовой части летательного аппарата с одновременным максимальным и быстрым доступом к мотоотсеку самолета.

Заявленный технический результат полностью достигается заявленной в независимом пункте формулы совокупностью существенных признаков.

Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата содержит правую и левую хвостовые балки, верхние шпангоуты, мотоотсек и капот. Правая и левая хвостовые балки выполнены зеркальными и содержат внутренние стороны, верхние стороны, нижние стороны, торцевые стороны и кромочные стороны. Внутренние стороны расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок и своими верхними сторонами соединены верхними дугообразными шпангоутами, ограничивая с верхней и боковой сторон мотоотсек, проем в который образован нижними краями внутренних сторон и кромочными сторонами, которые отходят вниз от нижних сторон хвостовых балок. На одной из кромочных сторон при помощи кронштейнов навески шарнирным образом навешен единственный капот мотоотсека, который выполнен с длинными и короткими сторонами, вдоль обоих длинных сторон которого расположены замки фиксации капота в закрытом положении.

Торцевые стороны предназначены для фиксации оперения и крыльев.

Хвостовые балки выполнены из шпангоутов, продольных силовых элементов и обшивки.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 представлена конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата в общем виде.

На фиг. 2 представлен поперечный разрез хвостовой части летательного аппарата.

На фиг. 3 представлен капот мотоотсека.

Заявленная конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата содержит правку (1) и левую (2) хвостовые балки, расположенные зеркально относительно плоскости продольного сечения фюзеляжа самолета, верхние шпангоуты (3), мотоотсек (4) и капот (5) мотоотсека (4).

Каждая хвостовая балка (1 и 2) содержит внутренние стороны (31 и 32), верхние стороны (41 и 42), нижние стороны (51 и 52), торцевые стороны (61 и 62) и кромочные стороны (71 и 72).

Торцевые стороны (61 и 62) хвостовых балок предназначены и имеют соответствующую конфигурацию и приспособления для крепления крыльев и оперения.

Кромочные стороны (71 и 72) отходят вниз от нижних сторон (51 и 52) хвостовых балок (1 и 2) и совместно с нижними краями внутренних сторон (31 и 32) образуют проем мотоотсека (4).

Внутренние стороны (31 и 32) хвостовых балок (1 и 2) обращены друг к другу, расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок (1 и 2). Верхние части внутренних сторон (31 и 32) соединены между собой верхними дугообразными шпангоутами (3), которые совместно с внутренними сторонами (31 и 32) хвостовых балок (1 и 2) образуют мотоотсек (4). Приведенная конструкция хвостовых балок обеспечивает увеличение их контура.

На одной из кромочных сторон (в приведенном на чертежах варианте правой хвостовой балки) при помощи кронштейнов (6) навески шарнирным образом навешен капот (5) мотоотсека (4). Капот (5) выполнен с длинными и короткими сторонами, на одной из длинных сторон капота (5) размещены кронштейны (6) навески, а вдоль обоих длинных сторон капота (5) выполнены замки (7) фиксации капота в закрытом положении, которые воспринимают усилия в направлении Y и Z (см. фиг. 3). Усилие в направлении X воспринимается одним из кронштейнов навески капота. На фиг. 3 позицией (100) обозначено направление полета летательного аппарата.

Приведенная форма хвостовых балок обеспечивает повышение жесткости конструкции, что позволяет не включать капот в расчетную схему и исключить его нагружение при общем изгибе фюзеляжа, снижая тем самым массу изделия в целом, а также уменьшить количество замков крепление капота.

За счет приведенной конструкции хвостовых балок фюзеляжа летательного аппарата также устранена необходимость размещения дополнительных нижних съемных шпангоутов, обеспечивающих жесткость конструкции.

Таким образом, заявленная конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата обеспечивает повышение жесткости конструктивно-силовой схемы в хвостовой части летательного аппарата с одновременным максимальным и быстрым доступом к мотоотсеку самолета.

Формула изобретения

1. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата, содержащая правую и левую хвостовые балки, верхние шпангоуты, мотоотсек и капот, отличающаяся тем, что правая и левая хвостовые балки выполнены зеркальными и содержат внутренние стороны, верхние стороны, нижние стороны, торцевые стороны и кромочные стороны, причем внутренние стороны расположены параллельно друг другу и имеют высоту, равную максимальной высоте хвостовых балок, и своими верхними сторонами соединены верхними дугообразными шпангоутами, ограничивая с верхней и боковой сторон мотоотсек, проем в который образован нижними краями внутренних сторон и кромочными сторонами, которые отходят вниз от нижних сторон хвостовых балок, кроме того, на одной из кромочных сторон при помощи кронштейнов навески шарнирным образом навешен единственный капот мотоотсека, который выполнен с длинными и короткими сторонами, вдоль обоих длинных сторон которого расположены замки фиксации капота в закрытом положении.

2. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что торцевые стороны предназначены для фиксации оперения и крыльев.

3. Конструктивно-силовая схема хвостовой части летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что хвостовые балки выполнены из шпангоутов, продольных силовых элементов и обшивки.