ТОПЛИВНЫЙ БАК, ОСНОВНОЕ КРЫЛО, ФЮЗЕЛЯЖ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И ПОДВИЖНОЕ ТЕЛО Российский патент 2016 года по МПК B64D37/02 

Область техники

[0001] Предлагаемое изобретение относится к топливному баку с использованием пластика, армированного углеродным волокном в качестве конструктивного элемента данного бака, а также к основному крылу, фюзеляжу летательного аппарата, летательному аппарату и подвижному телу.

Уровень техники

[0002] Существуют случаи, когда основное крыло летательного аппарата используется в качестве топливного бака, выполненного с возможностью размещения топлива. Топливный бак, объединенный с основным крылом и имеющий конструкцию крыла в виде непроницаемой для жидкости конструкции, в которой не происходит утечки топлива, называется встроенным баком. Встроенный бак имеет тенденцию нанесения композитного материала, например пластика, армированного углеродным волокном, (CFRP) на данный бак в целях уменьшения массы. В материале CFPR углеродные волокна используются в качестве армирующих материалов, и синтетическая смола используется в качестве матрицы.

[0003] В патентной литературе PTL 1 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к трехмерному фиброармированному полимерному композитному материалу, в котором кромковый изгиб конфигурируют электропроводящим материалом, имеющим более высокую электропроводность, чем направленное в плоскости волокно, для придания электропроводности фиброармированному полимерному композитному материалу без ухудшения производительности. Кроме того, в патентной литературе PTL 2 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к препрегу и композитному материалу, армированному углеродным волокном, причем данный способ предусматривает электропроводящие частицы или волокна в указанных препреге и композитном материале с целью придания как превосходной ударной прочности, так и электропроводности. Кроме того, в патентной литературе PTL3 раскрыт способ, представляющий собой изобретение, относящееся к улучшенному композитному материалу, причем данный способ предусматривает электропроводящие частицы, распределенные в полимерной смоле внутри данного материала с целью придания электропроводности при полном или почти полном отсутствии увеличения массы по сравнению со стандартным композитным материалом.

Документы уровня техники

Патентная литература

[0004] [PTL 1] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2007-301838

[PTL 2] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2010-280904

[PTL 3] Нерассмотренная патентная заявка Японии №2011-168792

Раскрытие изобретения

[0005] В этой связи при использовании материала CFRP в топливном баке летательного аппарата концевые участки углеродных волокон открыты на внутреннюю часть топливного бака на поверхности CFRP компонента, в частности на поверхность резания, образованную обработкой резанием.

[0006] В данном случае, если во время удара молнии по основному крылу молниевый ток протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность резания, то существует опасность, что между углеродными волокнами на концевых участках углеродных волокон может возникнуть электрический разряд. В качестве меры противодействия электрическому разряду принят способ нанесения изолирующего или подобного материала на поверхность CFRP компонента или поверхность резания для ограничения, таким образом, генерируемого внутри тока. Однако вследствие работы по нанесению изолирующего или подобного материала увеличиваются рабочие часы или затраты в процессе изготовления топливного бака. Кроме этого, вследствие нанесенного на основное крыло изолирующего материала, увеличивается масса данного крыла.

[0007] Помимо этого, вышеописанная проблема не ограничивается встроенным баком, объединенным с основным крылом летательного аппарата, но также имеет место в контейнере топливного элемента, через который протекает топливо. В дальнейшем, описание будет также касаться контейнера топливного элемента, входящего в состав топливного бака. Кроме этого та же проблема также имеет место в фюзеляже летательного аппарата, имеющем топливный бак, и в подвижном теле, отличном от летательного аппарата, например в автомобиле, в котором установлен топливный бак.

[0008] Предлагаемое изобретение выполнено с учетом подобных условий и имеет своей задачей предложить топливный бак, для которого предусмотрена возможность уменьшения рабочих часов или затрат в процессе изготовления и предотвращено увеличение массы основного крыла, фюзеляжа летательного аппарата, летательного аппарата и подвижного тела.

[0009] Для решения вышеуказанной проблемы для топливного бака, основного крыла, фюзеляжа летательного аппарата, летательного аппарата и подвижного тела, в соответствии с предлагаемым изобретением, приняты следующие средства.

Так, топливный бак, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик, и при этом указанной матрице придана электропроводность.

[0010] В соответствии с предлагаемым изобретением конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна. Кроме этого матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность. В случае, когда матрице не придана электропроводность, и на концевом участке конструктивного элемента не выполнена обработка изолирующим или подобным материалом, и если во время удара молнии через концевой участок протекает молниевый ток, то существует опасность, что между армирующими материалами на концевом участке может возникнуть электрический разряд. Однако, поскольку матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.

[0011] В вышеописанном изобретении поверхность резания конструктивного элемента, образованная резанием конструктивного элемента, может быть открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо.

[0012] В соответствии с предлагаемым изобретением, даже если концевой участок конструктивного элемента представляет собой поверхность резания, и поверхность резания открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо, то, поскольку матрице придана электропроводность, между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.

[0013] В вышеописанном изобретении в направлении толщины пластины пластик, армированный углеродным волокном, предпочтительно имеет удельное сопротивление меньше или равное 500 Ом*см.

[0014] Кроме этого основное крыло, в соответствии с предлагаемым изобретением, имеет вышеописанный топливный бак в качестве корпуса конструкции данного крыла, и фюзеляж летательного аппарата, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанный топливный бак.

В соответствии с данными изобретениями корпус конструкции основного крыла представляет собой топливный бак, или фюзеляж летательного аппарата снабжен топливным баком, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и данной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.

[0015] Кроме того, летательный аппарат, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанное основное крыло или вышеописанный фюзеляж летательного аппарата.

В соответствии с данным изобретением основное крыло летательного аппарата или фюзеляж летательного аппарата имеет топливный бак в качестве корпуса конструкции данного крыла или фюзеляжа, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.

[0016] Кроме этого подвижное тело, в соответствии с предлагаемым изобретением, содержит вышеописанный топливный бак.

В соответствии с данным изобретением подвижное тело имеет топливный бак в качестве корпуса конструкции данного тела, и конструктивный элемент топливного бака представляет собой пластик, армированный углеродным волокном. Тогда, поскольку матрица пластика, армированного углеродным волокном, содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и, таким образом, может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента.

[0017] В соответствии с предлагаемым изобретением, поскольку матрице придана электропроводность, то между армирующими материалами, представляющими собой углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда в концевом участке конструктивного элемента, и поскольку нет необходимости отдельного обеспечения изолирующим или подобным материалом концевого участка конструктивного элемента, то возможно уменьшить рабочие часы или затраты в процессе изготовления и предотвратить увеличение массы.

Краткое описание чертежей

[0018] На Фиг. 1 изображен вид основного крыла, выполненного в соответствии с одним вариантом осуществления предлагаемого изобретения, в перспективе, причем данное основное крыло изображено частично в разрезе.

На Фиг. 2 изображено вертикальное поперечное сечение основного крыла, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фиг. 3 представляет собой вид сбоку выступа нервюры, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения, и вид в направлении стрелки по линии III-III Фиг. 5.

Фиг. 4 представляет собой частичное вертикальное поперечное сечение верхней обшивки и нервюры, выполненных в соответствии с вариантом осуществления изобретения, и поперечное сечение по линии IV-IV Фиг. 2.

Фиг. 5 представляет собой вид сверху выступа нервюры, выполненного в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фиг. 6 представляет собой вид сверху выступа нервюры, выполненного в соответствии с известным уровнем техники.

Фиг. 7 представляет собой вид сбоку выступа нервюры, выполненного в соответствии с известным уровнем техники, и вид в направлении стрелки по линии VII-VII Фиг. 6.

На Фиг. 8 изображен график, показывающий зависимость удельного сопротивления [Ом·см] в направлении толщины пластины испытываемого тела от относительного искрообразующего тока [%].

Осуществление изобретения

[0019] Далее со ссылкой на чертежи будет дано описание одного варианта осуществления, относящегося к предлагаемому изобретению.

Сначала будет дано описание конфигурации основного крыла 1 летательного аппарата, относящейся к данному варианту осуществления.

Основное крыло 1 снабжено верхней обшивкой 3, нижней обшивкой 5, передним лонжероном 7, задним лонжероном 9, группой нервюр 11 и другими подобными элементами, как изображено на Фигурах 1 и 2.

Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 представляют собой тонкие пластины, конфигурирующие внешнюю форму основного крыла 1, и одновременно являющиеся аэродинамическими поверхностями. Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 несут часть растягивающей нагрузки или сжимающей нагрузки, воздействующей на основное крыло 1, вместе с передним лонжероном 7, задним лонжероном 9 и стрингером (не изображен).

[0020] Как изображено на Фиг. 1, передний лонжерон 7 и задний лонжерон 9 представляют собой конструктивные элементы, выполненные проходящими в направлении размаха основного крыла 1, и расположены между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Группа стрингеров представляет собой вспомогательные элементы, выполненные проходящими в направлении размаха основного крыла 1 на внутренней поверхности верхней обшивки 3 или нижней обшивки 5, и расположена между передним лонжероном 7 и задним лонжероном 9.

[0021] Как изображено на Фиг. 1, нервюра 11 представляет собой конструктивный элемент, проходящий в направлении поперек размаха основного крыла 1, и расположена между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Таким образом, нервюра 11 представляет собой конструктивный элемент, выполненный проходящим в направлении, примерно перпендикулярном переднему лонжерону 7 и заднему лонжерону 9, и пластинообразный элемент, образованный в форме вертикального поперечного сечения основного крыла 1. При этом, как изображено на Фиг. 1 или 2, в нервюре 11 выполнена, в продольном направлении, группа отверстий 14.

[0022] В основном крыле 1 секция, окруженная передним лонжероном 7, задним лонжероном 9, верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5, используется в качестве топливного бака 13, в котором размещается топливо. Сама фюзеляжная конструкция рассматривается в качестве контейнера, и поэтому топливный бак 13 называется встроенным баком. При этом передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюра 11 также представляют собой конструктивные элементы топливного бака 13. Топливный бак 13 имеет непроницаемую для жидкости конструкцию, в которой не происходит утечки топлива наружу.

[0023] Во внутренней части топливного бака 13 установлены топливные трубопроводы (не изображены) для подачи топлива в топливный бак, группа топливных расходометров (не изображены) для детектирования количества топлива, провода (не изображены) для топливного расходометра и другие подобные устройства.

[0024] Далее будет дано описание конструктивных элементов топливного бака 13.

Для конструктивных элементов топливного бака 13, то есть для переднего лонжерона 7, заднего лонжерона 9, верхней обшивки 3, нижней обшивки 5 и нервюры 11 используется пластик, армированный углеродным волокном (CFRP). При этом, как изображено на Фиг. 3, в данном варианте осуществления изобретения в материале CFRP, примененном для топливного бака 13, армирующий материал 15 содержит углеродные волокна, а матрица 17 содержит пластик. В свою очередь, матрица 17 имеет электропроводность, обеспеченную в данной матрице, и, таким образом, материал CFRP, используемый для конструктивных элементов топливного бака 13, имеет электропроводность. На Фиг. 3 изображена нервюра 11. Однако для других элементов применима аналогичная конструкция.

[0025] Кроме этого в топливном баке 13 все элементы - передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюра 11 могут быть не образованы из материала CFRP и могут быть частично образованы из металла, например алюминиевого сплава.

[0026] Матрица 17 содержит пластик, например, термоотверждающуюся смолу, такую как ненасыщенную полиэфирную смолу или эпоксидную смолу. Относительно способа придания электропроводности матрице 17 могут быть применены различные способы придания электропроводности пластику, например термоотверждающейся смоле, и в данном документе подробное описание данного способа опущено. Относительно способа придания электропроводности матрице 17 существует, например, способ включения электропроводящих частиц или волокон в пластик, способ придания электропроводности самому пластику или другой подобный способ. Удельное сопротивление матрицы 17 составляет, например, несколько Ом·см.

[0027] В конструктивном элементе топливного бака 13, изготовленном из материала CFRP, поверхность резания, образованная обработкой резанием, открыта на внутреннюю часть топливного бака 13, в которой размещается топливо. Например, как изображено на Фиг. 4, в случае, когда нервюра 11 сконфигурирована, чтобы содержать выступ 11А, стержень 11В и другие подобные элементы, поверхности 11а резания открыты на внутреннюю часть топливного бака 13 на концевых участках выступа 11А.

[0028] В данном варианте осуществления изобретения, поскольку матрице 17 придана электропроводность, то, как изображено на Фиг. 5, во время удара молнии в нервюру 11 основного крыла 1, когда молниевый ток С протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания от точки Ρ удара молнии, между армирующими материалами 15 происходит проведение электричества. В результате затруднено возникновение электрического разряда между армирующими материалами 15 в поверхности 11а резания материала CFRP.

[0029] Кроме этого в данном варианте осуществления изобретения, в отличие от технологии предотвращения коррозии путем электролитического воздействия при предотвращении накопления заряда путем нанесения, в качестве грунтовки, антистатического покрытия на поверхность конструктивного элемента, изготовленного из материала CFRP, между армирующими материалами 15, содержащими углеродные волокна, гарантированно обеспечено проведение электричества путем придания электропроводности самой матрице 17.

[0030] В отличие от данного варианта осуществления изобретения, в случае, когда матрице 17 не придана электропроводность, то, как изображено на Фиг. 6, во время удара молнии в нервюру 11 основного крыла 1, когда молниевый ток С протекает через поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания от точки Ρ удара молнии, то существует опасность, что между армирующими материалами 15 на концевых участках армирующих материалов 15 может возникнуть электрический разряд D (как изображено на Фигурах 6 и 7). В существующем уровне техники, как изображено на Фиг. 6, в качестве меры противодействия электрическому разряду принят способ нанесения изолирующего материала 12 или подобного материала на поверхность CFRP компонента или поверхность 11а резания для ограничения, таким образом, генерируемого внутри тока. Однако вследствие работы по нанесению изолирующего материала 12 или подобного материала увеличиваются рабочие часы или затраты в процессе изготовления топливного бака 13. Кроме этого вследствие нанесенного на основное крыло изолирующего материала 12 увеличивается масса данного крыла.

[0031] В отличие от этого, в соответствии с данным вариантом осуществления изобретения, конструктивные элементы топливного бака 13 представляют собой материал CFRP, в котором армирующий материал 15 содержит углеродные волокна, и матрица 17 содержит пластик и указанной матрице придана электропроводность. Поскольку матрице 17 придана электропроводность, и даже если поверхность 11а резания обращена на внутреннюю часть топливного бака 13, то между армирующими материалами 15 гарантированно обеспечено проведение электричества, и таким образом может быть предотвращено возникновение электрического разряда между армирующими материалами 15 в поверхности 11а резания конструктивного элемента.

[0032] Далее будет дано описание результата, полученного путем создания испытываемого тела и проведения испытания по молниезащите испытываемого тела, относительно каждого варианта осуществления изобретения и примера из существующего уровня техники.

В данном испытании сравнена разница текущих значений, при котором образована искра путем приложения высокотоковой формы сигнала к испытываемому телу, в конструктивном элементе, имеющем материал CFRP с приданной ему электропроводностью (для данного варианта осуществления изобретения), и в конструктивном элементе, имеющем материал CFRP без приданной ему электропроводности (существующий уровень техники).

Способ испытаний по молниезащите был реализован в соответствии с описанием в документе "Проводимые токовые испытания по способу искровых испытаний летательных аппаратов" (ARP5416), разработанном компанией SAF International. Высокотоковая форма сигнала, приложенная к испытываемому телу, представляет собой форму сигнала компонента А по имитирующему молнию току, как это определено в документе ARP5412A.

[0033] На Фиг. 8 изображена зависимость удельного сопротивления [Ом·см] в направлении толщины пластины испытываемого тела от относительного искрообразующего тока [%]. В результате выполнения испытаний по молниезащите на группе испытываемых тел, имеющих разные удельные сопротивления в направлении толщины пластины, получены результаты, изображенные на Фиг. 8. На Фиг. 8 значение искрообразующего тока для каждого испытываемого тела показано в процентах, причем значение искрообразующего тока для конструктивного элемента, имеющего материал CFRP без электропроводности, обеспеченной в данном материале, установлено равным 100%.

[0034] В соответствии с результатами испытаний, если указанному материалу придана электропроводность и при этом удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 500 Ом·см, то конструктивный элемент, имеющий материал CFRP с приданной ему электропроводностью, проявляет преимущество по относительному искрообразующему току, и, в частности, если удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 200 Ом·см, обнаружено, что относительный искрообразующий ток возрастает в два раза или больше.

То есть для материала CFRP с приданной ему электропроводностью, в котором удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 500 Ом·см, было подтверждено, что возможно подавить образование искры из-за молниевого тока в момент удара молнии, по сравнению с материалом CFRP без приданной ему электропроводности, и для материала CFRP с приданной ему электропроводностью, в котором удельное сопротивление в направлении толщины пластины меньше или равно 200 Ом·см, было подтверждено, что возможно дополнительно подавить образование искры из-за молниевого тока в момент удара молнии.

[0035] Кроме этого вышеописанный вариант осуществления изобретения описан относительно примера топливного бака 13, называемого встроенным баком, объединенным с основным крылом летательного аппарата. Однако предлагаемое изобретение не ограничивается данным примером. Предлагаемое изобретение может быть также применено, например, для конструктивного элемента, используемого для контейнера (топливного бака) топливного элемента, через который протекает топливо. Кроме этого предлагаемое изобретение может быть также применено для конструктивного элемента топливного бака, установленного в фюзеляже летательного аппарата, или для конструктивного элемента топливного бака, установленного на мобильном теле, отличном от летательного аппарата, например в автомобиле.

[0036] Список цифровых обозначений

1: основное крыло

3: верхняя обшивка

5: нижняя обшивка

7: передний лонжерон

9: задний лонжерон

11: нервюра

11а: поверхность резания

11А: выступ

11В: стержень

12: изолирующий материал

13: топливный бак

15: армирующий материал

17: матрица

Изобретение относится к области авиации, в частности к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак содержит конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном. Армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик. Матрице придана электропроводность. Поверхность резания конструкционного элемента, образованная резанием указанного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть топливного бака, в которой размещается топливо. Основное крыло, фюзеляж летательного аппарата, летательный аппарат и подвижное тело содержат топливный бак вышеуказанной конструкции. Достигается возможность предотвратить увеличение массы и уменьшить рабочие часы и затраты в процессе изготовления. 5 н. и 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Топливный бак, содержащий:
конструктивный элемент с использованием пластика, армированного углеродным волокном, в котором армирующий материал содержит углеродные волокна, а матрица содержит пластик,
причем указанной матрице придана электропроводность, и
поверхность резания конструктивного элемента, образованная резанием данного конструктивного элемента, открыта на внутреннюю часть, в которой размещается топливо.

2. Бак по п. 1, причем пластик, армированный углеродным волокном, имеет в направлении толщины пластины удельное сопротивление меньше или равное 500 Ом·см.

3. Основное крыло, имеющее топливный бак по п. 1 или 2 в качестве корпуса конструкции данного крыла.

4. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий топливный бак по п. 1 или 2.

5. Летательный аппарат, содержащий основное крыло по п. 3 или фюзеляж летательного аппарата по п. 4.

6. Подвижное тело, содержащее топливный бак по п. 1 или 2.