ТОПЛИВНЫЙ БАК, ОСНОВНЫЕ КРЫЛЬЯ, КОРПУС ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ И ТРАНСПОРТНОЕ СРЕДСТВО Российский патент 2017 года по МПК B64C3/34 B64D45/02 B60K15/03 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ

[0001]

Настоящее изобретение относится к топливному баку, основным крыльям, корпусу летательного аппарата, летательному аппарату и транспортному средству, в которых в качестве конструктивного элемента используют пластик, армированный углеродным волокном.

[0002]

Основное крыло летательного аппарата можно использовать в качестве топливного бака с возможностью хранения топлива. Топливный бак, формирующий неотъемлемую часть основного крыла, причем конструкция крыла имеет герметичный корпус, предотвращающий утечку топлива, называется встроенным баком. Композитные материалы, такие как пластик, армированный углеродным волокном (далее называемый CFRP), обычно применяют для встроенных баков с целью уменьшения их веса. В CFRP углеродное волокно используют в качестве армирующего материала, а синтетическую смолу используют в качестве матрицы.

[0003]

В патентном документе 1 описано изобретение трехмерного армированного волокном композитного материала на основе смолы, в котором волокна кромки образованы из электропроводного материала, имеющего более высокую электропроводность, чем волокна, ориентированные в плоскости, для придания армированному волокном композитному материалу на основе смолы электропроводности без снижения эффективности. Также в патентном документе 2 описано изобретение препрега и армированного углеродным волокном композитного материала, в который включены электропроводные частицы или волокна для обеспечения как отличной ударной прочности, так и электропроводности. Более того, в патентном документе 3 описано изобретение улучшенного композитного материала, содержащего диспергированные в полимерной смоле электропроводные частицы, чтобы одновременно с приданием материалу электропроводности по существу или полностью избежать увеличения его веса по сравнению со стандартным композитным материалом.

СПИСОК ЦИТИРОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ Патентная литература

[0004]

Патентный документ 1: нерассмотренная публикация заявки на патент Японии №2007-301838А.

Патентный документ 2: нерассмотренная публикация заявки на патент Японии №2010-280904А.

Патентный документ 3: нерассмотренная публикация заявки на патент Японии №2011-168792А.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Техническая проблема

[0005]

В ситуации, когда для топливного бака летательного аппарата используется CFRP, концы углеродных волокон выступают во внутренний контур топливного бака в передней поверхности компонентов CFRP, в частности, в поверхности среза, образованной в процессе срезания. [0006]

В такой ситуации существует риск образования искр между углеродными волокнами на концах углеродных волокон при ударе молнии в основное крыло, когда ток молнии течет по передней поверхности или по поверхности среза компонентов CFRP. Для предотвращения таких искр на переднюю поверхность элементов или на поверхность среза компонентов CFRP наносят изолятор или т.п., что представляет собой способ изоляции образуемых искр во внутреннем контуре. Однако учитывая то, что для наносимого изолятора необходимо обеспечить определенную толщину, работа по нанесению изолятора повышает трудоемкость и затраты процесса производства топливного бака. Кроме того, толстый слой нанесенного изолятора повышает вес основного крыла.

Кроме того, учитывая, что толщина изолятора напрямую связана с его способностью изолировать образуемые искры, требования к контролю качества толщины изолятора при нанесении ужесточаются. Вследствие этого также возрастают трудоемкость и затраты, связанные с контролем качества.

[0007]

Проблемы, описанные в настоящем документе выше, присущи не только встроенному баку, встроенному в основное крыло летательного аппарата, но также встречаются в резервуаре для топливного отсека, через который течет топливо. В дальнейшем резервуар для топливного отсека включается в описание топливного бака. Кроме того, аналогичная проблема имеет место в корпусе летательного аппарата, имеющем топливный бак, а также в других транспортных средствах, отличных от летательного аппарата, например, в автомобиле с установленным топливным баком.

[0008]

В настоящем изобретении учтены эти обстоятельства, а его целью является снижение трудоемкости и затрат процесса производства и предотвращение повышения веса топливного бака, основных крыльев, корпуса летательного аппарата, летательного аппарата и транспортного средства.

Решение проблемы

[0009]

Для решения вышеописанных проблем в топливном баке, основных крыльях, корпусе летательного аппарата, летательном аппарате и транспортном средстве настоящего изобретения используют представленную ниже конструкцию.

Топливный бак в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения содержит конструктивный элемент, в котором используют пластик, армированный углеродным волокном, причем пластик, армированный углеродным волокном, содержит армирующий материал, который включает углеродное волокно и матрицу, включающую пластик. Конструктивный элемент образован путем ламинирования проводящего листа между препрегами пластика, армированного углеродным волокном.

[0010]

В соответствии с этой конфигурацией в конструктивном элементе топливного бака используется пластик, армированный углеродным волокном. Во время производства конструктивный элемент образуют путем ламинирования проводящего листа между препрегами пластика, армированного углеродным волокном. В результате этого конструкция имеет более высокую проводимость в сравнении с пластиком, армированным углеродным волокном, который не был ламинирован с проводящим листом. В ситуации, когда проводимость не придается, а процесс нанесения изолятора или т.п.на конец конструктивного элемента не проводится, при ударе молнии существует риск того, что ток молнии, протекающий по концу, может образовывать искры между армирующими материалами на конце. Однако конструктивному элементу настоящего изобретения придают проводимость путем его ламинирования с проводящим листом, так что проводимость остается во внутреннем контуре конструктивного элемента, что позволяет предотвращать образование искр на конце конструктивного элемента.

[0011]

В описанном выше первом аспекте поверхность среза конструктивного элемента, образованная путем срезания конструктивного элемента, может быть обнажена во внутреннем контуре, в котором хранится топливо.

[0012]

В соответствии с этой конфигурацией конец конструктивного элемента представляет собой поверхность среза. Данная поверхность среза обладает проводимостью, обеспеченной для конструктивного элемента, несмотря на то что она обнажена во внутреннем контуре, в котором хранится топливо. Таким образом, во внутреннем контуре конструктивного элемента обеспечивается проводимость, что позволяет предотвращать образование искр на конце конструктивного элемента.

[0013]

В описанном выше первом аспекте проводимость может быть придана армирующему материалу или матрице. Соответственно, обеспечивается дополнительная проводимость конструктивного элемента.

[0014]

Кроме того, основное крыло в соответствии со вторым аспектом настоящего изобретения содержит описанный выше топливный бак в качестве конструктивного блока. Также корпус летательного аппарата в соответствии с третьим аспектом настоящего изобретения содержит описанный выше топливный бак. Летательный аппарат в соответствии с четвертым аспектом настоящего изобретения содержит описанное выше основное крыло или корпус летательного аппарата. Более того, транспортное средство в соответствии с пятым аспектом настоящего изобретения содержит описанный выше топливный бак.

В соответствии с этими конфигурациями конструктивному элементу топливного бака придается проводимость. Таким образом, во внутреннем контуре конструктивного элемента обеспечивается проводимость, что позволяет предотвращать образование искр на конце конструктивного элемента.

Преимущественные эффекты изобретения

[0015]

В соответствии с настоящим изобретением проводимость придается конструктивному элементу, ламинированному с проводящим листом. Таким образом, во внутреннем контуре конструктивного элемента обеспечивается проводимость, что позволяет предотвращать образование искр между армирующими материалами на конце конструктивного элемента. Также нет необходимости в отдельном нанесении изолятора или т.п. на конец конструктивного элемента, что позволяет снизить трудоемкость и затраты процесса производства, а также предотвратить повышение веса.

Краткое описание чертежей

[0016]

На ФИГ. 1 представлен вид в перспективе в частичном разрезе, на котором показано основное крыло в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

На ФИГ. 2 представлен вид в продольном сечении, на котором показано основное крыло в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

На ФИГ. 3 представлен вид с торца, на котором показана полка нервюры в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, по стрелкам III-III на ФИГ. 5.

На ФИГ. 4 представлен частичный вид в продольном сечении, на котором показаны верхняя обшивка и нервюра в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения, в сечении вдоль линии IV-IV на ФИГ. 2.

На ФИГ. 5 представлен вид сверху, на котором показана полка нервюры в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

На ФИГ. 6 представлен вид сверху, на котором показана полка стандартной нервюры.

На ФИГ. 7 представлен график, на котором показаны относительные значения тока образования искр [%] для каждого испытываемого образца.

Описание вариантов осуществления

[0017]

Ниже представлено описание варианта осуществления настоящего изобретения со ссылкой на приложенные рисунки.

Прежде всего, описана конфигурация основного крыла 1 летательного аппарата в соответствии с настоящим вариантом осуществления.

Как показано на ФИГ. 1 и 2, основное крыло 1 включает верхнюю обшивку 3, нижнюю обшивку 5, передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, множество нервюр 11 и т.п.

Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 образуют внешний контур основного крыла 1 и представляют собой тонкие пластины, также действующие как аэродинамические поверхности. Верхняя обшивка 3 и нижняя обшивка 5 вместе с передним лонжероном 7, задним лонжероном 9 и стрингерами (не показаны) несут часть растягивающих нагрузок и сжимающих нагрузок, действующих на основное крыло 1.

[0018]

Как показано на ФИГ. 1, передний лонжерон 7 и задний лонжерон 9 представляют собой конструктивные элементы, проходящие в продольном направлении основного крыла 1 и размещенные между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. Множество стрингеров представляет собой вспомогательные элементы, проходящие в продольном направлении основного крыла 1 на внутренней поверхности верхней обшивки 3 или нижней обшивки 5 и размещенные между передним лонжероном 7 и задним лонжероном 9.

[0019]

Как показано на ФИГ. 1, нервюры 11 представляют собой конструктивные элементы, обеспеченные в поперечном направлении основного крыла 1 и размещенные между верхней обшивкой 3 и нижней обшивкой 5. В частности, нервюры 11 представляют собой конструктивные элементы, проходящие в направлении, приблизительно ортогональном переднему лонжерону 7 и заднему лонжерону 9, и представляют собой пластинчатые элементы, образованные по форме продольного сечения основного крыла 1. Как показано на ФИГ. 1 и 2, в нервюрах 11 в продольном направлении образовано множество отверстий 14.

[0020]

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 хранится топливо. Топливный бак 13 известен также как встроенный бак, в котором конструкция летательного аппарата сама по себе используется в качестве резервуара. Передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюры 11 также являются конструктивными элементами топливного бака 13. Топливный бак 13 имеет герметичный корпус, который предотвращает утечку топлива во внешний контур.

[0021]

Топливный трубопровод (не показан) для подачи топлива в топливный бак 13, множество датчиков уровня топлива (не показаны) для детекции уровня топлива, провода для датчиков уровня топлива (не показаны) и т.п. размещены внутри топливного бака 13.

[0022]

Ниже приведено описание конструктивных элементов топливного бака 13.

Пластик, армированный углеродным волокном (далее называемый CFRP), используют для конструктивных элементов топливного бака 13, в частности, для переднего лонжерона 7, заднего лонжерона 9, верхней обшивки 3, нижней обшивки 5 и нервюр 11. Также конструктивные элементы настоящего варианта осуществления, применимые к топливному баку 13, образуют путем ламинирования проводящего листа 17 между препрегами CFRP 15 в процессе производства. Соответственно, как показано на ФИГ. 3, каждый из конструктивных элементов имеет ламинированную конструкцию, образованную CFRP 15 и проводящим листом 17.

[0023]

CFRP 15 образован из армирующего материала, включающего углеродное волокно, матрицу, включающую пластик, и т.п. В настоящем документе матрице может быть придана или не придана электропроводность. В том случае, когда матрице придана электропроводность, сам CFRP 15 также является электропроводным.

[0024]

Матрица включает пластик, такой как термореактивная смола, например, ненасыщенный полиэфир или эпоксидную смолу. В качестве способа придания матрице электропроводности можно использовать различные методики придания электропроводности пластику, такому как термореактивная смола или т.п. Их подробное описание в настоящей спецификации не предусмотрено. Способы придания матрице электропроводности могут представлять собой, например, включение электропроводных частиц или волокон в пластик или придание самому пластику электропроводности.

[0025]

Проводящий лист 17 имеет форму листа и является элементом, имеющим низкое электрическое сопротивление. Проводящий лист 17 может быть металлическим или неметаллическим. Металлический проводящий лист 17, например, изготовлен из меди, титана или т.п. Он может иметь форму однородного листа, не имеющего отверстий, может иметь форму перфорированного металлического листа, имеющего отверстия, или может иметь форму сетки или т.п. Неметаллический проводящий лист 17, например, изготовлен из углеродного волокна или т.п. и включает нетканое полотно и части, образованные из полотна плоского переплетения, такого как марля и т.п. Также в качестве углеродного волокна можно использовать углеродную нанотрубку.

В настоящем документе нежелательно использовать проводящий лист 17 из металла, образующего с углеродом CFRP 15 гальваническую пару, такого как никель или алюминий.

[0026]

Проводящий лист 17 соединяется с областью образования искр, обеспеченной на внешнем контуре конструктивных элементов, то есть с областью, где в конечном итоге протекает ток молнии.

[0027]

На ФИГ. 3 показана одна из нервюр 11. Однако аналогичная конфигурация также применима к другим элементам. В топливном баке 13 передний лонжерон 7, задний лонжерон 9, верхняя обшивка 3, нижняя обшивка 5 и нервюры 11 могут быть образованы не полностью из конструктивных элементов, включая CFRP 15, а могут быть частично образованы из металла, такого как алюминиевый сплав.

[0028]

Конструктивные элементы CFRP 15 и проводящего листа 17 в топливном баке 13 имеют поверхность среза, образованную в процессе срезания, которая обнажена во внутреннем контуре топливного бака 13, в котором хранится топливо. Например, как показано на ФИГ. 4, в ситуации, в которой каждая из нервюр 11 образована полкой 11А, стенкой 11В и т.п., поверхность среза 11а на конце полки 11А обнажена во внутреннем контуре топливного бака 13.

[0029]

В настоящем варианте осуществления проводящий лист 17, имеющий высокую электропроводность, вставлен в конструктивные элементы, включающие CFRP 15, таким образом, что, как показано на ФИГ. 5, при ударе молнии в нервюры 11 основного крыла 1, когда ток молнии С течет от точки удара Р через конструктивные элементы, ток молнии С также течет через проводящий лист 17 в конструктивных элементах. В результате этого вследствие снижения тока молнии С, протекающего в CFRP 15, образование искр на поверхности среза Па конструктивных элементов становится маловероятным.

[0030]

В ситуации когда, в отличие от настоящего варианта осуществления, проводящий лист 17 не вставлен в конструктивные элементы, как показано на ФИГ. 6, при ударе молнии в нервюры 11 основного крыла 1 существует риск того, что может образоваться искра D (см. ФИГ. 6) между армирующим материалом на концах армирующего материала, когда ток молнии С течет от точки удара Р через переднюю поверхность или поверхность среза Па компонентов CFRP. Традиционно для предотвращения образования искр применяется нанесение изолятора 12 или т.п. на переднюю поверхность или поверхность среза 11а компонентов CFRP, как показано на ФИГ. 6, который служит для изоляции тока, образованного во внутреннем контуре. Однако работа по нанесению изолятора 12 приводит к повышению трудоемкости и затрат процесса производства топливного бака 13. Кроме того, нанесение изолятора 12 приводит к повышению веса основного крыла 1.

[0031]

Напротив, в соответствии с настоящим вариантом осуществления проводящий лист 17, имеющий высокую электропроводность, вставляется в конструктивные элементы, которые включают CFRP 15, так что, несмотря на то что поверхность среза 11а обнажена во внутреннем контуре топливного бака 13, образование искр на поверхности среза Па конструктивных элементов предотвращается. В результате этого нет необходимости в нанесении изолятора на переднюю поверхность или поверхность среза 11а конструктивных элементов, что позволяет упростить способ нанесения изолятора и т.п. Таким образом, это позволяет снизить трудоемкость и затраты процесса производства топливного бака и контроль качества при нанесении изолятора. Кроме того, это также позволяет снизить вес изделия на величину, соответствующую весу изолятора.

[0032]

Далее описаны результаты испытаний на молниестойкость, проведенных на испытываемых образцах, изготовленных для каждого из вариантов осуществления настоящего изобретения, а также на стандартном примере.

В настоящем испытании конструктивный элемент, снабженный CFRP, ламинированным с проводящим листом 17, имеющим электропроводность (настоящий вариант осуществления), сравнивали с CFRP, не ламинированным с проводящим листом 17 (стандартный образец), по величине тока, формируемого при образовании искры при приложении к испытываемому образцу большого импульса тока.

Способ испытания на молниестойкость соответствует описанию испытания на проводимый ток, приведенному в международном стандарте SAE Aircraft Lightning Test Methods (Способы испытания летательных аппаратов на молниестойкость ARP5416). Большой импульс тока, приложенный к испытываемому образцу, представляет собой импульс тока компонента А, моделирующего ток молнии по стандарту ARP5412A.

[0033]

На ФИГ. 7 показаны относительные значения тока образования искр [%] для каждого из испытываемых образцов. Испытания на молниестойкость проводили на множестве испытываемых образцов, различающихся по типу проводящего листа 17 и количеству ламинированных слоев, получив результаты, указанные на ФИГ. 7. На ФИГ. 7 приведены значения тока образования искр для каждого из испытываемых образцов в процентах, причем 100% соответствует значению тока образования искр для CFRP, не ламинированного с проводящим листом.

[0034]

В качестве испытываемых образцов для конструктивного элемента, снабженного CFRP, ламинированным с проводящим листом 17, был приготовлен образец, ламинированный с одним слоем неметаллического проводящего листа 17, образец, ламинированный с четырьмя слоями неметаллического проводящего листа 17, и образец, ламинированный с четырьмя слоями металлического проводящего листа 17.

В соответствии с результатами испытания было подтверждено, что относительные значения тока образования искр велики в тех случаях, когда проводящий лист 17 является неметаллическим, а также в случаях, когда проводящий лист 17 является металлическим, и что образование искр за счет тока молнии, вызванного ударом молнии, можно ограничить в сравнении с CFRP, который не ламинирован с проводящим листом 17.

В тех случаях, когда проводящий лист 17 является неметаллическим, было подтверждено, что относительные значения тока образования искр имеют по существу идентичные величины в случаях, когда используется один слой ламинированного листа, и в случаях, когда используется четыре слоя листа, и что ламинирование по меньшей мере одного из проводящих листов 17 с CFRP позволяет ограничить образование искр за счет тока молнии, вызванного ударом молнии.

[0035]

Хотя в представленном выше варианте осуществления описана конструкция, в которой топливный бак 13 называют встроенным баком, который встроен в основное крыло летательного аппарата, следует отметить, что настоящее изобретение не ограничено этим примером. Например, описанный выше способ также применим к конструктивному элементу, используемому в резервуаре (топливном баке) для топливного отсека, через который течет топливо. Кроме того, описанный выше способ применим к конструктивному элементу топливного бака, предусмотренного в корпусе летательного аппарата, а также к конструктивному элементу топливного бака, установленного на транспортном средстве, отличном от летательного аппарата, таком как автомобиль.

Перечень ссылочных позиций

[0036]

1 Основное крыло

3 Верхняя обшивка

5 Нижняя обшивка

7 Передний лонжерон

9 Задний лонжерон

11 Нервюра(-ы)

11а Поверхность среза

11А Полка

11В Стенка

12 Изолятор

13 Топливный бак

15 CFRP

17 Проводящий лист

Изобретение относится к топливному баку основного крыла летательного аппарата (ЛА). Топливный бак содержит конструктивный элемент, в котором использован пластик, армированный углеродным волокном. Пластик включает армирующий материал, который включает углеродное волокно и матрицу, которая содержит пластик. При этом конструктивный элемент образован путем ламинирования проводящего листа между препрегами пластика, армированного углеродным волокном. Причем включенное в армирующий материал углеродное волокно обнажено во внутреннем контуре, в котором хранится топливо, на поверхности среза на конце конструктивного элемента, образованной путем срезания конструктивного элемента. Достигается снижение трудоемкости изготовления, снижение веса конструкции ЛА, повышение проводимости. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Топливный бак, содержащий конструктивный элемент, в котором использован пластик, армированный углеродным волокном, причем пластик, армированный углеродным волокном, включает армирующий материал, который включает углеродное волокно и матрицу, которая содержит пластик,

причем конструктивный элемент образован путем ламинирования проводящего листа между препрегами пластика, армированного углеродным волокном, и

включенное в армирующий материал углеродное волокно обнажено во внутреннем контуре, в котором хранится топливо, на поверхности среза на конце конструктивного элемента, образованной путем срезания конструктивного элемента.

2. Топливный бак по п.1, в котором одному из армирующего материала и матрицы придана проводимость.

3. Основное крыло, содержащее топливный бак по любому из пп.1, 2 в качестве конструктивного блока.

4. Корпус летательного аппарата, содержащий топливный бак по любому из пп. 1, 2.

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

6. Транспортное средство, содержащее топливный бак по любому из пп.1, 2.