ФОНАРЬ КАБИНЫ ЭКИПАЖА ВЕРТОЛЕТА Российский патент 2023 года по МПК B64C1/14 

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при производстве летательных аппаратов, к примеру, вертолетов.

Известна система аварийной защиты, установленная в верхней части пассажирской кабины вертолета (патент RU 2229420, В64С 27/04, публ. 27.05.2004), которая включает в себя шесть стоек, расположенных по бортам фюзеляжа и жестко прикрепленных к его каркасу. На верхние концы стоек надета амортизирующая сетка в виде продольных и поперечных жгутов с петлями на концах. На верхней поверхности сетки закреплен верхний лист, на нижней - два нижних слоеных листа. Жгуты сетки и верхний лист выполнены из эластичного материала, один слой нижнего листа выполнен из эластичного губчатого материала, например, резины, а второй слой выполнен утолщенным, например, из поролона. Под воздействием силы тяжести листы одновременно прогибаются, имеет место нелинейная деформация, которая надежно амортизирует (гасит) силу удара предметов, воздействующих на сетку.

Недостатком данного технического решения является большой вес защитных амортизирующих листов и элементов их крепления.

Известна ударопрочная конструкция обшивки кабины экипажа летательного аппарата, устойчивая к ударам птиц (патент CN 204250348, В64С 1/12, публ. 08.04.2015), которая состоит из обшивки и соединенной с обшивкой балки, при этом обшивка склепана с обшивкой посредством отбортовки, а шаг клепки заклепок составляет 30 мм. За счет увеличения расстояния между заклепками, соединенными с обшивкой, обшивка выдерживает попадание птицы, но не вызывает проникающих повреждений.

Недостатком данного технического решения является возможность деформации кабины пилота в случае столкновения с летящей птицей.

Известно устройство и система поглощения энергии для конструкций передней части фюзеляжа (патент US 2008265095, В29С 37/00, публ. 30.10.2008), которое включает ударный элемент из пластически деформируемого материала заданной конфигурации, так называемый "птичий пояс", расположенный вместе с конструкцией в области передней кромки для поглощения энергии. Структура может иметь один или несколько листовых элементов, таких как одиночный лист или внутренний и внешний листы с сердцевиной, расположенной между ними.

Известна конструкция фюзеляжа летательного аппарата (патент CN 113955071, В64С 1/12, В64С 2001/0072, публ. 21.01.2022), наиболее близкая к заявляемому техническому решению. Фюзеляж содержит обшивку, обшивка содержит корпус, множество усиливающих деталей, односторонние ремни из углеродного волокна, многослойные слои вспененного материала и слой ткани из углеродного волокна; корпус содержит первый композитный материал, образованный путем соединения слоя стекловолокна, слоя молниезащиты из углеродного волокна с алюминиевой проволокой и слоя углеродного волокна; усиливающие детали расположены на вертикальном киле фюзеляжа, хвостовой части фюзеляжа, стойке крышки двери кабины и стыке фюзеляжа и среднего крыла самолета соответственно и содержат несколько слоев углеродных волокон. Обшивка фюзеляжа полностью изготовлена из высокопрочного ламинированного углеродного волокна, используется анизотропный материал, характерный для композитного материала. Материал слоя обшивки фюзеляжа разработан с необходимыми прочностными и жесткостными характеристиками, при этом вес конструкции фюзеляжа уменьшается. Самолет снабжен тремя воздухозаборниками и четырьмя воздуховыпускными отверстиями. Воздушный поток, поступающий из воздухозаборников на левой и правой сторонах внешней стенки фюзеляжа в задней части противопожарной перегородки, проходит через фильтры, шланги и переходники и, наконец, поступает в кабину через вентиляционные отверстия по обеим сторонам приборной панели; осуществляется подача наружного воздуха в кабину и охлаждение панели приборов.

Недостатком прототипа является низкая защищенность экипажа при ударе фюзеляжа о землю в аварийной ситуации.

Техническая проблема, решение которой обеспечивается настоящим изобретением, заключается в создании фонаря кабины экипажа уменьшенной массы, выполненной в виде трехслойной конструкции из полимерного композиционного материала, обладающего повышенными прочностными и жесткостными характеристиками, способного выдержать увеличенные нагрузки, в том числе столкновение с птицей и падение вертолета с переворотом на крышу.

Технический результат заключается в уменьшении массы конструкции, снижении количества и номенклатуры входящих деталей, повышении прочности и жесткости конструкции фонаря кабины экипажа.

Для достижения технического результата предлагается фонарь кабины экипажа вертолета, содержащий каркас 1, выполненный из полимерных композиционных материалов, причем в передней части каркаса 1 расположены два центральных проема 2, разделенные центральным переплетом 3, справа и слева от центральных проемов 2 расположены боковые проемы 4, отделенные от центральных проемов 2 с помощью боковых стоек 5, на крыше каркаса 1 выполнен проем люка 6, в верхнюю часть каркаса 1 интегрированы два ребра жесткости 10, 11, одна силовая балка поперечная 7 и две силовые балки продольные 8, 9, при этом силовая балка поперечная 7 расположена над центральными проемами 2 и над проемами боковыми 4, а два ребра жесткости 10, 11 расположены перпендикулярно продольным силовым балкам 8, 9, кроме того, каркас 1 снабжен закладными элементами 13, под центральными проемами 2 и по боковым стойкам 5 установлены воздуховоды 14 с выполненными в них отверстиями 15.

При этом две продольные силовые балки 8, 9, расположенные справа и слева от проема люка 6, и два ребра жесткости 10, 11 окантовывают проем люка 6.

Кроме того, каркас 1 выполнен в виде монокока из углепластика и/или стеклопластика, и включает внешнюю и внутреннюю обшивки с заполнителем, который выполнен из пеноакрилимида листового или сотовых блоков 12, выполненных из пеноакрилимида листового и/или стеклосотопласта, и/или полимерсотопласта.

Причем силовая балка поперечная 7, силовые балки продольные 8, 9 и два ребра жесткости 10, 11 выполнены из пеноакрилимида листового и имеют трапециевидное сечение.

При этом закладные элементы 13 выполнены в виде титановых пластин.

Причем воздуховоды 14 из полимерных композиционных материалов изготовлены отдельно и приклеены к фонарю кабины экипажа.

Кроме того, воздуховоды 14 снабжены входными отверстиями 16, причем на сторонах, обращенных к лобовому и боковому остеклению выполнены отверстия 15.

Таким образом достигается технический результат.

Уменьшение массы конструкции, сокращение количества и номенклатуры входящих деталей достигается за счет выполнения фонаря кабины экипажа в виде трехслойной конструкции из полимерных композиционных материалов, свойства которых обеспечивают возможность изготовления фонаря кабины единой деталью в виде монокока, что позволило уменьшить массу конструкции фонаря кабины экипажа на 7,5% и снизить в 4 раза количество и номенклатуру входящих деталей по сравнению с фонарем кабины экипажа вертолета, изготовленного из металла.

Повышение прочности и жесткости достигается за счет выполнения фонаря кабины экипажа в виде трехслойной конструкции из полимерных композиционных материалов, свойства которых обеспечивают возможность изготовления фонаря кабины единой деталью в виде монокока и содержит каркас 1 с интегрированными продольными и поперечными ребрами жесткости 10, 11, силовой балкой поперечной 7, двумя силовыми балками продольными 8, 9, воздуховодами 14, которые в совокупности воспринимают силовую нагрузку, что позволяет выдерживать внешние удары, в том числе столкновение с птицей и падение вертолета с переворотом на крышу.

Конструкция фонаря кабины экипажа вертолета поясняется чертежами:

Фиг. 1 - общий вид вертолета, ¾ спереди;

Фиг. 2 - фонарь кабины экипажа, общий вид ¾ спереди слева;

Фиг. 3 - фонарь кабины экипажа, вид на крышу снизу;

Фиг. 4 - сечение фонаря кабины экипажа в зоне установки крепежа;

Фиг. 5 - сечение фонаря кабины экипажа, вид сбоку;

Фиг. 6 - сечение фонаря кабины экипажа, вид сзади;

Фиг. 7 - фонарь кабины экипажа, вид сзади;

Фиг. 8 - воздуховод, вид сверху;

Фиг. 9 - входное отверстие для подачи горячего воздуха;

Фиг. 10 - направление движения горячего воздуха по воздуховодам;

Фиг. 11 - сечение воздуховода в зоне бокового проема;

Фиг. 12 - сечение воздуховода в зоне переднего проема;

Фиг. 13 - зона контакта фонаря кабины экипажа в момент столкновения с птицей, моделирование;

Фиг. 14 - зона деформации фонаря кабины экипажа в момент столкновения с птицей, вид снаружи;

Фиг. 15 - зона деформации фонаря кабины экипажа в момент столкновения с птицей, вид изнутри;

Фиг. 16 - зона контакта фонаря кабины экипажа с поверхностью после падения вертолета и переворота на крышу;

Фиг. 17 - зона деформации фонаря кабины экипажа после переворота на крышу.

Фонарь кабины экипажа расположен в носовой части вертолета и содержит каркас 1, который выполнен в виде трехслойной конструкции из полимерных композиционных материалов, к примеру углепластика и/или стеклопластика, состоящей из внешней и внутренней обшивок с заполнителем, который может быть выполнен из пеноакрилимида листового и/или из сотовых блоков 12, которые выполнены, к примеру, из пеноакрилимида листового и/или из стеклосотопласта, и/или полимерсотопласта.

Фонарь кабины экипажа содержит каркас 1, в передней части которого расположены два центральных проема 2 под установку лобового остекления, разделенные центральным переплетом 3 (фиг. 1). По бокам справа и слева от центральных проемов 2 расположены боковые проемы 4 под установку блистеров пилотов, отделенные от центральных проемов 2 боковыми стойками 5 (фиг. 2).

На крыше каркаса 1 выполнен проем люка 6. В верхнюю часть каркаса 1 интегрированы два ребра жесткости 10, 11 одна силовая балка поперечная 7 и две силовые балки продольные 8, 9, расположенные справа и слева от проема люка 6 (фиг. 5, 6). Силовая балка поперечная 7, изогнутой формы, расположена над центральными проемами 2 и проемами боковыми 4, две продольные силовые балки 8, 9 расположены в направлении от центральных проемов 2 к проему люка 6 (фиг. 3). Два ребра жесткости 10, 11 расположены перпендикулярно продольным силовым балкам 8, 9. Две продольные силовые балки 8, 9 и два ребра жесткости 10, 11 окантовывают проем люка 6.

В промежутках между силовыми балками продольными 8, 9 и силовой балкой поперечной 7, в пространстве между внутренней и внешней обшивками, справа и слева от проема люка 6 расположены четыре сотовых блока 12 (фиг. 3). При этом силовые балки продольные 8, 9, силовая балка поперечная 7 и два ребра жесткости 10, 11 выполнены из пеноакрилимида листового и имеют трапециевидное сечение (фиг. 3, 5, 6).

В силовые балки продольные 8, 9, силовую балку поперечную 7, ребра жесткости 10, 11 и сотовые блоки 12 предварительно вклеены закладные элементы 13, к примеру, титановые пластины, расположенные в местах запланированного крепления дополнительного оборудования внутри кабины, для обеспечения возможности использования механического крепежа с односторонним подходом (фиг. 3). Для закрепления в кабине дополнительного оборудования, к примеру, светильников, выполняют отверстия во внутренней обшивке и закладных элементах 13 (титановых пластинах), которые воспринимают нагрузки от крепежа и защищают обшивку, выполненную из композиционных материалов от повреждений и контакта с элементами крепежа.

Под центральными проемами 2 и по боковым стойкам 5 проходят воздуховоды 14 (фиг. 7, 11, 12). Воздуховоды 14 из полимерных композиционных материалов изготавливаются отдельно и склеиваются с фонарем кабины экипажа, образуя замкнутый силовой контур. В воздуховодах 14, на сторонах, обращенных к лобовому и боковому остеклению, равномерно выполнены отверстия 15 (фиг. 8). По воздуховодам 14 от системы кондиционирования воздуха через входные отверстие 16 подается горячий воздух для обдува лобового и бокового остекления, который затем через отверстия 15 направляется на остекление для предотвращения запотевания (фиг. 9-10).

Применение цифровой модели вертолета позволило провести виртуальное моделирование аварийных ситуаций, в том числе столкновение с птицей и падение вертолета с переворотом на крышу (фиг. 13-17). Расчеты показали устойчивость конструкции к перевороту на крышу для обеспечения защиты экипажа.

На фиг. 13-15 представлены результаты моделирования столкновения вертолета в полете с птицей.

На фиг. 13 показан момент столкновения летящего вертолета с движущейся птицей.

На фиг. 14 показаны результаты моделирования распределения нагрузок по внешней обшивке каркаса фонаря.

На фиг. 15 показаны результаты моделирования распределения нагрузок по силовым балкам и внутренней обшивке каркаса 1 фонаря. Нагрузка от удара перераспределяется на силовые балки продольные 8, 9, силовую балку поперечную 7 и ребра жесткости 10, 11 крыши, в свою очередь крыша подкреплена центральным переплетом 3 и боковыми стойками 5. Задняя часть крыши связана с силовой структурой фюзеляжа через силовые балки продольные 8, 9 и силовую балку поперечную 7. Нагрузки передаются с крыши на силовые шпангоуты фюзеляжа таким образом, что вокруг пилотов образуется монокок, защищающий пилотов от внешних воздействий при аварийных ситуациях.

На фиг. 16-17 представлены результаты моделирования падения вертолета с последующим переворотом на крышу, показаны расчетные деформации крыши фонаря кабины.

На фиг. 16 красным цветом выделена зона контакта фонаря кабины экипажа с поверхностью после падения и переворота.

На фиг. 17 обозначена точка А - точка максимального перемещения (деформации). Согласно расчетам установлено, что максимальные перемещения конструкции каркаса 1 фонаря кабины в точке А не превышают 10 мм.

Использование заявляемого изобретения позволяет снизить массу фонаря кабины экипажа вертолета.

Изготовление фонаря кабины экипажа единой деталью из полимерных композиционных материалов позволило уменьшить массу конструкции фонаря кабины экипажа на 7,5% и снизить в 4 раза номенклатуру входящих деталей по сравнению с фонарем кабины экипажа вертолета предыдущей модификации, изготовленного, в основном, из металла, которую, собирают в отдельном сборочном стапеле.

В таблице 1 приведена сравнительная количественно-весовая сводка, согласно которой выполнение фонаря кабины в виде монокока из композиционных материалов позволяет снизить примерно в 3-4 раза количество и номенклатуру входящих деталей фонаря кабины и элементов их крепежа, а также уменьшить количество стапельной оснастки, кондукторов, базирующих приспособлений и шаблонов. Это позволяет существенно сократить количество подгоночных операций и слесарных работ, повысить точность сборки агрегата, снизить ее трудоемкость.

Использование заявляемого изобретения позволяет повысить жесткость и прочность конструкции.

Фонарь кабины экипажа является критически важным элементом конструкции вертолета, который обеспечивает безопасность и защиту экипажа при аварийных ситуациях. Проемы выполнены максимально большими для быстрого покидания экипажем кабины в случае аварийной посадки.

Представленная конструкция фонаря кабины экипажа соответствует требованиям, определенным в авиационных правилах для винтокрылых летательных аппаратов (АП-29) в части параграфа 29.631, касающегося столкновения с птицей на скоростях до 300 км/ч. Это обеспечивает полную защиту экипажа.

Одним из типичных случаев при аварийной посадке вертолета является случай, когда передняя плоскость кабины пилотов ударяется о поверхность земли или воды, в то время как летательный аппарат перебрасывается с одного бока на другой. Предлагаемая конструкция фонаря кабины экипажа выполнена в виде монокока с интегрированными продольными и поперечными ребрами жесткости 10, 11 трапециевидной формы с большой строительной высотой, значительно превышающей толщину обшивки каркаса 1. Таким образом удалось свести к минимуму снижение жизнеобеспечивающего объема кабины экипажа в результате аварийной посадки или других случаях повреждения вертолета.

Интегрирование воздуховодов 14 в фонарь кабины экипажа позволило избавиться от установки дополнительных деталей, необходимых для подачи горячего воздуха к лобовому остеклению и боковым блистерам, снизить потери давления и температуры в системе кондиционирования воздуха, повысить эффективность обогрева стекол и улучшить эстетичность внешнего вида кабины. Также воздуховоды помимо функционального назначения воспринимают силовую нагрузку и выполняют роль ребер жесткости, которые значительно усиливают нижнюю часть центральных проемов 2 под лобовое остекление и увеличивают общую жесткость боковых стоек 5.

В аварийной ситуации при перевороте вертолета на крышу предлагаемая конструкция фонаря кабины экипажа выдерживает внешние удары, такие как столкновение с землей через внешнюю обшивку.

Кроме того, в связи с выполнением фонаря кабины экипажа в виде интегральной конструкции из полимерного композиционного материала позволяет уменьшить массу конструкции, снизить количество и номенклатуру входящих деталей, повысить прочностные и жесткостные характеристики, повысить точность при изготовлении и сборке, снизить эксплуатационные расходы.

Высокая прочность и прогнозируемая деформативность обеспечивается благодаря применению композиционных материалов, имеющих в своей структуре высокопрочные углеродные волокна. В процессе проектирования и проведенной оптимизации конструкции кабины экипажа были определены направления волокон и толщины элементов, тем самым обеспечена прочность и жесткость конструкции в соответствии с авиационными правилами и требованиями зарубежных стандартов.

Все проемы под установку остекления выполнены в виде единой конструкции за один технологический цикл, где точность определяется оснасткой. Это обеспечивает повторяемость геометрии, уменьшает количество отклонений контура, упрощает дальнейшую установку лобового и бокового остекления, а также блистеров.

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при производстве летательных аппаратов, к примеру вертолетов. Фонарь кабины экипажа вертолета содержит каркас (1), выполненный из полимерных композиционных материалов. В передней части каркаса (1) расположены два центральных проема (2), разделенные центральным переплетом (3), справа и слева расположены боковые проемы (4), отделенные от центральных проемов (2) с помощью боковых стоек (5). На крыше каркаса (1) расположен проем люка (6), в верхнюю часть каркаса (1) интегрированы два ребра жесткости (10, 11), одна силовая балка поперечная (7) и две силовые балки продольные (8, 9). Силовая балка поперечная (7) расположена над центральными проемами (2) и над проемами боковыми (4), а два ребра жесткости (10, 11) расположены перпендикулярно продольным балкам (8, 9). Каркас (1) снабжен закладными элементами (13), а под центральными проемами (2) и по боковым стойкам (5) установлены воздуховоды (14) с выполненными в них отверстиями (15). Достигается уменьшение массы конструкции, снижение количества и номенклатуры входящих деталей, повышение прочности и жесткости конструкции фонаря кабины экипажа. 6 з.п. ф-лы, 17 ил., 1 табл.

1. Фонарь кабины экипажа вертолета, содержащий каркас (1), выполненный из полимерных композиционных материалов, отличающийся тем, что в передней части каркаса (1) расположены два центральных проема (2), разделенные центральным переплетом (3), справа и слева от центральных проемов (2) расположены боковые проемы (4), отделенные от центральных проемов (2) с помощью боковых стоек (5), на крыше каркаса (1) расположен проем люка (6), в верхнюю часть каркаса (1) интегрированы два ребра жесткости (10, 11), одна силовая балка поперечная (7) и две силовые балки продольные (8, 9), при этом силовая балка поперечная (7) расположена над центральными проемами (2) и над проемами боковыми (4), а два ребра жесткости (10, 11) расположены перпендикулярно продольным балкам (8, 9), кроме того, каркас (1) снабжен закладными элементами (13), а под центральными проемами (2) и по боковым стойкам (5) установлены воздуховоды (14) с выполненными в них отверстиями (15).

2. Фонарь кабины экипажа вертолета по п. 1, отличающийся тем, что две продольные силовые балки (8, 9), расположенные справа и слева от проема люка (6), и два ребра жесткости (10, 11) окантовывают проем люка (6).

3. Фонарь кабины экипажа вертолета по п. 1 или 2, отличающийся тем, что каркас (1) выполнен в виде монокока из углепластика и/или стеклопластика и включает внешнюю и внутреннюю обшивки с заполнителем, который выполнен из пеноакрилимида листового или сотовых блоков (12), выполненных из пеноакрилимида листового, и/или стеклосотопласта, и/или полимерсотопласта.

4. Фонарь кабины экипажа вертолета по любому пп. 1-3, отличающийся тем, что силовая балка поперечная (7), силовые балки продольные (8, 9) и два ребра жесткости (10, 11) выполнены из пеноакрилимида листового и имеют трапециевидное сечение.

5. Фонарь кабины экипажа вертолета по любому пп. 1-4, отличающийся тем, что закладные элементы (13) выполнены в виде титановых пластин.

6. Фонарь кабины экипажа вертолета по любому пп. 1-5, отличающийся тем, что воздуховоды (14) из полимерных композиционных материалов изготовлены отдельно и приклеены к фонарю кабины экипажа.

7. Фонарь кабины экипажа вертолета по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что воздуховоды (14) снабжены входными отверстиями (16), а на сторонах, обращенных к лобовому и боковому остеклению, выполнены отверстия (15).