RU2462395C2

RU2462395C2 - Планер многорежимного высокоманевренного самолета

Info

Publication number: RU2462395C2
Application number: RU2010150282/11A
Authority: RU
Inventors: Александр Иванович Блинов (RU); Александр Иванович Блинов; Александр Николаевич Давиденко (RU); Александр Николаевич Давиденко; Юрий Аронович Коган (RU); Юрий Аронович Коган; Михаил Евгеньевич Лапшин (RU); Михаил Евгеньевич Лапшин; Владимир Александрович Рунишев (RU); Владимир Александрович Рунишев; Михаил Юрьевич Стрелец (RU); Михаил Юрьевич Стрелец
Original assignee: Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого"
Priority date: 2010-12-09
Filing date: 2010-12-09
Publication date: 2012-09-27
Also published as: WO2012102640A2; CN103534168B; CN103534168A; WO2012102640A3; RU2010150282A; CN103534168B8

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор продольных стенок (26-29) проходит через всю среднюю (3) и хвостовую (5) части фюзеляжа. Центроплан (12) организован в плоскости максимальных строительных высот крыла и образован шпангоутами (17-25). В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков (10) и (14). Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана (12). Изобретение направлено на перераспределение возникающих в силовых элементах напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные высокоманевренные самолеты, эксплуатируемые как при до-, так и сверхзвуковых скоростях полета.

Из уровня техники известен планер многорежимного самолета, который содержит крыло с консолями и центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, оперение. Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси. Планер содержит, по крайней мере, один турбореактивный двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, с пристыкованным к ней воздухозаборником с воздухоподводящим каналом за ним. Каркас планера выполнен с продольными и поперечными элементами, скрепленными с соответствующими панелями. Консоли крыла и центроплан выполнены кессонными, а хвостовая часть фюзеляжа и его часть между кабиной экипажа и центропланом выполнены полумонококовыми. Указанный планер раскрыт в полезной модели RU, 4109, U1, 1997 г.

В качестве недостатков известного технического решения можно указать следующее. При организации вырезов в нижней части фюзеляжа под грузовые отсеки в известной конструкции возникает необходимость в усилении вырезов дополнительными силовыми элементами, например бимсами, что неизбежно влечет за собой значительное увеличение массы планера и ухудшение летно-технических характеристик самолета в целом.

Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечении необходимой прочности и жесткости каркаса планера с незначительным увеличением его массы при наличии в нижней части фюзеляжа крупногабаритных вырезов под грузовые отсеки. При этом достигается технический результат, заключающийся в перераспределении возникающих в силовых элементах планера самолета напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера.

Указанный технический результат достигается тем, что в планере многорежимного высокоманевренного самолета, содержащем фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей и пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, конструктивно-силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно-силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.

Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов.

Силовые панели могут быть выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.

Силовые панели могут быть выполнены сварными из титанового сплава.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен планер многорежимного самолета при виде в плане; на фиг.2 - сечение А-А фиг.1; на фиг.3 - сечение Б-Б фиг.1; на фиг.4 - сечение В-В фиг.1; на фиг.5 - сечение Г-Г фиг.1; на фиг.6 - сечение Д-Д фиг.1.

Планер многорежимного высокоманевренного самолета (далее - планер) содержит крыло, состоящее из двух консолей 1, головную часть фюзеляжа 2, среднюю часть фюзеляжа 3, воздухозаборники 4, хвостовую часть фюзеляжа 5. Головная часть фюзеляжа 2 включает в себя кабину 6, отсеки оборудования 7 и нишу 8 передней опоры шасси. В средней части фюзеляжа 3 размещены топливные отсеки 9, грузовой отсек 10, отсеки 11 основных опор шасси и центроплан 12. В хвостовой части фюзеляжа 5 расположены топливные отсеки 13, грузовой отсек 14, мотогондолы 15, хвостовой отсек 16 оборудования.

Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами 17-25 и продольными стенками 26-29. Набор продольных стенок 26-29 проходит через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа. Центроплан 12 организован в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г) и образован шпангоутами 17-25. В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков 10 и 14. Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана 12.

Воздухозаборники 4 и мотогондолы 15, с точки зрения конструктивно-силовой схемы, образованы шпангоутами 17-25 и нижними силовыми панелями 30.

Конструктивно-силовая схема консолей 1 крыла включает продольные и поперечные силовые элементы. Продольные силовые элементы консолей 1 представлены лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38 и 39 с моментными узлами 40 соединения консолей 1 с центропланом 12 и стенками 36, 37, 41 с шарнирными узлами 42 соединения консолей 1 с центропланом 12. Шпангоуты центроплана 12, с которыми посредством моментных узлов 40 соединены лонжероны консолей 1, выполнены силовыми. Поперечный силовой набор консолей 1 представляет собой набор нервюр 43.

Основными силовыми факторами, исходя из которых, определяется необходимая прочность и жесткость фюзеляжа, являются его изгиб в продольной плоскости самолета (относительно оси Z) от инерционных и воздушных сил и нагрузок, приходящих с горизонтального оперения, поперечный изгиб от нагрузок, приходящих с консолей 1 крыла, и кручение.

На фиг.1 изображена плановая проекция планера многорежимного высокоманевренного самолета. Подъемная сила консолей крыла 1 передается через шарнирные узлы 42 и моментные узлы 40 на фюзеляжные шпангоуты 17-25. Указанная группа шпангоутов передает подъемную силу с крыла на продольные стенки 26-29 фюзеляжа. Набор продольных стенок 26-29, проходящих через всю среднюю 3 и хвостовую 5 части фюзеляжа, позволяет снизить градиент нарастания изгибающего момента (фиг.5) в поперечном сечении фюзеляжа и обеспечить более низкий уровень нормальных напряжений в поясах шпангоутов вблизи плоскости симметрии самолета, что, в свою очередь, позволяет снизить массу шпангоутов и деформации фюзеляжа в поперечном направлении.

Кроме того, для повышения жесткости планера самолета от поперечного изгиба грузовые отсеки 10, 14 разделены центропланом 12 (см. фиг.2). Силовые шпангоуты центроплана 12, организованого в плоскости максимальных строительных высот крыла (сеч. Г-Г), воспринимают изгибающий момента от крыла посредством моментных узлов 40. Таким образом, уменьшается величина деформаций в поперечном направлении - ∈_у- в сечениях по грузовым отсекам (сеч. Б-Б, В-В, Д-Д).

Внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, воспринимающими все виды напряжений - нормальных и касательных. Силовые панели могут быть выполнены, например, в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов или металлическими: цельнофрезерованными из алюминиевого сплава, сварными из титанового сплава. Силовые панели соединены с продольными стенками 26-29 и шпангоутами 17-25 фюзеляжа, а также лонжеронами 31, 32, 34, 35, 38, 39 и стенками 36, 37, 41 консолей 1 крыла.

Нормальные напряжения от поперечного изгиба фюзеляжа в продольной плоскости самолета воспринимаются верхними и нижними силовыми панелями фюзеляжа, при этом вырез под створки грузовых отсеков расположен ближе к нейтрально линии (ось Z) сечения самолета, чем нижние силовые панели 30 мотогондол 15 и воздухозаборников 4 (фиг.3). В соответствии с формулой (1) - определения нормальных напряжений в сечении при изгибе - величина нормальных напряжений в нижних силовых панелях воздухозаборников 4 и мотогондол 15 выше, чем в зоне выреза под створки грузовых отсеков.

где

M_z- изгибающий момент в сечении фюзеляжа;

J_z- момент инерции сечения фюзеляжа относительно оси Z (нейтральная линия);

у - расстояние от нейтральной линии сечения до точки сечения, в котором определяется напряжение.

Таким образом, основную часть нагрузки от изгиба фюзеляжа в нижней части воспринимают нижние силовые панели 30 воздухозаборников 4 и мотогондол 15.

Многостеночная конструкция фюзеляжа обеспечивает восприятие крутящего момента на фюзеляже. Крутящий момент, приходящий с хвостовой части фюзеляжа (дифференциальное отклонение ГО, отклонение ВО и т.д.), воспринимается замкнутыми контурами Ω₁, Ω₂,…, Ω_n (см. фиг.6) и передается на задний центропланный шпангоут 23. Указанный шпангоут 23 передает крутящий момент на группу замкнутых контуров Ω₁, Ω₂,…, Ω_m (см. фиг.5). Наличие большого числа замкнутых контуров в сечении фюзеляжа обеспечивает фюзеляжу высокую жесткость на кручение и не требует в районе крупных вырезов под грузовые отсеки организации специальных силовых элементов - бимсов. Кроме того, значительно повышается боевая живучесть самолета, так как при повреждении любого замкнутого контура в соответствии с формулой (2) поток касательных сил перераспределяется по другим контурам.

где

М_кр - крутящий момент в сечении фюзеляжа;

M_кpi - крутящий момент в i-ом сечении фюзеляжа.

Нормальные напряжения от изгибающего момента, возникающие в консолях 1, воспринимаются в основном поясами лонжеронов 31, 32, 34, 35, 38, 39 и частично силовыми панелями. Напряжения от кручения консолей 1 крыла воспринимаются силовыми панелями и поясами нервюр 43.

Claims

1. Планер многорежимного высокоманевренного самолета, содержащий фюзеляж и крыло, конструктивно-силовая схема которых образована продольными и поперечными силовыми элементами, к которым прикреплена обшивка, формирующая внешние обводы самолета, при этом фюзеляж включает отсек кабины экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение, две расположенные в хвостовой части фюзеляжа мотогондолы для турбореактивных двигателей с пристыкованными к ним воздухозаборниками с воздухоподводящими каналами, а крыло включает консоли, соединенные с центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, отличающийся тем, что конструктивно-силовая схема фюзеляжа представляет собой в продольном направлении многостеночную конструкцию, соединенную с центропланом, образованным шпангоутами и соединенным посредством моментных и шарнирных узлов с консолями крыла, конструктивно-силовая схема консолей крыла в продольном направлении представляет собой многолонжеронную конструкцию в сочетании со стенками, внешняя поверхность планера самолета образована силовыми панелями, в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков, конструктивно-силовая схема которых включает продольные стенки, соединенные со шпангоутами центроплана, центроплан расположен в зоне максимальных строительных высот крыла, при этом нижние силовые панели воздухозаборников и мотогондол расположены дальше от нейтральной линии сечения фюзеляжа, а крупногабаритные продольные вырезы приближены к нейтральной линии фюзеляжа.

2. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены в виде многослойных, в частности трехслойных, панелей из полимерных композиционных материалов.

3. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены цельнофрезерованными из алюминиевого сплава.

4. Планер по п.1, отличающийся тем, что силовые панели выполнены сварными из титанового сплава.