топливный бак летательного аппарата

Формула изобретения

1. Топливный бак летательного аппарата, содержащий внутреннюю герметичную металлическую оболочку с цилиндрическим участком и днищами, стойкую к действию агрессивных сред, и охватывающий ее поверхности слой композиционного материала из перекрещивающихся спиральных лент из однонаправленных нитей, скрепленных между собой полимерным связующим, и стыковочные шпангоуты, отличающийся тем, что бак снабжен сетчатой цилиндрической оболочкой вращения из композиционного материала, охватывающей слой композиционного материала на его цилиндрическом участке, образованной множеством пересекающихся, выполненных за одно целое, спиральных ребер из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиралей лент с соответственно ориентированными в них однонаправленными нитями, равномерно смещенных одна относительно другой в окружном направлении, скрепленных по концам в спиральных ребрах кольцевыми лентами с образованием стыковочных шпангоутов, с ячейками между ребрами в виде ромбов с аксиально расположенными острыми углами, с внешним слоем из винтовых спиралей лент из однонаправленных нитей, смещенных в аксиальном направлении с перекрытием одна относительно другой по ширине ленты, соответственно скрепленных полимерным эпоксидным связующим, причем сетчатая оболочка выполнена из нитей на основе углеродных волокон, а слой композиционного материала, охватывающий металлическую оболочку, внешний слой и стыковочные шпангоуты - из нитей на основе углеродных волокон, или арамидных волокон, или их комбинации.

2. Топливный бак по п.1, отличающийся тем, что в ячейках между ребрами сетчатой оболочки вращения и в развилках между слоем композиционного материала, охватывающего внутреннюю металлическую оболочку, и стыковочными шпангоутами размещен упругий заполнитель из пенополиуретана.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к комбинированным металлостеклопластиковым конструкциям и может быть использовано в топливных баках летательных аппаратов.

К топливным бакам предъявляются повышенные требования по прочности, надежности и герметичности, при этом изделия должны обладать минимальной массой. Однако при решении проблем герметичности и одновременном снижении массы возникает опасность преждевременного их разрушения. Поэтому топливные баки выполняют в виде металлостеклопластиковых конструкций, у которых внутренняя металлическая оболочка обеспечивает их герметичность и стойкость к действию агрессивной среды, жидкого топлива или окисления, а охватывающий ее слой композиционного материала - прочность и жесткость конструкции. В топливных баках летательных аппаратов существенными нагрузками являются осевые, действующие на сжатие конструкции в осевом направлении. Намотка слоя стеклопластика на металлические оболочки позволяет изменить жесткость и прочность таких конструкций, причем в соответствии с анизотропией действующих нагрузок. Комбинированные металлостеклопластиковые конструкции отличаются высокой надежностью и технологичностью в изготовлении. Оболочки из металла обеспечивают минимально возможные диффузионные утечки газообразных или жидких компонентов рабочей среды. Выбор материала слоя композиционного материала оказывает существенное влияние на технологию изготовления и результаты испытаний конструкции в целом (В.А. Калинчев, М.С. Макаров, Намотанные стеклопластики, М., Химия, 1986, с. 218 - 219).

Известна двухслойная цилиндрическая оболочка для хранения и транспортировки жидкостей, газов и твердых топлив под давлением при повышенной температуре, содержащая металлический слой, упрочненный снаружи армированным пластиком в виде тонкостенной оболочки, находящейся в полном контакте с металлическим слоем (Авторское свидетельство СССР N 404992, F 17 C 1/00, B 65 D 89/00, 1972).

Известна оболочка из неметаллических материалов, состоящая из защитного слоя и несущего слоя, выполненного в виде сетчатой структуры из стеклянных жгутов, пропитанных связующим, с шагом, соразмерным с шириной жгута (Авторское свидетельство СССР N 763646, F 17 C 1/00, 1980).

Аналогичные решения имеют место в патентах РФ:

N 2002160, F 17 C 1/06, 1993,

N 2049955, F 17 C 1/00, 1995,

N 2057271, F 17 C 1/00, 1996,

N 2057272, F 17 C 1/02, 1996,

N 2077682, F 17 C 1/06, 1997,

N 2083911, F 17 C 1/16, 1997,

N 2094696, F 17 C 1/00, 1997

и в Европейской заявке N 0857911 A1, F 17 C 1/16, 1997, описывающих двухслойную конструкцию из металлической оболочки и слоя композита.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа исходя из совокупности общих существенных признаков, является топливный бак летательного аппарата, содержащий внутреннюю герметичную металлическую оболочку с цилиндрическим участком и днищами, стойкую к действию жидкого топлива или окислителя, и охватывающий ее по поверхности слой композиционного материала из перекрещивающихся спиральный лент из однонаправленных нитей, скрепленные между собой полимерным связующим, и стыковочные шпангоуты (И.М. Буланов и др. , Технология ракетных и автоматических конструкций из композиционных материалов, М., Из-во МГТУ им Н.Э. Баумана, 1998, с. 482-488).

К недостаткам известных топливных баков, в том числе и прототипа, следует отнести возможность восприятия осевых сжимающих нагрузок только внутренней герметичной металлической оболочкой, что приводит к ее неоправданному переутяжелению за счет введения в ней упрочняющих элементов в виде стрингеров и кольцевых поясов, в то время как основной функцией металлической оболочки должно быть обеспечение ею герметичности и стойкости к воздействию агрессивных сред. Поверхностным слоям композиционного материала придана функция воспринимать совместные деформации с внутренней металлической оболочкой, находящейся под избыточным давлением.

Основной задачей изобретения является создание топливного бака летательного аппарата, в конструкции которого были бы устранены указанные недостатки аналогов и прототипа, топливный бак летательного аппарата при обеспечении внутренней герметичной металлической оболочки обладал бы функциональной возможностью восприятия осевых сжимающих нагрузок, непосредственно приложенных к внешним слоям композиционного материала иной конструкции, являясь одновременно несущей частью дополнительно воспринимающей деформации внутренней металлической оболочки при действии в ней избыточного давления, т.е. на основе новой концепции.

Техническим результатом от использования изобретения является уменьшение массы топливного бака летательного аппарата при обеспечении высокой прочности и надежности конструкции в условиях длительного хранения и эксплуатации.

Основная задача решена и технический результат достигнут за счет изменения конструкции топливного бака летательного аппарата, введения в него новых конструктивных элементов и реализации новой указанной концепции, которая положена в основу его принципиальной схемы.

Для этого в топливном баке летательного аппарата, содержащем внутреннюю герметичную металлическую оболочку с цилиндрическим участком и днищами, стойкую к действию агрессивных сред, и охватывающей ее по поверхности слой композиционного материала из перекрещивающихся спиральных лент из однонаправленных нитей, скрепленных между собой полимерным связующим, и стыковочные шпангоуты, топливный бак снабжен сетчатой цилиндрической оболочкой вращения из композиционного материала, охватывающей слой композиционного материала на его цилиндрическом участке, образованной множеством пересекающихся, выполненных за одно целое, спиральных ребер из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных лент с соответственно ориентированными в них однонаправленными нитями, равномерно смещенных одна относительно другой в окружном направлении, скрепленных по концам в спиральных ребрах кольцевыми лентами с образованием стыковочных шпангоутов с ячейками между ребрами в виде ромбов с аксиально расположенными острыми углами, с внешним слоем из винтовых спиралей лент из однонаправленных нитей, смещенных в аксиальном направлении с перекрытием одна относительно другой по ширине ленты, соответственно скрепленных полимерным эпоксидным связующим, причем сетчатая оболочка выполнена из нитей на основе углеродных волокон, а слой композиционного материала, охватывающий металлическую оболочку, внешний слой и стыковочные шпангоуты - из нитей на основе углеродных волокон или арамидных волокон или их комбинации. В ячейках между ребрами сетчатой оболочки и в развилках между слоем композиционного материала и стыковочными шпангоутами может быть размещен упругий заполнитель из пенополиуретана.

Отличительными особенностями топливного бака летательного аппарата являются следующие признаки:

- снабжение топливного бака сетчатой цилиндрической оболочкой вращения из композиционного материала, охватывающей слой композиционного материала на его цилиндрическом участке,

- выполнение сетчатой оболочки из образующего ее множества пересекающихся, выполненных за одно целое, спиральных ребер из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных лент с соответственно ориентированными в них однонаправленными нитями,

- равномерное смещение спиральных лент одна относительно другой в окружном направлении с образованием спиральных ребер,

- скрепление спиральных лент по концам в спиральных ребрах кольцевыми лентами с образованием стыковочных шпангоутов,

- выполнение ячеек между спиральными ребрами в виде ромбов и расположение их острыми углами в аксиальном направлении,

- выполнение на сетчатой оболочке вращения внешнего слоя на винтовых спиралей лент из однонаправленных нитей,

- смещение винтовых спиралей лент внешнего слоя в аксиальном направлении с перекрытием одна относительно другой по ширине ленты,

- скрепление нитей, лент и оболочки со слоями эпоксидным связующим,

- выполнение сетчатой оболочки из нитей на основе углеродных волокон,

- выполнение слоя композиционного материала, охватывающего металлическую оболочку, внешнего слоя и стыковочных шпангоутов из нитей на основе углеродных волокон или арамидных волокон или их комбинации,

- размещение в ячейках между ребрами и в развилках между слоем композиционного материала и стыковочными шпангоутами упругого заполнителя из пенополиуретана.

Указанные отличительные признаки являются существенными, так как каждый из них в отдельности и совместно направлен на решение поставленной задачи и достижение нового технического результата. Снабжение топливного бака летательного аппарата выполненной на его цилиндрическом участке сетчатой цилиндрической оболочкой с пересекающимися спиральными ребрами, с ячейками между ними в виде ромбов, расположенными острыми углами в аксиальном направлении, позволяет разгрузить внутреннюю металлическую оболочку, снизить ее вес за счет возможности регулирования реберной структурой сетчатой оболочки, закрепления концов лент, образующих спиральные ребра, по их концам кольцевыми лентами с образованием стыковочных шпангоутов и охвата сетчатой оболочки внешними винтовыми спиралями лент. Такая конструкция топливного бака позволяет эффективно использовать нити на основе углеродных волокон или арамидных волокон. Кроме того, устойчивость спиральных ребер сетчатой оболочки, размещенной между слоем композиционного материала, охватывающим внутреннюю металлическую оболочку, и внешним слоем из винтовых спиралей лент повышается за счет подкрепления упругим заполнителем из пенополиуретана, размещенного с заполнением в ячейках сетчатой оболочки.

Указанные отличительные существенные признаки топливного бака летательного аппарата в предложенном исполнении являются новыми, так как их использование в известном уровне техники, аналогах и прототипе не обнаружено, что позволяет характеризовать топливный бак в совокупности существенных признаков соответствием критерию "новизна".

Единая совокупность новых существенных признаков с общими известными существенными признаками позволяет решить поставленную задачу и достичь новый технический результат, что характеризует предложенное техническое решение существенными отличиями от известного уровня техники, аналогов и прототипа. Новое техническое решение является результатом разработки конструкции топливного бака летательного аппарата и творческого вклада, получено без использования нормативно-технической документации, ГОСТов, стандартов или каких-либо рекомендаций в данной области летательных аппаратов, их фюзеляжей для решения поставленной задачи, является оригинальным в конструктивном исполнении, неочевидным для специалистов соответствующей отрасли, характеризуется соответствием критерию "изобретательский уровень".

Краткая сущность изобретения поясняется чертежами.

На фиг. 1 представлен топливный бак летательного аппарата, его общий вид, на фиг. 2 - поперечное сечение топливного бака в аксиальном направлении (место I), на фиг. 3 - стыковочный шпангоут топливного бака (место II), на фиг. 4 - вид сбоку на сетчатую цилиндрическую оболочку вращения топливного бака (вид А, ее внешний слой не показан), на фиг. 5 - принципиальная схема армирования сетчатой оболочки вращения с показом структуры ее спиральных ребер из лент из однонаправленных нитей, на фиг. 6 принципиальная схема расположения ячеек между пересекающимися спиральными ребрами, выполненных в виде ромбов, острыми углами расположенными в аксиальном направлении, на фиг. 7 - принципиальная схема образования стыковочных шпангоутов топливного бака из кольцевых лент, скрепляющих концы лент в спиральных ребрах, на фиг. 8 - схема расположения в ячейках между спиральными ребрами сетчатой оболочки вращения и в развилках между слоем композиционного материала и стыковочными шпангоутами упругого заполнителя из пенополиуретана.

Более подробное описание топливного бака летательного аппарата состоит в следующем.

Топливный бак летательного аппарата (фиг. 1) содержит внутреннюю герметичную металлическую оболочку 1 с цилиндрическим участком 2 и днищем 3, 4, стойку к действию агрессивных сред, охватывающий ее поверхности слой 5 композиционного материала из перекрещивающихся спиральных лент 6, 7 из однонаправленных нитей 8, скрепленных между собой полимерным связующим 9, и стыковочные шпангоуты 10, 11. Топливный бак снабжен сетчатой цилиндрической оболочкой вращения 12 из композиционного материала, охватывающей слой 5 композиционного материала на его цилиндрическом участке 2, образованной множеством пересекающихся, выполненных за одно целое, спиральных ребер 13, 14 из повторяющихся по толщине стенки оболочки 12 слоев 15 (фиг. 3) систем перекрещивающихся спиральных лент 16, 17 (фиг. 5) с соответственно ориентированными в них однонаправленными нитями 18, равномерно смещенных одна относительно другой в окружном направлении, скрепленных по концам 19 (фиг. 7) в спиральных ребрах 13, 14 кольцевыми лентами 20 с образованием стыковочных шпангоутов 10, 11 (фиг. 1, фиг. 3 и фиг. 8) с ячейками 21 (фиг. 4, фиг. 6) между ребрами 13, 14 в виде ромбов с аксиально расположенными острыми углами 22 (фиг. 6, фиг. 7), с внешним слоем 23 (фиг.1 - 3, фиг. 8) из винтовых спиралей лент 24 (фиг. 2) из однонаправленных нитей 25, смещенных в аксиальном направлении с перекрытием одна относительно другой по ширине ленты 24, соответственно скрепленных полимерным эпоксидным связующим 9. Сетчатая цилиндрическая оболочка 12 выполнена из нитей 18 (фиг. 5) на основе углеродных волокон, а слой 5 композиционного материала, охватывающий внутреннюю металлическую оболочку 1, внешний слой 23 и стыковочные шпангоуты 10, 11 - из нитей соответственно 8 (фиг. 1), 25 (фиг. 2) и 18 (фиг.7) на основе углеродных волокон, или арамидных волокон типа Армос, или их комбинации. В ячейках 21 (фиг. 4, фиг. 6) между ребрами 13, 14 сетчатой оболочки 12 (фиг. 1, фиг. 8) и в развилках 26, 27 (фиг. 1) между слоем 5 композиционного материала и стыковочными шпангоутами 10, 11 размещен упругий заполнитель 28, 29 и 30 из пенополиуретана.

Изготовление топливного бака летательного аппарата заключается в последовательном нанесении по определенной программе путем намотки с перекрещиванием спиральных лент 6, 7 из однонаправленных нитей 8, пропитанных полимерным связующим 9, и образованием на поверхности внутренней металлической оболочке 1 сплошного, охватывающего ее, слоя 5 композиционного материала. При этом, учитывая возможность податливости, внутренняя металлическая оболочка 1 может быть подкреплена специальной оснасткой или создано в ней избыточное давление воздуха. Затем на цилиндрический участок 2 слоя 5 композиционного материала наносят намоткой перекрещивающиеся спиральные ленты 16, 17, равномерно смещенные одна относительно другой в окружном направлении, с соответственно ориентированными в них однонаправленными нитями 18 так, что при последовательном нанесении на них следующих лент 16, 17 образуются ребра 13, 14 с ячейками 21 в виде ромбов, острыми углами 22 направленных в аксиальном направлении. В другом варианте на слой 5 может быть нанесен слой упругого заполнителя 28 из пенополиуретана, в котором прорезают перекрещивающиеся спиральные пазы (условно не показано) для укладки в них перекрывающихся спиральных лент 16, 17. Намотка спиральных лент 16, 17 производится на всю толщину сетчатой оболочки 12. Концы 19 спиральных лент 16, 17 скрепляют кольцевыми лентами 20 с образованием утолщенных поясов - шпангоутов 10, 11. При выступании поясов - шпангоутов 10, 11 за пределы слоя 5 композиционного материала в аксиальном направлении в развилках 26, 27 может быть размещен упругий заполнитель 29, 30 (фиг. 8) из пенополиуретана. После намотки слоев 15 (фиг. 3) на них наносят путем намотки внешний слой 23 из винтовых спиралей 24 из однонаправленных нитей 25, смещенных в аксиальном направлении одна относительно другой по ширине ленты 24 (фиг. 2), пропитанных полимерным связующим 9. В качестве нитей 18 (фиг. 5) слоев 15 (фиг. 3) используют нити из углеродных волокон, а в качестве нитей 8 слоя 5, нитей для образования внешнего слоя 23 и стыковочных шпангоутов 10, 11 могут быть использованы нити 18 из углеродных волокон, или нити из арамидных волокон типа Армос, или их комбинация. Полученную намоткой заготовку подвергают термообработке по температурным режимам отверждения полимерного эпоксидного связующего 9, извлекают оснастку. В топливном баке летательного аппарата таким образом образуется сетчатая оболочка вращения со спирально пересекающимися ребрами 13, 14 из указанных систем нитей 18. Оболочка 1, слой 5, оболочка 12 и внешний слой 23 скреплены между собой полимерным связующим 9. Поверхность топливного бака подвергается зачистке от возможных наплывов связующего, а стыковочные шпангоуты 10, 11 - механической обработке.

Функционирование топливного бака летательного аппарата заключается в заполнении его необходимой рабочей средой, в надежном ее хранении, транспортировании, надежной защите от воздействия транспортных и эксплуатационных нагрузок. Топливный бак может содержать рабочую среду с агрессивными свойствами под избыточным давлением посредством его внутренней металлической оболочки 1, усиленной слоем 5 композиционного материала. Аксиальные нагрузки воспринимает его сетчатая цилиндрическая оболочка 12 со спиральными ребрами 13, 14, усиленная внешним слоем 23, при этом оболочка 1 со слоем 5 оказывает незначительное подкрепляющее воздействие, так как оболочка 1 вместе со слоем 5 предназначена для восприятия только внутреннего давления.

Испытания топливного бака летательного аппарата, изготовленного с использованием нового технического решения, показали положительные результаты при достижении в нем минимальной массы, высокую прочность и надежность.

Таким образом, новое техническое решение при реализации в топливном баке показало его промышленную осуществимость и эффективность по сравнению с известным уровнем техники, соответствует и критерию "промышленная применимость", т.е. уровню изобретения.

Объем предлагаемого изобретения следует понимать шире, чем то конкретное выполнение, приведенное в описании, формуле и чертежах. Следует иметь в виду, что форма выполнения изобретения представляет собой только возможные варианты выполнения изобретения в отношении формы, размеров и расположения отдельных элементов, если все это не выходит за пределы объема изобретения, изложенного в пунктах формулы.

Кроме того, предлагаемое изобретение не ограничивает применение топливного бака в летательных аппаратах и может быть использовано в других отраслях, где требуется применение подобных емкостей повышенной жесткости, прочности и надежности и других свойств, описанных в материалах данной заявки.