Какой материал используется в каркасе кресла вертолета. Как делают вертолёты
Фюзеляж вертолета - корпус летательного аппарата. Фюзеляж вертолета предназначен для размещения экипажа, оборудования и целевой нагрузки. В фюзеляже может размещаться топливо, шасси, двигатели.
В процессе разработки объемной и весовой компоновки вертолета определяются конфигурации фюзеляжа и его геометрические параметры, координаты, величина и характер нагрузок, которые должны восприниматься силовыми элементами. Выбор КСС фюзеляжа является начальным этапом конструирования. Прорабатывается такая силовая схема, которая наиболее полно выполняет предъявляемые заказчиком требования.
Основные требования к КСС фюзеляжа:
надежность конструкции в период эксплуатации вертолета;
обеспечение заданного уровня комфорта в кабинах экипажа и пассажиров;
высокая эксплуатационная эффективность;
обеспечение безопасного для экипажа и пассажиров объема внутри фюзеляжа и возможность его покидания при аварийной посадке вертолета.
Эксплуатационные требования, схема и назначение вертолета также существенно влияют на выбор КСС фюзеляжа. Эти требования следующие:
- - максимальное использование внутренних объемов фюзеляжа;
- - обеспечение требуемого для экипажа вертолета обзора;
- - обеспечение доступа для осмотра и обслуживания всех агрегатов, расположенных в фюзеляже;
- - удобное размещение оборудования и грузов;
- - удобство погрузки, разгрузки, фиксации груза в кабине;
- - легкость ремонта;
- - звукоизоляция, вентиляция и отопление помещения для пассажиров и экипажа;
- - возможность замены стекол кабины в условиях эксплуатации;
- - возможность переоборудования пассажирских кабин путем изменения компоновки помещения, типа кресел и шага их установки.
Для аварийного покидания вертолета пассажирами и экипажем на вертолете предусматриваются аварийные выходы. Двери для пассажиров и экипажа, а также эксплуатационные люки включаются
в число аварийных выходов, если их размеры и расположение отвечают соответствующим требованиям. Аварийные выходы в кабине экипажа располагаются по одному с каждой стороны фюзеляжа либо вместо этого предусматривается один верхний люк и один аварийный выход на любой его стороне. Их размеры и расположение должны обеспечивать быстрое покидание вертолета экипажем. Подобные выходы можно не предусматривать, если экипаж вертолета может воспользоваться аварийными выходами для пассажиров, расположенными вблизи кабины экипажа. Аварийные выходы для пассажиров должны быть прямоугольной формы с радиусом закругления углов не больше 0,1 м.
Размеры аварийных выходов для экипажа должны быть не менее:
480 х 510 мм - для бортовых выходов;
500 х 510 мм - для верхнего люка прямоугольной формы или диаметром G40 мм - для круглого люка.
Каждый основной и аварийный выходы должны удовлетворять следующим требованиям:
Иметь подвижную дверь или съемный люк, обеспечивающий свободный выход пассажиров и экипажа;
Легко открываться как изнутри, так и снаружи с помощью не более двух ручек;
Иметь средства для запирания снаружи и изнутри, а также предохранительное устройство, исключающее открытие двери или люка в полете в результате случайных действий. Запирающие устройства делают самоконтрящимися, без съемных ручек и ключей. На вертолете снаружи обозначаются места для вырубания обшивки в случае заклинивания дверей и люков при аварийной посадке вертолета.
Объемы, требуемые для размещения пассажиров и ’транспортируемого груза, являются определяющими при конструировании пассажирской и грузовой кабины фюзеляжа.
Внешний вид фюзеляжа и его КОС зависят от назначения вертолета и его схемы:
Вертолет-амфибия должен иметь специальную форму нижней части фюзеляжа, отвечающую требованиям гидродинамики (минимальные нагрузки на вертолет при посадке на воду; минимальную потребную тягу 11В при взлете; отсутствие брызго- образования в зоне обзора летчика и воздухо- заборников двигателей; соответствие требованиям устойчивости и плавучести);
Фюзеляж вертолета-крана представляет собой силовую балку, к которой крепится кабина экипажа, а груз транспортируется на внешней подвеске или в контейнерах, соединенных со стыковыми узлами нижней центральной части фюзеляжа;
В наиболее распространенной одновинтовой схеме вертолета необходимо иметь силовую консольную балку для крепления РВ.
Выбор рациональной КСС фюзеляжа осуществляется прежде всего на основании данных весовой статистики, параметрических зависимостей и обобщенных сведений о силовых схемах предшествующих конструкций.
По результатам принятых решений формируются предложения, на основании которых происходит окончательный выбор КСС фюзеляжа. В большинстве случаев, исходя из предъявляемых требований и условий эксплуатации, уже заранее известно, какой тип конструкции применим в том или другом случае, поэтому задача может быть сведена к поиску лучшего варианта в рамках заданного конструктивного типа.
В каркасных конструкциях применяются уже проверенные длительной практикой КСС - это конструкции типа подкрепленных оболочек (балочная схема), ферменные конструкции и их комбинации.
Наиболее распространена балочная схема фюзеляжа. Основная причина развития балочных фюзеляжей - стремление конструктора создать прочную и жесткую конструкцию, в которой материал, оптимально распределенный по заданному периметру сечения, рационально применяется при различных нагрузках. В балочной конструкции максимально используется внутренний объем фюзеляжа, обеспечиваются все требования аэродинамики и технологии. Вырезы в обшивке требуют местного усилия, что увеличивает массу фюзеляжа.
Балочные фюзеляжи подразделяются на два типа - лонжеронные и моноблочные.
Схема фюзеляжа существенно видоизменяется при наличии в конструкции вырезов, особенно на их значительной длине. По мере приближения сечений к торцевой части выреза напряжения в обшивке и стрингерах существенно снижаются, усложняются передача крутящего момента и появляются дополнительные напряжения и продольном наборе. Для сохранения прочности панели стрингеры вдоль границы выреза усиливаются, превращаясь в лонжероны. Обшивка и стрингеры полностью включаются в работу лишь сечении, расположенном от торцов выреза на расстоянии, равном примерно ширине выреза. КСС фюзеляжа в подобном случае целесообразно принять лонжеронной.
В лонжеронных конструкциях изгибающий момент воспринимается преимущественно продольными элементами - лонжеронами, а обшивка воспринимает местные нагрузки, перерезывающую силу и крутящий момент.
В моноблочной конструкции обшивка совместно с элементами каркаса воспринимает также нормальные усилия от изгибающих моментов.
Комбинацией указанных силовых схем являются стрингерные фюзеляжи с частично работающей обшивкой, которая выполняется в виде тонкостенной оболочки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами. Разновидностью моноблочной КСС является.
Монокок из однородного материала. Предусматривает наличие лишь двух элементов - обшивки и шпангоутов. Все силы и моменты воспринимает обшивка. Такая схема чаще всего применяется для хвостовых балок малых диаметров - D< 400 мм (обшивка, согнутая по цилиндру с малым радиусом, имеет высокую устойчивость при сжатии).
Монокок многослойный. Применение трехслойных панелей е тонкими несущими слоями позволяет повысить как местную, так и общую жесткость частей фюзеляжа с регулярной (без вырезов) зоной. Конструктивное выполнение трехслойиых (слойчатых) панелей весьма разнообразно и зависит от материалов наружного и внутреннего слоя, вида заполнителя, метода соединения обшивок с заполнителем и т.д.
Поверхность фюзеляжа, используемая для перемещения технического персонала при наземном обслуживании соответствующих агрегатов, изготавливают из панелей слойчатой конструкции (повышенной жесткости) с утолщенным наружным несущим слоем с фрикционным покрытием. Эти панели должны быть включены и силовую схему фюзеляжа.
Нагрузку от мягких баков с горючим целесообразно воспринимать панелями слойчатой конструкции. Эти панели, обладая большой жесткостью па изгиб, одновременно выполняет роль контейнера бака, и тогда не требуется создавать дополнительную несущую поверхность, опираемую на стрингерный набор нижней части фюзеляжа.
В конструкции планера вертолета КМ успешно внедрены, и эксплуатируются уже на нескольких поколениях вертолетов.
Современные стеклопластики выдерживают конкуренцию с традиционными алюминиевыми сплавами по показателям удельной прочности, но существенно, по крайней мере на 30% уступают им по удельной жесткости. Это обстоятельство явилось тормозом па пути расширения объемов применения стеклопластиков и элементах конструкций.
Органопластики - более легкие по сравнению со стеклопластиками материалы по удельной жесткости не уступают алюминиевым сплавам, а по удельной прочности в 3-4 раза их превосходят. Широкое освоение органопластиков позволило поставить принципиально новую задачу - перейти от создания отдельных деталей из КМ для металлических конструкций к созданию самой конструкции из КМ, к их расширенному применению, а в некоторых случаях - к созданию конструкции с преимущественным применением КМ.
КМ применяются как в обшивках трехслойных панелей оперения, крыла, фюзеляжа, так и в деталях каркаса.
Применение органита вместо стеклопластика позволяет снизить массу планера. В сильно нагруженных агрегатах органопластики наиболее эффективно могут применяться в сочетании с другими долее жесткими материалами, например, углепластиками.
Конструктивно-технологическая схема фюзеляжа экспериментального вертолета Боинг-360, все силовые элементы которого выполнены из панелей слойчатой конструкции с использованием композиционного материала.
Применение тонких обшивок, хорошо подкрепляемых сотовым заполнителем (имеющим небольшую плотность), делает слойчатые конструкции резервом снижения массы фюзеляжа. Высокая удельная прочность и стойкость к вибрационным и акустическим нагрузкам определяют рост применения подобных конструкций в качестве силовых элементов фюзеляжа.
Потенциальные достоинства трехслойных конструкций могут быть реализованы только в том случае, если производство организовано на высоком техническом уровне. Вопросы конструирования, прочности и технологии этих конструкций так тесно взаимоувязаны, что конструктор не может не уделить большое внимание технологическим вопросам.
Длительная прочность клееных соединений и герметичность сотовых агрегатов (от попадания влаги) - это главное, что должно быть обеспечено конструктивно-технологической разработкой.
К технологическим задачам относятся:
- - выбор марки клея, обеспечивающего необходимую прочность при приемлемом привесе;
- - возможность контроля технологических режимов на всех стадиях изготовления агрегатов;
- - обеспечение заданной степени совпадения контуров сопрягаемых деталей (главным образом сотоблока и каркаса);
- - применение надежных методов контроля с замером прочности склейки;
- - выбор способа дополнительной герметизации;
- - введение сот без перфорации.
Ферменный фюзеляж. В фюзеляже ферменной схемы силовыми элементами являются лонжероны (пояса фермы), стойки и раскосы в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Обшивка воспринимает внешние аэродинамические нагрузки и передает их на ферму. Ферма воспринимает все виды нагрузки: изгибающие и крутящие моменты и перерезывающие силы. В связи с тем, что обшивка не включается в силовую схему фюзеляжа, вырезы в ней не требуют значительных усилений. Наличие стержней в ферменной конструкции затрудняет использование внутреннего объема фюзеляжа, размещение агрегатов и оборудования, их монтаж демонтаж.
Устранение резонансных колебаний многочисленных стержней - задача сложная. Ферменная конструкция затрудняет выполнение аэродинамических требований к форме фюзеляжа и жесткости обшивки. В этой конструкции трудно применить прогрессивную технологию сварки узлов со сложной конфигурацией сварного шва. Термообработка фермы больших размеров после сварки связана с определенными проблемами. Перечисленные основные недостатки ферменной конструкции являются причиной их ограниченного.
КСС пола кабины определяется назначением вертолета. В транспортном вертолете для перевозки колесного транспорта грузовой пол необходимо подкреплять продольными балками, размещенными таким образом, чтобы нагрузки от колес воспринимались непосредственно данными силовыми элементами. Для фиксации колесного транспорта в полу устанавливают узлы для крепления расчалочных тросов в месте пересечения продольного (стрингера) и поперечного (шпангоута) элементов каркаса. Для погрузки и разгрузки контейнеров используются монорельсы, установленные на потолке кабины. Груз на тросах крепится к тележке, укрепленной к монорельсу, и перемещается по нему до заданного места в кабине. Монорельсы целесообразно включать в силовую схему фюзеляжа. В грузовой кабине также устанавливаются швартовочные узлы с требуемым интервалом под соответствующие грузы.
Для удобства погрузки и разгрузки габаритных грузов следует механизировать грузовой трап (рампу) так, чтобы он мог останавливаться и стопориться в любом положении, а также чтобы обеспечивалась возможность транспортировки грузов на открытом заднем трапе.
Силовые элементы фюзеляжа в основном изготавливаются из алюминиевых сплавов. В местах, подвергающихся нагреву, применяется титан и нержавеющая сталь. Обтекатели силовой установки и хвостовой трансмиссии (расположенные сверху хвостовой балки) рационально выполнять из стеклопластика, усиленного армированными ребрами жесткости.
При формировании КСС каркасного агрегата необходимо учитывать следующие основные положения:
Расстояние между силовыми поперечными элементами и размещение их на агрегате определяется местом приложения сосредоточенных сил, нормальных к оси агрегата;
Все сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, должны быть переданы и распределены на обшивку, через которую они обычно и уравновешиваются другими силами;
Сосредоточенные силы должны восприниматься элементами каркаса, направленными параллельно силе, - через стрингеры и лонжероны, а силы, действующие поперек данных агрегатов, - соответственно шпангоутами или нервюрами;
Сосредоточенные силы, направленные под углом к оси агрегата, должны передаваться на обшивку через продольные и поперечные силовые элементы. Вектор силы должен проходить через точку пересечения осей жесткости данных элементов;
Вырезы в каркасном агрегате должны иметь по своему периметру компенсаторы в виде усиленных поясов продольных и поперечных элементов.
Наличие вырезов силовой конструкции фюзеляжа, резкие переходы от одной конфигурации к другой и зоны приложения больших сосредоточенных сил (т. и. «нерегулярные зоны») оказывают существенное влияние на распределение и характер силового потока напряжений, который подобен полю скорости жидкости в области местных сопротивлений.
Концентрация напряжений в элементах конструкции фюзеляжа, амплитуда и частота переменных напряжений являются определяющими параметрами при решении очень важной проблемы создания высокоресурсного фюзеляжа.
Решать задачу, связанную с конструированием фюзеляжа, можно следующими способами:
Разрабатывать КСС с учетом анализа характера и места приложения внешних сил и эксплуатационных требований, определяющих всякого рода вырезы (их размеры, места расположения на фюзеляже);
Применять тонкую (без моментную) обшивку, которая может терять устойчивость при кратковременных больших нагрузках без остаточной деформации;
На основе достаточного опыта производства и эксплуатации широко внедрять в практику конструирования каркасных агрегатов элементы, выполненных из КМ.
Окончательное формирование КСС фюзеляжа минимальной массы с заданным ресурсом осуществляется па основании анализа результатов экспериментальных исследований натурного каркаса на расчетные случаи нагружения силовых элементов с полной имитацией прилагаемых к фюзеляжу сил и моментов.
Казанский вертолетный завод - уникальное предприятие, это один из крупнейших производителей вертолетной техники в мире. Вертолеты, построенные на этом предприятии летают более чем в 100 странах мира. В прошлом году заводу исполнилось 75 лет, сегодня на предприятии осуществляется полный цикл создания вертолетов от разработки и серийного выпуска до послепродажного сопровождения, обучения персонала и проведения ремонта.
Я расскажу и покажу вам, как делают современные вертолеты.
2. Сейчас на Казанском вертолетном заводе выпускают вертолеты Ми-8 и его модернизированную версию Ми-17, вертолеты «Ансат», осваивается серийное производство вертолета Ми-38.
Начнем осмотр со сборки Ми-8, одного из самых распространенных вертолетов в мире. 
3. Сборка осуществляется на стапелях, представляющих собой закрепленные на каркасе пластины. Стапели могут отличаться не только в зависимости от типов, но и от модификаций вертолетов. 
4. Со стороны стапели похожи на скелеты китов.
5. Интересно, что история Казанского вертолетного завода началась в Ленинграде, именно там был создан ленинградский авиационный завод. Позднее его эвакуировали в Казань. Здесь выпускались распространенные бипланы По-2. За годы войны их было выпущено около 10,5 тысяч. К концу войны в день с завода вылетало более 10 новых самолетов каждый день. После войны пришлось срочно осваивать производство неавиационной техники, в 1947-1951 годах с завода вышло более 9000 самоходных комбайнов. 
6. В 1951 году на КВЗ началось производство вертолетов Ми-1. Для СССР это было первое серийное производство вертолетной техники. Затем на заводе освоили производство Ми-4, Ми-14 и уже упомянутые выше Ми-8, Ми-17 и «Ансат».
7. Культура производства очень высокая. Постоянно расширяется и обновляется производственная база, ведется техническое перевооружение и модернизация. Большое внимание уделяется обучению и повышению квалификации сотрудников. Сейчас на заводе работают 7000 человек. 
8. Социальная политика на предприятии направлена на привлечение новых кадров и удержание действующих сотрудников. Льготные путевки и социальная ипотека - часть социальной политики.
Заботятся и о хлебе насущном, мне довелось пообедать в заводской столовой. Цены очень удивили. 
9. Сфотографировал меню, на мой взгляд очень хорошие цены и ассортимент. Комплексный обед обойдется дешевле ста рублей. 
10. Вернемся на производство.
11. Из готовых панелей собирают корпус вертолета. Параллельно собирают несколько бортов разных модификаций. 
12. Одно из ключевых различий - с круглыми окнами транспортные версии, с квадратными -пассажирские. 
13. Обратите внимание, что если суда собираются при помощи сварки, то здесь по-прежнему основные соединения выполняются на заклепках. 
14. К корпусам пристыковывается хвостовая балка. 
15. По мере продвижения по цеху вертолеты приобретают все более законченные черты. 
16. 
17. Основные модификации М-8, выпускаемые на Казанском вертолетном заводе в настоящее время:
Ми-8МТВ-1 (Ми-17-1В) - многоцелевая модификация, на основе которой выпускаются вертолеты различного назначения, например, летающий госпиталь.
Ми-172 - пассажирская модификация, предназначенная для перевозки пассажиров.
Ми-8МТВ-5 (Ми-17-В5) - транспортная модификация, предназначенная для транспортировки грузов внутри кабины и на внешней подвеске. 
18. Транспортная версия. 
19. Еще один транспортник. 
20. После сборки вертолет отправляется в мойку, а затем под покраску. 
21. Для покраски используются специальные камеры. 
22. Чтобы краска не попала куда не нужно, эти элементы закрывают пленкой. О том, как происходит покраска авиационной техники, я писал .
23. Кроме фюзеляжей некоторые детали красят отдельно. 
24. Свежепокрашенный вертолет. 
25. Один из основных заказчиков вертолетной техники - армия. 
26. 
27. Готовый вертолет в сборе. 
28. 
29. Посмотрим на готовую продукцию. Здесь уже знакомые нам Ми-8/17, а на переднем плане разработка Казанского вертолетнго завода - небольшой вертолет «Ансат». 
30. «Ансат» по-татарски означает «простой». Это лёгкий двухдвигательный газотурбинный многоцелевой вертолёт на 7-9 мест. 
31. «Ансат» может использоваться в разных вариантах: пассажирском, санитарно-спасательном, медицинском и так далее. Первые заказы на медицинскую версию вертолета поступили от Министерства Здравоохранения Республики Татарстан. 
32. Мне понравились VIP-варианты. Выглядит очень по-европейски. 
33. Ми-17-В5 в готовом варианте. 
34. И какой же производственный репортаж без кошек? Чтим традиции.
35. Из цеха отправляемся на заводской аэродром. Здесь ведется облет вертолетов. 
36. Ми-8 в очень красивой ливрее. 
37. Стоимость вертолета Ми-8 начинается от 15 миллионов долларов и зависит от требований заказчика. 
38. При покупке можно выбрать цвет. Мне нравится такой, но по требованию его покрасят так, как угодно заказчику. 
39. Пока вертолет на земле, можно посмотреть на него поближе. 
40. Красавец!
41. Нам повезло, это VIP-модификация. 
42. Приборная доска выглядит аскетично. 
43. Самое интересное в салоне. 
44. Кожаные кресла. 
45. Небольшая кухня. 
46. Кухня полностью укомплектована. Заправляйся и лети!
47. Чашки - блюдца, все на месте. 
48. Дополнительные места в салоне. 
49. Санузел.
50. Тем временем в небе кружит «Ансат». 
51. Вертолет мне тоже понравился. Выглядит современно. Стоит от 5 миллионов долларов.
52. 
53. Внутри выглядит примерно так. 
54. Напоследок мы «полетали» на тренажере в учебном центре завода. 
55. Поездка на завод получилась очень насыщенной и познавательной. 
56. Хочу поблагодарить сотрудников Казанского вертолетного завода за хороший прием и подробный рассказа и пожелать успешной работы.
Также благодарю специалистов министерства промышленности и торговли Татарстана, а также организаторов Нефорума, благодаря которым состоялась эта поездка.
Генеральные спонсоры НеФорума 2016.
Изобретение относится к авиастроению и касается конструкций кресел. Энергопоглощающее кресло содержит каркас, две вертикальные направляющие, жестко закрепленные на спинке, два амортизатора, две вертикальные стойки, нижние основания которых жестко закреплены на платформе, заголовник. Платформа, на которой размещены вертикальные стойки и каркас, посредством оси, фиксаторов регулировки по углу наклона и сектора угла наклона соединена с напольными швеллерами, на концах которых установлены шарнирные ползуны. Платформа имеет общую со швеллерами ось вращения. На передней кромке каждой из вертикальных стоек выполнен С-образный паз с фиксатором. В пазу размещен двутавровый профиль с энергопоглощающим элементом (рейкой), имеющий ряд отверстий для перемещения относительно стойки. Каждая из вертикальных направляющих каркаса, на которую для уменьшения трения скольжения каркаса относительно стойки установлена опора из материала с низким коэффициентом трения, жестко соединена с профилем и энергопоглощающим элементом срезным элементом. Амортизатор (резец), выполненный в виде П-образной пластины, вмонтирован в направляющую кресла и своей П-образной формой охватывает энергопоглощающий элемент. Достигается увеличение амортизационного хода кресла при ударе о землю, снижение веса кресла. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно - к компоновке кабины летательного аппарата и к конструкции агрегатов, комплектующих кабину, в частности кресла.
Изобретение наиболее эффективно может быть использовано на вертолетах.
Из известных технических решений энергопоглощающего кресла наиболее близким по технической сущности является энергопоглощающее кресло летательного аппарата по патенту RU 2270138 от 06.05.2004 г.
Кресло согласно патенту содержит каркас, включающий в себя сиденье и спинку, две вертикальные стойки, два амортизатора, две вертикальные направляющие, жестко закрепленные на спинке, заголовник. Амортизационная подвеска выполнена в виде поворотной платформы, нижний узел которой шарнирно закреплен на вертикальных стойках кресла, второй конец платформы посредством шарнира соединен со средней частью сиденья и с амортизаторами.
При эксплуатационных нагрузках каркас кресла удерживается от перемещения с помощью амортизаторов, которые фиксируют подвижную часть поворотной платформы при аварийной посадке, когда вертикальная ударная нагрузка вертолета превышает по своему значению допустимую нагрузку, каркас кресла перемещается вниз, воздействуя через поворотную платформу на амортизаторы, которые, раздвигаясь, поглощают энергию удара.
Прототип обладает рядом недостатков, а именно:
Конструкция подвески каркаса кресла предполагает расположение узлов подвески исключительно под сиденьем каркаса, что конструктивно уменьшает располагаемый амортизационный ход кресла;
Платформа при движении вниз описывает дугу, т.е. дополнительно к горизонтальным деформациям от удара добавляет горизонтальное перемещение каркаса, увеличивая возможность соударения с интерьером кабины;
Промежуточные детали в конструкции подвески, такие как подвижная платформа и навесные амортизаторы, увеличивают вес кресла;
Регулировки не охватывают современный диапазон антропометрических параметров летчиков;
Не предусмотрена взаимозаменяемость каркасов кресла для вертолетов различного назначения;
Отсутствует подогрев кресла на случай эксплуатации летательного аппарата в климатических условиях высоких широт.
Технической задачей изобретения является увеличение располагаемого амортизационного хода кресла при ударе о землю, снижение веса кресла и расширение функциональных возможностей кресла путем введения эргономических регулировок, возможности использования различных вариантов каркасов и оснащения кресла подогревом.
Технический результат обеспечивается тем, что амортизатор (резец), выполненный в виде П-образной пластины, непосредственно вмонтирован в направляющую кресла и своей П-образной формой охватывает энергопоглощающую пластину, размещенную в стойке, что дает возможность увеличить амортизационный ход кресла из-за отсутствия промежуточных деталей и узлов под сиденьем, одновременно снизив вес.
Регулировки по углу наклона спинки, горизонтальному перемещению, вертикали, а также наличие регулируемых по высоте подлокотников и возможность регулирования расположения заголовника позволяют использовать кресло летчикам в большом диапазоне антропометрических показателей.
Сиденье оснащено подогревом, что позволяет использовать кресло при работе в низких температурах.
Амортизационная подвеска позволяет устанавливать каркасы как в беспарашютном исполнении, так и в исполнении с наспинным парашютом.
Изобретение поясняется фигурами 1-9.
Фиг. 1 представляет энергопоглощающее кресло в рабочем положении, вид сбоку.
Фиг. 2 представляет энергопоглощающее кресло в рабочем положении, вид спереди.
Фиг. 3 представляет взаимозаменяемость каркасов (в исполнении с парашютом и без парашюта) с амортизационной подвеской.
Фиг. 4 представляет вид А на фиксатор по углу наклона кресла.
Фиг. 5 представляет место I - сопряжение каркаса с вертикальными стойками.
Фиг. 6 представляет разрез E-Ε фигуры 5.
Фиг. 7 представляет вид Б на шарнирные ползуны, фиксатор регулировки по горизонтали и сектор угла наклона.
Фиг. 8 представляет место II - установку опоры, снижающей трение между направляющей и энергопоглощающим элементом, закрепленным на стойках.
Фиг. 9 представляет вид В - размещение регулируемого по высоте подлокотника.
Предлагаемое энергопоглощающее кресло летательного аппарата состоит из каркаса кресла 1, включающего в себя спинку 2 и сиденье 3, двух вертикальных направляющих 4, жестко закрепленных на спинке 2, двух вертикальных стоек 5, жестко закрепленных на платформе 6.
Платформа 6 посредством оси 7, фиксаторов регулировки по углу наклона 8 и сектора угла наклона 18 соединена с напольными швеллерами 9. Платформа 6 имеет общую со швеллерами 9 ось вращения, что позволяет ей менять угол наклона.
На концах швеллеров 9 размещены шарнирные ползуны 10, позволяющие креслу перемещаться в рельсах 11.
Ползуны 10 стопорятся фиксаторами регулировки по горизонтали 20, которые управляются ручкой 21.
На передних кромках вертикальных стоек 5 выполнены С-образные пазы с фиксаторами регулировки по высоте 14. Фиксаторы 14 управляются ручкой 15.
В С-образных пазах размещены двутавровые профили 12 с энергопоглощающими элементами (рейками) 13, имеющие отверстия для перемещения относительно стоек 5.
Направляющие 4 жестко соединены с профилями 12 и рейками 13 срезными элементами 17.
В направляющие 4 вмонтированы амортизаторы (резцы) 16 в виде П-образных стальных пластин.
На боковых поверхностях спинки расположены заголовник 25 и профили 23 для перемещения по ним подлокотников 22. Высота подлокотников 22 регулируется за счет перемещения по профилям 23.
Для уменьшения трения скольжения каркаса 1 относительно стоек 5 на вертикальные направляющие 4 устанавливаются опоры 24 из материала с низким коэффициентом трения типа полиамида, что исключает влияние трения между деталями 4 и 13 на работу амортизатора.
Работа энергопоглощающего кресла летательного аппарата осуществляется следующим образом.
При эксплуатационных нагрузках каркас кресла 1 вместе с сидящим на нем человеком удерживается от перемещения с помощью срезных элементов 17.
Перед полетом пилот регулирует под свой рост заголовник 25, подлокотники 22, высоту кресла при помощи ручки 15 и положение кресла по горизонтали при помощи ручки 21.
В полете пилот может менять угол спинки относительно вертикали путем отжатия ручки 19 вверх, вследствие чего фиксатор регулировки по углу наклона 8 выходит из зацепления с сектором угла наклона 18.
При аварийном приземлении летательного аппарата, когда ударная нагрузка, действующая на человека, сидящего в кресле, превышает по своему значению допустимые пределы, каркас кресла 1 перемещается вниз. При этом срезаются срезные элементы 17 и начинают работать резцы 16, срезая стружку по бокам реек 13, поглощая тем самым энергию ударной нагрузки.
Таким образом, перемещение кресла по стойкам при отсутствии конструктивных узлов и деталей под сиденьем, позволяющее креслу использовать максимальный ход при амортизации, амортизаторы, вмонтированные в направляющие, уменьшающие вес кресла, наличие регулировок, подогрева сиденья и возможность использования различных вариантов каркаса позволяют расширить функциональные возможности кресла.
1. Энергопоглощающее кресло летательного аппарата, содержащее каркас, включающий в себя сиденье и спинку, две вертикальные направляющие, жестко закрепленные на спинке, два амортизатора, две вертикальные стойки, нижние основания которых жестко закреплены на платформе, заголовник, отличающееся тем, что платформа, на которой размещены вертикальные стойки и каркас, посредством оси, фиксаторов регулировки по углу наклона и сектора угла наклона соединена с напольными швеллерами, на концах которых установлены шарнирные ползуны, позволяющие креслу перемещаться в рельсах и стопорящиеся фиксаторами, платформа имеет общую со швеллерами ось вращения, что позволяет ей менять угол наклона, на передней кромке каждой из вертикальных стоек выполнен С-образный паз с фиксатором, в пазу размещен двутавровый профиль с энергопоглощающим элементом, имеющий ряд отверстий для перемещения относительно стойки, каждая из вертикальных направляющих каркаса, на которую для уменьшения трения скольжения каркаса относительно стойки установлена опора из материала с низким коэффициентом трения, жестко соединена с профилем и энергопоглощающим элементом срезным элементом, в нее вмонтирован охватывающий энергопоглощающий элемент амортизатор, выполненный в виде П-образной пластины, сиденье оснащено подогревом, на боковых поверхностях спинки установлены профили с подлокотниками.
2. Энергопоглощающее кресло по п.1, отличающееся тем, что подлокотники выполнены регулируемыми по высоте за счет перемещения по профилям, расположенным на боковых поверхностях спинки кресла, с фиксацией вручную.
3. Энергопоглощающее кресло по п.1, отличающееся тем, что может перемещаться по рельсам в горизонтальной плоскости с фиксацией вручную.
4. Энергопоглощающее кресло по п.1, отличающееся тем, что позволяет устанавливать каркасы в исполнении с парашютом и без парашюта.
Похожие патенты:
Изобретение относится к амортизирующим и энергопоглощающим системам и способам. Встречно-штыревая ячеистая амортизирующая система содержит первый лист упругого материала, включающий в себя первый связующий слой и первый массив пустых ячеек, выступающих из первого связующего слоя, каждая из которых имеет стенку, и второй лист упругого материала, включающий в себя второй связующий слой и второй массив пустых ячеек, выступающих из второго связующего слоя, каждая из которых имеет стенку, причем стенки второго массива пустых ячеек отличаются от стенок первого массива пустых ячеек, при этом пустые ячейки выполнены с возможностью монотонного сжатия под нагрузкой, и пик каждой пустой ячейки в первом массиве контактирует со вторым связующим слоем, а пик каждой пустой ячейки во второй массиве контактирует с первым связующим слоем, при этом пустая ячейка в первом массиве прикреплена ко второму связующему слою, а пустая ячейка во втором массиве прикреплена к первому связующему слою.
Поглотитель энергии содержит корпус, энергопоглощающий элемент, выполненный в виде ленты, установленной в прорези корпуса между его внутренними параллельными поверхностями с образованием U-образной конструкции и закрепленной одним концом в корпусе, в то время как другой свободный конец ленты выполнен с участком для приложения нагрузки.
Изобретение относится к железнодорожной технике, а именно к сцепному узлу для соединения железнодорожных вагонов. Сцепной узел для соединения железнодорожных вагонов содержит тяговое устройство (10), расположенное между передним ограничителем (6) и задним ограничителем (7) в пространстве между центральными балками (1, 2) железнодорожного вагона.
Изобретение относится к конструкции сиденья механика-водителя объектов бронетанковой техники. Сиденье содержит платформу, закрепленную через дополнительное виброзащитное устройство в корпусе объекта опорной рамы, подвеску сиденья, подвесную раму и посадочное место.
Изобретение относится к защите перевозимых грузов и/или личного состава от чрезмерных ударных перегрузок. Способ транспортировки и защиты от чрезмерных ударных нагрузок оберегаемых объектов заключается в том, что в процессе эксплуатации транспортного средства обеспечивают передачу веса с мест размещения оберегаемых объектов на несущие элементы кузова посредством систем крепления.
Изобретение относится к авиастроению и касается конструкций кресел. Энергопоглощающее кресло содержит каркас, две вертикальные направляющие, жестко закрепленные на спинке, два амортизатора, две вертикальные стойки, нижние основания которых жестко закреплены на платформе, заголовник. Платформа, на которой размещены вертикальные стойки и каркас, посредством оси, фиксаторов регулировки по углу наклона и сектора угла наклона соединена с напольными швеллерами, на концах которых установлены шарнирные ползуны. Платформа имеет общую со швеллерами ось вращения. На передней кромке каждой из вертикальных стоек выполнен С-образный паз с фиксатором. В пазу размещен двутавровый профиль с энергопоглощающим элементом, имеющий ряд отверстий для перемещения относительно стойки. Каждая из вертикальных направляющих каркаса, на которую для уменьшения трения скольжения каркаса относительно стойки установлена опора из материала с низким коэффициентом трения, жестко соединена с профилем и энергопоглощающим элементом срезным элементом. Амортизатор, выполненный в виде П-образной пластины, вмонтирован в направляющую кресла и своей П-образной формой охватывает энергопоглощающий элемент. Достигается увеличение амортизационного хода кресла при ударе о землю, снижение веса кресла. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.
Для улучшения лётно-тактических характеристик боевых самолётов и вертолётов в странах агрессивного блока выполняются дорогостоящие программы, предусматривающие снижение веса конструкции летательных аппаратом за счёт применения новых, более перспективных материалов, к числу которых относятся так называемые композиционные материалы.
Ведущее место в капиталистическом мире по разработке композиционных материалов и их использованию в конструкциях летательных аппаратов (особенно военного назначения) принадлежит , где темпы работ и этой области непрерывно растут. Если в 1958 году на НИОКР по созданию таких материалов Пентагону было выделено 400 тыс. долларов, то к 1967 году расходы по той же статье поставили около 11 млрд. долларов. Координацию проводимых исследований (применительно к авиационным конструкциям) осуществляет лаборатория материалов ВВС США и . Лаборатория материалов занимается оценкой эффективности применения композиционных материалов к конструкции военных самолётов. В настоящее время по контрактам с ВВС и программам, финансируемым крупными авиастроительными фирмами, производится и испытывается большое количество элементов конструкции самолётов и вертолётов из композиционных материалов.
Композиционный материал (иногда его называют композит) состоит из высокопрочного наполнителя, ориентированного в определённом направлении, и матрицы. В качестве армирующих наполнителей (силовая основа композиции) применяются волокна бериллия, стекла, графита, стали, карбида кремния, бора или так называемые нитевидные кристаллы окиси алюминия, карбида бора, графита, железа и т. д. Матрицы изготовляются из синтетических смол (эпоксидных, полиэфирных, кремниево-органических) или сплавов металлов (алюминия, титана и других) Соединение волокон или нитевидных кристаллов с матрицей производится горячим прессованием, литьём, плазменным напылением и некоторыми другими способами.
Наибольшее распространение в авиа- и ракетостроении за рубежом получили композиционные материалы на основе высокопрочных волокон. Композиционный материал ведёт себя как единое структурное целое и обладает свойствами, которых не имеют составляющие его компоненты. Особенностью композиционных материалов является анизотропность их свойств (то есть зависимость, физических, в том числе механических, свойств материалов от направления), которая определяется ориентацией армирующих волокон. Заданную прочность материала получают, ориентируя волокна наполнителя в направлении действия основных усилии. Иностранные специалисты считают, что это открывает новые возможности при конструировании силовых элементов самолётов и вертолётов.
По мнению зарубежных специалистов, с точки зрения характеристик удельной прочности и удельной жёсткости наиболее перспективны композиционные материалы, в которых в качестве упрочняющей арматуры используются волокна бора, карбида бора и углерода. К таким материалам относятся бороэпоксидные материалы (боропластики, углепластики, бороалюминий).
Бороэпоксидные композиционные материалы
За рубежом наибольшее распространение получили материалы (боропластики) с армирующим наполнителем из волокон бора (бороволокон) и эпоксидными матрицами. По данным иностранной печати, применение боропластиков позволяет уменьшил вес конструкции на 20-40%, увеличить её жёсткость и повысить эксплуатационную надёжность изделия. Композиционные материалы на основе бороволокна имеют высокие показатели по прочности, жёсткости и сопротивлению усталости. Например, в иностранной печати отмечалось, что отношение удельной прочности боропластиков к удельной прочности алюминиевого сплава при растяжении составляет 1,3-1,9, сжатии - 1,5, сдвиге - 1,2, смятии - 2,2, а усталостная характеристика возрастает в 3,8 раза. Кроме того, боропластики сохраняют свои качества в диапазоне температур от -60 до + 177°С. Сочетание этих свойств и предопределило перспективность широкою использования боропластиков в авиационной и ракетно-космической технике.Как следует из сообщении зарубежной печати, масштабы применения боропластиков в самолётостроении США уже в настоящее время весьма значительны. Например, на один истребитель расходуется около 750 кг боропластиков. Эти материалы используются для усиления элементов силового набора накладками из боропластика, что обеспечивает снижение веса элементов конструкции и повышение их несущей способности, а также для изготовления обшивок.
Благодаря применению боропластиков значительно упрощается технология производства, и, кроме того, возможно сокращение общего количества узлов и деталей в некоторых элементах конструкции самолёта. Например, по заявлению специалистов фирмы «Макдоннелл Дуглас», при изготовлении из боропластиков руля направления самолёта F-4 число деталей сократилось с 240 до 84.
Композиционные материалы с углеродными волокнами
Иностранные специалисты считают, что в условиях высоких температур, возникающих при сверхзвуковом полете, наиболее эффективны композиционные материалы на основе матриц, армированных волокнами графита (углерода). Использование этих материалов в конструкциях современных и перспективных сверхзвуковых самолётов выгодно с точки зрения экономии веса конструкции, особенно для узлов, вес которых в большей степени определяется требованиями жёсткости, чем прочности. Наибольшее распространение за рубежом получили материалы с углеродными волокнами на основе эпоксидных матриц (углепластики) и материалы на основе углеродных графитизированных матриц, армированных волокнами углерода («углерод-углерод»).Углепластики
Иностранная печать отмечает, что углепластики имеют малый удельный вес - 1,5 г/куб.см. (алюминиевые сплавы 2,8 г/куб.см., титановые 4,5 г/куб.см); высокие жёсткость, вибропрочность и показатели усталостной прочности. Всё это делает их одними из самых перспективных материалов для производства авиационной и космической техники. Сообщается, при всех основных видах действующих нагрузок удельная прочность углепластиков оказывается выше прочности алюминиевого сплава. Иностранные специалисты отмечают, что прочность и жёсткость углепластиков примерно в шесть раз выше, чем у основных сортов стали, используемых в конструкциях самолётов.В 1969 году лаборатория материалов ВВС США заключила с фирмой «Нортроп» контракт на разработку опытных образцов конструкции из композиционных материалов на основе графита. Первоначально использование углепластиков в конструкциях самолётов было незначительным из-за высокой стоимости углеродного волокна (700-900 долларов за 1 кг). Впоследствии, в результате организации широкого выпуска волокна, стоимость снизилась до 120-150 долларов. Но прогнозам американских специалистов, через три-пять лет она не будет превышать 50-80 долларов.
По данным зарубежной печати, в настоящее время применение углепластиков в авиастроении значительно возросло. Различные элементы конструкций из этого материала проходят испытания на самолётах F-5E, A-4D и F-111. Фирма «Боинг» по контракту с ВВС США исследует возможности использования этих материалов в конструкции крыла перспективного высотного беспилотного разведывательного самолёта. Подобные работы ведутся и в других капиталистических странах. Например, английская Фирма «Бритиш эркрафт» по контракту, заключённому с министерством обороны Великобритании, создаёт из углепластиков элементы планеров некоторых самолётов.
Композиционные материалы «углерод-углерод» обладают малым удельным весом (1,4 г/куб.см.), высокими теплозащитными свойствами, способностью сохранять прочностные характеристики при температурах свыше 2500 градусов Цельсия. Благодаря этим и другим качествам они считаются весьма перспективными для изготовления тех деталей и узлов самолётов, которые работают в условиях высоких температур, а также для теплозащитных экранов летательных аппаратов, прежде всего космических кораблей. По сообщениям зарубежной печати, в настоящее время из этого материала для самолётов разработаны детали колёсных тормозов, вес их составляет около 30% веса стальных тормозов. По мнению специалистов американской фирмы «Данлоп», ресурс тормозных устройств из этих материалов - 3000 посадок, что в пять-шесть раз превышает срок эксплуатации обычных тормозов.
Бороалюминиевый композиционный материал (бороалюминий)
В качестве армирующего наполнителя этого композиционного материала используются волокна бора (иногда с покрытием из карбида кремния), а в качестве матрицы - алюминиевые сплавы. Бороалюминий в 3,5 раза легче алюминия и в 2 раза прочнее его, что позволяет получить значительную весовую экономию. Кроме того, при высоких температурах (до 430°С) бороалюминиевый композиционный материал имеет в 2 раза большие значения удельной прочности и жёсткости по сравнению с титаном, что даёт возможность его применения для самолётов со скоростями полёта М=3, в конструкциях которых в настоящее время используется титан. Зарубежные специалисты считают бороалюминий также одним из перспективных композиционных материалов, применение которого может дать до 50% экономии веса конструкции летательных аппаратов.По сообщениям иностранной печати, работы по исследованию характеристик бороалюминия и внедрению его в авиастроение выполняются несколькими американскими фирмами. Например, фирма «Дженерал дайнэмикс» из этого материала изготовляет элементы конструкции хвостовой части самолёта F-111, а фирма «Локхид» - экспериментальный кессон центроплана самолёта С-130 . Специалисты фирмы «Боинг» изучают возможность применения бороалюминиевого материала в стрингерах сверхтяжёлых самолётов.
В настоящее время бороалюминиевый композиционный материал находит все большее применение в конструкциях авиационных двигателей. По данным зарубежной печати, фирма «Пратт-Уитни» использует его при производстве лопаток вентилятора первой и третьей ступеней ТРДД JT8-D, TF-30, F-100, а Фирма «Дженерал электрик» - лопаток вентилятора двигателя J-79, что, по мнению специалистов фирмы, позволит получить около 40% экономии веса этих элементов.
В США существует 79 программ, в рамках которых ведутся работы по исследованию и практическому использованию композиционных материалов в авиастроении.
Анализируя полученные при выполнении экспериментальных работ результаты, иностранные специалисты считают, что композиты могут быть использованы при конструировании большинства узлов и деталей боевого самолёта. На рис. 1 показана схема планера боевого самолёта с указанием тех элементов, в конструкциях которых, по взглядам иностранных специалистов, возможно применение композиционных материалов.
Рис. 1. Схема планера боевого самолёта, изготовленного с использованием композиционных материалов: 1 - каркас остекления кабины; 2 - обшивка кабины; 3 - главные лонжероны; 4 - силовой набор крыла и хвостового оперения; 5 - пилон; 6 - обшивка фюзеляжа; 7 - предкрылки; 8 - закрылки, спойлеры, элероны: 9 - рули направления и высоты; 10 - места крепления двигателя и люки; 11 и 12 - конструкция пола кабины; 13 - передняя и задняя стенки кабины; 14 - основные элементы поперечного силового набора; 15 - бимсы;: 16 - топливный бак.
На создаваемом фирмой «Рокуэлл интернэшнл» стратегическом бомбардировщике В-1 внутренние и внешние лонжероны, расположенные в хвостовой части фюзеляжа, делаются с применением накладок из бороэпоксидного композиционного материала. Эти лонжероны состоят из сплошных боропластиковых накладок, соединённых с деталями из металлов. Металлические элементы (сталь, титан) обеспечивают прочность, а накладки из боропластика увеличивают жёсткость лонжеронов. Отмечается, что лонжероны такой конструкции не только обладают улучшенными механическими свойствами, но и на 28-44% легче цельнометаллических.
Предусматривая дальнейшее внедрение композиционных материалов в конструкцию бомбардировщика В-1, лаборатория материалов ВВС США заключила контракты с фирмой «Рокуэлл интернэшнл» на разработку киля из графитоэпоксидного и бороэпоксидного материалов, а с фирмой «Грумман» - на создание стабилизатора самолёта из этих материалов.
В соответствии с программой, осуществляемой фирмой «Дженерал дайнамикс» (по контракту с ВВС США), на изготовленной из высокопрочной стали нижней поверхности шарнирной опоры крыла истребителя-бомбардировщикa , устанавливаются усиливающие накладки из эпоксидного боропластика. Американские специалисты считают, что применение этих накладок более чем вдвое увеличивает усталостную прочность шарнирного соединения узла поворота крыла. На двух самолётах F-111A испытываются экспериментальные стабилизаторы из бороэпоксидного композиционного материала, которые, по данным иностранной печати, на 27% легче обычных.
В самолёте F-l4 применение композиционных материалов в силовой конструкции было предусмотрено в самом начале его проектирования. Из композиционного материала на основе бороволокна изготовляются четыре панели обшивки стабилизатора.
По данным иностранной печати, результаты проведённых испытании показали, что усталостные характеристики стабилизатора с обшивкой из боропластика в 2,5 раза выше заданных техническими требованиями, а но стоимости он в настоящее время эквивалентен цельнометаллическому. Общий вес стабилизатора с обшивкой из боропластика 350 кг; экономия в весе по сравнению со стабилизатором с титановой обшивкой 82 кг (или 10%). По сравнению со стабилизатором аналогичной конструкции из алюминиевых сплавов выигрыш в весе получается ещё больше - 117 кг (27%).
В конструкции самолёта F-15 (фирма «Макдоннелл Дуглас»), исходя из соображений обеспечения требуемой центровки с целью экономии веса хвостовой части самолёта, обшивка горизонтальных управляемых стабилизаторов и вертикального хвостового оперения выполнена из боропластика. По сообщениям зарубежной печати, завершены усталостные испытании планера самолёта F-15 с панелями обшивки из композиционных материалов. Продолжительность испытаний 10 тыс. ч., что в четыре раза превышает его нормальный ресурс. Затем были проведены статические испытания горизонтального управляемого стабилизатора при нагрузке в два раза больше расчётной разрушающей; стабилизатор выдержал и эти испытания. По сравнению с конструкцией горизонтального стабилизатора, выполненной из титана, экономия веса при использовании боропластиковых обшивок составила 22%.
Как отмечается в зарубежной печати, самолёт F-15 является первым военным самолётом ВВС США, на котором установлена тормозная система фирмы «Гудьир», детали которой изготовлены с использованием композиционного материала на основе углеродных волокон. Это обеспечило, по мнению американских специалистов, экономию веса (около 32 кг на каждый тормоз) и более плавное и в то же время более эффективное торможение, а также увеличило надёжность действия тормозной системы.
Фирма «Макдоннелл Дуглас» уже третий год ведёт исследования по специальной программе, предусматривающей применение композиционных материалов для различных элементов крыла самолёта F-15, что, по расчётам специалистов фирмы, позволит уменьшить вес крыла на 130-180 кг. В ходе прочностных испытаний крыло самолёта из композиционных материалов разрушилось при нагрузке, составляющей 110% расчётной разрушающей. Лётные испытания этого крыла планируется начать в 1976 году (в случае успешного завершения статических испытаний).
Иностранная печать сообщает, что высокая стоимость технической оснастки, необходимой дли изготовления деталей из таких материалов, не позволила в должном объёме использовать перспективные композиционные материалы. Однако применение композиционных материалов в конструкциях новых боевых самолётов США все возрастает. Опыт применения графитоэпоксидных композитных материалов, полученный Фирмой «Дженерал дайнемикс» при разработке самолёта F-111, учтён и при создании самолёта F-16 . Благодаря изготовлению обшивки киля, стабилизатора и руля направления из углепластика фирме удались снизить вес хвостовой части фюзеляжа самолёта F-16 примерно на 30%. В настоящее время фирма по контракту с ВВС разрабатывает переднюю часть фюзеляжа этого самолёта из графитоэпоксидных материалов.
Во время модернизации тяжёлого военно-транспортного самолёта С-5А при создании некоторых узлов и деталей планера самолёта (например, секции предкрылков) применяли композиционные материалы. На рис. 2 показана секция предкрылка, изготовленная с использованием бороэпоксидного материала, и обычная металлическая. Новая секция имеет повышенную прочность и жёсткость, она значительно легче металлической.
Рис. 2. Секция предкрылка тяжёлого военно-транспортного самолёта С-5А: вверху - изготовленная с использованием композиционных материалов; внизу - из алюминиевых сплавов
Предпринимаются попытки использовать композиционные материалы в вертолётостроении. В частности, с целью исследования возможности изготовления некоторых основных элементов конструкции вертолётов из таких материалов американские и западногерманские фирмы проводят ряд опытно-конструкторских работ. По данным иностранной печати, американская Фирма «Сикорский» участвует в программе, предусматривающей повышение усталостной долговечности и улучшение динамических характеристик вертолёта СН-54В за счёт упрочнения композиционными материалами его хвостовой балки. Сообщается, что в результате упрочнения стрингеров бороэпоксидным материалом ресурс планера вертолёта повысился в несколько раз, а вес снизился на 30% (рис. 3).
Рис. 3. Использование боропластика для усиления стрингеров хвостовой балки на тяжёлом вертолёте CH-54B.
В зарубежной печати сообщалось, что министерство обороны США заключило с фирмой «Хьюз» контракт стоимостью 1,2 млн, долларов на разработку из композиционных материалов лопасти несущего винта для вертолёта . По заявлению специалистов фирмы, применение композиционных материалов в конструкции лопасти позволит уменьшить её вес, сохранить прочностные характеристики, добиться относительной неуязвимости лопасти от пуль. Кроме того, такие лопасти будут иметь большой ресурс и малую стойкость, а их производство можно наладить на автоматизированной линии.
Широкое применение композиционных материалов в конструкции несущего винта запланировано также в рамках перспективной программы HLH, предусматривающей создание тяжёлого транспортно-десантного вертолёта максимальной грузоподъёмностью около 30 т. По данным иностранной печати, к настоящему времени фирма «Боинг», с которой министерство обороны США заключило контракт на выполнение работ по программе HLH, изготовила роторы с несущими винтами, в их конструкции использованы композиционные материалы.
На основе исследований, проводившихся крупнейшей американской вертолётостроительной фирмой «Сикорский» применительно к вертолёту CH-53D, сделан вывод о том, что широкое внедрение композиционных материалов в конструкциях вертолётов станет целесообразным в 80-х годах. Специалисты фирмы считают, что максимальная эффективность достигается при включении композиционных материалов в конструкцию фюзеляжа вертолёта; при этом в наиболее нагруженных элементах фюзеляжа следует применять материал на основе углерода. Проведённый анализ показал, что за счёт использования композиционных материалов вес конструкции вертолёта CH-53D может быть снижен на 18,5%.
Изучая опыт применения композиционных материалов в конструкциях самолётов, американские специалисты считают эти материалы с точки зрения веса и механических характеристик весьма перспективными для ракетно-космической техники. По сообщениям иностранной печати, в США при изготовлении головных частей ракет предполагается использовать композиционные материалы с углеволокнистой матрицей, обладающие высокой радиопрозрачностью. Сообщается также о проведении тепловых испытании сопла ракетного двигателя, выполненного целиком из композиционных материалов.
Из углепластиков в сочетании с алюминиевой сотовой конструкцией уже изготовляется ряд деталей искусственных спутников Земли, например каркасы антенн. Это обеспечило не только экономию веса по сравнению с алюминиевой конструкцией, но и стабильность размеров панелей, так как у углепластиков чрезвычайно низкий коэффициент теплового расширения (в 50 раз меньше, чем у металлов).
Композиционные материалы планируется широко использовать для изготовления некоторых элементов орбитальной ступени, разрабатываемой в США транспортно-космической системы «Шатл». В частности, для теплозащиты носка фюзеляжа, нижней поверхности носовой части фюзеляжа, передней кромки крыла будет применён композиционный материал «углерод-углерод». Фирмой «Боинг» разработана рама жидкостного реактивного двигателя основной двигательной установки орбитальной ступени, располагающаяся в хвостовой части фюзеляжа. Она сделана из бороэпоксидного композиционного материала в сочетании с элементами из титанового сплава. Эта конструкция, по данным фирмы, позволит по сравнению с обычной титановой достичь экономии в весе около 30%.
Исследования, выполненные рядом американских самолётостроительных фирм под руководством лаборатории материалов ВВС США, показали, что применение композиционных материалов в конструкции военных самолётов и вертолётов 80-х годов позволит не только значительно снизить их вес и стоимость, но и повысить живучесть.
По прогнозам зарубежных специалистов, к началу 80-х годов доля композиционных материалов в планере самолёта возрастёт до 50%. Это должно обеспечить 20-30% экономию веса в равной мере как для дозвуковых, так и сверхзвуковых самолётов. Достигнутое при этом снижение веса конструкции позволит увеличить запас топлива или боевую нагрузку или уменьшить размеры самолёта. Более того, считается, что высокие прочностные характеристики этих материалов могут привести к улучшению аэродинамических характеристик (путём уменьшения относительной толщины профиля и удлинения крыла), а в конечном итоге - к улучшению лётных характеристик самолёта.
