一種機身與燃料儲罐一體式飛的製造方法
2023-07-09 20:25:56 1
一種機身與燃料儲罐一體式飛的製造方法
【專利摘要】本發明涉及一種機身與燃料儲罐一體式飛機，包括機身、設備艙、機翼、起落架以及尾翼，所述的設備艙設置在機身的前端，所述的機翼設置在機身的頂端，所述的起落架設置在機身的底端，所述的尾翼設置在機身的尾端；所述的機身為耐壓儲罐。機身採用耐壓儲罐之後，簡化了飛機在各種載荷下的傳力路線，降低了結構設計難度、提高了結構效率；耐壓儲罐兼做機身結構，節省了大量的機身結構重量，相當於提高了全機燃料攜帶能力。
【專利說明】一種機身與燃料儲罐一體式飛機
【技術領域】
[0001] 本發明涉及航空航天【技術領域】，具體涉及一種機身與燃料儲罐一體式飛機。
【背景技術】
[0002] 氫、天然氣、甲烷等氣體燃料是公認的清潔能源。相對傳統石油能源，這些燃料具 有燃燒熱值高（例如氫的熱值是汽油的2. 7倍、煤的3. 54倍，甲烷的熱值是汽油的1. 2倍）、 密度小、燃燒產物無汙染、獲取途徑多樣、可以氣態或液態等多種形式加以利用、能源利用 率高等優點。由於熱值高、能量轉化效率高，氣體能源用於飛機燃料時，可以減少飛行器的 燃油攜帶量、增大飛機的有效載荷、提高經濟性，或者在燃料攜帶質量不變的前提下使飛行 器獲得更長的續航時間。
[0003] 由於通常條件下這類燃料的密度小（氫氣態下為0. 0899g/L，液態時為70. 8kg/ m3)，因此使用的燃料存儲裝置體積大、質量大，導致存儲質量效率（燃料質量/燃料和儲 箱總質量）低。為了減小存儲體積大帶來的氣動阻力以及提高存儲質量效率，無論採用液 態或高壓氣態存儲燃料的飛機都傾向於採用球形、柱形儲等表面積-體積比較小的儲箱形 式；並且不能像傳統油箱那樣分布在機翼、機身各處，一般只在機身內部集中存儲。即便如 此，液化氣的絕熱措施、高壓氣的耐壓結構仍然需要付出較大的質量代價，這些代價將嚴重 影響氣體燃料帶來的潛在收益。
[0004] 通常，液化氣體存儲需要採用多層功能材料+真空的絕熱技術，以使液化氣體燃 料維持在-180°c以下的低溫環境中，同時儲箱還要承受微量的漏熱使液化氣體蒸發氣化產 生的壓力。採用高壓氣作為燃料時，氣體儲箱為了提高存存儲質量效率，需要採用高壓存 儲的方式，儲箱內壓力可達70MPa以上。兩種存儲方式（尤其是壓縮氣體儲箱）均需要採 用高強度、耐疲勞的材料和結構，從而帶來較大的結構質量，使得燃料存儲質量效率難以提 高。另一方面，飛機的機身作為主要的承力結構，需要傳遞機翼升力、起落架衝擊力、發動機 推力，還可能承擔載荷帶來的過載和機艙內外壓差。如果能將機身的承力要求與氣體燃料 飛機的燃料儲罐的結構功能要求相結合，則可以大幅提高氣體燃料飛機的燃油係數（燃料 質量/飛機總質量），相當於間接提高了燃料存儲質量效率，從而使氣體燃料的優勢可以充 分發揮。
【發明內容】
[0005] 本發明要解決的技術問題是：提供一種機身與燃料儲罐一體式飛機，解決以往飛 機燃料攜帶能力低的缺陷。
[0006] 本發明解決其技術問題所採用的技術方案是：一種機身與燃料儲罐一體式飛機， 包括機身、設備艙、機翼、起落架以及尾翼，所述的設備艙設置在機身的前端，所述的機翼設 置在機身的頂端，所述的起落架設置在機身的底端，所述的尾翼設置在機身的尾端；所述的 機身為耐壓儲罐。
[0007] 進一步的，所述耐壓儲箱的前端設置有若干個第一連接耳片，所述的設備艙經各 第一連接耳片連接在耐壓儲箱的前端；
[0008] 所述耐壓儲箱的頂端設置有若干個第二連接耳片，所述機翼經各第二連接耳片連 接在耐壓儲罐上；
[0009] 所述耐壓儲箱的尾端設置有若干個第三連接耳片，所述的尾翼經各第三連接耳片 連接在耐壓儲箱上。
[0010] 進一步的，所述的耐壓儲箱為70MPa耐壓儲罐。
[0011] 本發明的有益效果是：機身採用耐壓儲罐之後，簡化了飛機在各種載荷下的傳力 路線，降低了結構設計難度、提高了結構效率；耐壓儲罐兼做機身結構，節省了大量的機身 結構重量，相當於提高了全機燃料攜帶能力。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012] 下面結合附圖和實施例對本發明進一步說明。
[0013] 圖1是本發明機身的結構示意圖；
[0014] 圖2是本發明飛機的結構示意圖；
[0015] 圖3是飛機在飛行狀態下的受力分布圖；
[0016] 圖4是飛機在著陸時的受力分布圖；
[0017] 圖5飛機在飛行狀態下機翼在耐壓儲罐上引起的應力分布圖；
[0018] 圖6是，3g正向過載時，70MPa儲箱的最大應力發生在儲箱後端內壁處的示意圖；
[0019] 圖中，1、機身，2、設備艙，3、機翼，4、尾翼，5、第一連接耳片，6、第二連接耳片，7、第 三連接耳片。
【具體實施方式】
[0020] 現在結合附圖對本發明作進一步詳細的說明。這些附圖均為簡化的示意圖，僅以 示意方式說明本發明的基本結構，因此其僅顯示與本發明有關的構成。
[0021] 如圖1圖2所示，一種機身與燃料儲罐一體式飛機，包括機身1、設備艙2、機翼3、 起落架以及尾翼4,設備艙2設置在機身1的前端，機翼3設置在機身1的頂端，起落架設置 在機身1的底端，尾翼4設置在機身1的尾端；機身1為耐壓儲罐。
[0022] 耐壓儲箱的前端設置有若干個第一連接耳片5,設備艙2經各第一連接耳片5連接 在耐壓儲箱的前端；耐壓儲箱的頂端設置有若干個第二連接耳片6,機翼3經各第二連接耳 片6連接在耐壓儲罐上；耐壓儲箱的尾端設置有若干個第三連接耳片7,尾翼4經各第三連 接耳片7連接在耐壓儲箱上。
[0023] 如圖3所示，飛機在飛行過程中的受力圖，飛機主要受到機身1升力F、自重G、尾 翼4配平衡載荷、發動機拉力F、阻力f以及各種載荷在機翼3機身1連接處形成的彎矩載 荷M。飛機的過載係數取1. 5?3,安全係數取1?2,則可以計算得到飛機的基本飛行載 荷。根據圖3飛行載荷畫出受力圖和力矩圖，採用材料力學和結構力學的計算方法，便可計 算得到各剖面處的應力，由應力分析可知，常規布局氫燃料無人機的飛行載荷將增大機身1 上半部分的應力，而減小機身1下半部分的應力。計算中薄壁圓筒的截面慣性矩可以按如 下公式計算：
[0024] 4 =J-Aiy - ) 64
[0025] 飛機著陸過程中，機身承受的載荷，在著陸開始階段，飛機兩點接地滑跑，機翼升 力載荷較大，同時主起落架承受衝擊載荷，隨後飛機三點接地滑行，機翼升力載荷逐漸減 小，起落架載荷逐漸增大。
[0026] 如圖4所示，飛機在停機過程中的受力圖；飛機主要受到起落架的支反力N、飛機 的重力載荷G以及形成的彎矩M，根據圖4,停機載荷畫出受力圖和力矩圖，採用材料力學和 結構力學的計算方法，便可計算得到各剖面處的應力，由應力分析可知，常規布局氫燃料無 人機的停機載荷將減小機身1上半部分的應力，而增大機身1下半部分的應力。
[0027] 如圖5所示，飛機在飛行狀態下機翼3在耐壓儲罐上引起的應力分布圖；從圖中可 以看出（深色為應力較小處，淺色為應力較大處），3g正向過載時，機翼3在儲箱上產生的 最大Mises應力發生在連接耳片根部，約為20MPa。
[0028] 如圖6所示，飛行狀態下70MPa儲箱上的應力分布；3g正向過載時，70MPa儲箱的 最大應力發生在儲箱後端內壁，約為428MPa。
[0029] 而耐壓儲箱為70MPa耐壓儲罐，70MPa耐壓儲罐其承受的拉力要比飛機機身1結構 平均軸向力高1-2個量級；通過受力分析，發現該70MPa典型機身結構一體化耐壓儲罐因燃 料壓力造成的最大應力約為428MPa，位於罐體後端；而3g過載條件下機翼3升力在機翼3 與儲箱連接處引起的附加應力最大值僅為20MPa，不到燃料儲罐強度設計需要考慮的應力 的1/21。由於耐壓燃料儲罐通常有2倍以上強度設計安全裕度，這說明，儲箱的如果滿足耐 受燃料壓力的要求，則完全可滿足傳遞機身載荷的要求。
[0030] 機身1採用耐壓儲罐之後，簡化了飛機在各種載荷下的傳力路線，降低了結構設 計難度、提高了結構效率；耐壓儲罐兼做機身1結構，節省了大量的機身1結構重量，相當於 提高了全機燃料攜帶能力。
[0031] 以上述依據本發明的理想實施例為啟示，通過上述的說明內容，相關工作人員完 全可以在不偏離本項發明技術思想的範圍內，進行多樣的變更以及修改。本項發明的技術 性範圍並不局限於說明書上的內容，必須要根據權利要求範圍來確定其技術性範圍。
【權利要求】
1. 一種機身與燃料儲罐一體式飛機，其特徵是，包括機身（1)、設備艙（2)、機翼（3)、起 落架以及尾翼（4)，所述的設備艙（2)設置在機身（1)的前端，所述的機翼（3)設置在機身 (1)的頂端，所述的起落架設置在機身（1)的底端，所述的尾翼（4)設置在機身（1)的尾端； 所述的機身（1)為耐壓儲罐。
2. 根據權利要求1所述的一種機身與燃料儲罐一體式飛機，其特徵是，所述耐壓儲箱 的前端設置有若干個第一連接耳片（5)，所述的設備艙（2)經各第一連接耳片（5)連接在耐 壓儲箱的前端； 所述耐壓儲箱的頂端設置有若干個第二連接耳片￠)，所述機翼（3)經各第二連接耳 片（6)連接在耐壓儲罐上； 所述耐壓儲箱的尾端設置有若干個第三連接耳片（7)，所述的尾翼（4)經各第三連接 耳片（7)連接在耐壓儲箱上。
3. 根據權利要求1所述的一種機身與燃料儲罐一體式飛機，其特徵是，所述的耐壓儲 箱為70MPa耐壓儲罐。
【文檔編號】B64D37/04GK104477395SQ201410699803
【公開日】2015年4月1日 申請日期:2014年11月26日 優先權日:2014年11月26日
【發明者】黃敏傑, 徐偉強, 陳穎 申請人:新譽集團有限公司