一种机身与燃料储罐一体式飞的制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种机身与燃料储罐一体式飞机，包括机身、设备舱、机翼、起落架以及尾翼，所述的设备舱设置在机身的前端，所述的机翼设置在机身的顶端，所述的起落架设置在机身的底端，所述的尾翼设置在机身的尾端；所述的机身为耐压储罐。机身采用耐压储罐之后，简化了飞机在各种载荷下的传力路线，降低了结构设计难度、提高了结构效率；耐压储罐兼做机身结构，节省了大量的机身结构重量，相当于提高了全机燃料携带能力。
【专利说明】一种机身与燃料储罐一体式飞机
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航空航天【技术领域】，具体涉及一种机身与燃料储罐一体式飞机。
【背景技术】
[0002] 氢、天然气、甲烷等气体燃料是公认的清洁能源。相对传统石油能源，这些燃料具 有燃烧热值高（例如氢的热值是汽油的2. 7倍、煤的3. 54倍，甲烷的热值是汽油的1. 2倍）、 密度小、燃烧产物无污染、获取途径多样、可以气态或液态等多种形式加以利用、能源利用 率高等优点。由于热值高、能量转化效率高，气体能源用于飞机燃料时，可以减少飞行器的 燃油携带量、增大飞机的有效载荷、提高经济性，或者在燃料携带质量不变的前提下使飞行 器获得更长的续航时间。
[0003] 由于通常条件下这类燃料的密度小（氢气态下为0. 0899g/L，液态时为70. 8kg/ m3)，因此使用的燃料存储装置体积大、质量大，导致存储质量效率（燃料质量/燃料和储 箱总质量）低。为了减小存储体积大带来的气动阻力以及提高存储质量效率，无论采用液 态或高压气态存储燃料的飞机都倾向于采用球形、柱形储等表面积-体积比较小的储箱形 式；并且不能像传统油箱那样分布在机翼、机身各处，一般只在机身内部集中存储。即便如 此，液化气的绝热措施、高压气的耐压结构仍然需要付出较大的质量代价，这些代价将严重 影响气体燃料带来的潜在收益。
[0004] 通常，液化气体存储需要采用多层功能材料+真空的绝热技术，以使液化气体燃 料维持在-180°c以下的低温环境中，同时储箱还要承受微量的漏热使液化气体蒸发气化产 生的压力。采用高压气作为燃料时，气体储箱为了提高存存储质量效率，需要采用高压存 储的方式，储箱内压力可达70MPa以上。两种存储方式（尤其是压缩气体储箱）均需要采 用高强度、耐疲劳的材料和结构，从而带来较大的结构质量，使得燃料存储质量效率难以提 高。另一方面，飞机的机身作为主要的承力结构，需要传递机翼升力、起落架冲击力、发动机 推力，还可能承担载荷带来的过载和机舱内外压差。如果能将机身的承力要求与气体燃料 飞机的燃料储罐的结构功能要求相结合，则可以大幅提高气体燃料飞机的燃油系数（燃料 质量/飞机总质量），相当于间接提高了燃料存储质量效率，从而使气体燃料的优势可以充 分发挥。
【发明内容】
[0005] 本发明要解决的技术问题是：提供一种机身与燃料储罐一体式飞机，解决以往飞 机燃料携带能力低的缺陷。
[0006] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种机身与燃料储罐一体式飞机， 包括机身、设备舱、机翼、起落架以及尾翼，所述的设备舱设置在机身的前端，所述的机翼设 置在机身的顶端，所述的起落架设置在机身的底端，所述的尾翼设置在机身的尾端；所述的 机身为耐压储罐。
[0007] 进一步的，所述耐压储箱的前端设置有若干个第一连接耳片，所述的设备舱经各 第一连接耳片连接在耐压储箱的前端；
[0008] 所述耐压储箱的顶端设置有若干个第二连接耳片，所述机翼经各第二连接耳片连 接在耐压储罐上；
[0009] 所述耐压储箱的尾端设置有若干个第三连接耳片，所述的尾翼经各第三连接耳片 连接在耐压储箱上。
[0010] 进一步的，所述的耐压储箱为70MPa耐压储罐。
[0011] 本发明的有益效果是：机身采用耐压储罐之后，简化了飞机在各种载荷下的传力 路线，降低了结构设计难度、提高了结构效率；耐压储罐兼做机身结构，节省了大量的机身 结构重量，相当于提高了全机燃料携带能力。
【专利附图】
【附图说明】
[0012] 下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
[0013] 图1是本发明机身的结构示意图；
[0014] 图2是本发明飞机的结构示意图；
[0015] 图3是飞机在飞行状态下的受力分布图；
[0016] 图4是飞机在着陆时的受力分布图；
[0017] 图5飞机在飞行状态下机翼在耐压储罐上引起的应力分布图；
[0018] 图6是，3g正向过载时，70MPa储箱的最大应力发生在储箱后端内壁处的示意图；
[0019] 图中，1、机身，2、设备舱，3、机翼，4、尾翼，5、第一连接耳片，6、第二连接耳片，7、第 三连接耳片。
【具体实施方式】
[0020] 现在结合附图对本发明作进一步详细的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以 示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。
[0021] 如图1图2所示，一种机身与燃料储罐一体式飞机，包括机身1、设备舱2、机翼3、 起落架以及尾翼4,设备舱2设置在机身1的前端，机翼3设置在机身1的顶端，起落架设置 在机身1的底端，尾翼4设置在机身1的尾端；机身1为耐压储罐。
[0022] 耐压储箱的前端设置有若干个第一连接耳片5,设备舱2经各第一连接耳片5连接 在耐压储箱的前端；耐压储箱的顶端设置有若干个第二连接耳片6,机翼3经各第二连接耳 片6连接在耐压储罐上；耐压储箱的尾端设置有若干个第三连接耳片7,尾翼4经各第三连 接耳片7连接在耐压储箱上。
[0023] 如图3所示，飞机在飞行过程中的受力图，飞机主要受到机身1升力F、自重G、尾 翼4配平衡载荷、发动机拉力F、阻力f以及各种载荷在机翼3机身1连接处形成的弯矩载 荷M。飞机的过载系数取1. 5?3,安全系数取1?2,则可以计算得到飞机的基本飞行载 荷。根据图3飞行载荷画出受力图和力矩图，采用材料力学和结构力学的计算方法，便可计 算得到各剖面处的应力，由应力分析可知，常规布局氢燃料无人机的飞行载荷将增大机身1 上半部分的应力，而减小机身1下半部分的应力。计算中薄壁圆筒的截面惯性矩可以按如 下公式计算：
[0024] 4 =J-Aiy - ) 64
[0025] 飞机着陆过程中，机身承受的载荷，在着陆开始阶段，飞机两点接地滑跑，机翼升 力载荷较大，同时主起落架承受冲击载荷，随后飞机三点接地滑行，机翼升力载荷逐渐减 小，起落架载荷逐渐增大。
[0026] 如图4所示，飞机在停机过程中的受力图；飞机主要受到起落架的支反力N、飞机 的重力载荷G以及形成的弯矩M，根据图4,停机载荷画出受力图和力矩图，采用材料力学和 结构力学的计算方法，便可计算得到各剖面处的应力，由应力分析可知，常规布局氢燃料无 人机的停机载荷将减小机身1上半部分的应力，而增大机身1下半部分的应力。
[0027] 如图5所示，飞机在飞行状态下机翼3在耐压储罐上引起的应力分布图；从图中可 以看出（深色为应力较小处，浅色为应力较大处），3g正向过载时，机翼3在储箱上产生的 最大Mises应力发生在连接耳片根部，约为20MPa。
[0028] 如图6所示，飞行状态下70MPa储箱上的应力分布；3g正向过载时，70MPa储箱的 最大应力发生在储箱后端内壁，约为428MPa。
[0029] 而耐压储箱为70MPa耐压储罐，70MPa耐压储罐其承受的拉力要比飞机机身1结构 平均轴向力高1-2个量级；通过受力分析，发现该70MPa典型机身结构一体化耐压储罐因燃 料压力造成的最大应力约为428MPa，位于罐体后端；而3g过载条件下机翼3升力在机翼3 与储箱连接处引起的附加应力最大值仅为20MPa，不到燃料储罐强度设计需要考虑的应力 的1/21。由于耐压燃料储罐通常有2倍以上强度设计安全裕度，这说明，储箱的如果满足耐 受燃料压力的要求，则完全可满足传递机身载荷的要求。
[0030] 机身1采用耐压储罐之后，简化了飞机在各种载荷下的传力路线，降低了结构设 计难度、提高了结构效率；耐压储罐兼做机身1结构，节省了大量的机身1结构重量，相当于 提高了全机燃料携带能力。
[0031] 以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完 全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术 性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。
【权利要求】
1. 一种机身与燃料储罐一体式飞机，其特征是，包括机身（1)、设备舱（2)、机翼（3)、起 落架以及尾翼（4)，所述的设备舱（2)设置在机身（1)的前端，所述的机翼（3)设置在机身 (1)的顶端，所述的起落架设置在机身（1)的底端，所述的尾翼（4)设置在机身（1)的尾端； 所述的机身（1)为耐压储罐。
2. 根据权利要求1所述的一种机身与燃料储罐一体式飞机，其特征是，所述耐压储箱 的前端设置有若干个第一连接耳片（5)，所述的设备舱（2)经各第一连接耳片（5)连接在耐 压储箱的前端； 所述耐压储箱的顶端设置有若干个第二连接耳片￠)，所述机翼（3)经各第二连接耳 片（6)连接在耐压储罐上； 所述耐压储箱的尾端设置有若干个第三连接耳片（7)，所述的尾翼（4)经各第三连接 耳片（7)连接在耐压储箱上。
3. 根据权利要求1所述的一种机身与燃料储罐一体式飞机，其特征是，所述的耐压储 箱为70MPa耐压储罐。
【文档编号】B64D37/04GK104477395SQ201410699803
【公开日】2015年4月1日 申请日期:2014年11月26日 优先权日:2014年11月26日
【发明者】黄敏杰, 徐伟强, 陈颖 申请人:新誉集团有限公司