Конструктивно-силовая схема крыла самолета

 

Использование: авиационная техника, в частности конструкции крыла, горизонтального и вертикального оперений самолетов всех типов и конструкций. Сущность изобретения: силовые панели соединены между собой стойками цилиндрической формы, которые жестко закреплены в соответствующих им цилиндрических гнездах панелей, причем в каждой панели эти цилиндрические гнезда соединены между собой балочными элементами. 5 ил.

Изобретение относится авиационной технике и может быть использовано в конструкции крыла, горизонтального и вертикального оперений самолетов всех типов и конструкций.

Известно устройство (см. фиг. V, 100 "Киль" /Под ред. Бойцова В.В./. Рекомендации по технологичности самолетных конструкций. Оборонгиз, 1959). На этом рисунке для сравнения приведены две возможные конструкции одного и того же агрегата (в данном случае киля): клепанная и монолитная. В монолитной конструкции в отличие от клепанной лонжерон не цельный, а состоит из двух половин: одна расположена в верхней панели, а другая в нижней. Эти две половины образуют лонжерон как составную балку, способную воспринимать изгибающий момент и перерезывающую силу, когда монолитные панели соединены между собой болтами, причем соединяющие болты должны находиться в плоскости лонжерона. Аналогично и рис. 7. 41. "Стыковка двух монолитных панелей крыла" (Е.С.Войт др. Проектирование конструкций самолетов. М. Машиностроение, 1987) в результате соединения двух монолитных панелей болтами в плоскости лонжерона образованы составные балки, являющиеся лонжеронами. Это устройство принято автором за прототип.

Из рассмотрения прототипа и аналогов видно, что это та же лонжеронная конструктивно силовая схема, только реализованная с целью снижения веса в виде двух монолитных панелей, соединенных между собой болтами. Принцип работы такой конструкции тот же, что и лонжеронной или кессонной.

Для прототипа характерны следующие недостатки: наличие гнезд под головки болтов и гаек в монолитных панелях требует значительного местного усиления поясов составного лонжерона; жесткость составного лонжерона меньше, чем цельного лонжерона (клепанной конструкции).

Борьба с этими недостатками приводят к увеличению веса конструкции крыла.

Технической задачей изобретения является снижение веса конструкции крыла.

На фиг. 1 показано крыло самолета; на фиг. 2 сечение А- А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на фиг. 2; на фиг. 4 сечение В-В на фиг. 3; на фиг. 5 - возможная КСС крыла с использованием 3-х силовых панелей.

Предлагаемая конструктивно-силовая (КСС) схема крыла состоит из силовых панелей 1 и 2 (фиг. 1), жестко соединенных между собой стойками цилиндрической формы 3. Концы стоек 3 заглушены пробками 4 и запрессованы в цилиндрические гнезда 5 панелей 1 и 2 (фиг. 3). В каждой силовой панели гнезд 5 соединены между собой балочными элементами 6 (фиг. 4). Возможна КСС крыла с использованием трех и более силовых панелей (фиг. 5).

Фиг. 2 и 3 позволяют определить все основные особенности предлагаемой КСС крыла: полые стойки 3 определяют геометрическую форму крыла. Их высота в некотором сечении крыла соответствует толщине аэродинамического профиля в этом не сечении. Таким образом, стойки 3, расположенные в некотором порядке по всему строительному объему крыла исполняют роль первюр и лонжеронов; в местах, где предполагается установка стоек 3, панели 1 и 2 должны быть сквозными, т. е. в цилиндрических гнездах 5 нет дна. Такая конструкция панелей необходима для того, чтобы обеспечить удобство сборки крыла.

Примерный порядок сборки крыла можно представить так: 1. Установка верхней 1 и нижней 2 силовых панелей в ложементы сборочного приспособления и фиксации их в таком положении, что оси цилиндрических гнезд 5, принадлежащих разным панелям, совпадают, образуя при этом ось правильной цилиндрической поверхности; 2. Предварительно охлажденная полая цилиндрическая стойка 3 подводится к цилиндрическим гнездам 5 панелей 1 или 2 снаружи по отношению к сборочному приспособлению, устанавливается своими концами в соответствующих гнездах 5 и в таком положении фиксируется, высота стойки такова, что край ее как раз приходится на внешнюю поверхность панели. Постепенно нагреваясь до температуры окружающей среды, стойка 3 расширяется в результате образуется соединение с гарантированным натягом между стойкой 3 и панелями 1 и (или) 2, после чего в фиксации стойки необходимость отпадает, и крыло собрано.

3. К соединению стойки и панели предъявляются повышенные требования по надежности, так как оно является основным соединением в предлагаемой КСС крыла, поэтому с внешней стороны соединения возможна обварка кольцевым сварочным швом.

4. На этапе окончательной сборки крыла производится установка пробок 4, предназначенных для того, чтобы закрыть сквозные отверстия в крыле. Кроме того, пробки 4 вследствие своей конструкции являются подкрепляющими элементами по отношению к узлам соединения стоек 3 и панелей 1 и (или) 2.

5. Для придания крылу гладкости внешней поверхности возможна мехобработка поверхности для устранения выступающих частей стоек 3 и пробок 4. Окончательно аэродинамическая поверхность крыла будет сформирована на стадии покраски, когда незначительные выступы и спадины будут сровнены грунтовкой.

Исходя из построения конструкции, которую определяет предлагаемая КСС крыла, можно выявить основные принципы ее функциональной работы: во-первых, жесткое соединение силовых панелей 1 и 2 со стойками 3 способствует образованию моментных узлов, т. е. узлов конструкции, способных передавать изгибные и крутящие нагрузки; во вторых, силовые панели со структурой, выполненной в виде совокупности гнезд цилиндрической формы 5 и балочных элементов 6, обладают повышенными изгибными свойствами.

Таким образом, по законам строительной механики самолета предлагаемая КСС крыла эквивалентна многократно статически неопределимой пространственной раме, элементами которой с одной стороны являются стойки 3, с другой участки панелей 1 и 2 между моментными узлами (соединения стоек 3 с панелями 1 и (или) 2).

Так как предлагаемая конструктивно силовая схема крыла является рамой, то нет необходимости располагать стойки строго по прямым линиям (предполагаемым осям лонжеронов), а следуетоставить их в соответствии не только с законами рациональной передачи нагрузок с консоли крыла, но и с законами аэроупругости авиационной конструкции, т.е. величиной диаметра стройки, густотой расположения стоек, числом балочных элементов, сходящихся к моментному узлу можно влиять на жесткость того или иного участка крыла и изменять тем самым частоту собственных колебаний авиационной конструкции. Это позволит (например, по мнению автора, возможно увеличение критической скорости флаттера без постановки противофлаттерных грузов) улучшать аэроупругие характеристики крыла путем соответствующей внутренней перекомпоновки КСС крыла без увеличения массы авиационной конструкции.

Формула изобретения

Конструктивно-силовая схема крыла самолета, содержащая монолитные силовые панели с гнездами под соединительные элементы, скрепляющие эти панели и соединенные между собой балочными элементами, отличающаяся тем, что соединительные элементы выполнены в виде полых стоек цилиндрической формы, жестко закрепленных в соответствующих им цилиндрических гнездах заподлицо с панелями с образованием моментных узлов, работающих на все виды нагрузок, действующих во всех направлениях, при этом на порядок расположения гнезд и соединения их друг с другом балочными элементами никаких ограничений не накладывается, а сама конструкция в целом представляет собой многократно-статически неопределимую пространственную раму.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5