Центральный кессон летательного аппарата

Авторы патента:


Центральный кессон летательного аппарата
Центральный кессон летательного аппарата
Центральный кессон летательного аппарата
Центральный кессон летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2412862:

ЭЙРБАС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Группа изобретений относится к области авиации. Центральный кессон (5) содержит две боковые поверхности (6), которые, в свою очередь, содержат по существу внутренний и внешний слои (2, 1), которые разнесены на некоторое расстояние друг от друга. Внутренний слой (2) и внешний слой (1) боковой поверхности (6) соединены с помощью профилей (3). Летательный аппарат характеризуется использованием центрального кессона (5). Группа изобретений направлена на обеспечение устойчивости. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится в целом к авиации и космонавтике, к проблеме коробления обшивок. Более конкретно, изобретение относится к конструкции, с помощью которой может быть снижена вероятность коробления обшивки, и, в частности, изобретение относится к крыльям летательных аппаратов.

В контексте настоящего изобретения термин "крыло летательного аппарата" используется в широком смысле. В частности, этот термин включает несущие поверхности, горизонтальное хвостовое оперение, а также вертикальное оперение. Далее, термин "центральный кессон" в настоящем изобретении используется в широком смысле. В то время как центральный кессон в общепринятом смысле понимается в технике как несущий жесткий компонент вертикального оперения, с помощью которого на фюзеляж летательного аппарата могут быть отведены срезывающие и изгибающие нагрузки, в контексте настоящего изобретения термин "центральный кессон" относится к несущему компоненту любого крыла летательного аппарата (несущие поверхности, горизонтальное хвостовое оперение и вертикальное оперение).

Сущность изобретения

Как правило, центральные кессоны крыльев летательного аппарата подвергаются большим нагрузкам. В частности, центральные кессоны должны надежно передавать на фюзеляж напряжения, вызванные срезающими нагрузками, и связанные с ними изгибающие напряжения, являющиеся следствием аэродинамических нагрузок. Поскольку, как правило, центральные кессоны содержат две боковые поверхности, обращенные друг к другу, изгибающая нагрузка, действующая на центральный кессон, приводит к сжимающему напряжению одной из боковых поверхностей и растягивающему напряжению другой боковой поверхности. Поскольку, как правило, по соображениям снижения веса боковые поверхности выполняются очень тонкими, то сжимающее напряжение боковой поверхности приводит к тому, что она может сминаться, или, как более точно это явление определяется технически, может происходить коробление обшивки. Поскольку напряжения, вызванные срезающими нагрузками, увеличиваются примерно линейно от кончика крыла к его основанию, а изгибающие напряжения соответственно увеличиваются примерно в квадратичной зависимости, то вероятность коробления обшивки повышается от кончика крыла к его основанию, где она достигает максимума.

Для противодействия опасности коробления обшивки центральные кессоны обычно устроены таким образом, что их боковые поверхности содержат шпангоуты и лонжероны, которые проходят в поперечном и продольном направлениях, причем шпангоуты и лонжероны крепятся к односторонней внешней оболочке, так что формируется усиленная обшивка.

Поскольку центральные кессоны летательных аппаратов должны рассчитываться таким образом, чтобы они противостояли короблению обшивок, то соответствующие боковые поверхности могут подвергаться только пониженным нагрузкам по сравнению с нагрузками, включающими растягивающие и сжимающие напряжения. Возможность такого снижения нагрузок возникает благодаря допустимым напряжениям материала, которые могут изменяться в зависимости от относительного удлинения соответствующих секций боковой поверхности, причем максимально допустимая нагрузка уменьшается при увеличении относительного удлинения. До настоящего времени предпринимались неоднократные попытки увеличить допустимое напряжение материала путем введения утолщенных частей во внешнюю оболочку, однако это приводит к нежелательному увеличению веса и к неэффективному использованию материала.

Краткое описание изобретения

Целью настоящего предложения, среди прочего, является создание центрального кессона для крыла летательного аппарата, который меньше подвержен опасности коробления, чем вышеупомянутые известные конструкции, имеющие одинаковый вес.

Настоящее изобретение основывается на том обнаруженном обстоятельстве, что опасность коробления боковой поверхности центрального кессона может быть эффективно уменьшена за счет соответствующего увеличения момента сил инерции второго порядка секции боковой поверхности, которая подвержена короблению. Хотя в результате вставки утолщенной части внешней оболочки геометрический момент сил инерции второго порядка также увеличивается, однако такая утолщенная часть прежде всего предназначена для увеличения размера эффективного сечения, а не для того чтобы эффективно увеличивать геометрический момент сил инерции.

Хотя вышеуказанная проблема относится к явлению коробления обшивок, тем не менее ниже основная идея изобретения будет объяснена в отношении более понятного явления коробления, которое обозначено термином "коробление обшивки на стержне".

Нагрузка, для случаев когда стержень шарнирно удерживается на обоих концах, может быть вычислена по формуле:

где Е относится к модулю упругости материала, из которого изготовлен стержень, а Iy относится к геометрическому моменту сил инерции второго порядка относительно оси y стержня и/или длины стержня.

В свою очередь, для вычисления Iy может использоваться формула:

где z обозначает расстояние от центра тяжести поперечного сечения стержня.

Как можно видеть, части поперечного сечения, расположенные дальше от центра тяжести, увеличивают геометрический момент сил инерции в большей степени, чем части поперечного сечения, расположенные возле центра тяжести, поскольку геометрический момент сил инерции изменяется в квадратичной зависимости от расстояния от центра тяжести. Таким образом, если толщина внешней оболочки боковой поверхности удваивается, то для случая идеальной Т-образной формы поперечного сечения, содержащей стенку (стрингер) и полку (внешнюю оболочку) известной боковой поверхности центрального кессона, это только смещает центр тяжести в направлении двойной внешней оболочки. Хотя в результате также несколько увеличивается геометрический момент сил инерции второго порядка, это увеличение инерции совершенно незначительно, поскольку дополнительная часть поперечного сечения находится возле нового центра тяжести. В этом случае достигаемый прирост устойчивости или увеличение противодействия короблению минимальны.

Совершенно другая ситуация возникает, когда дополнительная часть поперечного сечения Т-образного профиля находится не на уже имеющейся полке, а располагается на свободном конце стенки в качестве второй полки. В такой конструкции добавленная поверхность находится на гораздо большем расстоянии от центра тяжести, и поскольку геометрический момент сил инерции второго порядка увеличивается в квадратичной зависимости от расстояния, то полученный в этом случае момент сил инерции будет существенно больше, чем в случае вышеупомянутого удвоения толщины полки. Хотя добавляется такая же часть поперечного сечения, как и в случае простого удвоения площади сечения полки, в этом случае геометрический момент сил инерции второго порядка и соответственно допустимая нагрузка по короблению могут быть существенно увеличены.

Такая форма поперечного сечения также позволяет лучше использовать допустимую нагрузку для материала, поскольку относительное удлинение λ стержня влияет на допустимую нагрузку для его материала. Так, относительное удлинение λ вычисляется по формуле:

λ=l/I,

где i обозначает приведенный радиус поперечного сечения стержня.

Поскольку радиус i инерции вычисляется по формуле:

то геометрический момент сил инерции второго порядка I, в свою очередь, непосредственно влияет на допустимую нагрузку для материала, поскольку в соответствии с кривой Эйлера для коробления допустимая нагрузка для материала уменьшается в гиперболической зависимости при увеличении относительного удлинения или при уменьшении геометрического момента сил инерции. Более конкретно, это означает, что поперечное сечение с большим геометрическим моментом сил инерции имеет малую величину относительного удлинения с высокой допустимой нагрузкой для материала, так что поперечное сечение или его материал может использоваться эффективно.

В изобретении используются рассмотренные выше механические характеристики поперечного сечения таким образом, что предлагается центральный кессон для крыла летательного аппарата, в котором боковые поверхности центрального кессона содержат два: внутренний и внешний слои, которые разнесены на некоторое расстояние друг от друга, причем внутренний слой может проходить только в части боковой поверхности. Центральный кессон по существу содержит первую боковую поверхность, которая покрывает его первую сторону, и вторую боковую поверхность, которая покрывает его вторую сторону. В такой конструкции первая боковая поверхность обращена в сторону второй боковой поверхности, и они разнесены на некоторое расстояние, так чтобы формировать центральный кессон. Для того чтобы использовать увеличение геометрического момента сил инерции второго порядка, первая и/или вторая боковая поверхность содержат внутренний слой и внешний слой. Поскольку, как уже указывалось выше, поверхности, расположенные дальше от центра тяжести, в общем случае обеспечивают существенное увеличение геометрического момента сил инерции второго порядка, внутренний слой и внешний слой расположены так, что они разнесены на некоторое расстояние s и по меньшей мере в некоторых точках соединены между собой, так чтобы обеспечивалась жесткость в отношении срезающих нагрузок с получением однородного поперечного сечения. Расстояние s является переменным и увеличивается в зонах увеличенных изгибающих напряжений центрального кессона. В этом случае дротиводействие короблению боковых поверхностей может быть улучшено более эффективно, чем в случае простого удвоения толщины внешнего слоя.

Для соединения внутреннего и внешнего слоев боковых поверхностей, которое обеспечивало бы максимально возможную жесткость в отношении срезающих нагрузок, соответствующая боковая поверхность содержит стенки, которые соединяют внешний и внутренний слои таким образом, что они будут обладать достаточной жесткостью в отношении срезающих нагрузок. Эти стенки могут, например, проходить в продольном направлении центрального кессона, в котором изгибающие напряжения вдоль центрального кессона изменяются в наибольшей степени.

В соответствии с вариантом осуществления изобретения внутренний и внешний слои могут быть соединены с помощью подходящих профилей. Например, U-образный профиль может быть использован для соединения внутреннего и внешнего слоев, так чтобы обеспечивалась достаточная жесткость по отношению к срезающим нагрузкам, причем соответствующие полки U-образного профиля соединяются с внешним и внутренним слоями. В качестве альтернативных вариантов для соединения могут использоваться Z-образные или двутавровые профили, так чтобы обеспечивалась достаточная жесткость в отношении срезающих нагрузок, и в этих случаях соответствующие полки также прикрепляются к внутреннему и внешнему слоям. В такой конструкции соответствующие профили проходят, примерно параллельно друг другу, в продольном направлении центрального кессона, в котором изгибающие напряжения вдоль центрального кессона изменяются в полете в наибольшей степени. Кроме того, для соединения внутреннего и внешнего слоев могут быть использованы корытные профили или трапециевидные профили. В этом случае нет необходимости в использовании отдельного внутреннего слоя, поскольку корытные профили или трапециевидные профили могут выполнять функцию внутреннего слоя, то есть внутренний слой будет формироваться полками корытных или трапециевидных профилей, причем эти полки будут формировать секции слоя.

Для дальнейшего снижения опасности коробления слоев кроме профилей, проходящих в продольном направлении, могут быть дополнительно установлены ребра жесткости между внутренним и внешним слоями, причем ребра жесткости проходят примерно в поперечном направлении относительно указанных профилей. Как уже указывалось, внутренний и внешний слои установлены с разнесением друг от друга на некоторое расстояние s. Поскольку расстояние s непосредственно влияет на расстояние соответствующего внутреннего или внешнего слоя от центра тяжести идеального математического сечения, то, варьируя это расстояние s, можно добиться оптимизации боковых поверхностей, в частности, в отношении к ожидаемым режимам нагрузок. Поскольку при увеличении изгибающих нагрузок, действующих на центральный кессон, увеличиваются сжимающие напряжения в боковых поверхностях и, таким образом, также повышается опасность коробления слоев, расстояние s может быть увеличено в областях повышенных изгибающих нагрузок, действующих на центральных кессон. Это означает, что расстояние s у основания крыла летательного аппарата может быть больше, чем в тех частях кессона, которые находятся дальше от фюзеляжа. В этом случае может быть достигнуто лучшее использование материала, и в то же время снижается опасность коробления боковых поверхностей.

Как это будет ясно специалисту в данной области техники после ознакомления с вышеприведенным описанием, при прикреплении внутреннего или внешнего слоя к промежуточным профилям возможно возникновение проблем, поскольку для прикрепления второго слоя становится невозможным использование для установки полого пространства между внутренним и внешним слоями. Эта проблема с прикреплением соответствующего второго слоя может быть преодолена тем, что по меньшей мере соответствующий второй слой прикрепляется к профилям, проходящим в продольном направлении, с помощью закладных заклепок. Для того чтобы установить такую закладную заклепку, достаточно иметь доступ только с одной стороны соединяемых частей, так что отпадает необходимость в доступе изнутри пространства между внутренним и внешним слоями.

Поскольку сжимающие напряжения часто имеют большую величину только в некоторых зонах, например у основания крыла летательного аппарата, можно устанавливать внутреннюю обшивку только в таких зонах, так что внутренний слой будет проходить по внешнему слою лишь частично. Таким образом, обычно нет необходимости в применении конструкции боковой поверхности в соответствии с изобретением, состоящей из двух слоев в тех зонах, в которых изгибающие нагрузки имеют лишь умеренную величину. Так, во многих применениях будет достаточно использовать внутренний слой только по длине h центрального кессона, начинающейся от фюзеляжа. В зависимости от типа и размера летательного аппарата величина h может варьироваться в широких пределах, например она может составлять 50% от общей длины крыла летательного аппарата. Конечно, в зависимости от ожидаемых аэродинамических нагрузок величина h может быть меньше 50%, а именно может составлять 40%, 30% или только 20% от общей длины крыла летательного аппарата.

Поскольку за счет использования предлагаемой в изобретении конструкции центрального кессона несущая способность крыльев летательного аппарата может быть значительно увеличена, то в соответствии с другим вариантом настоящего изобретения предлагается летательный аппарат с фюзеляжем и по меньшей мере с одним центральным кессоном, который по меньшей мере в зоне соединения с фюзеляжем имеет вышеописанную конструкцию. Благодаря повышенным характеристикам устойчивости, обеспечиваемым предлагаемой в изобретении конструкцией центрального кессона, с крыльев летательного аппарата на его фюзеляж могут быть переданы существенно более высокие нагрузки, что дает возможность снизить вес, при расчете летательного аппарата на определенные режимы нагрузок, или конструировать фюзеляжи гораздо больших размеров. Таким образом, настоящее изобретение может произвести революцию в области широкофюзеляжных летательных аппаратов.

Краткое описание чертежей

Настоящее изобретение описывается ниже более подробно со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах показано:

фиг.1 - вид в перспективе боковой поверхности конструкции предлагаемого в изобретении центрального кессона;

фиг.2 - вид в перспективе вертикального хвостового оперения с использованием конструкции предлагаемого в изобретении центрального кессона и

фиг.3 - вид двух поперечных сечений бокового слоя конструкции предлагаемого в изобретении центрального кессона.

Чертежи выполнены без соблюдения масштаба, однако они отражают примерные соотношения размеров. На всех чертежах используются одинаковые ссылочные обозначения для одинаковых или сходных элементов.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения

На фиг.1 показана задняя (по отношению к наблюдателю) боковая поверхность 5 центрального кессона. Форма и ориентация боковой поверхности 5 указывают на то, что она является боковой поверхностью центрального кессона для вертикального оперения летательного аппарата. Боковая поверхность 5 содержит задний (по отношению к наблюдателю) внешний слой 1, а также передний внутренний слой 2. Внешний слой и внутренний слой отстоят друг от друга на расстояние s. Между внешним слоем 1 и внутренним слоем 2 размещено несколько U-образных профилей 3 (см. фиг.3), стенки которых определяют высоту s. Таким образом, U-образные профили 3 отделяют внутренний слой 2 от внешнего слоя 1, причем слои соединяются с полками U-образных профилей 3 с помощью закладных заклепок (не показаны). Хотя соединение с помощью таких заклепок может быть предпочтительным, внешний слой 1 или внутренний слой 2 могут присоединяться к профилям с помощью других средств, например, путем приклеивания.

Как можно еще видеть на фиг.1, высота внутреннего слоя 2 меньше высоты внешнего слоя 1. Так, внутренний слой 2 имеет высоту всего лишь h и закрывает лишь ту зону, где момент напряжения, возникающего в результате действия аэродинамической нагрузки, особенно велик, как показано символическими стрелками М моментов. Особенно большие моменты напряжений возникают у основания крыла, у соединения 4 центрального кессона с фюзеляжем, так что вполне хватает размещения внутреннего слоя только в этой зоне, которая в зависимости от типа и размера летательного аппарата может варьироваться от одного до пяти метров, и возможны любые промежуточные высоты h в зависимости от конкретного распределения нагрузок.

На фиг.2 показан вид в перспективе вертикального оперения с предлагаемым в изобретении центральным кессоном 5, боковые стороны которого устроены так, как указано выше (см. фиг.1). Как можно видеть, центральный кессон в направлении полета ограничен двумя балками 7, которые покрыты с боков соответствующей двухслойной боковой конструкцией 5, выполненной в соответствии с изобретением. Для дополнительной стабилизации центрального кессона между двумя боковыми поверхностями 5 проходят горизонтальные ребра 8.

На фиг.3а и 3b показаны увеличенные поперечные сечения боковой двухслойной обшивки 5 (см. фиг.1 и 2). Как можно видеть на фиг.3а, внешний слой 1 соединен с внутренним слоем 2 с помощью U-образных профилей, стенки которых имеют высоту s. Вместо U-образных профилей также могут быть использованы Z-образные профили, как показано на фиг.3b. Аналогично для соединения внутреннего слоя 2 с внешним слоем 1 могут быть использованы профили, имеющие и другое сечение, в частности трапециевидное или двутавровое сечение.

1. Центральный кессон летательного аппарата, содержащий:
первую боковую поверхность (6), которая покрывает первую сторону центрального кессона (5);
вторую боковую поверхность, которая представляет собой вторую сторону центрального кессона (5) и которая расположена напротив первой боковой поверхности (6);
причем по меньшей мере первая боковая поверхность (6) или вторая боковая поверхность содержит внутренний слой (2) и внешний слой (1), которые соединены между собой по меньшей мере в некоторых точках таким образом, чтобы обеспечивалась жесткость в отношении срезающих нагрузок, и разнесены на некоторое расстояние s, которое является переменным и увеличивается в зонах увеличенных изгибающих напряжений центрального кессона.

2. Центральный кессон по п.1, в котором по меньшей мере первая боковая поверхность (6) или вторая боковая поверхность дополнительно содержат стенки, которые соединяют внутренний слой (2) и внешний слой (1) так, что формируется жесткая конструкция в отношении срезающих нагрузок.

3. Центральный кессон по п.1, в котором по меньшей мере первая боковая поверхность (6) или вторая боковая поверхность дополнительно содержат профили (3) из группы, содержащей U-образные профили, Z-образные профили, двутавровые профили, корытные профили или трапециевидные профили, которые соединяют внутренний слой (2) и внешний слой (1) в продольном направлении центрального кессона (5) так, чтобы обеспечивалась жесткость в отношении срезающих нагрузок.

4. Центральный кессон по п.3, в котором в направлении, поперечном к направлению продольно проходящих профилей (3), проходят ребра (8) для повышения жесткости.

5. Центральный кессон по п.3, в котором по меньшей мере внутренний слой (2) и внешний слой (1) прикреплены закладными заклепками к профилям (3), проходящим в продольном направлении.

6. Центральный кессон по п.1, в котором внутренний слой (2) проходит только частично вдоль внешнего слоя (1).

7. Центральный кессон по п.6, в котором внутренняя оболочка (2) распространяется только на длину h центрального кессона (5) в зоне, в которой кессон (5) отходит от фюзеляжа.

8. Центральный кессон по п.7, в котором длина h имеет такую величину, которая меньше, чем длина, выбранная из группы длин, составляющих 50%, 40%, 30%, 20% и 10% от общей длины крыла летательного аппарата.

9. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж и по меньшей мере один центральный кессон (5), который по меньшей мере в зоне соединения с фюзеляжем имеет конструкцию по любому из пп.1-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу изготовления первой части для узла компонента летательного аппарата и, более предпочтительно, к способу, который включает использование прокладок.

Изобретение относится к области производства панелей и оболочек с легкими заполнителями. .

Изобретение относится к технологиям производства легких объемных заполнителей из листовых материалов и может быть использовано в производстве многослойных панелей, применяемых в летательных аппаратах, строительстве и других отраслях промышленности.

Изобретение относится к области слоистых конструкций летательных аппаратов. .
Изобретение относится к изделиям из листовых гофрированных панелей. .

Изобретение относится к области производства легких заполнителей для многослойных панелей и оболочек и может быть использовано при изготовлении многослойных панелей в самолетостроении, судостроении, строительстве и других отраслях промышленности.

Изобретение относится к области авиастроения. .

Изобретение относится к области изготовления объемных конструкций из композитных материалов. .

Изобретение относится к самолетостроению, строительной промышленности и машиностроительной отрасли. .
Изобретение относится к ткани для покрытия воздушных летательных аппаратов, к способу ее изготовления и нанесения на указанные аппараты

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха с мягким крылом

Изобретение относится к узлу летательного аппарата и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата, оснащенного средствами молниезащиты

Изобретение относится к способу обшивки легких самолетов полиэфирной обшивочной тканью, а также к дисперсионному клею горячего склеивания и к его применению для обшивки

Изобретение относится к области производства многослойных панелей и оболочек с легкими заполнителями и касается многослойной панели ступенчатой формы и способа ее изготовления

Изобретение относится к области изготовления конструкций, содержащих стыковочные соединения панелей из полимерного композиционного материала (ПКМ), и касается стыковки габаритных деталей самолета из ПКМ (кессонов крыла, стабилизаторов). Стыковочное соединение панелей из ПКМ содержит две соединяемые панели, каждая из которых включает обшивку и элементы жесткости. Панели частично перекрывает композитная стыковая накладка, одна из сторон которой соединена с первой панелью, а другая сторона - со второй панелью. Композитная стыковая накладка частично перекрывает концы элементов жесткости панелей. Стыковочное соединение дополнительно содержит жестко пристыкованные к композитной стыковой накладке и двум панелям три металлические пластины. Площадь большей металлической пластины соответствует площади композитной стыковой накладки и равна сумме двух меньших металлических пластин. На одной из поверхностей металлических пластин расположены жестко закрепленные металлические иглы, внедренные в панели. В металлических пластинах установлены металлические втулки. Металлические пластины гладкими поверхностями прижаты друг к другу, состыкованы и стянуты с помощью болтов, проходящих через отверстия, выполненные в соединяемых панелях, и втулки, установленные в металлических пластинах. Достигается эффективная передача усилий через сопрягаемые элементы, высокая несущая способность, низкая масса, повышение прочности на смятие и сдвиг, простота изготовления, многократная сборка и разборка. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается разработки обтекаемых конструкций для летательных аппаратов (ЛА) из композиционных материалов (КМ), в частности крыльев и крыльевых устройств. Крыло ЛА из полимерных КМ имеет обшивку, расположенные вдоль размаха крыла лонжероны и ребра жесткости - внутренние нервюры на основе стекло-, углеткани (углеленты). Обшивка содержит верхнюю и нижнюю оболочки и состоит из наружных слоев на основе стекло-, углеткани (углеленты) и внутреннего между ними слоя из пенопластового заполнителя. Верхняя и нижняя оболочки обшивки крыла, переходящие в корневой и концевой частях крыла в нервюры, и лонжероны изготовлены методом инфузии связующего с полимеризацией материала в соответствующих матрицах, с соединением оболочек между собой у передней и задней кромок крыла посредством клеевой пленки, нанесенной на сопряженные соединительные поверхности. В средней вдоль профиля части крыла соединение верхней и нижней оболочек выполнено с помощью лонжеронов через парные приформовочные угольники, изготовленные из углеткани со связующим и предварительно установленные через клеевую пленку на внутренние поверхности верхней и нижней оболочек обшивки, соединение которых с лонжеронами, введенными между ними, осуществлено также посредством клеевой пленки. Внутренние нервюры изготовлены методом инфузии связующего и соединены с верхней и нижней оболочками и с лонжеронами через введенную между соединяемыми поверхностями клеевую пленку. Достигается повышение качества изготовления наружных поверхностей крыла при одновременном обеспечении надежности и прочности конструкции крыла, снижение веса. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам крыльев и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА) из композиционных материалов (КМ). Кессон крыла из КМ содержит верхнюю и нижнюю стрингерные панели. В панелях передний и задний лонжероны и нервюры делят внутреннее пространство кессона на отсеки. Стрингеры размещены в панели с внешней стороны обшивки, имеют сечение с вынесенной наверх полкой и установлены с шагом, близким к ширине этих полок. Сверху стрингеры покрыты тонким слоем КМ, образующим дополнительную внешнюю обшивку панели. Стенки стрингеров выполнены с возможностью упругой деформации при ударных нагрузках. Достигается снижение вероятности повреждения обшивки панелей под воздействием ударных эксплуатационных нагрузок, выявление ударных повреждений, упрощение конструктивного обеспечения герметичности кессона, упрощение ремонтных работ после повреждений конструкции. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх