Кессон с каркасом для крыла самолета

Авторы патента:


Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета
Кессон с каркасом для крыла самолета

 


Владельцы патента RU 2414385:

ЭЙРБАС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Группа изобретений относится к области авиации. Кессон для крыла самолета имеет каркас (7) и первую оболочку (1). Каркас (7) соединен с первой оболочкой (1) так, что нагрузка, воздействующая на первую оболочку (1), может быть передана при помощи каркаса (7). Предложено также применение каркаса в качестве устройства придания жесткости для кессона крыла самолета. Способ характеризуется использованием кессона. Группа изобретений направлена на расширение арсенала технических средств. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение имеет отношение к кессону крыла самолета, к использованию каркаса в качестве устройства придания жесткости кессону крыла самолета и к способу передачи усилия (силы) в кессоне крыла самолета.

В самолете крылья имеют область передней кромки, кессон крыла, концевую коробку и область поверхности управления. Область передней кромки адаптирует крыло самолета к аэродинамике и служит для снижения аэродинамического сопротивления крыла самолета. Кессон крыла поддерживает конструкцию крыла и поглощает нагрузки, вызванные разностью давлений или изменениями нагрузки. Концевая область содержит гидравлику, управляющую перемещением поверхностей управления. Область поверхности управления содержит руль направления, при помощи которого управляют изменением направления.

Примеры таких крыльев самолета, спроектированных в виде кессонов, включают в себя аэродинамические профили, рули высоты и кили. Известные конструкции кессона крыла содержат оболочки, которые усилены лонжеронами, нервюрами и стрингерами. За счет использования этих компонентов достигается локальная жесткость кессона крыла. Однако, для того, чтобы поглощать весьма существенные усилия, которые воздействуют на кессон крыла, лонжероны, нервюры и стрингеры должны быть прочными, что неизбежно делает их тяжелыми.

Чтобы поглощать весьма существенные усилия, обычно необходимо множество крупных компонентов. С одной стороны, это приводит к недостаткам в случае ошибок изготовления, так как требуются значительные усилия для ремонта крупных компонентов.

С другой стороны, в частности в случае нервюр, невозможно передавать приложенные нагрузки, такие как, например, нагрузки, возникающие за счет сил давления или сил растяжения в ходе маневров при полете самолета, по самому короткому пути к соединению фюзеляжа.

В контексте настоящего изобретения термин "сила" (усилие) относится как к силе давления, так и к силе растяжения.

Из публикации DE 699 11 507 Т2 известна конструкция крыла, изготовленная из упрочненного волокном композиционного материала, содержащая множество лонжеронов.

Задачей настоящего изобретения является создание усовершенствованного крыла самолета.

В соответствии с изобретением в кессоне крыла для самолета используют каркас в качестве устройства придания жесткости для кессона крыла самолета.

В соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается кессон крыла самолета. Кессон крыла содержит по меньшей мере одну первую оболочку и каркас. Каркас соединен по меньшей мере с одной первой оболочкой, так что нагрузка, которая воздействует по меньшей мере на одну первую оболочку, может быть передана при помощи каркаса. Обычно конструкция кессона крыла является симметричной.

Каркасом может быть несущая конструкция, которая может быть полностью или частично помещена по меньшей мере в одну первую оболочку. Обычно первая оболочка представляет собой скорее непрерывный, чем плоский элемент. Однако первая оболочка может также содержать различные компоненты, которые не являются непрерывными и выполнены в виде листов. В этом случае не непрерывные элементы могут покрывать только отдельные части каркаса.

Области или плоскости, которые соединены с каркасом, распределены на первой оболочке. Например, первая оболочка может иметь две противоположные половины оболочки, причем половины оболочки могут быть разделены каркасом.

Каркас может иметь точки соединения или узловые точки, в которых с ним соединяют индивидуальные стержневые элементы. Стержневые элементы широко применяют в конструкциях каркаса, и именно в таком смысле этот термин используют в описании настоящего изобретения.

При помощи каркаса могут быть смоделированы различные конфигурации, такие как, например, форма крыла самолета. Для этого форму крыла аппроксимируют каркасом так, как это делают с использованием проволочных моделей каркасов. С использованием каркаса можно спроектировать не только кессон крыла, но и все крыло самолета, включая область передней кромки и концевую область.

Другими словами, форма контура крыла или кессона крыла может быть смоделирована при помощи соединительных элементов или узловых элементов, которые ограничивают каркас. Затем элементы оболочки, например покрытие, могут быть растянуты поверх проволочной модели каркаса, причем оболочки могут быть соединены при помощи соединительных элементов или узловых элементов. За счет этого может быть получена модель конфигурации крыла самолета.

Оболочка может иметь листовую конструкцию, так что силы, созданные воздушным потоком, могут поглощаться оболочкой и передаваться к каркасу.

Оболочка может быть изготовлена из металла, из упрочненного волокном композиционного материала, такого как, например, упрочненный углеродным волокном пластик, упрочненный стекловолокном пластик (CFK или GFK), или может быть изготовлена из другого материала, который обычно используют в авиапромышленности. Оболочка образует поверхность, которая может выполнять функцию соответствующего крыла. Крыло, главным образом, используют для разделения воздушных потоков. От формы крыла зависит тип воздушного потока вокруг крыла самолета. Поверхности, на которые воздействует воздушный поток, могут влиять на режим полета самолета.

Аэродинамические поверхности могут иметь изогнутую форму. Поверхности оболочки разделяют воздушный поток, который протекает мимо крыла. Оболочка аэродинамического профиля может иметь верхнюю сторону и нижнюю сторону.

При полете самолета путь протекания воздушных потоков вдоль верхней стороны аэродинамического профиля, обращенной в направлении удаления от земли, может быть длиннее, чем путь протекания воздушных потоков вдоль нижней стороны аэродинамического профиля, обычно обращенной к земле. За счет более длинного пути протекания воздушных потоков вдоль верхней стороны аэродинамического профиля возникают силы всасывания в направлении стороны оболочки, находящейся сверху от аэродинамического профиля. На противоположной стороне может возникать давление. За счет разности между всасыванием и давлением самолет может удерживаться в воздухе во время полета. Однако в этом процессе на аэродинамический профиль и/или крыло воздействуют нагрузки.

Ситуация является аналогичной в случае вертикального хвостового оперения самолета. Вертикальное хвостовое оперение разделяет воздух на два параллельных воздушных потока, каждый из которых протекает соответственно мимо одной стороны вертикального хвостового оперения, при этом оба воздушных потока проходят одинаковое расстояние. Во время прямого полета на вертикальное хвостовое оперение по существу не воздействуют силы, перпендикулярные к направлению воздушного потока.

Конец вертикального хвостового оперения может иметь поверхность управления или руль направления. Руль направления может быть перемещен (отклонен) в любую сторону относительно вертикального хвостового оперения. При отклонении руля направления путь протекания воздуха становится короче на той стороне, в которую был отклонен руль направления. Это приводит к возникновению давления, воздействующего на соответствующую оболочку. На противоположной стороне, на которой путь протекания воздуха становится длиннее в результате отклонения руля направления, возникают усилия всасывания. Разности давления на противоположных сторонах вертикального хвостового оперения позволяют самолету произвести соответствующее движение (изменение направления) в полете. При этом возникают нагрузки в виде поперечных нагрузок, воздействующие, в частности, на кессон крыла вертикального хвостового оперения.

Каркас, который обеспечивает поддержку оболочки, может частично поглощать усилие, воздействующее на поверхность оболочки. При этом не только одна оболочка воспринимает усилие. Вместо этого большая часть усилия может переноситься (передаваться) к опорной конструкции, то есть к каркасу, и поглощаться им. Усилие может быть вызвано нагрузкой давления или нагрузкой растяжения, воздействующей на оболочку, а также моментом, воздействующим на оболочку. В случае крыльев самолета указанные выше разности давления могут создавать усилия или моменты на противоположных оболочках крыла.

Каркас в крыле самолета или в кессоне крыла позволяет упростить конструкцию оболочек. Оболочки больше не должны только сами поглощать воздействующие на них усилия. Вместо этого каркас помогает оболочкам поглощать и передавать усилия.

В соответствии с другим аспектом настоящего изобретения предлагается использовать каркас в качестве устройства придания жесткости для крыла самолета. В частности, предлагается использовать каркас в качестве устройства придания жесткости для кессона крыла самолета.

Каркас содержит опорные компоненты, которые могут быть изготовлены из различных материалов и которые могут иметь различные конфигурации. Форма поперечного сечения и материал опорных компонентов могут влиять на стойкость индивидуальных опорных компонентов к приложенному давлению или растяжению. На распределение усилий в каркасе может влиять конструкция каркаса, то есть взаимодействие между опорными компонентами. Следовательно, при проектировании каркаса необходимо учитывать соответствующие опорные компоненты.

Однако при этом может быть свободно выбран использованный материал, например упрочненный углеродным волокном пластик (CFK или GFK) или металл, или может быть свободно выбрана форма поперечного сечения использованных индивидуальных опорных компонентов, например круглое поперечное сечение или прямоугольное поперечное сечение. Единственными требованиями, которые необходимо принимать во внимание при выборе, являются вес и прочность. Опорная функция может быть обеспечена за счет (соответствующего) геометрического построения каркаса.

Легче произвести упрочнение крыла в каркасе, чем в оболочке. В отличие от оболочек, которые должны поглощать и передавать все усилия, оболочка крыла самолета, содержащего каркас, может иметь более простую конструкцию. Опорные лонжероны, нервюры или стрингеры для упрочнения оболочки могут быть выбраны для более легких нагрузок, или могут быть полностью исключены.

Более того, в соответствии с другим примерным вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается способ передачи усилия в кессоне крыла самолета. Прежде всего, каркас соединен с первой оболочкой, причем нагрузка может поглощаться при помощи первой оболочки. Поглощенная нагрузка может быть передана при помощи каркаса, соединенного с оболочкой.

Нагрузкой может быть любая произвольная сила, которая воздействует на крыло. Например, нагрузкой могут быть силы веса, центробежные силы или поперечные силы, причем указанные силы могут быть вызваны, например, порывом ветра или воздушным потоком.

В контексте настоящего изобретения термин "крыло" относится к любому типу крыла. В частности, этот термин относится к крылу самолета, причем термин "крыло самолета" следует понимать в его самом широком смысле. В частности, термин "крыло самолета" относится к аэродинамическим профилям, к горизонтальному хвостовому оперению и к вертикальному хвостовому оперению. Примером крыла самолета является конструкция вертикального хвостового оперения. Вертикальное хвостовое оперение содержит область передней кромки, несущий кессон крыла, оконечную коробку, а также поверхность управления, такую как руль направления.

В соответствии с еще одним примерным вариантом осуществления настоящего изобретения предлагается кессон крыла со второй оболочкой, причем вторая оболочка размещена с промежутком от первой оболочки.

Пространство и расстояние между первой оболочкой и второй оболочкой могут быть созданы, например, за счет U-образного профиля, с которым соединены первая и вторая оболочки. U-образный профиль может быть расположен между первой и второй оболочками, причем форма второй оболочки может соответствовать форме первой оболочки. Вторая оболочка может быть обернута первой оболочкой.

Однако форма второй оболочки также может соответствовать части формы первой оболочки. Вторая оболочка также может быть соединена с точками соединения или с узловыми точками каркаса.

За счет расстояния между первой и второй оболочками, две оболочки могут взаимно поддерживать друг друга, в результате чего улучшается прочность кессона крыла.

В соответствии с дополнительным примерным вариантом осуществления настоящего изобретения первая оболочка может выполнять функцию внешней оболочки. В этом случае вторая оболочка является внутренней оболочкой.

На внешнюю оболочку непосредственно воздействуют условия окружающей среды, такие как дождь и ветер. Внутренняя оболочка может быть защищена при помощи внешней оболочки, так как внутренняя оболочка закрыта внешней оболочкой. Следовательно, внутренняя оболочка может быть использована для придания жесткости.

Так как нагрузки давления на боковые поверхности вертикального хвостового оперения часто являются очень высокими только локально, например, в области основания крыла самолета, внутреннюю оболочку преимущественно используют только в выбранных областях, так что внутренняя оболочка идет только в выбранных частях относительно внешней оболочки. Так, обычно не требуется иметь конструкцию боковой поверхности с двойной оболочкой в области конца крыла, где изгибные нагрузки являются очень малыми.

В соответствии с еще одним примерным вариантом осуществления настоящего изобретения, каркас, который поддерживает кессон крыла, может быть соединен с областью днища. При этом усилие, поглощенное каркасом, может быть передано на область днища, а вертикальное хвостовое оперение может быть прикреплено к фюзеляжу самолета.

Поперечная сила, поглощенная боковыми оболочками и переданная по меньшей мере частично к каркасу (на каркас), может быть введена в область фюзеляжа самолета или в область днища фюзеляжа самолета. В зонах крепления каркаса к области фюзеляжа область фюзеляжа преимущественно спроектирована так, чтобы поглощать силы растяжения и силы давления. Указанным образом могут быть переданы весьма значительные силы. В сочетании с двустенными оболочками указанным образом могут быть спроектированы прочные крылья.

В соответствии с дополнительным аспектом настоящего изобретения передача нагрузки происходит по прямой линии к области днища, в частности к области фюзеляжа. Силы могут быть введены в область днища в виде сил давления или сил растяжения, за счет чего главным образом исключены срезающие усилия и моменты.

Каркас содержит стержневые элементы и соединительные элементы или узловые элементы. Стержневые элементы соединены друг с другом у соединительных элементов или у узловых элементов. В этом контексте любая ссылка на прямую линию означает, что усилия распространяются вдоль стержневых элементов. В частности, нет передачи моментов. Таким образом, область днища в первую очередь должна выдерживать силы давления и силы растяжения, за счет чего может быть упрощена конструкция самолета. Упрощение состоит в том, что необходимо упрочнять только выбранные зоны крепления области фюзеляжа.

В соответствии с дополнительным аспектом настоящего изобретения каркас может быть соединен по меньшей мере только с одной первой оболочкой. Следовательно, каркас не должен иметь контакт с областью днища. Таким образом, нагрузка, воздействующая на каркас, может быть передана при помощи каркаса по меньшей мере на одну первую оболочку. В свою очередь, по меньшей мере одна первая оболочка может быть соединена с областью днища фюзеляжа самолета. Таким образом, нагрузка может быть введена при помощи каркаса по меньшей мере в одну первую оболочку, и может быть передана к области фюзеляжа самолета при помощи по меньшей мере одной первой оболочки.

Вместо соединения по меньшей мере с одной первой оболочкой каркас может быть соединен с любой другой оболочкой крыла или с опорой оболочки. При такой схеме расположения один или несколько соединительных элементов в области днища преимущественно могут быть срезаны.

В соответствии с дополнительным аспектом настоящего изобретения каркас имеет трубчатую конструкцию. В трубчатой конструкции могут быть использованы тонкостенные трубки в качестве стержневых элементов, которые имеют меньший вес, но обеспечивают высокую прочность, в частности при большом диаметре трубки. Большой диаметр трубки позволяет получить малое отношение толщины к диаметру, а малое отношение толщины к диаметру, в свою очередь, за счет повышения допустимой нагрузки, позволяет повысить коэффициент использования материала.

Трубки преимущественно изготавливают из упрочненных волокном композиционных материалов или из металла. Использование легкого по весу материала с хорошей стойкостью к силам растяжения или к силам давления позволяет дополнительно уменьшить вес самолета.

Стержневые элементы каркаса для крыла самолета могут быть спроектированы для типичных нагрузок растяжения или нагрузок давления величиной от 20 до 30 тонн или от 15 до 50 тонн для каждого стержневого элемента. Такие нагрузки могут быть приложены к индивидуальным стержневым элементам при маневрах в полете.

Более того, соответствующие силы могут создаваться за счет порывов ветра, воздействующих на запаркованный самолет, в частности на вертикальное хвостовое оперение запаркованного самолета или на крыло самолета.

Различные дополнительные варианты осуществления настоящего изобретения описаны со ссылкой на опорную конструкцию. Эти решения применимы также к способу передачи усилий в кессоне крыла самолета.

Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на сопроводительные чертежи.

На фиг.1 показан вид в перспективе в разрезе крыла с опорной конструкцией в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения.

На фиг.2 показан дополнительный вид в перспективе в разрезе крыла с опорной конструкцией в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения.

На фиг.3 показан вид в перспективе в разрезе, соответствующий показанному на фиг.2, но без внутренней оболочки.

На фиг.4 показан вид сбоку в перспективе крыла с опорной конструкцией в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения.

На фиг.5 показан вид сбоку в перспективе, соответствующий показанному на фиг.4, но без внутренней оболочки.

На фиг.6 показан еще один вид в перспективе в разрезе крыла с опорной конструкцией в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения.

На фиг.7 показана частично вид спереди в разрезе вертикального хвостового оперения в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения.

На фиг.8 показана схема последовательности операций способа передачи силы в кессоне крыла.

На фиг.1 показано поперечное сечение крыла самолета, которое содержит каркас 7 в соответствии с примерным вариантом осуществления настоящего изобретения. На фиг.1 показана, в частности, задняя (со стороны наблюдателя) боковая поверхность 5 кессона крыла самолета. Форма и ориентация боковой поверхности 5 соответствуют боковой поверхности кессона крыла для вертикального хвостового оперения самолета.

Боковая поверхность 5 содержит заднюю (со стороны наблюдателя) внешнюю оболочку 1 и переднюю внутреннюю оболочку 2. Внешняя оболочка 1 и внутренняя оболочка 2 смещены друг от друга на расстояние s. Между внешней оболочкой 1 и внутренней оболочкой 2 расположены несколько распорок, компонентов каркаса или U-образных профилей 3, соответствующие перемычки или стержни которых имеют высоту s. Распорки 3 смешают внутреннюю оболочку 2 от внешней оболочки 1, причем указанные оболочки приклепаны к распоркам при помощи глухих заклепок (не показаны на фиг.1). Несмотря на то, что крепление при помощи глухих заклепок является особенно предпочтительным, внешняя оболочка 1 и внутренняя оболочка 2 могут быть прикреплены к распоркам и некоторым иным образом, например при помощи клеевого соединения.

Как это показано на фиг.1, внутренняя оболочка 2 не идет по полной высоте внешней оболочки 1. Вместо этого внутренняя оболочка 2 идет только на высоту h, где воздействие момента за счет воздушной нагрузки является особенно высоким, как это показано стрелкой М. Особенно существенные моменты приложены, в частности, к области основания, поблизости от фюзеляжного соединения 4 кессона крыла, причем достаточно разместить внутреннюю оболочку 2 только в этой области, которая может занимать, в зависимости от типа и размера самолета, от 10% до 50% всей длины крыла.

На фиг.1 перемычки или стержневые элементы 7 каркаса образованы из трубчатых элементов 8 с соединительными деталями 9. На фиг.1 показано, что, для дополнительной передачи силы или поглощения сил, точки (элементы) соединения или узловые точки (элементы) 10 предусмотрены на соответствующих распорках или профилях 3 каркаса. Трубчатые элементы 8 вместе с соединительными деталями 9 образуют опорную конструкцию 7, которая выполнена в виде каркаса. При помощи конструкции 7 моменты делятся на силы растяжения и силы давления вдоль стержней, и передаются к боковой поверхности вертикального хвостового оперения (не видна на фиг.1), противоположной боковой поверхности 5. Аналогично, часть сил поступает в соединительную область 4, в частности к фюзеляжу 6 самолета, в виде сил давления или сил растяжения.

Деление (распределение) момента или сил в вертикальном хвостовом оперении происходит не только за счет внешней оболочки 1 или компонентов 3 каркаса; вместо этого эти силы передаются при помощи всей опорной конструкции 7. Это позволяет за счет конструкции боковой поверхности 5 или компонентов 3 каркаса обеспечивать придание жесткости крылу или вертикальному хвостовому оперению, так что размеры могут быть уменьшены.

Так как большие моменты действуют в области основания фюзеляжного соединения 4 кессона крыла, стержневые элементы 8 или соединительные элементы 9 преимущественно выполняют так, чтобы иметь хорошие несущие характеристики в нижней области, то есть в области опорной конструкции 7 поблизости от фюзеляжа 6 самолета. Как внутренняя оболочка 2, так и внешняя оболочка 1 могут передавать усилия к фюзеляжу 6 при помощи кронштейна или уголка в районе кромки 4 фюзеляжа.

Стержневые элементы 8 также могут быть соединены с фюзеляжем 6 самолета для введения сил.

Как можно понять из рассмотрения фиг.1, за счет соединения стержневых элементов 8, точки соединения или узловые точки 10 образованы как на боковой поверхности 5, так и на противоположенной боковой поверхности. Эти точки на противоположной боковой поверхности расположены аналогично боковой поверхности 5 и позволяют поглощать силы, воздействующие в противоположном направлении. Стержневые элементы 8 совместно с соединительными элементами или узловыми элементами 10 образуют проволочную раму или пространственный каркас, который покрыт при помощи боковых поверхностей 5, в частности при помощи внутренней оболочки 2 или внешней оболочки 1.

Разность давлений нагрузки на две боковые поверхности 5 может быть вызвана, например, полетными маневрами самолета, только часть области фюзеляжа 6 которого показана на фиг.1. Для проведения маневров руль 11 направления перемещают как в плоскости чертежа, так и вне плоскости чертежа. Движением руля 11 направления управляют при помощи управляющих кронштейнов 12. За счет изменения положения руля направления 11 создаются силы давления или силы всасывания, воздействующие на вертикальное хвостовое оперение. За счет опорной конструкции 7 эти силы распределяются, причем кессоны крыла проектируют так, чтобы они были прочными. Опорная конструкция 7 не только повышает прочность, но и позволяет снизить вес крыла, в частности вес вертикального хвостового оперения самолета.

Опорная конструкция 7 может иметь низкое отношение толщины, за счет чего становится возможным передавать весьма значительные силы. Более того, при установке опорной конструкции в кессон крыла, имеет место соответствующая компенсация допусков за счет глубины, на которую вводят трубчатый элемент в соединительный элемент. За счет этого можно обеспечить ограничение эффективной длины изгиба стержневых элементов. Более того, можно исключить концентрацию напряжений.

В самолете типа Airbus 380 примеры возможных элементов 3 каркаса включают в себя ребра 1-7 кессона крыла SLW.

На фиг.2 показан дополнительный вид в перспективе в разрезе крыла с опорной конструкцией 7. Показано, что концевые точки трубок 8, которые также содержат соединительные элементы 9, образуют плоскость относительно внутренней оболочки 2 и внешней оболочки 1. За счет использования соответствующих соединительных элементов или узловых элементов 10 в этих соединительных точках или в узловых точках можно также крепить боковую поверхность 5, если она есть, к внутренней оболочке 2 и к внешней оболочке 1.

На фиг.3 показан вид в перспективе в разрезе, соответствующий показанному на фиг.2, но без внутренней оболочки. Можно видеть, что U-образные профили 3 идут поперек области на фиг.2, которая закрыта внутренней оболочкой 2.

На фиг.4-6 показаны дополнительные виды в перспективе в разрезе крыла, а в частности вертикального хвостового оперения. Показана конструкция вертикального хвостового оперения и поверхности управления или руля направления. Показано, как руль 11 направления связан с вертикальным хвостовым оперением при помощи кронштейнов 12 управления. За счет руля 11 направления создается дополнительный вес, который должна нести опорная конструкция 7, внутренняя оболочка 2 и внешняя оболочка 1, а также кронштейн 4 (вероятно, должно быть "12" - Прим. переводчика).

На фиг.7 схематично показан вид спереди в разрезе вертикального хвостового оперения самолета. Две боковые поверхности 5 создают вертикальное хвостовое оперение с плоской конструкцией, которая находится в плоскости чертежа. Две боковые поверхности 5 образуют первую оболочку вокруг каркаса 7. При перемещении самолета из плоскости чертежа воздух может протекать мимо боковых поверхностей 5. На фиг.7 показаны две боковые поверхности 5, которые образуют внешнюю оболочку 1. В точках соединения или в узловых точках 10 боковые поверхности 5 соединены с каркасом 7. Таким образом, точки соединения или узловые точки 10 определяют форму вертикального хвостового оперения. Каркас 7 покрыт двумя боковыми поверхностями 5, так что каркас 7 может быть использован как рама для боковых поверхностей 5. Каркас 7 поддерживает боковые поверхности 5.

На фиг.7 показаны две индивидуальные боковые поверхности 5, которые расположены по сторонам каркаса 7. Однако внешняя оболочка 1 также может быть сконструирована как непрерывный элемент, в котором верхняя область вертикального хвостового оперения, показанная на фиг.7 открытой, может быть закрыта и также покрыта внешней оболочкой 1.

Между двумя поверхностями 5 образовано главным образом полое пространство, которое содержит каркас 7. Поэтому сконструированное вертикальное хвостовое оперение может иметь малый вес. Силы, которые воздействуют на боковые поверхности 5 в направлении полого пространства, передаются к фюзеляжу 6 самолета при помощи каркаса 7, расположенного внутри вертикального хвостового оперения, по прямой линии. Для того, чтобы ввести силы, переданные от боковых поверхностей 5, при помощи каркаса 7 к фюзеляжу самолета, боковые поверхности 5 и/или каркас 7 соединены с фюзеляжем 6 самолета. Соединением может быть, например, болтовое соединение (не показано на фиг.7), причем каркас 7 соединен с областью 6 днища или только с боковой поверхностью 5, В первом случае сила вводится при помощи каркаса 7 непосредственно в область (6) днища фюзеляжа самолета, в то время как во втором случае сила передается при помощи каркаса 7 к боковой поверхности 5, а затем при помощи боковой поверхности 5 к области (6) днища или к фюзеляжу 6.

На фиг.8 показаны операции S0-S6 способа передачи сил к кессону крыла самолета. При осуществлении способа от операции S0 ожидания в операции S1 каркас соединяют с первой оболочкой, которая главным образом охватывает каркас. В дополнение к первой оболочке может быть предусмотрена вторая оболочка, смещенная от первой оболочки. Установку внутренней оболочки производят в операции S2. Форма второй оболочки в целом может соответствовать форме первой оболочки.

В операции S3 каркас соединяют с областью фюзеляжа самолета, так что нагрузка, которая приложена к первой оболочке, может быть передана к области фюзеляжа самолета при помощи каркаса. Поглощение нагрузки первой оболочкой происходит в операции S4. Нагрузка на второй оболочке может быть вызвана нагрузкой на первой оболочке, например, если первая оболочка и вторая оболочка соединены друг с другом.

Ранее завершения способа в операции S6, нагрузка, которая была поглощена оболочками и была распределена при помощи каркаса, в операции S5, вводится по прямой линии в область фюзеляжа. В области фюзеляжа опоры, предназначенные для поглощения или передачи нагрузок давления и нагрузок растяжения, могут поглощать и передавать силы.

1. Кессон крыла самолета, который содержит:
по меньшей мере одну первую оболочку (1);
каркас (7);
область фюзеляжа (6);
причем каркас (7) соединен по меньшей мере с одной первой оболочкой (1) так, что нагрузка, воздействующая на первую оболочку (1), передается при помощи каркаса (7);
причем по меньшей мере одна оболочка (1) соединена с областью (6) фюзеляжа; и
при этом нагрузка передается к области (6) фюзеляжа при помощи по меньшей мере одной первой оболочки (1).

2. Кессон крыла по п.1, который дополнительно содержит:
вторую оболочку (2);
причем вторая оболочка (2) размещена с промежутком от первой оболочки (1).

3. Кессон крыла по п.2, в котором по меньшей мере одна первая оболочка (1) представляет собой внешнюю оболочку (1).

4. Кессон крыла по п.1, в котором каркас (7) имеет трубчатую конструкцию.

5. Применение каркаса в качестве устройства придания жесткости для кессона крыла самолета, причем каркас (7) соединен по меньшей мере с одной первой оболочкой (1) так, что нагрузка, воздействующая на первую оболочку (1), передается при помощи каркаса (7);
причем по меньшей мере одна оболочка (1) соединена с областью (6) фюзеляжа; и
при этом нагрузка передается к области (6) фюзеляжа при помощи по меньшей мере одной первой оболочки (1).

6. Способ передачи усилий в кессоне крыла самолета, который включает в себя следующие операции:
соединение каркаса по меньшей мере с одной первой оболочкой;
соединение по меньшей мере одной первой оболочки с областью фюзеляжа;
поглощение нагрузки по меньшей мере от одной первой оболочки;
передача нагрузки с использованием каркаса;
передача нагрузки к области фюзеляжа при помощи по меньшей мере одной первой оболочки.

7. Способ по п.6, который дополнительно предусматривает использование второй оболочки, расположенной на расстоянии от, по меньшей мере, одной первой оболочки.

8. Способ по п.7, в котором по меньшей мере одна первая оболочка представляет собой внешнюю оболочку.

9. Способ по п.6, в котором в качестве каркаса используют трубчатую конструкцию.



 

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 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.

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, передний и задний лонжероны и нервюры, делящие внутреннее пространство кессона на отсеки. Стрингеры размещены с внешней стороны обшивки, имеют П-образное сечение с вынесенной наружу полкой и установлены с изоляционным зазором, выполненным с возможностью предотвращения передачи деформаций между стрингерами и проникновения между ними повреждающих обшивку предметов. Снаружи по полкам стрингеры покрыты слоем КМ, образующим дополнительную тонкостенную внешнюю обшивку. Стрингеры выполнены сборными из полок и стенок. Стенки состоят из отдельных тонкостенных стоек, выполненных с возможностью потери устойчивости от действия поперечных нагрузок, возникающих при опасных для конструкции ударах, и с возможностью их демонтажа через зазоры между полками стрингеров. Достигается снижение вероятности повреждения обшивки панелей под воздействием ударных эксплуатационных нагрузок, высокая весовая эффективность конструкции, выявление ударных повреждений, упрощение конструктивного обеспечения герметичности кессона, упрощение ремонтных работ. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх