Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета

Авторы патента:


Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета
Устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже самолета

 


Владельцы патента RU 2415774:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления органа подъемной силы на фюзеляже самолета. Устройство крепления содержит упругие шарниры (1), жесткость которых при поступательном движении и при вращении определяется в осевом (X), вертикальном (Z) и поперечном (Y) направлениях, причем упругие шарниры являются пластинчатыми шарнирами. Технический результат заключается в упрощении соединения между фюзеляжем и несущей поверхностью самолета. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение относится к соединению между, по меньшей мере, одним органом создания подъемной силы и фюзеляжем самолета. Под органом создания подъемной силы следует понимать несущую поверхность, такую как крыло или горизонтальное оперение самолета. В частности, изобретение относится к устройству крепления такого органа создания подъемной силы на конструкции фюзеляжа самолета.

Во время полета на самолет действуют различные аэродинамические напряжения, отражающиеся как на крыльях, так и на фюзеляже, а также на соединении между этими двумя элементами. Например, во время полета крыло стремится прогнуться под действием вертикальной нагрузки, что приводит к сжатию боковых стенок фюзеляжа. Точно так же на крыло действуют силы сжатия и растяжения, которые приводят к удлинению нижней поверхности и к укорачиванию верхней поверхности упомянутого крыла и к аналогичной деформации центрального кессона крыла, находящегося в нижней части фюзеляжа. Соединение между крылом и фюзеляжем самолета должно также выдерживать усилия, связанные с поворотом крыла, с боковой нагрузкой двигателя во время поворота крыла, с силами, возникающими в результате момента изгиба крыла, аэродинамической нагрузки и усилий сдвига крыла. Точно так же соединение между крылом и фюзеляжем должно выдерживать деформации, связанные с давлением и сжатием боковых стенок фюзеляжа, деформирующими весь объем фюзеляжа.

В настоящее время известны различные устройства крепления, позволяющие соединить крыло с фюзеляжем с учетом механических напряжений и условий производства самолета.

Например, в случае крыла, расположенного в нижней части центрального участка фюзеляжа, как известно, используют соединение типа крестовины и Т-образного элемента соединения. Для этого центральный кессон крыла устанавливают в фюзеляж в его внутренний объем, затем каждую половину крыла подводят сбоку и крепят на правой или левой стенках центрального кессона крыла. Горизонтальная крестовина позволяет соединить панели верхней поверхности центрального кессона и крыла, тогда как горизонтальный Т-образный элемент позволяет соединить панели нижней поверхности центрального кессона и крыла. В основном фюзеляж соединяют с центральным кессоном крыла при помощи горизонтальной крестовины и шпангоутов. Такое устройство крепления значительно усложняет изготовление фюзеляжа, в частности в его центральной части. Действительно, необходимо адаптировать конструкцию фюзеляжа, чтобы упомянутый фюзеляж был совместимым с перемещениями между фюзеляжем и крылом во время некоторых маневров. Кроме того, крепление половин крыла является очень сложным и требует использований многочисленных крепежных элементов для соединения всех панелей нижней и верхней поверхностей между собой.

Известно также крепление крыла в верхней части фюзеляжа при помощи соединения типа «проушин». Такое крыло выполняют в виде единой детали, чтобы после завершения изготовления его можно было установить в верхней части изготовленного фюзеляжа. Масса такого соединения не является оптимальной по двум основным причинам: локализация передачи нагрузок и большое число деталей. Кроме того, такое устройство практически невозможно применять, не увеличивая массу самолета, содержащего нижнее стреловидное крыло, при котором в некоторых случаях полета, влияющих на конструкцию, происходит концентрация усилий на заднем лонжероне крыла.

Известно также использование соединений при помощи стяжных болтов. Однако такие соединения не являются удовлетворительными, так как не обеспечивают оптимальной передачи торсионных усилий на фюзеляж.

Задачей настоящего изобретения является реализация соединения между фюзеляжем и несущей поверхностью самолета, которое является более простым по сравнению с используемыми в настоящее время соединениями, чтобы облегчить сборку фюзеляжа и упомянутой несущей поверхности. Соединение в соответствии с настоящим изобретением является более быстрым и более простым по сравнению с известными техническими решениями, что позволяет, в частности, снизить затраты по изготовлению самолета.

Для этого согласно изобретению несущую поверхность крепят к корпусу фюзеляжа при помощи креплений, механически гибких в направлении Y, но жестких в направлениях Х и Z. Под направлениями Х, Y и Z следует понимать направления в системе координат самолета, где Х является продольной осью фюзеляжа самолета, Y является поперечной осью, и Z - вертикальной осью. В частности, используют упругие шарниры, такие как шарниры, выпускаемые компанией HUTCHINSON, специально предназначенные для соединения крыла с фюзеляжем самолета, поскольку получаемое соединение должно выдерживать движения колебания и вращения небольших амплитуд. Классически, упругое соединение состоит из двух концентричных труб, между которыми вставляют кольцо из предварительно сжатого эластомера. Предпочтительно, параметры упругих соединений можно определять таким образом, чтобы адаптировать жесткость во вращении и в поступательном движении к механическим характеристикам, которые необходимо придать соединению, в частности, путем изменения толщины слоя эластомера и/или добавления промежуточных пластин между концентричными трубами. Добавление пластин в упругое шарнирное соединение позволяет также снизить степень работы эластомера под действием сильных радиальных нагрузок. Например, упругие соединения можно располагать таким образом, чтобы продольная ось упомянутых соединений находилась на оси Y, в результате чего поступательные движения происходят вдоль оси Y. Предпочтительно, используют упругие шарниры пластинчатого типа, то есть содержащие, по меньшей мере, одну промежуточную пластину в массе эластомера, что повышает жесткость шарнира в плоскости XZ, чтобы ограничить любое перемещение в радиальной плоскости, сохраняя по существу такую же гибкость при кручении. Таким образом, в случае соединения между крылом и фюзеляжем параметры креплений или упругих шарниров определяют таким образом, чтобы получить лишь небольшое вращение по оси Х и еще меньшее вращение по оси Z. Таким образом, крыло может прогибаться, что обеспечивает сближение креплений по оси Y и независимость движений между крылом и корпусом фюзеляжа. При использовании устройства крепления в соответствии с настоящим изобретением крыло предпочтительно можно выполнять в виде единой детали независимо от того, будет ли оно закреплено в верхней части или в нижней части фюзеляжа. Под выполнением в виде единой детали следует понимать то, что половины крыла крепят на центральном кессоне крыла перед креплением всего узла на фюзеляже. В случае соединения между фюзеляжем и вертикальным оперением параметры упругих соединений определяют таким образом, чтобы обеспечивать вращение вокруг оси Y и ограничивать вращение вокруг осей Х и Z. Кроме того, благодаря упругости креплений сборка является более простой и с более значительными допусками, что способствует увеличению срока службы самолета.

Таким образом, объектом настоящего изобретения является самолет, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одно устройство крепления органа создания подъемной силы на фюзеляже, содержащее упругие шарниры, параметры жесткости которых в поступательном движении и во вращении можно определять в осевом, радиальном и поперечном направлениях.

Согласно примерам выполнения изобретения можно предусмотреть все или часть следующих дополнительных отличительных признаков:

- упругие шарниры являются пластинчатыми шарнирами;

- направление шарниров определяют таким образом, чтобы продольная ось упомянутых шарниров располагалась поперечно по отношению к продольной оси самолета;

- органом создания подъемной силы является крыло самолета;

- упругие шарниры соединяют правую и левую боковые стенки фюзеляжа соответственно с правой и левой половиной крыла;

- крыло установлено в нижнем положении на фюзеляже;

- упругие шарниры соединяют центральную продольную балку фюзеляжа с центральным кессоном крыла;

- крыло установлено в верхнем положении на фюзеляже;

- крыло выполнено моноблочным, то есть половины крыла и центральный кессон крыла выполняют в виде единой детали до крепления на фюзеляже;

- органом создания подъемной силы является горизонтальное оперение упомянутого самолета.

Настоящее изобретение будет более очевидно из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые представлены в качестве не ограничительных примеров и на которых:

фиг. 1 - изометрический вид пластинчатого упругого шарнира, который можно использовать в устройстве крепления в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 2 - изометрический вид центральной секции фюзеляжа с крылом в нижнем положении.

Фиг. 3 и 4 - первый пример крепления в соответствии с настоящим изобретением между крылом и центральной секцией фюзеляжа.

Фиг. 5 - второй пример крепления в соответствии с настоящим изобретением между крылом и центральной секцией фюзеляжа.

Фиг. 6 и 7 - увеличенный вид упругого шарнира на уровне соединения между крылом и фюзеляжем самолета в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 1 показан пример упругого соединения 1, которое можно использовать в устройстве крепления в соответствии с настоящим изобретением.

Упругое соединение 1 содержит наружное кольцо 2, внутреннее кольцо 3 и пластину 4, вставленную между двумя кольцами 2, 3, образуя три концентричные трубы. Первый слой 5 эластомера находится между наружным кольцом 2 и пластиной 4, второй слой 6 эластомера находится между промежуточной пластиной 4 и внутренним кольцом 3. Разумеется, в зависимости от потребностей можно использовать упругий шарнир 1, не содержащий пластины 4 или содержащий несколько пластин 4, вставленных между наружным кольцом 2 и внутренним кольцом 3.

Предпочтительно, как показано на фиг. 6 и 7, шарнирные соединения 1 устанавливают в устройстве крепления таким образом, чтобы продольная ось А упругого шарнира 1 была направлена вдоль оси Y системы координат самолета, чтобы полученное шарнирное соединение между органом создания подъемной силы и фюзеляжем могло допускать небольшое поступательное движение по оси Y, небольшое вращение вокруг Х и было по существу неподвижным по оси Z (фиг.7).

На фиг. 2 показан участок 8 фюзеляжа на уровне соединения с крылом 9, при этом упомянутое крыло закреплено в нижней части участка 8 фюзеляжа. Крыло 9 содержит две половины 10 и 11 крыла и центральный кессон 12 (показан на фиг. 3 и 4). Как будет подробнее показано ниже, в случае крепления на участке 8 при помощи устройства крепления в соответствии с настоящим изобретением крыло 9 может быть выполнено в виде единой детали еще до своего крепления на участке 8.

Для упрощения чертежа на фиг. 3 и 4 половины 10 и 11 крыла не показаны. На фиг. 3 показан вид сбоку центральной секции 8 фюзеляжа и центрального кессона 12 крыла, а на фиг. 4 показан вид снизу.

Предпочтительно, полностью изготавливают крыло 9, то есть половины 10 и 11 крыла крепят на боковых стенках центрального кессона 12 крыла до установки центральной секции 8 фюзеляжа на упомянутое крыло 9, чтобы разместить центральный кессон 12 крыла в гнезде 13, выполненном в нижней части центральной секции 8 фюзеляжа. После этого верхний боковой бортик 14 центрального кессона 12 крыла крепят на соответствующей боковой стенке 15 центральной секции 8 фюзеляжа при помощи множества упругих шарниров 1. Упругие шарниры 1 располагают в виде одного продольного ряда, при этом каждый упругий шарнир располагают таким образом, чтобы его продольная ось имела поперечное направление относительно продольной оси фюзеляжа. Разумеется, можно предусмотреть несколько продольных рядов упругих шарниров 1, расположенных один под другим. Точно так же ряд упругих шарниров 1 может быть непрерывным, то есть упругие шарниры равномерно располагают по всей длине верхней боковой стенки 14 центрального кессона 12 крыла (фиг.3 и 4). Под длиной следует понимать размер центрального кессона 12 крыла в направлении, параллельном продольной оси фюзеляжа. Ряд упругих шарниров 1 может быть также прерывистым, как показано на фиг. 5. В этом втором примере выполнения упругие шарниры 1 сконцентрированы в передней и задней частях верхнего бокового бортика 14 центрального кессона 12 крыла. Переднюю и заднюю части следует рассматривать относительно направления движения самолета. Таким образом, уменьшают общее число упругих шарниров 1, что позволяет уменьшить общую массу устройства крепления, концентрируя упомянутые упругие шарниры 1 на уровне работающих зон соединения крыло/фюзеляж.

После крепления верхнего бокового бортика 14 центрального кессона 12 крыла на боковой стенке 15 фюзеляжа 8 нижнюю балку 16 подводят под центральный кессон 12 крыла таким образом, чтобы закрыть гнездо 13. Нижняя балка 16 является продольной балкой, направленной параллельно продольной оси фюзеляжа 8. Нижний боковой бортик 17 центрального кессона 12 крыла крепят на центральной нижней балке 16 при помощи двух упругих шарниров 1. Разумеется, можно использовать большее число упругих соединений 1. Восприятие усилий крыла на уровне фюзеляжа происходит через три зоны передачи усилий, две из которых находятся на боковых стенках фюзеляжа 8, а последняя находится на уровне нижней центральной балки 16.

В другом примере выполнения гнездо 13 не закрывают центральной балкой 16. Точно так же в случае, когда крыло 9 устанавливают в верхней части центральной секции 8 фюзеляжа, нет необходимости закрывать гнездо 13 центральной балкой 16.

Использование упругих шарниров 1 в устройствах крепления в соответствии с настоящим изобретением позволяет выполнять крыло 9 в виде единой детали, чтобы крепить его на фюзеляже 8 в ходе одной операции. Разумеется, можно также предусмотреть три этапа, то есть устанавливать центральный кессон 12 крыла на фюзеляже 8 до крепления каждой из двух половин 10, 11 крыла. Кроме того, гибкость упругих шарниров 1 за счет наличия слоя 5, 6 эластомера позволяет предусмотреть монтажные допуски, позволяющие компенсировать возможное небольшое смещение между стенкой 15 фюзеляжа 8 и крылом 9.

Упругие шарниры 1 устройства крепления в соответствии с настоящим изобретением позволяют сделать гиперстатическую систему изостатической.

В рамках соединения крыла эти упругие шарниры 1 обеспечивают совместимость изогнутых линий между фюзеляжем 8 и половинами 10, 11 крыла и одновременно простую сборку с допусками при позиционировании. Эти упругие шарниры 1 могут также выполнять функцию фильтрования высокочастотных вибраций между фюзеляжем и крылом, появляющихся, в частности, в результате вибраций двигателя, систем и шасси.

Как показано на фиг. 6 и 7, упругое соединение 1 направлено поперечно таким образом, чтобы продольная ось упругого соединения 1 располагалась по оси Y системы координат самолета, чтобы получить незначительную жесткость по Y и большую жесткость по Х и Z, что обеспечивает небольшое поступательное движение по Y порядка 10 мм и небольшое вращение вокруг Х порядка 1°.

Разумеется, значения жесткости во вращении и в поступательном движении можно адаптировать в осевом, радиальном и поперечном направлениях в зависимости от назначения устройства крепления. Число и размер упругих шарниров 1 предпочтительно зависят от нагрузок, которые должны проходить через эти шарниры и которые могут меняться от одного крыла к другому или от одного горизонтального оперения к другому. В частности, в случае горизонтальных оперений, поскольку вращение вокруг Y должно быть возможным, а вокруг Х - нулевым, параметры жесткости в поступательном движении и во вращении определяют по-разному. Специалист может легко производить такие адаптации.

1. Самолет, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одно устройство крепления органа (9) создания подъемной силы на фюзеляже (8), содержащее упругие шарниры (1), жесткость которых при поступательном движении и при вращении определяется в осевом (X), вертикальном (Z) и поперечном (Y) направлениях, причем упругие шарниры являются пластинчатыми шарнирами.

2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что шарниры ориентированы таким образом, что продольная ось (А) упомянутых шарниров проходит поперечно по отношению к продольной оси (X) самолета.

3. Самолет по п.1, отличающийся тем, что органом создания подъемной силы является крыло (9).

4. Самолет по п.3, отличающийся тем, что упругие шарниры соединяют правую и левую боковые стенки фюзеляжа соответственно с правой и левой половинами (10, 11) крыла.

5. Самолет по п.3 или 4, отличающийся тем, что крыло установлено в нижнем положении на фюзеляже.

6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что упругие шарниры соединяют центральную продольную балку (16) фюзеляжа с центральным кессоном крыла.

7. Самолет по п.3 или 4, отличающийся тем, что крыло установлено в верхнем положении на фюзеляже.

8. Самолет по п.3, отличающийся тем, что крыло выполнено моноблочным.

9. Самолет по п.1, отличающийся тем, что органом создания подъемной силы является горизонтальное оперение упомянутого самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системе (1) крепления хвостового оперения (2) к поверхности (3) крепления летательного аппарата. .

Самолет // 2407673
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединению, обеспечивающему крепление лонжерона вертикального оперения к фюзеляжу летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к устройству и способу асимметричного скрепления накладками, которые используются при создании конструкций, подвергаемых сильным нагрузкам, в частности, в авиационной промышленности.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к устройствам соединения панелей крыла и центроплана фюзеляжа самолета

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к соединительному элементу для соединения конструктивных компонентов и касается центрального и бокового кессона крыла воздушного судна

Изобретение относится к области самолетостроения и касается соединения крыла с фюзеляжем в схеме «высокоплан»

Изобретение относится к области строительства летательных аппаратов

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к сборке конструкций и агрегатов самолета, и касается крепления стабилизатора к фюзеляжу самолета

Изобретение относится к конструктивным металлическим элементам, принадлежащим кессону центроплана самолета, в особенности к конструкции и способу изготовления и сборки такого элемента

Изобретение относится к авиационной технике и касается крыльев летательных аппаратов и узлов крепления их консолей

Изобретение относится к элементу конструкции крыло-фюзеляж для соединения двух крыльев и секции фюзеляжа на самолете
Наверх