Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости



Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости

 


Владельцы патента RU 2433064:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (С.А.С.) (FR)

Изобретение относится к области авиационных конструкций, содержащих панели повышенной прочности. Конструкция самолета содержит первую панель и вторую панель повышенной жесткости, включающие в себя обшивку и элементы жесткости, расположенные вдоль продольной оси панелей и заканчивающиеся вблизи их концов. Элемент жесткости имеет основания, жестко установленные на одной стороне обшивки указанных панелей, называемой внутренней стороной. Первая панель и вторая панель соединены так, что их концы находятся близко друг к другу и образуют линию стыка. Элемент жесткости первой панели расположен напротив элемента жесткости второй панели на одной прямой в направлении, параллельном продольным осям панелей. Первую и вторую панели частично перекрывает накладка, одна из сторон которой соединена с первой панелью, а другая сторона - со второй панелью. Накладка частично перекрывает основания элемента жесткости первой панели и основания элемента жесткости второй панели. Конструкция содержит прокладку, проходящую вдоль продольных осей панелей на расстоянии, равном расстоянию, перекрываемому накладкой вдоль продольных осей по обе стороны от линии стыка панелей. Прокладка связана с основаниями элемента жесткости и образует непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки. Достигается упрощение конструкции фюзеляжа самолета. 11 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

Изобретение относится к области конструкций, содержащих панели повышенной жесткости. Такие панели в основном содержат тонкую обшивку, конструктивную прочность которых обеспечивают при помощи элементов, устанавливаемых на обшивке.

В частности, изобретение относится к конструкции, в которой панели повышенной жесткости, например панели, используемые для выполнения фюзеляжа летательного аппарата, соединяют без соблюдения неразрывности элементов жесткости на стыке указанных панелей.

Как в описании известных технических решений, связанных с соединением панелей повышенной жесткости, так и в описании примера осуществления настоящего изобретения, соединение панелей повышенной жесткости относится к фюзеляжу самолета.

Типичным фюзеляжем самолета является так называемая «балочная» конструкция, в частности, предпочтительная в силу своей легкости, что в авиации является важной характеристикой. На обычных самолетах фюзеляж имеет, по существу, постоянное сечение на части своей длины, которое придает фюзеляжу хорошо известную общую цилиндрическую форму.

Из соображений промышленного производства и логистики такой фюзеляж часто выполняют из нескольких цилиндрических секций или из нескольких панелей секций в зависимости от типа сборки, предусмотренного промышленным процессом. Если фюзеляж выполняют из нескольких секций, каждая секция может, в свою очередь, содержать несколько панелей.

Чтобы получить жесткую, но легкую конструкцию, как правило, балочные конструкции содержат обшивку относительно небольшой толщины, находящуюся на внутренней стенке цилиндра. Это покрытие называют также оболочкой. Балочные конструкции содержат также конструктивные элементы, закрепленные на указанной обшивке, обеспечивающие одновременно прочность и устойчивость конструкции. В конструкции фюзеляжа самолета конструктивные элементы, в основном ориентированные в направлении образующих цилиндра фюзеляжа, называют элементами жесткости. Конструктивные элементы, находящиеся в плоскости, по существу, перпендикулярной к указанным образующим, называют шпангоутами.

Из соображений аэродинамики элементы жесткости и шпангоуты обычно располагают внутри фюзеляжа, то есть крепят на обшивке, которая, в свою очередь, расположена на внутренней стенке секций фюзеляжа.

Когда панели собирают для получения секции или фюзеляжа, эти панели, как правило, оборудуют элементами жесткости. В этом случае элементы жесткости заканчиваются на краях панели, расположенных со стороны концов элементов жесткости, и условно эти края панели называют также концами панели. Панели, образованные обшивкой и элементами жесткости, называют панелями повышенной жесткости.

Во время сборки секций или панелей с целью образования фюзеляжа необходимо, чтобы усилия в обшивке и в элементах жесткости, в частности усилия растяжения, сжатия и/или кручения, передавались от одной секции к другой или от одной панели к другой.

Чтобы обеспечить передачу этих усилий, одним из решений является обеспечение непрерывности обшивки и непрерывности элементов жесткости на стыке панелей. Этой непрерывности достигают за счет установки соединительных деталей, с одной стороны - между панелями, а с другой стороны - между элементами жесткости. Указанные соединительные детали выполняют таким образом, чтобы собранная конструкция сохраняла постоянное поперечное сечение и постоянный момент инерции по всей своей длине.

Согласно распространенному методу, на обшивке двух панелей крепят пластину, которая повторяет кривизну панелей и частично перекрывает две состыкованные панели. Если сборку фюзеляжа осуществляют секциями, эта пластина, называемая накладкой, проходит по всему периметру или по части периметра фюзеляжа в зоне стыка.

Для соединения в зоне стыка двух находящихся друг против друга элементов жесткости между ними крепят специальную накладку, как правило, имеющую сечение, подобное сечению соответствующих элементов жесткости в данном соединении, и перекрывающую каждый элемент жесткости на длине, достаточной для эффективной передачи усилий от одного элемента жесткости к другому.

Одной из трудностей, связанных с таким типом соединения, является плохое выравнивание элементов жесткости, которые необходимо соединить на уровне стыка.

Неизбежный разброс размеров элементов жесткости и их положения на обшивке, связанный с процессами изготовления и сборки панелей, не позволяет обеспечить строгую линейность между двумя соединяемыми панелями или двумя соединяемыми секциями.

Согласно одному из известных решений элементы жесткости крепят на обшивке не по всей длине. На концах указанных элементов жесткости, предназначенных для соединения накладкой, оставляют достаточную свободную длину. После позиционирования предназначенных для соединения панелей можно деформировать элементы жесткости в пределах их упругости, чтобы выровнять перед завершением их соединения с панелями и с накладкой.

Это решение требует специальных операций соединения и невыполнимо в ситуациях, когда элементы жесткости крепят по всей их длине, как, например, в случае крепления элементов жесткости при помощи сварки или клея, в частности в конструкциях, выполненных из композиционных материалов.

В этих случаях необходимо выполнять панели с очень незначительными размерными допусками. Это решение неприемлемо для большеразмерных конструкций и в любом случае является очень дорогим. Дефекты линейности можно также корректировать при помощи клиньев. Установка этих клиньев является сложной и долгой и при применении полимеризующегося клея требует времени выдержки, которое сказывается на общих сроках сборки.

Кроме того, некоторые формы элементов жесткости, используемых, в частности, в конструкциях из композиционных материалов, имеют замкнутое сечение, поэтому после соединения с панелью доступ внутрь элемента жесткости становится невозможным. Как правило, это относится к элементам жесткости, содержащим два основания и корпус, соединяющий эти два основания. Эти элементы жесткости называют Ω-образными элементами жесткости из-за их сечения, имеющего характерную форму заглавной буквы омега.

При невозможности осмотра этих элементов жесткости изнутри не рекомендуется использовать крепления, расположенные внутри таких элементов жесткости.

Кроме того, в некоторых случаях соединение осуществляют при наличии усиленного шпангоута. В этих случаях, чтобы обеспечить прохождение накладок от одного конца элемента жесткости к другому, необходимо в усиленном шпангоуте выполнить отверстия. Эти отверстия снижают прочность усиленного шпангоута. Кроме того, присутствие шпангоута существенно повышает сложность операций соединения накладок и операций сборки секций.

Задача изобретения состоит в устранении вышеуказанных недостатков. Изобретение должно обеспечить простое и быстрое изготовление и установку конструкций, таких как фюзеляж самолета с прерывающимися элементами жесткости. Изобретение должно также обеспечивать эффективную передачу усилий, несмотря на прерывание элементов жесткости.

Кроме того, изобретение должно помочь избежать креплений вслепую, то есть креплений, расположенных внутри элементов жесткости с замкнутым сечением, таких как Ω-образные элементы жесткости. Изобретение направлено также на создание соединений, не требующих выполнения отверстий в шпангоуте.

Для решений этих задач предложено использовать прокладку. Прокладка предназначена для передачи усилий вниз от элемента жесткости на оболочку или обшивку панели. Для обеспечения постепенной передачи усилий прерывание элементов жесткости является постепенным. Таким образом, эта прокладка разгружает элемент жесткости так, чтобы практически не оставалось напряжений в элементе жесткости на уровне его прерывания и чтобы для передачи усилий от одной панели на другую хватало только накладки.

Изобретением также решена задача снижения «степени жесткости» за счет постепенности прерывания элементов жесткости. Согласно изобретению в зоне соединения основания элементов жесткости расширяются. Это позволяет компенсировать нарушение линейности и обеспечить достаточное количество материала между креплениями и краями деталей для эффективной передачи усилий.

Изобретение допускает множество вариантов осуществления, в частности выполнения прокладки. Прокладка может представлять собой дополнительную деталь, закрепляемую при помощи клея над обшивкой или при помощи накладки над обшивкой или вставляемой под обшивку панели. Согласно другому варианту функцию прокладки может выполнять утолщение обшивки под элементами жесткости, или прокладка может быть встроена в обечайку. Можно также расширить основания элемента жесткости таким образом, чтобы они соприкасались и выполняли роль прокладки, а в некоторых случаях даже исключить прокладку при выполнении накладки прямой или зубчатой.

Таким образом, объектом изобретения является конструкция самолета, содержащая первую панель повышенной жесткости, включающую в себя обшивку и по меньшей мере один элемент жесткости, расположенный вдоль продольной оси первой панели и заканчивающийся вблизи конца этой панели, при этом элемент жесткости первой панели имеет по меньшей мере два основания, жестко установленные на одной стороне обшивки указанной панели, называемой внутренней стороной; по меньшей мере одну вторую панель повышенной жесткости, включающую в себя обшивку и по меньшей мере один элемент жесткости, расположенный вдоль продольной оси второй панели и заканчивающийся вблизи конца этой панели, при этом элемент жесткости второй панели имеет по меньшей мере два основания, жестко установленные на одной стороне обшивки указанной панели, называемой внутренней стороной; при этом первая панель и вторая панель соединены так, что их концы находятся близко друг к другу и образуют линию стыка, элемент жесткости первой панели расположен напротив элемента жесткости второй панели на одной прямой в направлении, по существу, параллельном продольным осям панелей, а первую и вторую панели частично перекрывает накладка, одна из сторон которой соединена с первой панелью, а другая сторона - со второй панелью. Согласно изобретению накладка частично перекрывает по меньшей мере два основания элемента жесткости первой панели и по меньшей мере два основания элемента жесткости второй панели, при этом указанная конструкция содержит по меньшей мере одну прокладку, проходящую вдоль продольных осей панелей на расстояние, по меньшей мере равное расстоянию, перекрываемому накладкой вдоль продольных осей по обе стороны от линии стыка указанных панелей, причем указанная прокладка, связанная с основаниями элемента жесткости, образует непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки.

Изобретение будет более понятно из дальнейшего описания неограничивающего примера его осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг.1 показан самолет с выделением в отдельные увеличенные виды элементов конструкции, содержащих панели повышенной жесткости;

на фиг.2А и 2В показано поперечное сечение панелей с двумя примерами выполнения Ω-образных элементов жесткости;

на фиг.3 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно первому варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг.4 показаны два находящиеся рядом элемента жесткости, расположенные на лапке прокладки, согласно этому первому варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;

на фиг.5 показана зона соединения панелей между двумя элементами жесткости согласно этому первому варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;

на фиг.6 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно второму варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг.7 показаны два элемента жесткости согласно этому второму варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;

на фиг.8 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно третьему варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг.9 показаны два элемента жесткости согласно этому третьему варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;

на фиг.10 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно четвертому варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг.11 показаны два элемента жесткости согласно четвертому варианту осуществления изобретения, вид в разрезе;

на фиг.12 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно пятому варианту осуществления изобретения, вид сверху;

на фиг.13 показаны два элемента жесткости согласно пятому варианту осуществления изобретения, вид в разрезе.

На фиг.1 показан самолет с конструктивными элементами, содержащими панели повышенной жесткости, выделенными в отдельные виды в увеличенном масштабе. Самолет 1 содержит фюзеляж 2, как правило, имеющий так называемую «балочную» конструкцию. Дальнейшее описание относится к такой конструкции фюзеляжа 2, и специалист может легко приспособить эту конструкцию для других конструкций самолета 1, содержащих панели повышенной жесткости.

Фюзеляж 2 выполнен из секций 4 или соединяемых панелей 5. В частности, эти секции 4 или панели 5 соединены между собой, образуя основную конструкцию фюзеляжа 2.

Крылья или вертикальное и/или горизонтальное оперение самолета тоже могут быть выполнены из панелей 5. Точно так же секцию 4 можно выполнить из панелей 5. Такой фюзеляж 2 содержит, по существу, цилиндрическую часть 6, показанную в увеличенном виде на фиг.1.

Чтобы получить жесткий и легкий фюзеляж 2, панель 5 содержит обшивку 7. Обшивка 7, называемая также покрытием, имеет относительно небольшую толщину. Кроме того, на этой обшивке крепят конструктивные элементы 8. Конструктивные элементы 9 удлиненной формы проходят в направлении, по существу, параллельном образующим фюзеляжа 2 и называемом также продольной осью 100 панели 5. В дальнейшем описании эти конструктивные элементы 9 будут называться элементами жесткости 9. Точно так же в плоскости, по существу, перпендикулярной к образующим фюзеляжа 2, проходят конструктивные элементы 10. В дальнейшем эти конструктивные элементы 10 будут называться шпангоутами 10.

Как правило, в самолете 1 элементы жесткости 9 устанавливаются на внутренней стороне фюзеляжа 2. В частности, элементы жесткости 9 крепятся на обшивке 7. Обшивка 7 находится на внутренней стенке секций 4 или панелей 5, то есть на внутренней стороне фюзеляжа 2.

Как правило, элементы жесткости 9 крепятся на обшивке 7 первой и второй панелей 13 и 14 до соединения их между собой. Элементы жесткости 9, закрепленные на обшивке 7 указанных панелей 13 и 14, прерываются вблизи краев 12 указанных панелей 13 и 14, называемых также концами 12 панелей 5. Первую панель 13 и вторую панель 14 соединяют таким образом, чтобы их концы 12 располагались близко друг к другу, образуя линию 16 стыка. Однако элементы жесткости 9 должны располагаться на одной прямой от первой панели 13 к следующей второй панели 14 для обеспечения передачи усилий от элемента жесткости 9 первой панели 13 к элементу жесткости 9 второй панели 14. В известных решениях такое выравнивание в линию практически невозможно с допустимыми допусками для соединения элементов жесткости накладками, не прибегая к длительному и дорогому процессу.

На этой фиг.1 показана зона 15 соединения, которая будет подробно описана со ссылками на последующие чертежи. Эта зона 15 соответствует размещению элементов вдоль линии 16 стыка в месте соединения между первой панелью 13 и второй панелью 14. Элементы жесткости 9 находятся, по существу, друг против друга на линии 16 стыка.

На фиг.1 также показано, что линии 16 стыка панелей 5 с элементами жесткости 9 могут присутствовать не только на фюзеляже 2, но также и на вертикальном оперении, горизонтальном оперении и на крыльях.

На фиг.2А и 2В показаны два примера выполнения панелей с элементами жесткости Ω-образной формы в поперечном сечении. Элемент жесткости 9 с Ω-образной формой в поперечном сечении содержит первое основание 17, второе основание 18 и корпус 19. Первое основание и второе основания 17 и 18 расположены по обе стороны от корпуса 19. Корпус 19 соединяет между собой основания 17 и 18.

В первом примере, показанном на фиг.2А, корпус 19 содержит первую боковину 20, называемую первым ребром 20, и вторую боковину 21, называемую вторым ребром 21, соединенные соответственно с первым основанием 17 и со вторым основанием 18. Ребра 20 и 21 соединены между собой верхней полкой 22. Верхняя полка 22 расположена, по существу, параллельно основаниям 17 и 18. Такой элемент жесткости 9 крепится на обшивке 7. В частности, элемент жесткости 9 крепится на обшивке 7 панели 5 своими основаниями 17 и 18.

Во втором примере, показанном на фиг.2В, Ω-образная форма получена за счет соединения между собой первого и второго основании 17 и 18 посредством закругленной поверхности 23. Такая поверхность 23 выполняет ту же функцию, что и ребра 20, 21 и верхняя полка 22 элемента жесткости 9 в первом примере.

На фиг.3 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно первому варианту осуществления изобретения.

На фиг.3 показана линия 16 стыка первой и второй панелей 13 и 14. Панели 13 и 14 являются панелями 5 повышенной жесткости, следовательно, они содержат описанные выше элементы жесткости 9. Во время соединения первой панели 13 со второй панелью 14 элементы жесткости 9 первой панели 13 располагаются, по существу, напротив элементов жесткости 9 второй панели относительно линии 16 стыка. Таким образом, от первой панели 13 до второй панели 14 вдоль продольной оси 100 фюзеляжа 2 элементы жесткости 9, по существу, расположены на одной прямой по всему фюзеляжу 2, несмотря на их прерывания.

Согласно изобретению для обеспечения непрерывности передачи усилий между первой панелью 13 и второй панелью 14 устанавливают накладку 24. Накладка 24 с одной стороны соединена с первой панелью 13, и с другой стороны - со второй панелью 14. Для передачи усилий вниз от панелей 13 и 14 в основания 17 и 18 ребра 20 и 21, а также верхнюю полку 22 постепенно прерывают до линии 16 стыка.

Накладка 24 перекрывает одновременно часть первой панели 13 и часть второй панели 14 и создает физическую связь между этими панелями 13 и 14. Также накладка 24 соединяет основания 17 и 18 элемента жесткости 9. Таким образом, накладка 24 перекрывает концы 25 оснований 17 и 18 элемента жесткости 9. Предпочтительно основания 17 и 18 элементов жесткости 9 локально расширены в направлении, по существу, перпендикулярном оси 100 и называемом поперечным направлением относительно направлений элементов жесткости 9. Это расширение находится на концах 25 каждого основания 17 и 18. Расширяющиеся основания 17 и 18 позволяют также правильно позиционировать элементы жесткости 9 при их креплении, несмотря на возможные смещения между указанными элементами жесткости 9 двух панелей 13 и 14, связанные с производственными допусками. Таким образом, это расширение оснований 17 и 18 позволяет наложить накладку 24 на основания 17 и 18 с выдерживанием заданных расстояний между креплениями и краями накладки 24.

Согласно изобретению на конец 12 каждой панели 5 опирается элемент 26 коррекции толщины, называемый также прокладкой 26. Прокладка 26 выполняет функцию опоры для накладки 24, поскольку прокладка 26 имеет площадь, по меньшей мере равную площади, перекрываемой накладкой 24 по обе стороны от линии 16 стыка панелей 13 и 14. В продольном направлении панелей, т.е. в направлении вдоль осей, параллельных оси 100, размер прокладки 26 по меньшей мере равен соответствующему размеру накладки 24. Прокладка 26 обеспечивает равномерную и непрерывную поверхность опоры для обечайки 24, поскольку поверхность прокладки со стороны накладки 24 продолжает свободную поверхность оснований элементов жесткости 9.

В первом варианте осуществления изобретения прокладка 26 выполнена зубчатой, т.е. в виде пластины с зубьями. Зубчатая прокладка 26 содержит полосу 27, проходящую вдоль линии 16 стыка панелей 13 и 14. Параллельно оси 100 эта полоса 27 проходит на расстоянии 28, по существу, равном расстоянию, разделяющему край 12 панели 5 и конец 29 элементов жесткости 9. Кроме того, эта полоса 27 проходит по всей ширине панели 5 в поперечном направлении.

Прокладка 26 проходит также по поверхности 30, находящейся между двумя соседними элементами жесткости 9. По меньшей мере один край прокладки 26 выполнен зубчатым. Зубчатый край содержит по меньшей мере одно расширение, называемое лапкой 31, причем эта лапка 31 занимает поверхность 30. Длина 32 лапок 31, измеренная в направлении, параллельном оси 100, позволяет передавать усилия от элемента жесткости 9 первой панели 13 на находящийся напротив элемент жесткости 9 второй панели 14, а также на накладку 24. Обычно сумма длины 32 лапки и расстояния 28 превышает или равна длине накладки 24 в направлении, параллельном оси 100. Таким образом, прокладка 26 обеспечивает накладке 24 непрерывную и равномерную опору. Ширина лапок 31 в поперечном направлении, по существу, перекрывает всю поверхность 30 обшивки 7 между двумя элементами жесткости 9, находящимися рядом на одной панели 5.

В этом варианте осуществления изобретения лапки 31 и полоса 27 образуют одну деталь. Толщину прокладки 26 определяют таким образом, чтобы опорная поверхность, образованная основаниями 17 и 18 и прокладкой 26, была равномерной и непрерывной. Как правило, дублирующий элемент 26 имеет толщину, по существу, равную толщине оснований 17 и 18.

Кроме того, как показано на фиг.3, шпангоуты 10 можно крепить на накладке 24 на уровне линии 16 стыка. В частности, шпангоут 10 крепят на обечайке в месте линии 16 стыка между первой панелью 13 и второй панелью 14. Таким образом, согласно изобретению в шпангоуте 10 не выполняют никаких отверстий для передачи усилий от элемента жесткости 9 первой панели 13 на вторую панель 14, и эти усилия следуют по пути, проходящему под этим шпангоутом 10 между этим шпангоутом 10 и обшивкой 7.

В первом варианте осуществления изобретения и при выполнении панели из композиционного материала предпочтительно прокладку 26 подвергают термической обработке вместе с обшивкой 7. Такой вариант предусматривает постепенное наложение слоев.

На фиг.4 показано в разрезе соединение в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, при этом плоскость разреза проходит через лапку прокладки между двумя находящимися рядом элементами жесткости 9.

Наличие прокладки 26 обеспечивает создание равномерной и непрерывной опоры для накладки 24. Таким образом, прокладка 26 проходит по всей поверхности между основаниями 17 и 18 двух находящихся рядом элементов жесткости 9. В этом варианте осуществления изобретения прокладка встроена в панель повышенной жесткости до соединения панелей между собой, следовательно, она прерывается на уровне линии 16 стыка двух панелей 13 и 14 в силу самой конструкции панелей повышенной жесткости.

При выполнении панели повышенной жесткости из композиционного материала прокладку 26 выполняют из двух частей, при этом первую ее часть 33 подвергают термической обработке вместе с первой панелью 13, а вторую ее часть 34 подвергают термической обработке вместе со второй панелью 14.

Для выполнения постепенного прерывания корпус 19 элемента жесткости 9 выполнен с наклоном. Это постепенное прерывание образовано кромкой 35, начинающейся от верхней полки 22 и, по существу, перпендикулярной основаниям 17 и 18, и последующим наклоном 36 ребер 20 и 21. Наклон 36 может составлять, например, около 45°.

На фиг.5 показано в разрезе соединение в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, при этом плоскость разреза проходит по плоскости симметрии элемента жесткости 9.

Между двумя элементами жесткости 9 первой и второй панелей 13 и 14 окончание прокладки 26 находится в непосредственной близости от прерывания оснований 17 и 18. Это близкое расположение является таким, что между прокладкой 26 и основаниями 17 и 18 остаются только зазоры в пределах монтажных допусков. Поскольку постепенное прерывание корпуса 19 приводит к передаче усилий в основания 17 и 18, окончание прокладки 26 должно быть таким, чтобы усилия могли легко проходить от оснований 17 и 18 до прокладки 26 и от прокладки 26 до накладки 24.

На фиг.6 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно второму варианту осуществления изобретения. Согласно этому варианту прокладка 26 встроена в обшивку 7. В частности, прокладка 26 находится в обшивке 7 панели 5. Такое расположение прокладки приводит к изменению уровня поверхности обшивки 7, при этом накладка 24 крепится непосредственно на обшивке 7.

При выполнении панели 5 повышенной жесткости из композиционного материала, предпочтительно прокладку 26 подвергают термической обработке между слоями панели. Такое выполнение прокладки приводит к образованию складок и наклонов 37 в обшивке 7.

На фиг.7 показано в разрезе соединение панелей между двумя находящимися рядом элементами жесткости согласно второму варианту осуществления изобретения. Прокладка 26 встроена в обшивку 7. Как и в первом варианте осуществления изобретения, прокладка 26 прерывается линией 16 стыка первой и второй панелей 13 и 14.

На фиг.8 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно третьему варианту осуществления изобретения. В отличие от двух первых вариантов осуществления, где прокладка 26 встроена в панели 5, в данном варианте прокладка 26 является присоединяемой деталью, то есть изготовленной отдельно от панелей 5. Такую присоединяемую прокладку 26 устанавливают во время соединения между собой панелей 13 и 14. Кроме того, присоединяемая прокладка 26 не прерывается линией 16 стыка панелей 13 и 14.

Ввиду своей непрерывности прокладка 26 служит для передачи усилий от элемента жесткости 9 первой панели 13 на находящийся напротив элемент жесткости 9 второй панели 14. Эта передача усилий происходит аналогично передаче усилий, осуществляемой накладкой 24.

В этом варианте осуществления изобретения прокладка 26 может быть встроена в накладку 24. Встроенная в накладку 24 прокладка 26 облегчает процесс соединения панелей 5 между собой. Такую деталь можно выполнить, например, путем термической сварки деталей из термопластического материала.

На фиг.9 показано в разрезе соединение панелей между двумя находящимися рядом элементами жесткости согласно третьему варианту осуществления изобретения. Прокладка 26 является сплошной, несмотря на наличие линии 16 стыка. Для передачи усилий вниз от элемента жесткости 9 в накладку 24 выполняют локальное утолщение обшивки 7. В частности, утолщение обшивки 7 выполняют непосредственно перед зоной соединения, т.е. утолщение обшивки 7 находится на части панели 5, начинающейся на краю 12 указанной панели 5 и заканчивающейся дальше от линии стыка, чем конец 25 оснований 17 и 18. Утолщение 38 обшивки 7 приводит к подъему 39 прокладки 26. Кроме того, это утолщение 38 приводит к подъему 40 элемента жесткости 9. Элементы жесткости 9 выполнены таким образом, чтобы соответствовать форме панели в таких наклонных зонах.

На фиг.10 схематично показана зона соединения панелей фюзеляжа согласно четвертому варианту осуществления изобретения. В этом варианте прокладка 26 не является независимой деталью. В четвертом варианте осуществления изобретения функцию, которую выполняла прокладка 26 в трех первых вариантах, выполняет непосредственно обшивка 7. В этом случае обшивка 7 содержит утолщение для выполнения функции прокладки 26.

При выполнении панели 5 из композиционного материала обшивка 7 содержит значительное наслоение 42 от края 12 панели 5 до зоны, более удаленной от края панели 5, чем зона начала соединения. Наслоение 42 обшивки 7 аналогично описанному в третьем варианте осуществления изобретения, но в данном случае наслоение 42 в обшивке 7 панели 5 является достаточно большим, чтобы выполнять функцию прокладки 26.

На фиг.11 показаны два элемента жесткости согласно этому четвертому варианту осуществления изобретения. Толщина обшивки 7 в этом варианте предполагает, что прокладка 26 прерывается линией 16 стыка, как это было в случае встраивания прокладки 26 в обшивку 7 панели 5.

На фиг.12 схематично показаны зоны соединения панелей фюзеляжа согласно пятому варианту осуществления изобретения. В этом варианте роль прокладки 26 выполняют основания 17 и 18 соседних элементов жесткости. Для этого основания 17 и 18 содержат расширение в направлении, поперечном оси элементов жесткости, чтобы их края находились в непосредственной близости друг от друга. Обычно первое основание 17 первого элемента жесткости 43 локально расширяют в поперечном направлении. Точно так же второе основание 18 второго элемента жесткости 44 локально расширяют в поперечном направлении. Это расширение оснований 17 и 18 выполняют таким образом, чтобы край первого основания 17 первого элемента жесткости 43 находился в непосредственной близости от края второго основания 18 второго элемента жесткости 44, при этом оба основания разделены только зазорами в пределах монтажных допусков. В зонах, где элементы жесткости 43 и 44 слишком удалены друг от друга и с учетом этого расширение оснований не желательно, такой вариант можно объединить с одним из ранее описанных вариантов. Как правило, варианты осуществления изобретения можно комбинировать между собой.

Кроме того, основания 17 и 18 проходят в направлении, по существу параллельном оси 100. В отличие от верхней полки элемента жесткости 9 основания 17 и 18 продолжают друг друга до края 12 панели 5. Кроме того, основания 17 и 18 проходят в поперечном направлении, перекрывая поверхность 45 обшивки 7, находящуюся между краем 12 панели и прерыванием корпусов 19 элементов жесткости 9.

В этом случае накладка 24 опирается непосредственно на основания 17 и 18 элементов жесткости 9 и на прокладки 26, добавляемые при необходимости. Поперечного расширения оснований 17 и 18, перекрывающего поверхность 45 обшивки 7 между корпусами 19 элементов жесткости 9 и краем панели, можно избежать, путем локального встраивания прокладок 26, закрывающих указанную поверхность 45 обшивки 7. В этом случае такие прокладки 26 обеспечивают равномерную и непрерывную опору для накладки 24.

На фиг.13 показано в разрезе соединение панелей между двумя находящимися рядом элементами жесткости согласно этому пятому варианту осуществления изобретения. Преимуществом этого последнего варианта является то, что он не требует никакой дополнительной детали в фюзеляже 2 для выполнения функции прокладки 26. Вместе с тем, прокладка 26, то есть в этом варианте - расширенные основания 17 и 18 элементов жесткости 9, заканчивается на краю 12 панелей 5.

1. Конструкция (1) самолета, содержащая первую панель (13) повышенной жесткости, включающую в себя обшивку (7) и по меньшей мере один элемент жесткости (9), расположенный вдоль продольной оси первой панели и заканчивающийся вблизи конца этой панели, при этом элемент жесткости первой панели имеет по меньшей мере два основания (17, 18), жестко установленные на одной стороне обшивки указанной панели, называемой внутренней стороной, по меньшей мере одну вторую панель (14) повышенной жесткости, включающую в себя обшивку и по меньшей мере один элемент жесткости, расположенный вдоль продольной оси второй панели и заканчивающийся вблизи конца этой панели, при этом элемент жесткости второй панели имеет по меньшей мере два основания, жестко установленные на одной стороне обшивки указанной панели, называемой внутренней стороной, при этом первая панель и вторая панель соединены так, что их концы находятся близко друг к другу и образуют линию стыка, элемент жесткости первой панели расположен напротив элемента жесткости второй панели на одной прямой в направлении, по существу, параллельном продольным осям (100) панелей, а первую и вторую панели частично перекрывает накладка (24), одна из сторон которой соединена с первой панелью, а другая сторона - со второй панелью, отличающаяся тем, что накладка частично перекрывает по меньшей мере два основания (17, 18) элемента жесткости первой панели и по меньшей мере два основания элемента жесткости второй панели, при этом указанная конструкция содержит по меньшей мере одну прокладку (26), проходящую вдоль продольных осей панелей на расстоянии, по меньшей мере равном расстоянию, перекрываемому накладкой вдоль продольных осей по обе стороны от линии стыка указанных панелей, причем указанная прокладка, связанная с основаниями элемента жесткости, образует непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере один конец элемента жесткости образует наклон (36) по отношению к основаниям указанного элемента жесткости.

3. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что прокладка содержит центральную полосу (27), проходящую в области внутренней поверхности (28) панели, расположенной между концом элементов жесткости, прерываемых соединением панелей, и краем указанных панелей, и по меньшей мере один край с зубьями, называемыми лапками (31), при этом указанные лапки проходят параллельно продольной оси панели между элементами жесткости и имеют такие размеры, чтобы перекрывать поверхность, расположенную, по существу, на всей внутренней поверхности обшивки между двумя соседними элементами жесткости одной панели.

4. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что прокладка содержит центральную полосу (27), проходящую в области внутренней поверхности (28) панели, расположенной между концом элементов жесткости, прерываемых соединением панелей, и краем указанных панелей, и по меньшей мере один край с зубьями, называемыми лапками (31), при этом указанные лапки проходят параллельно продольной оси панели между элементами жесткости и имеют такие размеры, чтобы перекрывать поверхность, расположенную, по существу, на всей внутренней поверхности обшивки между двумя соседними элементами жесткости одной панели.

5. Конструкция по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что прокладка закреплена на обшивке панели.

6. Конструкция по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что панель выполнена из композиционного материала, полимеризуемого путем термической обработки, а прокладка выполнена также из композиционного материала и термически обработана вместе с обшивкой панели.

7. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что панель выполнена из композиционного материала, полимеризуемого путем термической обработки, а прокладка выполнена также из композиционного материала и термически обработана вместе с обшивкой панели.

8. Конструкция по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что панель выполнена из композиционного материала, а прокладка закреплена на обшивке посредством клея.

9. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что панель выполнена из композиционного материала, а прокладка закреплена на обшивке посредством клея.

10. Конструкция по любому из пп.1-4, 7, отличающаяся тем, что прокладка (26) расположена между слоями обшивки панели с образованием локального утолщения обшивки, при этом образованное прокладкой утолщение обшивки связано с основаниями элемента жесткости, образуя непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки.

11. Конструкция по п.5, отличающаяся тем, что прокладка (26) расположена между слоями обшивки панели с образованием локального утолщения обшивки, при этом образованное прокладкой утолщение обшивки связано с основаниями элемента жесткости, образуя непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки.

12. Конструкция по п.6, отличающаяся тем, что прокладка (26) расположена между слоями обшивки панели с образованием локального утолщения обшивки, при этом образованное прокладкой утолщение обшивки связано с основаниями элемента жесткости, образуя непрерывную и равномерную опорную поверхность для накладки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам изготовления из металла облегченных лопастей воздушных винтов. .

Изобретение относится к системам автоматического управления углом крена летательного аппарата. .

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. .

Изобретение относится к технике автоматического управления полетом летательных аппаратов и может быть использовано для улучшения функциональных характеристик привода и для быстрой адаптации систем управления при изменении свойств объектов управления.

Изобретение относится к поверхностному уплотнению, предназначенному для уплотнения заклепочного и/или винтового соединения между первым и вторым компонентами летательного аппарата.

Изобретение относится к способу получения разъемного соединения с использованием герметизирующего вещества между двумя частями, в частности между двумя частями обтекателя крыло - фюзеляж самолета.

Изобретение относится к фюзеляжной конструкции, к воздушному судну и космическому летательному аппарату

Изобретение относится к монолитной самоусиливающейся крышке люка

Изобретение относится к области конструкций летательных аппаратов

Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) углом тангажа летательного аппарата (ЛА)

Изобретение относится к фюзеляжной конструкции воздушного судна, к интегральному блоку фюзеляжной конструкции и к способу изготовления фюзеляжной конструкции

Изобретение относится к самолету с прерывающимися элементами жесткости и способу изготовления такого самолета, в частности к системе передачи усилий на пересечении усиленного шпангоута и элемента жесткости в фюзеляже и к способу изготовления такой системы

Изобретение относится к фюзеляжной конструкции воздушного судна, имеющей шпангоуты, проходящие в окружном направлении, стрингеры, проходящие в продольном направлении, и закрепленную на них обшивку, которая герметизирует снаружи фюзеляж воздушного судна с обеспечением устойчивости к сжатию

Изобретение относится к фюзеляжной конструкции согласно вводной части пункта 1 формулы изобретения, а также к способу изготовления фюзеляжной конструкции этого типа согласно вводной части пункта 9 формулы изобретения

Изобретение относится к изоляционной структуре для тепловой и акустической изоляции летательного аппарата
Наверх