Конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и способ ее изготовления
Изобретения относятся к авиастроению, а именно к цельной замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и к способу ее изготовления. Конструкция содержит внешнюю панель и множество продольных ребер жесткости внутри внешней панели. Конструкция является замкнутой и сформована на оправке. Коэффициент расширения оправки является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции, обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции образование между внешней панелью и оправкой зазора, который позволяет отделять конструкцию от оправки. Способ изготовления замкнутой конструкции заключается в том, что на оправке последовательно располагают ребра жесткости, наслаивают композиционный материал на поверхность, образованную оправкой и ребрами жесткости, для образования внешней панели замкнутой конструкции. На внешней поверхности внешней панели размещают прижимную пластину. После чего размещают необходимые оставшиеся вспомогательные элементы для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов. Отверждают замкнутую конструкцию внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления. В процессе отверждения образуется зазор между внешней панелью и оправкой, так как коэффициент расширения оправки больше, чем коэффициент расширения композитного материала конструкции. После чего отделяют замкнутую конструкцию от оправки по подходящему направлению направления отделения. Достигается упрощение изготовления конструкции. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.
Область изобретения
Настоящее изобретение относится к цельной замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и к способу изготовления такой конструкции.
Предпосылки изобретения
Конструкции, используемые в авиационных фюзеляжах, содержат внешнюю панель, ребра жесткости и/или внутренние стрингеры. Поскольку вес является принципиально важным аспектом в авиационной промышленности, конструкции, используемые в оптимизированных авиационных фюзеляжах, изготавливаются из композиционных материалов, и, таким образом, эти конструкции из композиционных материалов преобладают над более традиционными металлическими конструкциями.
В процессе оптимизации такого типа конструкций стремятся к максимальному уменьшению веса и объединению большого числа отдельных деталей в более крупные детали для того, чтобы уменьшить как длительность производственного процесса, так и транспортировку и сборку более мелких элементов.
Применение упомянутых аспектов к авиационным фюзеляжам ведет к объединению внешних панелей с их ребрами жесткости за наименьшее возможное число операций. Примеры этого можно найти в документе EP 1151856, где предварительно отвержденные панели собирают на каждой из внешних панелей, и в документе US 5242523, где пересекающийся каркас из выполненных из композиционного материала ребер жесткости собирают за несколько операций на внешних панелях, образующих конструкцию. В этих случаях панели вместе с их ребрами жесткости изготавливают за несколько последовательных операций, и при этом требуется введение дополнительных деталей для последующего присоединения этих панелей друг к другу соединениями, гарантирующими герметичность между панелями.
Задачей настоящего изобретения является конструкция из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, решающая недостатки предшествующего уровня техники, а также способ изготовления такой конструкции.
Сущность изобретения
Следовательно, настоящее изобретение предусматривает замкнутую конструкцию из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформированную на оправке, от которой она может быть отделена в определенном направлении, причем упомянутая конструкция содержит единственную внешнюю панель и множество внутренних продольных ребер жесткости, встроенных в упомянутую панель, так что коэффициент расширения оправки является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции, таким образом обеспечивая возможность удаления уже изготовленной конструкции, образованной панелью и встроенными внутренними ребрами жесткости, за единственную операцию.
Настоящее изобретение дополнительно предлагает способ изготовления такой замкнутой конструкции, содержащий следующие этапы:
а) расположение ребер жесткости на оправке;
b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой и ребрами жесткости, для образования внешней панели;
c) размещение прижимной пластины на внешней поверхности наслоенного композиционного материала;
d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов;
e) отверждение замкнутой конструкции в условиях высоких температуры и давления внутри автоклава;
f) отделение замкнутой конструкции от оправки по подходящему направлению направления отделения.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут ясны из последующего подробного описания иллюстративного варианта реализации его задачи при его рассмотрении вместе с прилагаемыми чертежами.
Описание чертежей
Фиг.1 показывает вид в перспективе замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата согласно настоящему изобретению.
Фиг.2 показывает местный разрез панели и ребра жесткости замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
Фиг.3 показывает поперечный разрез расположенной на оправке замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
Фиг.4 показывает местный разрез оправки, придающей форму замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
Фиг.5 показывает вид в разрезе процесса изготовления замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
Фиг.6 показывает поперечный разрез расположенной на оправке замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению после процесса отверждения.
Фиг.7 показывает местный разрез оправки, придающей форму замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению, после процесса отверждения.
Фиг.8 показывает схему удаления оправки из замкнутой конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
Фиг.9 показывает схему выполнения оправки согласно первому варианту реализации изобретения.
Фиг.10 показывает схему выполнения оправки согласно второму варианту реализации изобретения.
Подробное описание изобретения
Настоящее изобретение предлагает изготовленную из композиционного материала замкнутую конструкцию 1 для фюзеляжа летательного аппарата, содержащую внешнюю панель 3 и множество внутренних продольных ребер жесткости 4, интегрированных на упомянутой панели 3. Эти ребра жесткости 4 имеют форму типа ячейки, предпочтительно омегообразную (Ω) форму, каждый из которых, в свою очередь, содержит стенки 5, которые являются отделенными от панели 3 частями ребра жесткости 4, и полки 6, которые являются присоединенными к панели 3 частями ребра жесткости 4.
Замкнутая конструкция 1 предпочтительно будет иметь цилиндрическую форму или форму усеченного конуса.
Замкнутая конструкция 1 из композиционного материала сформована на герметичной оправке 2, в свою очередь содержащей корпус 7 и пазы 8, так что материал оправки 2 имеет больший коэффициент теплового расширения, чем коэффициент теплового расширения композиционного материала, образующего конструкцию 1.
Внешняя поверхность оправки 2 имеет форму, аналогичную внутренней поверхности замкнутой конструкции 1, так что пазы 8 оправки 2 вмещают в себя стенки 5 ребер жесткости 4.
Замкнутая конструкция 1 должна иметь форму, позволяющую отделить ее от оправки 2 в определенном направлении 11 и в направлении 12.
После процесса отверждения появляется зазор 10, который позволяет удалить сформованную конструкцию 1 с оправки 2 в направлении 11 и в направлении 12. Зазор 10, который появляется после процесса отверждения, можно увидеть на фигуре 7, причем после процесса отверждения размер конструкции 1 остается большим, чем размер оправки 2 (см. фиг.6).
Настоящее изобретение дополнительно предлагает способ изготовления замкнутой конструкции 1 из композиционного материала, содержащий следующие этапы:
а) последовательное расположение ребер жесткости 4 на пазах 8 оправки 2 так, чтобы стенки 5 ребер жесткости 4 находились в пазах 8, а полки 6 опирались на внешнюю поверхность оправки 2;
b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой 2 и ребрами жесткости 4, для образования внешней панели 3 замкнутой конструкции 1;
c) размещение прижимной пластины 9 на внешней поверхности внешней панели 3 для обеспечения поверхностного качества упомянутой поверхности;
d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов 13 для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов, причем между ними имеются прокладки 17;
e) отверждение замкнутой конструкции 1 внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления, причем этот процесс, в свою очередь, содержит следующие этапы:
i увеличение температуры узла, образованного оправкой 2 и композиционным материалом замкнутой конструкции 1;
ii расширение оправки 2 и композиционного материала замкнутой конструкции 1;
iii полимеризация композиционного материала замкнутой конструкции 1 вследствие воздействия давления и температуры;
iv охлаждение узла, образованного замкнутой конструкцией 1 и оправкой 2, как только полимеризация завершилась, так что замкнутая конструкция 1 достигает своей окончательной геометрии, а оправка 2 восстанавливает свою начальную геометрию;
f) отделение замкнутой конструкции 1 от оправки 2 по подходящему направлению 12 направления 11 отделения.
После этого процесса получается замкнутая конструкция 1, геометрия которой больше, чем начальная геометрия, и которая имеет зазор 10 относительно оправки 2 для обматывания и отверждения.
Замкнутая конструкция 1 отделяется от оправки 2 параллельно продольному направлению 11 отделения и в направлении 12 согласно ее геометрическим особенностям и при помощи зазора 10, образовавшегося в процессе отверждения.
Ребра жесткости 4, оболочка 3 и оправка 2 будут спроектированы таким образом, чтобы не было механических препятствий во время процесса извлечения из формы, учитывая также образовавшиеся в процессе зазоры 10. В случае возникновения препятствий в процессе проектирования, если упомянутое препятствие меньше, чем местный зазор 10, образовавшийся в процессе отверждения замкнутой конструкции 1, то упомянутая замкнутая конструкция 1 также может быть извлечена из формы.
Согласно другому предпочтительному варианту реализации изобретения в замкнутую конструкцию 1 может быть введен по меньшей мере один внутренний элемент 14 внутри внешней панели 3, который не спроектирован согласно продольному направлению 11 отделения. Тогда удаление замкнутой конструкции 1 по продольному направлению 11 отделения достигается, если размер этого внутреннего элемента 14 меньше, чем зазор 10, образовавшийся в процессе отверждения.
Прижимные пластины 9 придают замкнутой конструкции 1 требуемое качество поверхности.
Согласно другому варианту изобретения оправка 2 может быть образована герметичным трубчатым элементом 81, на котором размещен комплект отделяемых элементов 82, полностью или частично придающих форму внутренней поверхности замкнутой конструкции 1.
Эти изменения, находящиеся в рамках объема, определенного нижеследующей формулой изобретения, могут быть внесены в предпочтительные варианты реализации, которые только что были описаны.
1. Замкнутая конструкция (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, сформованная на оправке (2), причем упомянутая конструкция (1) содержит внешнюю панель (3) и множество продольных ребер жесткости (4) внутри упомянутой внешней панели (3), отличающаяся тем, что коэффициент расширения оправки (2) является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции (1), обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1) образование между внешней панелью (3) и оправкой (2) зазора (10), который позволяет отделять конструкцию (1) от оправки (2).
2. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что оправка (2) содержит герметичный трубчатый элемент (81), на котором размещено множество отделяемых элементов (82).
3. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).
4. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что внешняя панель (3) содержит на своей внутренней поверхности по меньшей мере один элемент (14) с меньшим размером, чем зазор (10), образовавшийся в процессе отверждения композиционного материала конструкции (1).
5. Замкнутая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
6. Замкнутая конструкция (1) по п.2, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
7. Замкнутая конструкция (1) по п.3, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
8. Замкнутая конструкция (1) по п.4, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) содержат стенки (5), отделенные от панели (3), и полки (6), присоединенные к панели (3).
9. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют форму типа ячейки.
10. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).
11. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что ребра жесткости (4) имеют омегообразную форму (Ω).
12. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8 и 11, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
13. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
14. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как цилиндрическая.
15. Замкнутая конструкция (1) по любому из пп.1-8, 11, 13 и 14, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
16. Замкнутая конструкция (1) по п.9, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
17. Замкнутая конструкция (1) по п.10, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
18. Замкнутая конструкция (1) по п.12, отличающаяся тем, что конструкция (1) имеет такую форму, как усеченный конус.
19. Способ изготовления замкнутой конструкции (1) из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата, содержащий следующие этапы:
a) последовательное расположение ребер жесткости (4) на оправке (2);
b) наслаивание композиционного материала на поверхность, образованную оправкой (2) и ребрами жесткости (4), для образования внешней панели (3) замкнутой конструкции (1);
c) размещение прижимной пластины (9) на внешней поверхности внешней панели (3);
d) размещение необходимых оставшихся вспомогательных элементов (13) для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов;
e) отверждение замкнутой конструкции (1) внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления, при этом в процессе отверждения образуют зазор между внешней панелью (3) и оправкой (2), так как коэффициент расширения оправки (2) больше, чем коэффициент расширения композитного материала конструкции (1);
f) отделение замкнутой конструкции (1) от оправки (2) по подходящему направлению направления отделения.
