Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата

Авторы патента:


Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата
Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2456204:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНС ГМБХ (DE)

Изобретение относится к области строительства летательных аппаратов. Предлагается секция крыло-фюзеляж летательного аппарата, причем указанная секция крыло-фюзеляж содержит корневую часть (7, 8) крыла, у которой крыло (1) летательного аппарата соединено с фюзеляжем (2), область (3) фюзеляжа - с элементами (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа, которые идут в продольном направлении летательного аппарата, и область (5, 6) крыла с лонжеронами (16-19, 26-29), которые идут в направлении размаха крыла. В соответствии с изобретением лонжероны (16-19, 26-29) области (5, 6) крыла и элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа области (3) фюзеляжа образуют часть составляющего одно целое узла (40), который содержит по меньшей мере среднюю часть крыла (1) и область (3) фюзеляжа, в том числе корневые части (7, 8) крыла. Достигается упрощение сборочных работ, снижение веса конструкции данного узла. 23 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение имеет отношение к секции крыло-фюзеляж летательного аппарата.

Предпосылки к созданию изобретения

В настоящее время крыло и фюзеляж летательного аппарата представляют собой отдельные компоненты, которые соединяют при сборке летательного аппарата. Например, крылья прикрепляют сверху или снизу от фюзеляжа при помощи установочных элементов (фитингов), без сокращения пространства в пассажирском салоне или в грузовом отсеке. Обычно используют конструкции, в которых устанавливают крыло, состоящее их двух частей или из трех частей, когда крыло имеет кессон центральной секции, расположенный поперек грузового отсека. Для установки требуются соединительные (армирующие) элементы в наиболее нагруженных областях летательного аппарата.

Различные компоненты или узлы (крылья, центральные секции крыльев, фюзеляж), которые в некоторых случаях даже могут быть разработаны и изготовлены на различных заводах, ранее их соединения при окончательной сборке, требуют весьма значительных расходов по изготовлению и установке, чтобы обеспечить надежное соединение в указанных проблематичных областях соединения. Например, для соединения требуются массивные установочные элементы (фитинги), требуемые допуски которых могут быть обеспечены с большими трудностями и монтаж которых требует большого объема ручной работы.

Задачей настоящего изобретения является создание усовершенствованной секции крыло-фюзеляж летательного аппарата. В частности, задачей настоящего изобретения является создание секции крыло-фюзеляж, которая позволяет снизить полные расходы при производстве летательного аппарата, а также имеет уменьшенный вес.

Сущность изобретения

В соответствии с настоящим изобретением предлагается секция крыло-фюзеляж летательного аппарата, причем указанная секция крыло-фюзеляж содержит корневую часть крыла, в которой крыло летательного аппарата соединено с фюзеляжем, область фюзеляжа с элементами каркаса фюзеляжа, которые идут в продольном направлении летательного аппарата, и область крыла с лонжеронами, которые идут в направлении размаха крыла. В соответствии с настоящим изобретением лонжероны области крыла и элементы каркаса области фюзеляжа образуют части составляющего одно целое узла, который содержит по меньшей мере область средней части крыла и фюзеляжа, в том числе и корневые части крыла.

Предпочтительные усовершенствования и варианты секции крыло-фюзеляж в соответствии с настоящим изобретением приведены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Далее примерный вариант секции крыло-фюзеляж в соответствии с настоящим изобретением описан со ссылкой на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показан вид в перспективе основных компонентов летательного аппарата, в котором секция крыло-фюзеляж выполнена в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.2 показан вид в перспективе секции крыло-фюзеляж летательного аппарата, показанного на фиг.1, в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения, которая содержит внутреннюю конструкцию придания жесткости, образованную из лонжеронов, элементов каркаса и балок, и внешнюю оболочку, наложенную на нее.

На фиг.3 показан вид в перспективе внутренней конструкции придания жесткости секции крыло-фюзеляж, показанной на фиг.2, в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения, к которой для упрощения понимания добавлены двигатели летательного аппарата, показанного на фиг.1.

На фиг.4а-с показаны соответственно вид спереди, вид сбоку и вид сверху внутренней конструкции придания жесткости, показанной на фиг.3, секции крыло-фюзеляж, причем схематично показаны основная опора шасси и ее соединение с секцией крыло-фюзеляж и размещение в секции крыло-фюзеляж в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.5а-с показаны соответственно вид спереди, вид сбоку и вид сверху внутренней конструкции придания жесткости секции крыло-фюзеляж, показанной на фиг.3, причем схематично показаны основная опора шасси и ее соединение с секцией крыло-фюзеляж и размещение в секции крыло-фюзеляж в соответствии с другим примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.6а и 6b показаны соответственно вид снизу и вид сверху секции крыло-фюзеляж, показанной на фиг.2.

На фиг.7 схематично показан вид сверху внутренней конструкции придания жесткости секции крыло-фюзеляж в соответствии с примерным вариантов настоящего изобретения, показанным на фиг.3.

На фиг.8-11 схематично показаны виды для пояснения способа изготовления секции крыло-фюзеляж в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.12а и 12b схематично показаны элементы пересечения или Т-образные элементы, которые могут быть использованы в соответствии с дополнительным примерным вариантом настоящего изобретения для изготовления секции крыло-фюзеляж.

На фиг.13 схематично показано построение элементов пересечения, показанных на фиг.12а, используемых для изготовления секции крыло-фюзеляж в соответствии с дополнительным примерным вариантом настоящего изобретения.

На фиг.14 и 15 схематично показаны виды для пояснения изготовления секции крыло-фюзеляж в соответствии с дополнительным примерным вариантом настоящего изобретения, с использованием элементов пересечения и Т-образных элементов, показанных на фиг.12 и 13.

На фиг.16 схематично показан конструктивный элемент, который содержит элементы пересечения и Т-образные элементы и который может быть изготовлен в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения в виде единого элемента с использованием текстильных волокнистых материалов.

Подробное описание изобретения

На фиг.1 показан вид в перспективе основных компонентов современного летательного аппарата (самолета), в котором секция крыло-фюзеляж выполнена в соответствии с примерным вариантом настоящего изобретения. Летательный аппарат содержит фюзеляж 2 и крыло 1, которое при помощи корневых частей 7, 8 крыла соединено с фюзеляжем 2. На крыле 1 установлены двигатели 31, 32 при помощи несущих элементов 37, 38 (пилонов). Секция крыло-фюзеляж, которая в общем виде обозначена позицией 40, содержит корневую часть крыла 7, 8, при помощи которой крыло 1 летательного аппарата соединено с фюзеляжем 2 на обеих сторонах, а также область 3 фюзеляжа с элементами 11-15, 21-25 каркаса фюзеляжа, идущими в продольном направлении летательного аппарата, и на каждой стороне областей 5, 6 крыла, соответственно, лонжероны 16-19 на одной стороне летательного аппарата и лонжероны 26-29 на другой стороне, которые идут в направлении размаха крыла.

Секция 40 крыло-фюзеляж выполнена в виде составляющего одно целое узла, который содержит лонжероны 16-19 и 26-29 областей 5, 6 крыла и элементы 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа области 3 фюзеляжа в качестве основных конструктивных элементов. Эти конструктивные элементы образуют единую внутреннюю конструкцию придания жесткости секции крыло-фюзеляж, причем оболочка 90 фюзеляжа и оболочка 80 крыла наложены на указанную конструкцию придания жесткости.

На фиг.2 и 3 показана секция крыло-фюзеляж, выполненная в виде указанного составляющего одно целое узла 40, с оболочкой 80 крыла и оболочкой 90 фюзеляжа и без них соответственно. Совместно с оболочкой 80 крыла и оболочкой 90 фюзеляжа, которые образуют дополнительный компонент составляющего одно целое узла 40, секция крыло-фюзеляж позволяет поглощать и распределять все статические и динамические нагрузки, которые встречаются (приложены) в этой области летательного аппарата.

Объединенная секция крыло-фюзеляж в соответствии с примерным вариантом, показанным на фиг.1-3, идет в продольном направлении летательного аппарата от передней границы 104 раздела, которая служит для соединения с передней секцией 4 фюзеляжа, до задней границы 109 раздела, которая служит для соединения с задней секцией 9 фюзеляжа, а также в направлении размаха крыла между двумя границами 110 или 120 раздела, которые соответственно служат для соединения внешних участков 10 и 20 крыла 1 с секцией 40 крыло-фюзеляж. Соединения 104, 109 с передней и задней секциями 4, 9 фюзеляжа выполнены с возможностью создания простого соединения указанных секций фюзеляжа в соответствии с текущим уровнем техники.

Как это показано на фиг.3, в областях 5, 6 крыла соответственно предусмотрены соединительные области 131, 132 для установки двигателей 31, 32. Двигатели 31, 32 соединены с указанными соединительными областями при помощи своих соответствующих несущих элементов или пилонов 37, 38. В примерном варианте, показанном на фиг.3, соединительные области 131, 132, предназначенные для присоединения двигателей 31, 32, и границы 110, 120 раздела, предназначенные для присоединения внешних участков 10, 20 крыльев, образованы при помощи совместных соединительных элементов 33, 34, которые завершают и ограничивают составляющий одно целое узел 40 в направлении размаха крыла.

Как это схематично показано на виде сверху внутренней конструкции придания жесткости объединенной секции 40 крыло-фюзеляж на фиг.7, в соответствии с описанным примерным вариантом, лонжероны 16-19 или 26-29 соответствующих областей 5, 6 крыла у корневой части 7, 8 крыла продолжаются как единое целое (непрерывным образом) элементами 11-15 или 21-25 каркаса фюзеляжа области 3 фюзеляжа. Другими словами, как это четко показано на фиг.3, в корневой части 7 и 8 крыла лонжероны 16-19 и 26-29, которые идут в плоскости крыла, образуют единое целое с элементами 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа или переход в виде единой детали. Таким образом, в показанном примерном варианте указанные элементы 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа идут вокруг всей окружности фюзеляжа 2 летательного аппарата и в это же самое время образуют узел 30 пола и несущую конструкцию 30а промежуточной палубы области 3 фюзеляжа (сравните фиг.2 и 3).

Как это показано, в частности, на фиг.3 и 7, в каждом случае несущий элемент 35 и 36, который идет в продольном направлении летательного аппарата, предусмотрен у корневой части 7 и 8 крыла, причем лонжероны 16-18 одной области 5 крыла и лонжероны 26-28 другой области 6 крыла, которые продолжаются в виде элементов 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа, идут внутри узла 30 пола в каждом случае до несущих элементов 36 и 35 на соответствующей другой стороне и соединены с указанным несущим элементом 36 или 35. За счет этого получают внутреннюю конструкцию придания жесткости в виде составляющего одно целое узла 40, образующего секцию крыло-фюзеляж, который способен воспринимать, поглощать и распределять нагрузки, которые воздействуют в этой области, при этом указанная конструкция имеет малый вес.

Как это дополнительно показано на фиг.7, лонжероны 16-19 или 26-29, которые идут в направлении размаха крыльев или в области 5, 6 крыльев, следуют стреловидности крыла 1 и идут под углом к продольной оси летательного аппарата, причем указанный угол не равен 90°. В области 3 фюзеляжа, где они переходят в элементы 11-15 или 21-25 каркаса фюзеляжа или где они образуют указанные элементы 11-15 или 21-25 каркаса фюзеляжа, они соединены при помощи элементов пересечения (intersections), как это показано в виде сверху на фиг.7. Как уже было описано здесь выше со ссылкой на фиг.2 и 3, элементы 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа выполнены так, что они идут по всей окружности фюзеляжа и одновременно образуют узел 30 пола области 3 фюзеляжа и несущую конструкцию 30а промежуточной палубы области 3 фюзеляжа. Таким образом, каждый элемент 11-15, 21-25 каркаса фюзеляжа сам по себе выполнен в виде составляющего одно целое узла, который содержит указанные конструктивные компоненты узла 30 пола и несущей конструкции 30а промежуточной палубы.

Далее со ссылкой на фиг.8-11 приведено объяснение того, как может быть выполнена секция крыло-фюзеляж в соответствии с примерным вариантом, чтобы образовать указанный составляющий одно целое узел 40.

Как это показано на фиг.9, лонжероны 16-19 и 26-29 или же элементы 11-15 или 21-25 каркаса образованы при помощи конструктивных элементов 46, 46а, 47, 48, 49, которые идут в направлении размаха крыла и продолжаются от одной области 5 крыла до другой области 6 крыла, или, если выразится более точно, от одной границы 110 раздела крыла до другой границы 120 раздела крыла, то есть по всей длине единой секции крыло-фюзеляж в ее направлении размаха крыла. Для того чтобы можно было легче различать индивидуальные конструктивные элементы 46-49, последние показаны на фиг.9 различным образом, а именно пунктиром с точками и черточками и сплошными линиями.

Между двумя линиями пересечения, на которых лонжероны или элементы каркаса 11-15, 16-19, 21-25 и 26-29 взаимосвязаны в области 3 фюзеляжа описанным здесь выше образом, указанные конструктивные элементы 46-49 поочередно идут под углом соответствующего лонжерона 11, 12, 13, 14, 15 (вероятно, должно быть "16, 17, 18, 19" - прим. переводчика) на одной стороне и под углом соответствующего лонжерона 26, 27, 28, 29 на соответствующей другой стороне и у линий пересечения соединены с непрерывными конструктивными элементами, которые в каждом случае образуют смежные или пересекающиеся лонжероны или элементы каркаса, которые, в свою очередь, идут между двумя линиями пересечения поочередно под углом лонжеронов 16-19 на одной стороне и под углом лонжеронов 26-29 на другой стороне. На фиг.8 указанные конструктивные элементы 46-49 показаны в вытянутом виде.

Как это дополнительно показано на фиг.9, в области 3 фюзеляжа предусмотрены дополнительные конструктивные элементы 51-58, которые образуют часть элементов 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа, причем указанные дополнительные конструктивные элементы 51-58 предусмотрены только в области 3 фюзеляжа. Эти дополнительные конструктивные элементы 51-58 предусмотрены в дополнение к ранее описанным конструктивным элементам 46-49, которые непрерывно идут из одной области 5 крыла в другую область 6 крыла.

Как это показано на фиг.10, лонжероны 16-19, 26-29 и некоторые из элементов 11-15, 21-25 каркаса взаимосвязаны при помощи ребер 61-64, 71-74, которые главным образом идут в продольном направлении летательного аппарата. В показанном примерном варианте внешние ребра 64, 74 одновременно образуют соединительные элементы 33, 34 крыла на границах 110, 120 раздела крыла.

Конструктивные элементы 46-49, 51-58 могут быть взаимосвязаны при помощи дополнительных элементов 41 пересечения (Х-образных элементов - прим. переводчика) или Т-образных элементов 42, или же они могут быть армированы при помощи указанных элементов, как это показано на фиг.14 и 15. Такие элементы пересечения и Т-образные элементы 41 и 42 показаны индивидуально на фиг.12(а) и (b), в то время как на фиг.13 показано положение их установки.

Составляющий одно целое узел 40, который образует секцию крыло-фюзеляж, может быть выполнен в виде металлической конструкции, армированной волокном пластмассовой конструкции (стеклопластика или углепластика) или в виде составной конструкции. В последнем упомянутом случае, например, внутренняя конструкция придания жесткости, показанная на фиг.3, может быть выполнена в виде армированной волокном пластмассовой конструкции, в то время как оболочка 80 крыла и оболочка 90 фюзеляжа могут быть выполнены в виде металлической конструкции или в виде составной конструкции, в которой объединены металл и армированная волокном пластмасса и которая установлена на внутренней конструкции придания жесткости.

Оболочка 80 крыла и оболочка 90 фюзеляжа содержат параллельные панели, как это показано в случае панелей 81-83 и 91-93 на фиг.11.

В армированной волокном пластмассовой конструкции конструктивные элементы 46-49 и 51-58, которые образуют лонжероны 16-19, 26-29 и элементы 11-15 и 21-25 каркаса фюзеляжа, могут быть выполнены в виде стеклоткани или текстильной стеклоткани. Эти ткани могут быть сшиты вместе у линий пересечения и/или армированы при помощи элементов 41 пересечения и Т-образных элементов 42.

Как это показано на фиг. 12а и 12b, конструктивные элементы 46-49, 51-58 или вышеупомянутые элементы 41 пересечения или Т-образные элементы 42 могут быть изготовлены из текстильной стеклоткани и сотканы (сплетены) вместе соответствующим образом. На фиг.16 показаны несколько таких элементов 41 пересечения или Т-образных элементов 42, вплетенных в конструктивный элемент, такой как один из конструктивных элементов 46-49, 51-58.

После наложения оболочки 80 крыла и оболочки 90 фюзеляжа секцию крыло-фюзеляж, которая представляет собой армированную волокном пластмассовую конструкцию, подвергают завершающей обработке при помощи термостабилизации в автоклаве.

На фиг.4 и 5 показаны два примерных варианта, в соответствии с которыми основная опора шасси может быть соединена с секцией 40 крыло-фюзеляж и может быть расположена в ней. В соответствии с примерным вариантом, показанным на фиг.4а-с, основная опора 400 шасси может быть убрана в область 3 фюзеляжа известным образом. Для этого в секции 410 фюзеляжа предусмотрен отсек для опоры шасси, в котором она находится в убранном состоянии. Для этого секция 410 фюзеляжа содержит килевую балку 440, которая передает усилия в продольном направлении фюзеляжа, в области секций фюзеляжа.

В альтернативном примерном варианте, показанном на фиг.5а-с, опора 500 шасси подвешена впереди под областью 5, 6 крыла. За счет этого конструктивная схема фюзеляжа 2 может быть выполнена оптимальным образом, так как его конструкция не прерывается отсеком для опоры шасси, при этом также нет необходимости в килевой балке. В соответствии с этой концепцией постоянный грузовой отсек также может быть образован в области опоры 500 шасси. В этой схеме размещения предусмотрен обтекатель (не показанный на фиг.5), в котором размещена опора 500 шасси в ее убранном состоянии.

Список позиционных обозначений

1 Крыло

2 Фюзеляж

3 Область фюзеляжа

4 Передняя секция фюзеляжа

5 Область крыла

6 Область крыла

7 Корневая часть крыла

8 Корневая часть крыла

9 Задняя секция фюзеляжа

10 Внешняя часть крыла

11 Элемент каркаса фюзеляжа

12 Элемент каркаса фюзеляжа

13 Элемент каркаса фюзеляжа

14 Элемент каркаса фюзеляжа

15 Элемент каркаса фюзеляжа

16 Лонжерон

17 Лонжерон

18 Лонжерон

19 Лонжерон

20 Внешняя часть крыла

21 Элемент каркаса фюзеляжа

22 Элемент каркаса фюзеляжа

23 Элемент каркаса фюзеляжа

24 Элемент каркаса фюзеляжа

25 Элемент каркаса фюзеляжа

26 Лонжерон

27 Лонжерон

28 Лонжерон

29 Лонжерон

30 Узел пола

30а Несущая конструкция промежуточной палубы

31 Двигатель

32 Двигатель

33 Соединительный элемент крыла

34 Соединительный элемент крыла

35 Несущий элемент

36 Несущий элемент

37 Пилон

38 Пилон

39 Кронштейн (подвеска) двигателя

40 Составляющий одно целое узел

41 Элемент пересечения

42 Т-образный элемент

46 Непрерывный конструктивный элемент

46а Непрерывный конструктивный элемент

47 Непрерывный конструктивный элемент

48 Непрерывный конструктивный элемент

49 Непрерывный конструктивный элемент

51 Дополнительный конструктивный элемент

52 Дополнительный конструктивный элемент

53 Дополнительный конструктивный элемент

54 Дополнительный конструктивный элемент

55 Дополнительный конструктивный элемент

56 Дополнительный конструктивный элемент

57 Дополнительный конструктивный элемент

58 Дополнительный конструктивный элемент

61 Ребро

62 Ребро

63 Ребро

64 Ребро

71 Ребро

72 Ребро

73 Ребро

74 Ребро

80 Оболочка крыла

81 Панель оболочки

82 Панель оболочки

83 Панель оболочки

90 Оболочка фюзеляжа

91 Панель оболочки

92 Панель оболочки

93 Панель оболочки

104 Передняя граница раздела

109 Задняя граница раздела.

110 Граница раздела крыла

120 Соединительные области

131 Соединительные области

132 Соединительные области

400 Опора шасси

410 Секция фюзеляжа

440 Килевая балка

500 Опора шасси

1. Секция крыло-фюзеляж летательного аппарата, содержащая корневую часть (7, 8) крыла, у которой крыло (1) летательного аппарата соединено с фюзеляжем (2), область (3) фюзеляжа с элементами (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа, которые идут в продольном направлении летательного аппарата, и область (5, 6) крыла с лонжеронами (16-19, 26-29), которые идут в направлении размаха крыла, причем лонжероны (16-19, 26-29) области (5, 6) крыла и элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа области (3) фюзеляжа образуют часть составляющего одно целое узла (40), который содержит по меньшей мере среднюю часть крыла (1) и область (3) фюзеляжа, в том числе корневые части (7, 8) крыла.

2. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой составляющий одно целое узел (40) идет в продольном направлении летательного аппарата от передней границы (104) раздела, которая предназначена для соединения с передней секцией (4) фюзеляжа, до задней границы (109) раздела, которая предназначена для соединения с задней секцией (9) фюзеляжа.

3. Секция крыло-фюзеляж по п.1 или 2, в которой составляющий одно целое узел (40) идет в направлении размаха крыла между двумя границами (110, 120) раздела, которые предназначены для соединения внешних участков (10, 20) крыла к секции крыло-фюзеляж.

4. Секция крыло-фюзеляж по п.1 или 2, в которой составляющий одно целое узел (40) в области (5, 6) крыла содержит соединительные области (131, 132) для присоединения двигателей (31, 32).

5. Секция крыло-фюзеляж по п.4, в которой соединительная область (131, 132), которая служит для присоединения двигателей (31, 32), и граница (110, 120) раздела, которая служит для присоединения внешних участков (10, 20) крыла, образованы за счет общего соединительного элемента (33, 34) крыла, который ограничивает составляющий одно целое узел (40) в направлении размаха крыла.

6. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой лонжероны (16-19, 26-29) области (5, 6) крыла у корневой части (7, 8) крыла переходят непрерывным образом в элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа области (3) фюзеляжа.

7. Секция крыло-фюзеляж по п.6, в которой несущий элемент (35, 36), который идет в продольном направлении летательного аппарата, предусмотрен у корневой части (7, 8) крыла, и в которой лонжероны (16-19, 26-29) области (5, 6) крыла переходят в элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа и идут до несущего элемента (36) на одной стороне или идут до несущего элемента (35) на другой стороне и соединены с указанным несущим элементом (36 или 35).

8. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой лонжероны (16-19, 26-29), которые идут в направлении размаха крыла области (5, 6) крыла, следуют стреловидности крыла (1) и идут под углом к продольной оси летательного аппарата, причем указанный угол отличается от 90°, а в области фюзеляжа (3) взаимосвязаны при помощи элементов пересечения и образуют часть элементов (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа.

9. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа образуют узел (30) пола области (3) фюзеляжа.

10. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа образуют несущую конструкцию (30а) промежуточной палубы.

11. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа выполнены так, что они идут по всей окружности фюзеляжа.

12. Секция крыло-фюзеляж по одному из пп.9-11, в которой элементы (11- 15, 21-25) каркаса фюзеляж образуют узел, который содержит узел (30) пола и несущую конструкцию (30а) промежуточной палубы.

13. Секция крыло-фюзеляж по п.8, в которой лонжероны или элементы каркаса фюзеляжа (11-15, 16-19, 21-25, 26-29) образованы при помощи непрерывных конструктивных элементов (46-49), идущих в направлении размаха крыла от одной области (5) крыла до другой области (6) крыла, причем указанные конструктивные элементы (46-49) идут между двумя линиями пересечения поочередно под углом лонжерона (16-19) на одной стороне и под углом лонжерона (26-29) на другой стороне, и у линий пересечения соединены с непрерывными конструктивными элементами (46-49), которые образуют смежные лонжероны или элементы каркаса (11-15, 16-19, 21-25, 26-29), которые, в свою очередь, идут между двумя линиями пересечения поочередно под углом лонжерона (16-19) на одной стороне и под углом лонжерона (26-29) на другой стороне соответственно.

14. Секция крыло-фюзеляж по п.13, в которой в области (3) фюзеляжа дополнительные конструктивные элементы (51-58), которые дополняют конструктивные элементы (46-49), непрерывно идущие от одной области (5) крыла до другой области (6) крыла, образуют часть элементов (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа и в их протяженности ограничены областью (3) фюзеляжа.

15. Секция крыло-фюзеляж по п.13 или 14, в которой конструктивные элементы (46-49, 51-58) взаимосвязаны при помощи дополнительных элементов (41) пересечения или Т-образных элементов (42).

16. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой смежные лонжероны (16-19, 26-29) и/или элементы (11-15, 21-25) каркаса взаимосвязаны при помощи ребер (61-64, 71-74), которые идут в продольном направлении летательного аппарата.

17. Секция крыло-фюзеляж по п.1, в которой на лонжеронах (16-19, 26-29) и элементах (11-15,21-25) каркаса или ребрах (61-64, 71-74) расположена внешняя оболочка (80, 90), которая соединена с ними с образованием части составляющего одно целое узла (40).

18. Секция крыло-фюзеляж по п.1, которая представляет собой металлическую конструкцию.

19. Секция крыло-фюзеляж по п.1, которая представляет собой армированную волокном пластмассовую конструкцию.

20. Секция крыло-фюзеляж по п.1, которая представляет собой составную конструкцию.

21. Секция крыло-фюзеляж по п.17 или 19, в которой конструктивные элементы (46-49, 51-58) выполнены из стеклотканей или текстильных стеклотканей, которые сшиты вместе на линиях пересечения.

22. Секция крыло-фюзеляж по п.21, в которой конструктивные элементы (46-49, 51-58) армированы у линий пересечения при помощи элементов (41) пересечения или Т-образных элементов (42).

23. Секция крыло-фюзеляж по п.17 или 19, в которой конструктивные элементы (46-49, 51-58) выполнены из стеклотканей или текстильных стеклотканей, которые сотканы вместе на линиях пересечения.

24. Секция крыло-фюзеляж по п.23, в которой конструктивные элементы (46-49, 51-58) армированы у линий пересечения при помощи элементов (41) пересечения или Т-образных элементов (42).



 

Похожие патенты:

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

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

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 авиастроения, более конкретно к устройству крепления органа подъемной силы на фюзеляже самолета. .

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 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

Изобретение относится к узлу уплотнения на воздушном судне и касается стыка между фюзеляжем и отсоединяемым крылом

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата

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 конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов. Задний конец летательного аппарата с зоной приложения нагрузок содержит принимающие элементы нагрузок стабилизаторов, соединенные с конструктивными элементами фюзеляжа. Конструктивные элементы представляют собой обшивку, два соседних силовых шпангоута и третий шпангоут, соседний с одним из двух силовых шпангоутов. Шпангоуты сформированы с двумя боковыми элементами и одним элементом основания, так что их поперечное сечение имеет замкнутую форму. Принимающим элементом нагрузки ГХС является первый фитинг, сконструированный в виде кессона с боковыми стенками и крышкой, расположенный в поперечном направлении между силовыми шпангоутами и соединенный с ними. Принимающими элементами нагрузок ВХС являются вторые фитинги, соединенные со шпангоутами. Шпангоуты и фитинги полностью выполнены из композиционного материала. Достигается оптимальное распределение нагрузок и веса с наименьшим возможным количеством элементов. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Наверх