Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер

Авторы патента:


Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер
Авиакосмическое устройство и летательный аппарат, удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, способ создания модели удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата и способ изготовления удлиненного элемента конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата, и компьютер

 


Владельцы патента RU 2486102:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ЛИМИТЕД (GB)

Изобретения относятся к удлиненному элементу конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата из слоистой конструкции, а также к способу создания его модели при помощи компьютера и к способу изготовления удлиненного элемента. Удлиненный элемент содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, ребро с третьей и четвертой поверхностями, и пятую поверхность, расположенную между первой и третьей поверхностями и соединенную с ними, и шестую поверхность, расположенную между второй и четвертой поверхностями и также соединенную с ними. Удлиненный элемент содержит изменение геометрии, выполненное в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности с сокращением ширины пятой поверхности. Способ создания модели удлиненного элемента конструкции для его изготовления включает подготовку первых данных, указывающих на наличие изменений в расстоянии основания от плоскости отсчета, генерирование вторых данных для определения геометрии ребра и использование первых данных и вторых данных для генерирования модели удлиненного элемента конструкции. Уменьшение риска появления дефектов в удлиненном элементе конструкции осуществляется путем выполнения по модели удлиненного элемента конструкции локальных изменений геометрии ребра, которые представляют собой включение в ребро углового участка, простирающегося к основанию удлиненного элемента. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции включает подготовку пресс-формы, профиль которой определяют посредством модели удлиненного элемента конструкции, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 6 н. и 20 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к конструкциям из композиционных материалов, предназначенных для использования в авиакосмической отрасли. В частности, настоящее изобретение относится к удлиненному элементу конструкции из композиционных материалов, например, в форме ланжерона, нервюры или стрингера из композиционного материала и др. Изобретение также относится к способу создания и способу изготовления подобного удлиненного элемента конструкции из композиционных материалов, например, с использованием соответствующим образом запрограммированного компьютера.

Уровень техники

Удлиненные элементы конструкции из композиционных материалов, например лонжероны, нервюры, стрингеры и др., обычно используются в качестве силовых элементов конструкции как в масштабе всей конструкции, так и на локальном уровне. Лонжероны и нервюры, например, образуют каркас конструкции крыла, секции фюзеляжа или иную подобную конструкцию. Стрингеры, например, используются как элементы жесткости.

При этом у удлиненных элементов конструкции из композиционных материалов имеются части, которые могут плотно прилегать к другому компоненту, например, для повышения жесткости, прочности этого другого компонента и(или) для его закрепления. Компонент, к которому может плотно прилегать удлиненный элемент конструкции из композиционных материалов, может быть, например, в форме панели или секции обшивки, образующей поверхность летательного аппарата.

Такой удлиненный элемент конструкции из композиционных материалов может иметь поперечное сечение U-образной формы, Т-образной формы, L-образной формы или иных подходящих форм. Как правило, у элемента конструкции имеется основание с формой, приспособленной для плотного прилегания к поверхности конструкции/компонента, и придания жесткости/закрепления, и ребро, отходящее от основания в сторону от поверхности конструкции/компонента, для придания жесткости/закрепления, которое увеличивает жесткость/прочность элемента конструкции. Это ребро иногда называется гребнем элемента конструкции.

Толщина или геометрия поверхности конструкции/компонента, которой необходимо придать жесткость /которая должна быть закреплена, может изменяться, в результате чего появляются локальные особенности на поверхности конструкции/ компонента, прилегающей к элементу конструкции. Таким образом, могут понадобиться соответствующие изменения геометрии элемента конструкции. Локальные изменения геометрии элемента конструкции могут, однако, создать трудности при изготовлении элементов конструкции из композиционных материалов. Например, для локального увеличения прочности или жесткости компонента самолета, например панели крыла, обычно используют локальное увеличение толщины компонента там, где требуется дополнительная жесткость или прочность. В результате, в профиле поверхности, обращенной к элементу конструкции, появляются утолщения. Таким образом, толщина компонента может, в направлении увеличения вдоль длины соответствующего элемента конструкции, постепенно нарастать к локально более толстой части, а потом спадать к более тонкой части. Чтобы приспособиться к изменению толщины компонента, основание связанного с ним элемента конструкции необходимо соответствующим образом постепенно поднять и постепенно опустить. В результате форма элемента конструкции может иметь локальные изменения в геометрии поперечного сечения, представляющие собой функцию расстояния по длине элемента.

Требуемая форма элемента конструкции, используемого для придания панели жесткости, может в таком случае оказаться сложной, и ее геометрия может отклоняться от линейной и симметричной. Изготовление элементов конструкции из композиционных материалов, имеющих сложную геометрию, может вызывать трудности. Если требуются локальные изменения в геометрии поперечного сечения, при изготовлении могут появляться дефекты. Эти дефекты обычно возникают от сжатия и изгиба слоев волокнистого материала в зонах, где из-за локальных изменений геометрии появляются излишки материала. Это может вызвать складки в готовом изделии, обычно в форме поперечных складок. Дефекты также могут возникнуть из-за растяжения и(или) появления напряжений в зонах, где из-за локальных особенностей геометрии появляется недостаток материала. Это также может вызвать складки в готовом изделии, обычно в форме продольных складок. Любой из дефектов указанных типов (слишком мало материала или слишком много материала) может привести к нежелательному ослаблению и(или) появлению локальных внутренних напряжений композиционного материала в этих зонах. Такие дефекты обычно предусматриваются, и вводятся необходимые запасы путем добавления материала в таких зонах для компенсации дефектов, снижающих прочность. В то время как прочность получившегося компонента при этом может и не пострадать, такой подход приводит к увеличению веса и чрезмерному объему конструкции.

В настоящем изобретении ставится задача снизить остроту отмеченных проблем. Кроме того, или в виде альтернативы, в настоящем изобретении ставится задача создания удлиненного элемента конструкции из композиционных материалов усовершенствованной формы, и(или) усовершенствованного способа создания, и(или) изготовления такого элемента.

Раскрытие изобретения

В настоящем изобретении предложен удлиненный элемент конструкции для применения в авиакосмическом устройстве, в котором элемент конструкции выполнен из многослойного композиционного материала, элемент конструкции включает основание и ребро, отходящее от основания, на части длины элемента конструкции,

первую поверхность основания, форма которой обеспечивает плотное прилегание к конструкции (например, другого компонента, например панели крыла),

вторую поверхность основания, расположенную с противоположной стороны от первой поверхности,

третью поверхность, расположенную на или в ребре, находящуюся на том же слое в композиционном материале, что и первая поверхность,

четвертую поверхность, расположенную на ребре, находящуюся с той же стороны элемента конструкции, что и вторая поверхность,

пятую поверхность, расположенную между, и соединяющаяся с первой и третьей поверхностями, и

шестую поверхность, расположенную между, и соединяющаяся со второй и четвертой поверхностями,

в любом поперечном сечении элемента конструкции в любой точке вдоль части длины элемента конструкции, выполненном в плоскости, нормаль к которой параллельна длине элемента конструкции, по крайней мере часть пятой поверхности составляет острый угол с прилегающей частью первой поверхности, и по крайней мере часть пятой поверхности составляет острый угол с прилегающей частью третьей поверхности,

и в которой геометрия элемента конструкции изменяется вдоль упомянутой части его длины так, что с увеличением расстояния в данном направлении вдоль длины элемента конструкции, первая поверхность смещается ко второй поверхности по мере уменьшения ширины пятой поверхности.

Таким образом, элемент конструкции из композиционных материалов, например лонжерон, нервюра или стрингер, может включать участок, содержащий пятую и шестую поверхности, расположенный между частью ребра элемента и частью основания элемента, причем ширина участка уменьшается по мере того, как основание элемента поднимается вверх (движется в направлении от первой поверхности ко второй поверхности). Согласование подъема на основании с соответствующим изменением ширины на участке элемента, включающем пятую и шестую поверхности, позволяет при изготовлении укладывать слои композиционного материала, которые образуют элемент конструкции так, чтобы снижался риск образования локальных складок, локальных напряжений и(или) локальных растяжений, поскольку изменения геометрии основания (например, отклонение от простой линейной геометрии), которые в противном случае могли привести к дефектам, которые компенсируются изменениями ширины вышеупомянутого участка элемента.

Измерение угла между частью пятой поверхности и частью первой поверхности должно выполняться так, чтобы нулевой угол означал, что первая и пятая поверхности соединяются по плоскости (т.е. пятая поверхность являлась бы непрерывным продолжением первой поверхности и проходила в том же общем направлении). Для сравнения, угол, близкий к плюс/минус 180°, соответствовал бы повороту назад относительно первой поверхности, с резким изменением направления (близким к развороту на 180°) в месте соединения первой и пятой поверхностей.

Из сказанного должно быть понятно, что геометрия элемента конструкции может быть такой, что для любого сечения элемента конструкции в любой точке вдоль упомянутой части длины элемента конструкции, по крайней мере часть шестой поверхности наклонена под острым углом к прилегающей части второй поверхности и (или) по меньшей мере часть шестой поверхности наклонена под острым углом к прилегающей части четвертой поверхности.

Сокращение риска возникновения дефектов может быть достигнуто тем, что геометрия элемента конструкции является такой, чтобы образуемая ширина вдоль слоя композиционного материала элемента не претерпевала существенных изменений между последовательными поперечными сечениями элемента конструкции. Например, вариации образуемой ширины, которые в противном случае могли быть больше, могут быть уменьшены путем варьирования ширины пятой и(или) шестой поверхностей элемента. Измерение такой образуемой ширины может выполняться путем измерения расстояния между точками, в которых поперечное сечение элемента конструкции пересекается с первой и второй воображаемыми линиями отсчета, при этом расстояние измеряется вдоль поверхности слоя композиционного материала в или на элементе конструкции. В этом примере, относящемся к измерению образуемой ширины, поперечное сечение может быть, например, выполнено в плоскости, нормаль к которой параллельна локальному направлению по длине элемента конструкции. Первая воображаемая линия отсчета может быть, например, расположена на первой поверхности, и иметь форму, обеспечивающую ее перпендикулярность направлению, в котором проходит основание от ребра на всех таких поперечных сечениях. Вторая воображаемая линия может, например, быть расположена на третьей поверхности и иметь форму, обеспечивающую ее перпендикулярность направлению, в котором отходит ребро от основания на всех таких поперечных сечениях.

В предпочтительном варианте, образуемая ширина (например, измеренная описанным выше способом) является по существу постоянной, даже если геометрия поперечного сечения элемента конструкции изменяется вдоль по крайней мере части его длины, для всех таких поперечных сечений элемента конструкции вдоль упомянутой по крайней мере части его длины. В элементе конструкции в примере, в соответствии с данной особенностью изобретения, основание может быть приспособлено для плотного прилегания к верхней части нижней панели крыла, при этом элемент конструкции проходит в направлении размаха крыла (т.е. поперек направления хорды. В данном примере, образуемая поперечная ширина представляет собой расстояние в направлении вдоль хорды, вдоль первой, третьей и пятой поверхностей от точки в самом дальнем конце основания элемента до точки в самом дальнем конце ребра элемента. Наличие такой постоянной образуемой ширины позволяет при изготовлении укладывать слои композиционного материала, формирующего элемент конструкции так, чтобы уменьшить риск образования локальных складок или пучков волокон в композиционном материале и(или) локального растяжения.

Удлиненный элемент конструкции может иметь поперечное сечение, которое, изменяясь по длине, в целом сохраняет свою форму. Поперечное сечение может иметь Н-образную форму, например, иметь два основания и ребро, проходящее между основаниями, выступая от центральной линии каждого основания или вблизи нее. Поперечное сечение может быть U-образным, например, иметь два основания и проходящее между основаниями ребро, выступая от края каждого основания, или вблизи края. Поперечное сечение может быть Y-образным, например, иметь два основания для плотного прилегания к одной поверхности и ребро, отходящее от двух оснований, причем ребро имеет форму гребня, у которого один конец соединен с двумя основаниями, а противоположный открыт. Поперечное сечение может быть L-образным, например, иметь одно основание и отходящее от края основания ребро, причем ребро имеет форму гребня, у которого один конец соединен с основанием, а противоположный конец открыт.

Должно быть понятно, что описанное выше изобретение относится к самому элементу конструкции и не обязательно включает конструкцию (например, компонента, например панели крыла), для прилегания к которой приспособлен элемент конструкции.

Удлиненный элемент конструкции, предложенный в настоящем изобретении, может образовывать часть конструкции летательного аппарата. Может использоваться элемент конструкции, например, в виде стрингера, и другой компонент/конструкция, например, в форме панели крыла летательного аппарата, где элемент конструкции установлен на компоненте/конструкции.

В изобретении предложено авиакосмическое устройство (например, фюзеляж, каркас аэродинамической поверхности, или ее секции), наружная поверхность которого характеризуется обшивкой, ко внутренней поверхности которой прилегает основание удлиненного элемента конструкции, соответствующего элементу конструкции согласно любой особенности изобретения, описанного или заявленного в настоящей заявке. Например, жесткость обшивки может обеспечиваться изнутри конструкции летательного аппарата посредством группы удлиненных элементов конструкции, например, стрингеров, установленных на обшивке, каждый из которых соответствует настоящему изобретению.

В изобретении также предложен летательный аппарат, наружная поверхность которого характеризуется обшивкой, ко внутренней поверхности которой прилегает основание удлиненного элемента конструкции, соответствующего любой особенности изобретения, описанного или заявленного в настоящей заявке.

В изобретении также предложен способ создания расчетной модели удлиненного элемента конструкции из композиционного материала, в котором элемент конструкции представляет собой элемент конструкции в соответствии с любой особенностью описанного или заявляемого здесь изобретения. Способ может включать подготовку первых данных, определяющих требуемую геометрию основания модели элемента конструкции, расстояние от основания до базовой плоскости, изменяющееся вдоль длины элемента конструкции, генерирование вторых данных, определяющих геометрию ребра модели элемента конструкции, включающее генерирование локальных изменений в геометрии элемента в зонах, где первые данные указывают на наличие изменений в расстоянии основания от базовой плоскости, и использование упомянутых первых данных и упомянутых вторых данных для генерирования модели элемента конструкции, включающей основание и ребро.

Первые данные могут формировать по крайней мере часть массива данных, определяющих модель компонента/конструкции, для прилегания к которому должен быть приспособлен удлиненный элемент конструкции.

Поэтому, требуемая геометрия основания модели удлиненного элемента конструкции может быть косвенно выведена из этого массива данных.

В вариантах осуществления настоящего изобретения, могут быть получены локальные изменения геометрии ребра для снижения риска возникновения дефектов в элементе конструкции, выполненном из многослойного композиционного материала, в соответствии с моделью элемента конструкции. Например, геометрия ребра может отличаться наличием углового участка ребра, причем угловой участок проходит к основанию элемента и, если смотреть в сечении, ее угол к базовой плоскости меньше угла, который составляет с базовой плоскостью остальная часть ребра. Геометрия ребра может включать скошенную зону между остальным ребром и основанием модели. Геометрия ребра может включать изогнутую поверхность (например, вогнутую или выпуклую поверхность, в зависимости от того, с какой стороны модели смотреть) между остальной частью ребра и основанием модели.

Конструкция ребра и его геометрия может обеспечивать уменьшение любых изменений расстояния, измеренного вдоль поверхности элемента конструкции, от первой базовой линии на поверхности основания до второй базовой линии на поверхности ребра. Первая базовая линия может, например, располагаться на наружной поверхности, на основании модели элемента конструкции, а ее форма такова, что в каждом положении вдоль ее длины она перпендикулярна направлению, в котором основание отходит от ребра модели элемента конструкции. Вторая базовая линия может располагаться на поверхности на (в) ребре, причем поверхность находится на одном уровне в модели с первой поверхностью (то есть отделена от наружной поверхности ребра таким же интервалом (возможно, равным нулю), каким первая базовая линия отделена от той же наружной поверхности на основании).

В предпочтительном варианте, создание выполняется электронным способом, например, с использованием соответствующим образом запрограммированного компьютера. После того, как сгенерирована модель элемента конструкции, изготовление элемента конструкции может быть проведено в соответствии со сгенерированной таким образом моделью. Разработка модели элемента конструкции может быть выполнена в одной стране, с передачей электронных данных, представляющих модель элемента конструкции, в другую страну для использования при изготовлении таким способом.

В настоящем изобретении также предлагается способ изготовления элемента конструкции, в котором способ включает подготовку пресс-формы, профиль которой определяется моделью элемента конструкции, сгенерированной средствами создания в соответствии с любой особенностью изобретения, описанного и заявленного в настоящей заявке, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму, и отвердение слоев композиционного материала.

Следует, конечно, иметь в виду, что признаки, описанные в связи с одной особенностью настоящего изобретения, могут быть введены в другие особенности настоящего изобретения. Например, предложенный в изобретении способ может включать любой из признаков, описанных в связи с элементом конструкции, предложенным в изобретении, и наоборот.

Краткое описание чертежей

Далее, для иллюстрации изобретения приводится описание вариантов его осуществления со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

Фиг.1 представляет перспективное изображение Y-образного стрингера в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, установленного на панели крыла, только часть которой показана на чертеже;

Фиг.2 представляет в перспективе только часть стрингера и панели крыла, показанных на Фиг.1;

Фиг.3 представляет вид сечения стрингера и панели крыла по плоскости F-F, показанной на Фиг.2;

Фиг.4 представляет вид сечения стрингера и панели крыла по линии G-G, показанной на Фиг.3;

Фиг.5 представляет вид сечения стрингера и панели крыла, по плоскости Н-Н, показанной на Фиг.3;

Фиг.6 представляет вид сечения стрингера и панели крыла по плоскости J-J, показанной на Фиг.3;

Фиг.7 представляет поперечное сечение стрингера, показанного на Фиг.5, с указанием различных размеров;

Фиг.8 представляет поперечное сечение стрингера в соответствии со вторым вариантом осуществления;

Фиг.9 и 10 представляют стрингер в соответствии с третьим вариантом осуществления;

Фиг.11 и 12 представляют стрингер в соответствии с первым вариантом осуществления;

Фиг.13 и 14 представляют стрингер в соответствии с четвертым вариантом осуществления; и

Фиг.15 представляет блок-схему, иллюстрирующую способ создания в соответствии с пятым вариантом осуществления изобретения.

Осуществление изобретения

На Фиг.1 приведено перспективное изображение удлиненного элемента конструкции в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения. Элемент конструкции в этом варианте выполнен в виде стрингера 102. Стрингер 102 закреплен на панели 104 крыла, причем на Фиг.1 показана только часть панели 104 крыла. Как стрингер 102, так и панель 104 крыла выполнены из многослойного композиционного материала. Стрингер 102 имеет в поперечном сечении в целом Y-образную форму. Слои композиционного материала (по-отдельности на чертежах не показаны) стрингера 102 в целом следуют профилю поперечного сечения стрингера. Например, в зоне основания 106, прилегающего к панели 104, плоскости слоев волокнистого материала параллельны верхней поверхности панели 104. В зоне верхней части ребра (выступает перпендикулярно поверхности панели) плоскости слоев волокнистого материала параллельны сторонам (левой и правой) ребра.

Y-образная форма сечения перевернута (в показанной на Фиг.1 положении) так, чтобы части ветвей Y-образной конструкции упирались в панель 104 крыла, образуя тем самым основание 106 стрингера 102. Основание 106 расположено параллельно панели 104 крыла. Стебель Y-образной конструкции образует часть ребра 108 (иногда также называется гребнем) стрингера 102. Верхняя часть ребра 108 (показана на Фиг.1) выступает в направлении, перпендикулярном направлению, в котором основание проходит по панели 104. Должно быть понятно, что ребро может выступать и под другими углами относительно верхней поверхности панели 104.

С каждой стороны (левая и правая на изображении на Фиг.1), имея по одному основанию 106 на каждую сторону, стрингер 102 включает первую поверхность 110 (снаружи стрингера) на обратной стороне основания 106, которая прилегает к панели 104 крыла. С противоположной стороны от первой поверхности 110, на основании 106 находится вторая поверхность 112 (также снаружи стрингера). Верхняя часть ребра характеризует третью поверхность 114 внутри ребра 108, причем третья поверхность принадлежит тому же слою в структуре композиционного материала, что и первая поверхность 110. Также имеется четвертая поверхность 116 (снаружи стрингера), принадлежащая тому же слою в структуре композиционного материала, что и вторая поверхность 112. Таким образом, четвертая поверхность расположена на ребре и на той же стороне стрингера, что и вторая поверхность 112. В данном варианте осуществления, первая, вторая, третья и четвертая поверхности 110, 112, 114, 116 (соответственно) обычно плоские (планарные).

Как видно с края 118 панели 104 крыла, показанной на Фиг.1, толщина панели 104 крыла изменяется вдоль длины L стрингера 102, при этом панель 104 крыла включает сменяющие друг друга зоны, имеющие в направлении вдоль L различную толщину. Панель 104 крыла включает зоны, более толстые, чем смежные с ними, и зоны с нарастающей и убывающей толщиной, выполняющие роль переходов между областями разной толщины. На Фиг.2 показана часть стрингера 102 и панели 104 крыла в зоне, показанной стрелкой Е на Фиг.1. Как показано на Фиг.2, панель имеет более тонкую зону (зона 104a), которая переходит через зону с нарастающей толщиной (зона 104b) к более толстой зоне (зона 104c). Основание 106 стрингера аналогично поднимается и опускается так, что первая поверхность 110 стрингера 102 (поверхность, которая прилегает к панели 104 крыла) следует за верхней поверхностью (как показано на Фиг.1 и 2) панели 104 крыла. Толщина стрингера в зоне основания 106 и ребра 108 остается по существу неизменной подлине стрингера 102. Поэтому с увеличением длины L вторая поверхность 112 на каждом основании 106 также следует за высотой верхней поверхности (как показано на Фиг.1 и 2) панели 104 крыла над воображаемой базовой плоскостью.

С каждой стороны стрингера 102 также имеется сопрягающая поверхность (скошенная часть) 107, которая проходит между основанием 106 и ребром 108 стрингера 102, причем ширина сопрягающей поверхности 107 (измеренная поперек стрингера) изменяется в соответствии с высотой основания 106 над воображаемой базовой плоскостью 128. На Фиг.2 сопрягающая поверхность 107 хорошо видна в перспективе.

Скошенная часть 107, которая соединяется с основанием 106 и ребром 108, характеризует пятую и шестую поверхности 130, 132 (соответственно), причем пятая поверхность 130 находится между, и соединяет первую и третью поверхности 110, 114 (соответственно), а шестая поверхность 132 находится между, и соединяет вторую и четвертую поверхности 112, 116 (соответственно). В данном варианте осуществления, пятая и шестая поверхности 130, 132 в основном плоские (планарные). Первая, третья и пятая поверхности 110, 114, 130 (соответственно) в данном варианте осуществления образованы одним и тем же слоем композиционного материала стрингера 102. Аналогично, вторая, четвертая и шестая поверхности 112, 116, 132 (соответственно) в данном варианте осуществления образованы одним и тем же слоем композиционного материала стрингера 102. Фаска 107 в этом варианте осуществления составляет угол примерно 45° с основанием 106 и угол примерно 45° с ребром 108, причем ребро 108 перпендикулярно основанию 106. Угол между основанием и сопрягающей поверхностью, и между сопрягающей поверхностью и ребром может, конечно, быть и другим в других вариантах осуществления изобретения. Пятая и шестая поверхности 130, 132 (соответственно) поэтому не параллельны ни с одной из первой, второй, третьей и четвертой поверхностями 110, 112, 114, 116 (соответственно). Скошенная часть 107 может считаться частью, образующей ребро 108. Для специалиста будет очевидно, что скошенная часть 107 в первом варианте осуществления имеет хорошо выраженную протяженность в результате изменения наклона (i) при переходе между верхней частью ребра 108 и скошенной частью 107 и (ii) при переходе между скошенной частью 107 и основанием 106 элемента 102 конструкции. Таким образом, протяженность пятой и шестой поверхностей в любом данном поперечном сечении будет вполне определена.

На Фиг.3 и 4 представлены виды поперечных сечений стрингера 102 вдоль плоскостей F-F (показаны на Фиг.2) и G-G (показаны на Фиг.3) соответственно. Если проследить вдоль длины стрингера слева направо на Фиг.3 и 4 (по стрелке L), сопрягающая поверхность 107 уменьшается по мере увеличения высоты основания 106 стрингера 102 над воображаемой базовой плоскостью 128. Таким образом, сопрягающая поверхность 107 становится меньше по мере того, как основание 106 смещается вверх (стрелка Т на Фиг.3, направленная поперек длины L стрингера и в направлении от первой поверхности 110 ко второй поверхности 112 основания 106 стрингера 102). На Фиг.5 и 6 показаны поперечные сечения стрингера 102 и панели 104 крыла, сделанные вдоль вертикальных плоскостей, представленных линиями Н-Н и J-J на Фиг.3. На Фиг.5 и 6 показано, что образуемая ширина стрингера, измеренная между двумя воображаемыми линиями отсчета, остается по существу постоянной по длине L стрингера. Благодаря такой неизменной образуемой ширине, несмотря на изменения в геометрии поперечного сечения стрингера 102, упрощается снижение дефектов, например складок, которые могли бы образовываться в противном случае при укладке слоев композиционного материала, формирующего стрингер 102. Далее, со ссылкой на Фиг.3 и 4, приводится рассмотрение распределения размеров по образуемой ширине.

На Фиг.3 и 4 показано положение первой и второй воображаемых линий 120, 122 (соответственно), между которыми измеряется образуемая ширина поперечного сечения стрингера 102. Первая воображаемая линия 120 отсчета и вторая воображаемая линия 122 отсчета, показанные на Фиг.3 и 4, обе проходят в основном, хотя и не всегда точно параллельно, вдоль длины L стрингера. Первая воображаемая линия 120 расположена на первой поверхности 110 стрингера 102 и ее форма такова, что во всех точках вдоль ее длины она перпендикулярна направлению, в котором основание 106 проходит от скошенной части 107 ребра 108 (в данном варианте осуществления, это направление параллельно направлению Т, как это показано на Фиг.3). В том случае, когда длина L стрингера 102 располагается вдоль оси, первая воображаемая линия 120 находится на плоскости, которая параллельна длине L стрингера, причем направление нормали к плоскости совпадает с направлением, в котором основание отходит от ребра, и которое параллельно направлению W, как показано на Фиг.4. (Следует иметь в виду, что на Фиг.4 первая поверхность 110 скрыта за второй поверхностью 112). Очевидно, из Фиг.3 и 4, что первая воображаемая линия 120, следуя вдоль первой поверхности 110, включает и наклоненные части, чтобы приспособиться к наклонным переходам через зону 104с.

Вторая воображаемая линия 122 располагается на третьей поверхности 114, причем форма линии 122 такова, что во всех точках вдоль ее длины она перпендикулярна направлению, в котором верх ребра 108 отходит от скошенной части 107 и основания 108 (это направление, в этом варианте осуществления, параллельно направлению W, как показано на Фиг.4). В ситуации, когда длина стрингера 102 располагается вдоль в целом прямой оси, вторая воображаемая линия 122 находится в плоскости, которая параллельна длине L стрингера, причем нормаль к плоскости совпадает с направлением, вдоль которого ребро отходит от скошенной части, и которое параллельно направлению Т, как это показано на Фиг.3. (Следует иметь в виду, что на Фиг.3 третья поверхность 114 скрыта за четвертой поверхностью 116.) Из Фиг.3 и 4 очевидно, что вторая воображаемая линия 122, следуя по поверхности 110, включает и наклоненные части, чтобы приспособиться к наклонным переходам через зону 104с.

Образуемая ширина для данного поперечного сечения стрингера от точки на первой поверхности 110, совпадающей с первой воображаемой линией 120, до точки на третьей поверхности 114, совпадающей со второй воображаемой линией 122, по существу постоянна для всех поперечных сечений стрингера 102. По Фиг.5 и 6 видно, что это достигается укорочением скошенной части 107, когда основание 106 стрингера 102 сдвигается вверх.

Сечение, представленное на Фиг.5, показывает измерение образуемой ширины DW, то есть расстояния между первой и второй воображаемыми линиями 120 и 122, измеренного вдоль поверхности стрингера 102 в сечении. Это измерение показано двухсторонней стрелкой 124, первый конец 124a которой совпадает с первой воображаемой линией 120 (не показана на Фиг.5), и второй конец 124b которой совпадает со второй воображаемой линией 122 (не показана на Фиг.5). Аналогично, на Фиг.6, представляющей сечение стрингера в плоскости J-J, видна двухсторонняя стрелка 126, показывающая измерение расстояния от положения 126a первой воображаемой линии 120 (не показана на Фиг.6) до положения 126b второй воображаемой линии 122 (не показана на Фиг.6) в представленном поперечном сечении. Образуемые ширины, обозначенные двухсторонними стрелками 124, 126 на Фиг.5 и 6, по существу, одинаковы (т.е. одинаковы в пределах приемлемых допусков). Для достижения этого, величина смещения первой поверхности 110 в направлении Т компенсируется изменением ширины скошенной части 107.

Следует отметить, что положение по горизонтали (как показано на Фиг.5 и 6) верхней части ребра 108 стрингера 102 не изменяется при увеличении длины L стрингера. Таким образом, как это видно на Фиг.1, основание 106 и ребро 108 с одной стороны стрингера 102 могут быть симметричны с основанием 106 и ребром 108 на другой стороне стрингера, при этом ребро 108 проходит вдоль центральной линии стрингера, не отклоняясь налево или направо. На Фиг.7 показано, как вычислить ширину сопрягающей поверхности, необходимую для сохранения постоянной образуемой ширины между двумя воображаемыми линиями в любом данном поперечном сечении. Образуемая ширина DW1 для стрингера без сопрягающей поверхности показана рядом с сечением стрингера 102, содержащего сопрягающую поверхность 107, причем стрингер имеет образуемую ширину DW2. Видно, что горизонтальное положение первой воображаемой линии представлено на Фиг.2f посредством пунктирной линии 120', а вертикальное положение второй воображаемой линии представлено посредством пунктирной линии 122'. Ребро 108 стрингера 102 смещено от линии DW1, соответствующей отсутствию сопрягающей поверхности, на величину Z. Первая поверхность 110 на обратной стороне основания 106 отделена от линии DW1, соответствующей отсутствию сопрягающей поверхности, вертикальным промежутком Y. Фаска 107 проходит от основания 106 под углом θ и заканчивается на расстоянии X по вертикали над первой поверхностью 110. При заданных смещениях Y и Z, необходимо определить, на каком расстоянии сопрягающая поверхность должна начаться и закончиться, и рассчитано это может быть с использованием следующей формулы

X = Y + Z 1 + 1 tan θ 1 sin θ .

В случае, если θ=45°, данная формула упрощается:

X = 1,707 × ( Y + Z ) .

В настоящем (первом) варианте осуществления, горизонтальное смещение Z постоянно и может быть принято равным нулю так, что ребро 108 стрингера 102 не смещается влево или вправо. Поэтому приведенная выше формула еще упрощается до вида X+1,707Y.

Должно быть понятно, что образуемая ширина DW расстояния между двумя воображаемыми линиями может поддерживаться постоянной в любом поперечном сечении вдоль длины стрингера посредством введения других элементов. Например, вместо использования сопрягающей поверхности в месте соединения основания и ребра стрингера, может использоваться плавный переход, например, посредством изогнутой поверхности. На Фиг.8 показан второй вариант осуществления изобретения, иллюстрирующий такой альтернативный способ. При этом удлиненный элемент, в данном варианте осуществления, имеющий в целом форму L-образного стрингера 202, включает основание 206 и ребро 208, имеющее изогнутый участок 207, находящийся между основанием 206 и остальной частью ребра 208. В этом случае, воображаемая образуемая ширина DW1 определена в положении, где основание 206 стрингера 202 имеет максимальную высоту. Образуемая ширина DW1, также измеряется вдоль поверхности стрингера в поперечном сечении, и при этом проходит по первой, третьей и пятой поверхностям стрингера (при этом первая, третья и пятая поверхности стрингера представляют собой те же поверхности на (в) стрингере, что и описанные выше в отношении первого варианта осуществления). Таким образом, первая поверхность 210 расположена на обратной стороне основания 206, третья поверхность 214 расположена на ребре 208, а пятая поверхность 230 соединяет первую и третью поверхности. В этом втором варианте осуществления, пятая поверхность 230 характеризуется плавной кривой с постоянным радиусом кривизны. Радиус кривизны пятой поверхности, соответствующий воображаемой образуемой ширине DW1, равен R1. Для поддержания постоянной образуемой ширины DW, радиус кривизны пятой поверхности может быть изменен для согласования со смещениями в вертикальном направлении положения основания 206 и(или) для согласования со смещениями в горизонтальном направлении ребра 208, изображенными на Фиг.8 расстояниями Y и Z, соответственно. Для данных смещений Y и Z, и для сохранения постоянной образуемой ширины D W = D W 1 = D W 2 , радиус кривизны пятой поверхности 230 стрингера 202, характеризующийся радиусом R2, должен удовлетворять следующей формуле

R 2 = R 1 + Y + Z 2 π 2 .

Во втором варианте осуществления, протяженность изогнутого участка 207, включающего пятую и шестую поверхности, может быть легко определена следующим образом. Можно считать, что пятая поверхность имеет конец (представленный точкой 230a) в месте соединения ребра 208 и основания 206, причем протяженность первой поверхности 210 (на основании/основаниях), в контексте настоящего примера, определяется площадью элемента, который должен быть приспособлен для прилегания к панели крыла (не показана на Фиг.8). Противоположный конец (представлен точкой 230b на Фиг.8) пятой поверхности 230 может быть определен, в контексте этого примера, как место, в котором ребро 208 элемента 202 конструкции (рассматриваемое в поперечном сечении) больше не параллельно верхней прямой части ребра 208 (например, в данном случае, место, где изогнутый участок 207 соединяется с плоской частью ребра 208). Следует отметить, что во втором варианте осуществления, первая, вторая, третья и четвертая поверхности (210, 212, 214, 216 соответственно) в основном плоские (планарные), в то время как пятая и шестая поверхности (230, 232 соответственно) не являются плоскими.

На Фиг.9 и 10 показан стрингер 302, в соответствии с третьим вариантом осуществления настоящего изобретения. На Фиг.9 стрингер 302 показан с одного направления, а на Фиг.10 стрингер 302 показан с противоположного направления. Поперечное сечение стрингера 302 в целом имеет вид перевернутой буквы Y, и стрингер 302 включает части 306 основания и часть 308 ребра. Каждая часть 306 основания соединяется с частью 308 ребра посредством изогнутого участка 307. Изогнутый участок 307 имеет радиус кривизны и ширину, которая изменяется вдоль длины стрингера 302, когда основание 306 стрингера поднимается и опускается для того, чтобы приспособиться к изменениям толщины панели 304 крыла. Ребро 308 стрингера проходит вдоль по существу прямой линии, если смотреть сверху, и не испытывает поэтому никаких поперечных колебаний. Радиус кривизны изогнутого участка 307 определяется формулой

R 2 = R 1 + Y + Z 2 π 2 ,

где Y представляет величину вертикального смещения основания стрингера над воображаемой базовой плоскостью, a R1 представляет принятую константу.

На Фиг.11 и 12 показаны противоположные концы стрингера в соответствии с первым вариантом осуществления, которые приведены для сравнения со стрингерами, показанными на Фиг.9 и 14.

На Фиг.13 и 15 показан стрингер 402 в соответствии с четвертым вариантом осуществления. Половина стрингера использует принципы из первого варианта осуществления. В другой половине четвертого варианта осуществления стрингера используются принципы, заимствованные у криволинейного стрингера с L-образным поперечным сечением. Такой криволинейный стрингер описан и заявлен в одновременно рассматриваемой Британской патентной заявке Заявителя под названием "Элемент жесткости панели из композиционных материалов", номер ХА2343, имеющий с настоящей заявкой одну дату подачи. Содержание этой заявки полностью включено в настоящую заявку посредством ссылки. Формула настоящей заявки может включать любой из признаков, раскрытых в этой патентной заявке. В частности, формула настоящей заявки может быть уточнена включением признаков, относящихся к поддержанию по существу постоянной образуемой ширины стрингера в поперечных сечениях стрингера. Как показано на Фиг.13, левая часть 402L стрингера характеризуется L-образной формой, в которой ребро отклоняется вправо и влево, в то время как основание 406 стрингера 402 отклоняется вверх и вниз с тем, чтобы соответствовать изменениям толщины панели 404 крыла. Левая часть 402L стрингера, таким образом, аналогична L-образному стрингеру из патента Великобритании, упомянутого выше. Правая часть 402R стрингера (на Фиг.13 справа) включает скошенную часть (лучше всего видна на Фиг.14, где стрингер показан с противоположного конца, а эта правая часть находится слева). Ширина скошенной части меняется в соответствии с отклонением вверх и вниз основания при изменении толщины панели крыла, и также изменяется для согласования с отклонениями ребра левой части 402L стрингера. Таким образом, правая часть 402R стрингера аналогична половине стрингера первого варианта осуществления настоящего изобретения в том, что она включает скошенную часть для согласования с отклонениями в геометрии стрингера, и, одновременно, поддерживает по существу постоянную образованную ширину, что обеспечивает преимущество уменьшения дефектов при изготовлении многослойного стрингера из композиционных материалов. Следует отметить, что стрингер из четвертого варианта осуществления отличается от стрингера по первому варианту осуществления тем, что включает отклонения влево и вправо (в расположении, показанном на Фиг.13 и 14).

Далее приводится описание пятого варианта осуществления, касающегося способа разработки компьютерной модели удлиненного элемента конструкции (в данном варианте, в форме лонжерона), которая затем используется для изготовления лонжерона из композиционного материала. На Фиг.15 представлена блок-схема, схематически иллюстрирующая компьютер 502 с установленным машиночитаемым носителем информации 504, позволяющим компьютеру 502 выполнять способ в соответствии с пятым вариантом осуществления.

Подготавливается первый набор данных 506, определяющий геометрию модели 508 панели крыла. Модель панели 508 крыла включает данные, которые определяют геометрию верхней поверхности 510 (показана на Фиг.15) панели 508 крыла. Модель лонжерона создается так, что его нижняя поверхность плотно прилегает к верхней поверхности 510 панели крыла. Таким образом, данные 506 определяют расстояние упомянутой поверхности 510 панели 508 крыла от базовой плоскости 512. Это расстояние измеряется в направлении, показанном стрелкой V на Фиг.15. Создаваемая модель лонжерона включает два основания, геометрия одного из которых соответствует упомянутой поверхности 510 панели 508 крыла, и выходящее между упомянутых оснований ребро.

Способ по пятому варианту осуществления включает шаг, на котором компьютер 502 получает входные данные 506. Эти данные 506 фактически определяют требуемую геометрию основания модели лонжерона, предоставляя информацию о расстоянии основания от базовой плоскости 512, причем расстояние изменяется по длине лонжерона (длина лонжерона показана на Фиг.15 стрелкой L). Программное обеспечение 504, установленное на компьютере 502, включает модуль обработки входных данных 506 для генерирования выходных данных 514, определяющих геометрию модели 512 лонжерона. Компьютер 502, управляемый посредством машиночитаемого носителя информации 504, генерирует геометрию основания модели лонжерона и геометрию ребра модели 512 лонжерона. Геометрия ребра модели 512 лонжерона генерируется компьютером как функция локальных изменений геометрии основания модели лонжерона. Способ, которым генерируется геометрия ребра модели лонжерона, может соответствовать любому из описанных выше вариантов осуществления изобретения или их разновидностей. Например, может потребоваться отклонение ребра влево и вправо поперек лонжерона (см. двунаправленную стрелку W на Фиг.15), как это было в четвертом варианте осуществления. В качестве альтернативы или дополнительно, в ребро могут быть введены сопрягающая поверхность или радиус (возможно, сокращая ширину основания на определенных участках), в соответствии с любым вариантом осуществления с первого по третий. Такие локальные изменения в геометрии ребра модели лонжерона сокращают риск возникновения дефектов в лонжероне, выполненном из многослойного композиционного материала, в соответствии с моделью лонжерона. Затем компьютер 504 выдает данные 514, включающие данные, представляющие геометрию модели 512 модели лонжерона.

Таким образом, по сравнению с условной стандартной геометрией лонжерона, в которой ребро просто выступает вертикально от края основания, без каких-либо отклонений, скосов, округлений или иных признаков, которые влияют на образованную ширину линии, проходящей от точки на ребре поперек поверхности лонжерона к точке на основании лонжерона, при наблюдении в поперечном сечении, способ эффективно генерирует изменения в геометрии ребра лонжерона для компенсации изменений в геометрии основания ребра. Например, геометрия ребра модели лонжерона может быть сгенерирована так, чтобы уменьшить любые изменения расстояния, измеренные вдоль поверхности модели лонжерона от первой базовой линии на поверхности основания вдоль длины лонжерона, до второй базовой линии на поверхности ребра вдоль длины лонжерона (см., например, воображаемые линии 120 и 122, показанные на Фиг.3 и 4 для лонжерона по первому варианту осуществления). В предпочтительном варианте, ребро из модели лонжерона генерируется таким образом, чтобы не происходило изменения расстояния, измеренного между такой первой базовой линией и такой второй базовой линией (расстояние является по существу постоянным для каждого поперечного сечения модели лонжерона, при его измерении вдоль/длины лонжерона). Управление и(или) разработка геометрии модели лонжерона описанным выше способом обеспечивает изготовление композитного лонжерона из слоев композиционного материала, которым придается заранее заданная неоднородная форма, отличающаяся от плоской геометрии, но без сгустков или растяжения волокон в слоях материала, что может приводить к складкам или дефектам в изготовленном таким образом лонжероне.

После создания модели 512 лонжерона могут быть выполнены различные тесты по вычислению и моделированию для оценки прочности и других механических характеристик модели лонжерона для проверки того, насколько лонжерон, будучи изготовленным, соответствует различным критериям, необходимым для выполнения его функций как лонжерона в каркасе крыла или аналогичной конструкции пассажирского самолета. Данные 514 модели лонжерона далее могут быть использованы в способе изготовления лонжерона. Лонжерон может быть изготовлен с использованием хорошо известной стандартной технологии. Например, для наращивания слоев композиционного материала на пресс-форме, имеющей профиль в соответствии с ранее созданной геометрией модели 512 лонжерона, может быть использована технология горячего вакуумного формования из препрега. Слои композиционного материала, уложенные в пресс-форму, полимеризируются в автоклаве в соответствии с известной технологией.

В то время как настоящее изобретение было описано и проиллюстрировано на примере конкретных вариантов осуществления, специалистам должно быть очевидно, что изобретение предусматривает разнообразные изменения, иллюстрация которых в настоящем описании не приведена. Ниже будут описаны некоторые такие возможные изменения.

Варианты осуществления с первого по четвертый относятся к геометрии удлиненного элемента конструкции в форме стрингера, который в описанных выше вариантах осуществления закреплялся на панели крыла. В пятом варианте удлиненный элемент конструкции имеет форму лонжерона. Должно быть понятно, что принципы описанных выше вариантов осуществления изобретения могут быть использованы и для других частей конструкции самолета, где имеется панель или часть обшивки самолета, которая поддерживается и(или) придается жесткости посредством удлиненного элемента конструкции. Таким образом, применения, представленные вариантами осуществления настоящего изобретения, могут быть распространены в авиакосмической отрасли и включать любые варианты использования, где композитный элемент конструкции должен устанавливаться на компонент переменной толщины. В качестве примера могут служить лонжероны, нервюры и т.п., предназначенные для использования в крыле, хвостовом оперении или других каркасах аэродинамических поверхностей, используемых на летательном аппарате.

Концевая поверхность показанного на чертежах ребра стрингера (верх ребра, как показано на чертежах) находится на плоской поверхности. Композитный стрингер может быть подвергнут механической обработке после отвердения для того, чтобы верх ребра стрингера не проходил по существенно прямой линии. Например, ребро может включать один или более пазов для размещения других компонентов самолета. По аналогии, концевая поверхность основания стрингера (например, дальний правый край стрингера, показанного на Фиг.2) не обязательно должна располагаться на по существу плоской поверхности. Основание, например, может включать один или более пазов для размещения других компонентов самолета или изменения геометрии панели, к которой прилегает стрингер.

На чертежах стрингер показан проходящим по длине вдоль по существу прямой линии. Панели крыла и другие аэродинамические поверхности самолета обычно искривлены и не являются плоскими. При этом, скорее всего, стрингер будет иметь форму, вытянутую в одном основном направлении, но будет отклоняться от прямолинейной геометрии, характерной для приведенных в качестве примера стрингеров, показанных на приложенных чертежах. Также специалистам должно быть понятно, что изменения наклона вдоль поверхности стрингера будет постепенным, поскольку при использовании композиционных материалов сложно выполнить резкие изменения наклона без дополнительной механической обработки.

Область притязаний настоящего изобретения включает удлиненные элементы конструкции, одни секции которых соответствуют вышеописанным вариантам осуществления изобретения, а другие секции которых не соответствуют ни одному из приведенных вариантов осуществления. Например, только часть длины элемента конструкции может соответствовать особенности настоящего изобретения. Эта часть длины элемента конструкции может, однако, составлять большую часть длины элемента конструкции.

В случае, если в приведенном описании упоминаются целые объекты или элементы, обладающие известными, очевидными или предсказуемыми эквивалентами, эти эквиваленты включаются в настоящее описание, как если бы они были предложены отдельно. Для определения истинной зоны притязаний настоящего изобретения следует обратиться к формуле, и оно должно истолковываться как охватывающее все такие эквиваленты. Читатель также должен понимать, что целые объекты или признаки изобретения, описанные здесь в качестве предпочтительных, обладающих преимуществами, более удобных или др., не являются обязательными и не ограничивают область притязаний независимых пунктов формулы.

1. Удлиненный элемент конструкции авиакосмического устройства, характеризующийся выполнением из многослойного композиционного материала, имеющий поперечное сечение, изменяющееся в любой точке вдоль части его длины, и геометрию, изменяющуюся вдоль упомянутой части его длины с увеличением расстояния в направлении вдоль его длины, и содержащий основание, снабженное первой поверхностью, выполненной с возможностью ее прилегания к остальной конструкции авиакосмического устройства, и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, ребро, отходящее от основания и снабженное третьей поверхностью, расположенной на одном слое композиционного материала с первой поверхностью, и четвертой поверхностью, расположенной с той же стороны, что и вторая поверхность, пятую поверхность, расположенную между первой и третьей поверхностями и соединенную с ними, и шестую поверхность, расположенную между второй и четвертой поверхностями и соединенную с ними, при этом вышеуказанное поперечное сечение расположено в плоскости, нормаль к которой параллельна вышеуказанной длине, а по крайней мере часть пятой поверхности составляет острый угол с прилегающей частью первой поверхности и с прилегающей частью третьей поверхности, причем вышеуказанное изменение геометрии выполнено в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности с сокращением ширины пятой поверхности и с возможностью тем самым уменьшения образования нежелательных складок, напряжений или растяжений слоев композиционного материала в зоне изменения вышеуказанной геометрии при изготовлении.

2. Элемент по п.1, в котором пятая и шестая поверхности по крайней мере частично расположены на или в ребре.

3. Элемент по п.1 или 2, в котором пятая и шестая поверхности образуют сопрягаемую поверхность, расположенную между основанием и частью ребра.

4. Элемент по п.3, который имеет изменяющийся угол наклона поверхностей в местах соединения сопрягаемой поверхности с основанием и с ребром.

5. Элемент по п.1 или 2, в котором пятая и шестая поверхности образуют изогнутый участок, расположенный между основанием и частью ребра.

6. Элемент по п.5, в котором в месте соединения изогнутого участка с основанием изогнутый участок параллелен основанию, а в месте соединения изогнутого участка и ребра изогнутый участок параллелен ребру.

7. Элемент по п.5, в котором изогнутый участок имеет радиус кривизны, по существу постоянный в любом месте указанного поперечного сечения.

8. Элемент по п.1, в котором при смещении первой поверхности в направлении ко второй поверхности третья поверхность остается неизменной в направлении к четвертой поверхности.

9. Элемент по п.1, в котором при смещении первой поверхности в направлении ко второй поверхности длина поперечного сечения пятой поверхности увеличивается.

10. Элемент по п.1, который в своем поперечном сечении при вышеуказанном изменении геометрии вдоль по крайней мере части его длины имеет постоянное расстояние, измеряемое по поверхности поперечного сечения между точками, в которых поперечное сечение пересекается с первой и второй воображаемыми линиями для всех поперечных сечений вдоль упомянутой по крайней мере части его длины, при этом каждое поперечное сечение является плоскостью, нормаль к которой параллельна локальному направлению вдоль его длины, первая воображаемая линия расположена на первой поверхности перпендикулярно направлению, в котором основание отходит от ребра, а вторая воображаемая линия расположена на третьей поверхности перпендикулярно направлению, в котором ребро отходит от основания.

11. Элемент по п.1, в котором вдоль его упомянутой по меньшей мере части длины толщина между первой и второй поверхностями является по существу постоянной.

12. Элемент по п.1, который представляет собой нервюру.

13. Элемент по п.1 или 12, в котором поперечное сечение удлиненного элемента по существу Н-образное.

14. Элемент по п.1, который представляет собой лонжерон.

15. Элемент по п.1 или 14, в котором поперечное сечение удлиненного элемента по существу U-образное.

16. Элемент по п.1, который дополнительно включает второе основание, а ребро расположено между двумя указанными основаниями.

17. Элемент по п.1, который представляет собой стрингер.

18. Элемент по п.1 или 17, в котором поперечное сечение удлиненного элемента по существу Y-образное.

19. Элемент по п.1 или 17, в котором поперечное сечение удлиненного элемента по существу L-образное.

20. Авиакосмическое устройство, включающее обшивку, содержащую наружную поверхность и внутреннюю поверхность, прилегающую к основанию удлиненного элемента конструкции, выполненного по п.1.

21. Летательный аппарат, включающий обшивку, содержащую наружную поверхность и внутреннюю поверхность, прилегающую к основанию удлиненного элемента конструкции, выполненного по п.1.

22. Способ создания модели удлиненного элемента конструкции для его изготовления из многослойного композиционного материала, включающий подготовку первых данных, при которой определяют требуемую геометрию основания модели удлиненного элемента конструкции, расстояние от основания до плоскости отсчета, изменяющееся вдоль длины удлиненного элемента, генерирование вторых данных, при котором определяют геометрию ребра модели удлиненного элемента, включая генерирование локальных изменений в геометрии удлиненного элемента в зонах, в которых первые данные указывают на наличие изменений в расстоянии основания от плоскости отсчета, использование упомянутых первых данных и упомянутых вторых данных для генерирования модели удлиненного элемента конструкции и уменьшение риска появления дефектов в удлиненном элементе конструкции, выполненном по модели удлиненного элемента конструкции посредством локальных изменений геометрии ребра, которые представляют собой включение в ребро углового участка, простирающегося к основанию удлиненного элемента, при этом осуществляют наблюдение за названными изменениями по поперечному сечению под углом с плоскостью отсчета меньшим, чем угол между остальной частью ребра и плоскостью отсчета.

23. Способ по п.22, в котором риск возникновения дефектов в удлиненном элементе конструкции, выполненном из многослойного композиционного материала посредством модели удлиненного элемента конструкции, сокращают при генерировании вторых данных, определяющих геометрию ребра модели удлиненного элемента конструкции, посредством генерирования геометрии ребра для сокращения любых изменений расстояния, измеренного вдоль поверхности модели удлиненного элемента конструкции от первой базовой линии на поверхности основания до второй базовой линии на поверхности ребра.

24. Способ по п.23, в котором генерирование вторых данных, определяющих геометрию ребра модели удлиненного элемента конструкции, осуществляют при, по существу, неизменном расстоянии, измеренном вдоль поверхности модели удлиненного элемента от первой базовой линии до второй базовой линии.

25. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции, включающий подготовку пресс-формы, профиль которой определяют посредством модели удлиненного элемента конструкции, сгенерированной способом по п.22, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала.

26. Компьютер, выполненный для осуществления способа по п.22, включающий модуль обработки данных, определяющий требуемую геометрию основания модели удлиненного элемента конструкции и генерирующий данные, определяющие геометрию ребра модели удлиненного элемента конструкции.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области задач имитации толпы при формировании компьютером изображений. .
Изобретение относится к области автоматизированного моделирования гидроэнергетических объектов (ГЭО) и способам трехмерного моделирования. .

Изобретение относится к трехмерной визуализации в реальном времени. .

Изобретение относится к способу изготовления трехмерного объекта согласно преамбуле пункта 1 формулы изобретения. .

Изобретение относится к способу анализа соединения деталей по отношению к, по меньшей мере, одному заданному проектировочному критерию. .

Изобретение относится к отображению анатомических древовидных структур. .

Изобретение относится к способу для обеспечения оценки пространственной глубины видеопоследовательности и, в частности, к способу преобразования двухмерного (2D) видеоформата в трехмерный (3D).

Изобретение относится к средствам моделирования сетей связи. .

Изобретение относится к средствам послойного экструдерного осаждения для построения трехмерных объектов. .

Изобретение относится к способам обеспечения вибрационной прочности деталей сложной геометрической формы. .

Изобретение относится к моделированию геометрических форм и может найти применение в программах цифрового управления для станков, в программах проведения технико-экономических исследований.
Изобретение относится к области автоматизированного моделирования гидроэнергетических объектов (ГЭО) и способам трехмерного моделирования. .

Изобретение относится к области цифровой вычислительной техники и предназначено для моделирования комбинаторных задач при проектировании вычислительных систем (ВС), например для размещения процессов (задач, файлов, данных, управляющих процессов и т.д.).

Изобретение относится к области вычислительной техники и может быть использовано при проектировании и модернизации систем бесперебойного электропитания. .

Изобретение относится к заданию конфигурации устройства в сети. .

Изобретение относится к области регулирования параметров схемы памяти на основе сопротивления. .

Изобретение относится к оболочечным конструкциям корпусных деталей из полимерных композиционных материалов, применяемых в ракетной и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок.
Наверх