Усиленный многолонжеронный кессон крыла


 


Владельцы патента RU 2500574:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ, С.Л. (ES)

Интегральная конструкция из композитного материала многолонжеронного кессона для самолета содержит нижнюю обшивку (12), верхнюю обшивку (11), несколько лонжеронов (9), образующих ячейки (14). Самая близкая к месту приложения нагрузки в кессоне ячейка содержит угловой кронштейн (20, 21, 22, 23) в каждом своем углу. Указанные угловые кронштейны придают кессону необходимую жесткость при кручении, чтобы предотвратить деформации, возникающие в результате локальных нагрузок. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к конструкции усиленного многолонжеронного кессона крыла для воздухоплавательных конструкций с несущими поверхностями.

Уровень техники

Общеизвестно, что в авиационной промышленности требуются конструкции, которые, с одной стороны, могут выдерживать нагрузки, которым они подвергаются, удовлетворяя требованиям высокой прочности и жесткости, и, с другой стороны, являются легкими, насколько это возможно. Результатом выполнения этого требования является значительно возросшее использование в несущих конструкциях композитных материалов, которые при правильном использовании могут повлечь значительное сокращение веса по сравнению с металлической конструкцией.

Интегральные конструкции в значительной степени доказали свою эффективность в этом смысле. Конструкция относится к интегральной, когда различные элементы конструкции, подверженные различным напряжениям (напряжение сдвига, нормальное напряжение и т.д.), изготавливаются одновременно или составляют одну и ту же часть. Это является другим преимуществом использования композитных материалов, которые за счет состояния их различных слоев, которые могут быть сложены требуемым образом, дают возможность все больше и больше соединять конструкцию, что кроме того часто вызывает сокращение стоимости, которая также является важной при конкуренции на рынке, поскольку существует меньше отдельных частей, которые подлежат сборке.

Кроме того, та же интегральная конструкция также имеет ряд недостатков, которые должны быть устранены, чтобы конструкция была эффективной. Одним из недостатков является малая доступность для сборки внутри элементов, которые не могут быть интегрированы, таких как опоры специальных систем, оборудование и элементы для локально передаваемых концентрированных нагрузок и оптимизирующих конструкцию.

В последнее время были предприняты значительные усилия для достижения более значительно высокого уровня интеграции в производстве крыльев из композитного материала.

Основной конструкцией несущих поверхностей самолетов является образованный передней кромкой крыла кессон крыла и задняя кромка крыла. Кессон крыла является типичной конструкцией, образованной верхней панелью и нижней панелью с тонкими стенками, и передним и задним лонжеронами. Другие элементы конструкции, такие как нервюры, дополнительные лонжероны и продольные или поперечные элементы, повышающие жесткость, могут быть также расположены внутри кессона крыла в некоторых из этих составных элементах.

В зависимости от конструкционных требований, требований по изготовлению, обслуживанию и сертификации и т.д. все эти элементы могут быть, а могут и не быть, основными и могут быть более или менее эффективными.

Наиболее используемой в настоящее время конструкцией кессона крыла является конструкция, образованная внутри несколькими поперечными нервюрами между передними и задними лонжеронами, основными функциями этих нервюр являются: обеспечение жесткости при кручении, продольное ограничение обшивок и стрингеров таким образом, чтобы дискретизировать критические нагрузки, сохраняя форму аэродинамической поверхности и выдерживая местные нагрузки от фитингов привода, несущих подшипников' и подобных устройств, которые непосредственно прикреплены к нервюре.

Другим конструктивным решением кессона крыла является «многолонжеронность», когда обходятся без нервюр и вводят несколько лонжеронов. Эти внутренние лонжероны могут выполнять некоторые из функций, которые выполняли нервюры в первом решении; однако проблема передачи очень концентрированных поперечных нагрузок в несущие точки, обходясь без действующей нервюры, все еще должна быть решена, причем этот аспект, будучи необходимым, предполагает, что чистая многолонжеронная конструкция имеет тенденцию деформироваться в результате кручения, вызванного этими поперечными нагрузками.

Как было упомянуто, решение многолонжеронного кессона, как таковое, не имеет большой жесткости при кручении. Поэтому необходимо оптимизировать конструкцию в этом направлении таким образом, чтобы она работала эффективно, при дополнительной трудности, заключающейся в том, что существует малая доступность для дальнейшего осуществления операций по сборке, если конструкция была слишком интегрирована.

Предметом настоящего изобретения являются инновационные решения конструкции для решения этой задачи.

Сущность изобретения

Следовательно, настоящее изобретение относится к нескольким решениям конструкции стыковых фитингов для усиления конструкций многолонжеронных кессонов крыла, в которых отсутствие действующих нервюр делает затруднительным передачу местных нагрузок. Основной сферой применения изобретения является сфера воздухоплавательных конструкций с несущими поверхностями, хотя изобретение может быть также применено к другим конструкциям с подобными признаками.

Целью настоящего изобретения является создание конструкции конструктивных элементов в точках приложения концентрированной нагрузки для кессона крыла без нервюр. Такие элементы будут обеспечивать необходимую жесткость при кручении, чтобы предотвратить деформации, происходящие в результате местных нагрузок, поступающих от крепежных и опорных фитингов, опор и т.д.

Указанная цель достигается за счет создания интегральной конструкции из композитного материала многолонжеронного кессона для самолета, содержащий нижнюю обшивку, верхнюю обшивку, несколько лонжеронов, образующих ячейки, причем самая близкая к месту приложения нагрузки в кессоне ячейка является первой ячейкой, которая согласно изобретению содержит угловой кронштейн в каждом углу первой ячейки, при этом угловые кронштейны придают кессону необходимую жесткость при кручении, чтобы предотвратить деформации, возникающие в результате локальных нагрузок.

Предпочтительно, конструкция содержит две балки, соединяющие угловые кронштейны диагонально.

Предпочтительно, балки, диагонально соединяющие угловые кронштейны, образованы одной деталью.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут понятны из следующего подробного описания вариантов осуществления изобретения, приведенных в качестве иллюстрации, совместно с приложенными чертежами, на которых:

Фиг.1 - вид кессона крыла горизонтального стабилизатора коммерческого самолета с обычной известной конструкцией с многочисленными нервюрами.

Фиг.2 - вид известной конфигурации кессона крыла, в которой опоры и фитинги непосредственно соединены с ребрами, где жесткость конструкции является максимальной.

Фиг.3 - вид внутренней части крыла военного самолета с известной конструкцией многолонжеронного кессона.

Фиг.4 - схематичное поперечное сечение многолонжеронной конструкции кессона и конечная деформация, обусловленная типичными известными нагрузками.

Фиг.5а - комплект угловых кронштейнов для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона крыла согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.5b - комплект угловых кронштейнов, скомбинированных с диагональными балками, для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.6а - пример стыковых фитингов с двухсторонним соединением для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.6b - пример стыковых фитингов с односторонним соединением, скомбинированных с угловыми балками для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.7 - сборка узла угловых кронштейнов для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг.8 - сборка узла угловых кронштейнов, скомбинированных с диагональными балками для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения; и

фиг.9 - устройство стыковых фитингов с двухсторонним соединением для придания жесткости конструкции, испытывающей кручение, многолонжеронного кессона согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения.

Подробное описание изобретения

Как показано на фиг.1, наиболее используемая в настоящее время конструкция кессона 1 внутри образована несколькими поперечными нервюрами 4 между передним 2 и задним 3 лонжеронами, причем основными функциями этих нервюр являются: обеспечение жесткости при кручении, продольное ограничение обшивок и стрингеров 5 таким образом, чтобы дискретизировать критические нагрузки, обеспечение формы аэродинамической поверхности и выдержать появления локальной нагрузки, поступающей от стабилизирующих устройств 6, опор 7 продольного соединения и несущих винтов 8, которые непосредственно прикреплены к нервюрам 4 (см. фиг.2).

Другим конструкционным решением кессона крыла является «многолонжеронность», как показано на фиг.3, где изначально обходятся без нервюр 4, при этом введены несколько лонжеронов 9. Эти внутренние лонжероны могут выполнять некоторые из функций, которые выполняли нервюры 4 в первом решении (см. фиг.1 и 2); однако все еще должна быть решена задача передачи очень концентрированных поперечных нагрузок в несущие точки, обходясь без действующей нервюры 4, причем при решении этой задачи следует учитывать, что чистая многолонжеронная конструкция имеет тенденцию деформироваться в результате кручения, вызванного этими поперечными нагрузками.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции конструктивных элементов в точках приложения концентрированной нагрузки для кессона 1 крыла без нервюр 4. Эти конструктивные элементы придают необходимую жесткость при кручении кессону 1, чтобы предотвратить деформации, происходящие в результате местных нагрузок от крепежных и несущих фитингов 11, опор и т.д.

Кессон 1 крыла с многочисленными лонжеронами 9, на котором основано настоящее изобретение, образован верхней 12 и нижней 13 обшивками, которые являются элементами, закрывающими кессон 1 в верхней части и в нижней части, при этом они характеризуются главным образом испытываемыми нагрузками на сжатие-растяжение и на сдвиг, Fres1, Fres2, Fres3, в самолете. Стрингеры 17, 18 были введены, чтобы достичь достаточной жесткости ячеек 14 кессона 1 и стабилизировать их в отношении изгиба, не увеличивая их толщину. Стрингеры 17, 18 также принимают на себя часть продольных деформаций, возникающих от изгибающих моментов.

Кроме того, имеются многочисленные лонжероны 9, которые, как и обшивки 12 и 13, являются типичными тонкостенными конструкциями. Они должны главным образом выдерживать нагрузки на изгиб и на сдвиг. Упрощенно ребра 15 лонжерона 9 должны выдерживать результирующие сдвигающие деформации, тогда как стойки 16 или хорды лонжеронов 9 должны выдерживать нагрузки на растяжении и сжатие, возникающие из-за изгибания кессона 1.

Следовательно, с конструкционной точки зрения кессон 1 образован:

- нижней обшивкой 13

- верхней обшивкой 12

- несколькими лонжеронами 9, которые, в свою очередь, образованы:

- хордой 16

- ребром 15

- несколькими стрингерами 17 в верхней обшивке 12

- несколькими стрингерами 18 в нижней обшивке.

Когда такая конструкция 1 подвергается эксцентричным поперечным нагрузкам Fap1, то имеет тенденцию деформироваться, как показано на фиг.4. Эта ситуация напряжения является типичным случаем на несущих поверхностях самолета. Традиционная нервюра 4 в этих наиболее критических областях была бы путем создания большей жесткости и предупреждения недопустимых деформаций, но поскольку конструкция 1 является закрытой, то было бы невозможно, не выполнить нервюру 4 интегрированной изначально, что делает все изготовление кессона 1 чрезвычайно сложным.

Одно решение этого недостатка заключается в том, чтобы ввести блок элементов в первую ячейку 19, причем этой ячейкой 19 является ячейка самая близкая к месту ввода нагрузки Fap1, при этом эта ячейка открыта с одной стороны, чтобы обеспечить ее сборку (см. фиг.4). Эти элементы блока должны быть достаточно маленькими, чтобы их можно было позднее собрать в ячейке 19, тогда как, в то же самое время они должны увеличивать жесткость при кручении многолонжеронного кессона.

Первый вариант осуществления изобретения содержит угловые кронштейны 20, 21, 22 и 23, в каждом углу первой ячейки 19. Боковую сторону первой ячейки 19 закрывают позднее, после осуществления необходимой работы по сборке. Также могут быть установлены две балки 24 и 25, соединяющие угловые кронштейны 20, 21, 22 и 23 диагонально. Можно обойтись и без диагональных балок 24 и 25, если они не являются необходимыми (см. фиг.5а), при этом обе балки 24 и 25 могут быть выполнены как одна деталь, чтобы минимизировать общее число деталей (см. фиг.5b). Предыдущее размещение показано на фиг.7 и 8.

Второй вариант осуществления согласно изобретению включает в себя две альтернативы - стыковые фитинги 26, 27 или стыковые фитинги 28, 29, объединенные с угловыми балками 30. С помощью этого последнего варианта осуществления изобретения, содержащего стыковые фитинги 28 и 29, объединенные с угловыми балками 30, общее число деталей возрастает, но исключаются двухсторонние соединения, которые делают сборку сложной и часто требуют дополнений, чтобы соответствовать инженерным требованиям, таким образом, повышая стоимость изделия. Размещение стыковых фитингов показано на фиг.9.

Узел, показанный на фиг.6а, содержит два стыковых фитинга 26 и 27, соединенные друг с другом диагонально, причем каждый из них соединен с обшивкой, верхней обшивкой 12 и нижней обшивкой 13, и с лонжероном 9 (двухстороннее соединение). На фиг.6b показан пример, на котором исключено двухстороннее соединение, увеличивающее число деталей, потому что использованы стыковые фитинги 28 и 29 совместно с угловыми балками 30. Число деталей всегда будет зависеть от жесткости, требуемой в каждом случае.

В вариантах осуществления изобретения, которые были только что описаны, могут быть выполнены изменения, входящие в объем изобретения, определяемый прилагаемой формулой изобретения.

1. Интегральная конструкция из композитного материала многолонжеронного кессона для самолета, содержащая нижнюю обшивку, верхнюю обшивку, несколько лонжеронов, образующих ячейки, причем самая близкая к месту приложения нагрузки в кессоне ячейка является первой ячейкой, отличающаяся тем, что она содержит угловой кронштейн в каждом углу первой ячейки, при этом угловые кронштейны придают кессону необходимую жесткость при кручении, чтобы предотвратить деформации, возникающие в результате локальных нагрузок.

2. Конструкция по п.1, отличающаяся тем, что она содержит две балки, соединяющие угловые кронштейны диагонально.

3. Конструкция по п.2, отличающаяся тем, что балки, диагонально соединяющие угловые кронштейны, образованы одной деталью.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкциям из композиционных материалов, предназначенных для использования в авиакосмической отрасли. .

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

Изобретение относится к конструктивному элементу воздушного судна, в частности к нервюре крыла, способу изготовления конструктивного элемента и к соединительному элементу, в частности к башмаку нервюры, предназначенному для передачи нагрузки между основой конструктивного элемента и покрытием, а также к конструкции воздушного судна, которая имеет конструктивный элемент.

Изобретение относится к способу повышения жесткости нервюры при совмещении ее с компонентами крыла воздушного судна при изготовлении блока крыла. Во время сборки крыла воздушного судна для повышения жесткости нервюры присоединяют панели жесткости к боковой стороне нервюры посредством действия низкого вакуума. Затем совмещают нервюру вместе с присоединенными к ней панелями жесткости с компонентом крыла. Выполняют сборочные операции с совмещенной нервюрой и присоединенными к ней панелями, после чего удаляют панели жесткости с нервюры путем снятия низкого вакуума. Каждая панель жесткости содержит упругое внешнее уплотнительное кольцо, которое установлено на боковой стороне панели и образует внешний периметр вакуумной полости. Также панель содержит упругое внутреннее уплотнительное кольцо, которое установлено на панели внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом, и образует внутренний периметр вакуумной полости. Панель жесткости присоединяют к нервюре путем формирования вакуумной камеры в результате контакта нервюры с внешним уплотнительным кольцом панели. Нервюра имеет одно или более отверстий, расположенных внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом. Каждое отверстие в нервюре герметизировано соответствующим внутренним уплотнительным кольцом. Достигается обеспечение жесткости нервюры, имеющей небольшой вес, во время сборки крыла воздушного судна. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам крыльев и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА) из композиционных материалов (КМ). Кессон крыла из КМ содержит верхнюю и нижнюю стрингерные панели. В панелях передний и задний лонжероны и нервюры делят внутреннее пространство кессона на отсеки. Стрингеры размещены в панели с внешней стороны обшивки, имеют сечение с вынесенной наверх полкой и установлены с шагом, близким к ширине этих полок. Сверху стрингеры покрыты тонким слоем КМ, образующим дополнительную внешнюю обшивку панели. Стенки стрингеров выполнены с возможностью упругой деформации при ударных нагрузках. Достигается снижение вероятности повреждения обшивки панелей под воздействием ударных эксплуатационных нагрузок, выявление ударных повреждений, упрощение конструктивного обеспечения герметичности кессона, упрощение ремонтных работ после повреждений конструкции. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам крыльев и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА) из композиционных материалов (КМ). Кессон крыла из КМ содержит верхнюю и нижнюю стрингерные панели, передний и задний лонжероны и нервюры, делящие внутреннее пространство кессона на отсеки. Стрингеры размещены с внешней стороны обшивки, имеют П-образное сечение с вынесенной наружу полкой и установлены с изоляционным зазором, выполненным с возможностью предотвращения передачи деформаций между стрингерами и проникновения между ними повреждающих обшивку предметов. Снаружи по полкам стрингеры покрыты слоем КМ, образующим дополнительную тонкостенную внешнюю обшивку. Стрингеры выполнены сборными из полок и стенок. Стенки состоят из отдельных тонкостенных стоек, выполненных с возможностью потери устойчивости от действия поперечных нагрузок, возникающих при опасных для конструкции ударах, и с возможностью их демонтажа через зазоры между полками стрингеров. Достигается снижение вероятности повреждения обшивки панелей под воздействием ударных эксплуатационных нагрузок, высокая весовая эффективность конструкции, выявление ударных повреждений, упрощение конструктивного обеспечения герметичности кессона, упрощение ремонтных работ. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к композитным материалам для авиастроения и касается конструкции из пластика, армированного углеволокном (CFRP конструкция), и способа изготовления такой конструкции. Лонжерон содержит проводящий слой, наслоенный и сформированный на углеволоконном препреге, и перемычку, сформированную из проводника, выполненного с возможностью прохождения сквозь проводящий слой и углеволоконный препрег. Изобретение обеспечивает добавление CFRP конструкции дополнительной функции электрического заземления электронного устройства, закрепленного на поверхности CFRP конструкции, изготовленной из CFRP . 4 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА). Профилированная ферменная конструкция включает верхнюю и нижнюю обводы и соединяющие их стоечные элементы с усилениями в зоне соединения. Пропитанный связующим волокнистый материал выкладывают в канавки технологической оснастки, пропуская материал расчетное количество раз через каждый конструкционный элемент ферменной конструкции. Затем отверждают и извлекают из оснастки готовую профилированную ферменную конструкцию. При этом пропитанный связующим волокнистый материал выкладывают в канавки технологической оснастки по маршрутам, исключающим образование острых углов при переходах волокнистого материала из обвода к стоечному элементу и наоборот. Достигается снижение трудоемкости изготовления и повышение массовой эффективности профилированных ферменных конструкций, таких как нервюры сверхлегких ЛА. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается конструкции кессона крыла летательного аппарата (ЛА). Кессон крыла содержит наружный жесткий силовой объемный каркас, образованный передним и задним лонжеронами и нервюрами, и внешнюю обшивку, образующую аэродинамический контур и закрепленную на наружной поверхности каркаса. При этом кессон содержит внутренний объемный силовой каркас, набранный из отдельных, поперечно расположенных относительно лонжеронов, сетчатых силовых блоков, заполняющих пространство внутри наружного каркаса и закрепленных на лонжеронах. Достигается снижение веса и повышение эксплуатационной надежности крыла ЛА, увеличение жесткости, сопротивления изгибу и кручению. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к сборной панели, усиленной элементом жесткости, имеющим законцовку. Сборная панель содержит панель, элемент жесткости, фитинг. Элемент жесткости включает в себя основание, выступающую вверх продольную стенку и законцовку с одного конца. При этом основание элемента жесткости приклеено к панели, а фитинг соединен с продольной стенкой элемента жесткости и с панелью с наружной стороны конца основания элемента жесткости. Достигается минимизация местного изгиба панели у основания элемента жесткости в районе его законцовки, снижение усилия на расслоение на конце основания элемента жесткости, повышение прочности с точки зрения нагрузки, необходимой для отслаивания конца основания элемента жесткости. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к конструкциям летательных аппаратов с машущими крыльями. Крыло состоит из крыла маха и крыла взмаха и содержит полотно парусины и два фигурных зеркально расположенных относительно друг друга лонжерона крыла. Ось лонжерона свободно вращается в удлиненной втулке, внешний конец которой жестко прикреплен к платформе прямоугольной рамы. Внешний боковой край платформы жестко прикреплен к вертикальному стержню боковой рамы, а к верхнему и нижнему поперечному стержню боковой рамы жестко прикреплены горизонтальные стержни так, чтобы при виде сверху образовалась геометрическая фигура в виде перевернутой трапеции с углом наклона ее боковой стороны к центру фигуры на угол, равный 14±0,5°. Лонжерон содержит центральный стержень, к которому жестко прикреплена ось лонжерона. К внешнему концу оси жестко прикреплено зубчатое колесо лонжерона. Боковой стержень лонжерона своим внутренним концом жестко закреплен с внешним концом центрального стержня лонжерона. Период маха крыла определен сектором от 0° до 180°, а период взмаха крыла определен сектором окружности от 180° до 360°. Достигается снижение силы инерции, возникающей при движении крыла по круговой траектории, что способствует созданию крыла маха большей площади. 25 ил.

Изобретение относится к конструкциям крепления крыла самолета к силовым элементам фюзеляжа и касается самолетов из композиционных материалов. Узел крепления крыла самолета состоит из двух перпендикулярно скрепленных краями пластин, соединенных по другим краям двумя параллельными треугольными пластинами, каждая из которых перпендикулярна обоим из двух пластин. Причем на одной из перпендикулярных пластин имеется отверстие для соединительного болта, а на второй имеются множественные отверстия для винтов, болтов или заклепок, соединяющих деталь с композиционным материалом. Достигается повышение прочности и надежности узла крепления крыла. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх