Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов



Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов
Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов
Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов
Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов
Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2542801:

Артемьев Андрей Вячеславович (RU)
Кирилин Александр Николаевич (RU)

Изобретение относится к жестким оболочкам, задающим аэродинамический наружный обвод агрегата, воспринимающим продольные и поперечные нагрузки. Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов (КМ) для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов (ЛА) содержит обшивку, стрингеры и поперечные пояса, изготовленные совместно с обшивкой. Обшивка выполнена в виде трехслойной панели, содержащей внешнюю и внутреннюю обшивки из армирующего материала, между которыми расположен пенопластовый наполнитель с коническими отверстиями, в которых внутренняя и внешняя обшивки панели находятся в непосредственном контакте. Панель снабжена усилениями, внедренными в кромки панелей, и интегрированными в панель стрингерами. Стрингеры выполнены в виде пенопластового сердечника с полостью, усиленной внутренней оболочкой, снабженного пакетом полок и внешней оболочкой, расположенными на пенопластовом сердечнике. Поперечные пояса выполнены в виде пазов с П-образным профилем. Достигается получение жесткой оболочки, стойкой при сжатии, сдвиге и действии поперечных нагрузок. 5 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к жестким оболочкам, задающим аэродинамический наружный обвод агрегата, воспринимающим продольные и поперечные нагрузки, может быть использовано в конструкции обводообразующих панелей агрегатов легких летательных аппаратов (ЛА), в том числе воздухоплавательных (дирижабли, аэростаты, и т.п.), а также в конструкциях планов оперения, гондол, крупногабаритных мотогондол, аэродинамических рулей и жестких обтекателей.

Уровень техники

Интегральная панель входит в состав обводообразующего агрегата ЛА (крыло, стабилизатор и т.п.) и, опираясь на элементы каркаса, состоящего из продольных и поперечных силовых элементов (лонжеронов и нервюр или шпангоутов), образует необходимый аэродинамический профиль (фиг.1). Действующие на агрегат аэродинамические нагрузки, определяемые изгибающими и крутящим моментами в виде потоков нормальных и касательных напряжений, воспринимаются «ячейкой» панели, заключенной между соседними лонжеронами и нервюрами (С.Н. Кан, И.А. Свердлов. «Расчет самолета на прочность». М.: Машиностроение, 1966, стр.90…95). Геометрические параметры панелей, при заданных характеристиках материала, определяют из условий отсутствия местной и общей потери устойчивости панелей при действии потоков нормальных сжимающих и касательных усилий (С.Н. Кан, И.А. Свердлов. «Расчет самолета на прочность». М.: Машиностроение, 1966, стр.65…68 и 127…129)

σ Э М П У к Е δ / r и   σ Э 3.6 Е / ( b / δ ) 2 + σ Э М П У ;                                     [ 1 ]

к = 0 , 6 ( 1 + 0.005 r / δ   0.005 r / δ ;                                                                [ 2 ]

τ к p 5 E ( b / δ ) 2 + 0.1 E δ / r   -  для  подкрепления  панелей                            [ 3 ]

σ Э М П У E E З δ / 3 ( 1 μ μ ) h   -  для  трехслойных  панелей                          [ 4 ]

где σЭМПУ - эквивалентное сжимающее напряжение местной потери устойчивости цилиндрической оболочки; σЭ - эквивалентное сжимающее напряжение общей потери устойчивости панели; τкр - критическое касательное напряжение; r/δ - гибкость криволинейной обшивки; δ - толщина обшивки; r - радиус кривизны оболочки; b - расстояние между стрингерами; h - толщина заполнителя трехслойной панели; Е и Ез - модули упругости обшивки и заполнителя; µ - коэффициент Пуассона обшивки.

В сжатых зонах конструкции, для исключения появления потери устойчивости обшивки, традиционно применяют различные конструкции в виде подкрепленных или трехслойных панелей.

Недостаток подкрепленных панелей (с позиции минимизации веса) заключается в необходимости частой установки продольных силовых элементов - стрингеров (величина b - небольшая) на панелях с малой толщиной обшивки δ для исключения ее местной потери устойчивости. Большое количество элементов продольного силового набора панели (стрингеров) увеличивает суммарный вес единицы площади панели. Недостатком трехслойных панелей (без стрингеров) является достаточно большая «потребная» толщина заполнителя h, что также приводит к увеличению веса панелей.

Наибольшую весовую эффективность имеют традиционно применяемые трехслойные панели с пенопластовым или сотовым наполнителем (К.Д Юрьев. «Весовое качество материалов и конструкций». М.: Машиностроение, 1994 г., с.48-51, 59-65). Большая толщина наполнителя (строительная высота трехслойной панели) гарантирует необходимый запас устойчивости, а несущая способность панели определяется пределами прочности материала.

Однако в крупногабаритных агрегатах с относительно невысокими погонными нагрузками в плоскости панели и в поперечном направлении (потоки касательных сжимающих и трансверсальных нормальных усилий) определяющим фактором становится максимальная изгибная жесткость панелей, а не реализация предельных «возможностей» материала. Необходимый запас устойчивости крупногабаритной трехслойной панели «требует» большой толщины наполнителя, что приводит к чрезмерному возрастанию веса конструкции.

Известна конструкция устройства по патенту № SU 1777297, класс В64С 3/26, B64F 5/00, 12.02.1990 г. «Панель из композиционного материала и способ ее изготовления». Панель из композиционного материала содержит обшивку с размещенными на ней продольными стрингерами закрытого сечения и поперечными ребрами. Стрингеры образованы замкнутыми полыми профилями, покрытыми внутренними и наружными слоями из композиционного материала. Наружные слои стрингеров выполнены с отбортовками и формируют поперечные ребра, а смежные стрингеры и поперечные ребра выполнены с общей «лапкой». «Лапки» образованы внутренним и наружным слоями композиционного материала.

Недостаток данной конструкции заключается в том, что обшивка и оболочки стрингеров выполнены в виде относительно тонких слоистых оболочек, и приложение сжимающих и сдвиговых нагрузок в плоскости панели приводит к потере устойчивости, т.е. к потере своей формы. Для предотвращения потери устойчивости в данной конструкции необходимо увеличивать толщину обшивки или уменьшать расстояние между стрингерами, что приведет к увеличению погонного веса панели (вес квадратного метра регулярной конструкции).

Наиболее близкой к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому эффекту является конструкция панели из композиционного материала согласно патенту № RU 2112698, класс C1 B64C 3/26, 30.09.2006 г. Панель из композиционного материала содержит обшивку, продольные стрингеры и поперечные элементы подкрепления, изготовленные совместно с обшивкой. Стрингеры могут быть выполнены с различным сечением (в виде трапеции, двутавра и т.п.), а элементы подкрепления выполнены в виде силовых поясов (усилений), расположенных на обшивке и «лапках» стрингеров.

Недостатком данной конструкции является отсутствие трехслойной обшивки, которая не теряет своей формы при сжатии панели и сдвиге в своей плоскости. Также, из-за отсутствия трехслойной обшивки, панель практически не воспринимает распределенные нагрузки, перпендикулярные ее плоскости (например, аэродинамические, возникающие при обтекании обводообразующего агрегата ЛА набегающим потоком), в силу малой изгибной жесткости тонкой обшивки.

Сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является разработка конструкции крупногабаритной панели обводообразуюших агрегатов из полимерных композиционных материалов, которая не теряет устойчивости при сжатии, сдвиге и при действии поперечных нагрузок.

Поставленная задача решается благодаря тому, что элементарная ячейка панели, заключенная между соседними стрингерами и нервюрами, выполняется в виде трехслойной конструкции с малой толщиной заполнителя, а стрингеры выполнены за одно целое с трехслойной обшивкой панели, образуя интегральную панель.

Такое решение задачи позволяет получить жесткие оболочки с внешней поверхностью высокого качества, задающие аэродинамические наружные обводы агрегата, воспринимающие продольные и поперечные нагрузки, в частности сжатие в своей плоскости и распределенную внешнюю поперечную нагрузку (аэродинамическую или от внутреннего избыточного давления), а также сдвиг в своей плоскости без потери устойчивости и своей формы - в отличии от мягких каркасных оболочек, традиционно применяемых в воздухоплавательных аппаратах.

Перечень фигур

Изобретение поясняется чертежами:

фиг.1 - конструкция обводообразующего агрегата летательного аппарата с интегральными панелями;

фиг.2 - вид интегральной панели в плане;

фиг.3 - сечение А-А фиг.2 с трапециевидным продольным элементом (стрингером) интегральной панели;

фиг.4 - сечение А-А фиг.2 с прямоугольным продольным элементом (стрингером) интегральной панели;

фиг.5 - сечение Б-Б фиг.2.

Описание изобретения

Интегральная панель 1 минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов содержит обшивку, выполненную в виде трехслойной панели с набором интегрированных в панель продольных силовых элементов (стрингеров 2) и поперечных поясов, предназначенных для соединения с поперечными силовыми элементами каркаса, выполненных в виде пазов 3. Также интегральная панель 1 на кромках снабжена усилениями 4.

Конструкция самого агрегата, обводы которого формируют интегральные панели 1, подразумевает наличие жесткого силового каркаса, снабженного продольными и поперечными элементами силового набора.

На фиг.1 представлена конструкция обводообразующего агрегата типа консоль оперения, содержащая интегральные панели 1, опирающиеся на силовой каркас агрегата. Силовой каркас агрегат включает в себя продольный силовой набор (лонжероны 5) и поперечный силовой набор (нервюры 6). Интегральные панели 1 соединены с полками лонжеронов 5 и при помощи пазов 3, которые опираются на нервюры 6, образуя замкнутый аэродинамический профиль. В хвостовой части агрегата, в сечениях нервюр 6 каркаса могут быть установлены узлы навески механизации 7.

Трехслойная панель (фиг.2-4) состоит из внешней обшивки 8 и внутренней обшивки 9, между которыми расположен пенопластовый наполнитель 10. В качестве армирующего материала обшивок можно использовать конструкционные ткани и однонаправленные ленты из высокомодульных волокон (углеродные, стеклянные или органические). Интегральную панель можно разделить на «ячейки». «Ячейка» панели образована осями стрингеров 2 и расстоянием между нервюрами 6 каркаса обводообразующего агрегата.

Интегральная панель 1 имеет ширину, определяемую положением лонжеронов 5 каркаса обводообразующего агрегата, и опирается на нервюры 6 каркаса, расстояние между которыми определяют из условия отсутствия потери устойчивости стрингеров 2 панели. Лонжероны 5 каркаса обводообразующего агрегата имеют разную строительную высоту. Поскольку строительная высота в каждом сечении агрегата задана высотой лонжеронов 5 каркаса, то для компенсации разности строительных высот лонжеронов 5 и нервюр 6 каркаса при сборке предусмотрен гарантированный зазор 11, заполняемый компенсирующей клеевой пастой 12. Для исключения подгонки ширины интегральных панелей 1 при сборке предусмотрен гарантированный зазор 13.

Пенопластовый наполнитель 10 (например, пенопласт типа ПВХ или Airex C70.55) имеет толщину, определяемую из условия запаса устойчивости «ячейки» панели 1. В пенопластовом наполнителе 10 панели выполнены конические отверстия 15 (перфорация), малый диаметр конусов обращен к внешней обшивке панели 8, а больший - к внутренней обшивке 9. Расстояние (шаг) между центрами конических отверстий 15 в наполнителе 10 и телесный угол конического отверстия определяют исходя из возможности обеспечения непосредственного контакта внутренней 9 и внешней 8 обшивок в отверстиях перфорации 15 при изготовлении панели. Контакт внутренней 9 и внешней 8 обшивок панели зависит от уровня давления при формовании панели (вакуумное или автоклавное) и податливости (кашируемости, драпируемости) полотна армирующего материала внутренней обшивки 9, которая, огибая конические отверстия перфорации 15 наполнителя 10, одновременно формирует трехслойную панель. Таким образом, обшивка трехслойной панели, образующая наружный обвод, получается гладкой, а внутренняя обшивка 9 (обращенная во внутреннюю полость агрегата) получается гофрированной.

Стрингеры 2 расположены на внутренней обшивке 9 интегральной панели 1 вдоль осей 14, выполнены в виде пенопластового сердечника 16, снабженного внешней 17 и внутренней 18 оболочками стрингера. Внешняя оболочка стрингера 17 расположена на пенопластовом сердечнике 16, ее ширину выбирают с учетом припуска армирующего материала для крепления к внутренней обшивке 9 панели. Пенопластовый сердечник 16 стрингера исключает местную потерю устойчивости его тонких оболочек 17, 18 при эксплуатации и выполняет роль технологической оправки, придающей форму стрингеру. Сердечник 16 стрингера выполнен составным, для облегчения сборки, с внутренней полостью 19, необходимой для облегчения конструкции. Внутренняя полость 19 усилена внутренней оболочкой сердечника 18 из армирующего материала, аналогичного обшивкам 8, 9 панели и внешней оболочке 17 стрингера 2. Для увеличения момента инерции сечения стрингера на пенопластовом сердечнике расположены пакеты полок 20, выполненные в виде дополнительных слоев армирующего материала.

Стрингер 2 может быть выполнен в различных вариантах. На фиг.3 представлено сечение А-А интегральной панели 1 с трапециевидным стрингером. Внутренняя полость 19 сердечника стрингера 16 выполнена в виде цилиндра, в верхней части стрингер снабжен полкой 20. Геометрические параметры стрингера 2, его высота и ширина, а также толщины и схемы армирования полки 20 внешней 17 и внутренних 18 оболочек определяют из условия устойчивости при сжатии. Угол наклона катета стенки стрингера 2 определяется возможностью установки вакуумного пакета при формовании интегральной панели 1 и, как правило, составляет не более 20 градусов от вертикали.

На фиг.4 представлен вариант сечения интегральной панели 1 со стрингером 2 в виде прямоугольника, имеющего эквидистантную прямоугольную внутреннюю полость в сердечнике 16, усиленную внутренней оболочкой 18 и внешней оболочкой 17. Толщину стенки пенопластового сердечника 16 определяют из условия местной потери устойчивости вертикальной стенки стрингера 2. Такая форма стрингера 2 более предпочтительна с точки зрения увеличения момента инерции стрингера, однако при изготовлении такой панели потребуется более сложная технологическая оснастка, чем при изготовлении панелей с трапециевидными стрингерами.

На внутренней обшивке 9 интегральной панели выполнены поперечные пояса в виде пазов 3. Пазы 3 необходимы для установки и закрепления на интегральной панели 1 элементов нервюр 6 каркаса агрегата. Паз 3 выполнен в виде швеллера, обращенного стенкой к внешней обшивке 8 (П-образный профиль). Паз 3 формируют из внутренней оболочки 21 и внешней оболочки 22, имеющей дополнительные участки ткани - «лапки» для соединения с внутренней обшивкой 9 панели. Высоту паза 3 определяют гарантированной прочностью при максимальном зазоре 11, при этом высота паза 3 выполнена ниже стрингера 2. Ширину паза 3 определяют толщиной нервюры 6 каркаса. На внутренней обшивке 9 панели пояса пересекаются со стрингерами 2. Длина каждого отрезка пояса паза 3 равна расстоянию между двумя соседними стрингерами 2. Внешние 17 и внутренние 18 оболочки стрингеров, П-образные профили пазов 3 и внутреннюю обшивку панели формируют из полотна или пакетов армирующего материала и изготавливают за один цикл формования.

В кромку интегральной панели 1, соединяемую с полками лонжеронов 5 каркаса, внедрены усиления 4, состоящие из дополнительных слоев армирующего материала.

На внешнюю обшивку интегральной панели 1 в процессе формования наносят защитно-декоративное покрытие (гелькоут) 23.

Формирование интегральной панели 1 из пакетов и полотен армирующего материала производят следующим образом.

На технологическую оснастку, задающую внешний обвод интегральной панели, наносят слой гелькоута 23, который после изготовления панели образует ее защитно-декоративное покрытие. На слой гелькоута последовательно выкладывают полотна (или пакеты - предварительно собранные из отдельных полотен) внешней обшивки 8 панели, вдоль осей лонжеронов 5 выкладывают усиления кромки 4. Пенопластовый заполнитель 10, с предварительно разделанными коническими отверстиями 15, укладывают на внешнюю обшивку 8 меньшим диаметром конических отверстий к внешней 8 обшивке, далее на пенопластовые блоки укладывают и прикатывают полотна внутренней обшивки 9 панели.

Параллельно с выкладкой обшивки формируют стрингер 2. На технологических оправках (цилиндрических или прямоугольных, в зависимости от формы стрингера) формируют внутренние оболочки 18 сердечников стрингеров. Затем на оправках размещают сердечники 16 стрингеров, предварительно разрезанные вдоль как минимум на две части. Оправки вместе с сердечниками 16 стрингеров устанавливают на внутреннюю обшивку 9 заготовки панели по осям стрингеров 14. На сердечники 16 стрингеров 2 прикатывают пакеты полок 20 и внешнюю 17 оболочку стрингера так, что припуск прилегает к внутренней 9 обшивке панели с двух сторон стрингеров и образует одинаковые по ширине «лапки».

Отдельно на специальной технологической оправке формируют паз 3. Толщину этой оправки определяют шириной паза 3. На оправку выкладывают полотна внутренней оболочки паза 21. В местах пересечения со стрингерами на специальной технологической оправке паза сделаны просечки по форме стрингера. При этом полная высота оправки должна быть больше, чем высота стрингера 2. Далее оправку устанавливают на заготовку панели по осям нервюр. С двух сторон оправки прикатываются полотна внешней 22 оболочки паза таким образом, что формируются припуски для соединения с внутренней обшивкой 9 панели 1.

Интегральную панель можно изготавливать методом вакуумной пропитки и формования (инфузии), в этом случае пакеты и полотна формируются из «сухих» армирующих материалов, сборка ведется при помощи специального спрей-клея или используется армирующий материал с нанесенным составом связующего (биндер). После окончания сборки заготовки интегральной панели на внутреннюю поверхность заготовки устанавливают вакуумный мешок и производят вакуумную пропитку.

При изготовлении из препрегов (предварительно пропитанного связующим армирующего материала) последовательность формирования интегральной панели не изменяется.

После окончания формования вакуумный мешок снимают, оправки из стрингеров 2 и пазов 3 извлекают. Из стрингеров 2 оправку вытягивают через торцы, а из пазов 3 оправку извлекают вверх, относительно плоскости панели 1. Со всех кромок удаляют технологический припуск (механообработка).

Предлагаемая конструкция сочетает в себе преимущества подкрепленной и трехслойной панелей, где увеличенное расстояние между стрингерами (шаг подкрепления) уменьшает их количество на единицу площади панели, а малая толщина заполнителя обшивки (малая по сравнению с традиционной трехслойной панелью) исключает местную потерю устойчивости обшивки между стрингерами. По сравнению с традиционной трехслойной панелью, в предлагаемой панели уменьшен размер «ячейки» обшивки. Расстояния между осями лонжеронов (b) - лонжеронами уменьшается до расстояния между осями стрингеров, что уменьшает потребную толщину заполнителя (h) в квадратичной зависимости (формула 1). При этом сохраняется расстояние между нервюрами. Кроме того, комбинация трехслойной обшивки с подкреплением в виде стрингеров позволяет значительно снизить деформацию обшивки между стрингерами («из плоскости панели» - выпучивание) при аэродинамическом обтекании агрегата (за счет разрежения) или при воздействии внутреннего избыточного давления, например, в конструкции жесткой оболочки воздухоплавательного аппарата.

Интегральная панель минимальной массы из полимерных композиционных материалов для обводообразующих агрегатов летательных аппаратов, содержащая обшивку, стрингеры и поперечные пояса, изготовленные совместно с обшивкой, отличающаяся тем, что обшивка выполнена в виде трехслойной панели, содержащей внешнюю и внутреннюю обшивки из армирующего материала, между которыми расположен пенопластовый наполнитель с коническими отверстиями, в которых внутренняя и внешняя обшивки панели находятся в непосредственном контакте, при этом интегральная панель снабжена усилениями, внедренными в кромки панелей, и интегрированными в панель стрингерами, выполненными в виде пенопластового сердечника с полостью, усиленной внутренней оболочкой, снабженного пакетом полок и внешней оболочкой, расположенными на пенопластовом сердечнике, а поперечные пояса выполнены в виде пазов с П-образным профилем.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается разработки обтекаемых конструкций для летательных аппаратов (ЛА) из композиционных материалов (КМ), в частности крыльев и крыльевых устройств.

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).

Изобретение относится к области производства многослойных панелей и оболочек с легкими заполнителями и касается многослойной панели ступенчатой формы и способа ее изготовления.

Изобретение относится к способу обшивки легких самолетов полиэфирной обшивочной тканью, а также к дисперсионному клею горячего склеивания и к его применению для обшивки.

Изобретение относится к узлу летательного аппарата и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата, оснащенного средствами молниезащиты. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха с мягким крылом. .
Изобретение относится к ткани для покрытия воздушных летательных аппаратов, к способу ее изготовления и нанесения на указанные аппараты. .

Изобретение относится к области авиастроения. Крыло состоит из центроплана, левой и правой консоли крыла, носовой части, хвостовой части, предкрылка, элерона, интерцептора, закрылка, воздушного тормоза. Верхняя и нижняя панели центроплана выполнены за одно целое со стрингерами. Передний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла выполнен швеллерного сечения с полками внутрь кессона левой и правой консоли крыла. Задний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла состоит из корневой части, выполненной сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава и концевой части. Панели левой и правой консоли крыла выполнены за одно целое со стрингерами. Обшивки носовой части каждой консоли крыла выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика с сотовым заполнителем. Передний лонжерон, концевая часть заднего лонжерона, панели и обшивки хвостовой части выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика. Изобретение направлено на повышение прочности и надежности. 23 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к композитной конструктивной панели задней кромки элемента летательного аппарата (ЛА). Панель задней кромки содержит верхнюю поверхность, нижнюю поверхность, заднюю кромку, соединяющую верхнюю и нижнюю поверхности. При этом верхняя поверхность и нижняя поверхность соединены поперечными элементами жесткости. Причем панель выполнена в виде единой цельной детали, формирующей выполненные за одно целое друг с другом верхнюю поверхность, нижнюю поверхность, заднюю кромку и поперечные элементы жесткости. При изготовлении панели стержни, каждый из которых частично окружен покрывающей оболочкой, располагают на несущей оболочке на участке такой длины, что обеспечена возможность сгиба несущей оболочки. Затем несущую оболочку загибают, накладывая ее на обернутые стержни. Далее панель полимеризуют, присоединяя слои покрывающей оболочки к несущей оболочке и формируя поперечные элементы жесткости, после чего стержни извлекают. Достигается отличная аэродинамическая целостность у задней кромки, повышение жесткости, прочности, простота изготовления. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области обработки металлов давлением, а именно к технологиям производства многослойных панелей с легким объемным заполнителем из листового гофрированного зигзагообразного материала, и может быть использовано в самолетостроении, судостроении и других отраслях промышленности. В многослойной панели, содержащей обшивки, соединенные с помощью композиционного клеящего материала с размещенным между ними листовым гофрированным зигзагообразным заполнителем с чередующимися выступами и впадинами, плоские боковые грани которых соединены между собой зигзагообразными линиями. В полое пространство, образованное между обшивками и листовым гофрированным зигзагообразным заполнителем, введен дополнительный усиливающий заполнитель в виде подпирающего элемента, подложки из пены, которая расположена по обеим сторонам срединной плоскости панели на половину ее высоты для локальной поддержки с возможностью жесткой фиксации плоских боковых граней и вершин листового гофрированного зигзагообразного заполнителя. По обеим сторонам панели во впадины заполнителя заливают жидкий парафин, образующий после затвердевания вспомогательный слой, на который наносят дополнительный усиливающий наполнитель из пены. После нагрева жидкий парафин удаляют. Повышается устойчивость листового гофрированного зигзагообразного заполнителя, за счет жесткой фиксации плоских боковых граней и вершин листового гофрированного зигзагообразного заполнителя. 2 н.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 конструктивному узлу воздушного судна. Конструктивный узел имеет элемент площади, который содержит внутренний слой и наружный слой. При этом первая поверхность элемента площади имеет выпуклую криволинейность в определенных частях относительно центральной зоны, проходящей через внутренний слой элемента площади, а вторая поверхность, противоположная первой, ориентирована параллельно центральной зоне. Причем элемент площади выполнен в виде наружного конструктивного элемента обшивки фюзеляжа воздушного судна, сегмента обшивки фюзеляжа или кессонной конструкции. Первая или вторая поверхность элемента площади предназначена для образования внутренней поверхности обшивки фюзеляжа воздушного судна, сегмента обшивки фюзеляжа или кессонной конструкции, обращенной к внутреннему пространству обшивки фюзеляжа воздушного судна, сегмента обшивки фюзеляжа или кессонной конструкции, в составе конструктивного узла (10′) воздушного судна при установке на воздушном судне. Достигается снижение веса, простота монтажа, достаточная механическая прочность и жесткость.9 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается диагностики механических свойств конструкций летательного аппарата, выполненных из полимерных композиционных материалов (ПКМ), в частности касается защиты от поражения молнией. Панель из ПКМ содержит обшивку, состоящую из молниезащитного покрытия и слоев углеткани, чередующихся со слоями из полимерного связующего, продольные стрингеры трапециевидного сечения. Стрингеры образованы с внутренней стороны обшивки пенопластовыми вкладышами. Молниезащитное покрытие расположено в верхнем слое обшивки и состоит из равнопрочной углеткани сатинового или саржевого плетения с металлическими включениями на основе посеребренной меди, вплетенными в структуру ткани, пропитанной полимерным связующим, содержащим углеродные наночастицы. Причем в структуру панели интегрированы оптоволоконные сенсорные элементы на основе брэгговских решеток. Достигается повышение стойкости панели к динамическим и тепловым нагрузкам после воздействия тока молнии в зоне смещающихся разрядов, обеспечение непрерывного мониторинга технического состояния и своевременного обнаружения и принятия решения о возможности безопасной эксплуатации панели вследствие механического и температурного воздействия разряда молнии. 2 ил.
Наверх