Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата



Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата
Конструкция из композитного материала и оснащенные ей крыло и фюзеляж летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2553608:

МИЦУБИСИ ХЕВИ ИНДАСТРИС, ЛТД. (JP)

Изобретение относится к конструкции из композитного материала (КМ) с отверстиями и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ, который удлинен в продольном направлении крыла, содержит множество выполненных в нем отверстий и изготовлен из армированного волокнами пластика, и подвергается растягивающей нагрузке и/или сжимающей нагрузке в продольном направлении. Жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в продольном направлении в периферийной краевой области вокруг отверстия меньше, чем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в продольном направлении в другой области, окружающей периферийную краевую область. Каждое отверстие представляет собой отверстие для доступа, выполненное во внешней обшивке нижней поверхности крыла ЛА. Также продольное направление может быть продольным направлением фюзеляжа, при этом каждое отверстие будет представлять собой отверстие иллюминатора, выполненное во внешней обшивке фюзеляжа ЛА. Достигается исключение концентрации напряжения в периферийных краевых участках отверстий, снижение массы конструкции. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

{0001} Изобретение относится к конструкции из композитного материала с отверстиями, а также к крылу и фюзеляжу летательного аппарата, содержащим указанную конструкцию из композитного материала.

Уровень техники

{0002} В областях летательных аппаратов, кораблей, автомобилей и других подобных областях техники широко используется композитный материал из армированного волокнами пластика (FRP), поскольку такие конструкции обладают повышенной прочностью и меньшей массой. Иногда в таком материале выполняют отверстия для осмотра и обеспечения доступа во время сборки. При выполнении таких отверстий, поскольку на периферийных краевых участках отверстий происходит концентрация напряжения, необходимо увеличивать прочность указанных периферийных краевых участков отверстий.

{0003} В PTL 1, приведенном ниже, раскрыто техническое решение для добавления армирующего слоя, увеличивающего толщину и прочность, с целью армирования периферийного краевого участка отверстия для доступа внешней обшивки летательного аппарата. Армирующий слой, описанный в PTL 1, прикреплен к основному материалу с помощью шпилек или швов с целью предотвращения отслоения армирующего слоя при нагружении указанного армирующего слоя.

Список процитированных источников

Патентная литература

{0004} PTL 1 - Перевод с японского языка международной заявки РСТ, публикация №2003-513821.

Раскрытие изобретения

Техническая задача

{0005} Техническое решение, описанное в PTL 1, тем не менее, имеет проблему, связанную с производительностью, поскольку процесс установки шпилек или наложения швов при добавлении армирующего слоя увеличивает время производства.

{0006} В качестве решения, в котором не используются такие шпильки или швы, известна внешняя обшивка 103 нижней поверхности крыла 100 летательного аппарата, имеющая конструкцию, показанную на фиг.10. Как показано на фиг.10(a), в центральной части в поперечном направлении внешней обшивки 103 нижней поверхности выполнено множество отверстий 102 для доступа. Отверстия 102 для доступа используют для осмотра или во время сборки топливного бака, расположенного в крыле 100. На фигуре пунктиром показан контур крыла 100, включая закрылок и предкрылок.

{0007} Для повышения прочности периферийных краевых участков отверстий 102 для доступа, как показано на фиг.10(b), армирующий многослойный пакет 104 уложен на (подложен под) основной многослойный пакет 106. Как видно в разрезе на 10(b), армирующий многослойный пакет 104 имеет форму клина, толщина которого уменьшается по мере удаления от отверстия 102 для доступа. Для армирования отверстия 102 для доступа достаточно периферийного краевого участка 104а фиксированной толщины, расположенного на периферийном краевом участке отверстия 102 для доступа и имеющего фиксированную толщину. Однако, если сформирован только участок 104а фиксированной толщины, то происходит отслоение по поверхности контакта с основным многослойным пакетом 106, когда к участку 104а фиксированной толщины приложена нагрузка. Для предотвращения отслоения участок 104а фиксированной толщины не только сформирован, но и дополнительно расширен для формирования клиновидного участка 104b и постепенного увеличения толщины. Необходимо отметить, что для облегчения понимания на фиг.10(b) клиновидный участок 104b заштрихован. Тем не менее клиновидный участок 104b и участок 104а фиксированной толщины непрерывны и образованы одними и теми же листами, уложенными друг на друга.

В конструкции, показанной на фиг.10, нет необходимости крепления с помощью шпилек или швов, описанных в PTL 1. Тем не менее с точки зрения только армирования отверстия 102 для доступа клиновидный участок 104b изначально излишний, так как только увеличивает массу конструкции.

{0008} Изобретение было задумано вследствие указанных обстоятельств и его задачей является обеспечение конструкции из композитного материала, армированной во избежание концентрации напряжения в периферийных краевых участках отверстий и с возможностью снижения ее массы; а также обеспечение крыла и фюзеляжа летательного аппарата, оснащенных указанной конструкцией.

Решение задачи

{0009} Для решения поставленных задач, заявляемые конструкция из композитного материала, крыло и фюзеляж летательного аппарата согласно изобретению используют следующие решения.

А именно, заявляется конструкция из композитного материала, изготовленная из композитного материала, вытянутого в одном направлении, содержащая отверстие, выполненное в ней; изготовленная из армированного волокнами пластика, к которой приложена растягивающая нагрузка и/или сжимающая нагрузка в одном направлении, причем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении в периферийной краевой области вокруг указанного отверстия меньше, чем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в одном направлении в другой области, окружающей указанную периферийную краевую область.

{0010} Поскольку жесткость при растяжении в одном направлении в периферийной краевой области вокруг отверстий ниже жесткости при растяжении в одном направлении в других областях, окружающих периферийные краевые области вокруг отверстий, растягивающая нагрузка приложена в первую очередь к указанным другим участкам. В результате, растягивающая нагрузка, приложенная к периферийным краевым областям вокруг отверстий, становится относительно ниже, и концентрация напряжения на периферийных краевых областях вокруг отверстий снижается. Соответственно, армирование периферийных краевых областей вокруг отверстий может быть меньше, чем в случае, когда периферийные краевые области вокруг отверстий имеют такую же жесткость при растяжении, как и другие области.

Кроме того, когда жесткость при сжатии в одном направлении в периферийных краевых областях меньше, чем жесткость при сжатии в одном направлении в других областях, окружающих периферийные краевые области, сжимающая нагрузка приложена в первую очередь к указанным другим областям. В результате сжимающая нагрузка, приложенная к периферийным краевым областям вокруг отверстий, становится относительно низкой, и концентрация напряжения в периферийных краевых областях вокруг отверстий снижается. Соответственно, армирование периферийных краевых областей вокруг отверстий может быть меньше, чем в случае, когда периферийные краевые области вокруг отверстий имеют такую же жесткость при сжатии, как и другие области.

Кроме того, когда к конструкции из композитного материала приложены растягивающая нагрузка и сжимающая нагрузка (то есть, когда приложена изгибающая нагрузка), то растягивающую нагрузку и сжимающую нагрузку в одном направлении на периферийных краевых областях вокруг отверстий делают меньше, чем растягивающую нагрузку и сжимающую нагрузку в одном направлении в других областях так, что растягивающая нагрузка и сжимающая нагрузка приложены в первую очередь к указанным другим областям.

Кроме того, когда к конструкции из композитного материала приложена растягивающая нагрузка и сжимающая нагрузка (то есть, когда приложена изгибающая нагрузка), жесткость при растяжении и жесткость при сжатии в одном направлении в периферийных краевых областях вокруг отверстий становится ниже, чем жесткость при растяжении и жесткость при сжатии в одном направлении в других областях, так что растягивающая нагрузка и сжимающая нагрузка приложены в первую очередь к указанным другим областям.

{0011} Кроме того, в заявляемой конструкции из композитного материала периферийные краевые области вокруг отверстий сделаны из композитного материала, изготовленного в основном из волокна, ориентированного в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°, когда указанное одно направление является направлением 0°.

{0012} Поскольку периферийные краевые области изготовлены в основном из волокна, которое ориентировано в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°, жесткость при сжатии в направлении 0° (указанное одно направление) становится ниже, и можно реализовать области с возможностью удлинения в направлении растяжения (и/или направлении сжатия). Кроме того, поскольку периферийные краевые области, в основном, содержат волокно в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°, то жесткость в направлении перерезывающей силы (в направлении, которое перпендикулярно указанному одному направлению, или в направлениях ±90°) увеличивается, и жесткость при кручении может быть увеличена.

Также нужно заметить, что "изготовленный в основном из волокна, ориентированного в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°'', означает, что доля волокна, ориентированного в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°, выше, чем в обычно используемых композитных материалах (или в других областях). Например, доля волокна в направлениях ±45° в обычном композитном материале, используемом для крыла летательного аппарата, составляет около 60% ((0°, +45°, -45°, 90°)=(30%, 30%, 30%, 10%), но "изготовленный в основном из волокна, ориентированного в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°” означает более высокую долю, например, 70% или выше, предпочтительно 80% или выше.

Кроме того, чтобы дополнительно уменьшить жесткость в направлении 0° в периферийных краевых областях, волокно, ориентированное в направлении 0°, предпочтительно представляет собой материал, жесткость которого ниже, чем у волокна, ориентированного в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлениях ±45°. Например, в направлениях от ±30° до ±60°, предпочтительно в направлении ±45°, используется углеволокно, и в направлении 0° используется стекловолокно или арамидное волокно.

{0013} Кроме того, в заявляемой конструкции из композитного материала, волокнистые листы периферийной краевой области, предназначенные для периферийной краевой области, и волокнистые листы другой области, предназначенные для другой области, содержат волокнистые листы, разделенные в заранее определенных местоположениях многослойного пакета, причем разделенные листы установлены встык с волокнистыми листами через посредство местоположений сращивания в продольном направлении волокнистых листов, и местоположение сращивания в одном из указанных разделенных волокнистых листов расположено в местоположении в разделенных волокнистых листах, отклоненном в продольном направлении от местоположения сращивания в другом из разделенных волокнистых листов.

{0014} Когда соответствующие разделенные волокнистые листы установлены так, что местоположения сращивания расположены в одних и тех же местоположениях в направлении сборки многослойного пакета, то местоположения разделения между волокнистыми листами периферийных краевых областей и волокнистыми листами других областей перекрывают друг друга в направлении сборки многослойного пакета, и прочность материала в этих местоположениях снижается. Ввиду этого, в изобретении местоположения сращивания расположены в местоположениях, отклоненных в продольном направлении волокнистых листов так, чтобы избежать снижения прочности материала в местоположениях сращивания. В данном случае, термин "местоположения сращивания" означает местоположения разделения волокнистых листов.

{0015} Далее, в конструкции из композитного материала, представленной в изобретении, указанные отверстия представляют собой отверстия для доступа, выполненные во внешней обшивке нижней поверхности крыла летательного аппарата.

{0016} Внешняя обшивка нижней поверхности составляет нижнюю часть поверхности кессона крыла, подверженную нагрузке, приложенной к крылу летательного аппарата. Поэтому во время полета внешняя обшивка нижней поверхности подвержена растягивающей нагрузке в продольном направлении крыла. Так как периферийные краевые области вокруг отверстий для доступа являются вышеописанными периферийными краевыми областями, а области, окружающие периферийные краевые области, представляют собой вышеописанные другие области, растягивающая нагрузка приложена в первую очередь к указанным другим областям, и только относительно малая растягивающая нагрузка приложена к периферийным краевым областям. Соответственно, армирование периферийных краевых областей вокруг отверстий для доступа можно уменьшить и обеспечить снижение массы крыла.

{0017} Кроме того, указанные отверстия в заявленной конструкции из композитного материала представляют собой отверстия иллюминаторов, выполненные во внешней обшивке фюзеляжа летательного аппарата.

{0018} Фюзеляж летательного аппарата подвержен растягивающей нагрузке и сжимающей нагрузке (или изгибающей нагрузке) в продольном направлении. Так как периферийные краевые области вокруг отверстий иллюминаторов являются вышеописанными периферийными краевыми областями, а области, окружающие периферийные краевые области, представляют собой вышеописанные другие области, то растягивающая нагрузка и сжимающая нагрузка приложены в первую очередь к указанным другим областям, и только относительно малая растягивающая нагрузка и относительно малая сжимающая нагрузка приложены к периферийным краевым областям. Соответственно, армирование периферийных краевых областей вокруг иллюминаторных отверстий можно уменьшить и обеспечить снижение массы фюзеляжа.

Преимущественные результаты изобретения

{0019} В заявленной конструкции из композитного материала, а также крыле и фюзеляже летательного аппарата, оснащенных конструкцией из композитного материала, жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии периферийных краевых областей сделаны ниже, чем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии других областей, с целью снижения концентрации напряжения в периферийных краевых областях вокруг отверстий. Соответственно, армирующую конструкцию периферийных краевых областей вокруг отверстий можно упростить и уменьшить массу.

Краткое описание чертежей

{0020} На фиг.1 показана внешняя обшивка нижней поверхности крыла летательного аппарата в соответствии с одним из вариантов осуществления конструкции из композитного материала изобретения: (a) вид сверху и (b) вертикальный разрез.

На фиг.2 в изометрии показана внешняя обшивка нижней поверхности и стрингеры, составляющие часть крыла, имеющего коробчатую конструкцию.

На фиг.3 показан разрез по линии А-А, отмеченной на фиг.2.

На фиг.4 в изометрии и в разобранном состоянии показан способ укладки друг на друга волокнистых листов.

На фиг.5 изображен поперечный разрез, иллюстрирующий способ укладки друг на друга листов многослойного пакета.

На фиг.6 сбоку показан фюзеляж летательного аппарата, являющийся еще одним примером использования конструкций из композитного материала в изобретении.

На фиг.7 показан сверху образец для испытания, используемый в Примерах изобретения.

На фиг.8 показан поперечный разрез по линии А-А, отмеченной на фиг.7.

На фиг.9 изображен график, демонстрирующий результаты испытаний на растяжение.

На фиг.10 показана обычная внешняя обшивка нижней поверхности крыла летательного аппарата; (a) вид сверху, (b) вертикальный разрез.

Осуществление изобретения

{0021} Ниже описан вариант осуществления изобретения со ссылкой на фиг.1-3.

На фиг.1(a) показана внешняя обшивка 3 нижней поверхности крыла летательного аппарата 1. Внешняя обшивка 3 нижней поверхности сформирована конструкцией из композитного материала, изготовленной из армированного углеволокном пластика. Пунктирными линиями на чертеже отмечен видимый контур крыла 1, включая закрылок, предкрылок и другие подобные элементы.

{0022} Как показано на фиг.2 и 3, внешняя обшивка 3 нижней поверхности образует коробчатый кессон крыла с передним лонжероном 20 и задним лонжероном 22, которые образуют боковые внешние обшивки, выступающие из обоих концов внешней обшивки 3 нижней поверхности в поперечном направлении, и верхней внешней обшивкой 24, соединяющей верхние концы переднего лонжерона 20 и заднего лонжерона 22. Внешняя обшивка 3 нижней поверхности подвержена нагрузке крыла 1.

{0023} В продольном направлении на крыле 1 установлены стрингеры 26. Аналогично внешней обшивке 3 нижней поверхности и другим компонентам стрингеры 26 сделаны из композитного материала, изготовленного из FRP. Каждый из стрингеров 26 закреплен на внутренней поверхности внешней обшивки 3 нижней поверхности и на внутренней поверхности верхней внешней обшивки 24 и подвержен в первую очередь продольным нагрузкам крыла 1.

Кроме того, внутри крыла 1 коробчатой конструкции установлены нервюры 28 так, что делят внутреннее пространство на секции в продольном направлении. Каждая из нервюр 28 имеет форму, подобную обшивке, проходящую в поперечном направлении крыла 1 (то есть перпендикулярно продольному направлению), и нервюры 28 установлены на заданном расстоянии друг от друга в продольном направлении. Как показано на фиг.3, передние и задние концы нервюр 28 прикреплены к переднему лонжерону 20 и заднему лонжерону 22 с помощью определенных крепежных элементов 30, например гаек и болтов.

{0024} Как показано на фиг.1, во внешней обшивке 3 нижней поверхности крыла 1, в продольном направлении и с заданными интервалами выполнены отверстия 5 для доступа (отверстия), предназначенные для осмотра топливного бака, установленного внутри крыла 1, а также для осуществления сборки и других подобных работ.

Внешняя обшивка 3 нижней поверхности содержит периферийные краевые области 3a, расположенные вокруг соответствующих отверстий 5, и другие области 3b, окружающие периферийные краевые области 3a, и изготовлена из цельного композитного материала.

Указанные периферийные краевые области 3a расположены на всем участке заданной ширины вокруг отверстий 5 для доступа. Хотя каждая периферийная краевая область 3a отмечена на фиг.1(a) двумя пересекающимися стрелками, это указывает на то, что периферийные краевые области 3a изготовлены из армированного волокном композита, имеющего значительную долю волокна, ориентированного в направлении ±45°, как описано ниже.

Другие области 3b расположены вокруг периферийных краевых областей 3a и занимают, по существу, все области за пределами периферийных краевых областей 3a.

{0025} Периферийные краевые области 3a и другие области 3b, составляющие внешнюю обшивку 3 нижней поверхности, сделаны из композитных материалов, в основном армированного углеволокном пластика (CFRP). Число композитных материалов, подлежащих укладке друг на друга, определяется нагрузкой, которой будут подвержены указанные композитные материалы, например несколько десятков композитных материалов могут быть уложены друг на друга.

Доли ориентации углеволокна в других областях 3b, по существу, те же, что и в конструкции летательного аппарата. Если направление вытянутости крыла 1 (продольное направление) соответствует 0°, листы, имеющие соответствующие направления волокна, уложены друг на друга, например, так, что соблюдается соотношение (0°, +45°, -45°, 90°)=(30%, 30%, 30%, 10%).

{0026} Доли ориентации углеволокна в периферийных краевых областях 3а отличны от долей в других областях 3b, и в основном составляют ±45°, если продольное направление крыла 1 соответствует 0°. Таким образом, доля ориентации ±45° сделана выше, чем в других областях 3b, и листы, имеющие соответствующие направления волокна, уложены друг на друга так, что доля ориентации ±45° составляет 70% и выше, предпочтительно 80% и выше. Кроме того, для снижения жесткости при растяжении в направлении 0° углеволокно в направлении 0° можно заменить на стекловолокно, арамидное волокно или другое подобное волокно.

{0027} На фиг.4 показан пример конструкции многослойного пакета волокнистых листов для внешней обшивки 3 нижней поверхности, в которой реализованы вышеописанные доли.

Например, как показано на фиг.4, волокнистый лист ±45°, проходящий через периферийные краевые области 3a и другие области, расположен в первом слое 41, который на чертеже находится на самом верхнем уровне. Во втором слое 42, расположенном непосредственно под первым слоем 41, в периферийной краевой области 3a расположен волокнистый лист -45° (волокнистый лист периферийной краевой области), а волокнистые листы 0° (волокнистые листы других областей) расположены на других участках 3b, окружающих с двух сторон периферийную краевую область 3a. В третьем слое 43, расположенном непосредственно под вторым слоем 42, волокнистый лист 90° расположен в периферийной краевой области 3a и в других областях 3b. В четвертом слое 44, расположенном сразу под третьим слоем 43, волокнистый лист -45° расположен в периферийной краевой области 3a, а волокнистые листы 0° расположены в других областях 3b, окружающих с двух сторон периферийную краевую область 3a, как во втором слое 42. В пятом слое 45, который находится непосредственно под четвертым слоем 44, расположен волокнистый лист ±45°, который проходит через периферийную краевую область 3a и другие области 3b, как и в первом слое 41.

Вышеописанные слои с первого слоя 41 по пятый слой 45 сформированы поочередно или надлежащим образом сформированы любые комбинации указанных слоев (см. фиг.5). Таким образом, доля ориентации ±45° в периферийных краевых областях 3a может быть сделана выше, чем в других областях 3b.

{0028} На фиг.5 местоположения сращивания обозначены пунктирными кругами. Местоположения сращивания являются местоположениями разделения между волокнистыми листами периферийных краевых областей и волокнистыми листами других областей. На указанном чертеже местоположения сращивания разрознены и расположены в местоположениях, отклоненных в продольном направлении волокнистых листов, если смотреть из направления сборки многослойного пакета. Это объясняется тем, что когда местоположения сращивания находятся в одних и тех же местоположениях в направлении сборки многослойного пакета; местоположения разделения между волокнистыми листами перекрывают друг друга в направлении сборки многослойного пакета, и нужно предотвратить снижение прочности материала в указанных местоположениях.

Периферийные краевые области 3a расположены на внутренней стороне от местоположений сращивания (по сторонам отверстий 5 для доступа). Поэтому, как показано на чертеже, внутренние стороны от местоположений сращивания, которые находятся дальше всего от отверстий 5 для доступа, являются периферийными краевыми областями 3a.

{0029} Далее дано описание функциональных результатов при использовании крыла 1, содержащего вышеописанную конфигурацию.

В полете к крылу 1 приложена нагрузка, смещающая вверх дистальный конец крыла 1. В результате, к внешней обшивке 3 нижней поверхности крыла 1 в продольном направлении (в направлении 0°) приложена растягивающая нагрузка. Растягивающая нагрузка в направлении 0° в первую очередь приложена к другим областям 3b внешней обшивки 3 нижней поверхности, а не к периферийным краевым областям 3a. Это объясняется тем, что по сравнению с другими областями 3b периферийные краевые области 3a изготовлены в основном из волокна с ориентациями ±45° и являются участками с меньшей жесткостью при растягивающей нагрузке в направлении 0°. Поэтому периферийные краевые области 3a подвержены меньшей нагрузке растяжения, чем другие области 3b, и для периферийных краевых областей 3a требуется меньшая прочность. В связи с этим нет необходимости обеспечения армирующего многослойного пакета 104 для увеличения толщины, как показано на фиг.10. Для облегчения понимания армирующий многослойный пакет 104 с фиг.10 также показан на фиг.1(b). Таким образом, армирующий многослойный пакет становится не нужен, что позволяет соответственно сократить массу.

{0030} Кроме того, поскольку периферийные краевые области 3a в основном ориентированы под ±45°, увеличена жесткость при сдвиге или жесткость при кручении. Поэтому периферийные краевые области 3a не подвержены осевой силе (растягивающей нагрузке), но подвержены скручивающей нагрузке. Из всех нагрузок, приложенных к крылу 1, скручивающая нагрузка составляет в пределах 30% от растягивающей нагрузки. Соответственно, нет необходимости увеличивать толщину периферийных краевых областей 3a; они могут иметь такую же толщину, как и другие области 3b.

{0031} Кроме того, поскольку периферийные краевые области 3a и другие области 3b сформированы из цельного композитного материала, то отслоение, показанное на фиг.10, не происходит.

{0032} Хотя указанный вариант осуществления описан выше в приложении к внешней обшивке 3 нижней поверхности крыла 1, изобретение не ограничивается этим, и оно может быть приложено к широкому спектру конструкций из композитных материалов, имеющих отверстия.

Например, верхняя внешняя обшивка, составляющая кессон крыла вместе с внешней обшивкой 3 нижней поверхности, может иметь такую же конструкцию, как и внешняя обшивка 3 нижней поверхности. В этом случае к верхней внешней обшивке приложена сжимающая нагрузка. Тем не менее жесткость при сжатии периферийных краевых областей 3а сделана меньше, чем жесткость при сжатии других областей 3b, так что концентрация напряжения в периферийных краевых областях 3а может быть снижена.

{0033} Кроме того, как показано на фиг.6, вышеописанный вариант осуществления можно применить к фюзеляжу летательного аппарата 10, имеющему выполненные в нем отверстия 11 иллюминаторов. В этом случае для периферийных краевых областей 12 вокруг отверстий 11 иллюминаторов используется такой же материал, как для периферийных краевых областей 3а описанного выше варианта осуществления изобретения, а для других областей 13 используется такой же материал, как для других областей 3b вышеописанного варианта осуществления изобретения. К фюзеляжу 10 приложена изгибающая нагрузка (или растягивающая нагрузка, или сжимающая нагрузка), но прочность при растяжении и жесткость при сжатии в периферийных краевых областях 12 сделана ниже, чем указанные величины других областей. Таким образом, может быть снижена концентрация напряжения в периферийных краевых областях вокруг отверстий 11 иллюминаторов.

{0034} Кроме того, заявляемая конструкция из композитного материала может быть приложена не только к летательным аппаратам, но, также, например, к кораблям и автомобилям.

В вышеописанном варианте осуществления изобретения используется в основном армированный углеволокном пластик (CFRP). Тем не менее изобретение не ограничивается только этим: можно, например, использовать армированный стекловолокном пластик (GFRP), армированный арамидным волокном пластик (AFRP).

Примеры

{0035} Для подтверждения технических результатов изобретения были изготовлены образцы для испытаний в виде конструкции из композитного материала с использованием CFRP и проведены испытания на растяжение.

Фиг.7 представляет собой вид в плане образца для испытаний. Образец для испытаний составляет 800 мм в длину в продольном направлении и 200 мм в ширину. Толщина образца составляет 6,1 мм, при этом друг на друга были уложены 32 волоконных листа.

В центре образца для испытаний сформирован вырезанный участок 5′, эквивалентный отверстию для доступа (отверстию) изобретения. Вырезанный участок 5′ имеет эллиптическую форму с большой осью, протяженной в продольном направлении. Малая ось (поперечная ось) составляет 60 мм, а большая ось (продольная ось) составляет 108 мм. Оба концевых участка образца для испытаний представляют собой зажимаемые участки 21, подлежащие зажатию в испытательной машине. Зажимаемые участки 21 образца для испытаний зажимают в машине для испытаний на растяжение и управляют смещением для приложения нагрузки к образцу для испытаний в продольном направлении, таким образом, проводя испытание до разрушения. Скорость нагружения, создаваемая машиной для испытаний на растяжение, составляет 1 мм/мин.

{0036} В соответствующих местоположениях образца для испытаний установлены тензометрические датчики. Всего установлено 15 тензометрических датчиков: от А1 до А12, В2, В5, и В6. Тензометрические датчики А1-А12 установлены на одной стороне поверхности, как показано на фиг. 7, а тензометрические датчики В2, В5, и В6 установлены на другой стороне, как показано на фиг. 7. Тензометрические датчики А6, В6, и А8 предназначены для измерения в местоположениях на расстоянии 1,5 мм от кромки вырезанного участка 5′.

С тензометрическими датчиками, установленными в определенных местоположениях, среднее значение деформации, измеренное датчиками А1-A3, использовалось в качестве общего растяжения в момент разрушения (растяжение в местоположении, не подвергнутом концентрации напряжения), а среднее значение датчиков А6, А8, и В6 использовалось как максимальная деформация в момент разрушения.

{0037} На фиг. 8 показан образец для испытаний в поперечном разрезе по линии А-А, отмеченной на фиг. 7. Зона А эквивалентна периферийной краевой области изобретения, а зоны В эквивалентны другим областям изобретения. Сплошные круги, изображенные на указанном чертеже, указывают на местоположения сращивания, как на фиг.5. Как показано на чертеже, местоположения сращивания находятся на расстоянии 7 мм и на расстоянии 20 мм от кромки вырезанного участка (отверстия), поперечная ось которого составляет 60 мм.

{0038} Конструкция многослойного пакета образца для испытаний описана ниже, в таблице 1.

Таблица 1
Материал Многослойный пакет Доля (%) в многослойном пакете
Слои Условие Схема расположения слоев 45° 90°
CFRP 32 1 Зона А: [(45/45/45/0/-45/-45/-45/90)2]3 12,5 75 12,5
Зона В: [(45/0/45/0/-45/0/-45/90)2]s 37,5 50 12,5
2 [(45/0/45/0/-45/0/-45/90)2]s 37,5 50 12,5
Таблица 2
Разрушающая нагрузка Деформация в момент разрушения
Полная деформация
Материал SN Условие t w Ртах Средняя Условие 1/Условие 2 En Средняя Условие 1/Условие 2
мм мм кН кН mcs mcs
CFRP Условие 1-1 1 6.05 200.5 487.2 491 0.96 7558 7575 1.19
Условие 1-2 1 6.10 200.2 495.2 7591
Условие 2-1 2 6.12 200.1 495.6 513 6167 6388
Условие 2-2 2 6.13 200.1 529.4 6609
Деформация в момент разрушения Концентрация напряжения Epeak/En
Максимальная деформация на кромке отверстий
Материал SN Условие t w Epeak Среднее Условие 1/Условие 2 Kt Средняя Условие 1/Условие 2
мм мм mcs mcs кН
CFRP Условие 1-1 1 6.05 200.5 15082 15118 1.01 2.00 2.00 0.85
Условие 1-2 1 6.10 200.2 15155 2.00
Условие 2-1 2 6.12 200.1 14604 14910 2.37 2.34
Условие 2-2 2 6.13 200.1 15215 2.30

{0039} В таблице 1 условие 1 представляет собой образец для испытаний, имеющий периферийную краевую область (зону A) изобретения, а условие 2 представляет собой сравнительный образец для испытаний, у которого нет периферийной краевой области (зоны A), а есть только зоны B. Доля слоев под 45 (в зоне A составляет 75%, что выше, чем доля слоев под 45 (в зоне B, которая составляет 50%.

{0040} В таблице 2 представлены результаты испытаний на разрыв вышеописанных образцов для испытаний.

{0041} В таблице 2 условие 1-1 обозначает первый образец для испытаний при условии 1, поэтому испытания для определения разрушающей нагрузки выполнялись при условии 1 и условии 2. Толщины обшивки t и значения ширины обшивки w в таблице 2 являются значениями, измеренными возле вырезанного участка 5'. Кроме того, mcs (micro strain) обозначает микро мм/мм.

Как видно из таблицы 2, общая деформация увеличивается примерно на 20% при условии 1 (настоящее изобретение), когда используется конструкция многослойного пакета с зоной А, по сравнению с условием 2 (сравнительный пример). Предположительно это происходит потому, что максимальная деформация на кромке вырезанного участка остается, по существу, неизменной в сравнении со снижением концентрации напряжения в изобретении при использовании зоны A независимо от изменений конструкции многослойного пакета.

{0042} На фиг.9 показан график, на котором отмечены деформации в момент разрушения в зависимости от расстояния от центра вырезанного участка 5'. Кривые графика демонстрируют результаты анализа, выполненного методом конечных элементов (FEM).

Как видно на графике, условие 1 изобретения имеет меньшее увеличение деформации около кромки отверстия (приблизительно 30 мм от него), чем условие 2 в качестве сравнительного примера, и имеет меньшую концентрацию напряжения, чем условие 2.

Список условных обозначений

{0043}

1 - крыло

3 - внешняя обшивка нижней поверхности (конструкция из композиционного материала)

3a - периферийная краевая область

3b - другая область

5 - отверстие для доступа (отверстие).

1. Конструкция из композитного материала, выполненная из композитного материала, который удлинен в одном направлении, содержит множество выполненных в нем отверстий и изготовлен из армированного волокнами пластика, и подвергается растягивающей нагрузке и/или сжимающей нагрузке в указанном одном направлении,
причем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в указанном одном направлении в периферийной краевой области вокруг указанного отверстия меньше, чем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в указанном одном направлении в другой области, окружающей указанную периферийную краевую область,
причем каждое отверстие из указанного множества отверстий представляет собой отверстие для доступа, выполненное во внешней обшивке нижней поверхности крыла летательного аппарата,
причем указанное одно направление является продольным направлением крыла.

2. Конструкция по п.1, причем если указанное одно направление является направлением 0º, то периферийная краевая область из композитного материала изготовлена в основном из волокна, ориентированного в направлениях от ±30º до ±60º, предпочтительно в направлении ±45º.

3. Конструкция по.1, причем волокнистый лист периферийной краевой области, предназначенный для периферийной краевой области, и волокнистый лист другой области, предназначенный для другой области, имеют разделенные волокнистые листы в заданных местоположениях многослойного пакета, причем разделенные волокнистые листы установлены встык с волокнистыми листами через посредство местоположений сращивания в продольном направлении волокнистых листов, и
местоположение сращивания в одном из указанных разделенных волокнистых листов расположено в местоположении, отклоненном в продольном направлении разделенных волокнистых листов от местоположения сращивания в другом из разделенных волокнистых листов.

4. Конструкция из композитного материала, выполненная из композитного материала, который удлинен в одном направлении, содержит множество выполненных в нем отверстий и изготовлен из армированного волокнами пластика, и подвергается растягивающей нагрузке и/или сжимающей нагрузке в указанном одном направлении,
причем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в указанном одном направлении в периферийной краевой области вокруг указанного отверстия меньше, чем жесткость при растяжении и/или жесткость при сжатии в указанном одном направлении в другой области, окружающей указанную периферийную краевую область,
причем каждое отверстие из указанного множества отверстий представляет собой отверстие иллюминатора, выполненное во внешней обшивке фюзеляжа летательного аппарата,
причем указанное одно направление является продольным направлением фюзеляжа.

5. Конструкция по п.4, причем если указанное одно направление является направлением 0º, то периферийная краевая область из композитного материала изготовлена в основном из волокна, ориентированного в направлениях от ±30º до ±60º, предпочтительно в направлении ±45º.

6. Конструкция по п.4, причем волокнистый лист периферийной краевой области, предназначенный для периферийной краевой области, и волокнистый лист другой области, предназначенный для другой области, имеют разделенные волокнистые листы в заданных местоположениях многослойного пакета, причем разделенные волокнистые листы установлены встык с волокнистыми листами через посредство местоположений сращивания в продольном направлении волокнистых листов, и
местоположение сращивания в одном из указанных разделенных волокнистых листов расположено в местоположении, отклоненном в продольном направлении разделенных волокнистых листов от местоположения сращивания в другом из разделенных волокнистых листов.

7. Крыло летательного аппарата, содержащее конструкцию из композитного материала по п.1.

8. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий конструкцию из композитного материала по п.4.



 

Похожие патенты:

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 авиации. Стрингерная панель из композиционного слоистого материала выполнена с формированием обшивки и стрингеров из чередующихся продольных, расположенных вдоль стрингеров и расположенных под углом к стрингерам монослоев композиционного материала.

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами.

Изобретение относится к технологии изготовления сложнопрофильных изделий из композиционных материалов методом непрерывной автоматизированной намотки, преимущественно неосесимметричных аэродинамических силовых элементов конструкции типа крыльев самолета, лопастей вертолета, воздушных и водяных винтов, силовых установок насосов, компрессоров, вентиляторов, рулей управления и пр., и может быть использовано в авиа-, судо-, автостроении и других современных отраслях промышленности.

Изобретение относится к способу изготовления профилированных ферменных структур из волокнистого композиционного материала (КМ) и касается изготовления нервюр сверхлегких летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к композитным материалам для авиастроения и касается конструкции из пластика, армированного углеволокном (CFRP конструкция), и способа изготовления такой конструкции.

Изобретение относится к конструкции ЛА, в частности к конструкциям каркасов фюзеляжей вертолетов. Конструкция силового каркаса вертолета содержит в средней своей части кессон с ложементом крепления главного редуктора и продольными по высоте кессона профилированными элементами, кронштейны для узлов крепления шасси, опорный элемент для крепления двигателя, днище с продольными элементами, настилом пола кабины и наружной обшивкой, состыкованными с кессоном.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к узлу разделения отсеков летательного аппарата. Узел разделения отсеков летательного аппарата содержит основной отсек, отталкиваемый отсек, корпус, пиропатрон, болт, раздвигающийся фиксатор и поддерживающий его сдвигаемый поршень.

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит центральный корпус в виде балки, соединенный с неподвижным передним корпусом, крыло, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) треугольной формы в плане, тянущий воздушный винт (ТВВ).

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата (ЛА), имеющего модульный хвостовой обтекатель. Хвостовая часть фюзеляжа ЛА содержит хвостовой обтекатель, присоединяемый к остальной конструкции хвостовой части фюзеляжа посредством системы соединения. Система соединения содержит три кронштейна, расположенных в углах треугольника, компенсатор и дополнительное резервное соединительное звено. Первый и второй кронштейны расположены на одной высоте либо вверху, либо внизу, каждый с одной из боковых сторон хвостовой части фюзеляжа. При этом компенсатор расположен между первым и вторым кронштейнами. Дополнительное резервное соединительное звено установлено противоположно компенсатору и расположено под третьим кронштейном, если тот расположен вверху, и над третьим кронштейном, если тот расположен внизу. Достигается облегчение сборочных операций, заменяемость хвостового обтекателя при необходимости. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх