Узел крепления крыла самолета



Узел крепления крыла самолета
Узел крепления крыла самолета

 


Владельцы патента RU 2584294:

Ермоленко Виктор Степанович (RU)

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.

 

Изобретение относится к конструкциям для крепления крыла самолета к силовым элементам фюзеляжа и предназначено в основном для самолетов из композиционных материалов.

Известны крепления консолей крыла самолетов с помощью соединения типа соединения двух вилок с помощью сквозного болта, см., например, пат. №2412865. Однако в таких соединениях материал испытывает значительные изгибающие, растягивающие и сдвиговые нагрузки. Между тем, композиционные материалы, например углепластик, хорошо работают на растяжение, удовлетворительно работают на сжатие и плохо работают на сдвиг, особенно, если направление сдвига параллельно направлению слоев армирующего материала.

Чтобы обеспечить достаточные прочность и надежность в узле крепления консолей крыла, испытывающем в процессе эксплуатации разнообразные нагрузки, необходимо распределить срезающие сдвиговые нагрузки на как можно большую площадь.

Задача и технический результат изобретения - повышение прочности и надежности узла крепления крыла композитного самолета.

Для этого следует концентрировать действующие на узел крепления консоли нагрузки на силовом элементе повышенной прочности, причем с примерной изотропией прочностных свойств. А затем следует прикрепить этот элемент к композитному материалу силовых элементов крыла и фюзеляжа (лонжерон фюзеляжа или усиленный шпангоут) по достаточно большой соприкасающейся поверхности. То есть следует на композиционном материале сделать усиливающие накладки, предпочтительно металлические (дюралюминий, титан, высококачественная сталь).

Узел крепления крыла, отвечающий данным условиям, состоит из двух перпендикулярно скрепленных краями пластин, соединенных по другим краям двумя параллельными треугольными пластинами, каждая из которых перпендикулярна обоим из двух вышеупомянутых пластин, причем на одной из вышеупомянутых перпендикулярных пластин имеется отверстие (отверстия) для соединительного болта, а на второй имеются множественные отверстия для винтов, болтов или заклепок, соединяющих данную деталь с композиционным материалом.

При этом, учитывая, что желательно обеспечить как можно большую площадь присоединения данной детали к композиционному материалу, вторая из вышеупомянутых перпендикулярных пластин может иметь существенно большую площадь, чем пластина для соединительного болта.

Чтобы сверление отверстий в композиционном материале как можно менее ослабило его местную прочность, желательно располагать отверстия для болтов, винтов или заклепок квадратно-гнездовым способом, ориентируя ортогональные ряды параллельно нитям в армирующем тканевом материале. Такое расположение отверстий композиционном материале желательно для того, чтобы в обоих направлениях в материале образовались неповрежденные «мостики», имеющие продольную структуру армирования и хорошо воспринимающие растягивающие и изгибающие нагрузки.

На чертеже изображена предлагаемая деталь узла крепления консоли крыла самолета. Она состоит из двух скрепленных по ребру металлических перпендикулярных прямоугольных пластин 1 и 2 (это может быть одна горячегнутая или горячекатаная пластина), к которым по краям (условно «справа» и «слева») прикреплены две треугольные пластины 3. Причем пластина 2 может быть значительно большего размера, чем пластина 1. В пластине 1 имеется отверстие 4 для соединительного болта, а в пластине 2 имеется множество отверстий 5, расположенных квадратно-гнездовым способом с ориентацией по направлениям нитей армирующего тканевого материала (показаны два отверстия и квадратно-гнездовая сетка).

Работает узел крепления следующим образом. К одному композитному силовому элементу (например, к лонжерону консоли крыла) крепится одна такая деталь, а к другому композитному силовому элементу (например, к усиленному шпангоуту фюзеляжа) крепится вторая такая деталь таким образом, чтобы их пластины 1 были ориентированы болтовыми отверстиями 4 друг на друга. После сборки планера в отверстия вставляется крепежный болт с гайкой и затягивается с нужным крутящим моментом.

1. Узел крепления крыла самолета, отличающийся тем, что состоит из двух перпендикулярно скрепленных краями пластин, соединенных по другим краям двумя параллельными треугольными пластинами, каждая из которых перпендикулярна обоим из двух вышеупомянутых пластин, причем на одной из вышеупомянутых перпендикулярных пластин имеется отверстие (отверстия) для соединительного болта, а на второй имеются множественные отверстия для винтов, болтов или заклепок, соединяющих данную деталь с композиционным материалом.

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что вторая из вышеупомянутых перпендикулярных пластин имеет большую площадь, чем пластина для соединительного болта.

3. Узел по п.1, отличающийся тем, что отверстия для болтов, винтов или заклепок расположены квадратно-гнездовым способом, при этом ортогональные ряды ориентированы параллельно нитям в армирующем тканевом материале.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к сборной панели, усиленной элементом жесткости, имеющим законцовку. Сборная панель содержит панель, элемент жесткости, фитинг.

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.

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 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 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.

Интегральная конструкция из композитного материала многолонжеронного кессона для самолета содержит нижнюю обшивку (12), верхнюю обшивку (11), несколько лонжеронов (9), образующих ячейки (14).

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

Изобретение относится к авиации. Туристический самолет содержит несущие крылья с двигателями, расположенные над фюзеляжем, органы управления и салон с прозрачной верхней частью, которая расположена вдоль фюзеляжа сверху вниз до его днища.

Группа изобретений относится к области авиастроения. В первом варианте стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями.

Изобретение относится к области авиации. Многоэтажный самолет с верхним расположением крыльев содержит фюзеляж, в котором поэтажно размещены салоны и грузовые отсеки, крылья, расположенные над фюзеляжем и укрепленные на поэтажных крыльевых подпорах.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, прикрепленное сверху к фюзеляжу крыло треугольной формы, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение и шасси.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям высокоскоростных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, треугольной формы крыло, двигатели, установленные с возвышением над крылом, хвостовое оперение, шасси.

Группа изобретений относится к соединительным элементам летательного аппарата. Соединительная деталь (41, 71) для крепления вертикального хвостового стабилизатора летательного аппарата в задней области фюзеляжа изготовлена из композитного материала и содержит первую деталь (43, 73), включающую в себя проушины (45, 45'; 75, 75') для крепления вертикального хвостового стабилизатора и вертикальные стенки (47, 47'; 77, 77') для крепления соединительной детали (41, 71) к шпангоутам (7); пару дополнительных деталей (49, 49'; 79, 79'), включающих горизонтальные стенки (51, 51'; 81, 81') для крепления соединительной детали (41, 71) к обшивке (5).

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону.
Наверх