Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата

Авторы патента:


Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата
Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2586768:

ЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US)

Изобретение относится к авиации и касается оптимизированной формы оконных вырезов для фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Фюзеляж ЛА содержит цилиндрический отсек, имеющий обшивку, сформированную из композитного материала с армирующими волокнами, введенными в матрицу, первый вырез и второй вырез. При этом прямой путь нагружения проходит по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом. Первый и второй вырезы, каждый, имеют форму ромба, включающую боковой сегмент, ориентированный в основном параллельно прямому пути нагружения. Часть волокон ориентирована в основном параллельно боковому сегменту и проходит от положения ниже нижнего конца первого выреза до положения выше верхнего конца второго выреза. Достигается улучшение пути нагружения между оконными вырезами в области боковой обшивки фюзеляжа, оптимизация толщины обшивки в областях, примыкающих к оконным вырезам. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 29 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится в основном окнам летательных аппаратов и, более конкретно, к оптимизированной форме вырезов для фюзеляжа летательного аппарата.

Уровень техники

Обычный пассажирский летательный аппарат, используемый в коммерческой авиации, имеет окна для пассажиров, смонтированные вдоль боковых сторон фюзеляжа летательного аппарата. Обращенные вбок окна обычно скомпонованы в один ряд в окантовке окон, которая продолжается между передним и хвостовым концами на каждой из боковых сторон фюзеляжа. Каждое окно обычно смонтировано в оконном вырезе, сформированном в боковых сторонах.

В период эксплуатации летательный аппарат подвергается воздействию различных нагрузок разной величины и ориентации. Например, во время полета массу летательного аппарата и полезный груз летательного аппарата (например, пассажиры, багаж, грузы) выдерживают крылья летательного аппарата. Во время обычного крейсерского полета масса летательного аппарата и полезный груз вызывают воздействие изгибающего момента на фюзеляж. Изгибающий момент создает поперечную нагрузку в своей плоскости на каждой стороне фюзеляжа. Поперечная нагрузка дает компоненты натяжения и сжатия поперечной нагрузки в боковой области, которые ориентированы под углом приблизительно 45 градусов относительно продольной оси летательного аппарата. Сила воздействия, при поперечной нагрузке, проходит через окантовку окон, присоединяющую верхний полусвод фюзеляжа к полу фюзеляжа.

Обычные окна летательных аппаратов как правило имеют овальную форму и расположены с промежутком вдоль фюзеляжа летательного аппарата с относительно коротким интервалом. Интервал между окнами обычно соответствует расстоянию между окружными шпангоутами, которые обычно расположены с интервалом приблизительно 22-24 дюйма вдоль внутренней боковой стороны обшивки фюзеляжа. Комбинация относительно короткого интервала и овальной формы обычных окон летательного аппарата приводит к лишенному непрерывности или сильно нарушенному пути нагружения для поперечных нагрузок. С этой точки зрения окна овальной формы и интервал между ними не обеспечивают прохождения поперечной нагрузки по прямой линии между окнами, а вместо этого создают разрывность пути поперечного нагружения, что приводит к прохождению поперечной нагрузки вокруг каждого окна овальной формы.

Лишенный непрерывности путь нагружения приводит к концентрации напряжения вдоль краев вырезов окон, что требует увеличения толщины обшивки вокруг вырезов, чтобы напряжение не превышало допустимых пределов для материала обшивки. Увеличенная толщина обшивки повышает стоимость, сложность и увеличивает время изготовления летательного аппарата. Кроме того, увеличение массы, из-за повышенной толщины обшивки, снижает полезную грузоподъемность летательного аппарата и повышает расход топлива.

Как можно видеть, существует необходимость в оконных вырезах оптимизированной формы, которая улучшает путь нагружения между оконными вырезами в области боковой обшивки фюзеляжа. Кроме того, необходима компоновка, которая оптимизирует толщину обшивки в областях, примыкающих к оконным вырезам.

Сущность изобретения

Упомянутые выше проблемы, связанные с оконными вырезами, решаются посредством настоящего изобретения, в котором в одном варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком по меньшей мере с одной боковой стенкой. Цилиндрический отсек может содержать первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке, расположенные рядом друг с другом. Цилиндрический отсек может обеспечивать прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека. Путь нагружения может продолжаться по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом.

Также предлагается фюзеляж летательного аппарата с боковой стенкой, содержащей первый вырез и второй вырез, сформированные рядом друг с другом. По меньшей мере один из первого и второго вырезов может содержать боковой сегмент. Фюзеляж может подвергаться воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке, и нагрузку избыточного давления кабины, создающую кольцевое напряжение в боковой стенке. Боковой сегмент может быть ориентирован по существу параллельно пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

В другом варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком. Цилиндрический отсек может содержать по меньшей мере одну боковую панель. Цилиндрический отсек может содержать первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке и расположенные рядом друг с другом. Цилиндрический отсек может обеспечивать прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека. Путь нагружения может продолжаться по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом.

В настоящем изобретении дополнительно предлагается способ формирования вырезов в боковой стороне фюзеляжа летательного аппарата, такой как боковая стенка цилиндрического отсека. Способ может включать стадии формирования первого выреза и второго выреза, расположенных рядом друг с другом в цилиндрическом отсеке, причем первый вырез расположен с интервалом от второго выреза. Способ дополнительно может включать конструирование первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы прямой путь нагружения продолжался вдоль цилиндрического отсека по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом. Способ может дополнительно включать стадии определения изгибающего момента, действующего на фюзеляж, определения поперечной нагрузки, создаваемой в боковой стенке в ответ на изгибающий момент, и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы путь поперечного нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом. Способ может дополнительно включать определения нагрузки избыточного давления кабины на фюзеляж, определения кольцевого напряжения, создаваемого в боковой стенке нагрузкой избыточного давления кабины, определения пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы результирующий путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

В другом варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком по меньшей мере с одной боковой панелью, первым вырезом и вторым вырезом, сформированными в боковой панели рядом друг с другом, прямым путем нагружения, продолжающимся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом. Летательный аппарат может дополнительно содержать фюзеляж, подвергающийся воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой панели и путь нагружения, включающий путь поперечной нагрузки. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать фюзеляж, который подвергается нагрузке избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой панели и путь нагружения, включающий путь, результирующий поперечную нагрузку и кольцевое напряжение. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать боковую панель, содержащую обшивку, сформированную из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу, и по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать по меньшей мере один из первого и второго вырезов в форме ромба с основной осью и малой осью. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидный каркас с четырьмя боковыми сегментами; и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидный каркас высотой А, измеренной вдоль основной оси, и шириной В, измеренной вдоль малой оси, причем высота А обладает размером в диапазоне от приблизительно 1,3В до приблизительно 5В. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидную структуру с высотой А, измеренной вдоль основной оси, ромбовидный каркас обладает скругленными концевыми углами радиусом ra и скругленными боковыми углами радиусом rb, концевые радиусы ra обладают размером в диапазоне от приблизительно 0,05А до приблизительно 0,50A и боковые радиусы rb обладают размером в диапазона от приблизительно 0,05А до приблизительно 3,0А.

В одном варианте осуществления фюзеляж летательного аппарата содержит цилиндрический отсек с первым вырезом и вторым вырезом, сформированными в цилиндрическом отсеке рядом друг с другом; и прямым путем нагружения, продолжающимся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке цилиндрического отсека; и путь нагружения включает путь поперечной нагрузки.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается нагрузке избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой стенке; и путь нагружения включает путь в результате поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором боковая стенка содержит обшивку, обладающую номинальной толщиной обшивки; боковая стенка содержит область дополнительных накладок по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами; и толщина обшивки в области дополнительных накладок больше номинальной толщины обшивки.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором первый и второй вырезы образуют сужение в самом коротком расстоянии между ними; и толщина обшивки в области дополнительных накладок в основном возрастает вдоль по меньшей мере одного из направления от верхнего участка к суженой части и направления от нижнего участка к суженой части.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором обшивка сформирована из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; и по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере участок волокон ориентирован под углом приблизительно от 50 до 75 градусов относительно продольной оси летательного аппарата.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере один из первого и второго вырезов обладает формой ромба с основной осью и малой осью.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором основная ось ориентирована под углом в пределах +/ 20 градусов относительно периферийной оси летательного аппарата.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас имеет четыре боковых сегмента и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас обладает высотой А, измеренной вдоль основной оси, и шириной В, измеренной вдоль малой оси; и высота А обладает размером в диапазоне от приблизительно 1,3В до приблизительно 5В.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас обладает высотой А, измеренной вдоль основной оси; ромбовидный каркас обладает скругленными концевыми углами радиусом ra и скругленными боковыми углами радиусом rb; концевые радиусы ra обладают размером в диапазона от приблизительно 0,05А до приблизительно 0,50А; и боковые радиусы rb обладают размером в диапазоне от приблизительно 0,05А до приблизительно 3,0А.

Другой вариант осуществления фюзеляжа летательного аппарата содержит боковую стенку; первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке и расположенные рядом друг с другом, по меньшей мере один из первого и второго вырезов содержит боковой сегмент; фюзеляж подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке, и нагрузку избыточного давления кабины, создающую кольцевое напряжение в боковой стенке; боковой сегмент ориентирован по существу параллельно пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

В другом варианте осуществления фюзеляж летательного аппарата содержит цилиндрический отсек по меньшей мере с одной боковой панелью; первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой панели и расположенные рядом друг с другом; и имеет прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой панели; и путь нагружения включает путь поперечной нагрузки.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию нагрузки избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой панели; и путь нагружения включает путь результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором боковая панель содержит обшивку, сформированную из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере один из первого и второго вырезов имеет ромбовидную форму с основной осью и малой осью.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором каркас ромбовидной формы имеет четыре боковых сегмента; и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Способ формирования вырезов в боковой стенке фюзеляжа летательного аппарата включает стадии: формирования первого выреза и второго выреза, расположенных рядом друг с другом в боковой стенке; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы прямой путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка боковой стенки в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой стенки в основном над вторым вырезом.

Способ дополнительно включает стадии определения изгибающего момента, действующего на фюзеляж; определения поперечной нагрузки, создаваемой в боковой стенке в ответ на изгибающий момент; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы путь поперечного нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

Способ дополнительно включает стадии определения нагрузки избыточного давления кабины на фюзеляж; определения кольцевого напряжения, создаваемого в боковой стенке нагрузкой избыточного давления кабины; определения пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы результирующий путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

Способ, в котором боковая стенка содержит обшивку с номинальной толщиной обшивки, способ дополнительно включает стадии включения области дополнительных накладок в боковой стенке по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами; и увеличение толщины обшивки в области дополнительных накладок относительно номинальной толщины обшивки.

Способ дополнительно включает этапы обеспечения боковой стенки с обшивкой, сформированной из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; и ориентирования по меньшей мере участка волокон по существу параллельно пути нагружения.

Способ дополнительно включает стадию формирования первого и второго вырезов в ромбовидном каркасе с основной осью и малой осью.

Способ, в котором каркас ромбовидной формы имеет четыре боковых сегмента, способ дополнительно включает этап ориентирования по меньшей мере одного из боковых сегментов по существу параллельно пути нагружения.

Описанные признаки, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные подробности которых можно видеть со ссылкой на следующее описание и чертежи, приведенные далее.

Краткое описание чертежей

Эти и другие признаки настоящего изобретения будут более очевидны со ссылкой на чертежи, на которых аналогичные номера относятся к аналогичным частям, и на которых:

на фиг. 1А показан вид в перспективе летательного аппарата с фюзеляжем, состоящим из нескольких цельных цилиндрических отсеков;

на фиг. 1В показан вид в перспективе летательного аппарата с фюзеляжем, состоящим из нескольких панелей, которые могут быть собраны для формирования по меньшей мере одного цилиндрического отсека;

на фиг. 2 показан вид сбоку летательного аппарата, иллюстрирующий изгибающий момент, приложенный к фюзеляжу;

на фиг. 3 показан вид в сечении вдоль линии 3 по фиг. 2, иллюстрирующий нагрузку избыточного давления кабины, приложенную к цилиндрическому отсеку фюзеляжа;

на фиг. 4 показан вид в перспективе цилиндрического отсека с четырьмя периферийными квадрантами, включающего верхний полусвод, пол и две боковые стенки и иллюстрирующего растягивающую нагрузку в верхнем полусводе и сжимающую нагрузку в области пола под действием изгибающего момента, показанного на фиг. 2;

на фиг. 4А показан вид сбоку участка боковой стенки вдоль линии 4А по фиг. 4, иллюстрирующий два ромбовидных оконных выреза, сформированных в боковой стенке;

на фиг. 5 показан типичный элемент боковой стенки вдоль линии 5 по фиг. 4А, иллюстрирующий компонент натяжения поперечной нагрузки, возникающей в боковой стенке в результате действия изгибающего момента, приложенного к фюзеляжу по фиг. 2, и дополнительно иллюстрирующий напряжение кольцевой нагрузки, возникающее в боковой стенке в результате действия нагрузки избыточного давления кабины, показанной на фиг. 3;

на фиг. 6 показан путь поперечной нагрузки и путь кольцевого напряжения, соответствующие поперечной нагрузке и кольцевому напряжению по фиг. 5;

на фиг. 7 показан путь нагружения в результате поперечной нагрузки и кольцевого напряжения по фиг. 6;

на фиг. 8 показан вид сбоку летательного аппарата, иллюстрирующий изгибающий момент, приложенный к фюзеляжу в направлении, противоположном изгибающему моменту, показанному на фиг. 2;

на фиг. 9 показан репрезентативный элемент боковой стенки, показывающий ориентацию поперечной нагрузки в боковой стенке в результате действия изгибающего момента по фиг. 8 и иллюстрирующий кольцевое напряжение в боковой стенке в результате действия нагрузки избыточного давления кабины по фиг. 3;

на фиг. 10 показан путь поперечной нагрузки и путь кольцевого напряжения, соответствующие поперечной нагрузке и кольцевому напряжению по фиг. 9;

на фиг. 11 показан путь нагружения результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения по фиг. 10;

на фиг. 12 показан вид сбоку участка боковой стенки вдоль линии 12 по фиг. 4А, иллюстрирующий два ромбовидных оконных выреза, сформированных в обшивке боковой стенки, и дополнительно иллюстрирующий армирующие волокна, ориентированные по существу параллельно одному или более путям нагружения;

на фиг. 13 показана диаграмма нагрузок и граничных условий применительно к методу конечных элементов (FEM) (фиг. 14) боковой стенки для моделирования и прогнозирования структурного ответа боковой стенки на поперечную нагрузку и кольцевое напряжение;

на фиг. 14 показан FEM боковой стенки, иллюстрирующий распределение напряжений в ответ на действие поперечной силы и силы, вызывающей кольцевое напряжение, и дополнительно иллюстрирующий боковые сегменты вырезов, ориентированные в основном с совмещением с концентрацией напряжений;

на фиг. 15 показан FEM боковой стенки по фиг. 14, иллюстрирующий путь наслоения между вырезами;

на фиг. 16 показан один вариант осуществления области дополнительных накладок, состоящей из слоев дополнительных накладок, вставленных в боковую стенку и сформированных в виде Х-образной структуры, в основном с совмещением с показанными путями нагружения;

на фиг. 17 показана боковая стенка в одном варианте осуществления, в котором область дополнительных накладок содержит расположенные уступами слои дополнительных накладок;

на фиг. 18 показан вид в сечении боковой стенки вдоль линии 18 по фиг. 17, иллюстрирующий постепенное увеличение толщины обшивки боковой стенки из-за расположения слоев дополнительных накладок;

на фиг. 19 показаны боковая стенка и один вариант осуществления области дополнительных накладок с добавочными слоями дополнительных накладок, для обеспечения сопротивления кольцевому напряжению в боковой стенке;

на фиг. 20 показан график смещения модели оптимизации формы скругленного прямоугольного выреза, иллюстрирующий векторы смещения, указывающие тенденцию геометрии выреза для преобразования в вырез ромбовидной формы;

на фиг. 21 показан вырез ромбовидной формы с прямыми боковыми сегментами;

на фиг. 22 показан вырез ромбовидной формы со скругленными острыми углами радиусом ra и скругленными боковыми (тупыми) углами радиусом rb;

на фиг. 23 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы с изогнутыми боковыми сегментами;

на фиг. 24 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы со скругленными боковыми сторонами;

на фиг. 25 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы со скругленными боковыми сторонами и повышенным отношением большей стороны к меньшей относительно этого отношения для выреза по фиг. 24;

на фиг. 26 показан один вариант осуществления вырезов с отклонением относительно периферийной оси летательного аппарата; и

на фиг. 27 показана блок-схема операций, представляющая одну или более операции, которые могут быть включены в технологию формирования выреза в фюзеляже.

Подробное описание

Обращаясь к чертежам, изображения на которых приведены с целью иллюстрации различных предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения, на фиг. 1А показан вид в перспективе пассажирского летательного аппарата 10 с фюзеляжем 16 и двумя крыльями 32, продолжающимися наружу от фюзеляжа 16. Фюзеляж 16 продолжается от носовой части 20 летательного аппарата 10 до хвостового оперения 22 на заднем конце фюзеляжа 16. Хвостовое оперение 22 может содержать горизонтальный стабилизатор 28, руль высоты 30, вертикальный стабилизатор 24 и руль направления 26. Фюзеляж 16 может содержать ряд окон 50, продолжающийся вдоль каждой боковой стороны фюзеляжа 16.

Настоящее изобретение охватывает варианты осуществления фюзеляжа 16 летательного аппарата 10, как показано на фиг. 1А, с одним или более цельными цилиндрическими отсеками 34 с оптимизированными ромбовидными вырезами 52 окон 50. Каждый из цилиндрических отсеков 34 может содержать обшивку 42, продолжающуюся по существу непрерывно вокруг периферии цилиндрического отсека 34. Фюзеляж 16 может содержать боковые стенки 40 на каждой боковой стороне цилиндрического отсека 34. Один или более вырезов 52 окон 50 могут быть сформированы в боковых стенках 40. Вырезы 52 окон 50 могут обладать размером и конструкцией, которые обеспечивают прямой путь нагружения между вырезами 52.

На фиг. 1В показан фюзеляж 16 летательного аппарата 10 в одном варианте осуществления, состоящий из нескольких панелей 36′, 38′, 40′, которые могут быть собраны для формирования одного или более цилиндрических отсеков 34. Например, фюзеляж 16 может содержать одну или более панелей 36′ полусвода, продолжающихся вдоль верхнего участка фюзеляжа 16, одну или более панелей 38′ области пола, продолжающихся вдоль нижнего участка фюзеляжа 16, и боковые панели 40′, продолжающиеся вдоль боковых сторон фюзеляжа 16. Панели 36′, 38′, 40′ могут быть собраны для формирования по меньшей мере одного цилиндрического отсека 34 фюзеляжа 16. В варианте осуществления, показанном на фиг. 1В, каждая из боковых панелей 40′ может содержать один или более оптимизированных ромбовидных вырезов 52 для окон 50, которые могут обладать размером и конструкцией для обеспечения прямого пути нагружения между вырезами 52.

Настоящее изобретение также включает способ (фиг. 27) формирования вырезов 52 ромбовидной формы в фюзеляже 16. Кроме того, настоящее изобретение охватывает варианты осуществления для оптимизации толщины обшивки (фиг. 18) фюзеляжа 16 в областях, примыкающих к вырезам 52. Хотя настоящее изобретение описано в контексте пассажирского летательного аппарата 10 с неизменяемой геометрией крыла, как показано на фиг. 1А и 1В, подразумевается, что описанные варианты осуществления могут быть применены к летательному аппарату любой конструкции, без ограничения. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены к любому гражданскому, коммерческому или военному летательному аппарату и могут включать летательный аппарат с неизменяемой геометрией крыла и винтокрылый летательный аппарат. Кроме того, варианты осуществления могут быть применены к альтернативным конструкциям летательных аппаратов и не ограничиваются конструкцией летательного аппарата 10, использующего силу тяги и снабженного неподвижным относительно других частей крыла, показанного на фиг. 1А и 1В. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены для гибридного летательного аппарата (не показан).

Описанные варианты осуществления также могут быть применены к любому средству передвижения или конструкции, которая подвергается поперечным нагрузкам, и которая обладает вырезами 52, сформированными в боковых сторонах средства передвижения или боковых сторонах конструкции. Хотя вырезы 52 ромбовидной формы описаны в контексте окон 50 для пассажиров, описанные варианты осуществления также могут быть применены к дверям, люкам и другим отверстиям, которые могут быть сформированы в средстве передвижения или конструкции, которые подвергаются воздействию комбинированной поперечной нагрузки (фиг. 2) и нагрузке избыточного давления кабины (фиг. 3). Кроме того, варианты осуществления, описанные в настоящем документе, могут быть применены к конструкциям, изготовленным из материала любого типа, без ограничения, включая средства передвижения и конструкции, изготовленные из металлического материала, композитного материала, такого как армированный волокном полимерный материал, и комбинаций металлического материала и композитного материала.

На фиг. 2 показан вид сбоку летательного аппарата 10 с несколькими ромбовидными окнами 50, продолжающимися вдоль фюзеляжа 16. Фюзеляж 16 может подвергаться воздействию изгибающего момента M1, ориентированного в направлении, показанном на фиг. 2. Изгибающий момент M1 может быть приложен к фюзеляжу 16 за счет полетных нагрузок. Например, при положительной перегрузке, масса летательного аппарата 10, поддерживаемого крыльями 32. приводит к возникновению изгибающего момента M1, действующего на фюзеляж 16. Изгибающий момент M1 также может возникать из-за перегрузок при маневрировании, восходящих воздушных порывов и посадочных нагрузок. Величина изгибающего момента M1 обычно максимальна около точки пересечения переднего лонжерона крыла (не показан) с фюзеляжем 16 и около точки пересечения заднего лонжерона крыла (не показан) с фюзеляжем 16 и в основном снижается вдоль соответствующих направлений к носовой части 20 и хвостовому оперению 22.

На фиг. 3 показан вид в сечении фюзеляжа 16, разделенного на четыре периферийных квадранта, содержащих верхний полусвод 36, пол 38 и две боковые стенки 40. Верхний полусвод 36, пол 38 и боковые стенки 40 могут составлять часть цельного цилиндрического отсека 34, как показано на фиг. 1А. В альтернативном варианте верхний полусвод 36 может быть сконструирован в виде отдельной панели 36′ верхнего полусвода (фиг. 1В), пол 38 может быть сконструирован в виде отдельной панели 38′ пола (фиг. 1В), и каждая из боковых стенок 40 может быть сконструирована в виде отдельных боковых панелей 40′ (фиг. 1В), которые могут быть соединены для формирования собранного цилиндрического отсека 34′, как показано на фиг. 1В. Для целей настоящего изобретения ссылки на боковые стенки 40 охватывают и применимы в равной степени к боковым панелям 40′ (фиг. 1В). Аналогично, ссылки в настоящем изобретении на верхний полусвод 36 и пол 38 охватывают и применимы в равной степени к соответствующим панели 36′ верхнего полусвода (фиг. 1В) и панели 38′ пола (фиг. 1В).

На фиг. 3 боковые стенки 40 могут включать один или более вырезов 52 для окон 50 для пассажиров. Нагрузка Р избыточного давления кабины может быть приложена к внутренней части фюзеляжа 16. Нагрузка Р избыточного давления кабины представляет собой внутреннее избыточное давление пассажирской кабины на некоторой высоте. Федеральное Авиационное Управление США (FAA) требует, чтобы давление в кабине поддерживалось при барометрической высоте не выше 8000 футов при нормальной крейсерской высоте полета летательного аппарата. С учетом коэффициентов защиты, нагрузка Р избыточного давления кабины, которую должен выдерживать фюзеляж 16, составляет до 18,2 фунтов на кв. дюйм, хотя фюзеляж 16 может быть сконструирован так, чтобы выдерживать более высокие нагрузки избыточного давления. Нагрузка Р избыточного давления кабины, приложенная к летательному аппарату 10 по фиг. 3, дает в результате кольцевое напряжение (не показано), ориентированное в периферийном направлении обшивки 42 фюзеляжа 16, и представлена посредством σhoopкольцевое) на фиг. 5, как более подробно описано далее.

На фиг. 4 показан цилиндрический отсек 34 фюзеляжа 16 с верхним полусводом 36, полом 38 и двумя боковыми стенками 40. Цилиндрический отсек 34 может содержать обшивку 42, удерживаемую несколькими расположенными по периферии с промежутком стрингерами 46 и несколькими расположенными аксиально с промежутком шпангоутами 48. Стрингеры 46 могут выдерживать аксиальные силы, такие как осевые растягивающие нагрузки из-за избыточного давления Р кабины (фиг. 3). Шпангоуты 48 могут сохранять форму фюзеляжа 16. Шпангоуты 48 также могут усиливать прочность на продольный изгиб фюзеляжа 16 при изгибе. Стрингеры 46 и шпангоуты 48 могут вместе повышать жесткость при сгибании обшивки 42. Обшивка 42 может содержать несколько вырезов 52, расположенных в ряд вдоль окантовки окон 49. На фиг. 4 показано несколько первичных нагрузок, которые возникают в областях 36, 38 за счет изгибающего момента M1 (фиг. 2) в фюзеляже 16. Например, верхний полусвод 36 может быть нагружен главным образом растяжением Т, пол 38 может быть нагружен главным образом сжатием С, и каждая из боковых стенок 40 может быть нагружена главным образом поперечно, как показано на фиг. 5. Растягивающая нагрузка Т в верхнем полусводе 36 и сжимающая нагрузка С в полу 38 ориентированы параллельно продольной оси 12 летательного аппарата 10.

На фиг. 4А показан участок боковой стенки цилиндрического отсека по фиг. 4. Участок, показанный на фиг. 4А, может представлять боковую стенку 40 фюзеляжа 16 (фиг. 4) перед местом пересечения крыла 32 и фюзеляжа 16 (фиг. 1А). Участок боковой стенки 40 на фиг. 4А содержит два выреза 52 ромбовидной формы, сформированных в обшивке 42 рядом друг с другом.

На фиг. 5 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40 из местоположения между вырезами 52 (фиг. 4А). Типичный элемент 41 предусмотрен для иллюстрации ориентации нагрузок в боковой стенке 40. Например, компоненты поперечной нагрузки τshear-1поперечн-1) возникают в боковой стенке 40 в результате направленного вниз изгибающего момента M1 (фиг. 2). Величина поперечной нагрузки τshear-1 может соответствовать величине изгибающего момента M1 (фиг. 2), которая обычно максимальна около точки пересечения лонжеронов крыла (не показаны) с фюзеляжем 16 (фиг. 2), и в основном уменьшается вдоль направления от крыла 32 (фиг. 2). Нагрузка Р избыточного давления кабины (фиг. 3) дает в результате кольцевое напряжение σhoopкольц), возникающее в типичном элементе 41 боковой стенки 40. Кольцевое напряжение σhoop показано ориентированным параллельно периферийной оси 14. Величина кольцевого напряжения σhoop в основном постоянна вдоль всей длины фюзеляжа 16 (фиг. 2).

На фиг. 6 дополнительно показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, показывающий компонент растяжения пути Nshear-1 (Nпоперечн-1) поперечной нагрузки в виде результата действия изгибающего момента M1 (фиг. 2). С этой точки зрения поперечная нагрузка в боковой стенке 40 за счет изгибающего момента M1 также имеет компонент сжатия (не показан), который может быть ориентирован в основном перпендикулярно ориентации компонента растяжения поперечной нагрузки. Для целей настоящего изобретения ссылки на путь Nshear-1 поперечной нагрузки связаны с компонентом растяжения поперечной нагрузки в боковой стенке 40. На фиг. 6 путь Nshear-1 поперечной нагрузки показан ориентированным под углом αshear-1поперечн-1) поперечной нагрузки приблизительно +45 градусов относительно продольной оси 12. Как указано выше, ориентация пути Nshear-1 поперечной нагрузки зависит от местоположения вдоль фюзеляжа 16 (фиг. 4) и от направления изгибающего момента. Изгибающий момент M1 по фиг. 2 может быть описан как отрицательный при нормальных условиях. На фиг. 6 также показан путь Nhoop (Nкольц) кольцевого напряжения, который ориентирован параллельно периферийной оси 14.

На фиг. 7 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, показывающий ориентацию результирующего пути Nresult-1 (Nрезультирующ-1) нагружения, который является результатом комбинации пути Nshear-1 поперечной нагрузки (фиг. 6) и пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6). Путь Nshear-1 поперечной нагрузки (фиг. 6) и путь Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6) являются слагаемыми в том смысле, что результат (т.е. комбинация) поперечной нагрузки и кольцевого напряжения в основном больше по величине, чем поперечная нагрузка или кольцевое напряжение, действующие по отдельности. Результирующая поперечной нагрузки и кольцевого напряжения включает в себя главное напряжение (не показано), действующее на боковую стенку 40. Результирующий путь Nresult-1 ориентирован под углом αresult-1результирующ-1) результирующего нагружения. Угол αresult-1 результирующего нагружения представляет собой ориентацию главного напряжения (не показано) в боковой стенке 40.

Угол αresult-1 результирующего нагружения может быть различен в пределах между углом αshear-1 поперечной нагрузки в +45 градусов (фиг. 6) и периферийной осью 14. В одном варианте осуществления результирующий путь Nresult-1 нагружения может быть ориентирован под углом αresult-1 результирующего нагружения приблизительно +60 градусов относительно продольной оси 12. Ориентация результирующего пути Nresult-1 нагружения может зависеть от величины и направления поперечной нагрузки, кольцевого напряжения и дополнительных или других нагрузок, которые могут действовать на фюзеляж 16 (фиг. 4). Такие дополнительные нагрузки могут включать, но, не ограничиваются этим, нагрузки при скручивании в фюзеляже 16, вызываемые перемещением руля 26 направления (фиг. 1А-1В) и/или руля 30 высоты (фиг. 1А-1В) во время маневрирования летательного аппарата 10 (фиг. 1А-1В).

На фиг. 8 показан вид сбоку летательного аппарата 10, иллюстрирующий изгибающий момент M2, действующий на фюзеляж 16. Направление изгибающего момента М2 противоположно направлению изгибающего момента M1 по фиг. 2. Изгибающий момент М2 по фиг. 8 может быть описан, как положительный при нормальных условиях. Изгибающий момент М2 по фиг. 8 может возникать в ответ на отрицательные перегрузки летательного аппарата 10. Отрицательные перегрузки могут возникать во время маневрирования летательного аппарата 10 или в результате турбулентности или действия нисходящих порывов на летательный аппарат 10.

На фиг. 9 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, взятый из местоположения боковой стенки 40 между двумя вырезами 52, указанными на фиг. 8. За счет направления изгибающего момента М2 (фиг. 8) компоненты поперечной нагрузки τshear-2поперечн-2) ориентированы зеркально относительно ориентации компонентов поперечной нагрузки τshear-1 по фиг. 5. Нагрузка Р избыточного давления кабины (фиг. 3) дает в результате кольцевое напряжение σhoop. Кольцевое напряжение σhoop ориентировано параллельно периферийной оси 14.

На фиг. 10 показана ориентация пути Nshear-2 поперечной нагрузки, являющейся результатом действия изгибающего момента М2 (фиг. 8) на фюзеляж 16 (фиг. 8). Путь Nshear-2 поперечной нагрузки ориентирован под углом αshear-2 поперечной нагрузки приблизительно -45 градусов относительно продольной оси 12. Ориентация пути Nshear-2 поперечной нагрузки соответствует ориентации компонентов поперечной нагрузки τshear-2, показанной на фиг. 9. На фиг. 10 также показана ориентация пути Nhoop кольцевого напряжения, которое параллельно периферийной оси 14.

На фиг. 11 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, показывающий путь Nresult-2 нагружения результирующей комбинации пути Nshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 10) и пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 10). Путь Nresult-2 результирующей нагрузки ориентирован под углом αresult-2 результирующего нагружения, который может меняться в пределах между периферийной осью 14 и углом αshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 10).

На фиг. 12 показан вид сбоку участка боковой стенки 40. Боковая стенка 40, показанная на фиг. 12, представляет собой участок окантовки окон 49 и включает первый вырез 52а ромбовидной формы и второй вырез 52b, который также имеет ромбовидную форму. Первый и второй вырезы 52а, 52b сформированы в обшивке 42 рядом друг с другом. Ромбовидная форма первого и второго вырезов 52а, 52b обеспечивает прямой и непрерывный путь нагружения между первым и вторым вырезами 52а, 52b. Например, на фиг. 12 показаны результирующие пути Nresult нагружения, продолжающиеся по существу непрерывно от нижнего участка 76 боковой стенки 40 в основном под первым вырезом 52а до верхнего участка 74 боковой стенки 40 в основном над вторым вырезом 52b. Нижний участок 76 боковой стенки 40 содержит участок боковой стенки 40, который расположен ниже самого нижнего положения первого и второго вырезов 52а, 52b. Верхний участок 74 боковой стенки 40 содержит участок боковой стенки 40, который расположен выше самого высокого положения первого и второго вырезов 52а, 52b.

Обшивка 42 боковой стенки 40 по фиг. 12 может быть сформирована из композитного материала с несколькими армирующими волокнами 44, которые могут быть введены в матрицу. Волокна 44 обшивки 42 предпочтительно скомпонованы таким образом, чтобы по меньшей мере участок волокон 44 был ориентирован по существу параллельно результирующим путям Nresult нагружения. Волокна 44 также могут быть ориентированы по существу параллельно другим путям нагружения. Например, участок волокон 44 может быть по существу параллелен пути Nhoop кольцевого напряжения, который совмещен с периферийной осью 14. За счет ориентирования волокон 44 обшивки 42 по существу параллельно путям нагружения волокна 44 могут эффективно переносить нагрузку на растяжение. В одном варианте осуществления волокна 44 могут быть ориентированы под углом αfiberволокон) волокон между приблизительно +50 и +75 градусами относительно продольной оси 12 или под углом менее +50 градусов и более +75 градусов. Волокна 44 также могут быть ориентированы под углом αfiber между приблизительно -50 и -75 градусами относительно продольной оси 12 или под углами менее -50 градусов и больше -75 градусов. Например, волокна 44 также могут быть по существу параллельны пути поперечной нагрузки (не показана), которая может быть ориентирована под углом +/ 45 градусов относительно продольной оси 12. Участок волокон 44 также может быть ориентирован в основном параллельно периферийной оси 14.

Волокна 44 по фиг. 12 могут продолжаться по меньшей мере от положения в основном ниже нижнего конца 60b первого выреза 52а до положения в основном выше верхнего конца 60а второго выреза 52b. Аналогично, волокна 44 могут продолжаться от положения в основном ниже нижнего конца 60b второго выреза 52b до положения в основном выше и верхнего конца 60а первого выреза 52а. Обшивка 42 также может содержать волокна 44, которые ориентированы вдоль других направлений, которые не показаны. Волокна 44 могут быть непрерывно намотаны вокруг периферии цилиндрического отсека 34 (фиг. 4) или волокна 44 могут обладать конечной длиной и могут заканчиваться в любом положении по периферии на цилиндрическом отсеке 34, включая любое положение в пределах окантовки окон 49.

Ромбовидная форма вырезов 52, показанных на фиг. 12, может включать четыре боковых сегмента 58, ориентированных под углом θb бокового сегмента, измеренным относительно малой оси b. Боковые сегменты 58 предпочтительно, но необязательно, ориентированы по существу параллельно одному или более путям нагружения. Например, боковые сегменты 58 могут быть ориентированы по существу параллельно результирующим путям Nresult нагружения и/или по существу параллельно пути Nhoop кольцевого напряжения. Однако боковые сегменты 58 могут быть ориентированы в любом направлении, включая направление, в основном параллельное путям Nshear-1, Nshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 6, 10). С этой точки зрения боковые сегменты 58 могут быть ориентированы под любым углом между направлениями путей Nshear-1, Nshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 6, 10). Например, боковые сегменты 58 могут быть ориентированы под любым углом θb боковых сегментов между приблизительно +45 градусами относительно продольной оси 12 и -45 градусами относительно продольной оси 12, хотя также подразумеваются и углы вне диапазона +/ 45 градусов.

На фиг. 12 позиционирование и ориентация вырезов 52 в боковой стенке 40 могут быть определены по отношению к основной оси а и малой оси b каждого выреза 52. В одном варианте осуществления каждый из вырезов 52 может быть расположен таким образом, чтобы основная ось а выреза 52 была ориентирована по существу параллельно периферийной оси 14 летательного аппарата 10. Вырезы 52 в боковой стенке 40 могут быть расположены с промежутком друг от друга с интервалом 72. Интервал 72 может быть определен как расстояние от точки пересечения основной и малой осей а и b одного выреза 52 до точки пересечения основной и малой осей а и b примыкающего выреза 52. В одном варианте осуществления вырезы 52 могут быть расположены с шагом 72 от приблизительно 18 до 28 дюймов и, более предпочтительно, с шагом 72 от приблизительно 22 до 24 дюймов.

На фиг. 13 показана диаграмма 100 нагрузок и граничных условий, которые могут быть применены к модели конечных элементов 120 (фиг. 14) участка боковой стенки 40 (фиг. 12) для моделирования и прогнозирования структурного ответа боковой стенки 40 на поперечную нагрузку (не показана) и кольцевое напряжение (не показано), действующие на фюзеляж 16 (фиг. 2). Диаграмма 100 включает первый и второй вырезы 52а, 52b и имеет верхнюю границу 102, нижнюю границу 104, переднюю границу 106 и заднюю границу 108. Верхняя граница 102 включает несколько ограничителей 110 для ограничения верхней границы 102 относительно перемещения вдоль осей х, y и z и поворота относительно соответствующих осей х, y и z. Система начальных координат RCS показана в нижнем левом углу диаграммы 100 на фиг. 13. Нижняя граница 104, передняя граница 106 и задняя граница 108 не ограничены.

На диаграмме 100 поперечная сила Fshear (Fпоперечн) 800 фунт/дюйм приложена к передней границе 106 и задней границе 108 для моделирования поперечной нагрузки (не показана), возникающей в боковой стенке 40 (фиг. 12) из-за изгибающего момента (не показан), действующего на фюзеляж 16 (фиг. 1А-1В). Ориентация поперечной силы Fshear на фиг. 13 аналогична ориентации компонентов поперечного напряжения τshear-1 по фиг. 5 в результате действия изгибающего момента M1 (фиг. 2). На фиг. 13 сила Fhoop (Fкольц) кольцевого напряжения 1200 фунт/дюйм приложена к нижней границе 104 для моделирования кольцевого напряжения в плоскости из-за герметизации кабины. Ориентация силы Fhoop кольцевого напряжения на фиг. 13 аналогична ориентации кольцевого напряжения σhoop по фиг. 5.

На фиг. 14 показана FEM 120, содержащая сетку 122 элементов боковой стенки 40 (фиг. 12). Сетка 122 элементов содержит первый и второй вырезы 52а, 52b, которые имеют ромбовидную форму. На фиг. 14 показаны контуры 128 распределения напряжения 126 по Мизесу в боковой стенке 40 в ответ на приложение поперечной силы Fshear (фиг. 13) и силы Fhoop кольцевого напряжения (фиг. 13). Контуры 128 напряжения разделяют уровни напряжения по относительной величине 124 напряжения. Как показано на фиг. 14, концентрации 130 напряжения относительно высокой величины максимум приблизительно 47 тысяч фунтов на кв. дюйм возникают в относительно узкой полосе вдоль одного бокового сегмента 58 каждого из первого и второго вырезов 52а, 52b. Однако концентрации напряжения 47 тысяч фунтов на кв. дюйм вдоль вырезов 52а, 52b ромбовидной формы определены как меньше на 35 процентов концентраций напряжений приблизительно в 70 тысяч фунтов на кв. дюйм, которые возникают вдоль обычных вырезов овальной формы (не показаны) на эквивалентной FEM (не показана), подвергаемой аналогичным нагрузкам и граничным условиям.

На фиг. 14 также показаны концентрации 132 напряжений промежуточной величины, продолжающихся от нижнего участка 76 первого выреза 52а к верхнему участку 74 второго выреза 52b. Концентрации 134 напряжения малой величины показаны в остальной части графика FEM 120. Концентрации 132 напряжений промежуточной величины продолжаются вдоль того же направления, что и по меньшей мере один боковой сегмент 58 каждого выреза 52а, 52b ромбовидной формы. Форма концентраций 132 напряжений промежуточной величины соответствует направлению результирующего пути NF нагружения поперечной силы Fshear (фиг. 13) и силы Fhoop, создающей силу кольцевого напряжения (фиг. 13).

На фиг. 15 показано решение FEM аналогично FEM по фиг. 14 и дополнительно показан путь 90 наслоения, который может быть осуществлен во время изготовления цельного композитного цилиндрического отсека 34 (фиг. 1А). Путь 90 наслоения также может быть осуществлен во время изготовления боковых панелей 40′ (фиг. 1В), которые могут быть собраны с панелью 36′ верхнего полусвода (фиг. 1Б) и панелью 38′ пола (фиг. 1В) для формирования собранного цилиндрического отсека 34′ (фиг. 1В). Путь 90 наслоения обеспечивает относительно большую ширину композитной ленты (не показана), которая может быть наложена за один проход, например, устройством для наложения ленты (не показано). Относительно большая ширина пути 90 наслоения может снижать общие затраты времени, требуемого для формирования цилиндрического отсека 34 (фиг. 4) за счет снижения общего числа проходов, требуемых головкой для наложения ленты (не показана) устройства для наслоения ленты (не показано). Кроме того, боковые края пути 90 наслоения устанавливаются впритык к прямым боковым сегментам 58 вырезов 52а, 52b ромбовидной формы, устраняя необходимость операций специальной обрезки или разрезания.

На фиг. 16 показан вариант осуществления боковой стенки 40 с областью 82 дополнительных накладок, в основном расположенной в области боковой стенки 40 между вырезами 52. Область 82 дополнительных накладок может продолжаться ниже и/или выше первого и второго вырезов 52а, 52b. Область 82 дополнительных накладок представляет собой увеличение толщины боковой стенки 40 относительно номинальной толщины tnom (tном) обшивки (фиг. 18) боковой стенки 40. Обшивка 42 боковой стенки 40 может быть сформирована из металлического материала или композитного материала. Подходящие металлические материалы могут включать алюминий, титан, алюминий-литий и другие подходящие металлические материалы или комбинации материалов. Область 82 дополнительных накладок для металлической обшивки 42 может содержать увеличение комбинированной толщины металлической обшивки.

Для обшивки 42, сформированной из композитного материала, область 82 дополнительных накладок может состоять из одного или более слоев 84 дополнительных накладок из композитного материала, которые могут наслаиваться на обшивку 42 по схеме 88 наслоения. На фиг. 16 показаны слои 84 дополнительных накладок, образующие Х-образную форму. Слои 84 дополнительных накладок могут содержать волокна 86 слоев дополнительных накладок, которые могут быть ориентированы вдоль направления, в основном параллельного одному или более путей нагружения в боковой стенке 40. Слои 84 дополнительных накладок также могут быть ориентированы в основном параллельно боковым сегментам 58 вырезов 52, которые могут совпадать с ориентацией одного или более путей нагружения.

На фиг. 17 показана необязательная схема 88 наслоения для наложения слоев 84 дополнительных накладок в области 82 дополнительных накладок. Слои 84 дополнительных накладок показаны с расположением в виде ступенчатой Х-образной формы, которая проходит через суженую часть 80 боковой стенки 40. Суженая часть 80 может быть образована в виде общего места самого короткого расстояния между соседними парами вырезов 52. Каждый слой 84 дополнительных накладок может быть ориентирован параллельно пути нагружения. Схема 88 наслоения дает в результате постепенное или прогрессирующее увеличение толщины обшивки 42 боковой стенки 40 вдоль общего направления от верхнего участка 74 боковой стенки 40 к суженой части 80. Схема 88 наслоения также может давать в результате постепенное увеличение толщины обшивки 42 вдоль общего направления от нижнего участка 76 боковой стенки 40 к суженой части 80. Схема 88 наслоения в виде Х-образной формы также может приводить к толщине обшивки 42, которая максимальна в суженой части 80, которая предпочтительно может совпадать с местом максимального напряжения.

На фиг. 18 показан вид в сечении боковой стенки 40, иллюстрирующий постепенное увеличение толщины tpad (tнакладка) обшивки боковой стенки 40 за счет расположения слоев 84 дополнительных накладок. Слои 84 дополнительных накладок дают в результате постепенное увеличение толщины боковой стенки 40 от номинальной толщины tnom обшивки до повышенной толщины tpad обшивки области 82 дополнительных накладок. Постепенное увеличение толщины tpad обшивки позволяет эффективно передавать нагрузку через область боковой стенки 40 между вырезами 52 (фиг. 17). Предпочтительно постепенное увеличение толщины tpad обшивки, показанной на фиг. 18, может снизить напряжения между слоями в пределах обшивки 42, что может снизить вероятность разделения слоев.

На фиг. 19 показан дополнительный вариант осуществления схемы 88 наслоения для наложения слоев 84 дополнительных накладок в области 82 дополнительных накладок. Схема 88 наслоения включает слои 84 дополнительных накладок, которые ориентированы под малым углом относительно периферийной оси 14 (фиг. 12). Могут быть добавлены дополнительные слои 84 дополнительных накладок, чтобы выдерживать кольцевое напряжение (не показано), вызываемое избыточным давлением Р кабины (фиг. 3). С этой точки зрения, дополнительные слои 84 дополнительных накладок могут быть ориентированы под углом, который приближается к пути Nhoop кольцевого напряжения. Добавочные слои 84 дополнительных накладок могут быть расположены уступами, чтобы обеспечивать постепенное увеличение толщины tpad обшивки (фиг. 18) в направлении к суженой части 80.

На фиг. 20 показан график 60 смещения модели оптимизации формы скругленного прямоугольного выреза 162, который показан штриховой линией. Ограничения модели оптимизации формы включают сохранение площади выреза 162 с заранее определенным значением (например, 100 кв. дюймов). Кроме того, геометрия скругленного прямоугольного выреза 162 ограничивается высотой не менее заранее определенного значения и шириной не менее заранее определенного значения. Максимальное напряжение в участке боковой стенки 40 ограничено пределами заранее определенного диапазона допустимого напряжения 170 материала. На графике 160 смещения показаны контуры 174 напряжения в единицах 166 относительного напряжения в других местах вдоль краев вырезов 162. Векторы 164а смещения показывают тенденцию углов 162а скругленного прямоугольного выреза 162 смещаться вовнутрь и наружу из областей с относительно высокой величиной 168 напряжения 71 тысяча фунтов на кв. дюйм (т.е. величинами выше допустимого напряжения материала, указанными номером 170 выноски). Векторы 164b смещения показывают тенденцию боковых сторон 162b и верхнего и нижнего концов 162с скругленного прямоугольного выреза 162 смещаться наружу и к областям с относительно низкой величиной 172 напряжения (т.е. величинам ниже допустимого напряжения 170 материала). В модели оптимизации формы комбинация перемещений вдоль векторов 164а, 164b смещения приводит к скругленному прямоугольному вырезу 162, преобразованному в вырез в форме ромба (фиг. 22).

На фиг. 21 показан вырез 52 в форме ромба с прямыми боковыми сегментами 58, пересекающимися на боковых сторонах 54 и концах 60. Размер и форма выреза 52 может быть определена по отношению к основной оси а и малой оси b. Например, высота А выреза 52 измеряется вдоль основной оси а между точками пересечения боковых сегментов 58 на противоположных концах 60. Ширина В измеряется вдоль малой оси b между точками пересечения боковых сегментов 58 на противоположных сторонах 54. Вырез 52 может обладать отношением высоты к ширине А:В не менее приблизительно 1,3:1. В одном варианте осуществления вырез 52 в форме ромба может обладать отношением высоты к ширине А:В, определяемым выражением 1,3 В≤А≤5 В. С этой точки зрения высота А может иметь размер в диапазоне от приблизительно 1,3В до приблизительно 5В. В предпочтительном варианте осуществления отношение сторон выреза 52 составляет между приблизительно 2:1 и 5:1, хотя отношение сторон может быть больше 5:1. В дополнительном варианте осуществления вырез 52 может обладать отношением высоты к ширине А:В от приблизительно 1,8:1 до 2,2:1. Каждый из вырезов 52 может обладать площадью от приблизительно 100 до 300 квадратных дюймов, хотя вырез 52 может быть предусмотрен с площадью менее 100 квадратных дюймов или более 300 квадратных дюймов. В предпочтительном варианте осуществления вырез 52 может обладать площадью в диапазоне от приблизительно 120 до 140 кв. дюймов.

На фиг. 22 показаны концы 60 выреза 52 в форме ромба со скругленными концевыми углами 62 радиусом ra и боковыми сторонами 54 со скругленными боковыми углами 56 радиусом rb. Радиусы rb боковых сторон у боковых углов 56 могут быть больше, чем концевые радиусы ra у концевых углов 62, чтобы минимизировать концентрации напряжений у боковых сторон 54. Концевые радиусы ra и/или боковые радиусы rb могут обладать размером в зависимости от высоты А выреза 52. Например, в предпочтительном варианте осуществления концевые радиусы ra могут составлять в диапазоне размеров от приблизительно 0,05-кратной высоты А выреза 52 до приблизительно 0,50-кратной высоты А. Боковые радиусы rb могут составлять в диапазоне размеров от приблизительно 0,05-кратной высоты А выреза 52 до приблизительно 3,0-кратной высоты А выреза 52. Однако концевые радиусы ra и/или боковые радиусы rb могут быть предусмотрены с размером больше или меньше указанных выше размеров. Боковые сегменты 58 могут быть ориентированы под углом θb бокового сегмента, измеренным относительно малой оси b. Угол θb бокового сегмента может составлять в диапазоне от приблизительно 50 до 80 градусов, хотя подразумеваются углы вне диапазона 50-80 градусов.

На фиг. 23 показан вариант 300 осуществления ромбовидной формы с изогнутой боковой стороной выреза 52 (фиг. 1А-1В) с изогнутыми боковыми сегментами 316. Показанный вариант 300 осуществления может обладать высотой 306, измеренной вдоль основной оси и продолжающейся между точками пересечения прямой линии 320 между касательными 314 до концевого радиуса rend-300 (rконц-300) и бокового радиуса rside-300 (rбоков-300) у каждого концевого угла 310 варианта 300 осуществления. Ширина 308 может быть измерена вдоль малой оси 304 и продолжаться между точками пересечения прямой линии 320 между касательными 314 до концевого радиуса rend-300 и бокового радиуса rside-300 у каждого бокового угла 312. Вариант 300 осуществления может обладать отношением высоты к ширине 306, 308 от приблизительно 1,8:1 до 2,2:1, и боковыми радиусами rside-300 у боковых углов 312, которые больше концевых радиусов rend-300 у концевых углов 310. Вариант 300 осуществления ромбовидной формы с изогнутыми боковыми сторонами может обладать площадью приблизительно 120-140 кв. дюймов. Изогнутые боковые сегменты 316 могут обладать выгнутой кривизной, причем каждый выгнутый боковой сегмент 316 представляет собой касательную к соответствующему концевому радиусу rend-300 и боковому радиусу rside-300. Степень кривизны каждого бокового сегмента 316 может быть определена относительно прямой линии 320, продолжающейся между касательными 314. Кривизна 318 каждого бокового сегмента 316 может быть такова, что максимальное расстояние от изогнутого бокового сегмента 316 до прямой линии 320 не больше приблизительно 20 процентов от отрезка прямой линии 320 между касательными 314. Предпочтительно кривизна изогнутых боковых сегментов 316 может вмещать несколько путей нагружения (не показаны) с другими ориентациями.

На фиг. 24 показан вариант 400 осуществления стандартной скругленной ромбовидной формы выреза 52 (фиг. 1А-1В) со скругленными боковыми сторонами 412 по существу постоянной кривизны. Скругленные боковые стороны 412 могут продолжаться между верхним и нижним концевыми углами 410 и могут быть касательными к концевым углам 410. Вариант 400 осуществления стандартной скругленной ромбовидной формы обладает высотой 406, измеренной вдоль основной оси 402 и продолжающейся между точками пересечения выносных линий, продолжающихся от касательной 414 у скругленной стороны 412 и концевого угла 410 на каждой стороне концевых углов 410. Вариант 400 осуществления может обладать шириной 408, измеренной вдоль малой оси 404 и продолжающейся между точками пересечения малой оси 404 со скругленными сторонами 412 варианта 400 осуществления. Вариант 400 осуществления может обладать высотой 406 приблизительно 16-18 дюймов, отношением высоты к ширине 406, 408 от приблизительно 1,5:1 до 1,9:1, и площадью приблизительно 125-135 кв. дюймов.

На фиг. 25 показан вариант 500 осуществления улучшенной скругленной ромбовидной формы выреза 52 (фиг. 1А-1В) со скругленными сторонами 512 по существу постоянной кривизны. Скругленные стороны 512 могут продолжаться между верхним и нижним концевыми углами 510 и могут представлять собой касательную к концевым углам 510. Вариант 500 осуществления может обладать высотой 506, измеренной вдоль основной оси 502 и продолжающейся между точками пересечения выносных линий, продолжающихся от касательной 514 у скругленной стороны 512 и концевого угла 510 на каждой стороне концевых углов 510. Вариант 500 осуществления может обладать шириной 508, измеренной вдоль малой оси 504 и продолжающейся между точками пересечения малой оси 504 со скругленными сторонами 512 варианта 500 осуществления. Вариант 500 осуществления улучшенной скругленной ромбовидной формы может обладать высотой 506 приблизительно 22-26 дюймов, отношением сторон от приблизительно 2:1 до 2,4:1 и площадью приблизительно 190-210 кв. дюймов.

На фиг. 26 показан один вариант осуществления вырезов 52, отклоненных относительно периферийной оси 14 летательного аппарата 10. В показанном варианте осуществления вырезы 52 ориентированы таким образом, что основная ось а каждого выреза 52 ориентирована под углом θcantоткл) относительно периферийной оси 14 летательного аппарата 10. Вырезы 52 необязательно могут быть отклонены под углом θcant в любом направлении (например, отклонены вперед или назад) относительно периферийной оси 14. В одном варианте осуществления вырезы 52 могут быть ориентированы таким образом, чтобы основная ось а была ориентирована в пределах +/ 20 градусов относительно периферийной оси 14 летательного аппарата, хотя вырезы могут быть ориентированы под углами больше +/ 20 градусов. Угол θcant ориентации любого заданного вырезы 52 может быть таким, чтобы по меньшей мере один из боковых сегментов 58 выреза 52 был ориентирован по существу параллельно результирующему пути Nresult нагружения, по существу параллельно пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6, 10) или по существу параллельно одному из путей Nshear-1, Nshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 6, 10) или любого другого пути нагружения.

Угол θcant ориентации дополнительно может быть выбран таким, чтобы два или более боковых сегментов 58 заданного выреза 52 были ориентированы по существу параллельно одному из результирующих путей Nresult-1, Nresult-2 нагружения (фиг. 7, 11), путь Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6, 10), одному из путей Nshear-1, Nshear-2 поперечной нагрузки (фиг. 6, 10), или любые другие ориентации пути нагружения. Например, вырез 52 может быть ориентирован таким образом, чтобы один из боковых сегментов 58 выреза 52 был ориентирован по существу параллельно результирующему пути Nresult-1 нагружения (фиг. 7) пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6) и компонента растяжения пути Nshear-1 поперечной нагрузки (фиг. 6). Другой боковой сегмент 58 того же выреза 52 может быть ориентирован по существу параллельно результирующему пути нагружения (не показан) комбинации пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 7) и компонента сжатия (не показан) поперечной нагрузки (не показана).

Дополнительно, с этой точки зрения, обшивка 42 может содержать волокна 44, которые могут быть ориентированы по существу с совмещением с результирующим путем Nresult нагружения (фиг. 7) пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6) и компонента растяжения путей Nresult-1, Nresult-2 поперечной нагрузки (фиг. 7, 11) и могут дополнительно содержать волокна 44, ориентированные по существу параллельно пути результирующей нагрузки (не показана) комбинации пути Nhoop кольцевого напряжения (фиг. 6) и компонента сжатия (не показан) пути поперечной нагрузки (не показана). Волокна 44 могут быть ориентированы образом, представляющим ферменную структуру (не показана), продолжающуюся вдоль окантовки окон 49. Например, участок волокон 44 может быть ориентирован под углами между приблизительно +45 и +80 градусов относительно продольной оси 12, а другой участок волокон 44 может быть ориентирован под углами (не показаны) между приблизительно +100 и +160 градусов относительно продольной оси 12. В одном варианте осуществления участок волокон 44 может быть ориентирован под углом приблизительно +60 градусов относительно продольной оси 12, а другой участок волокон 44 может быть ориентирован под углом приблизительно +150 градусов относительно продольной оси 12, представляющей отклоненную ферменную компоновку (не показана) вдоль окантовки окон 49. Угол θcantотклон) ориентации вырезов 52 может быть постоянным вдоль всей длины фюзеляжа 16, или угол θcant может меняться вдоль длины фюзеляжа 16.

На фиг. 27 показана блок-схема, представляющая одну или более операций, которые могут быть включены в технологию 600 формирования вырезов 52 (фиг. 12) по меньшей мере в одной из боковых стенок 40 (фиг. 12) фюзеляжа 16 летательного аппарата 10 (фиг. 12). Этап 602 способа может включать формирование вырезов 52 (фиг. 12) в боковой стенке 40 рядом друг с другом. Вырезы 52 могут быть расположены с нужным интервалом 72 друг от друга (фиг. 12). Интервал 72 необязательно соответствует промежутку между пассажирскими сиденьями (не показаны) летательного аппарата 10 (фиг. 1А-1Б). Например, интервал 72 может быть в диапазоне приблизительно от 18 до 28 дюймов.

Этап 604 может включать определение изгибающего момента M1 (фиг. 2), действующего на фюзеляж 16 (фиг. 12). Хотя способ 600 описан в контексте отрицательного изгибающего момента M1, показанного на фиг. 2, способ также может быть осуществлен с использованием положительного изгибающего момента М2, показанного на фиг. 8. Изгибающий момент M1 (фиг. 2) может быть определен путем прогнозирования нагрузок на фюзеляж 16 (фиг. 12) при компьютерном моделировании. Изгибающий момент M1 (фиг. 2) также может быть определен путем измерения нагрузок на фюзеляж 16 (фиг. 12) во время статических испытаний или путем непосредственного измерения нагрузок на фюзеляж 16 во время летных испытаний.

Этап 606 может включать определение поперечной нагрузки (не показана), создаваемой в боковой стенке 40 (фиг. 12) в ответ на изгибающий момент M1 (фиг. 2), действующий на фюзеляж 16 (фиг. 12). Поперечная нагрузка может быть определена аналитически на основе компьютерного моделирования. В альтернативном варианте поперечная нагрузка может быть определена во время статических испытаний с использованием датчиков деформаций или других контрольно-измерительных приборов. Поперечная нагрузка также может быть измерена во время летных испытаний.

Этап 608 способа может включать определение нагрузки Р избыточного давления кабины (фиг. 3) на фюзеляж 16 (фиг. 12). Нагрузка Р избыточного давления кабины может быть определена на основе требований FAA для поддержания барометрической высоты кабины. Например, с учетом коэффициентов защиты, может потребоваться, чтобы фюзеляж 16 выдерживал до 18,2 фунтов/кв. дюйм, хотя фюзеляж 16 может быть сконструирован, чтобы выдерживать более высокие нагрузки избыточного давления кабины.

Этап 610 способа может содержать определение кольцевого напряжения (не показано), создаваемого в боковой стенке 40 (фиг. 12) в результате нагрузки Р избыточного давления кабины (фиг. 3). Кольцевое напряжение может быть определено путем компьютерного моделирования или путем измерения нагрузок, действующих на фюзеляж 16 (фиг. 12) во время полномасштабных испытаний или во время летных испытаний, например, путем использования датчиков деформаций (не показаны), которые могут быть присоединены к обшивке 42 фюзеляжа 16 (фиг. 12).

Этап 612 способа может включать определение результирующего пути Nresult нагружения (фиг. 12) в результате действия комбинации поперечной нагрузки (не показана) и кольцевого напряжения (не показано). Например, результирующий путь Nresult нагружения может быть определен математически на основе величины и ориентации известной поперечной нагрузки (не показана) и известного кольцевого напряжения (не показано). Результирующий путь Nresult нагружения также может быть определен для других комбинаций путей нагружения и не ограничивается результирующим путем Nresult нагружения для комбинации поперечной нагрузки и кольцевого напряжения. Например, результирующий путь Nresult нагружения может быть определен на основе скручивающих нагрузок, вызванных в фюзеляже 16 (фиг. 12) рулем 30 высоты (фиг. 1А-1В) и/или рулем 26 направления (фиг. 1А-1В).

Этап 614 может включать конструирование вырезов 52 (фиг. 12) таким образом, чтобы путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки 40 (фиг. 12) по существу непрерывно от нижнего участка 76 (фиг. 12) боковой стенки 40 под первым вырезом 52а до верхнего участка 74 (фиг. 12) боковой стенки 40 над вторым вырезом 52b. Вырезы 52 также могут быть сконструированы так, чтобы результирующий путь Nresult нагружения продолжался по существу непрерывно от нижнего участка 76 боковой стенки 40 под вторым вырезом 52b до верхнего участка 74 боковой стенки 40 над первым вырезом 52а.

Этап 616 может включать обеспечение вырезов 52 (фиг. 12) в форме ромба с боковыми сегментами 58 (фиг. 12), которые ориентированы в основном параллельно пути нагружения, такого как результирующий путь Nresult нагружения (фиг. 12). Боковые сегменты 58 в альтернативном варианте могут быть ориентированы вдоль пути Nresult поперечной нагрузки. Боковые сегменты 58 также могут быть ориентированы в основном параллельно результирующему пути Nresult нагружения комбинации поперечной нагрузки (не показана), кольцевого напряжения (не показано) и других нагрузок, которые могут быть приложены к фюзеляжу 16 (фиг. 12).

Этап 618 может включать ориентирование по меньшей мере участка волокон 44 (фиг. 12) обшивки 42 (фиг. 12) по существу параллельно пути нагружения, такому как результирующий путь Nresult нагружения (фиг. 12). Волокна 44 обшивки 42 могут продолжаться от положения в основном ниже нижнего конца 60b первого выреза 52а до положения в основном выше верхнего конца 60а второго выреза 52b. Волокна 44 обшивки 42 могут быть ориентированы под углом от приблизительно 50 до 75 градусов относительно продольной оси 12 (фиг. 12) летательного аппарата 10 (фиг. 12). Однако волокна 44 могут быть ориентированы под углами менее 50 и больше 75 градусов.

Этап 620 может включать наслоение композитных слоев 84 дополнительных накладок (фиг. 16) поверх обшивки 42 (фиг. 16) в области 82 дополнительных накладок (фиг. 16) боковой стенки 40 (фиг. 16). Каждый слой 84 дополнительных накладок может содержать несколько волокон 86 слоев дополнительных накладок (фиг. 16), которые могут быть ориентированы по существу параллельно пути нагружения. Область 82 дополнительных накладок может давать в результате постепенное увеличение толщины обшивки 42 в области 82 дополнительных накладок относительно номинальной толщины tnom обшивки (фиг. 18).

Хотя добавление окон 50 для пассажиров (фиг. 1А-1В) летательного аппарата 10 (фиг. 1А-1В) в основном повышает общую массу летательного аппарата 10 из-за структурного усиления (т.е., увеличенной толщины обшивки), требуемого, чтобы выдерживать концентрации напряжений, улучшенный путь нагружения, обеспечиваемый вырезом 52 в форме ромба (фиг. 4), снижает концентрации напряжений в боковой стенке 40 (фиг. 4) по оценке от 35 до 45 процентов относительно обычных оконных вырезов овальной формы (не показаны) приблизительно той же площади. Снижение концентраций напряжений позволяет снизить толщину обшивки вокруг краев вырезов 52 и в окантовке окон 49 (фиг. 4), что экономит массу. Экономия массы может быть отнесена к повышению полезной нагрузки или повышению экономии топлива летательного аппарата 10. В альтернативном варианте экономия массы, достигаемая при вырезах 52 в форме ромба (фиг. 4), может быть отнесена к окнам 50, которые больше по площади. Хотя большие окна 50 требуют повышения толщины обшивки в окантовке окон 49 (фиг. 4), максимальная толщина обшивки 42 для ромбовидных окон 50 меньше, чем для обычных окон овальной формы той же самой площади.

Многие модификации и другие варианты осуществления настоящего изобретения будут очевидны для специалистов в этой области, к которой относится это описание, с преимуществами сведений, представленных в предшествующем описании и на сопутствующих чертежах. Варианты осуществления, описанные в настоящем документе, являются иллюстративными, и не подразумевают ограничения, и не являются всеобъемлющими. Хотя в настоящем документе используются конкретные термины, они используются только в общем и описательном смысле и не для целей ограничения.

1. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий цилиндрический отсек (34), имеющий обшивку, сформированную из композитного материала с армирующими волокнами (44), введенными в матрицу, первый вырез (52а) и второй вырез (52b), сформированные в цилиндрическом отсеке рядом друг с другом, прямой путь нагружения, проходящий, по существу, непрерывно от нижнего участка (76) цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка (74) цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом, отличающийся тем, что первый и второй вырезы, каждый, имеют форму ромба, включающую боковой сегмент, ориентированный в основном параллельно прямому пути нагружения, по меньшей мере часть волокон ориентирована в основном параллельно боковому сегменту и проходит от положения ниже нижнего конца (60b) первого выреза до положения выше верхнего конца (60а) второго выреза.

2. Фюзеляж летательного аппарата по п.1, в котором боковая стенка включает обшивку (42) с номинальной толщиной обшивки, боковая стенка включает область (82) дополнительных накладок по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами, и толщина обшивки в области дополнительных накладок больше номинальной толщины обшивки.

3. Фюзеляж летательного аппарата по п.2, в котором первый (52а) и второй (52b) вырезы образуют сужение в самом коротком расстоянии между ними, и толщина обшивки в области (82) дополнительных накладок в основном увеличивается вдоль по меньшей мере одного из направлений от верхнего участка к сужению и в направлении от нижнего участка к сужению.

4. Фюзеляж летательного аппарата по п.2, в котором по меньшей мере участок волокон (44) ориентирован под углом приблизительно от 50 до 75 градусов относительно продольной оси летательного аппарата.

5. Фюзеляж летательного аппарата по п.1, в котором форма ромба имеет основную ось и малую ось, и основная ось ориентирована в пределах +/-20 градусов от периферийной оси летательного аппарата.

6. Фюзеляж летательного аппарата по п.5, в котором ромбовидная форма имеет четыре боковых сегмента.

7. Фюзеляж летательного аппарата по п.1, в котором цилиндрический отсек (34) имеет по меньшей мере одну боковую панель (40), первый вырез (52а) и второй вырез (52b) сформированы в боковой панели рядом друг с другом, и прямой путь нагружения продолжается вдоль цилиндрического отсека (34), причем путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом (52а) до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом (52b).

8. Способ формирования вырезов в боковой стенке фюзеляжа летательного аппарата, включающий стадии обеспечения цилиндрического отсека (34), имеющего обшивку, сформированную из композитного материала с армирующими волокнами (44), введенными в матрицу, формирования первого выреза (52а) и второго выреза (52b) рядом друг с другом в боковой стенке, и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы прямой путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка боковой стенки, в основном под первым вырезом, до верхнего участка боковой стенки, в основном над вторым вырезом, отличающийся тем, что первый и второй вырезы, каждый, имеют форму ромба, включающую боковой сегмент, ориентированный в основном параллельно прямому пути нагружения, и тем, что по меньшей мере часть волокон ориентирована в основном параллельно боковому сегменту и проходит от положения ниже нижнего конца (60b) первого выреза до положения выше верхнего конца (60а) второго выреза.

9. Способ по п.8, который дополнительно включает стадии включения области (82) дополнительных накладок в боковой стенке по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами и увеличения толщины обшивки в области дополнительных накладок относительно номинальной толщины обшивки.

10. Способ по п.8, в котором первый (52а) и второй (52b) вырезы в форме ромба имеют основную ось и малую ось.

11. Способ по п.8, в котором форма ромба имеет четыре боковых сегмента.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к испытанию керамических обтекателей летательных аппаратов на разрушение. Способ включает создание избыточного давления во внутренней полости обтекателя.

Изобретение относится к области пилотируемых широкофюзеляжных самолетов гражданского назначения. Фюзеляж самолета содержит носовую часть с кабиной управления, широкий и плоский корпус с боковыми иллюминаторами в стенке пассажирского салона, хвостовую часть с оперением и шасси.

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.

Самолет (10) содержит фюзеляж (12), к которому присоединены профильные крылья (18, 20), носовую часть (52) и регулятор (72) вихрей на наплыве по кромке крыла, форма которого обеспечивает симметрирование стремительного развития вихрей, создаваемых кромкой при умеренно большом угле атаки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изготовления иллюминаторов летательных аппаратов. Иллюминатор летательного аппарата содержит раму (5) крепления иллюминатора к фюзеляжу (4) летательного аппарата и, по меньшей мере, одно стекло, которое установлено в раме крепления посредством герметизирующей системы (7-11).

Изобретение относится к внутренней конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается конструкции проемов. Основная конструкция ЛА содержит усиливающую конструкцию для проема, а также обшивку, шпангоуты, стрингеры.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем открытия аварийных выходов из летательных аппаратов. Дверная конструкция (1), в частности, для вертолета, имеет стойку (6), дверь (8), закрепленную на стойке первой и второй петлями (28, 27), размещенными на наружной стенке (31) стойки (6), так чтобы поворачиваться относительно оси (9) петли для открывания и закрывания дверного проема (3).

Изобретение относится к остеклению воздушного судна и касается полимерного иллюминатора, несущего окружную нагрузку. Остекление содержит полимерный слой, отверстие цилиндрической или конической формы, проходящее через слой, втулку, расположенную в отверстии и находящуюся в непосредственном контакте со слоем.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано в хвостовых отсеках летательных аппаратов (ЛА). Хвостовой отсек ЛА с кольцевым расположением сопел ракетного двигателя на донной защите с теплостойким отражателем возвратного течения струй ракетного двигателя в виде тела вращения содержит дренажное отверстие с пневмоклапаном прямого действия с запорно-чувствительным элементом в виде теплостойкого отражателя возвратного течения струй ракетного двигателя.

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции пассажирских дверей. Дверь содержит дверное полотно и механизм навески, содержащий два поворотных рычага, соединенные друг с другом жестким элементом, управляющую тягу с роликом, и водило, шарнирно соединенное первым концом с управляющей тягой.
Наверх