Узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов

Изобретение относится к высоконагруженным конструкциям из полимерных композиционных материалов летательных аппаратов. Узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов включает панели кессона крыла или консоли стабилизатора, содержащие продольные стрингеры и поперечный силовой пояс, выполненные из перекрещивающихся жгутов однонаправленных углеродных нитей, пропитанных синтетическим связующим, расположенных послойно, с нахлестом в зоне перекрестий. Силовой пояс снабжен соединительным элементом, выполненным в виде металлической скобы, охватывающей внутренним основанием поперечный силовой пояс панели кессона крыла или консоли стабилизатора и выносными элементами крепящейся к силовым элементам центроплана фюзеляжа крепежным элементом. Изобретение направлено на получение высокотехнологичной конструкции узла соединения элементов с повышенной надежностью и прочностью. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к высоконагруженным конструкциям из полимерных композиционных материалов и может быть использовано при создании конструкций для летательных аппаратов, в частности соединения крыла и хвостового оперения с центропланом фюзеляжа из полимерных композиционных материалов.

Узел соединения крыла и фюзеляжа является одной из самых нагруженных зон конструкции центроплана, в которой происходит передача больших по величине усилий крыла на силовые элементы фюзеляжа.

Известен узел соединения консоли крыла с центропланом фюзеляжа по патенту SU 1037539 А1 от 11.12.1981, МПК B64C 1/26.

Известен узел соединения элементов конструкций из композиционных материалов по патенту SU 7551941 A1 от 17.01.1989 г., МПК B64C 1/06.

Известно соединение крыла с фюзеляжем по патенту RU 2154003 C2 от 18.05.1998 г., МПК B64C 1/26.

Известно соединение крыла и фюзеляжа по патенту RU 2268196 C1 от 13.09.2004 г., МПК B64C 1/26.

Известен узел соединения консоли крыла с центропланом фюзеляжа по патенту AIRBUS GMBH (DE) № WO 2009083262 A2 от 2009-07-09, МПК B64C 1/06.

Известно устройство соединения панелей крыла и центроплана по патенту RU 2428352 C1 от 16.02.2010 г., МПК B64C 1/26.

Известен узел крепления крыла самолета по патенту RU 2584294 C1 от 01.04.2015 г., МПК B64C 1/26, МПК B64C 3/18.

Недостатками известных соединений является низкая надежность работы в условиях растягивающих нагрузок, высокая масса, не учитываются свойства ортотропного композиционного материала, приводящие к потере жесткости и прочности, низкая технологичность.

Наиболее близким аналогом, выбранным в качестве прототипа, является способ изготовления узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, оснастка для осуществления способа изготовления узла соединения элементов планера из полимерных композиционных материалов и узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов по патенту РФ №2412860, МПК B64C 1/26, B29C 53/82, зарегистрированный 28.12.2009 г. Узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов заключается в том, что соединительные элементы силового пояса для фланцевого стыка узла соединения планера выполнены из размещенных в продольных отверстиях силового пояса болтов для скрепления панели крыла с деталями центроплана или панели стабилизатора с противоположной панелью.

Недостатками общего известного уровня техники для узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов является низкая прочность и надежность работы на растяжение соединительных элементов силового пояса для фланцевого стыка панелей крыла с деталями центроплана или панели стабилизатора с противоположной панелью, так как при фланцевом стыке композитный материал работает на сжатие.

Технической задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание высокотехнологичной конструкции узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов с повышенной надежностью и прочностью при действии эксплуатационных нагрузках, снижение массы конструкции, технологичности его изготовления, ремонтопригодности и реализации свойств ортотропного композиционного материала.

Технический результат, который может быть достигнут при решении технической задачи, заключается в повышении прочности и надежности работы соединительного элемента, выполненного в виде металлической скобы, охватывающей внутренним основанием поперечный силовой пояс панели кессона крыла или консоли стабилизатора и выносными элементами крепящейся к силовым элементам центроплана фюзеляжа, соединяющей элементы планера самолета из полимерных композиционных материалов.

Для решения поставленной задачи с достижением указанного результата известный узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, включающий панели кессона крыла или консоли стабилизатора, содержащие продольные стрингера и поперечный силовой пояс, выполненные из перекрещивающихся жгутов из однонаправленных углеродных нитей, пропитанных синтетическим связующим, расположенных послойно, с нахлестом в зоне перекрестий, при этом силовой пояс снабжен соединительным элементом, выполненным в виде металлической скобы с П-образной формой сечения, охватывающей внутренним основанием поперечный силовой пояс панели кессона крыла или консоли стабилизатора и выносными элементами крепящейся к силовым элементам центроплана фюзеляжа крепежным элементом.

Отличительными особенностями заявляемого узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов являются следующие признаки:

- узел соединения содержит соединительный элемент, выполненный в виде металлической скобы с П-образной формой сечения;

- силовой пояс выполнен таким образом, чтобы соединительный элемент не выступал над наружной поверхностью панели кессона крыла и стабилизатора.

Реализация узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, соединительным элементом, выполненным в виде металлической скобы с П-образной формой сечения, позволяет повысить технологичность изготовления, надежность и прочность при действии эксплуатационных нагрузках, повысить весовые характеристики, реализовать потенциальные свойства ортотропного композиционного материала.

Указанные признаки являются существенными, так как каждый из них направлен на достижение заявленного технического результата в соответствии с поставленной задачей.

Использование совокупности существенных отличительных признаков в известном решении не обнаружено, что характеризует соответствие предложенного технического решения критерию «новизна».

Единая совокупность новых существенных признаков с общеизвестными обеспечивает решение поставленной задачи и характеризует предложенное техническое решение существенными отличиями по сравнению с известным уровнем техники и аналогами.

Данное техническое решение является результатом научно-исследовательской работы по созданию надежного и прочного узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов. Решение обладает неочевидностью, что свидетельствует о его соответствии критерию «изобретательский уровень».

Изобретение поясняется фиг. 1-4. На фиг. 1 в аксонометрической проекции представлен общий вид узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, на фиг. 2 в аксонометрической проекции показан узел соединения панели кессона крыла или консоли стабилизатора с центропланом. На фиг. 3 изображено поперечное сечение соединительного элемента, выполненного в виде металлической скобы.

На фиг. 1 представлен общий вид узла соединения элементов 1 планера самолета 2 из полимерных композиционных материалов, включающий панели кессона крыла 3, соединенные с центропланом 4, или консоли стабилизатора 5, соединенные с противоположной панелью.

На фиг. 2 изображен узел соединения панели кессона крыла 3 с центропланом 4 или панели стабилизатора 5, содержащий продольные стрингеры 6 и поперечный силовой пояс 7, выполненные из перекрещивающихся жгутов из однонаправленных углеродных нитей 8, при этом соединительный элемент 9 выполнен в виде металлической скобы, охватывающей силовой пояс 7 панели кессона крыла 3 или консоли стабилизатора 5 и крепящейся к силовым элементам 10 центроплана 4 крепежным элементом 11.

На фиг. 3 изображено поперечное сечение соединительного элемента 9, выполненного в виде металлической скобы, охватывающей внутренним основанием 12 силовой пояс 7 панели кессона крыла 3 или консоли стабилизатора 5 и выносными элементами 13 крепящейся к силовым элементам 10 центроплана фюзеляжа 4 крепежным элементом 11.

На фиг. 4 изображено поперечное сечение соединительного элемента 9, выполненного в виде металлической скобы (не выступающего над наружной поверхностью 14 панели кессона крыла 3 или консоли стабилизатора 5), охватывающей внутренним основанием 12 силовой пояс 7 панели кессона крыла 3 или консоли стабилизатора 5 и выносными элементами 13 крепящейся к силовым элементам 10 центроплана фюзеляжа 4 крепежным элементом 11.

Предложенное изобретение может быть реализовано на стандартном оборудовании с использованием метода автоматизированной мокрой намотки или выкладкой по известным технологиям. Количество, габаритные размеры соединительных элементов в виде металлической скобы с П-образной формой сечения определяются специальным прочностным расчетом в зависимости от действующих на конструкцию полетных нагрузок.

1. Узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, включающий панели кессона крыла или консоли стабилизатора, содержащие продольные стрингеры и поперечный силовой пояс, выполненные из перекрещивающихся жгутов из однонаправленных углеродных нитей, пропитанных синтетическим связующим, расположенных послойно, с нахлестом в зоне перекрестий, при этом силовой пояс снабжен соединительными элементами, например, для панелей кессона крыла с деталями центроплана фюзеляжа, отличающийся тем, что соединительный элемент выполнен в виде металлической скобы, охватывающей внутренним основанием поперечный силовой пояс панели кессона крыла или консоли стабилизатора и выносными элементами крепящейся к силовым элементам центроплана фюзеляжа крепежным элементом.

2. Узел соединения по п. 1, отличающийся тем, что силовой пояс выполнен таким образом, чтобы соединительный элемент не выступал над наружной поверхностью панели кессона крыла или консоли стабилизатора.