Соединение для композитных крыльев

Группа изобретений относится к авиации. Соединение для крыла содержит Т-образную обвязку и стыковую накладку для соединения узла ближней панели крыла и узла дальней панели крыла. Узлы панелей крыла включают стрингер, совместно соединенный с образованием связи или совместно отвержденный с обшивкой крыла. Перегородка и накладка стрингера могут быть обрезаны таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель и полку основания. Лапшевидный заполнитель и полка основания соприкасаются с нижней частью Т-образной обвязки, а обшивка крыла соприкасается со стыковой накладкой. Открытый лапшевидный заполнитель может быть расположен не заподлицо с полкой основания обрезанного стрингера. Нижняя часть Т-образной обвязки может включать в себя паз для размещения расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя таким образом, чтобы исключить наличие зазора между Т-образной обвязкой и полкой основания. В альтернативном варианте могут использоваться прокладки для компенсации расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя, или полка основания и перегородка могут включать защитные слои, позволяющие обрезать полку основания и перегородку заподлицо с лапшевидным заполнителем. Предложен также способ образования соединения для крыла. Группа изобретений направлена на выравнивание усилий, действующих на разные части узла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Область техники

Описанные здесь конфигурации относятся к соединению для композитных крыльев. Данное соединение может быть соединением на нижней боковой стороне фюзеляжа летательного аппарата.

Уровень техники

Для соединения крыльев с фюзеляжем летательного аппарата на его боковой стороне могут использоваться болтовые соединения. Один из вариантов такого соединения 200 на боковой стороне фюзеляжа, который в настоящее время используется для соединения крыла с фюзеляжем, изображен на Фиг. 12. Соединение 200 включает обвязку 210 с двумя перекрестиями, включающую вертикальную часть 211, верхнюю, дальнюю от центральной линии летательного аппарата часть 212 (outboard, далее также - «дальняя»), нижнюю, ближнюю к центральной линии летательного аппарата часть 213 (inboard, далее также - «ближняя»), верхнюю дальнюю часть 214 и нижнюю дальнюю часть 215. Узел 220 ближней панели крыла подсоединен к ближней стороне обвязки 210 с двумя перекрестиями, а узел 230 дальней панели крыла подсоединен к дальней стороне обвязки 210 с двумя перекрестиями.

Узел 220 ближней панели крыла включает стрингер 260, соединенный с ближней обшивкой 240 крыла, а узел 230 дальней панели крыла включает стрингер 260, соединенный с дальней обшивкой 250 крыла. Стрингер 260 содержит полку 261 основания в нижней части стрингера 260 и накладку 263, расположенную сверху, с перегородкой 262, подсоединяющей накладку 263 к полке 261 основания. Полка 261 основания стрингера 260 соединена с ближней обшивкой 240 крыла. Полка 261 основания может быть соединена с образованием связи с ближней обшивкой 240 крыла.

Накладка 263 соединена с верхней ближней частью 212 обвязки 210 с двумя перекрестиями с помощью множества крепежных элементов 281. Часть перегородки 262 и полка 261 основания стрингера 260 отрезаны таким образом, что полка 261 основания стрингера 260 не перекрывает нижнюю ближнюю часть 213 обвязки 210 с двумя перекрестиями. Радиусная листовая прокладка 291 расположена над полкой 261 основания. Крепежные элементы 290 соединяют радиусную листовую прокладку 291 с полкой 261 основания и ближней обшивкой 240 крыла, сжимая ближнюю обшивку 240 крыла и полку 261 основания для создания механизма, предотвращающего распространение трещин. Только ближняя обшивка 240 крыла узла 220 ближней панели крыла расположена под нижней ближней частью 213 обвязки 210 с двумя перекрестиями. Ближняя обшивка 240 крыла расположена между нижней ближней частью 213 пояса 210 с двумя перекрестиями и стыковой накладкой 270. Крепежные элементы 280 соединяют стыковую накладку 270 с нижней ближней частью 213 пояса 210 с двумя перекрестиями, прикрепляя ближнюю обшивку 240 крыла к соединению 200.

Узел 230 дальней панели крыла конструируется таким же образом, что и узел 220 ближней панели крыла. Крепежные элементы 281 используются для подсоединения накладки 263 стрингера 260 к верхней дальней части 214 обвязки 210 с двумя перекрестиями. Крепежные элементы 280 соединяют дальнюю обшивку 250 крыла со стыковой накладкой 270 и нижней дальней частью 215 обвязки 210 с двумя перекрестиями. Подсоединение одной части узла панели крыла к первой части соединения и подсоединение второй части узла панели крыла ко второй части соединения может привести к разнице усилий, действующих на различные части узла.

С учетом вышеизложенного, в данной области техники существует потребность в соединении на боковой стороне фюзеляжа, фиксирующем обе части узла панели крыла с использованием зажимной конфигурации, имеющей единое сопряжение.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Было бы выгодным получить соединение, фиксирующее обе части узла панели крыла с использованием зажимной конфигурации, имеющей единое сопряжение.

Одна конфигурация представляет собой соединение для крыла, содержащее Т-образную обвязку, стыковую накладку, узел ближней панели крыла и узел дальней панели крыла. Т-образная обвязка содержит ближнюю часть, дальнюю часть и вертикальную часть. Стыковая накладка имеет ближнюю часть и дальнюю часть. Соединение для крыла содержит по меньшей мере один ближний стрингер, соединенный, например, путем соединения с образованием связи, с ближней обшивкой крыла с образованием узла ближней панели крыла, и по меньшей мере один дальний стрингер, соединенный, например, путем соединения с образованием связи, с дальней обшивкой крыла с образованием узла дальней панели крыла. Часть узла ближней панели крыла расположена между ближней частью Т-образной обвязки и ближней частью стыковой пластины. Часть узла дальней панели крыла расположена между дальней частью Т-образной обвязки и дальней частью стыковой пластины. Первое множество крепежных элементов соединяет ближнюю часть Т-образной обвязки с ближней частью стыковой пластины для прикрепления узла ближней панели крыла к Т-образной обвязке и стыкововой накладке. Второе множество крепежных элементов соединяет дальнюю часть Т-образной обвязки с дальней частью стыковой пластины для прикрепления узла дальней панели крыла к Т-образному поясу и стыковой накладке.

Дальний стрингер и ближний стрингер соединения крыла может включать полку основания, по меньшей мере одну перегородку, и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель. Дальний стрингер и ближний стрингер могут быть лопастными стрингерами. Дальний стрингер и ближний стрингер могут быть I-образными стрингерами. I-образные стрингеры могут включать накладку. Ближний стрингер и дальний стрингер, каждый, могут быть обрезаны таким образом, чтобы открыть (обнажить) по меньшей мере один лапшевидный заполнитель. Узел ближней панели крыла может содержать часть ближней обшивки крыла, часть полки основания ближнего стрингера и часть по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя. Узел дальней панели крыла может содержать часть дальней обшивки крыла, часть полки основания дальнего стрингера, и часть по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя.

Т-образная обвязка соединения может включать первый паз в ближней части для помещения в него по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя ближнего стрингера и второй паз в дальней части для помещения в него по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя дальнего стрингера. Соединение может включать первую прокладку, расположенную между полкой основания ближнего стрингера и ближней частью Т-образной обвязки, и вторую прокладку, расположенную между полкой основания дальнего стрингера и дальней частью Т-образной обвязки. Первая и вторая прокладки могут быть расположены рядом с по меньшей мере одним открытым лапшевидным заполнителем. Соединение может быть расположенным на нижней боковой стороне фюзеляжа соединением для узла композитного крыла.

Ближняя часть Т-образной обвязки может включать по меньшей мере один вырез, и дальняя часть Т-образной обвязки может также включать по меньшей мере один вырез. Часть перегородки ближнего стрингера может проходить в вырез на ближней части Т-образной обвязки, и часть перегородки дальнего стрингера может проходить в вырез на дальней части Т-образной обвязки. Ближняя и дальняя части Т-образной обвязки могут включать по меньшей мере три продольных ряда крепежных элементов, которые крепят узлы панелей крыла к Т-образной обвязке и стыкововой накладке. Вырезы на ближней и дальней частях Т-образной обвязки могут проходить между крепежными элементами по меньшей мере в одном ряду крепежных элементов. Вырезы на ближней и дальней частях Т-образной обвязки могут проходить между крепежными элементами по меньшей мере в двух рядах крепежных элементов. Т-образная обвязка и стыковая накладка соединения могут быть изготовлены из титана или алюминия.

Одно из изобретений представляет собой способ образования соединения крыла. Способ предусматривает образование узла ближней панели крыла и образование узла дальней панели крыла. Узел ближней панели крыла содержит по меньшей мере один ближний стрингер, соединенный с ближней обшивкой крыла, при этом стрингер включает полку основания, по меньшей мере одну перегородку и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель. Узел дальней панели крыла содержит по меньшей мере один дальний стрингер, соединенный с дальней обшивкой крыла, при этом стрингер включает полка основания, по меньшей мере одну перегородку и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель. Способ предусматривает обрезку перегородки ближнего стрингера для открытия по меньшей мере одного лапшевидного заполнителя и обрезку перегородки дальнего стрингера для открытия по меньшей мере одного лапшевидного заполнителя. Способ включает расположение узла ближней панели крыла между ближней частью Т-образной обвязки и ближней частью стыковой накладки, и прикрепление узла ближней панели крыла к Т-образной обвязке и стыковой накладке с помощью множества крепежных элементов. Часть узла ближней панели крыла включает часть ближней обшивки крыла, часть полки основания ближнего стрингера и по меньшей мере один открытый лапшевидный заполнитель. Способ предусматривает расположение части дальней панели крыла между дальней частью Т-образной обвязки и дальней частью стыковой накладки и прикрепление узла дальней панели крыла к Т-образной обвязке и стыковой накладке с помощью множества крепежных элементов. Часть узла дальней панели крыла включает часть дальней обшивки крыла, часть полки основания дальнего стрингера и по меньшей мере один открытый лапшевидный заполнитель.

Способ может включать обеспечение паза в ближней части Т-образной обвязки для размещения по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя ближнего стрингера и обеспечение паза в дальней части Т-образной обвязки для размещения по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя дальнего стрингера. Способ может включать обеспечение по меньшей мере первой прокладки, расположенной между узлом ближней панели крыла и ближней частью Т-образной обвязки, и обеспечение по меньшей мере второй прокладки, расположенной между узлом дальней панели крыла и дальней частью Т-образной обвязки. Прокладки могут быть расположены рядом с по меньшей мере одним открытым лапшевидным заполнителем.

Стрингеры или способ могут предусматривать применение композитных материалов из множества складок или слоев. Способ может включать добавление дополнительных защитных слоев или складок в стрингеры перед образованием узлов панелей крыла, эти защитные слои таковы, что они позволяют удалить по меньшей мере часть этих защитных слоев для обеспечения расположения заподлицо открытого лапшевидного заполнителя без снижения способности узлов панелей крыла выдерживать нагрузку. Образование узла ближней панели крыла может также включать совместное отверждение ближней обшивки крыла и ближнего стрингера, а образование узла дальней панели крыла может также включать совместное отверждение дальней обшивки крыла и дальнего стрингера. Образование ближней панели крыла может также включать совместное соединение ближней обшивки крыла и ближнего стрингера, а образование дальней панели крыла может также включать совместное соединение дальней обшивки крыла и дальнего стрингера.

Одно из изобретений представляет собой соединение для крыла, включающее первую зажимную пластину, вторую зажимную пластину и узел панели крыла. Узел панели крыла состоит из стрингера, соединенного с образованием связи с обшивкой крыла. Часть узла панели крыла расположена между первой зажимной пластиной и второй зажимной пластиной. Стрингер узла панели крыла обрезан таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель, входящий в состав части узла панели крыла, закрепленного между первой зажимной пластиной и второй зажимной пластиной.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Фиг. 1 изображает конфигурацию соединения для композитного крыла.

Фиг. 2 изображает частичное поперечное сечение стрингера, соединенного с образованием связи с обшивкой крыла с образованием узла панели крыла, предназначенного для использования в конфигурации соединения для композитного крыла.

Фиг. 3 схематически изображает усилия, которые могут воздействовать на конфигурацию соединения для композитного крыла.

Фиг. 4 изображает часть стрингера, который был обрезан для использования с конфигурацией соединения для композитного крыла.

Фиг. 5А - вид сверху конфигурации соединения для композитного крыла.

Фиг. 5В - вид в перспективе конфигурации соединения для композитного крыла.

Фиг. 6 изображает конфигурацию Т-образной обвязки, которая включает паз для размещения в ней не расположенного заподлицо открытого лапшевидного заполнителя стрингера.

Фиг. 7 изображена часть одной конфигурации обрезанного стрингера для использования с конфигурацией соединения для композитного крыла, с прокладками, расположенными рядом с не заподлицо открытым лапшевидным заполнителем стрингера.

Фиг. 8 изображает I-образный стрингер, который может использоваться с раскрытым соединением для крыла.

Фиг. 9 изображает лопастной стрингер, имеющий защитные слои, которые могут использоваться с раскрытым соединением для крыла.

Фиг. 10 изображает блок-схему осуществления способа изготовления и обслуживания летательного аппарата в соответствии с преимущественной конфигурацией.

Фиг. 11 изображает блок-схема летательного аппарата в соответствии с преимущественной конфигурацией.

Фиг. 12 изображает соединение для композитного крыла, выполненное в соответствии с предшествующим уровнем техники.

Следует учитывать, что в раскрытое изобретение могут быть внесены различные модификации или использованы альтернативные формы, и на чертежах в качестве примера изображены конкретные конфигурации, которые будут детально описаны далее. Однако, следует понимать, что изобретение не должно ограничиваться конкретными описанными вариантами. Изобретение охватывает все модификации, эквиваленты и альтернативы, которые включены в объем настоящего изобретения, определенный прилагаемой формулой изобретения.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Фиг. 1 изображает конфигурацию соединения для крыла 1. Соединение для крыла 1 содержит первую зажимную пластину 10 и вторую зажимную пластину 15, которые вместе используются для крепления узла 20 ближней панели крыла и узла 30 дальней панели крыла. Первая зажимная пластина 10 может быть Т-образной обвязкой, а вторая зажимная пластина может быть стыковой накладкой. Здесь и далее, первая зажимная пластина будет именоваться Т-образной обвязкой 10, а вторая зажимная пластина - стыковой накладкой 15. Т-образная обвязка 10 включает вертикальную часть 11, ближнюю часть 12 и дальнюю часть 13. Стыковая накладка 15 включает ближнюю часть 16 и дальнюю часть 17. Т-образная обвязка 10 и стыковая накладка 15 используются для соединения узла 20 ближней панели крыла и узла 30 дальней панели крыла.

Узел 20 ближней панели крыла состоит из ближней обшивки 40 крыла и стрингера 60. Ближняя обшивка 40 крыла и стрингер 60 могут быть выполнены из композитного материала, который может состоять из нескольких слоев материала, совместно связанных и/или отвержденных. Материал может быть выполнен из различных материалов, используемых при изготовлении композитных материалов. Одним из примеров такого материала является армированная углеродными волокнами пластмасса. Аналогично, узел 30 дальней панели крыла состоит из дальней обшивки 50 крыла и стрингера 60. Как обсуждалось выше, дальняя обшивка 50 крыла и стрингер 60 могут также быть совместно соединены с образованием связи или совместно отверждены. В качестве стрингера 60 могут использоваться различные стрингеры, используемые для укрепления композитных деталей, такие как I-образный стрингер или лопастной стрингер.

Стрингер 60 соединен с образованием связи к обшивке 40, 50 крыла с образованием узлов 20, 30 панели крыла. Стрингер 60 и обшивка 40, 50 крыла могут быть совместно отверждены с образованием связи между двумя компонентами. После образования узлов 20, 30 панелей крыла эти узлы 20, 30 панелей крыла могут затем быть соединены с Т-образной обвязкой 10 и стыковой накладкой 15 с образованием соединения 1 для крыла. Стрингер 60 может включать полку основания 61 и перегородку 62. Если стрингер 60 является I-образным стрингером, как это показано на Фиг. 8, то стрингер 60 может включать накладку 63. Накладка 63 и перегородка 62 стрингера 60 могут быть обрезаны таким образом, что только полка основания 61 стрингера 60 заканчивается внутри соединения 1 для крыла. Накладка 63 и перегородка 62 могут быть обрезаны таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель 64 или множество лапшевидных заполнителей, как это будет описано ниже.

Крайняя часть узла 20 ближней панели крыла может быть расположена между ближней частью 12 Т-образной обвязки 10 и ближней частью 16 стыковой накладки 15. Как обсуждалось выше, перегородка 62 и накладка 63 могут быть обрезаны таким образом, что только полка основания 61 стрингера 60, соединенная с образованием связи с ближней обшивкой 40 крыла, расположена между Т-образной обвязкой 10 и стыковой накладкой 15. Как описано ниже, стрингер 60 может также включать открытый лапшевидный заполнитель (открытые лапшевидные заполнители) 64, также расположенный (расположенные) между Т-образной обвязкой 10 и стыковой накладкой 15. Множество крепежных элементов 80 соединяет ближнюю часть 12 Т-образной обвязки 10 с ближней частью 16 стыковой накладки 15 для прикрепления узла 20 ближней панели крыла к соединению 1 для крыла. Аналогично, узел 30 дальней панели крыла расположен между дальней частью 13 Т-образной обвязки 10 и дальней частью 17 стыковой накладки 15.

На Фиг. 2 изображено частичное поперечное сечение узла 20 панели крыла, включающей стрингер 60, соединенный с образованием связи с обшивкой 40 крыла. Перегородка 62 и накладка 63 обрезаны таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель 64 на полке 61 основания стрингера 60. Лапшевидные заполнители 64, как правило, представляют собой однонаправленные волокна, которые используются для заполнения соединения между частями стрингера 60, как это показано на Фиг. 8. Например, I-образный стрингер может состоять из двух С-образных скоб, соединенных между собой задними сторонами. В верхних и нижних соединениях может образовываться пустота в тех местах, где соприкасаются задние стороны скоб. Для заполнения пустоты может использоваться лапшевидный заполнитель 64, который может представлять собой однонаправленное волокно. Лапшевидный заполнитель 64 может быть выполнен из различных материалов, таких как армированная однонаправленными углеродными волокнами пластмасса, ламинированная армированная углеродными волокнами пластмасса или армированная стекловолокном пластмасса. Как это показано на Фиг. 2, лапшевидный заполнитель 64 может располагаться не заподлицо с полкой основания 61. Если лапшевидный заполнитель 64 не расположен заподлицо с полкой 61 основания, то Т-образная обвязка 10 или стрингер 60 могут быть модифицированы, чтобы создать возможность расположения не заподлицо лапшевидного заполнителя 64, как это будет описано ниже.

Фиг. 3 схематически изображает усилия, которые могут воздействовать на соединение 1 крыла. Поскольку и ближняя обшивка 40 крыла, и полка 61 основания прикреплены к Т-образной обвязке 10 и стыковой накладке 15 на одном и том же сопряжении, то та же сила натяжения воздействует на оба компонента одинаковым образом, как показано стрелкой 85. Кроме этого, силы натяжения (стрелки 90) на Т-образной обвязке 10 и стыковой накладке 15 по существу одинаковы и имеют то же направление, поскольку эти два компонента обеспечивают единое сопряжение для захвата узла 20 панели крыла по сравнению с несколькими сопряжениями в случае обвязки 210 с двумя перекрестиями, изображенной на Фиг. 12.

Фиг. 4 изображает часть стрингера 60, которая может быть соединена с соединением 1 для крыла согласно настоящему изобретению. Стрингер 60 включает полку 61 основания и перегородку 62, обрезанную таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель 64. Стрингер 60 может включать перегородку и завершение 65 накладки, где обрезанная перегородка 62 соприкасается с открытым лапшевидным заполнителем 64. Как обсуждалось выше, лапшевидный заполнитель 64 может состоять из однонаправленных волокон и может заполнять пустоту между двумя сопряжениями в стрингере 60.

На Фиг. 5А и 5В изображена конфигурация Т-образной обвязки 10, которая может использоваться в соединении 1 крыла. Т-образная обвязка 10 может включать зубчатый элемент или вырез 14, который позволяет перегородке 62 стрингера 60, например лопасти лопастного стрингера, проходить между одним или несколькими рядами крепежных элементов 80, которые соединяют Т-образную обвязку 10 со стыковой накладкой 15. Т-образная обвязка 10 может включать множество рядов крепежных элементов 80. Например, Т-образная обвязка 10 может содержать первый ряд крепежных элементов 81, второй ряд крепежных элементов 82 и третий ряд крепежных элементов 83. Вырез 14 может проходить внутрь, пересекая первый и второй ряды крепежных элементов 81, 82, как это показано на Фиг. 5А и 5В. Т-образная обвязка 10 может включать множество вырезов 14. Использование выреза 14 на Т-образной обвязке 10 может повысить прочность стрингера 60, чтобы обеспечить большую длину перегородки 62 вдоль стрингера 60. Количество и ориентация вырезов 14 указаны лишь в иллюстративных целях. Конфигурацию, глубину и расположение вырезов 14, а также количество рядов и конфигурацию крепежных элементов можно варьировать, как это будет понятно специалисту в данной области техники с обычным уровнем подготовки при ознакомлении с описанием данного изобретения. Например, даже длину отдельных вырезов 14 можно изменять в пределах одной Т-образной обвязки 10.

На Фиг. 6 частично изображено поперечное сечение конфигурации Т-образной обвязки 10, содержащей по меньшей мере один паз 18 на нижней стороне ближней части 12 Т-образной обвязки 10. Паз 18 может быть выполнен с возможностью размещения в ней расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя 64, находящегося в узлах 20, 30 панелей крыла. Введение расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя 64 в паз 18 может обеспечить сопряжение заподлицо между Т-образной обвязкой 10 и узлом 20 панели крыла. Т-образная обвязка 10 может содержать множество пазов 18 в нижней части ближней 12 и дальней 13 частей для размещения множества открытых лапшевидных заполнителей 64.

Фиг. 7 изображает конфигурацию обрезанного стрингера 60, содержащего прокладки 67 для размещения расположенных не заподлицо лапшевидных заполнителей 64. Прокладка(и) 67 расположена(ы) рядом с расположенным не заподлицо лапшевидным заполнителем 64 между полкой 61 основания и Т-образной обвязкой 10. Прокладки 67 заполняют промежутки между узлом 20, 30 панели крыла и Т-образной обвязкой 10, образовавшиеся вследствие расположения не заподлицо лапшевидного заполнителя 64. Прокладки 67 показаны только в иллюстративных целях, поскольку форму, количество и конфигурацию прокладок 67 можно изменять, как это будет понятно специалисту в данной области техники с обычным уровнем подготовки при ознакомлении с описанием данного изобретения.

Фиг. 8 изображает поперечное сечение I-образного стрингера 60, соединенного с образованием связи с обшивкой 40 крыла. I-образный стрингер 60 включает полку 61 основания, перегородку 62 и накладку 63. В случае совместно соединенных с образованием связи панелей крыла полка 61 основания может включать дополнительный слой 66 полки основания, который не требуется в случае совместно отвержденных панелей крыла. Накладка 63 может включать дополнительный слой 68 накладки как в случае совместно соединенных с образованием связи, так и в случае совместно отвержденных панелей крыла. Как это показано на чертеже, лапшевидный заполнитель 64 заполняет промежуток между перегородкой 62 и накладкой 63, а также зазор между перегородкой 62 и полкой 61 основания. Как описано выше, накладка 63 и перегородка 62 могут быть обрезаны на одном конце стрингера 60 таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель 64. Затем открытый лапшевидный заполнитель 64 и полка 61 основания могут соприкасаться с нижней частью Т-образной обвязки 10 при креплении узла 20 панели крыла и стрингера 60, присоединенного с образованием связи к обшивке 40 крыла, к Т-образной обвязке 10 и стыковой накладке 15, как это было описано выше.

Фиг. 9 изображает поперечное сечение лопастного стрингера 60, который включает дополнительные слои, упоминаемые здесь как защитные слои 69, которые позволяют удалять материал со стрингера 60, сохраняя при этом требуемую структурную целостность стрингера 60. Как описано выше, перегородку 62 стрингера 60 обрезают таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель 64 и обеспечить сопряжение между стрингером 60 и Т-образной обвязкой 10. Открытый таким образом лапшевидный заполнитель 64 может располагаться не заподлицо с полкой 61 основания. Для создания возможности размещения неровного лапшевидного заполнителя 64 к перегородке 62 и полке 61 основания стрингера 60 добавляют защитные слои 69. Защитные слои позволяют обрезать перегородку 62 и полка 61 основания до уровня 70, расположенного заподлицо с открытым лапшевидным заполнителем 64, сохраняя при этом толщину материала стрингера 60, обеспечивающую его требуемую структурную целостность.

Со ссылкой в особенности на чертежи конфигурации изобретения могут быть описаны в контексте способа изготовления и обслуживания летательных аппаратов 100, что отражено на Фиг. 10, и летательного аппарата 102, как это показано на Фиг. 11. В ходе подготовки к производству приведенный в качестве примера способ 100 может предусматривать техническое задание и проектирование 104 летательного аппарата 102, а также закупку материалов 106. В процессе изготовления происходит производство компонентов и сборочных узлов 108, а также системная интеграция 110 летательного аппарата 102. После этого летательный аппарат 102 может проходить сертификацию и доставку 112 для ввода эксплуатацию 114. В процессе эксплуатации 114 клиентом для летательного аппарата 102 составляется график регулярного технического и сервисного обслуживания 116, которое может также включать модификацию, реконфигурацию, ремонт и другие работы.

Каждый из процессов приведенного в качестве примера способа 100 может выполняться или осуществляться системным интегратором, третьей стороной и/или оператором (например, клиентом). Для целей данного описания в состав системного интегратора могут входить, без ограничения, любое число производителей самолетов и субподрядчиков основных систем; третья сторона может включать в себя, без ограничения, любое число продавцов, субподрядчиков и поставщиков; оператором может быть авиакомпания, лизинговая компания, военное подразделение, сервисная организация и т.д.

Как показано на Фиг. 11, летательный аппарат 102, произведенный иллюстративным способом 100, может включать корпус 118 летательного аппарата со множеством систем 120 и интерьером 122. Примеры систем 120 высокого уровня включают одну или несколько двигательных установок 124, электрических систем 126, гидравлических систем 128 и систем 130 измерения параметров окружающей среды. В их состав может также входить любое количество других систем. Хотя приведен пример аэрокосмического летательного аппарата, принципы данного изобретения могут быть применены в других отраслях, например, в автомобильной промышленности.

Устройство и способ, предусмотренные изобретением, могут использоваться на одном или нескольких этапах способа изготовления и обслуживания летательного аппарата 100. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие способу производства 108, могут быть изготовлены или произведены способом, аналогичным производству компонентов или сборочных узлов, когда летательный аппарат 102 эксплуатируется 114. Кроме того, одна или несколько конфигураций устройства, вариантов осуществления способа или их сочетания могут использоваться в процессах производства 108 и 110, например, при значительном ускорении сборки или снижении стоимости летательного аппарата 102. Аналогично, один или несколько конфигураций устройства, вариантов осуществления способа или их сочетания могут использоваться, когда летательный аппарат 102 эксплуатируется 114, например, без ограничения, в процессе сервисного и технического обслуживания 116.

Хотя данное изобретение было описано со ссылкой на конкретные предпочтительные конфигурации, для специалистов в данной области техники с обычным уровнем подготовки будут очевидны и другие конфигурации, включая те, которые не обладают всем перечнем указанных здесь функций и преимуществ, которые не выходят за рамки настоящего изобретения. Соответственно, объем настоящего изобретения определяется только прилагаемыми пунктами формулы изобретения и их эквивалентами.

ТАБЛИЦА УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ К ФИГ. 1-12

1 - соединение для крыла

10 - Т-образная обвязка

11 - вертикальная часть Т-образной обвязки

12 - ближняя часть Т-образной обвязки

13 - дальняя часть Т-образной обвязки

14 - вырез в Т-образной обвязке

15 - стыковая накладка

16 - ближняя часть стыковой накладки

17 - дальняя часть стыковой накладки

18 - пазы в Т-образной обвязке

20 - узел ближней панели крыла

30 - узел дальней панели крыла

40 - ближняя обшивка крыла

50 - дальняя обшивка крыла

60 - стрингер

61 - полка основания

62 - перегородка

63 - накладка

64 - лапшевидный заполнитель

65 - выступ накладки и перегородки

66 - слой полки основания

67 - прокладка

68 - слой накладки

69 - защитные слои или складки

70 - уровень обрезки

80 - крепежный элемент

81 - первый ряд крепежных элементов

82 - второй ряд крепежных элементов

83 - третий ряд крепежных элементов

85 - сила натяжения, действующая на сборку панели крыла

90 - сила натяжения, действующая на Т-образную обвязку и стыковую накладку

200 - соединение для крыла, выполненное согласно уровню техники

210 - обвязка с двумя перекрестиями

211 - вертикальная часть обвязки с двумя перекрестиями

212 - верхняя ближняя часть обвязки с двумя перекрестиями

213 - нижняя ближняя часть обвязки с двумя перекрестиями

214 - верхняя дальняя часть обвязки с двумя перекрестиями

215 - нижняя дальняя часть обвязки с двумя перекрестиями

220 - узел ближней панели крыла

230 - узел дальней панели крыла

240 - ближняя обшивка крыла

250 - дальняя обшивка крыла

260 - стрингер

261 - полка основания стрингера

262 - перегородка стрингера

263 - накладка стрингера

270 - стыковая накладка

280 - крепежный элемент

281 - крепежный элемент

282 - крепежный элемент

291 - радиусный заполнитель

1. Соединение (1) для крыла, содержащее:

Т-образную обвязку (10), имеющую ближнюю к осевой линии летательного аппарата часть (12), дальнюю от осевой линии летательного аппарата часть (13) и вертикальную часть (11);

стыковую накладку (15), имеющую ближнюю к осевой линии летательного аппарата часть (16) и дальнюю от осевой линии летательного аппарата часть (17);

ближнюю к осевой линии летательного аппарата обшивку (40) крыла;

дальнюю от осевой линии летательного аппарата обшивку (50) крыла;

по меньшей мере один ближний к осевой линии летательного аппарата стрингер (60), соединенный с ближней обшивкой (40) крыла с образованием узла (20) ближней панели крыла, при этом часть узла (20) ближней панели крыла расположена между ближней частью (12) Т-образной обвязки (10) и ближней частью (16) стыковой накладки (15);

первое множество крепежных элементов (80), соединяющих ближнюю часть (12) Т-образной обвязки (10) с ближней частью (16) стыковой накладки (15) для прикрепления узла (20) ближней панели крыла к Т-образной обвязке (10) и стыковой накладке (15);

по меньшей мере один дальний от осевой линии летательного аппарата стрингер (60), соединенный с дальней обшивкой (50) крыла с образованием узла (30) дальней панели крыла, при этом часть узла (30) дальней панели крыла расположена между дальней частью (13) Т-образной обвязки (10) и дальней частью (17) стыковой накладки (15), причем каждый дальний стрингер (60) и ближний стрингер (60) содержат полку (61) основания, по меньшей мере одну перегородку (62) и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64), при этом каждый дальний стрингер (60) и ближний стрингер (60) обрезаны таким образом, чтобы открыть указанный по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64);

второе множество крепежных элементов (80), соединяющих дальнюю часть (13) Т-образной обвязки (10) с дальней частью (17) стыковой накладки (15) для прикрепления узла (30) дальней панели крыла к Т-образной обвязке (10) и стыковой накладке (15); и

первый паз (18) в ближней части (12) Т-образной обвязки (10) для размещения указанного по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) ближнего стрингера (60) и второй паз (18) в дальней части (13) Т-образной обвязки (10) для размещения указанного по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) дальнего стрингера (60).

2. Соединение (1) для крыла по п. 1, в котором соединение (1) является расположенным на нижней боковой стороне фюзеляжа соединением для узла композитного крыла.

3. Соединение (1) для крыла по п. 1, в котором дальний стрингер (60) и ближний стрингер (60) являются лопастными стрингерами.

4. Соединение (1) для крыла по п. 1, в котором ближняя часть (12) Т-образной обвязки (10) содержит по меньшей мере один вырез (14) и дальняя часть (13) Т-образной обвязки (10) содержит по меньшей мере один вырез (14), при этом часть перегородки (62) ближнего стрингера (60) проходит в вырез (14) на ближней части (12) Т-образной обвязки (10), а часть перегородки (62) дальнего стрингера (60) проходит в вырез (14) на дальней части (13) Т-образной обвязки (10).

5. Соединение (1) для крыла по любому из пп. 1-4, в котором каждое из первого и второго множества крепежных элементов (80) содержит по меньшей мере три продольных ряда крепежных элементов (81, 82, 83), при этом по меньшей мере один вырез (14) на ближней части (12) Т-образной обвязки (10) проходит между крепежными элементами (80) в по меньшей мере одном ряду крепежных элементов (80) и по меньшей мере один вырез (14) на дальней части (13) Т-образной обвязки (10) проходит между крепежными элементами (80) в по меньшей мере одном ряду крепежных элементов (80).

6. Соединение (1) для крыла по любому из пп. 1-4, в котором каждое из первого и второго множества крепежных элементов (80) содержит по меньшей мере три продольных ряда крепежных элементов (81, 82, 83), при этом по меньшей мере один вырез (14) на ближней части (12) Т-образной обвязки (10) проходит между крепежными элементами (80) в по меньшей мере двух рядах крепежных элементов (80) и по меньшей мере один вырез (14) на дальней части (13) Т-образной обвязки (10) проходит между крепежными элементами (80) в по меньшей мере двух рядах крепежных элементов (80).

7. Соединение (1) для крыла по любому из пп. 1-4, в котором дальний стрингер (60) и ближний стрингер (60) являются I-образными стрингерами, каждый из которых имеет накладку (63).

8. Соединение (1) для крыла по любому из пп. 1-4, в котором узел (20) ближней панели крыла содержит часть ближней обшивки (40) крыла, часть полки (61) основания ближнего стрингера (60) и часть по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) ближнего стрингера (60), а узел (30) дальней панели крыла содержит часть дальней обшивки (50) крыла, часть полки (61) основания дальнего стрингера (60) и часть по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) дальнего стрингера (60), причем Т-образная обвязка (10) также содержит первую прокладку (67) и вторую прокладку (67), при этом первая прокладка (67) расположена между полкой (61) основания ближнего стрингера (60) и ближней частью (12) Т-образной обвязки (10) и прилегает к по меньшей мере одному открытому лапшевидному заполнителю (64) ближнего стрингера (60), а вторая прокладка (67) расположена между полкой (61) основания дальнего стрингера (60) и дальней частью (13) Т-образной обвязки (10) и прилегает к по меньшей мере одному открытому лапшевидному заполнителю (64) дальнего стрингера (60).

9. Способ образования соединения (1) для крыла, включающий:

образование узла (20) ближней к осевой линии летательного аппарата панели крыла, содержащего по меньшей мере один ближний к осевой линии летательного аппарата стрингер (60), соединенный с ближней к осевой линии летательного аппарата обшивкой (40) крыла и включающий полку (61) основания, по меньшей мере одну перегородку (62) и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64);

образование узла (30) дальней от осевой линии летательного аппарата панели крыла, содержащего по меньшей мере один дальний от осевой линии летательного аппарата стрингер (60), соединенный с дальней от осевой линии летательного аппарата обшивкой (50) крыла и включающий полку (61) основания, по меньшей мере одну перегородку (62) и по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64);

обрезку указанной по меньшей мере одной перегородки (62) ближнего стрингера (60), чтобы открыть указанный по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64);

обрезку указанной по меньшей мере одной перегородки (62) дальнего стрингера (60), чтобы открыть указанный по меньшей мере один лапшевидный заполнитель (64);

расположение части узла (20) ближней панели крыла между ближней частью (12) Т-образной обвязки (10) и ближней частью (16) стыковой накладки (15), при этом часть узла (20) ближней панели крыла включает часть ближней обшивки (40) крыла, часть полки (61) основания ближнего стрингера (60) и указанный по меньшей мере один открытый лапшевидный заполнитель (64) ближнего стрингера (60);

обеспечение паза (18) в ближней части (12) Т-образной связки (10) для размещения указанного по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) ближнего стрингера (60);

прикрепление узла (20) ближней панели крыла к ближней части (12) Т-образной обвязки (10) и ближней части (16) стыковой накладки (15) с помощью множества крепежных элементов (80);

расположение части узла (30) дальней панели крыла между дальней частью (13) Т-образной обвязки (10) и дальней частью (17) стыковой накладки (15), при этом часть узла (30) дальней панели крыла включает часть дальней обшивки (50) крыла, часть полки (61) основания дальнего стрингера (60) и указанный по меньшей мере один открытый лапшевидный заполнитель (64) дальнего стрингера (60);

обеспечение паза (18) в дальней части (13) Т-образной связки (10) для размещения указанного по меньшей мере одного открытого лапшевидного заполнителя (64) дальнего стрингера (60); и

прикрепление узла (30) дальней панели крыла к дальней части (13) Т-образной обвязки (10) и дальней части (17) стыковой накладки (15) с помощью множества крепежных элементов (80).

10. Способ по п. 9, также включающий:

обеспечение по меньшей мере первой прокладки (67), расположенной между узлом (20) ближней панели крыла и ближней частью (12) Т-образной обвязки (10), при этом первая прокладка (67) прилегает к указанному по меньшей мере одному открытому лапшевидному заполнителю (64) ближнего стрингера (60); и

обеспечение по меньшей мере второй прокладки (67), расположенной между узлом (30) дальней панели крыла и дальней частью (13) Т-образной обвязки (10), при этом вторая прокладка (67) прилегает к указанному по меньшей мере одному открытому лапшевидному заполнителю (64) дальнего стрингера (60).

11. Способ по любому из пп. 9, 10, в котором образование узла (20) ближней панели крыла также включает совместное отверждение ближней обшивки (40) крыла и ближнего стрингера (60), а образование узла (30) дальней панели крыла также включает совместное отверждение дальней обшивки (50) крыла и дальнего стрингера (60).

12. Способ по любому из пп. 9-11, в котором образование узла (20) ближней панели крыла также включает совместное соединение с образованием связи ближней обшивки (40) крыла и ближнего стрингера (60), а образование узла (30) дальней панели крыла также включает совместное соединение с образованием связи дальней обшивки (50) крыла и дальнего стрингера (60).

13. Способ по любому из пп. 9-12, также включающий:

добавление дополнительных защитных слоев (69) в ближний стрингер (60) и дальний стрингер (60) перед образованием узла (20) ближней панели крыла и перед образованием узла (30) дальней панели крыла, причем указанные дополнительные защитные слои (69) позволяют удалить защитные слои (69) для обеспечения расположения заподлицо открытого лапшевидного заполнителя (64) без снижения способности узлов (20, 30) ближней и дальней панелей крыла выдерживать нагрузку, при этом стрингеры (60) изготовлены из композитных материалов, состоящих из множества слоев.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается способа ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами.

Группа изобретений относится к производственной системе и способу производства воздушного летательного аппарата (ЛА). Производственная система содержит производственное оборудование для производства ЛА, управляющую систему, устройство управления объектами в управляющей системе.

Изобретение относится к способу соединения узлов конструкции летательного аппарата и касается соединения обшивки фюзеляжа с несущей конструкцией фюзеляжа. Для соединения деталей между собой необходимо разместить и временно зажать детали и просверлить некоторое количество направляющих отверстий через временно зажатые детали.

Многофункциональный центр управления движением и моделирования динамики летательных аппаратов содержит быстровозводимые здания в виде сборно-разборных модулей каркасной конструкции, каналы связи, командный блок, учебный блок, серверный блок, навигационный блок, пользовательский блок, мобильный блок, блок наземных робототехнических средств.

Изобретение относится к автоматизированному производству панели крыла летательного аппарата (ЛА) и касается кессона крыла. Система для автоматизированного производства содержит секцию для временного прикрепления, клепальную и стыковочную секции, выполненные с возможностью приема множества склепанных элементов обшивки из клепальной секции и с возможностью прикрепления одного или более стыковых стрингеров к множеству склепанных элементов обшивки, и относящуюся к корпусу секцию для приема состыкованной панели из стыковочной секции и с возможностью прикрепления к ней корда, относящегося к корпусу, для изготовления панели крыла.

Изобретение относится к техническому обслуживанию летательных аппаратов. Установка для промывки топливного бака включает в себя узел промывки, который размещается внутри топливного бака (2), магистраль (4) нагнетания газонасыщенной моющей жидкости в узел промывки и магистраль (5) слива из топливного бака моющей жидкости с отмытыми загрязнениями.

Изобретение относится к обслуживанию авиационных двигателей Способ промывки и консервацию газовоздушного тракта двигателя осуществляют при работе двигателя на холостом ходу.

Изобретение относится к заполнителям полости на закруглении в конструкциях из композиционного материала (КМ). Во время выполнения заготовки для заполнителя полости получают участки ленты из КМ посредством конструкции для выполнения предварительной заготовки, которая содержит матрицу.

Изобретение относится к авиации и касается обшивочных структур, в частности к соединению панелей и секций из композитных структур к структурным узлам. Узел фюзеляжа летательного аппарата содержит первую и вторую секции обшивки, каждая из которых содержит множество слоев из композитных материалов и имеет стыковочный край.

Изобретение относится к авиации и касается сборки конструкций из композиционного материала, в частности, основного крыла летательного аппарата. Соединение, прикрепляющее элемент к заготовке, содержит клиновидную часть, наклоненную относительно поверхности, перпендикулярной направлению, в котором нагрузка растяжения действует на элемент, и сформированную на поверхности соединения с заготовкой.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается способа ремонта обшивки и сетчатой нервюры кессона крыла с сетчатыми композиционными нервюрами, композиционной обшивкой и металлическими лонжеронами.

Крыло самолета состоит из двух соединенных с фюзеляжем консолей, каждая из которых подкреплена подкосом, и содержит верхнюю панель, передний, центральный и задний лонжероны, балочные и рамные нервюры, а также съемные нижние панели.

Изобретение относится к авиации и касается изготовления конструкции крыла летательного аппарата (ЛА) из армированного волокнами полимерного ламината с перекрестными слоями.

Изобретение относится к авиации и касается сборки конструкций из композиционного материала, в частности, основного крыла летательного аппарата. Соединение, прикрепляющее элемент к заготовке, содержит клиновидную часть, наклоненную относительно поверхности, перпендикулярной направлению, в котором нагрузка растяжения действует на элемент, и сформированную на поверхности соединения с заготовкой.

Изобретение относится к области авиастроения и касается панелей крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов. Панель содержит обшивку с гладкой пологой геометрической формы наружной поверхностью и скрепленный с ней силовой набор в виде системы перекрещивающихся ребер, состоящих из слоев, скрепленных полимерным связующим, однонаправленных высокопрочных и/или высокомодульных нитей и/или тканей.

Устройство контроля напряженно-деформируемого состояния конструкции летательного аппарата содержит измерительные каналы на волоконно-оптических брегговских датчиках, измерительные каналы многовитковых волоконно-оптических датчиков на внутрисветовом эффекте Доплера, блок волоконно-оптической коммутации, блок источника света, блок спектрального анализа, блок хранения и анализа информации, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к авиастроению. Способ сборки крыла из полимерного композиционного материала заключается в соединении носовой, хвостовой средней частей (1,2,3) крыла полками лонжеронов (4) с верхней и нижней панелями болтами (7) и гаечных профилей (6) с плавающими самоконтрящимися гайками из алюминиевых сплавов.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается диагностики механических свойств конструкций летательного аппарата, выполненных из полимерных композиционных материалов (ПКМ), в частности касается защиты от поражения молнией.

Изобретение относится к конструктивному узлу воздушного судна. Конструктивный узел имеет элемент площади, который содержит внутренний слой и наружный слой.

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

Изобретение относится к изготовлению усиленного фюзеляжа летательного аппарата (ЛА) с использованием ориентированных вертикально окружных элементов жесткости. ЛА содержит множество окружных рифленых элементов жесткости со сплошным рифленым узором, расположенных внутри фюзеляжа ЛА и сконфигурированных по существу нормально к продольной оси ЛА.

Группа изобретений относится к авиации. Соединение для крыла содержит Т-образную обвязку и стыковую накладку для соединения узла ближней панели крыла и узла дальней панели крыла. Узлы панелей крыла включают стрингер, совместно соединенный с образованием связи или совместно отвержденный с обшивкой крыла. Перегородка и накладка стрингера могут быть обрезаны таким образом, чтобы открыть лапшевидный заполнитель и полку основания. Лапшевидный заполнитель и полка основания соприкасаются с нижней частью Т-образной обвязки, а обшивка крыла соприкасается со стыковой накладкой. Открытый лапшевидный заполнитель может быть расположен не заподлицо с полкой основания обрезанного стрингера. Нижняя часть Т-образной обвязки может включать в себя паз для размещения расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя таким образом, чтобы исключить наличие зазора между Т-образной обвязкой и полкой основания. В альтернативном варианте могут использоваться прокладки для компенсации расположенного не заподлицо лапшевидного заполнителя, или полка основания и перегородка могут включать защитные слои, позволяющие обрезать полку основания и перегородку заподлицо с лапшевидным заполнителем. Предложен также способ образования соединения для крыла. Группа изобретений направлена на выравнивание усилий, действующих на разные части узла. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 12 ил.

Наверх