Устройство и способы соединения композитных структур летательных аппаратов

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к устройствам и способам соединения композитных структур летательных аппаратов. Устройство для соединения композитных структур летательных аппаратов содержит композитные панели крыла, нервюру и каркас фюзеляжа. Композитная внутренняя панель крыла содержит первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхними и нижними внутренними монтажными элементами, выполненными из металлического материала. Композитная наружная панель крыла содержит первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхним и нижним наружными монтажными элементами, выполненными из металлического материала. Нервюра выполнена со стороны каркаса и имеет пластинообразную первую концевую часть, выполненную из металлического материала. Каркас фюзеляжа выполнен с возможностью соединения с одним концом верхнего внутреннего монтажного элемента. Причем верхний и нижний внутренние монтажные элементы, а также верхний и нижний наружные монтажные элементы соединены с нервюрой, выполненной со стороны каркаса, на пластинообразной первой концевой части. Технический результат заключается в уменьшении веса летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Области изобретения

Настоящее изобретение в целом относится к летательным аппаратам, в частности к устройствам и способам соединения композитных структур летательных аппаратов.

Уровень техники

Как правило, крыло летательного аппарата или лайнера коммерческой авиации собирают перед прикреплением к фюзеляжу летательного аппарата. Например, узел крыла летательного аппарата, как правило, содержит передний лонжерон и задний лонжерон, каждый из которых проходит в направлении размаха крыла, а также такие конструктивные компоненты, как стрингеры и нервюры, соединенные с передним и задним лонжеронами с образованием каркасной конструкции или конструкции крыла самолета. Панель крыла или обшивка, которая может содержать стрингеры, соединена с каркасной конструкцией или каркасом с образованием крыла самолета.

Для присоединения или прикрепления крыла самолета к фюзеляжу в случае коммерческих самолетов используют узлы крепления крыла к фюзеляжу. Например, узлы крепления крыла к фюзеляжу соединяют крыло летательного аппарата с центральным кессоном крыла, поддерживаемым фюзеляжем самолета. Как правило, крыло самолета присоединяют к центральному кессону крыла посредством узла крепления верхней панели крыла и узла крепления нижней панели крыла. Как правило, в креплении верхней панели крыла используется выполненная из алюминия двойная положительная хорда для соединения верхней панели крыла летательного аппарата с центральным кессоном, а в креплении нижней панели крыла используется Т-образная хорда для соединения нижней панели крыла летательного аппарата с центральным кессоном.

Кроме того, по причине относительно высокого отношения предела прочности к весу в крыле летательного аппарата используются такие композитные материалы, как армированный углеродными волокнами пластик для уменьшения веса и улучшения летных качеств. Например, верхние и нижние панели крыла летательного аппарата или центральный кессон могут быть выполнены из композита на основе углерода или армированного углеродными волокнами полимера, тогда как лонжероны крыла, нервюры и другие структуры каркаса могут быть выполнены из таких металлических материалов, как алюминий, сталь и т.п.

Тем не менее, непосредственно прикрепление таких углепластиков, как армированные углеродными волокнами пластики, к алюминиевым конструкциям может вызвать коррозию (например, электрохимическую коррозию) в результате химических и электрохимических реакций с окружающей средой. Например, композитные материалы, такие как углеродные волокна, являются хорошими проводниками электричества и производят высокий гальванический потенциал с алюминиевыми сплавами в конструкции летательного аппарата. Таким образом, возможно возникновение коррозии при образовании влаги на поверхности контакта композитного материала с алюминием по причине существенно отличающихся электрохимических потенциалов этих материалов. В результате этого, в некоторых случаях присоединение композитной панели крыла непосредственно к положительной хорде, выполненной из алюминия, может привести к нежелательному явлению коррозии на этом креплении. Выполнение положительной хорды из титана защищает от такого нежелательного явления коррозии, но и значительно увеличивает стоимость летательного аппарата.

Раскрытие изобретения

В качестве примера устройство для присоединения крыла летательного аппарата к фюзеляжу, раскрытое в настоящем описании содержит внутреннюю композитную панель крыла, содержащую первую концевую часть, выполненную с возможностью присоединения к верхним и нижним монтажным элементам, выполненным из металлического материала, и композитную панель крыла, содержащую первую концевую часть, выполненную с возможностью присоединения к верхним и нижним монтажным элементам, выполненным из металлического материала. Сторона каркасной нервюры имеет пластинообразную первую концевую часть, выполненную из металлического материала. Каркас фюзеляжа выполнен с возможностью соединения на одном конце верхнего внутреннего монтажного элемента. Верхние и нижние внутренние монтажные элементы, а также верхние и нижние наружные монтажные элементы присоединены к нервюре, выполненной со стороны каркаса, на пластинообразной первой концевой части.

Еще в одном примере устройство для присоединения крыла летательного аппарата к фюзеляжу, раскрытое в настоящем описании, содержит верхний наружный монтажный элемент, выполненный с возможностью прикрепления к верхней поверхности наружной панели крыла, и множество нижних наружных монтажных элементов, выполненных с возможностью прикрепления к нижней наружной панели крыла, противоположной верхней поверхности. Верхний внутренний монтажный элемент выполнен с возможностью прикрепления к верхней поверхности внутренней панели крыла, а множество нижних наружных монтажных элементов выполнено с возможностью прикрепления к нижней поверхности внутренней панели крыла, противоположной верхней поверхности внутренней панели крыла. Пластина проходит между нервюрой, выполненной со стороны каркаса, и верхней обшивкой фюзеляжа таким образом, что верхний наружный монтажный элемент и нижний наружный монтажный элемент присоединены к первой стороне пластины, а верхний внутренний монтажный элемент и нижний внутренний монтажный элемент присоединены ко второй стороне пластины, противоположной первой стороне.

Способ присоединения крыла летательного аппарата к фюзеляжу, предложенный согласно одному из вариантов осуществления, включает прикрепление верхнего наружного монтажного элемента и нижнего наружного монтажного элемента к концу наружной панели крыла, при этом верхний и нижний наружные монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя наружная панель крыла выполнена из композитного материала; прикрепление верхнего внутреннего монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента к концу внутренней панели крыла, при этом верхний и нижний внутренние монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя внутренняя панель крыла выполнена из композитного материала; присоединение верхнего и нижнего наружных монтажных элементов и верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов к общей пластине, проходящей от нервюры, выполненной со стороны каркаса, центрального кессона крыла, при этом пластина выполнена из алюминия.

Упомянутые признаки, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо друг от друга в различных вариантах осуществления изобретения, или могут быть объединены в других вариантах осуществления, дополнительные подробности чего изложены со ссылками на следующее описании и чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 изображен вариант осуществления летательного аппарата, выполненного с устройством для структурного узла крепления согласно изложенным в описании принципам;

на фиг. 2 изображен узел панели крыла летательного аппарата согласно варианту по фиг. 1;

на фиг. 3 изображен вид спереди варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1;

на фиг. 4 изображен вид в перспективе варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1 и 3;

на фиг. 5 изображен вид в перспективе варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1, 3 и 4;

на фиг. 6 изображен другой вид в перспективе варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1, 3, 4 и 5;

на фиг. 7 изображен другой вид в перспективе варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1 и 3-6;

на фиг. 8 изображен вид спереди варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1 и 3-7, иллюстрирующий первую траекторию передачи нагрузок;

на фиг. 9 изображен вид спереди варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1 и 3-8, иллюстрирующий вторую траекторию передачи нагрузок;

на фиг. 10 изображен вид спереди варианта осуществления устройства для структурного узла крепления согласно фиг. 1 и 3-9, иллюстрирующий вариант надкрыльного обтекателя в летательном аппарате согласно одному из вариантов осуществления;

на фиг. 11 изображена блок-схема варианта осуществления способа для сборки варианта узла верхнего крыла летательного аппарата с использованием варианта осуществления устройства для структурного узла крепления, раскрытого в настоящем описании.

Везде в описании и чертежах для ссылки на одинаковые или подобные части используются, насколько это возможно, одинаковые ссылочные номера позиций. В настоящих материалах заявки на изобретение понятие того, что любая часть (например, "слой", "пленка", "область", или "пластина") в любом случае, расположенная на (например, "расположенная на", "находящаяся на", "размещенная на" или "образованная на" и т.п.) другой части, означает, что часть, на которую ссылаются, находится в контакте с другой частью или часть, на которую ссылаются, расположена над другой частью опосредованно через одну или более промежуточную часть, расположенную между ними. Утверждение, что любая часть находится в непосредственном контакте с другой частью означает, что отсутствие промежуточных частей между двумя частями.

Осуществление изобретения

Крыло самолета обычно присоединяют к центральному кессону крыла фюзеляжа посредством узла крепления верхнего крыла. Например, двойная положительная хорда является примером узла крепления верхнего крыла, обычно используемого в больших самолетах, таких как широкофюзеляжные летательные аппараты, для присоединения верхней панели крыла к центральному кессону. Двойная положительная хорда имеет крестообразный профиль, включающий вертикально проходящие выступы, соединенные с обшивкой фюзеляжа и нервюры, выполненной со стороны каркаса, или полки центрального кессона крыла. Двойная положительная хорда также имеет выступы, проходящие поперечно или горизонтально относительно каждой стороны вертикально проходящих выступов, соединяющих или сочленяющих (например, механически соединяющих) верхние поверхности наружной панели крыла и внутренней панели центрального кессона крыла. В частности, наружные и внутренние панели крыла соединены непосредственно с проходящими по бокам выступами двойной положительной хорды с использованием крепежных деталей. Обычно для панелей крыла, выполненных из металлического материала, используется узел крепления по типу двойной положительной хорды, выполненный из алюминия.

С целью уменьшения веса и увеличения производительности панели крыла летательного аппарата часто выполняют из композитных материалов, таких как армированные углеродными волокнами пластики или полимеры. Однако, присоединение двойной положительной хорды, выполненной из алюминия, непосредственно к панели крыла, выполненного из композитного материала, может привести к нежелательному явлению коррозии по причине существенно отличающихся электрохимических потенциалов этих материалов. С целью защиты от такого нежелательного явления коррозии часто используют двойные положительные хорды, выполненные из титана. Тем не менее, использование титановых двойных положительных хорд значительно увеличивает производственные затраты.

Варианты осуществления способов и устройств, изложенных в настоящем описании, описывают структурный узел крепления, существенно облегчающий сборку верхнего узла крепления крыла и значительно уменьшающий количество компонентов и, следовательно, вес летательного аппарата (например, приблизительно на 363 кг). Например, вариант осуществления структурного узла крепления крыла не требует применения сложного узла крепления с двойной положительной хордой, часто пользуемого в известных верхних узлах крепления крыла. В частности, возможно использование пластины вместо сложной двойной положительной хорды, благодаря чему значительно сокращаются производственные затраты с облегчением сборки крыла летательного аппарата с центральным кессоном фюзеляжа. Дополнительно или альтернативно, структурный узел крепления крыла значительно увеличивает прочность верхнего узла крепления крыла. В результате требуется меньшее количество крепежных деталей и/или возможно использование крепежных деталей с меньшими диаметром и длиной, чем обеспечено значительное снижение затрат и повышение эффективность сборки.

Дополнительно или альтернативно, структурный узел крепления крыла, раскрытый в настоящей заявке, значительно уменьшает или предотвращает коррозию между конструкциями, выполненными из алюминия и углеродных композитов, таких как армированных углеродным волокном полимеров (т.е. углепластиков). В частности, узел крепления крыла, раскрытый в настоящей заявке, значительно уменьшает или исключает непосредственный контакт между компонентами, выполненными из углеродных композитов и алюминиевых материалов. С целью облегчения изоляции компонентов, выполненных из разных материалов, благодаря вариантам способов и устройств, раскрытых в настоящей заявке, присоединяют или объединяют нервюру, выполненную со стороны каркаса, центрального кессона крыла (например, нижнюю сторону нервюры, выполненной со стороны каркаса) и верхней обшивки фюзеляжа посредством сплошной пластины (например, вертикальной пластины). Например, сплошная пластина обеспечивает отделение или разнесение композитной панели крыла от алюминиевой конструкции или компонента, тем самым значительно уменьшен или устранен прямой контакт между композитными и алюминиевыми структурами и компонентами. Кроме того, вариант осуществления узла крепления панели крыла, раскрытый в настоящем описании, дополнительно уменьшает количество регулировочных прокладок. Регулирование посредством прокладок осуществляют для уменьшения промежутка между двумя соединенными вместе компонентами вследствие производственных допусков.

На фиг. 1 показан вариант осуществления летательного аппарата 100, выполненного в соответствии с принципами, изложенными в материалах настоящей заявки. Изображенный на фиг. 1 летательный аппарат 100 содержит правое и левое крылья 102, 103, проходящие в поперечном направлении в стороны от фюзеляжа 104. В частности, крылья 102, 103, присоединены или сочленены с фюзеляжем 104 посредством центральной части или центрального кессона 106, охватывающего фюзеляж 104 крыла. Центральный кессон 106 крыла содержит верхнюю внутреннюю панель 108 крыла, соединенную или сочлененную (например, соединенную механически) с крыльями 102, 103, в частности, в проиллюстрированном примере правое крыло 102 соединено с первой стороной 110 центрального кессона 106 крыла посредством структурного узла 112 крепления согласно варианту осуществления, изложенному в тексте заявки, а левое крыло 103 соединено с второй стороной 114 центрального кессона 106 крыла посредством структурного узла 112 крепления согласно варианту осуществления, изложенному в тексте заявки. Правое крыло 102 по существу подобно или идентично левому крылу 103, поэтому далее для краткости рассматривается только правое крыло 102.

На фиг. 2 представлен вид с пространственным разделением деталей части 200 правого крыла 102, показанного на фиг. 1. Правое крыло 102 содержит конструктивные компоненты, такие как лонжероны 202 и нервюры 204, образующие каркасную структуру или каркас 206 (например, центральный кессон) крыла 102. Например, нервюры 204 проходят между передней кромкой 208 (например, передним лонжероном) крыла 102 и задней кромкой 210 (например, задним лонжероном) крыла 102, тем самым разделяя крыло 102 на множество полостей 212, которые могут быть использованы в качестве полостей для хранения топлива. Каркас 206 крыла 102 обеспечивает средства крепления для верхней и нижней аэродинамически профилированных поверхностей крыла в дополнение к узлам крепления для двигателей и рулей, например, элеронов, закрылков и воздушных тормозов.

В проиллюстрированном примере каркас 206 наложен на верхнюю наружную панель 214 крыла и нижнюю наружную панель 216 крыла. Более конкретно, каждая из верхней наружной панели 214 крыла и нижней наружной панели 216 крыла содержит обшивку 218, присоединенную или прикрепленную к одному или более стрингерам 220, являющимся конструктивными компонентами, которые могут проходить вдоль или перекрывать длину крыла 102 между корневой частью крыла и оконечностью крыла. Стрингеры 220 расположены с обеспечением конструктивной устойчивости и целостности крыльев 102 путем сопротивления эксплуатационным нагрузкам (например, подъемным нагрузкам, нагрузкам от лобового сопротивления, нагрузкам от тяги двигателя и т.д.), испытываемым во время полета и пребывания самолета на земле. Обшивка 218 и стрингеры 220 могут быть выполнены из композитного материала (например, из углеродного волокна, графита и т.д.). Например, обшивка 218 и/или стрингеры 220 могут быть образованы путем укладывания последовательных слоев или слоев из композитного материала (например, композитной ленты, пленки, волокнистых материалов и т.д.). В некоторых вариантах осуществления возможно прикрепление к стрингерам 220 обшивки 218. Таким образом, лонжероны 202 и нервюры 204 в проиллюстрированном варианте осуществления могут содержать металлический материал, причем обшивка 218 и стрингеры 220 могут быть выполнены из композитного материала, такого как армированный углеродным волокном полимер или пластик. Несмотря на то, что на чертежах это не проиллюстрировано, верхняя внутренняя панель 108 крыла (на фиг. 1) центрального кессона 106 (на фиг. 1) может содержать верхнюю и нижнюю обшивку и стрингеры, по существу подобные или идентичные верхней и нижней обшивке 218 и стрингерам 220 верхней наружной панели 214 крыла.

На фиг. 3 изображен вид спереди варианта осуществления верхнего узла 300 крепления крыла на примере летательного аппарата 100, что реализовано посредством структурного узла 112 крепления, раскрытого в настоящем документе. На фиг. 3 структурный узел 112 крепления в проиллюстрированном примере присоединен или прикреплен (например, жестко присоединен) к верхней наружной панели 214 крыла 102 и верхней внутренней панели 108 центрального кессона 106 крыла. В частности, верхняя наружная панель 214 крыла 102 и верхняя внутренняя панель 108 центрального кессона 106 крыла присоединены к общей конструкции, такой как панель, полка или пластина 302. Как показано на фиг. 3, пластина 302 проходит между верхней поверхностью и первой стороной 304 верхней наружной панелью 214 крыла и нижней поверхностью или второй стороной 306 верхней наружной панели 214 крыла, противоположной первой стороне 304, в направлении вдоль оси 308 (например, оси по существу вертикальной или перпендикулярной продольной оси фюзеляжа 104, проходящей между носом и хвостом фюзеляжа 104). Таким образом, верхняя наружная панель 214 крыла и верхняя внутренняя панель 108 крыла прикреплены к пластине 302 посредством структурного узла 112 крепления. Другими словами, в проиллюстрированном примере пластина 302 обеспечивает общую крепежную зону или конструкцию для структурного узла 112 крепления.

Пластина 302 может являться частью центрального кессона 106 крыла. Центральный кессон 106 крыла содержит конструкцию или нервюры 312, выполненную со стороны каркаса, образующую боковую поверхность 314 (например, первую сторону 110) центрального кессона 106 крыла. Например, боковая поверхность 314 не параллельна (например, по существу перпендикулярна) относительно верхней поверхности 315 верхней внутренней панели 108 крыла. Как показано на фиг. 3, пластина 302 представляет собой сплошную непрерывную или соединительную конструкцию, расположенную между по меньшей мере нервюры 312, выполненной со стороны каркаса, и верхней обшивкой 316 фюзеляжа. Пластина 302 в показанном примере выполнена за одно целое со нервюрой 312, выполненной со стороны каркаса. Таким образом, нервюра 312, выполненная со стороны каркаса, имеет пластинообразную форму концевой части. Тем не менее, в других вариантах осуществления пластина 302 может представлять собой отдельную деталь, или конструкцию, выполненную с возможностью присоединения к нервюре 312, выполненной со стороны каркаса, посредством, например, крепежных деталей.

Кроме того, структурный узел 112 крепления обеспечивает прикрепление каркаса 318 фюзеляжа (например, консольной балки) к верхней панели крыла посредством работающих на растяжение крепежных деталей вместо работающих на сдвиг крепежных деталей, как обычно используется в некоторых известных узлах верхней панели крыла. Согласно нижеизложенному, обеспечение прикрепления каркаса 318 фюзеляжа посредством работающих на растяжение крепежных деталей значительно увеличивает эффективность сборки каркаса 318 фюзеляжа путем облегчения размещения инструментов во время сборки и значительно снижает производственные затраты. Кроме того, вариант осуществления структурного узла 112 крепления, раскрытый в настоящей заявке, значительно уменьшает производственные затраты за счет уменьшения количества крепежных деталей или размера крепежных деталей, необходимых для соединения верхней наружной панели 214 крыла с центральным кессоном 106.

Для соединения верхней наружной панели 214 крыла и верхней внутренней панели 108 крыла к пластине 302 структурный узел 112 крепления в проиллюстрированном примере содержит множество монтажных элементов 320. Например, множество монтажных элементов 320 включает верхний наружный монтажный элемент 322 (например, стыковую хорду), верхний внутренний монтажный элемент 324 (например, стыковую хорду), наружный стрингерный монтажный элемент 326 и внутренний стрингерный монтажный элемент 328. В частности, верхний наружный монтажный элемент 322 и наружный стрингерный монтажный элемент 326 соединены или соединены с концом 330 верхней наружной панели 214 крыла и соединяют верхнюю наружную панель 214 крыла с пластиной 302. Аналогично, верхний внутренний монтажный элемент 324 и внутренний стрингерный монтажный элемент 328 соединены с концом 332 композитной внутренней панели 108 крыла центрального кессона 106 крыла и соединяют верхнюю внутреннюю панель 108 крыла с пластиной 302. В результате, часть 334 пластины 302 размещена или зафиксирована между верхним наружным монтажным элементом 322 и наружным стрингерным монтажным элементом 326, соединенным с наружной стороной 336 пластины 302 и верхним наружным монтажным элементом 324, а внутренний стрингерный монтажный элемент 328 соединен с внутренней стороной 338 пластины 302. Таким образом, верхняя наружная панель 214 крыла и верхняя внутренняя панель 108 крыла отделены или разнесены друг от друга по меньшей мере на толщину пластины 302. Структурный узел 112 крепления может содержать один или более верхних наружных монтажных элементов 322 и один или более наружных стрингерных монтажных элементов 326, размещенных между передним и задним концами крыла 102, а также один или более верхних наружных монтажных элементов 324 и один или более внутренних стрингерных монтажных элементов 328, размещенных между передним и задним концами центрального кессона 106 крыла. Монтажные элементы 320 в проиллюстрированном варианте осуществления могут быть выполнены из металлического материала: например, стали, сплава и/или любого другого подходящего(их) материала(ов). Кроме того, согласно еще одному варианту осуществления монтажные элементы 320 имеют L-образный профиль или форму поперечного сечения. Однако в других вариантах осуществления монтажные элементы 320 могут иметь любой другой пригодный профиль или форму поперечного сечения.

На фиг. 4 изображен вид в перспективе верхнего узла 300 крепления крыла и вариант осуществления структурного узла 112 крепления, показанного на фиг. 1 и 3, если смотреть с внешней стороны 336 фюзеляжа 104 в направлении к внутренней стороне 338. Как показано на фиг. 4, верхний наружный монтажный элемент 322 проходит в продольном направлении через верхнюю наружную панель 214 крыла в направлении, непараллельном оси 308 (например, в направлении, определяемом передним концом 402 верхней наружной панели 214 крыла и задним концом 404 верхней наружной панели 214 крыла). Верхний наружный монтажный элемент 322 в проиллюстрированном примере представляет собой сплошное тело 406, имеющее первую секцию 408, находящуюся в сопряжении с верхней поверхностью 409 верхней наружной панели 214 крыла, и вторую секцию 410, находящуюся в сопряжении с наружной стороной 336 пластины 302, проходящей от нервюры 312, выполненной со стороны каркаса (на фиг. 3). Другими словами, первая секция 408 представляет собой стенку, проходящую по существу параллельно верхней поверхности 409 верхней наружной панели 214 крыла, а вторая секция 410 представляет собой стенку, проходящую по существу параллельно пластине 302. Таким образом, первая секция 408 и вторая секция 410 образуют L-образный профиль поперечного сечения. В частности, первая секция 408 выступает от второй секции 410 под углом (например, под острым углом) относительно второй секции 410 для обеспечения по существу параллельности первой секции 408 относительно верхней поверхности 409 и по существу параллельности второй секции 410 относительно пластины 302.

В проиллюстрированном варианте осуществления первая секция 408 содержит множество отверстий 412 для размещения множества работающих на сжатие крепежных деталей 414. Аналогичным образом, вторая секция 410 содержит первое множество отверстий 416 размещения первого множества работающих на растяжение крепежных деталей 418. С целью обеспечения дополнительной безопасности вторая секция 410 содержит второе множество отверстий 420 для размещения второго множества работающих на растяжение крепежных деталей 422 (например, работающих на растяжение крепежных деталей). В проиллюстрированном варианте осуществления первое множество отверстий 416 расположено в первом ряду 416а, а второе множество отверстий 420 расположено во втором ряду 420а вдоль длины второй секции 410.

Кроме того, в проиллюстрированном варианте осуществления верхний наружный монтажный элемент 322 содержит лонжерон 424. Лонжерон 424 в показанном примере выполнен за одно целое со второй частью 410 верхнего наружного монтажного элемента 322 и может иметь такую длину, что проходит за пределы конца 402 первой секции 408. В проиллюстрированном варианте осуществления лонжерон 424 может иметь размерный профиль (например, высоту и/или толщину), отличающийся от размерного профиля (например, высоты и/или толщины) второй секции 410. Например, лонжерон 424 содержит отверстия 426, которые могут принимать работающие на растяжение крепежные детали 428 для соединения лонжерона 424 с пластиной 302, обшивкой 316 фюзеляжа, каркасом 318 фюзеляжа и/или любой другой конструкцией(ями) в летательном аппарате. Например, лонжерон 424 может быть выполнен с возможностью поддерживания обшивки 316 фюзеляжа и обеспечения передачи нагрузок с обшивки 316 фюзеляжа и/или крыльев 102, 103 на каркас 318 фюзеляжа. Выполнение лонжерона 424 за одно целое с верхним наружным монтажным элементом 322 улучшает конструкционную жесткость каркаса летательного аппарата. Применение лонжерона 424, обеспечивающего повышенную прочности каркаса летательного аппарата 100, возможно использование крепежных деталей меньшего размера и/или использование меньшего количества крепежных деталей, что снижает затраты на производство, вес самолета и/или облегчает прикрепление крыльев 102 к центральному кессону 106 крыла. Например, в проиллюстрированном варианте осуществления лонжерон 424 обеспечивает повышенную прочность каркаса летательного аппарата по сравнению с лонжероном, образованным и прикрепленным в виде отдельной части или конструкции.

На фиг. 5 изображен вид в перспективе верхнего узла 300 крепления крыла согласно фиг. 1 и 2-4, показывающий наружный стрингерный монтажный элемент 326. Как показано фиг. 5, наружный стрингерный монтажный элемент 326 в примере структурного узла 112 крепления содержит множество наружных стрингерных монтажных элементов 502, 504, 506. Каждый из внутренних стрингерных монтажных элементов 502-506 содержит первую секцию 508, и вторую секцию 510, образующие L-образный профиль поперечного сечения. Как показано на фиг. 5, первая секция 508 входит в зацепление с нижней поверхностью или соответствующими поверхностями стрингеров 220 верхней наружной панели 214 крыла, и вторая секция 510 входит в сопряжение с наружной стороной 336 пластины 302. Более конкретно, первая секция 508 выступает от второй секции 510 в под углом (например, под тупым углом) по отношению к второй секции 510 для обеспечения по существу параллельности первой секции 508 относительно стрингеров 220 (например, по существу заподлицо со стрингерами 220), в то время как вторая секция 510 по существу параллельна пластине 302 (например, по существу заподлицо с пластиной 302).

Каждый из наружных стрингерных монтажных элементов 506-508 расположен внутри канала 514, образованного соответственно одним из стрингеров 220. Каждый из каналов 514 может иметь разные размеры или профили. Например, первый стрингер 516 может быть тяжелым стрингером, выполненным с возможностью выдерживать большие нагрузки, чем второй стрингер 518 (например, легкий стрингер) и, таким образом, может быть образован с большим каналом 514а, чем канал 514b второго стрингера 518. Третий стрингер 520 может быть выполнен в виде стрингера с проходом, который может иметь более узкий канал 514 с, чем, например, каналы 514а, 514b первого и второго стрингеров 516, 518. Соответственно, в вариантах осуществления стрингерные монтажные элементы 502-506 могут иметь разные размерные профили или формы для размещения стрингеров 516-520 различных типов.

В проиллюстрированном варианте осуществления первая секция 508 каждого из стрингерных монтажных элементов 502-506 содержит множество отверстий 522 для размещения соответствующих крепежных деталей 414. В частности, отверстия 522 в первой секции 508 боковых стрингеров 502-506 соответствуют отверстиям 412 (фиг. 4) в первой секции 408 верхнего наружного монтажного элемента 322. Таким образом, верхняя наружная панель 214 крыла зажата или зафиксирована между верхним наружным монтажным элементом 322 и стрингерными монтажными элементами 502-506. Кроме того, стрингеры 220 и/или верхняя наружная панель 214 крыла может содержать отверстия 524 для размещения работающих на сжатие крепежных деталей 414 из верхнего наружного монтажного элемента 322. Вторая секция 510 стрингерных монтажных элементов 502-506 содержит отверстия 526 для размещения одного или более работающих на растяжение крепежных деталей 528, прикрепляющих стрингерные монтажные элементы 502-506 к пластине 302.

На фиг. 6 изображен вид в перспективе верхнего узла 300 крепления крыла, показанного на фиг. 3-5, если смотреть с внутренней стороны 338 в направлении наружной стороны 336. Как показано на фиг. 6, верхний внутренний монтажный элемент 324 проходит в продольном направлении через внутреннюю панель 108 крыла центрального кессона 106 крыла (например, в направлении между передним концом 602 центрального кессона 106 крыла и задним концом 604 центрального кессона 106 крыла). Верхний внутренний монтажный элемент 324 в проиллюстрированном варианте осуществления имеет сплошной корпус 606, содержащий первую секцию 608 (например, стенку, проходящую по существу параллельно верхней поверхности 315 верхней внутренней панели 108 крыла), и вторую секцию 610 (например, стенку или стыковую хорду, проходящие по существу параллельно пластине 302). Первая секция 608 сопряжена или соединена с верхней поверхностью 315 верхней внутренней панели 108 крыла, а вторая секция 610 сопряжена или соединена с внутренней стороной 338 пластины 302. Первая секция 608 содержит первое множество отверстий 612 для размещения множества работающих на сжатие крепежных деталей 614. Кроме того, в проиллюстрированном варианте осуществления вторая секция 610 содержит отверстия 616 и 618, соответствующие или взаимодействующие с соответствующими отверстиями 416 и 420 второй секции 410 верхнего наружного монтажного элемента 322 для размещения работающих на растяжение крепежных деталей 418 и 422, соответственно. В результате, пластина 302 размещена или зафиксирована между вторыми секциями 410 и 610 соответствующих верхнего наружного монтажного элемента 322 и верхнего внутреннего монтажного элемента 324. Кроме того, как показано на фиг. 6, вторая секция 610 верхнего внутреннего монтажного элемента 324 не препятствует работе крепежных деталей 428 лонжерона 424, соединенного с пластиной 302.

В проиллюстрированном варианте осуществления согласно фиг. 6 внутренний стрингерный монтажный элемент 328 содержит множество внутренних стрингерных монтажных элементов 620, 622, 624. Как и наружные стрингерные монтажные элементы 502-506, внутренние стрингерные монтажные элементы 620-624 могут иметь размерный профиль или габариты для соответствия различным типам стрингеров, которые могут быть использованы в верхней внутренней панели 108 крыла: например, тяжелые стрингеры, легкие стрингеры, стрингеры с проходом и т.п. Например, хотя это не показано на чертежах, внутренняя панель 108 крыла может содержать стрингеры 220 по существу аналогичные стрингерам 220 верхней наружной панели 214 крыла. Каждый внутренний стрингерный монтажный элемент 620-624 содержит первую секцию 626 и вторую секцию 628, образующие L-образный профиль поперечного сечения, так что первая секция 626 входит в сопряжение с нижней поверхностью или стрингером 220 верхней внутренней панели 108 крыла, а вторая секция 628 входит в сопряжение с внутренней стороной 338 пластины 302. Первая секция 626 содержит множество отверстий 630, соответствующих отверстиям 612 первой секции 608 верхнего внутреннего монтажного элемента 324, для размещения соответствующих работающих на сжатие крепежных деталей 614 (например, работающих на сжатие монтажных элементов) с целью зажатия или фиксирования верхней внутренней панели 108 крыла между первыми секциями 608 и 626 верхнего внутреннего монтажного элемента 324 и внутренних стрингерных монтажных элементов 620-624. Вторая панель 628 содержит множество отверстий 632, соответствующих отверстиям 526 второй секции 510 наружных стрингерных монтажных элементов 502-506 для размещения соответствующих работающих на растяжение крепежных деталей 528 с целью соединения верхней внутренней панели 108 крыла с пластиной 302. Более конкретно, пластина 302 размещена или зафиксирована между вторыми секциями 510, 628 соответствующих наружных стрингерных монтажных элементов 502-506 и внутренних стрингерных монтажных элементов 620-624.

На фиг. 7 изображен еще один вид в перспективе варианта осуществления верхнего узла 300 крепления крыла, если смотреть со стороны переднего конца 602 внутренней стороны 338 центрального кессона 106 крыла в сторону заднего конца 604 центрального кессона 106 крыла. Как показано на фиг. 7, каркас 318 фюзеляжа крепится к пластине 302 посредством верхнего внутреннего монтажного элемента 324. В частности, каркас 318 фюзеляжа содержит одно или несколько отверстий 702, выполненных с возможностью размещения одного или нескольких работающих на растяжение крепежных деталей 704. Работающие на растяжение крепежные детали 704 длиннее работающих на растяжение крепежных деталей 418 для согласования с толщиной установочной пластины 706 каркаса 318 фюзеляжа. Дополнительно или альтернативно, каркас 318 фюзеляжа может включать одно или более отверстий 708 для размещения крепежной детали 428 лонжерона 424. Кроме того, обшивка 316 фюзеляжа в проиллюстрированном примере прикреплена к каркасу 318 фюзеляжа и пластине 302.

Крепление каркаса 318 фюзеляжа при помощи структурного узла 112 крепления значительно облегчает сборку и/или прикрепление крыла 102 к центральному кессону 106 крыла. В частности, вариант осуществления структурного узла 112 крепления, раскрытый в настоящем тексте, обеспечивает соединение каркаса 318 фюзеляжа с структурного узла 112 крепления посредством работающих на растяжение крепежных деталей 704 и/или крепежных деталей 428 лонжерона 424 вместо работающих на сжатие крепежных деталей, обычно используемых в известных структурных узлах крепления верхней панели. Более конкретно, согласно проиллюстрированному примеру в структурном узле 112 крепления используется крепление каркаса 318 фюзеляжа посредством работающих на растяжение крепежных деталей 704, 428, каждая из которых имеет по существу горизонтальную ось. Например, работающие на растяжение крепежные детали 704, 428 по существу параллельны относительно верхней поверхности 315 верхней внутренней панели 108 крыла. В результате, в проиллюстрированном варианте осуществления структурный узел 112 крепления облегчает сборку, обеспечивая больше пространства и/или доступа для введения инструмента (например, пневматической дрели) к структурному узлу 112 крепления для закрепления работающих на растяжение крепежных деталей 704, 428, в отличие от работающих на сжатие крепежных деталей, имеющих по существу вертикальные оси.

На фиг. 8 и 9 изображены виды спереди варианта осуществления структурного узла 112 крепления, показанного на фиг. 1-7. На фиг. 8 проиллюстрирована пластина 302, проходящая между центральным кессоном крыла 106 и обшивкой 316 фюзеляжа и зафиксированная между вторыми секциями 410, 510, 610, 628 соответствующего верхнего наружного монтажного элемента 322, верхнего внутреннего монтажного элемента 324, наружного стрингерного монтажного элемента 326 и внутреннего стрингерного монтажного элемента 328. В результате, объединение обшивки 316 фюзеляжа и нервюры 312, выполненной со стороны каркаса, посредством пластины 302 способствует изоляции компонентов, выполненных из разных материалов. Например, пластина 302 и/или обшивка 316 фюзеляжа может быть выполнена из алюминия, а каждая верхняя наружная панель 214 крыла и верхняя внутренняя панель 108 крыла может быть выполнена из композитного материала (например, из армированных углеродными волокнами полимеров). Однако, как показано на фиг. 8 и 9, ни пластина 302, ни обшивки 316 фюзеляжа не находятся в непосредственном контакте с верхней наружной панелью 214 крыла и верхней внутренней панелью 108 крыла. Вместо этого, соответствующие монтажные элементы 320 соединены между пластиной 302 и/или обшивкой 316 фюзеляжа. Таким образом, структурный узел 112 крепления значительно уменьшает и/или устраняет непосредственный контакт между алюминиевыми компонентами (например, пластиной 302) и композитными компонентами (например, верхней наружной панелью 214 крыла и верхней внутренней панелью 108 крыла), со значительным устранением или уменьшением таким образом явления коррозии, которое в противном случае может возникнуть, если пластина 302 находится в непосредственном контакте с верхней внутренней панелью 108 крыла и верхней наружной панелью 214 крыла, выполненными из композиционных материалов.

Дополнительно или альтернативно, в проиллюстрированном варианте осуществления структурного узла 112 крепления обеспечена прямая и непрерывная траектория 800 передачи нагрузок (например, вертикальная траектория передачи нагрузок) между центральным кессоном 106 крыла и обшивкой 316 фюзеляжа и/или каркаса 318 фюзеляжа (фиг. 7). Таким образом, пластина 302 обеспечивает непрерывную траекторию 800 передачи сил или нагрузок (например, поперечных нагрузок, подъемных нагрузок, нагрузок от тяги и т.д.) для их более эффективной и/или рациональной передачи на каркас летательного аппарата 100. Аналогично, в проиллюстрированном варианте осуществления структурного узла 112 крепления обеспечена более равномерная или сбалансированная траектория 900 для более эффективного и/или рационального использования нагрузок (например, поперечных нагрузок, подъемных нагрузок и т.п.), действующих на крылья 102, 103 с передачей на каркас 318 фюзеляжа и/или лонжерон 424. В частности, для обеспечения более равномерной или сбалансированной траектории 900 в примере структурного узла 112 крепления соответствующие концы 902 и 904 верхней наружной панели 214 крыла и верхней внутренней панели 108 крыла разнесены сравнительно близко друг относительно друга. В результате, структурный узел 112 крепления значительно сокращает промежуток 906 между верхней наружной панелью 214 крыла и верхней внутренней панелью 108 крыла, тем самым увеличивая прочность верхнего узла 300 крепления крыла. Другими словами, уменьшение промежутка 906 обеспечивает конструкционное преимущество, поскольку меньший зазор уменьшает напряжения, действующие на структурный узел 112 крепления. В результате, возможно использовать значительно уменьшенное количество крепежных деталей (например, на 240 крепежных деталей меньше) и/или меньшие крепежные детали (например, имеющие меньшие диаметры и длины), чем обеспечено значительное уменьшение веса летательного аппарата 100, уменьшение производственных затрат и/или повышение эффективности сборки. В отличие от других известных верхних узлах крепления крыла, в которых используются работающие на сжатие крепежные детали для присоединения тела хорды или пластины к стыковой пластине, для доступа к работающим на сжатие крепежным деталям необходим промежуток больший, чем промежуток 906, для соединения тела хорды (например, Т-части) со стыковыми пластинами и/или стороной хорды нервюры, выполненной со стороны каркаса. В противоположность указанному, структурный узел 112 крепления не содержит крепежные детали в промежутке 906, поэтому промежуток 906 может быть значительно уменьшен и/или устранен. В некоторых примерах для дополнительного уменьшения размера промежутка 906 или его устранения между концом 902 и наружной стороной 336 пластины 302 и/или концом 904 и внутренней стороной 338 пластины 302 могут быть размещены прокладки и/или другие не вызывающие коррозию материалы.

На фиг. 10 изображен еще один вид спереди варианта осуществления структурного узла 112 крепления, показанного на фиг. 1-9. Как показано на фиг. 10, пример структурного узла 112 крепления обеспечивает относительно узкий или меньший узел крепления по сравнению с известными верхними узлами крепления крыла. В результате, пример структурного узла 112 крепления обеспечивает использование меньшего надкрыльного обтекателя 1002, что значительно уменьшает тягу и, таким образом, повышает эффективность летательного аппарата 100. Кроме того, структурный узел 112 крепления по существу покрыт или расположен под обтекателем 1002, который закрывает или защищает структурный узел 112 крепления от условий окружающей среды (например, удар молнии и т.п.).

На фиг. 11 изображена блок-схема последовательности операций в варианте осуществления способа 1100 для сборки верхней части крыла, такой как верхний узел 300 крепления крыла, показанный на фиг. 1-10, с использованием структурного узла 112 крепления, раскрытого в настоящем описании. Несмотря на то, что способ 1100 согласно данному варианту осуществления возможно использовать для сборки верхней части крыла летательного аппарата 100, раскрытого в настоящем описании, один или более из блоков и/или процессов, проиллюстрированных на фиг. 11, могут быть объединены, разделены, переупорядочены, пропущены, устранены и/или реализованы любым другим образом. Более того, способ по примеру согласно фиг. 11 может включать один или несколько процессов и/или блоков в дополнение или взамен проиллюстрированным на фиг. 11, и/или может включать более чем один из любых или всех из проиллюстрированных процессов и/или блоков. Несмотря на то, что способа 1100 описан со ссылкой на блок-схему, изображенную на фиг. 11, возможно альтернативное использование множества других способов сборки верхнего узла 300 крепления крыла. Поскольку возможно использование способа 1100 для сборки верхнего узла 300 крепления крыла согласно фиг. 1-10, то эти обозначенные на фиг. 1-10 компоненты имеют функции, по существу схожие или идентичные функциям описанных далее компонентов и не описаны подробно вновь. Вместо этого предлагается обратиться к вышеизложенному описанию. Для облегчения понимания этого процесса для подобных частей конструкции использованы те же ссылочные номера.

Пример способа сборки верхней части крыла, раскрытого в настоящем описании, рассмотрен в отношении верхней части 300 крыла согласно фиг. 1-10. Согласно варианту осуществления способ 1100, раскрытый в настоящем описании, начинают прикреплением первой секции 408 верхнего наружного монтажного элемента 322 (например, стыковой хорды) непосредственно к верхней поверхности 409 верхней наружной панели 214 крыла посредством работающих на сжатия крепежных деталей 414 (блок 1102). В частности, верхняя наружная панель 214 крыла и первая секция 408 верхнего наружного монтажного элемента 322 может сдержать отверстия для размещения соответствующих работающих на сжатие крепежных деталей 414.

После того, как верхний наружный монтажный элемент 322 соединен с верхней наружной панелью 214 крыла, нижний наружный монтажный элемент 326 непосредственно прикрепляют к одному или более стрингерам 220 верхней наружной панели 214 крыла (блок 1104). В частности, первые секции 508 наружных стрингерных монтажных элементов 502, 504, 506 непосредственно прикрепляют к стрингерам 220 верхней наружной панели 214 крыла.

Когда верхняя наружная панель 214 крыла прикреплена к верхнему наружному монтажному элементу 322 и нижнему стрингерному монтажному элементу 326 на этапе 1104, верхний наружный монтажный элемент 322 и нижний стрингерный монтажный элемент 326 прикрепляют к пластине 302 на нервюре 312, выполненной со стороны каркаса, центрального кессона 106 (блок 1106). Более конкретно, вторую секцию 410 верхнего наружного монтажного элемента 322 и вторые секции 510 каждого из нижних наружных стрингерных монтажных элементов 502-506 прикрепляют к пластине 302.

Затем первую секцию 608 верхнего внутреннего монтажного элемента 324 прикрепляют непосредственно к верхней поверхности 315 внутренней панели 108 крыла посредством множества работающих на сжатие крепежных деталей 614 (блок 1108). После соединения верхнего внутреннего монтажного элемента 324 с внутренней панелью 108 крыла нижний стрингерный монтажный элемент 328 прикрепляют непосредственно к стрингеру 220 верхней внутренней панели 108 крыла (блок 1110). В частности, первые секции 626 каждого из внутренних стрингерных монтажных элементов 620, 622, 624 прикрепляют непосредственно к стрингерам 220 верхней внутренней панели 108 крыла.

Когда согласно блоку 1110 верхняя внутренняя панель 108 крыла прикреплена к верхнему и нижнему внутренним монтажным элементам 324, 328, вторую секцию 610 верхнего внутреннего монтажного элемента 324 и вторую секцию 626 каждого из нижних внутренних монтажных элементов 620-624 прикрепляют к пластине 302, например, посредством работающих на растяжение крепежных деталей 418 и 422 (блок 1112).

Затем каркас 318 фюзеляж прикрепляют к пластине 302 посредством второй секции 610 верхнего внутреннего монтажного элемента 324 (блок 1114). В частности, каркас 318 фюзеляжа прикрепляют ко второй секции 610 посредством работающих на растяжение крепежных деталей 704, каждая из которых имеет ось, по существу перпендикулярную пластине 302, чем облегчено прикрепление каркаса 318 фюзеляжа к пластине 302. Когда каркас 318 фюзеляжа прикреплен к пластине 302, обшивку 316 фюзеляжа прикрепляют к пластине 302 и/или к каркасу 318 фюзеляжа (блок 1116).

Также раскрыто устройство, содержащее композитную внутреннюю панель крыла, содержащую первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхними и нижними внутренними монтажными элементами, выполненными из металлического материала; композитную наружную панель крыла, содержащую первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхним и нижним наружными монтажными элементами, выполненными из металлического материала; нервюру, выполненную со стороны каркаса, имеющую пластинообразную первую концевую часть, выполненную из металлического материала; и каркас фюзеляжа, выполненный с возможностью соединения с одним концом верхнего внутреннего монтажного элемента, причем верхний и нижний внутренние монтажные элементы, а также верхний и нижний наружные монтажные элементы соединены с нервюрой, выполненной со стороны каркаса, на пластинообразной первой концевой части.

Верхний наружный монтажный элемент выполнен с возможностью прохождения через по меньшей мере часть композитной наружной панели крыла.

Верхний наружный монтажный элемент может содержать лонжерон, выполнений за одно целое с верхним наружным монтажным элементом.

Каждый из верхних внутреннего и наружного монтажных элементов и нижних внутреннего и наружного монтажных элементов могут иметь L-образный профиль поперечного сечения.

Каждый из нижних внутреннего и наружного монтажных элементов может содержать множество монтажных элементов.

Первый из множества монтажных элементов может иметь первую форму, а второй из множества монтажных элементов может иметь вторую форму, отличную от первой формы.

Композитные внутренние панели крыла и композитные наружные панели крыла могут быть разделены пластиной, имеющей форму первой концевой части нервюры, выполненной со стороны каркаса.

Кроме того, раскрыто устройство, содержащее верхний наружный монтажный элемент, выполненный с возможностью прикрепления к верхней поверхности наружной панели крыла; множество нижних внутренних монтажных элементов, выполненных с возможностью прикрепления к нижней поверхности наружной панели крыла, противоположной верхней поверхности; верхний внутренний монтажный элемент, выполненный с возможностью прикрепления к верхней поверхности внутренней панели крыла; множество нижних внутренних монтажных элементов, выполненных с возможностью прикрепления к нижней поверхности внутренней панели крыла, противоположной верхней поверхности внутренней панели крыла; и пластину, проходящую между нервюрой, выполненной со стороны каркаса, и верхней панелью обшивки фюзеляжа, причем верхний наружный монтажный элемент и нижние наружные монтажные элементы выполнены с возможностью соединения с первой стороной пластины, а верхний внутренний монтажный элемент и нижние наружные монтажные элементы выполнены с возможностью соединения с второй стороной пластины, противоположной первой стороне.

Устройство может дополнительно содержать множество стрингеров, размещенных на нижней поверхности наружной панели крыла и внутренней панели крыла.

Нижние наружные монтажные элементы могут быть размещены внутри каналов, образованных стрингерами наружной панели крыла, а нижние внутренние монтажные элементы размещены в каналах, образованных стрингерами внутренней панели крыла.

Устройство может дополнительно содержать лонжерон, выполненный за одно целое с верхним наружным монтажным элементом.

Устройство может дополнительно содержать каркас фюзеляжа, прикрепленный к пластине посредством верхнего внутреннего монтажного элемента и одного или нескольких работающих на растяжение крепежных деталей.

Кроме того, раскрыт способ, включающий прикрепление верхнего наружного монтажного элемента и нижнего наружного монтажного элемента к концу наружной панели крыла, причем верхние и нижние наружные монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя наружная панель крыла выполнена из композиционного материала; прикрепление верхнего внутреннего монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента к концу внутренней панели крыла, причем верхние и нижние внутренние монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя внутренняя панель крыла выполнена из композитного материала; прикрепление верхнего и нижнего наружных монтажных элементов и верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов к общей пластине, проходящей от нервюры, выполненной со стороны каркаса, центрального кессона крыла, при этом пластина выполнена из алюминия.

Прикрепление нижнего наружного монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента к пластине может включать прикрепление множества L-образных монтажных элементов к пластине путем размещения множества L-образных монтажных элементов в соответствующих каналах стрингеров, образованных в верхней наружной и внутренней панелях крыла.

Способ может дополнительно включать прикрепление верхнего наружного монтажного элемента и нижнего наружного монтажного элемента к концу наружной панели крыла перед прикреплением верхнего и нижнего наружных монтажных элементов к пластине.

Способ может дополнительно включать прикрепление верхнего внутреннего монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента к концу внутренней панели крыла перед прикреплением верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов к пластине.

Способ может дополнительно включать прикрепление каркаса фюзеляжа или консольной балки к верхнему внутреннему монтажному элементу после прикрепления верхних и нижних наружных монтажных элементов и верхних и нижних внутренних монтажных элементов к пластине.

Способ может дополнительно включать прикрепление каркаса фюзеляжа или консольной балки к верхнему внутреннему монтажному элементу посредством одной или нескольких работающих на растяжение крепежных деталей.

Способ может дополнительно включать прикрепление верхнего и нижнего наружных монтажных элементов и верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов к пластине посредством одной или нескольких работающих на растяжение крепежных деталей.

Способ может включать образование лонжерона за одно целое с верхним наружным монтажным элементом.

В настоящем описании раскрыты конкретные примеры способов, устройств и промышленных изделий, однако, объем охвата этого патентного документа не ограничен упомянутым. Напротив, этот патентный документ охватывает все способы, устройства и промышленные изделия, объективно входящие в объем защиты прилагаемой формулы буквально или в соответствии с доктриной эквивалентов.

1. Устройство для присоединения крыла летательного аппарата к фюзеляжу, содержащее:

композитную внутреннюю панель (108) крыла, имеющую первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхними и нижними внутренними монтажными элементами (324, 328), выполненными из металлического материала;

композитную наружную панель (214) крыла, имеющую первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхним и нижним наружными монтажными элементами (322, 326), выполненными из металлического материала;

нервюру (312), выполненную со стороны каркаса, имеющую пластинообразную первую концевую часть, выполненную из металлического материала; и

каркас (318) фюзеляжа, выполненный с возможностью соединения на одном конце верхнего внутреннего монтажного элемента,

причем верхний и нижний внутренние монтажные элементы, а также верхний и нижний наружные монтажные элементы соединены с нервюрой, выполненной со стороны каркаса, на пластинообразной первой концевой части.

2. Устройство по п. 1, в котором верхний наружный монтажный элемент (322) проходит через по меньшей мере часть композитной наружной панели (214) крыла.

3. Устройство по п. 2, в котором верхний наружный монтажный элемент (322) содержит лонжерон (424), выполненный за одно целое с верхним наружным монтажным элементом (322).

4. Устройство по любому из пп. 1-3, в котором каждый из верхних внутреннего и наружного монтажных элементов (324, 322) и нижних внутреннего и наружного монтажных элементов (328, 326) имеет L-образный профиль поперечного сечения.

5. Устройство по п. 1, в котором каждый из нижних внутреннего и наружного монтажных элементов (326, 328) содержит множество монтажных элементов.

6. Устройство по п. 5, в котором

первый монтажный элемент из множества монтажных элементов имеет первую форму, а

второй монтажный элемент из множества монтажных элементов имеет вторую форму, отличную от первой формы.

7. Устройство по п. 1, в котором композитная внутренняя панель (108) крыла и композитная наружная панель (214) крыла разделены пластинообразной первой концевой частью нервюры (312), выполненной со стороны каркаса.

8. Способ присоединения крыла летательного аппарата к фюзеляжу, включающий:

прикрепление верхнего наружного монтажного элемента и нижнего наружного монтажного элемента (322, 326) к концу наружной панели (214) крыла, причем верхние и нижние наружные монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя наружная панель крыла выполнена из композитного материала;

прикрепление верхнего внутреннего монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента (324, 328) к концу внутренней панели (108) крыла, причем верхние и нижние внутренние монтажные элементы выполнены из металлического материала, а верхняя внутренняя панель крыла выполнена из композитного материала; и

прикрепление верхнего и нижнего наружных монтажных элементов (322, 326) и верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов (324, 328) к общей пластине, проходящей от нервюры (312), выполненной со стороны каркаса, центрального кессона (106) крыла, при этом пластина выполнена из алюминия.

9. Способ по п. 8, в котором прикрепление нижнего наружного монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента (326, 328) к пластине включает прикрепление множества L-образных монтажных элементов к пластине путем размещения множества L-образных монтажных элементов в соответствующих каналах стрингеров, образованных в верхней наружной и внутренней панелях (108, 214) крыла.

10. Способ по п. 8 или 9, дополнительно включающий прикрепление верхнего наружного монтажного элемента и нижнего наружного монтажного элемента (322, 326) к концу наружной панели (214) крыла перед прикреплением верхнего и нижнего наружных монтажных элементов к пластине.

11. Способ по п. 10, дополнительно включающий прикрепление верхнего внутреннего монтажного элемента и нижнего внутреннего монтажного элемента (324, 328) к концу внутренней панели (108) крыла перед прикреплением верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов к пластине.

12. Способ по п. 11, дополнительно включающий прикрепление каркаса (318) фюзеляжа или консольной балки к верхнему внутреннему монтажному элементу (324) после прикрепления верхних и нижних наружных монтажных элементов (322, 326) и верхних и нижних внутренних монтажных элементов (324, 328) к пластине.

13. Способ по п. 12, дополнительно включающий прикрепление каркаса (318) фюзеляжа или консольной балки к верхнему внутреннему монтажному элементу (324) посредством одной или большего количества работающих на растяжение крепежных деталей.

14. Способ по п. 8, дополнительно включающий прикрепление верхнего и нижнего наружных монтажных элементов (322, 326) и верхнего и нижнего внутренних монтажных элементов (324, 328) к пластине посредством работающих на растяжение крепежных деталей.

15. Способ по п. 8, включающий образование лонжерона (424) за одно целое с верхним наружным монтажным элементом (322).



 

Похожие патенты:

Симметричная нервюра крыла летательного аппарата включает конструкционную распорку, которая содержит центральную плоскость распорки и множество ребер жесткости распорки, а также симметрична относительно указанной центральной плоскости.

Изобретение относится к летательным аппаратам и касается крыльев из композитных многослойных панелей. Композитная многослойная панель содержит первое множество слоев армирующих волокон, ориентированных под средним углом α, и второе множество армирующих волокон, ориентированных под углами ±β относительно направления основной нагрузки.

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.

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 авиации. Ферменная нервюра крыла летательного аппарата содержит верхний металлический пояс нервюры, нижний металлический пояс нервюры и стойки нервюры, соединённые с верхним и нижним металлическими поясами нервюры.

Симметричная нервюра крыла летательного аппарата включает конструкционную распорку, которая содержит центральную плоскость распорки и множество ребер жесткости распорки, а также симметрична относительно указанной центральной плоскости.

Симметричная нервюра крыла летательного аппарата включает конструкционную распорку, которая содержит центральную плоскость распорки и множество ребер жесткости распорки, а также симметрична относительно указанной центральной плоскости.

Изобретение относится к монтажной детали для дренажного стрингера, которая взаимодействует с внешней кромкой дренажного стрингера для создания шпунтового соединения.

Изобретение относится к способу изготовления крыла летательного аппарата. Во время изготовления крыла накладывают множество слоев, получаемых методом диагональной намотки волокна, и равномерных слоев на каждую из множества отдельных оправок крыла.

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.

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.

Изобретение относится к композитным упрочняющим опорным конструкциям в воздушном судне. Композитный шляпообразный профиль усиления содержит композитную шляпообразную часть, имеющую первую сторону и вторую сторону, множество композитных придающих жесткость слоев, пару лапшевидных заполнителей радиуса, соединенных с композитной шляпообразной частью и расположенных между множеством композитных придающих жесткость слоев, и наружный слой, соединенный со второй стороной композитной шляпообразной части.

Силовая кессонная конструкция содержит верхние и нижние композитные комплексные сэндвичевые панели. Панели включают листовые обшивки, образующие сэндвичевую конструкцию с одним или более заполнителями и смежными плотными пакетами, ориентированными в аксиальном направлении.

Силовая кессонная конструкция содержит верхние и нижние композитные комплексные сэндвичевые панели. Панели включают листовые обшивки, образующие сэндвичевую конструкцию с одним или более заполнителями и смежными плотными пакетами, ориентированными в аксиальном направлении.

Группа изобретений относится к узлам воздушного летательного аппарата и, в частности, к соединительным узлам для использования при присоединении крыла к корпусу воздушного летательного аппарата.

Изобретение относится к летательным аппаратам, в частности к устройствам и способам соединения композитных структур летательных аппаратов. Устройство для соединения композитных структур летательных аппаратов содержит композитные панели крыла, нервюру и каркас фюзеляжа. Композитная внутренняя панель крыла содержит первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхними и нижними внутренними монтажными элементами, выполненными из металлического материала. Композитная наружная панель крыла содержит первую концевую часть, выполненную с возможностью соединения с верхним и нижним наружными монтажными элементами, выполненными из металлического материала. Нервюра выполнена со стороны каркаса и имеет пластинообразную первую концевую часть, выполненную из металлического материала. Каркас фюзеляжа выполнен с возможностью соединения с одним концом верхнего внутреннего монтажного элемента. Причем верхний и нижний внутренние монтажные элементы, а также верхний и нижний наружные монтажные элементы соединены с нервюрой, выполненной со стороны каркаса, на пластинообразной первой концевой части. Технический результат заключается в уменьшении веса летательного аппарата. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх