Аэродинамическая поверхность, летательный аппарат и способ его изготовления

Аэродинамическая поверхность включает области топливных емкостей, расположенных в аэродинамической поверхности, и плавно изогнутый лонжерон, продолжающийся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности. Плавно изогнутый лонжерон имеет цельную конструкцию, плавный изгиб вдоль плавно изогнутого лонжерона и либо имеет участок, формирующий структурную стенку из областей топливных емкостей, или находится внутри по отношению к областям топливных емкостей. Летательный аппарат содержит аэродинамическую поверхность. Способ включает этапы формирования лонжеронов. Группа изобретений направлена на снижение массы. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 13 ил.

 

[001] Область техники

[002] Настоящее изобретение относится, в основном, к несущим лонжеронам, и, более конкретно, к несущим плавно изогнутым лонжеронам в композитных аэродинамических поверхностях воздушных транспортных средств, и к способам их изготовления.

[003] Уровень техники

[004] Композитные структуры используются в широком диапазоне применений, включая изготовление летательных аппаратов, космических летательных аппаратов, винтокрылых летательных аппаратов, судов, автомобилей и других средств передвижения и структур, за счет их высокого отношения прочности к массе, коррозионной устойчивости и других предпочтительных свойств. В конструкции летательных аппаратов композитные структуры используются во все возрастающем количестве для формирования крыльев, хвостового оперения, фюзеляжа и других компонентов.

[005] Для известных композитных аэродинамических поверхностей, таких как крылья летательных аппаратов, могут использоваться верхняя и нижняя панели наружной композитной обшивки крыла, т.е. "обшивки", механически присоединенные или прикрепленные к внутреннему шпангоуту. Внутренний шпангоут обычно может содержать усиливающие структуры, такие как лонжероны, нервюры и стрингеры для повышения прочности и устойчивости обшивок крыла. Обшивки крыла могут быть присоединены к лонжеронам, и лонжероны обеспечивают структурную целостность крыльев. Кроме того, крылья многих летательных аппаратов могут содержать топливные баки внутри крыльев, которые могут содержаться между передним и задним лонжеронами.

[006] Известные несущие лонжероны могут обладать одной или более дискретными или раздельными областями по их длине, где существует резкое изменение угла, также называемое "изломом" или "изгибом". Такие известные лонжероны могут быть упомянуты, как "лонжероны с изломом", "лонжероны с изгибом" или "искривленные лонжероны", и они сформованы назад с такими дискретными изломами. Изготовление искривленного лонжерона может потребовать сборки и соединения нескольких деталей и нескольких накладок вместе. Использование и сборка нескольких таких деталей и нескольких накладок может увеличивать время, сложность, количество деталей и затраты физического труда, требуемые для изготовления искривленного лонжерона, что может, в свою очередь, увеличивать общие затраты на изготовление.

[007] Кроме этого, сборка нескольких таких деталей и нескольких накладок для известных искривленных лонжеронов может потребовать использование дополнительных механических крепежных деталей, зажимов или фиксаторов для соединения или помощи в соединении нескольких таких деталей и нескольких накладок вместе. Однако установка, использование и/или удаление таких дополнительных механических крепежных деталей, зажимов или фиксаторов может увеличивать время, сложность, количество деталей и затраты физического труда на изготовление такого лонжерона, что может, в свою очередь, увеличивать общие затраты на изготовление. Далее, установка и использование дополнительных механических крепежных деталей, зажимов или фиксаторов, которые нельзя удалить после сборки, могут увеличивать массу летательного аппарата, что, в свою очередь, может привести к повышенным требованиям наличия топлива для заданного полетного задания. Это повышенное требование к наличию топлива может, в свою очередь, привести к повышенным затратам на топливо. Наконец, использование многочисленных крепежных деталей, если они изготовлены из металла и расположены на поверхности наружных панелей композитной обшивки крыла, может привести к повышенному риску разряда молнии в крыло.

[008] Кроме того, резкое изменение угла одного или более дискретных изломов в известных искривленных лонжеронах может привести к значительной ударной нагрузке, которая должна быть распределена и разложена нервюрами и обшивками крыла у этих областей излома. Используемый в настоящем документе термин "ударная нагрузка" означает нагрузку, которая вызвана в структуре в результате резкого изменения пути нагружения. Ударная нагрузка может вызывать повышенную нагрузку на обшивки крыла, что может привести к короблению крыла. В известных изогнутых лонжеронах противодействие ударной нагрузке может быть оказано путем добавления предельной прочности обшивкам крыла и/или нервюрам, чтобы не допустить коробления крыла. Такая добавленная предельная прочность может включать повышение типоразмера деталей, модификации материала на систему более прочного материала и/или повышение размера крепежных деталей, которые соединяют части. Однако такая добавленная предельная прочность может привести к повышению массы и затрат.

[009] Соответственно, в этой области существует потребность в улучшенном несущем лонжероне и способе его изготовления, который обеспечивал бы преимущества по сравнению с известными искривленными лонжеронами, сборками узлов и способами.

Сущность изобретения

[0010] Эта потребность в улучшенном несущем лонжероне и способе его изготовления может быть удовлетворена. Как это будет указано далее подробно, варианты осуществления улучшенного несущего лонжерона, способа его изготовления могут обеспечивать значительное преимущество по сравнению с известными искривленными лонжеронами, сборками узлов и способами.

[0011] В одном варианте осуществления настоящего изобретения предлагается аэродинамическая поверхность. Аэродинамическая поверхность содержит одну или более топливных емкостей, расположенных в аэродинамической поверхности. Аэродинамическая поверхность дополнительно содержит один или более плавно изогнутых лонжеронов, продолжающихся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности. По меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон содержит цельную конструкцию, содержащую один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона, и либо содержит участок, формирующий структурную стенку по меньшей мере одной из одной или более областей топливных емкостей, либо находится внутри одной или более областей топливных емкостей.

[0012] В другом варианте осуществления настоящего изобретения предлагается летательный аппарат. Летательный аппарат содержит фюзеляж. Летательный аппарат дополнительно содержит две или более аэродинамических поверхности, присоединенных к фюзеляжу и продолжающихся от фюзеляжа. Каждая аэродинамическая поверхность содержит одну или более областей топливных емкостей, расположенных внутри аэродинамической поверхности. Каждая аэродинамическая поверхность дополнительно содержит один или более плавно изогнутых лонжеронов, продолжающихся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности. По меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон содержит цельную конструкцию, содержит один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона и содержит либо участок, формирующий структурную стенку по меньшей мере одной из указанных одной или более областей топливных емкостей, либо является внутренним по отношению к указанным одной или более областям топливных емкостей. Каждая аэродинамическая поверхность дополнительно содержит множество нервюр, присоединенных по существу перпендикулярно к указанным одному или более плавно изогнутым лонжеронам и между ними. Каждая аэродинамическая поверхность дополнительно содержит верхнюю и нижнюю усиленные панели, покрывающие одну или более областей топливных емкостей, один или более плавно изогнутых лонжеронов и множество нервюр.

[0013] В другом варианте осуществления настоящего изобретения предлагается способ изготовления летательного аппарата. Способ включает этап формирования и отверждения одного или более композитных плавно изогнутых лонжеронов, при этом по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон обладает цельной конструкцией и одним или более плавными изгибами вдоль плавно изогнутого лонжерона. Способ дополнительно включает присоединение первого конца каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов к секциям фюзеляжа летательного аппарата и продолжение каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов от секции фюзеляжа. Способ дополнительно включает позиционирование участка одного или более из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов для формирования несущей стенки области топливной емкости. Способ дополнительно включает присоединение множества нервюр по существу перпендикулярно указанным одному или более плавно изогнутым лонжеронам и между ними. Способ дополнительно включает формирование сэндвич-структур, в каждой из которых содержатся один или более плавно изогнутых лонжеронов, несколько нервюр и области топливной емкости между верхней и нижней усиленными панелями для формирования аэродинамической поверхности летательного аппарата.

[0014] Описанные особенности, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные детали которых можно видеть со ссылкой на следующее подробное описание и чертежи.

Краткое описание чертежей

[0015] Настоящее изобретение может быть лучше понято со ссылкой на следующее подробное описание в сочетании с сопроводительными чертежами, на которых показаны предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения, и которые необязательно вычерчены в масштабе, и на которых:

[0016] Фиг. 1 изображает вид сверху и в плане воздушного транспортного средства с одной или более аэродинамическими поверхностями, содержащими один или более вариантов осуществления плавно изогнутых лонжеронов, выполненных по настоящему изобретению;

[0017] Фиг. 2 - блок-схема способа изготовления и обслуживания летательного аппарата;

[0018] Фиг. 3 изображает принципиальную блок-схему летательного аппарата;

[0019] Фиг. 4А изображает вид сверху и в сечении известной аэродинамической поверхности с изломанными лонжеронами;

[0020] Фиг. 4В изображает осевое сечение изломанных лонжеронов по Фиг. 4А;

[0021] Фиг. 5А изображает вид сверху и в сечении варианта осуществления аэродинамической поверхности, выполненной по настоящему изобретению и показывающий плавно изогнутые лонжероны;

[0022] Фиг. 5В изображает осевые сечения одного или более плавно изогнутых лонжеронов по Фиг. 5А;

[0023] Фиг. 6А изображает вид сверху и в сечении другого варианта осуществления аэродинамической поверхности, выполненной по настоящему изобретению, показывающий плавно изогнутые лонжероны;

[0024] Фиг. 6В изображает осевые сечения одного или более плавно изогнутых лонжеронов по Фиг. 6А;

[0025] Фиг. 7А изображает вид справа и в перспективе варианта осуществления аэродинамической поверхности, выполненной по настоящему изобретению, показывающий плавно изогнутые лонжероны;

[0026] Фиг. 7В изображает сечение вдоль линий 7В-7В на Фиг. 7А, в увеличенном масштабе;

[0027] Фиг. 7С изображает вид круга 7С по Фиг. 7В, в увеличенном масштабе; и

[0028] Фиг. 8 изображает блок-схему осуществления способа изготовления плавно изогнутых лонжеронов по настоящему изобретению.

Подробное описание

[0029] Описанные варианты осуществления изобретения далее представлены более полно со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых показаны некоторые, но не все, описанные варианты осуществления изобретения. Действительно, может быть предусмотрено несколько различных вариантов осуществления изобретения, но это не подразумевает ограничения изложенными выше вариантами осуществления. Напротив, эти варианты осуществления изобретения предусмотрены таким образом, что это описание будет полным и тщательным и будет полностью передавать объем настоящего изобретения специалистам в этой области.

[0030] На Фиг. 1 показан вид сверху и в плане воздушного транспортного средства 10, выполненного, например, в виде летательного аппарата 11, с двумя или более аэродинамическими поверхностями 14. Каждая аэродинамическая поверхность 14 может включать один или более вариантов осуществления плавно изогнутого лонжерона 26, выполненного по настоящему изобретению. Как это показано на Фиг. 1, воздушное транспортное средство 10, выполненное, например, в виде летательного аппарата 11, содержит фюзеляж 12 с секциями 12а фюзеляжа, и дополнительно содержит две или более аэродинамические поверхности 14, такие как аэродинамические поверхности 14а, например, в виде крыльев 18 летательного аппарата, и такие как аэродинамические поверхности 14b, например, в виде горизонтальных стабилизаторов 16а хвостового оперения 16. Кроме того, в дополнение к крыльям 18 летательного аппарата и горизонтальным стабилизаторам 16а аэродинамическая поверхность 14 может содержать вертикальный стабилизатор, хвостовой стабилизатор, оперение или другую подходящую структуру аэродинамической поверхности.

[0031] Как это дополнительно показано на Фиг. 1, каждая аэродинамическая поверхность 14а, например, в виде крыла 18а летательного аппарата, содержит переднюю кромку 20а, заднюю кромку 20b, оконечный участок 22 крыла, корневой участок 23 крыла, каркас 24, один или более вариантов осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, и одну или более областей 28 топливных емкостей. Один или более вариантов осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 1) может содержать плавно изогнутый передний лонжерон 26а (см. Фиг. 1), плавно изогнутый задний лонжерон 26b (см. Фиг. 1), и плавно изогнутый промежуточный лонжерон 26с (см. Фиг. 1). Одна или более областей 28 топливных емкостей может содержать топливный бак 28а (см. Фиг. 1) или топливный отсек 28b (см. Фиг. 1). Как это дополнительно показано на Фиг. 1, хвостовое оперение 16 содержит горизонтальные стабилизаторы 16а и вертикальный стабилизатор 16b. Как показано на Фиг. 1, каждый горизонтальный стабилизатор 16а может содержать один или более вариантов осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, и одну или более областей 28 топливных емкостей.

[0032] Хотя летательный аппарат 10, показанный на Фиг. 1, в основном является репрезентативным примером коммерческого пассажирского летательного аппарата с одной или более аэродинамических поверхностей 14, с одним или более вариантами осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, но принципы описанных вариантов осуществления могут быть применены к другим пассажирским летательным аппаратам, в том числе к грузовым летательным аппаратам, военным летательным аппаратам, винтокрылым летательным аппаратам и другим типам летательных аппаратов или транспортных летательных аппаратов, к спутникам, космическим ракетоносителям, ракетам и другим аэрокосмическим устройствам, а также к кораблям и другим водным судам, к таким структурам, как ветряные мельницы, или к другим подходящим структурам, которые могут использовать варианты осуществления плавно изогнутого лонжерона 26, описанным в настоящем документе.

[0033] На Фиг. 2 показана технологическая блок-схема, иллюстрирующая способ 30 изготовления и обслуживания летательного аппарата. На Фиг. 3 показана блок-схема самого летательного аппарата 50. Посредством Фиг. 2-3 варианты осуществления настоящего изобретения могут быть описаны в контексте способа 30 изготовления и обслуживания летательного аппарата, как это показано на Фиг. 2, и летательного аппарата 50, как это показано на Фиг. 3. Во время пре-производства пример способа 30 изготовления и обслуживания может включать спецификацию и этап конструирования 32 летательного аппарата 50, и этап материального снабжения 34. Во время производства происходит изготовление 36 компонентов, частей и узлов летательного аппарата, и далее системная интеграция 38 летательного аппарата 50. Затем летательный аппарат 50 проходит сертификацию и поставку 40, чтобы его передали в эксплуатацию 42. При эксплуатации 42 потребителем летательного аппарата 50 составляется график рутинного технического обслуживания и заправки 44 (которые также могут включать модификацию, реконструкцию, восстановление и другое подходящее обслуживание).

[0034] Каждый из этапов способа 30 изготовления и обслуживания летательного аппарата может быть выполнен или осуществлен компанией, занимающейся системной интеграцией, третьей стороной и/или оператором (например, потребителем). Для целей настоящего описания компания, занимающаяся системной интеграцией, может включать, без ограничения, любое число изготовителей самолета и субподрядчиков крупных систем; третья сторона может включать, без ограничения, любое число поставщиков, субподрядчиков и предприятий-поставщиков; и оператором может быть авиакомпания, лизинговая компания, военное подразделение, обслуживающая организация и другие подходящие операторы.

[0035] Как это показано на Фиг. 3, летательный аппарат 50, изготовленный по способу 30 изготовления и обслуживания, может включать корпус 52 летательного аппарата с множеством систем 54 высокого уровня и внутреннюю компоновку 56. Примеры систем 54 высокого уровня могут включать одну или более силовые установки 58, электрическую систему 60, гидравлическую систему 62, и систему 64 сохранения окружающей среды. Может быть включено любое число других систем. Хотя показан пример для авиакосмического применения, различные иллюстративные варианты осуществления могут быть применены в других областях промышленности, таких как автомобильная промышленность.

[0036] Способы и системы, включенные в настоящий документ, могут быть осуществлены во время любого одного или более этапов способа 30 изготовления и обслуживания летательного аппарата. Например, компоненты или части узлов, соответствующие изготовлению 36 компонентов и частей узлов, могут быть изготовлены или произведены по способу, аналогичному способу изготовления компонентов или частей узлов, изготовленных при обслуживании летательного аппарата 50. Кроме того, один или более вариантов осуществления устройств, вариантов осуществления способов, или их комбинации, могут быть использованы во время изготовления 36 компонентов и сборок узлов и системной интеграции 38, например, по существу значительно ускоряя сборку или снижая стоимость летательного аппарата 50. Аналогично этому один или более вариантов осуществления устройств, вариантов осуществления способов, или их комбинации, могут быть использованы при обслуживании летательного аппарата 50, например, и без ограничения, для технического обслуживания и заправки 44.

[0037] На Фиг. 4А показано сечение в виде сверху аэродинамической поверхности 14, т.е. в виде известной аэродинамической поверхности 14с, имеющей искривленные лонжероны 66. Как это показано на Фиг. 4А, известная аэродинамическая поверхность 14с может быть в виде крыла 18b самолета с искривленными лонжеронами 66, которые продолжаются от фюзеляжа 12 к оконечному участку 22 крыла, при этом область 28 топливной емкости имеет форму топливного бака 28а, и несколько нервюр 90 присоединены перпендикулярно и между искривленными лонжеронами 66. На Фиг. 4А показан передний искривленный лонжерон 66а с дискретным изгибом 68а и контур 70а искривленного лонжерона. На Фиг. 4А дополнительно показан задний искривленный лонжерон 66b с дискретными изгибами 68b, 68с и контуром 70b искривленного лонжерона. Используемый в настоящем документе термин "дискретный изгиб" означает отдельную область вдоль длины искривленного лонжерона 66 (см. Фиг. 4А), в которой имеет место резкое изменение угла и направления вдоль плоскости лонжерона. На Фиг. 4 В показаны осевые направления 80 для осей х, y и z трехмерной системы координат, относящиеся к контуру 70а искривленного лонжерона 66а и контуру 70b искривленного лонжерона 66b по Фиг. 4А. Осевые направления 80 включают продольное направление 80а по оси х, поперечное направление 80b по оси y и вертикальное направление 80с по оси z. Направление по оси z проходит через крыло 18b летательного аппарата, и на Фиг. 4В показана только точка оси z, а не ось z сама по себе.

[0038] На Фиг. 5А показано сечение в виде сверху варианта осуществления аэродинамической поверхности 14, т.е. в виде аэродинамической поверхности 14а (см. также Фиг. 1) по настоящему изобретению, показывающее плавно изогнутые лонжероны 26. Как дополнительно показано на Фиг. 5А, аэродинамическая поверхность 14а предпочтительно включает крыло 18 летательного аппарата, т.е. она выполнена в виде крыла 18а летательного аппарата. Аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 1, 5А, 6А, 7А) включает одну или более областей 28 топливных емкостей (см. Фиг. 1, 5А, 6А, 7А), расположенных внутри аэродинамической поверхности 14. Одна или более областей 28 топливных емкостей предпочтительно содержит топливный бак 28а (см. Фиг. 1, 5А), топливный отсек (см. Фиг. 1), или другую подходящую область 28 топливной емкости или структуру. Как это показано на Фиг. 5А, область 28 топливной емкости, выполненная, например, в виде топливного бака 28а, предпочтительно обладает границами 29а, 29b, 29с, 29d топливной емкости, которые образуют периметр области 28 топливной емкости. Хотя область 28 топливной емкости, показанная на Фиг. 5А, имеет четыре стороны, и она в основном имеет прямоугольную конфигурацию, но нужно понимать, что область топливной емкости может быть сформирована с другой подходящей конфигурацией.

[0039] Как это показано на Фиг. 5А, аэродинамическая поверхность 14, выполненная, например, в виде аэродинамической поверхности 14а, дополнительно содержит один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 1). Как это показано на Фиг. 5А, каждый плавно изогнутый лонжерон 26 имеет первый конец 72а, второй конец 72b, и удлиненную основную часть 74 между ними. Как это показано на Фиг. 5А, было бы предпочтительно, чтобы каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 включал бы один из переднего плавно изогнутого лонжерона 26а, заднего плавно изогнутого лонжерона 26b или промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с. Передний плавно изогнутый лонжерон 26а предпочтительно расположен продольно вдоль передней кромки 20а (см. Фиг. 1) аэродинамической поверхности 14а (см. Фиг. 1). Задний плавно изогнутый лонжерон 26b предпочтительно расположен продольно вдоль задней кромки 20b (см. Фиг. 1) аэродинамической поверхности 14а (см. Фиг. 1). Промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с предпочтительно расположен продольно между передним плавно изогнутым лонжероном 26а и задним плавно изогнутым лонжероном 26b. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно обеспечивают прочность аэродинамической поверхности 14 и могут выдерживать осевые силы и изгибающие моменты.

[0040] Как это дополнительно показано на Фиг. 5А, первый конец 72а каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно предназначен для присоединения к секции 12а фюзеляжа воздушного транспортного средства 10 (см. Фиг. 1), такого как летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1). Плавно изогнутые лонжероны 26 (см. Фиг. 1, 5А) могут быть присоединены к секциям 12а (см. Фиг. 1) фюзеляжа 12 (см. Фиг. 1) воздушного транспортного средства 10 (см. Фиг. 1), например, такого как летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1) и/или могут быть присоединены к соответствующей аэродинамической поверхности 14, такой как крыло 18 летательного аппарата, расположенной на другой стороне летательного аппарата 11 посредством соединительной системы (не показана). Такая соединительная система может проходить по существу вдоль центральной линии 17 (см. Фиг. 1) фюзеляжа 12 (см. Фиг. 1) летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1). В других вариантах осуществления плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к другим подходящим структурам воздушного транспортного средства 10, такого как летательный аппарат 11.

[0041] Плавно изогнутые лонжероны 26 (см. Фиг. 5А) предпочтительно продолжаются от фюзеляжа 12 (см. Фиг. 5А) в продольном направлении 77 (см. Фиг. 1, 5А), от корневого участка 23 (см. Фиг. 1) аэродинамической поверхности 14а к оконечному участку 22 (см. Фиг. 1) аэродинамической поверхности 14а, или, например, от внутренней стороны к наружной стороне летательного воздушного транспортного средства 10 (см. Фиг. 1), такого как летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1). Как это показано на Фиг. 5А, второй конец 72b каждого из плавно изогнутых лонжеронов 26 продолжается к оконечному участку 22 и/или ближе к оконечному участку 22. В варианте осуществления, показанном на Фиг. 5А, плавно изогнутый передний лонжерон 26а и задний плавно изогнутый лонжерон 26b расположены ближе к оконечному участку 22, чем промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с, который может обладать вторым концом 72b, оканчивающимся около внутреннего участка 86 (см. также Фиг. 6А) области 28 топливной емкости. Однако второй конец 72b промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с может оканчиваться дальше или ближе в пределах области 28 топливной емкости.

[0042] Предпочтительно, как это показано на Фиг. 5А, передний плавно изогнутый лонжерон 26а и задний плавно изогнутый лонжерон 26b продолжаются в продольном направлении 77 и через наливную секцию 102 (см. также Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14, содержащий область 28 топливной емкости, и через сухую секцию 104 (см. также Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 7А), не содержащий области 28 топливной емкости. Используемое в настоящем документе выражение "наливная секция" означает барьерную область, заполненную топливом, и "сухая секция" означает область, в которой топливо не содержится.

[0043] Как это показано на Фиг. 5А, по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 дополнительно содержит цельную конструкцию 88 и один или более плавных изгибов 76 вдоль плавно изогнутого лонжерона 26. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 76 могут продолжаться по меньшей мере в одном осевом направлении 80 (см. Фиг. 5В). Было бы предпочтительно, чтобы осевое направление 80 плавного изгиба 76 включало бы одно или более продольное направление 80а по оси x (см. Фиг. 5В), поперечное направление 80b по оси у (см. Фиг. 5 В) и вертикальное направление 80с по оси z (см. Фиг. 5В). Как это дополнительно показано на Фиг. 5А, передний плавно изогнутый лонжерон 26а обладает плавным изгибом 76 и контуром 78а изогнутого лонжерона, задний плавно изогнутый лонжерон 26b обладает плавным изгибом 76 и контуром 78b изогнутого лонжерона, и промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с обладает плавным изгибом 76 и контуром 78с изогнутого лонжерона.

[0044] На Фиг. 5А показан один вариант осуществления аэродинамической поверхности 14а с тремя плавно изогнутыми лонжеронами 26. Как это показано на Фиг. 5А, контур 78а изогнутого лонжерона переднего плавно изогнутого лонжерона 26а сравнивается с контуром 70а искривленного лонжерона (показан штриховой линией) переднего искривленного лонжерона 66а (см. Фиг. 4А), а контур 78b лонжерона с изгибом заднего плавно изогнутого лонжерона 26b сравнивается с контуром 70b искривленного лонжерона (показан штриховыми линиями) для переднего искривленного лонжерона 66b (см. Фиг. 4А). Как это показано на Фиг. 5А, контуры 78а, 78b изогнутых лонжеронов образуют более широкие изгибы вдоль границ 29b, 29d топливных емкостей, чем контуры 70а, 70b искривленных лонжеронов, и в этом варианте осуществления аэродинамической поверхности 14а объем области 28 топливной емкости, например, в виде топливного бака 28а, может быть увеличен по сравнению с областью топливной емкости (см. Фиг. 4А) известной аэродинамической поверхности 14с с искривленными лонжеронами 66, показанной на Фиг. 4А.

[0045] Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно включают композитные лонжероны 27 (см. Фиг. 5А, 6А). Каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно содержит цельную композитную структуру 27а (см. Фиг. 7А).

[0046] В различных предпочтительных вариантах осуществления изобретения учитывается и принято во внимание большое число соображений. Например, в различных предпочтительных вариантах осуществления изобретения учитывается тот факт, что аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 1), выполненная, например, в виде крыла 18 летательного аппарата (см. Фиг. 1), может содержать один плавно изогнутый лонжерон 26 (см. Фиг. 1) отдельно или в комбинации с другими лонжеронами, не обладающими плавным изгибом 76 (см. Фиг. 5А), может содержать несколько плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А) или может содержать лонжеронный кессон 106 крыла (см. Фиг. 7А) с одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26. Все эти варианты осуществления предпочтительно изготовлены, по меньшей мере частично, из композитных материалов.

[0047] В одном варианте осуществления изобретения один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А) содержат участок 82а, 82b (см. Фиг. 5А, 6А), образующий несущую стенку 84а, 84b (см. Фиг. 6А, 7А) по меньшей мере одной из одной или более областей 28 топливных емкостей (см. Фиг. 5А, 6А, 7А). Например, как это показано на Фиг. 5А, участок 82а (см. также Фиг. 6А) переднего плавно изогнутого лонжерона 26а предпочтительно образует несущую стенку 84а (см. Фиг. 6А, 7А) области 28 топливной емкости (см. Фиг. 6А, 7А) вдоль границы 29d топливной (см. также Фиг. 6А, 7А). Так же, как это показано на Фиг. 5А, участок 82b (см. также Фиг. 6А) заднего плавно изогнутого лонжерона 26b предпочтительно образует несущую стенку 84b (см. Фиг. 6А, 7А) области 28 топливной емкости (см. Фиг. 6А, 7А) вдоль границы 29b топливной емкости (см. также Фиг. 6А, 7А). Предпочтительно участки 82а, 82b являются внутренними участками 85 (см. Фиг. 7А) переднего плавно изогнутого лонжерона 26а (см. Фиг. 5А) и заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 5А).

[0048] В других вариантах осуществления один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А, 6А) могут быть расположены внутри одной или более областей 28 топливной емкости (см. Фиг. 5А, 6А). Как это показано на Фиг. 5А, промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с расположен около внутреннего участка 86 области 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а.

[0049] Аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А) дополнительно содержит множество нервюр 90 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А), присоединенных по существу перпендикулярно и между одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26. Множество нервюр 90 предпочтительно пересекаются с плавно изогнутыми лонжеронами 26. Множество нервюр 90 могут быть сформированы из композитного материала, металлического материала, или другого подходящего для изготовления нервюр материала. Множество нервюр 90 предпочтительно стабилизируют и обеспечивают опору плавно изогнутым лонжеронам 26 (см. Фиг. 5А), и отделяют одну или более областей 28 топливных емкостей (см. Фиг. 5А) внутри аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 5А).

[0050] Аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 7А) дополнительно содержит верхнюю усиленную панель 92а (см. Фиг. 7А) и нижнюю усиленную панель 92b (см. Фиг. 7А). Верхняя и нижняя усиленные панели 92а, 92b покрывают или проложены слоями с одной или более областями 28 топливных емкостей, одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26, и с множеством нервюр 90 между верхней и нижней усиленными панелями 92а, 92b. Верхняя и нижняя усиленные панели 92а, 92b предпочтительно сформированы из композитного материала, но также могут быть сформированы из другого подходящего материала. Множество нервюр 90 могут передавать нагрузку среди плавно изогнутых лонжеронов 26, и верхней и нижней усиленными панелями 92а, 92b.

[0051] Предпочтительно, чтобы один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А, 6А) не имели бы дискретные изломы 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), и были бы изогнуты плавно. Используемый в настоящем документе термин "плавно изогнутый лонжерон" включает лонжерон с одним или более по существу прямыми участками, соединенными одним или более плавно изогнутыми участками, т.е. плавными изгибами, а также включает лонжерон с одним плавным изгибом с постоянным неменяющимся радиусом. Используемый в настоящем документе термин "плавно изогнут" и "плавный изгиб" означает изгиб без изломов, разрывов, резких изменений в направлении, или изменений углов, и/или в котором все изгибы или изогнутые участки присоединены по существу к прямым участкам, расположенным по касательной линии к изгибам или изогнутым участкам. Эта плавно изогнутая конструкция может давать улучшенное распределение нагрузок по множествам нервюр 90, и по верхней и нижней усиленным панелям 92а, 92b, по сравнению с распределение нагрузок существующих или известных искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А), которые дают концентрацию нагрузок в области дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А). Кроме того, плавно изогнутые верхняя и нижняя усиленные панели 92а, 92b могут быть легче, поскольку цельный плавно изогнутый лонжерон 26, вместо изгиба назад за счет дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), может быть изогнут назад с постоянным большим радиусом, т.е. радиус лонжеронного сегмента обладает размером от 4000 до 5000 дюймов.

[0052] На Фиг. 5В показаны осевые сечения 80 для осей x, у и z трехмерной системы координат, связанной с плавным изгибом 76 контуров 78а, 78b, 78с плавно изогнутых лонжеронов, переднего плавно изогнутого лонжерона 26а, заднего плавно изогнутого лонжерона 26b и промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с, соответственно, по Фиг. 5А. Осевые сечения 80 включают продольное направление 80а по оси x, поперечное направление 80b по оси y и вертикальное направление 80с по оси z. Вертикальное направление 80с по оси z проходит через крыло 18а летательного аппарата, и на Фиг. 5В показана только точка вертикального направления 80с по оси z, а не сама ось z. Продольное направление 80а по оси x (т.е. продольная ось) по существу является осью, продолжающейся через фюзеляж 12 (см. Фиг. 1) воздушного транспортного средства 10 (см. Фиг. 1) от хвостового оперения 16 (см. Фиг. 1) до носовой части 13 (см. Фиг. 1) обычного направления полета. Поперечное направление 80b по оси у (т.е. поперечная ось или ось тангажа) по существу представляет собой ось, параллельную крыльям 18 (см. Фиг. 1) воздушного транспортного средства 10 (см. Фиг. 1). Вертикальное направление 80с по оси z (т.е. ось рыскания) по существу представляет собой ось, продолжающуюся перпендикулярно продольному направлению 80а по оси x и поперечному направлению 80b по оси у.

[0053] На Фиг. 6А показан вид сверху в сечении другого варианта осуществления аэродинамической поверхности 14, например, в виде аэродинамической поверхности 14d, по настоящему изобретению, показывающий плавно изогнутые лонжероны 26, формирующие область 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а, с уменьшенным объемом по сравнению с областью 28 топливной емкости с искривленными лонжеронами 66 по Фиг. 4А. Аэродинамическая поверхность 14d предпочтительно имеет форму крыла 18 летательного аппарата, например, крыла 18 с летательного аппарата. Как показано на Фиг. 6А, аэродинамическая поверхность 14d, например, в виде крыла 18с летательного аппарата, содержит одну или более областей 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а, расположенной внутри аэродинамической поверхности 14d, причем область 28 топливной емкости имеет границы 29а, 29b, 29с, 29d топливной емкости.

[0054] Как дополнительно показано на Фиг. 6А, аэродинамическая поверхность 14d, например, в виде крыла 18с летательного аппарата, дополнительно содержит один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, каждый имеет первый конец 72а и второй конец 72b, и они включают один из переднего плавно изогнутого лонжерона 26а, заднего плавно изогнутого лонжерона 26b или промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с. Как дополнительно показано на Фиг. 6А, плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к секции 12а фюзеляжа 12 и продолжаться от фюзеляжа 12 в продольном направлении 77 к оконечному участку 22. Для варианта осуществления, показанного на Фиг. 6А, передний плавно изогнутый лонжерон 26а и задний лонжерон 26b расположены ближе к оконечному участку 22, чем промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с, который может обладать вторым концом 72b, оканчивающимся около внутреннего участка 86 области 28 топливной емкости. Предпочтительно передний плавно изогнутый лонжерон 26а и задний плавно изогнутый лонжерон 26b продолжаются в продольном направлении 77 через и наливную секцию 102 (см. Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14, содержащий область 28 топливной емкости, и через сухую секцию 104 (см. Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 7А), не содержащий области 28 топливной емкости.

[0055] В альтернативном варианте плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к соответствующей аэродинамической поверхности 14, например, в виде крыла 18 летательного аппарата, расположенной на другой стороне летательного аппарата 11, посредством соединительной системы (не показана). Такая соединительная система может проходить по существу вдоль центральной линии 17 (см. Фиг. 1) фюзеляжа 12 (см. Фиг. 1) летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1). В других вариантах осуществления плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к другим подходящим структурам воздушного транспортного средства 10, такого как летательный аппарат 11.

[0056] Как показано на Фиг. 6А, по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 дополнительно содержит цельную конструкцию 88 (см. Фиг. 7А) и один или более плавных изгибов 76 вдоль плавно изогнутого лонжерона 76. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 76 могут продолжаться по меньшей мере в одном осевом направлении 80 (см. Фиг. 6В). Предпочтительно осевое направление 80 плавного изгиба 76 включает одно или более из продольного направления 80а по оси x (см. Фиг. 6В), поперечного направления 80b по оси y (см. Фиг. 6В) и вертикального направления 80с по оси z (см. Фиг. 6В). Как дополнительно показано на Фиг. 6А, передний плавно изогнутый лонжерон 26а имеет плавный изгиб 76 и контур 78а лонжерона с изгибом, задний плавно изогнутый лонжерон 26b имеет плавный изгиб 76 и контур 78b лонжерона с изгибом, и промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с имеет плавный изгиб 76 и контур 78с лонжерона с изгибом.

[0057] На Фиг. 6А показан другой вариант осуществления аэродинамической поверхности 14d, например, в виде крыла 18с летательного аппарата, который содержит три (3) плавно изогнутых лонжерона 26. Как показано на Фиг. 6А, контур 78а лонжерона с изгибом переднего плавно изогнутого лонжерона 26а сравнивается с контуром 70а лонжерона с изломом (показан штриховыми линиями) переднего искривленного лонжерона 66а (см. Фиг. 4А), и контур 78b лонжерона с изгибом заднего лонжерона 26b с изгибом сравнивается с контуром 70b лонжерона с изломом (показан штриховыми линиями) переднего искривленного лонжерона 66b (см. Фиг. 4А). Как показано на Фиг. 6А, контуры лонжеронов 78а, 78b с изгибом образуют более узкие изгибы вдоль границ 29b, 29d топливных емкостей, чем контуры 70а, 70b лонжеронов с изломом, и при этом варианте осуществления аэродинамической поверхности 14d объем области 28 топливной емкости, например, в виде топливного бака 28а, может быть уменьшен по сравнению с областью 28 топливной емкости (см. Фиг. 4А) известной аэродинамической поверхности 14с (см. Фиг. 4А).

[0058] Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно включают композитные плавно изогнутые лонжероны 27 (см. Фиг. 6А). Каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно содержат цельную композитную структуру 27а (см. Фиг. 7А).

[0059] В одном варианте осуществления, как показано на Фиг. 6А, один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 содержат участок 82а, 82b, формирующий несущую стенку 84а, 84b по меньшей мере одной из одной или более областей 28 топливной емкости. Например, как показано на Фиг. 6А, участок 82а переднего лонжерона 26а с изгибом предпочтительно формирует несущую стенку 84а области 28 топливной емкости вдоль границы 29d топливной емкости. Кроме того, как показано на Фиг. 6А, участок 82b заднего плавно изогнутого лонжерона 26b предпочтительно формирует несущую стенку 84b области 28 топливной емкости вдоль границы 29b топливной емкости. Предпочтительно участки 82а, 82b являются внутренними участками 85 (см. Фиг. 7А) переднего плавно изогнутого лонжерона 26а (см. также Фиг. 7А) и заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. также Фиг. 7А).

[0060] В других вариантах осуществления один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А, 6А) могут быть расположены внутри одной или более областей 28 топливной емкости (см. Фиг. 5А, 6А). Как показано на Фиг. 5А, промежуточный плавно изогнутый лонжерон 26с расположен около внутреннего участка 86 области 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а.

[0061] Как показано на Фиг. 6А, аэродинамическая поверхность 14 дополнительно содержит множество нервюр 90, подробно описанных выше, присоединенных по существу перпендикулярно и между одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26. Аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 6А) дополнительно содержит верхнюю усиленную панель 92а (см. Фиг. 7А) и нижнюю усиленную панель 92b (см. Фиг. 7А), описанные подробно выше. Предпочтительно один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 6А) не обладают дискретными изломами 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А) или изгибами, но они изогнуты плавно. Это может привести к улучшенному распределению нагрузок на несколько нервюр 90 и верхнюю и нижнюю усиленные панели 92а, 92b по сравнению с распределением нагрузок существующих или известных искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А), в которых нагрузка сконцентрирована у дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А).

[0062] На Фиг. 6В показаны осевые сечения 80 для осей x, y и z трехмерной системы координат, связанной с плавным изгибом 76 контуров 78а, 78b, 78с лонжеронов с изгибом переднего плавно изогнутого лонжерона 26а, заднего плавно изогнутого лонжерона 26b и промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с, соответственно, по Фиг. 6А. Осевые сечения 80 включают продольное направление 80а по оси x, поперечное направление 80b по оси у и вертикальное направление 80с по оси z. Вертикальное направление 80с по оси z проходит через крыло 18b летательного аппарата, и на Фиг. 6В показана только точка оси z, а не сама ось z.

[0063] На Фиг. 7А показан вид справа в перспективе варианта осуществления аэродинамической поверхности 14, например в виде крыла 18 летательного аппарата, по настоящему изобретению, показывающий плавно изогнутые лонжероны 26, формирующие лонжеронный кессон 106 крыла с областью 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а. На Фиг. 7А показано сечение 15 аэродинамической поверхности 14, а также передняя кромка 20а, кромка 20b схода и оконечный участок 22 аэродинамической поверхности 14. Как показано на Фиг. 7А, аэродинамическая поверхность 14, например в виде крыла 18 летательного аппарата, содержит одну или более областей 28 топливной емкости, такой как топливный бак 28а, расположенных внутри аэродинамической поверхности 14, в которой область 28 топливной емкости имеет границы 29а, 29b, 29с, 29d топливной емкости.

[0064] Как дополнительно показано на Фиг. 7А, аэродинамическая поверхность 14 включает два плавно изогнутых лонжерона 26 в виде переднего плавно изогнутого лонжерона 26а и заднего плавно изогнутого лонжерона 26b, каждый из которых имеет первый конец 72а и второй конец 72b. Как дополнительно показано на Фиг. 7А, предпочтительно передний плавно изогнутый лонжерон 26а и задний плавно изогнутый лонжерон 26b продолжаются в продольном направлении 77 (см. Фиг. 1) и через наливную секцию 102 аэродинамической поверхности 14, содержащий область 28 топливной емкости, и через сухую секцию 104 аэродинамической поверхности 14, не содержащий области 28 топливной емкости. В альтернативном варианте плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к соответствующей аэродинамической поверхности 14, такой как крыло 18 летательного аппарата, расположенной на другой стороне летательного аппарата 11, посредством соединительной системы (не показана). Такая соединительная система может проходить по существу вдоль центральной линии 17 (см. Фиг. 1) фюзеляжа 12 (см. Фиг. 1) летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1). В других вариантах осуществления плавно изогнутые лонжероны 26 могут быть присоединены к другим подходящим структурам воздушного транспортного средства 10, такого как летательный аппарат 11.

[0065] Как показано на Фиг. 7А, по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 содержит цельную конструкцию 88. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно включают композитные плавно изогнутые лонжероны 27 (см. Фиг. 5А). Каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 предпочтительно содержит цельную композитную структуру 27а (см. Фиг. 7А). По меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 дополнительно имеет один или более плавных изгибов 76 (см. Фиг. 5А, 6А) вдоль плавно изогнутого лонжерона 26. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 могут продолжаться по меньшей мере в одном осевом направлении 80 (см. Фиг. 5В, 6В). Предпочтительно осевое направление 80 плавного изгиба 76 включает одно или более из продольного направления 80а по оси x (см. Фиг. 5В, 6В), поперечного направления 80b по оси y (см. Фиг. 5В, 6В) и вертикального направления 80с по оси z (см. Фиг. 5В, 6В).

[0066] Каждый из плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7А) содержит участок 82а (см. Фиг. 7А), 82b (см. Фиг. 6А), формирующий несущую стенку 84а, 84b (см. Фиг. 7А) по меньшей мере одной из одной или более областей 28 топливных емкостей. Например, как показано на Фиг. 7А, участок 82а переднего лонжерона 26а с плавным изгибов предпочтительно формирует несущую стенку 84а области 28 топливной емкости вдоль границы 29d топливной емкости. Предпочтительно участок 82а является внутренним участком 85 (см. Фиг. 7А) переднего плавно изогнутого лонжерона 26а (см. также Фиг. 7А). Кроме того, участок 82b (см. Фиг. 6А) заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 7А) предпочтительно формирует несущую стенку 84b (см. Фиг. 7А) области 28 топливной емкости (см. Фиг. 7А) вдоль границы 29b топливной емкости (см. Фиг. 7А). Предпочтительно участок 82b (см. Фиг. 6А) является внутренним участком 85 (не показан) заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 7А).

[0067] Как показано на Фиг. 7А, аэродинамическая поверхность 14, например в виде крыла 18 летательного аппарата с лонжеронным кессоном 106 крыла, содержит множество нервюр 90, присоединенных по существу перпендикулярно и между одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26. Как это показано на Фиг. 7А, аэродинамическая поверхность 14 дополнительно содержит верхнюю усиленную панель 92а и нижнюю усиленную панель 92b, между которыми проложен лонжеронный кессон 106 крыла. Верхняя и нижняя усиленные панели 92а, 92b закрывают одну или более областей 28 топливных емкостей, один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 и множество нервюр 90. Было бы предпочтительно, чтобы один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7А) не имел бы дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А) или изгибов, но были бы изогнуты плавно. Это может дать улучшенное распределение нагрузок по множествам нервюр 90, и верхней и нижней усиленным панелям 92а, 92b по сравнению с распределением нагрузок существующих или известных искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А), в которых нагрузка сконцентрирована у дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А).

[0068] На Фиг. 7В показано сечение вдоль линий 7В-7В по Фиг. 7А, в увеличенном масштабе. Как это показано на Фиг. 7В, один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 могут содержать С-образный канальный лонжерон 94с С-образным сечением 96. Как показано на Фиг. 7В, С-образный канальный лонжерон 94 содержит участок 98 вертикальной стенки лонжерона, расположенный между верхним креплением 100а к вертикальной стенке лонжерона и нижним креплением 100b к вертикальной стенке лонжерона. Верхнее крепление 100а к вертикальной стенке лонжерона предназначено для крепления или присоединения к верхней усиленной панели 92а (см. Фиг. 7А), и нижнее крепление 100b к вертикальной стенке лонжерона предназначено для крепления или присоединения к нижней усиленной панели 92b (см. Фиг. 7А). С-образное сечение 96 может меняться вдоль длины плавно изогнутого лонжерона 26 (см. Фиг. 7В), например, в виде заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 7В).

[0069] На Фиг. 7С показан в увеличенном виде круг 7С по Фиг. 7 В. На Фиг. 7С частично показан участок 98 вертикальной стенки лонжерона, формирующий нижнее крепление 100b к вертикальной стенке лонжерона. На Фиг. 7С показан С-образный канальный лонжерон 94 (см. Фиг. 7В) с цельной конструкцией 88 по всему сечению.

[0070] В другом варианте осуществления настоящего изобретения предлагается летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1). Летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1) содержит фюзеляж 12 (см. Фиг. 1). Как показано на Фиг. 1, летательный аппарат 11 дополнительно содержит две или более аэродинамических поверхности 14, выполненные, например, в виде аэродинамических поверхностей 14а и/или аэродинамических поверхностей 14b, присоединенных к фюзеляжу 12, и продолжающихся в продольном направлении 77 (см. Фиг. 1) от фюзеляжа 12. Как это показано на Фиг. 1, каждая аэродинамическая поверхность 14 содержит одну или более областей 28 топливных емкостей, расположенных внутри аэродинамической поверхности 14. Как это дополнительно показано на Фиг. 1, каждая аэродинамическая поверхность 14 дополнительно содержит один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, продолжающихся в продольном направлении 77 от корневого участка 23 аэродинамической поверхности 14 к оконечному участку 22 аэродинамической поверхности 14. По меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 (см. Фиг. 1, 7А) содержит цельную конструкцию 88 (см. Фиг. 7А) и имеет один или более плавных изгибов 76 (см. Фиг. 5А) вдоль плавно изогнутого лонжерона 26. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 могут продолжаться по меньшей мере в одном осевом направлении 80 (см. Фиг. 5В). Осевое направление 80 включает одно или более из продольного направления 80а по оси x (см. Фиг. 5В), поперечного направления 80b по оси у (см. Фиг. 5В) и вертикального направления 80с по оси z (см. Фиг. 5В).

[0071] Каждый плавно изогнутый лонжерон 26 (см. Фиг. 6А) дополнительно содержит либо участок 82а, 82b (см. Фиг. 6А), формирующий несущую стенку 84а, 84b (см. Фиг. 6А) по меньшей мере одной из одной или более областей 28 топливных емкостей (см. Фиг. 6А), либо является внутренним по отношению к одной или более областям 28 топливных емкостей (см. Фиг. 6А). Каждая аэродинамическая поверхность 14 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А) дополнительно содержит множество нервюр 90 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А), присоединенных по существу перпендикулярно и между одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А). Каждая аэродинамическая поверхность 14 дополнительно содержит верхнюю и нижнюю усиленные панели 92а, 92b (см. Фиг. 7А), закрывающие одну или более областей 28 топливных емкостей (см. Фиг. 7А), один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7 А), и множество нервюр 90 (см. Фиг. 7А).

[0072] Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7А) содержат цельную композитную структуру 27а (см. Фиг. 7А), и аэродинамические поверхности 14 (см. Фиг. 1) содержат два или более крыльев 18 летательного аппарата, предпочтительно композитных крыльев летательного аппарата, и горизонтальные стабилизаторы 16а (см. Фиг. 1), предпочтительно композитные горизонтальные стабилизаторы летательного аппарата. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 не имеют дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), что приводит к улучшенному распределению нагрузок по нескольким нервюрам 90 (см. Фиг. 7А) и верхней и нижней усиленным панелям 92а, 92b (см. Фиг. 7А) по сравнению с распределением нагрузок известных искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А), в которых нагрузки сконцентрированы у дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А).

[0073] В другом варианте осуществления настоящего изобретения предлагается способ 200 (см. Фиг. 8) изготовления летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1). На Фиг. 8 приведена блок-схема примера варианта осуществления способа 200 по настоящему изобретению. Как показано на Фиг. 8, способ 200 включает этап 202 формирования и отверждения одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А), выполненных предпочтительно в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А, 6А). По меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон 26 (см. Фиг. 5А), выполненный, например, в виде композитного плавно изогнутого лонжерона 27 (см. Фиг. 5А), имеет цельную конструкцию 88 (см. Фиг. 7А) и один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона 26 (см. Фиг. 5А). Один или более плавно изогнутых лонжеронов, выполненных, например, в виде композитного плавно изогнутого лонжерона 27 (см. Фиг. 5А), могут продолжаться по меньшей мере в одном осевом направлении 80 (см. Фиг. 5В). Этап 202 формирования предпочтительно включает формирование и отверждение одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А), например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), с одним или более плавными изгибами 76 (см. Фиг. 5А) вдоль композитного плавно изогнутого лонжерона 27. Один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А), например, в виде композитного плавно изогнутого лонжерона 27 (см. Фиг. 5А), могут продолжаться в одном или более из продольного направления 80а по оси x (см. Фиг. 5В), поперечного направления 80b по оси у (см. Фиг. 5В) и вертикального направления 80с по оси z (см. Фиг. 5В). Этап 202 формирования предпочтительно включает формирование и отверждение одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А), например, в виде композитных лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), без дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), как показанные для известных искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А).

[0074] Как это показано на Фиг. 8, способ 200 дополнительно включает этап 204 присоединения первого конца 72b (см. Фиг. 5А) каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А), выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), к секции 12а фюзеляжа (см. Фиг. 1, 5А) летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1), и продление каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26, выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), от секции 12а фюзеляжа (см. Фиг. 1, 5А) и предпочтительно в продольном направлении 77 (см. Фиг. 1).

[0075] Как это показано на Фиг. 8, способ 200 дополнительно включает этап 206 позиционирования участка 82а, 82b (см. Фиг. 5А, 6А), такого как внутренний участок 85, одного или более из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26, выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), например, переднего плавно изогнутого лонжерона 26а (см. Фиг. 5А) и заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 5А), для формирования несущей стенки 84а, 84b (см. Фиг. 6А, 7А) области 28 топливной емкости (см. Фиг. 6А, 7А). Было бы предпочтительно, чтобы участок 82а, 82b являлся бы внутренним участком 85 (см. Фиг. 7А) переднего плавно изогнутого лонжерона 26а (см. Фиг. 5А) и заднего плавно изогнутого лонжерона 26b (см. Фиг. 5А). Этап 206 позиционирования дополнительно предусматривает позиционирование участка 82а, 82b (см. Фиг. 5А, 6А) одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26, например, в виде композитного плавно изогнутого лонжерона 27 (см. Фиг. 5А), чтобы сформировать несущую стенку 84а, 84b (см. Фиг. 6А, 7А) топливного бака 28а (см. Фиг. 1) или топливного отсека 28b (см. Фиг. 1).

[0076] Как это показано на Фиг. 8, способ 200 дополнительно включает этап 208 присоединения множества нервюр 90 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А) по существу перпендикулярно и между одним или более плавно изогнутыми лонжеронами 26 (см. Фиг. 5А, 6А, 7А), выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А). Как это показано на Фиг. 8, способ 200 дополнительно включает этап 210 прокладывания каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7А), выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), множества нервюр 90 (см. Фиг. 7А) и области 28 топливной емкости (см. Фиг. 7А) между верхней усиленной панелью 92а (см. Фиг. 7А) и нижней усиленной панелью 92b (см. Фиг. 7А) для формирования аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 7А) летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1).

[0077] Как это показано на Фиг. 8, способ 200 может дополнительно включать необязательный этап 212 позиционирования одного или более плавно изогнутых лонжеронов 26, выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), например, промежуточного плавно изогнутого лонжерона 26с (см. Фиг. 5А, 6А), внутри области 28 топливной емкости (см. Фиг. 5А, 6А). Способ 200 может дополнительно включать формирование наливной секции 102 (см. Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 7А) и формирование сухой секции 104 (см. Фиг. 7А) аэродинамической поверхности 14 (см. Фиг. 7А), в котором один или более плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 7А), выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), продолжаются через наливную секцию 102 аэродинамической поверхности 14 и через сухую секцию 104 аэродинамической поверхности 14.

[0078] Как очевидно для специалистов в данной области техники, введение одного или более новых плавно изогнутых лонжеронов 26 (см. Фиг. 5А), выполненных, например, в виде композитных плавно изогнутых лонжеронов 27 (см. Фиг. 5А), в аэродинамическую поверхность 14 (см. Фиг. 1), такую как крыло 18 летательного аппарата (см. Фиг. 1), и, в свою очередь, в воздушное транспортное средство 10 (см. Фиг. 1), такое как летательный аппарат 11 (см. Фиг. 1), дает большое число существенных преимуществ. Описанные варианты осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, аэродинамической поверхности 14, содержащей один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, и способа 200 (см. Фиг. 8) изготовления летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1) с двумя или более аэродинамическими поверхностями 14, содержащими один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, обеспечивают конструкцию, в которой устранена необходимость дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), таких как в искривленных лонжеронах 66 (см. Фиг. 4А), что позволяет сократить время, уменьшить сложность, количество деталей и затраты физического труда, требуемые для изготовления плавно изогнутых лонжеронов 26, и летательного аппарата 11 и аэродинамической поверхности 14, содержащей один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, что позволяет, в свою очередь, сократить общие затраты на изготовление по сравнению с затратами на изготовление искривленных лонжеронов 66 (см. Фиг. 4А) и структур, содержащих такие искривленные лонжероны 66.

[0079] Кроме этого, описанные варианты осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, аэродинамическая поверхность 14, содержащая один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, и способ 200 (см. Фиг. 8) изготовления летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1) с двумя или более аэродинамическими поверхностями 14, содержащими один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, обеспечивают плавно изогнутые лонжероны 26 с цельной конструкцией 88 (см. Фиг. 7А), которые могут быть изготовлены в виде единой структуры, устраняя, таким образом, или минимизируя использование дополнительных механических крепежных деталей, зажимов или фиксаторов для соединения или помощи в соединении любого числа деталей вместе, что может сократить время, уменьшить сложность, количество деталей и затраты физического труда, требуемые при использовании таких дополнительных крепежных деталей, зажимов или фиксаторов, что, в свою очередь, может сократить общие затраты на изготовление. Кроме этого, путем устранения или минимизации установки и использования таких дополнительных механических крепежных деталей, зажимов или фиксаторов, включая такие, которые нельзя удалить после сборки, можно снизить массу крыльев, и, в свою очередь, общую массу летательного аппарата, что, в свою очередь, дает снижение требования к топливу для заданного полетного задания. Это сниженное требование к топливу, в свою очередь, дает снижение затрат на топливо. Кроме того, путем устранения или минимизации установки и использования дополнительных механических крепежных деталей, таких как металлические крепежные детали, которые могут быть видны через верхнюю и нижнюю усиленные панели 92а, 92b (см. Фиг. 7А), можно снизить риск разряда молнии в крыло летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1). Одиночная структура с цельной конструкцией 88 (см. Фиг. 7А), если она изготовлена эффективно, таким образом, может привести к снижению массы крыла и сокращению затрат.

[0080] Кроме того, описанные варианты осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, аэродинамической поверхности 14, содержащей один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, и способа 200 (см. Фиг. 8) изготовления летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1) с двумя или более аэродинамическими поверхностями 14, содержащими один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, обеспечивает конструкцию с плавным изгибом, в которой участок плавно изогнутого лонжерона 26 формирует участок или стенку области 28 топливной емкости (см. Фиг. 5А), и объем области 28 топливной емкости может быть увеличен, что может повысить запас топлива для летательного аппарата 11 и сокращения затрат на изготовление. Кроме этого, плавно изогнутые верхняя и нижняя усиленные панели 92а, 92b могут быть легче, поскольку цельный плавно изогнутый лонжерон 26, вместо изгиба назад за счет дискретных изломов 68а, 68b, 68с (см. Фиг. 4А), может быть изогнут назад с постоянным большим радиусом, т.е. радиус лонжеронного сегмента обладает размером от 4000 до 5000 дюймов.

[0081] Кроме того, описанные варианты осуществления плавно изогнутых лонжеронов 26, аэродинамической поверхности 14, содержащей один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, и способа 200 (см. Фиг. 8) изготовления летательного аппарата 11 (см. Фиг. 1) с двумя или более аэродинамическими поверхностями 14, содержащими один или более плавно изогнутых лонжеронов 26, обеспечивают плавно изогнутый лонжерон 26 без дискретных изломов 68а, 68b, 68с, что позволяет уменьшить ударную нагрузку за счет более равномерного распределения ударной нагрузки по множеству нервюр 90 (см. Фиг. 5А), по верхней и нижней усиленным панелям 92а, 92b (см. Фиг. 7А). Это позволяет сократить массу и позволяет получить менее дорогостоящее крыло 18 летательного аппарата (см. Фиг. 1).

[0082] Многие модификации и другие варианты осуществления настоящего изобретения будут очевидны для специалиста в данной области техники, к которой относится настоящее изобретение, с преимуществами принципов, представленных в предшествующем описании и на сопроводительных чертежах. Подразумевается, что описанные в настоящем документе варианты осуществления являются иллюстративными и не являются ограничивающими или всеобъемлющими. Хотя в настоящем документе используются конкретные термины, они используются только общем и описательном смысле и не подразумевают ограничения.

1. Аэродинамическая поверхность, содержащая:

одну или более областей топливных емкостей, расположенных в аэродинамической поверхности; и

один или более плавно изогнутых лонжеронов, продолжающихся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности, при этом по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон содержит:

цельную конструкцию;

один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона и

или имеет участок, формирующий несущую стенку по меньшей мере одной из указанных одной или более областей топливных емкостей, или является внутренним по отношению к указанным одной или более областям топливных емкостей, причем

каждый из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов включает передний плавно изогнутый лонжерон, задний плавно изогнутый лонжерон и промежуточный плавно изогнутый лонжерон, и

указанные передний плавно изогнутый лонжерон и задний плавно изогнутый лонжерон продолжаются в продольном направлении через наливную секцию аэродинамической поверхности и через сухую секцию аэродинамической поверхности.

2. Аэродинамическая поверхность по п. 1, в которой одна или более областей топливных емкостей содержат топливный бак или топливный отсек.

3. Аэродинамическая поверхность по п. 1, в которой один или более плавно изогнутых лонжеронов продолжаются в осевом направлении, содержащем одно или более из продольного направления по оси х, поперечного направления по оси у и вертикального направления по оси z.

4. Аэродинамическая поверхность по п. 1, в которой каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов содержит цельную композитную структуру.

5. Аэродинамическая поверхность по п. 1, в которой каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов обладает первым концом, выполненным с возможностью присоединения к секции фюзеляжа воздушного транспортного средства.

6. Аэродинамическая поверхность по п. 1, дополнительно содержащая множество нервюр, присоединенных по существу перпендикулярно к одному или более плавно изогнутым лонжеронам и между ними, и дополнительно содержащая верхнюю и нижнюю усиленные панели, покрывающие одну или более областей топливных емкостей, один или более плавно изогнутых лонжеронов и множество нервюр.

7. Аэродинамическая поверхность по п. 6, в которой один или более плавно изогнутых лонжеронов не имеют дискретных изломов, что обеспечивает распределение нагрузок по множеству нервюр и верхней и нижней усиленным панелям по сравнению с распределением нагрузок существующих изломанных лонжеронов, в которых нагрузка сконцентрирована у дискретных изломов.

8. Аэродинамическая поверхность по п. 1, содержащая одно из крыла, горизонтального стабилизатора, вертикального стабилизатора, хвостового стабилизатора и переднего оперения летательного аппарата.

9. Летательный аппарат, содержащий: фюзеляж;

две или более аэродинамические поверхности, присоединенные к фюзеляжу и продолжающиеся от него, при этом каждая аэродинамическая поверхность содержит:

- одну или более областей топливных емкостей, расположенных в аэродинамической поверхности;

- один или более плавно изогнутых лонжеронов, продолжающихся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности, при этом по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон содержит:

цельную конструкцию;

один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона и

или имеет участок, формирующий несущую стенку по меньшей мере одной из указанных одной или более областей топливных емкостей, или является внутренним по отношению к указанным одной или более областям топливных емкостей;

- множество нервюр, присоединенных по существу перпендикулярно к указанным одному или более плавно изогнутым лонжеронам и между ними; и

- верхнюю и нижнюю усиленные панели, покрывающие одну или более областей топливных емкостей, один или более плавно изогнутых лонжеронов и множество нервюр,

причем каждый из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов включает передний плавно изогнутый лонжерон, задний плавно изогнутый лонжерон и промежуточный плавно изогнутый лонжерон, и

указанные передний плавно изогнутый лонжерон и задний плавно изогнутый лонжерон продолжаются в продольном направлении через наливную секцию аэродинамической поверхности и через сухую секцию аэродинамической поверхности.

10. Летательный аппарат по п. 9, в котором один или более плавно изогнутых лонжеронов продолжаются в осевом направлении, содержащем одно или более из продольного направления по оси х, поперечного направления по оси у и вертикального направления по оси z.

11. Летательный аппарат по п. 9, в котором каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов содержит цельную композитную структуру и две или более аэродинамические поверхности содержат два или более композитных крыльев летательного аппарата и композитные горизонтальные стабилизаторы летательного аппарата.

12. Летательный аппарат по п. 9, в котором один или более плавно изогнутых лонжеронов не имеют дискретных изломов, что делает возможным распределение нагрузок по множеству нервюр и верхней и нижней усиленным панелям по сравнению с распределением нагрузок существующих лонжеронов с изломом, в которых нагрузка сконцентрирована у дискретных изломов.

13. Способ изготовления летательного аппарата, включающий следующие этапы: формирование и отверждение одного или более композитных плавно изогнутых

лонжеронов, при этом по меньшей мере один плавно изогнутый лонжерон имеет цельную конструкцию и один или более плавных изгибов вдоль плавно изогнутого лонжерона, причем

каждый из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов включает передний плавно изогнутый лонжерон, задний плавно изогнутый лонжерон и промежуточный плавно изогнутый лонжерон;

присоединение первого конца каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов к секции фюзеляжа летательного аппарата, при этом каждый из одного или более плавно изогнутых лонжеронов продолжается от секции фюзеляжа;

позиционирование внутреннего участка одного или более из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов для формирования несущей стенки области топливной емкости;

присоединение множества нервюр по существу перпендикулярно к указанным одному или более плавно изогнутым лонжеронам и между ними;

формирование сэндвич-структур, в каждой из которых содержатся один или более плавно изогнутых лонжеронов, множество нервюр и областей топливных емкостей между верхней и нижней усиленными панелями для формирования аэродинамической поверхности летательного аппарата и

формирование наливной секции аэродинамической поверхности и формирование сухой секции аэродинамической поверхности,

при этом указанные передний плавно изогнутый лонжерон и задний плавно изогнутый лонжерон продолжаются через наливную секцию аэродинамической поверхности и через сухую секцию аэродинамической поверхности.

14. Способ по п. 13, дополнительно включающий позиционирование одного или более из указанных одного или более плавно изогнутых лонжеронов внутри области топливной емкости.

15. Способ по п. 13, в котором этап формирования включает формирование и отверждение одного или более композитных плавно изогнутых лонжеронов в осевом направлении, содержащем одно или более из продольного направления по оси х, поперечного направления по оси у и вертикального направления по оси z.

16. Способ по п. 13, в котором этап формирования включает формирование и отверждение одного или более композитных плавно изогнутых лонжеронов без дискретных изломов.

17. Способ по п. 13, в котором этап позиционирования включает позиционирование внутреннего участка каждого из одного или более плавно изогнутых лонжеронов для формирования несущей стенки топливного бака или топливного отсека.



 

Похожие патенты:

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

Изобретение относится к конструкции из композитного материала, содержащей: первую лицевую пластину и вторую лицевую пластину, расположенные напротив друг друга, выполненные из композитного материала, и гофрированную сердцевину, связанную с первой и второй лицевыми пластинами, причем гофрированная сердцевина содержит по меньшей мере одно отверстие.

Изобретение относится к топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак содержит конструктивный элемент, в котором используется армированный углеродным волокном пластик (CFRP) (15), включающий армирующий материал, который содержит углеродное волокно, и матрицу, которая содержит пластик.

Изобретение относится к системам топливного бака летательного аппарата. Система топливного бака летательного аппарата содержит по меньшей мере один топливный бак (20), содержащий множество соединенных между собой отсеков, отверстие, выполненное с возможностью обеспечения ввода атмосферного воздуха.

Изобретение относится к топливному баку основного крыла летательного аппарата (ЛА). Топливный бак содержит конструктивный элемент, в котором использован пластик, армированный углеродным волокном.

Изобретение относится к конструкционному материалу для изготовления элементов конструкции на основе пластика, армированного углеводородным волокном, топливного бака, основного крыла и летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, к крыльевым топливным бакам летательных аппаратов. Топливный бак/баки имеют вид расположенных во внутренней полости крыла герметичных цилиндров или конусов и выполняет/выполняют функцию продольного несущего элемента конструкции крыла.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. .

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.

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.

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный пассажирский самолет на криогенном топливе состоит из фюзеляжа, стреловидного крыла большого удлинения, хвостового оперения, двигателей, расположенных на фюзеляже.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло самолета содержит основное крыло и жестко соединенные с его конструкцией крыльевые элементы, которые выполнены тонкостенными с вырезанными каналами в виде отверстий.

Изобретение относится к крылатым ракетам большой дальности. Крылатая ракета-экранолет (КРЭ) состоит из корпуса, несущих крыльев, аэродинамических элементов управления полетом, маршевого двигателя, антенны обзора, поиска цели и наведения, высотомера и боевой части.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен под крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами.

Изобретение относится к судостроению и касается весел для спортивной гребли. Весло для спортивной гребли на байдарках и каноэ содержит веретено и лопасть в виде жесткой рамки, несущей рабочий орган в виде крыльев авиационного профиля.

Изобретения относятся к полностью автоматизированному способу выполнения технологической операции на конструкции, компьютерному устройству и к роботизированной установке.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит центральный корпус в виде балки, соединенный с неподвижным передним корпусом, крыло, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) треугольной формы в плане, тянущий воздушный винт (ТВВ).

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. Крыло гиперзвукового летательного аппарата (ЛА) содержит внешнюю оболочку, на внутренней поверхности которой размещен эмиссионный слой-катод, который через бортовой потребитель электроэнергии, токоввод катода и токовывод анода соединен с электропроводящим элементом-анодом, в герметизированные полости, образованные внешней оболочкой нагреваемой части крыла ЛА с эмиссионным слоем и анодом, а также анодом с эмиссионным слоем и вспомогательным анодом введены химические элементы - цезий, барий в парообразной фазе.

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.

Аэродинамическая поверхность включает области топливных емкостей, расположенных в аэродинамической поверхности, и плавно изогнутый лонжерон, продолжающийся от корневого участка аэродинамической поверхности к оконечному участку аэродинамической поверхности. Плавно изогнутый лонжерон имеет цельную конструкцию, плавный изгиб вдоль плавно изогнутого лонжерона и либо имеет участок, формирующий структурную стенку из областей топливных емкостей, или находится внутри по отношению к областям топливных емкостей. Летательный аппарат содержит аэродинамическую поверхность. Способ включает этапы формирования лонжеронов. Группа изобретений направлена на снижение массы. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 13 ил.

Наверх