RU2435701C1 - Самолет с прерывающимися элементами жесткости и способ изготовления такого самолета - Google Patents

Самолет с прерывающимися элементами жесткости и способ изготовления такого самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2435701C1
RU2435701C1 RU2010119691/11A RU2010119691A RU2435701C1 RU 2435701 C1 RU2435701 C1 RU 2435701C1 RU 2010119691/11 A RU2010119691/11 A RU 2010119691/11A RU 2010119691 A RU2010119691 A RU 2010119691A RU 2435701 C1 RU2435701 C1 RU 2435701C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stiffener
head
aircraft according
pad
fuselage
Prior art date
Application number
RU2010119691/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Лоран ГОТИ (FR)
Лоран ГОТИ
Филипп БЕРНАДЕТ (FR)
Филипп БЕРНАДЕТ
Original Assignee
Эрбюс Операсьон (С.А.С)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Операсьон (С.А.С) filed Critical Эрбюс Операсьон (С.А.С)
Application granted granted Critical
Publication of RU2435701C1 publication Critical patent/RU2435701C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Body Structure For Vehicles (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Road Paving Structures (AREA)
  • Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)
  • Inorganic Insulating Materials (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Escalators And Moving Walkways (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к самолету с прерывающимися элементами жесткости и способу изготовления такого самолета, в частности к системе передачи усилий на пересечении усиленного шпангоута и элемента жесткости в фюзеляже и к способу изготовления такой системы. Фюзеляж самолета содержит элементы жесткости (4), прерывающиеся усиленными шпангоутами (5). Элементы жесткости (4) в поперечном сечении Ω-образные (омегообразные). Между усиленными шпангоутами (5) и панелью (3) или обшивкой (7) расположены накладки (15). Накладки (15) перекрывают концы (16) частей элемента жесткости (4) и соединяют две последовательные части (6) элемента жесткости (4). Усиленные шпангоуты (5) опираются на накладки (15). Накладки (15) обеспечивают передачу усилий и выполнены из композиционных материалов. Способ изготовления самолета включает этап, на котором накладки (15) и обшивку (7) изготавливают совместно и одновременно. Второй способ изготовления самолета включает этап, на котором накладки (15) и элементы жесткости (4) изготавливают совместно и одновременно. Третий способ изготовления самолета включает этап, на котором накладки (15) изготавливают отдельно от обшивки (7) и элементов жесткости (4), далее крепят накладки (15) на элементах жесткости (4) и на обшивке (7). Достигается обеспечение эффективной передачи усилий между двумя частями 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к самолету с прерывающимися элементами жесткости и способу изготовления такого самолета. В частности, изобретение относится к системе передачи усилий на пересечении усиленного шпангоута и элемента жесткости в фюзеляже и способа изготовления такой системы. Изобретение предназначено для обеспечения эффективной передачи усилий между двумя последовательными частями элемента жесткости самолета. Такой элемент жесткости обычно проходит через усиленный шпангоут фюзеляжа самолета. Изобретение направлено также на обеспечение возможности простого изготовления и монтажа средств передачи усилий при выполнении элемента жесткости с Ω-образным сечением.
Фюзеляж самолета содержит несколько соединенных между собой панелей, образующих фюзеляж. Панели фюзеляжа содержит несколько элементов жесткости. Элементы жесткости выполнены в виде выступающих по отношению к указанным панелям ребер, расположенных вдоль продольной оси фюзеляжа. Кроме того, фюзеляж содержит усиленные шпангоуты, расположенные, в частности, на стыках панелей фюзеляжа. Эти усиленные шпангоуты расположены в плоскости, перпендикулярной к продольной оси фюзеляжа. Таким образом, в фюзеляже существует несколько зон пересечения усиленных шпангоутов с элементами жесткости.
В месте пересечения между элементом жесткости и усиленным шпангоутом элемент жесткости прерывается, чтобы пропустить усиленный шпангоут, следовательно, такой элемент жесткости состоит из нескольких частей. Указанные части находятся на одной линии и отделены друг от друга усиленными шпангоутами. Однако чтобы правильно выполнять свою функцию в фюзеляже летательного аппарата, усилия, действующие на элемент жесткости, должны передаваться от одной части элемента жесткости к другому, несмотря на наличие разрывов.
Известно добавление соединительных деталей на концах частей элементов жесткости для обеспечения непрерывности передачи усилий, несмотря на наличие усиленных шпангоутов. Такие соединительные детали опираются с каждой стороны от усиленного шпангоута и передают через усиленный шпангоут усилия от одной части элемента жесткости к следующему, обеспечивая тем самым непрерывность передачи усилий по кратчайшему пути.
Однако такие соединительные детали являются сложными в изготовлении при выполнении элемента жесткости с Ω-образным поперечным сечением. Под элементами жесткости с Ω-образным поперечным сечением следует понимать элемент жесткости, содержащий две полки и соединяющую их головку. Такая головка имеет вид детали трапециевидного или криволинейного профиля. Две полки, связанные с головкой, придают элементу жесткости в поперечном сечении форму заглавной буквы омега (Ω).
Кроме того, невозможно выполнить соединительные детали полностью из композиционных материалов. Для изготовления соединительных деталей требуется использовать металлические элементы. Однако присутствие металлических элементов создает в фюзеляже проблемы коррозии, а также проблемы веса и термические проблемы.
В области металлов и композитов известно формирование двойных складок в обшивке панели. Такие двойные складки предназначены для повышения жесткости панели. Функцией этих складок является передача усилий от одного участка элемента жесткости к другому, несмотря на наличие усиленных шпангоутов. Такая обшивка закрывает внутреннюю стенку панелей фюзеляжа. Складки образуются за счет создания дополнительного слоя под обшивкой перед прерыванием элемента жесткости. Этот дополнительный слой воспринимает усилия от одной части элемента жесткости до прерывания элемента жесткости и передает их на следующую часть элемента жесткости. Для этого одно крыло складки проходит под усиленным шпангоутом и продолжается под конец следующей части элемента жесткости для эффективной передачи усилий.
Однако наличие таких крыльев-складок под элементом жесткости приводит к изменению толщины обшивки, на которой закреплен этот элемент жесткости. Трудно изготовить элемент жесткости, имеющий Ω-образное поперечное сечение и приспособленный для такого изменения толщины обшивки. Кроме того, усложняется передача усилий от одной части элемента жесткости к другому, что приводит к снижению качества передачи усилий по сравнению с соединительными деталями.
Задачей изобретения является создание устройства, обеспечивающего эффективную передачу усилий между двумя частями элемента жесткости, которое можно выполнить из композиционных материалов и которое при этом является простым в изготовлении и монтаже.
Чтобы достичь непрерывности передачи усилий на всех частях элемента жесткости, несмотря на наличие усиленных шпангоутов, согласно изобретению добавлены детали, соединяющие концы последовательных частей элемента жесткости. В частности, согласно изобретению имеются накладки, перекрывающие обшивку и концы частей элементов жесткости. Такая накладка позволяет отказаться от выполнения складок в обшивке и, следовательно, избежать изменения толщины обшивки под элементом жесткости.
Кроме того, согласно изобретению накладка соединяет две последовательные части элемента жесткости, проходя под усиленным шпангоутом. Такое соединение в сочетании с перекрыванием элемента жесткости обеспечивает эффективную передачу усилий без существенных потерь. Кроме того, такую накладку можно легко выполнить из композиционных материалов, исключая тем самым проблемы, связанные с наличием металлических элементов.
Наконец, такая накладка имеет простую форму, что облегчает ее изготовление и ее установку в фюзеляже.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является самолет, содержащий панели фюзеляжа; элемент жесткости с Ω-образным поперечным сечением, расположенный вдоль продольной оси фюзеляжа на панели или на обшивке, покрывающей внутреннюю стенку фюзеляжа; усиленный шпангоут, расположенный в плоскости, перпендикулярной к продольной оси фюзеляжа, при этом элемент жесткости прерывается на пересечении панели с усиленным шпангоутом, разделяясь на две части; а также по меньшей мере одну накладку, перекрывающую концы частей элемента жесткости и соединяющую две последовательные части элемента жесткости. Согласно изобретению накладка расположена между панелью и усиленным шпангоутом, а указанный усиленный шпангоут опирается на накладку.
Изобретение будет более понятно из дальнейшего описания, представленного в качестве неограничивающего примера осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг.1 схематично показана часть фюзеляжа, вид в перспективе;
на фиг.2 - часть фюзеляжа согласно первому варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;
на фиг.3 - пересечение усиленного шпангоута с элементом жесткости в соответствии с настоящим изобретением, вид в поперечном разрезе;
на фиг.4 - часть фюзеляжа согласно второму варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;
на фиг.5 - показана часть фюзеляжа согласно третьему варианту осуществления изобретения, вид в перспективе.
Как показано на фиг.1, фюзеляж 1 содержит несколько соединенных между собой секций 2 в основном цилиндрической формы. Каждая секция 2 содержит несколько соединенных между собой панелей 3 фюзеляжа, образующих цилиндрическую секцию 2.
Для обеспечения определенной прочности конструкции фюзеляж 1 содержит по меньшей мере один, а как правило, несколько элементов жесткости 4. Эти элементы жесткости 4 расположены параллельно продольной оси 100 фюзеляжа 1 на внутренней стенке фюзеляжа 1.
Кроме того, фюзеляж 1 содержит по меньшей мере один, а как правило, несколько усиленных шпангоутов 5. Эти усиленные шпангоуты выполнены в виде балок, имеющих достаточную высоту для обеспечения жесткости, препятствующей значительным деформациям фюзеляжа.
Усиленные шпангоуты 5 расположены на внутренней стенке фюзеляжа 1 в плоскостях, перпендикулярных оси 100 фюзеляжа 1. Таким образом, элементы жесткости 4 расположены вдоль оси, перпендикулярной к плоскостям, в которых находятся усиленные шпангоуты 5.
Чтобы пропустить усиленные шпангоуты 5, элементы жесткости 4 прерываются на каждом пересечении с усиленным шпангоутом 5, следовательно, элемент жесткости 4 оказывается разделенным на несколько частей 6. Таким образом, часть 6 элемента жесткости 4 является либо начальной или конечной частью 6 элемента жесткости 4, начинающейся от конца или от начала элемента жесткости 4 и останавливающейся вблизи усиленного шпангоута 5, либо частью 6 элемента жесткости 4, находящимся между двумя усиленными шпангоутами 5.
Фюзеляж 1 содержит обшивку 7, которая закрывает всю или часть внутренней стенки фюзеляжа 1, то есть внутреннюю стенку панелей 3. В этом случае элементы жесткости 4 можно закрепить на обшивке 7 вместо непосредственного крепления на панелях 3.
На фиг.2 показан схематичный вид в перспективе части фюзеляжа 1 согласно первому варианту осуществления изобретения. В поперечном разрезе элемент жесткости 4 имеет Ω-образную форму. В частности, элемент жесткости 4 содержит основание 8 и головку 9. Основание 8 расположено в боковом направлении с каждой стороны головки 9 элемента жесткости 4. Основание 8 содержит первую полку 10 с одной стороны от головки 9 и вторую полку 11 с другой стороны от головки 9. Первая и вторая полки 10 и 11 расположены параллельно обшивке 7, закрывающей внутреннюю стенку фюзеляжа 1.
Головка 9 содержит две боковины и верхнюю часть. Первая боковина 12 представляет собой плоскость, наклоненную относительно первой полки 10. Эта первая боковина 12 соединяет первую полку 10 с верхней частью 13 головки 9. Верхняя часть 13 головки 9 образует поверхность, параллельную обшивке 7, и находится между первой опорой второй полками 10 и 11. Согласно варианту выполнения, показанному на фиг.2, ширина верхней части 13 меньше расстояния, разделяющего полки 10 и 11. Согласно другим вариантам осуществления изобретения эта ширина может быть больше или равной этому расстоянию.
Вторая боковина 14 представляет собой плоскость, наклоненную относительно второй полки 11. Эта вторая боковина 14 соединяет вторую опору 11 с верхней частью 13 головки 9. Первая полка 10, первая боковина 12, верхняя часть 13 головки 9, вторая боковина 14 и вторая полка 11 образуют в поперечном сечении элемента жесткости 4 Ω-образную форму. Вместе с тем, эту форму можно также получить, если головка 9 содержит только одну изогнутую пластину, соединяющую первую и вторую полки 10 и 11.
Согласно изобретению фюзеляж 1 содержит накладки 15. Накладки 15 располагают на каждом пересечении между усиленным шпангоутом 5 и элементом жесткости 4. В частности, такая накладка перекрывает обшивку 7 в зоне пересечения между усиленным шпангоутом 5 и элементом жесткости 4. Эта накладка образует соединение между двумя последовательными частями 6 элемента жесткости 4, при этом усиленный шпангоут 5 опирается на эту накладку 15.
Накладка 15 перекрывает концы 16 двух последовательных частей 6 элемента жесткости 4. В частности, эта накладка 15 содержит пластинку 17, перекрывающую полку 10, и стенку 18, перекрывающую боковину 12 головки элемента жесткости.
Такая накладка 15 позволяет избежать образования складок в обшивке 7. Отсутствие складок облегчает установку элементов жесткости 4 в местах их пересечений с усиленными шпангоутами 5. Кроме того, накладка 15 обеспечивает эффективную передачу усилий между двумя последовательными участками 6.
Кроме того, накладки 15 можно выполнять полностью из композитных материалов без добавления металлических частей. Такие накладки 15 позволяют исключить термические и коррозионные проблемы, связанные с наличием металлических частей.
Согласно изобретению после прерывания элементов жесткости 4 накладки 15 проходят в боковом направлении, образуя плоскую сплошную поверхность 19, на которую всей своей опорной поверхностью опирается усиленный шпангоут 5. Накладки 15 не создают под усиленным шпангоутом 5 никакого изменения толщины. Отсутствие изменения толщины обеспечивает простую установку усиленного шпангоута 5 в фюзеляже 1 и стабильную опору для этого шпангоута.
Изобретение допускает несколько возможных вариантов выполнения накладок 15.
В первом варианте пластинка 17 первой накладки 20 перекрывает первую полку 10 первого конца 21 первой части 22 элемента жесткости 4. Стенка 18 этой первой накладки 20 перекрывает также первую боковину 12 головки 9 этого первого конца 21.
В зоне прерывания первой части 22 элемента жесткости 4 первая накладка 20 проходит в боковом направлении, то есть перпендикулярно к оси 100 фюзеляжа, и перекрывает обшивку 7 по ширине 35 от продольной оси 101 элемента жесткости 4 до середины полосы шириной 23, разделяющей два находящихся рядом элемента жесткости 4. Кроме того, параллельно оси 100 фюзеляжа первая накладка 20 проходит под усиленным шпангоутом 5, доходя до второй части 24 элемента жесткости 4, следующего за первой частью 22. Эта первая накладка 20 образует соединение между первым концом 21 и вторым концом 25, соответственно, первой части 22 и второй части 24.
В области начала второй части 24 элемента жесткости 4 ширина первой накладки 20 уменьшается. Таким образом, первая накладка 20 перекрывает конец 25 этой второй части 24 точно так же, как она перекрывает конец 21 первой части 22, то есть пластинка 17 первой накладки 20 перекрывает первую опору 10, а стенка 18 первой накладки 20 перекрывает первую боковину 12 конца 25.
В этом варианте выполнения первая накладка 20 и вторая накладка 26 расположены по обе стороны от одного элемента жесткости 4. Вторую полку 11 и вторую боковину 14 головки 9, соответственно, перекрывают пластинка 17 и стенка 18 второй накладки 26. Эта вторая накладка 26 расположена симметрично первой накладке 20 относительно плоскости симметрии элемента жесткости 4.
На фиг.3 в разрезе показано пересечение усиленного шпангоута с элементом жесткости в соответствии с настоящим изобретением. В зоне прохождения усиленного шпангоута 5 элемент жесткости 4 прерывается: он делится на две части (22, 24). Концы 21 и 25 указанных частей снабжены накладками 15. Таким образом, две накладки 15 полностью перекрывают обшивку 7 или панели 3 фюзеляжа между двумя частями 22 и 24 элементов жесткости 4 по всей опорной поверхности усиленного шпангоута 5.
На фиг.4 показан схематичный вид в перспективе части фюзеляжа согласно второму варианту осуществления изобретения. В этом варианте в одной накладке 27 объединены две накладки 20 и 26, показанные на фиг.2. Эта накладка 27 перекрывает концы 21 и 25 элемента жесткости 4 аналогично двум накладкам 20 и 26.
На фиг.5 показан вид в поперечном разрезе элемента жесткости и накладки согласно третьему варианту осуществления изобретения. Согласно этому варианту накладка 28 перекрывает первую полку 10 и первую боковину 12 первого элемента жесткости 29. Эта же накладка 28 перекрывает также вторую полку 11 и вторую боковину 14 второго элемента жесткости 30. Первый элемент жесткости 29 и второй элемент жесткости 30 расположены в фюзеляже 1 параллельно и рядом друг с другом. Накладка 28 перекрывает такую же площадь обшивки 7, что и накладка 20 первого элемента жесткости 29, связанная с второй накладкой 26 второго элемента жесткости 30 согласно описанному выше первому варианту осуществления изобретения.
Такие накладки 15 можно располагать на концах 16 элемента жесткости 4, не прерываемых наличием усиленного шпангоута 5, то есть в начале или в конце элемента жесткости 4. Этими накладками оборудуют концы элемента жесткости 4. Эти накладки в начале и конце элемента жесткости перекрывают конец 16 части 6 элемента жесткости 4, соответствующий его началу или концу, и останавливаются на обшивке 7 или панели 3 фюзеляжа, не образуя соединения с другим концом 16 другой части 6. Эти накладки начала и конца предназначены для передачи усилий в элемент жесткости 4 в начале элемента жесткости 4 или, наоборот, для передачи усилий от элемента жесткости 4.
Возможны два варианта передачи усилий.
В первом варианте, как показано на фиг.2, полки 10 и 11 элемента жесткости 4 прерываются дальше от усиленного шпангоута 5, чем головка 9 элемента жесткости. Это прерывание полок 10 и 11 на более удаленном расстоянии от усиленного шпангоута 5, чем прерывание головки 9 элемента жесткости 4, обеспечивает передачу нагрузок от элемента жесткости 4 в накладку 15 сначала через полки 10 и 11, затем через боковины 12 и 14 головки 9 элемента жесткости 4 и, наконец, через верхнюю часть 13 головки 9 элемента жесткости 4.
Согласно этому первому варианту прерывание накладки 15, то есть уровень, до которого накладка 15 перекрывает конец 16 элемента жесткости 4, находится ближе к усиленному шпангоуту 5 на боковинах 12 и 14 головки 9, чем на опорах 10 и 11. В этом случае стенка 18 накладки 15 резко уменьшает свою площадь перекрывания боковин головки 9 элемента жесткости на уровне, более близком к усиленному шпангоуту 5, чем прерывание пластинки 17. После этого уменьшения стенка 18 выглядит в виде суженной стенки 31, опирающейся на небольшую часть поверхности боковины элемента жесткости 4 до полного прерывания окончания 15. Пластинка 17 и суженная стенка 31 заканчиваются на одном уровне.
Во втором варианте, показанном на фиг.4, головка 9 элемента жесткости 4 прерывается на уровне, более удаленном от усиленного шпангоута 5, чем полки 10 и 11 элемента жесткости 4. В этом варианте прерывание головки 9 элемента жесткости 4 происходит в плоскости, наклоненной относительно верхней части 13. Согласно этому варианту, кроме перекрывания полок 10 и 11 элемента жесткости 4, а также боковин 12 и 14 головки 9 элемента жесткости 4, накладка 15 перекрывает часть 32 наклонной плоскости прерывания головки 9. Таким образом, накладка 15 содержит упор 33, перекрывающий головку 9 элемента жесткости 4 в наклонной плоскости прерывания головки 9, опираясь на эту головку 9.
Согласно этому варианту нагрузка передается от элемента жесткости 4 в накладку 15 сначала через верхнюю часть 13 головки 9 элемента жесткости 4, затем через боковины 12 и 14 головки 9 и, наконец, через полки 10 и 11 элемента жесткости 4.
Согласно этому второму варианту прерывание накладки 15 на конце 16 части 6 элемента жесткости 4 находится ближе к усиленному шпангоуту 5 на полках 10 и 11, чем на боковинах 12 и 14 головки 9. В этом случае стенка 18 доходит до более удаленного места от усиленного шпангоута 5, чем пластинка 17.
Кроме того, накладка 15 содержит средство сохранения соосности двух последовательных частей 6 элемента жесткости, прерываемого усиленным шпангоутом 5.
Согласно второму варианту, то есть варианту, согласно которому полки 10 и 11 элементов жесткости 4 прерываются ближе к усиленному шпангоуту 5, чем головка 9, в стенке 18 в области конца головки 9 выполнена зона 34 уменьшенной толщины. Такая ослабленная зона 34 позволяет слегка сгибать стенку 18, чтобы сохранить соосность различных частей 6 элемента жесткости 4. Действительно, во время установки различных частей 6 элемента жесткости 4 очень часто трудно сохранить идеальную соосность частей 6.
Преимущество накладки 15 в соответствии с настоящим изобретением заключается в средствах изготовления этой накладки 15. Действительно, для выполнения этой накладки 15 в соответствии с настоящим изобретением можно использовать самые разнообразные средства изготовления и установки.
Так, накладка 15 из композиционных материалов и обшивка 7 в соответствии с изобретением могут быть выполнены совместно и одновременно. Точно так же могут быть выполнены совместно и одновременно накладка 15 из композиционных материалов и элементы жесткости 4. Согласно другому решению накладку 15 изготавливают отдельно от элементов жесткости 4, а затем крепят ее на элементе жесткости 4 и на обшивке 7. Накладки 15 можно, например, закрепить на полимеризованной обшивке 7 при помощи клея или закрепить на элементах жесткости 4 и на обшивке 7 при помощи болтов.
Согласно изобретению описанные выше варианты выполнения накладок можно комбинировать между собой. Так, например, элемент жесткости можно перекрывать с одной стороны накладкой 20 согласно первому варианту ее выполнения, а с другой стороны - накладкой 28 согласно третьему варианту ее выполнения. Можно также комбинировать и варианты осуществления изобретения. Например, элемент жесткости может содержать первую полку 10, заканчивающуюся ближе к усиленному шпангоуту 5, чем головка 9, а головка 9 заканчивается ближе к усиленному шпангоуту 5, чем вторя полка 11.

Claims (16)

1. Самолет, содержащий панели (3) фюзеляжа (1), элемент жесткости (4) Ω-образной формы в поперечном сечении, расположенный вдоль продольной оси (100) фюзеляжа на панели (3) или на обшивке (7), покрывающей внутреннюю стенку фюзеляжа, усиленный шпангоут (5), расположенный в плоскости, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа, при этом элемент жесткости (4) прерывается на пересечении панели (3) с усиленным шпангоутом (5), так что разрыв элемента жесткости (4) делит указанный элемент жесткости (4) на две части (6), по меньшей мере одну накладку (15), перекрывающую концы (16) частей (6) элемента жесткости (4) и соединяющую две последовательные части (6) элемента жесткости (4), отличающийся тем, что накладка (15) расположена между панелью (3) и усиленным шпангоутом (5), а усиленный шпангоут (5) опирается на накладку (15).
2. Самолет по п.1, отличающийся тем, что накладки (15), на которые опирается усиленный шпангоут (5), совместно образуют сплошную опорную поверхность для указанного усиленного шпангоута (5).
3. Самолет по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что накладка (15) содержит по меньшей мере одну пластинку (17), опирающуюся на полку (10) элемента жесткости (4), и по меньшей мере одну стенку (18), опирающуюся на боковину (12) головки (9) указанного элемента жесткости (4).
4. Самолет по п.3, отличающийся тем, что накладка (15) содержит по меньшей мере две пластинки (17), опирающиеся на две полки (10, 11), и по меньшей мере две стенки (18), опирающиеся на две боковины (12, 14), при этом узлы «полка-боковина» (10, 12 и 11, 14) принадлежат либо одному элементу жесткости (4), либо двум расположенным параллельно и рядом друг с другом элементам жесткости (29, 30).
5. Самолет по любому из пп.1, 2, 4, отличающийся тем, что накладка (15) расположена на конце (16) элемента жесткости (4), не прерывающемся усиленным шпангоутом (5).
6. Самолет по п.3, отличающийся тем, что накладка (15) расположена на конце (16) элемента жесткости (4), не прерывающемся усиленным шпангоутом (5).
7. Самолет по любому из пп.1, 2, 4, 6, отличающийся тем, что накладка (15) содержит упор (33), расположенный в наклонной плоскости прерывания головки (9) элемента жесткости (4) и опирающийся на эту головку (9).
8. Самолет по п.3, отличающийся тем, что накладка (15) содержит упор (33), расположенный в наклонной плоскости прерывания головки (9) элемента жесткости (4) и опирающийся на эту головку (9).
9. Самолет по п.5, отличающийся тем, что накладка (15) содержит упор (33), расположенный в наклонной плоскости прерывания головки (9) элемента жесткости (4) и опирающийся на эту головку (9).
10. Самолет по любому из пп.1, 2, 4, 6, 8, 9, отличающийся тем, что накладка (15) содержит зону (34) уменьшенной толщины, расположенную на стенке (18) накладки (15) в области прерывания головки (9) элемента жесткости (4).
11. Самолет по п.3, отличающийся тем, что накладка (15) содержит зону (34) уменьшенной толщины, расположенную на стенке (18) накладки (15) в области прерывания головки (9) элемента жесткости (4).
12. Самолет по п.5, отличающийся тем, что накладка (15) содержит зону (34) уменьшенной толщины, расположенную на стенке (18) накладки (15) в области прерывания головки (9) элемента жесткости (4).
13. Самолет по п.7, отличающийся тем, что накладка (15) содержит зону (34) уменьшенной толщины, расположенную на стенке (18) накладки (15) в области прерывания головки (9) элемента жесткости (4).
14. Способ изготовления самолета по любому из пп.1-13, отличающийся тем, что включает в себя этап, на котором накладки (15) из композиционных материалов и обшивку (7) изготавливают совместно и одновременно.
15. Способ изготовления самолета по любому из пп.1-13, отличающийся тем, что включает в себя этап, на котором накладки (15) из композиционных материалов и элементы жесткости (4) изготавливают совместно и одновременно.
16. Способ изготовления самолета по любому из пп.1-13, отличающийся тем, что включает в себя этап, на котором накладки (15) изготавливают отдельно от элементов жесткости (4), и этап, на котором эти накладки (15) крепят на элементе жесткости (4) и на обшивке (7) или на панели (3).
RU2010119691/11A 2007-10-18 2008-09-12 Самолет с прерывающимися элементами жесткости и способ изготовления такого самолета RU2435701C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0758418 2007-10-18
FR0758418A FR2922517B1 (fr) 2007-10-18 2007-10-18 Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2435701C1 true RU2435701C1 (ru) 2011-12-10

Family

ID=39473773

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010119691/11A RU2435701C1 (ru) 2007-10-18 2008-09-12 Самолет с прерывающимися элементами жесткости и способ изготовления такого самолета

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8480031B2 (ru)
EP (1) EP2209712B1 (ru)
JP (1) JP5061244B2 (ru)
CN (1) CN101896399B (ru)
AT (1) ATE508043T1 (ru)
BR (1) BRPI0818583A2 (ru)
CA (1) CA2702889C (ru)
DE (1) DE602008006762D1 (ru)
FR (1) FR2922517B1 (ru)
RU (1) RU2435701C1 (ru)
WO (1) WO2009050357A2 (ru)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
DE102007029500B4 (de) * 2007-06-25 2013-02-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
FR2922518B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Structure d'avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs
FR2922516B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-16 Airbus France Eclissage de raidisseurs en omega au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion
FR2940785B1 (fr) * 2009-01-08 2012-10-26 Airbus France Jonction longitudinale pour panneaux de fuselage d'aeronef en materiaux composites
FR2947522B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-01 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction, portion de fuselage, fuselage et aeronef
DE102009060695A1 (de) * 2009-12-29 2011-07-07 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeugrumpf und Hautfeld
ES2392236B1 (es) * 2010-01-15 2013-10-09 Airbus Operations, S.L. Componente de aeronave con paneles rigidizados con larguerillos.
GB201016279D0 (en) 2010-09-28 2010-11-10 Airbus Operations Ltd Stiffener run-out
FR2970942B1 (fr) * 2011-01-28 2013-02-22 Airbus Operations Sas Raccordement des cadres de raidissage entre un fuselage d'aeronef et un caisson de voilure
ES2398985B1 (es) * 2011-03-14 2014-02-14 Airbus Operations S.L. Dispositivos de transferencia de carga en la terminación de un larguerillo.
FR2976916B1 (fr) * 2011-06-27 2013-07-26 Airbus Operations Sas Dispositif et procede d'assemblage de deux troncons de fuselage d'aeronef
US8993097B2 (en) * 2011-10-10 2015-03-31 The Boeing Company Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
US8684311B2 (en) * 2012-03-07 2014-04-01 The Boeing Company Bonded splice joint
US8960606B2 (en) * 2012-10-31 2015-02-24 The Boeing Company Circumference splice for joining shell structures
FR3000018B1 (fr) * 2012-12-21 2016-12-09 Airbus Operations Sas Raidisseur de fuselage d'aeronef, son procede de fabrication, et fuselage d'aeronef equipe d'un tel raidisseur
JP6093192B2 (ja) * 2013-01-25 2017-03-08 三菱航空機株式会社 航空機の機体用パネル、航空機の翼
EP2781450B1 (en) 2013-03-19 2018-05-02 Airbus Operations GmbH System and method for interconnecting composite structures
FR3006297B1 (fr) * 2013-05-29 2016-07-15 Airbus Operations Sas Procede d'assemblage de deux panneaux comportant des raidisseurs a l'aide d'eclisses et aeronef comprenant une zone de jonction amelioree entre une poutre ventrale et une barque avant
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
DE102015208024A1 (de) * 2015-04-30 2016-11-03 Airbus Operations Gmbh Rumpfsektion und Querstoßverbindung zweier Rumpfsektionen eines Luft- oder Raumfahrzeugs
EP3109152B1 (en) * 2015-06-24 2019-08-07 Airbus Operations GmbH Stiffened fuselage component as well as method and apparatus for manufacturing a stiffened fuselage component
US10059054B2 (en) * 2015-06-29 2018-08-28 The Boeing Company Welding thermoplastic structures
CN105416560B (zh) * 2015-11-24 2018-06-05 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机结构中后缘条连接不分离的框梁安装方法
NL2023459B1 (en) * 2019-07-08 2021-02-02 Kok & Van Engelen Composite Structures B V Fuselage structure of an aircraft and method for manufacturing the same
US11420718B2 (en) * 2020-03-27 2022-08-23 The Boeing Company Aircraft tail assembly

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US128643A (en) * 1872-07-02 Improvement in refrigerators
GB457369A (en) * 1935-06-29 1936-11-26 Dornier Metallbauten Gmbh Improvements in or relating to sheet metal walls and/or partitions for aircraft
US2397450A (en) * 1944-02-25 1946-03-26 Budd Edward G Mfg Co Fabricated structure
US3827661A (en) * 1972-07-26 1974-08-06 Ryson Aviat Corp Aircraft wing structure and method of assembly
US5518208A (en) * 1993-12-28 1996-05-21 The Boeing Company Optimum aircraft body frame to body skin shear tie installation pattern for body skin/stringer circumferential splices
CN1051520C (zh) * 1996-10-07 2000-04-19 王新云 飞行器的预应力结构及制造方法
US7134629B2 (en) * 2004-04-06 2006-11-14 The Boeing Company Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures
US7325771B2 (en) * 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US20060248854A1 (en) * 2005-05-05 2006-11-09 Bartley-Cho Jonathan D Thermally insulated structure - tapered joint concept
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion

Also Published As

Publication number Publication date
DE602008006762D1 (de) 2011-06-16
WO2009050357A2 (fr) 2009-04-23
WO2009050357A3 (fr) 2009-06-11
CN101896399A (zh) 2010-11-24
CA2702889C (fr) 2012-05-29
EP2209712A2 (fr) 2010-07-28
FR2922517A1 (fr) 2009-04-24
US20100258676A1 (en) 2010-10-14
WO2009050357A9 (fr) 2010-07-29
BRPI0818583A2 (pt) 2015-07-21
CN101896399B (zh) 2013-09-25
JP5061244B2 (ja) 2012-10-31
ATE508043T1 (de) 2011-05-15
FR2922517B1 (fr) 2010-04-23
JP2011500415A (ja) 2011-01-06
EP2209712B1 (fr) 2011-05-04
CA2702889A1 (fr) 2009-04-23
US8480031B2 (en) 2013-07-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435701C1 (ru) Самолет с прерывающимися элементами жесткости и способ изготовления такого самолета
RU2433064C1 (ru) Конструкция самолета, содержащая соединения краев элементов жесткости
RU2600416C2 (ru) Постепенно уменьшающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели
JP4806496B2 (ja) 飛行機用構造部材およびその製造方法並びに構造部材のための補強異形材
RU2435700C2 (ru) Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ ее изготовления
RU2658211C2 (ru) Стыковое соединение по окружности для конструкций обшивки
JP5825531B2 (ja) 航空機胴体に設ける開口枠部
EA012544B1 (ru) Узел нервюры для кессонов крыла или стабилизатора летательного аппарата
US20180043907A1 (en) Railcar
RU2470829C2 (ru) Фюзеляж самолета
JP2009526688A (ja) 連続したパネルを有する航空機の床構造
CN105730671B (zh) 飞行器后部结构
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
US20130319281A1 (en) Carriage body for a railroad vehicle with a coupling fixing device and method for producing said carriage body
US9896180B2 (en) Method for manufacturing a load bearing structure and such a load bearing structure
US20090014586A1 (en) Light rail system for powered introduction of large loads in a structure
US20160185437A1 (en) Tail cone of an aircraft
JP2020506846A (ja) 負荷配分素子を有し、ピボットピンを収容するための横梁
US20170113777A1 (en) Structural Arrangement, Aircraft Or Spacecraft, And Method For Producing A Structural Arrangement
EP3068959B1 (en) Profile element for supporting at least one wall partition, in particular at least one drywall plasterboard partition and method for producing that profile element
US20160200417A1 (en) Floor arrangement with curved floor panels for an aircraft
KR101554206B1 (ko) 서로 다른 두께의 강판콘크리트 벽체간 접합 구조
JP5986190B2 (ja) 軌条車両構体
US20220315200A1 (en) Landing gear bay comprising a bottom wall having a vaulted form, and aircraft comprising said landing gear bay
RU2325294C1 (ru) Кузов железнодорожного полувагона

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200913