RU2448865C2 - Aircraft mainframe made from composite material - Google Patents
Aircraft mainframe made from composite material Download PDFInfo
- Publication number
- RU2448865C2 RU2448865C2 RU2009132506/11A RU2009132506A RU2448865C2 RU 2448865 C2 RU2448865 C2 RU 2448865C2 RU 2009132506/11 A RU2009132506/11 A RU 2009132506/11A RU 2009132506 A RU2009132506 A RU 2009132506A RU 2448865 C2 RU2448865 C2 RU 2448865C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- composite material
- aircraft
- wall
- side elements
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y02T50/433—
Landscapes
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Description
Область использования изобретенияField of use of the invention
Настоящее изобретение относится к силовому шпангоуту летательного аппарата, изготовленному из композитного материала.The present invention relates to a power frame of an aircraft made of a composite material.
Предпосылки к созданию изобретенияBACKGROUND OF THE INVENTION
В дополнение к обеспечению прочности и жесткости фюзеляжа летательного аппарата, силовые шпангоуты являются конструктивными элементами, ответственными за выдерживание и передачу нагрузок от других конструктивных элементов летательного аппарата, например крыльев или стабилизаторов.In addition to providing strength and rigidity to the aircraft fuselage, power frames are structural elements responsible for withstanding and transferring loads from other structural elements of the aircraft, such as wings or stabilizers.
Эти силовые шпангоуты обычно являются металлическими и имеют различные сечения, среди которых наиболее распространенными являются C-образное, I-образное и J-образное сечения; и из этих шпангоутов образуют каркас, используя процессы механической обработки, посредством которых стабилизируют центр шпангоута.These power frames are usually metal and have different sections, among which the most common are C-shaped, I-shaped and J-shaped; and a frame is formed from these frames using machining processes by which the center of the frame is stabilized.
Отношение прочности к весу является сегодня очень важным параметром в авиастроительной промышленности, и по этой причине шпангоуты, изготовленные из композитных материалов или оптимизированные путем применения композитных материалов, в основном из углеродных волокон, используют вместо металлических шпангоутов.The ratio of strength to weight is today a very important parameter in the aircraft industry, and for this reason, frames made of composite materials or optimized by the use of composite materials, mainly carbon fibers, are used instead of metal frames.
В настоящее время известны формообразующие шпангоуты из углеродного волокна, но не силовые, так как очень сложно конкурировать с механически обработанным металлическим шпангоутом потому, что из-за высоких требований, предъявляемых к стойкости упомянутых шпангоутов, они нуждаются в каркасе из элементов жесткости в виде ребер для стабилизации шпангоута, что сильно усложняет процесс его изготовления из углеродного волокна.Carbon fiber forming frames are currently known, but not power, since it is very difficult to compete with a machined metal frame because, due to the high demands placed on the resistance of the mentioned frames, they need a frame of stiffeners in the form of ribs for stabilization of the frame, which greatly complicates the process of its manufacture from carbon fiber.
Объектом настоящего изобретения является силовой шпангоут летательного аппарата, изготовленного из композитного материала.The object of the present invention is the power frame of an aircraft made of composite material.
Краткое описание изобретенияSUMMARY OF THE INVENTION
Настоящим изобретением предложен силовой шпангоут летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, с геометрией, обеспечивающей распределение нагрузок, оптимизируя современную конструкцию металлических силовых шпангоутов в том, что касается веса.The present invention provides a power frame of an aircraft made of a composite material with a geometry that provides load distribution, optimizing the modern design of metal power frames in terms of weight.
В изобретении, таким образом, раскрыт шпангоут для летательного аппарата, содержащий три элемента: два боковых элемента, образующих полки, стенки и внутренние фланцы шпангоута, и базовый элемент, соединяющий два ранее упомянутых боковых элемента.The invention thus discloses a frame for an aircraft comprising three elements: two side elements forming the shelves, walls and inner flanges of the frame, and a base element connecting the two previously mentioned side elements.
В полках и внутренних фланцах шпангоута преобладают армирующие элементы из однонаправленных волокон, так же как и в базовом элементе, соединяющем боковые элементы, тогда как стенки шпангоута образованы из разнонаправленных волокон, с преобладанием волокон под ±45°, принимая во внимание, что 0° - направление вдоль окружности шпангоута, для предотвращения их продольного изгиба и для их оптимизации.Reinforcing elements of unidirectional fibers predominate in the shelves and inner flanges of the frame, as well as in the base element connecting the side elements, while the walls of the frame are formed of multidirectional fibers, with a predominance of fibers at ± 45 °, taking into account that 0 ° - direction along the circumference of the frame, to prevent their longitudinal bending and to optimize them.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения станут понятными из последующего подробного описания, иллюстрирующего объект изобретения, с прилагаемыми чертежами.Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description illustrating the subject invention, with the accompanying drawings.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
На фиг.1 изображена C-образная форма поперечного сечения L-образного элемента жесткости металлического шпангоута, известного в данной области техники;Figure 1 shows a C-shaped cross section of an L-shaped stiffener of a metal frame, known in the art;
на фиг.2 - I-образная форма поперечного сечения металлического шпангоута, известного в данной области техники;figure 2 - I-shaped cross-section of a metal frame, known in the art;
на фиг.3 - J-образная форма поперечного сечения металлического шпангоута, известного в данной области техники;figure 3 - J-shaped cross section of a metal frame, known in the art;
на фиг.4a, 4b, 4c и 4d - схема этапов процесса изготовления шпангоута с элементом жесткости, изготовленным из композитного материала согласно процессу, известному в данной области техники;on figa, 4b, 4c and 4d is a diagram of the stages of the process of manufacturing a frame with a stiffener made of composite material according to a process known in the art;
на фиг.5a, 5b, 5c и 5d - силовой шпангоут, изготовленный из композитного материала, и схема этапов процесса его изготовления согласно первому варианту исполнения изобретения;on figa, 5b, 5c and 5d - power frame made of composite material, and a diagram of the stages of the manufacturing process according to the first embodiment of the invention;
на фиг.6a, 6b, 6c и 6d - силовой шпангоут, изготовленный из композитного материала, и схема этапов процесса его изготовления согласно второму варианту исполнения изобретения;on figa, 6b, 6c and 6d - power frame made of composite material, and a diagram of the stages of the manufacturing process according to the second embodiment of the invention;
на фиг.7 - общий вид силового шпангоута согласно изобретению.7 is a General view of the power frame according to the invention.
Подробное описание изобретенияDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Согласно первому варианту исполнения изобретения предложен шпангоут 1 с П-образной формой сечения, содержащий три элемента: два боковых элемента 2 и 3 и базовый элемент 7, соединяющий внутренние фланцы ранее упомянутых боковых элементов 2, 3 шпангоута. Каждый из боковых элементов 2, 3 дополнительно содержит следующие части: полку 4 для соединения шпангоута 1 с обшивкой фюзеляжа летательного аппарата; стенку 5, являющуюся тонкой частью, которая в некоторых случаях, в зависимости от функции, которую должен выполнять шпангоут, образует угол, равный 90°, с полкой 4, причем она может образовывать любой другой угол; и внутренний фланец 6, соединяющий стенку 5 и базовый элемент 7.According to a first embodiment of the invention, there is provided a
Полка 4, внутренний фланец 6 и стенка 5 шпангоута 1 образованы из слоев композитного материала, расположенных под 0°, ±45° и 90°.The
Композитный материал может быть изготовлен из углеродного волокна или стекловолокна с термореактивной или термопластичной смолой.The composite material may be made of carbon fiber or fiberglass with a thermosetting or thermoplastic resin.
Армирующие элементы 20, 21 из однонаправленных волокон являются преобладающими как в полке 4, так и во внутреннем фланце 6, под 0°; изготовлены из одного и того же материала или из совместимого материала, уложенного в продольном направлении непрерывно вдоль всего шпангоута 1. Материал армирующих элементов 20, 21 обладает высоким модулем упругости, так что он придает полке 4 и внутреннему фланцу 6 высокую прочность и высокую жесткость.
Стенка 6 шпангоута 1 может также содержать армирующие элементы 22, изготовленные из того же самого материала или из совместимого материала, в любом направлении. Армирующие элементы 22 стенки 5 шпангоута 1 могут быть непрерывными вдоль всего шпангоута или они могут быть локальными, в зависимости от требований, предъявляемых к шпангоуту 1. Это означает, что стенка 5 может, таким образом, выдерживать значительно большие нагрузки, чем если бы она была изготовлена исключительно из ткани под ±45°.The
Базовый элемент 7 шпангоута 1 образован из слоев однонаправленной ленты, уложенной слоями с различной ориентацией, с большой долей таких лент в продольном направлении (0°). Базовый элемент 7, таким образом, обладает высоким модулем упругости в продольном направлении как результат наличия большой доли волокон в упомянутом направлении, которые проходят непрерывно вдоль всего шпангоута 1.The
Один из возможных процессов изготовления базового элемента 7 заключается в автоматической укладке ленты (АУСЛ). Этот базовый элемент 7 может быть приклепан, приклеен или пришит к внутренним фланцам 5 шпангоута 1, и таким образом может быть получено закрытое сечение упомянутого шпангоута 1. Толщины и сечения боковых элементов 2, 3 и базового элемента 7 являются переменными.One of the possible processes for manufacturing the
В дополнение к преимуществам закрытого сечения, получаемого в результате того, что внутренние фланцы обращены наружу, использование шпангоута 1 с П-образной формой сечения, предложенного в изобретении, также способствует упрощению последующего монтажа систем и креплению электропроводки летательного аппарата.In addition to the advantages of a closed section resulting from the fact that the inner flanges are facing outward, the use of a
К шпангоуту 1 согласно изобретению во многих случаях нагрузки прикладывают локально через фитинги 8, присоединенные к стенкам 5 шпангоута 1. Шпангоут 1 вместе с обшивкой образует кессонную конструкцию, и, таким образом, сборка обладает высокой жесткостью при кручении; срезающая нагрузка, передающаяся этими фитингами 8, таким образом, благоприятно распределяется между двумя поверхностями, образованными стенками 5.In many cases, loads are applied locally to the
Согласно второму варианту исполнения изобретения предложен шпангоут 1' для летательного аппарата с П-образным сечением, стенки 5' которого образуют определенный угол с полками 4' согласно функции, которую должен выполнять шпангоут 1'. В этом случае, как это показано на Фиг. 6a-6d, направление изгиба внутренних фланцев 6' изменено, так как приклепывание внутренних фланцев 6' к базовому элементу 7 в ином случае было бы невозможно выполнить.According to a second embodiment of the invention, a
В обоих вариантах исполнения, независимо от того, наклонены ли стенки или нет, необходимо, чтобы была обеспечена возможность проверки состояния фитингов. В случае вертикального расположения стенок эта доступность может быть достигнута путем приклепывания базового элемента 7 с возможностью отсоединения. В случае наклонного расположения стенок может возникнуть необходимость в выполнении отверстий, называемых «отверстиями для рук», в базовом элементе 7, с помощью которых может быть обеспечена возможность проверки фитингов 8 или обеспечена возможность размещения колпачков. С другой стороны и как результат этого, приклепывание базового элемента 7 к внутреннему фланцу 6 может быть выполнено без использования глухих заклепок.In both versions, whether the walls are inclined or not, it is necessary that the condition of the fittings be checked. In the case of a vertical arrangement of the walls, this accessibility can be achieved by riveting the
Шпангоут с П-образным сечением, описанный в любом из двух вариантов исполнения изобретения, может проходить вдоль всего шпангоута 1, 1' или охватывать только определенную его секцию. Эта концепция шпангоута с П-образным сечением может быть дополнительно применена к различным сечениям фюзеляжа, таким как круглое, эллипсоидное или прямоугольное и т.п.A U-shaped frame described in either of the two embodiments of the invention may extend along the
Эта концепция шпангоута с П-образным сечением согласно изобретению, кроме того, совместима с другими сечениями шпангоутов. Таким образом, например, в областях, далеких от восприятия нагрузки, тот же шпангоут с П-образным сечением может идти от шпангоута с сечениями, содержащими боковой элемент со стенкой и полкой, образующими угол в 90°, и другой боковой элемент со стенкой и полкой, образующими угол, больший 90°, к шпангоутам с традиционными C-образным, J-образным и I-образным сечениями, и даже с Q-образным сечением, с соответствующим переходом и соединением, как это показано на фиг.7.This U-shaped frame concept according to the invention is furthermore compatible with other frame sections. Thus, for example, in areas far from the load, the same frame with a U-shaped cross-section can go from the frame with sections containing a side element with a wall and a shelf, forming an angle of 90 °, and another side element with a wall and a shelf forming an angle greater than 90 ° to the frames with traditional C-shaped, J-shaped and I-shaped sections, and even with a Q-shaped section, with the corresponding transition and connection, as shown in Fig.7.
Процесс изготовления элементов, образующих шпангоуты 1, 1', выполненные из композитного материала, описанных выше, выполняется отдельно.The manufacturing process of the elements forming the
Как можно видеть на фиг.4a-4d, традиционные шпангоуты из углеродного волокна, например шпангоут 31 с C-образным сечением, например, с L-образным элементом жесткости, выполненным из композитного материала, обычно изготавливают посредством процесса литьевого прессования смолы (RTM), с использованием закрытой формы 32, в которой создают давление, для этой цели, где укладывают сухие заготовки 30 и 32, а затем инжектируют смолу. Этим известным способом можно изготавливать сложные части.As can be seen in figa-4d, traditional carbon fiber frames, for example a
Боковые элементы 2, 3, образующие шпангоуты 1, 1' из композитного материала согласно настоящему изобретению, изготавливают отдельно, предпочтительно посредством обычного литьевого прессования смолы (RTM). Базовый элемент 7, которым закрывают сечение шпангоута, предпочтительно изготавливают посредством процесса автоматической укладки ленты. Эти элементы позже соединяют вместе для образования шпангоута, получая закрытое сечение, которое может включать в себя изменения сечения и толщины, основанные на более простых элементах. Таким образом, так как эти три элемента изготовлены отдельно, где каждый из них выполнен с изменениями по толщине и форме сечения, силовой шпангоут, полученный путем их соединения вместе, является оптимизированным, обладающим переменным закрытым сечением, которое получают простым способом. Процесс изготовления боковых элементов 2, 3, образующих шпангоуты 1, 1' из композитного материала, предпочтительно включает следующие этапы:The
a) разрезание ткани и изготовление выкроек посредством использования ножа или водяной струи;a) cutting the fabric and making patterns through the use of a knife or a water jet;
b) изготовление заготовок путем ручной укладки слоев выкроек друг на друга, сшивание и холодное или горячее уплотнение;b) the manufacture of blanks by hand laying layers of patterns on top of each other, stitching and cold or hot sealing;
c) укладку заготовок в пресс-форму;c) stacking the blanks into the mold;
d) применение вакуума;d) application of vacuum;
e) инжектирование смолы путем применения давления;e) injection of resin by applying pressure;
f) термофиксацию смолы путем применения тепла;f) heat setting of the resin by applying heat;
g) извлечение из пресс-формы.g) removal from the mold.
Базовый элемент 7 предпочтительно изготавливают посредством использования процесса автоматической укладки ленты, включающего следующие этапы:The
автоматическую укладку слоев ткани друг на друга;automatic laying of fabric layers on each other;
горячее формование;hot forming;
размещение вакуумного мешка;placement of the vacuum bag;
термофиксацию в автоклаве.thermofixation in an autoclave.
Любые модификации, подпадающие под объем, определенный прилагаемой формулой изобретения, могут быть включены в варианты исполнения, описанные выше.Any modifications that fall within the scope defined by the appended claims may be included in the embodiments described above.
Claims (12)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) | 2007-01-29 | 2007-01-29 | Aircraft mainframe made from composite material |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) | 2007-01-29 | 2007-01-29 | Aircraft mainframe made from composite material |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009132506A RU2009132506A (en) | 2011-03-10 |
RU2448865C2 true RU2448865C2 (en) | 2012-04-27 |
Family
ID=46297705
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009132506/11A RU2448865C2 (en) | 2007-01-29 | 2007-01-29 | Aircraft mainframe made from composite material |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2448865C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2649839C2 (en) * | 2012-11-26 | 2018-04-04 | Зе Боинг Компани | Vertically built-in stiffeners |
RU211099U1 (en) * | 2021-12-10 | 2022-05-20 | Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Frame made by selective laser fusion |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4531695A (en) * | 1983-01-25 | 1985-07-30 | Westland Plc | Composite helicopter fuselage |
ES2039084T3 (en) * | 1988-06-08 | 1993-08-16 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | FRAME MADE OF COMPOSITE MATERIAL, IN PARTICULAR FOR AIRCRAFT FUSING, AND ITS MANUFACTURING PROCEDURE. |
RU2064879C1 (en) * | 1992-11-23 | 1996-08-10 | Российский Университет Дружбы Народов | Flying vehicle fuselage |
RU2189907C2 (en) * | 2000-06-26 | 2002-09-27 | Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок" Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Adapter in form of gauze shell of revolution made of composite materials |
RU2271304C2 (en) * | 2000-06-28 | 2006-03-10 | Эадс Эйрбас Гмбх | Aircraft structural member |
-
2007
- 2007-01-29 RU RU2009132506/11A patent/RU2448865C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4531695A (en) * | 1983-01-25 | 1985-07-30 | Westland Plc | Composite helicopter fuselage |
ES2039084T3 (en) * | 1988-06-08 | 1993-08-16 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | FRAME MADE OF COMPOSITE MATERIAL, IN PARTICULAR FOR AIRCRAFT FUSING, AND ITS MANUFACTURING PROCEDURE. |
RU2064879C1 (en) * | 1992-11-23 | 1996-08-10 | Российский Университет Дружбы Народов | Flying vehicle fuselage |
RU2189907C2 (en) * | 2000-06-26 | 2002-09-27 | Закрытое акционерное общество "Центр перспективных разработок" Открытого акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Adapter in form of gauze shell of revolution made of composite materials |
RU2271304C2 (en) * | 2000-06-28 | 2006-03-10 | Эадс Эйрбас Гмбх | Aircraft structural member |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2649839C2 (en) * | 2012-11-26 | 2018-04-04 | Зе Боинг Компани | Vertically built-in stiffeners |
RU211099U1 (en) * | 2021-12-10 | 2022-05-20 | Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Frame made by selective laser fusion |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2009132506A (en) | 2011-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8418963B2 (en) | Aircraft load frame made of a composite material | |
US9669919B2 (en) | Highly integrated infused box made of composite material and method of manufacturing | |
US8096504B2 (en) | Integrated aircraft structure in composite material | |
EP2081820B1 (en) | Fitting and its manufacturing method | |
US7182293B2 (en) | Airfoil box and associated method | |
AU2013228054B2 (en) | Circumference splice for joining shell structures | |
US10308345B2 (en) | Structure | |
US9862477B2 (en) | Aircraft structure | |
US8844872B2 (en) | Composite structure | |
US8777159B2 (en) | Internal structure of aircraft made of composite material | |
EP2651759B1 (en) | Skew-angle radius filler to reduce the risk of delamination of a laminated stringer assembly | |
CN107031818A (en) | Combined type rib and its manufacture method for torsion box | |
US9034453B2 (en) | Reinforced aircraft fuselage panel and method of manufacture | |
US9840041B2 (en) | Stiffening element and reinforced structure | |
US9677409B2 (en) | Monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof | |
US9868508B2 (en) | Rib foot for aircraft wing | |
RU2448865C2 (en) | Aircraft mainframe made from composite material | |
US10364017B2 (en) | Structural component | |
EP3628583B1 (en) | Thermoplastic multi-grid overmolded/co-consolidated aircraft fuselage structure | |
US9434466B2 (en) | Component having a box structure for an airplane airfoil |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190130 |