RU2481243C1 - Aircraft wing and outer wing joint assembly - Google Patents
Aircraft wing and outer wing joint assembly Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481243C1 RU2481243C1 RU2012103071/11A RU2012103071A RU2481243C1 RU 2481243 C1 RU2481243 C1 RU 2481243C1 RU 2012103071/11 A RU2012103071/11 A RU 2012103071/11A RU 2012103071 A RU2012103071 A RU 2012103071A RU 2481243 C1 RU2481243 C1 RU 2481243C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- consoles
- docking
- panels
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Description
Заявляемые технические решения относятся к авиационной технике, в частности к крыльям летательных аппаратов и узлам крепления их консолей, и могут быть использованы в конструкциях крыльев летательных аппаратов.The claimed technical solutions relate to aviation technology, in particular to the wings of aircraft and the attachment points of their consoles, and can be used in the construction of the wings of aircraft.
Известны конструкции крыльев самолетов, включающих консоли крыла, соединенные с центропланом (см., например, патент РФ №2384472 (МПК B64C 3/10, B64C 39/00, B64D 37/04, опубл. 20.03.2010) или решения, приведенные в книге Г.И.Житомирского «Конструкция самолетов» (М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.50-51, рис.2.1, стр.115, рис.3.12)). Технические решения такого типа широко используются в конструкциях пассажирских и транспортных самолетов. В соответствии с этими техническими решениями крыло самолета содержит консоли, соединенные с центропланом, размещенным в фюзеляже самолета. Крыло снабжено лонжеронами, стенками, стрингерами и набором нервюр. Обшивка консолей крыла, как и центроплана, выполнена в виде выпуклых оболочек, стык консолей крыла с центропланом по бортовой нервюре выполняется при этом по криволинейному контуру. Наличие двух стыков консолей (правой и левой) с центропланом увеличивает массу крыла. Значительна и масса узла стыка консолей с центропланом из-за необходимости стыковки панелей обшивки консолей с панелями центроплана по криволинейному контуру.Known designs of the wings of aircraft, including wing consoles connected to the center wing (see, for example, RF patent No. 2384472 (IPC
Известны технические решения крыла самолета, включающего консоли крыла, соединенные друг с другом по плоскости симметрии самолета. Некоторые из этих решений носят концептуальный характер (см., например, Арепьев А.Н., Проектирование легких пассажирских самолетов, изд. МАИ, 2006 г., стр.74, рис.4.2.10) или не раскрывают конструкцию крыла и особенности узлов стыка консолей крыла вблизи плоскости симметрии самолета (см. Г.И.Житомирский, Конструкция самолетов, М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.116-117, рис.3.13в).Known technical solutions for the wing of the aircraft, including the wing console, connected to each other along the plane of symmetry of the aircraft. Some of these decisions are conceptual in nature (see, for example, Arepiev A.N., Designing of light passenger aircraft, ed. MAI, 2006, p. 74, Fig. 4.2.10) or do not disclose the wing structure and the features of the units the junction of the wing consoles near the plane of symmetry of the aircraft (see G.I.Zhitomirsky, Aircraft Design, Moscow, Mashinostroenie Publishing House, 2005, pp. 116-117, Fig. 3.13c).
Решение крыла по патенту США 6340134 (НКИ 244/45R, МПК B64C 3/00, дата подачи 12.10.1999 г.) решает задачу уменьшения лобового сопротивления крыла, способного работать при скоростях и высотах полета современного пассажирского самолета. Решение по патенту США 5088661 (НКИ 244/76R, МПК B64C 13/16, дата подачи 11.04.1990 г.) решает задачу проектирования крыла с использованием трехслойных материалов с сотовыми заполнителями, которые имеют небольшую местную прочность в местах приложения сосредоточенных нагрузок и требует дополнительного усиления специальными конструкционными элементами. Эти решения также не раскрывают конструкцию крыла и особенности узлов стыка консолей крыла вблизи плоскости симметрии.The wing solution according to US patent 6340134 (NKI 244 / 45R, IPC
Известен узел стыка консолей (см. Г.И.Житомирский, Конструкция самолетов, М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.92-94, рис.2.58). Это решение при соединении консолей крыла использует неразрезные передний и задний лонжероны, которые являются общими для двух консолей крыла. Средняя часть переднего лонжерона, расположенная между бортовыми нервюрами, имеет коробчатое сечение. Это решение оптимально для легких спортивных самолетов, крыло которых выполнено с небольшим углом стреловидности и включает две консоли, которые ограничены бортовыми нервюрами и лишено центропланной части. Однако это решение, предусматривающее использование неразрезных переднего и заднего лонжеронов, не может быть использовано в конструкции узлов стыка консолей крыльев пассажирских самолетов из-за сложности изготовления неразрезных лонжеронов, так как крыло пассажирского самолета имеет большой размах и имеет значительные углы стреловидности по передней и задней кромкам.The knot of the junction of the consoles is known (see G.I.Zhitomirsky, Aircraft Design, M., ed. "Mechanical Engineering", 2005, pp. 92-94, Fig. 2.58). This solution, when connecting the wing consoles, uses continuous front and rear spars, which are common to the two wing consoles. The middle part of the front spar, located between the side ribs, has a box section. This solution is optimal for light sports aircraft, the wing of which is made with a small sweep angle and includes two consoles, which are limited by the side ribs and devoid of the center section. However, this solution, which involves the use of continuous front and rear spars, cannot be used in the design of the junction nodes of the wing console of passenger aircraft because of the difficulty in manufacturing the continuous spars, since the wing of a passenger aircraft has a large span and has significant sweep angles along the front and rear edges .
Известны технические решения узлов стыка крыльев самолетов истребителей «Кертис» и «Норт Америкен «Мустанг» (см. Н.А.Фомин, Конструкция крыла современного самолета. Изд. ОБОРОНГИЗ НКАП, Главная редакция авиационной литературы, Москва 1946 г., фиг.141а и фиг.141б, стр.153), консоли которых состыкованы по плоскости симметрии самолетов.Known technical solutions for the joints of the wings of the fighter aircraft "Curtis" and "North American" Mustang "(see N.A. Fomin, The design of the wing of a modern aircraft. Ed. OBORONGIZ NKAP, Main Edition of Aviation Literature, Moscow 1946, Fig. 141a and fig.141b, p. 153), whose consoles are docked along the plane of symmetry of the aircraft.
Узел стыка консолей крыла самолета «Кертис» выполнен из двух силовых элементов уголкового профиля, полки которых соединены с обшивками консолей, а стенки соединены друг с другом. Соединение стенок силовых элементов может быть выполнено, например, в виде болтового соединения. Панели обшивок консолей крыла этого решения выполнены в виде выпуклых оболочек, их торцы, обращенные к плоскости симметрии самолета, имеют криволинейный контур. Силовые элементы узла стыка консолей также имеют замкнутый криволинейный контур, полки силовых элементов охватывают обшивки консолей по всему контуру.The junction of the wing consoles of the Curtis aircraft is made of two power elements of the corner profile, the shelves of which are connected to the casing of the consoles, and the walls are connected to each other. The connection of the walls of the power elements can be performed, for example, in the form of a bolted connection. The paneling of the wing consoles of this solution is made in the form of convex hulls, their ends facing the plane of symmetry of the aircraft have a curved contour. The power elements of the junction of the consoles also have a closed curvilinear contour, the shelves of the power elements cover the casing of the consoles along the entire contour.
Узел стыка консолей крыла самолета «Норт Америкен» близок по устройству узлу стыка консолей крыла самолета «Кертис». Каждый из силовых элементов узла стыка, выполненных из уголкового профиля, имеет контур, включающий два криволинейных и два прямолинейных участка. Криволинейные участки силовых элементов повторяют выпуклый контур верхней и нижней панелей кессонов консолей крыла, эти участки соединены с выпуклыми оболочками панелей. Прямолинейные участки состыкованы с лонжеронами крыла.The junction node of the wing consoles of the North American aircraft is close in design to the junction of the console of the wing consoles of the Curtis aircraft. Each of the power elements of the junction node made of a corner profile has a contour that includes two curved and two straight sections. The curved sections of the power elements repeat the convex contour of the upper and lower panels of the caissons of the wing consoles, these sections are connected with the convex hulls of the panels. The straight sections are docked with the wing spars.
Узлы стыка консолей крыла при помощи угловых профилей (уголков) были оправданы для небольших самолетов с невысокими скоростями полета и небольшой массой, однако такие крепления не могут быть использованы в современных пассажирских самолетах с большой взлетной массой из-за значительной массы узла стыка.The junction nodes of the wing consoles with the help of angular profiles (corners) were justified for small aircraft with low flight speeds and low mass, however, such fasteners cannot be used in modern passenger aircraft with large take-off mass due to the significant mass of the junction.
Известны технические решения узлов стыка (стыковых узлов), используемых для соединения отдельных отсеков самолета (см. А.Л.Гиммельфарб, Основы конструирования в самолетостроении, изд. «Машиностроение», М., 1980, стр.247-250, рис.13.1-13.9). В соответствии с этими решениями узлы стыка состоят из первого и второго средств стыковки (узловых деталей), каждое из которых в общем случае содержит хвостовую, переходную и замыкающую части. Хвостовые части средств стыковки крепятся к соединяемым отсекам самолета, замыкающие части средств стыковки соединяются друг с другом и могут снабжаться элементами соединений, например элементами «ухо» или «вилка». Переходные части первого и второго средств стыковки служат для соединения замыкающей и хвостовой частей. Переходные части средств стыковки воспринимают местные изгибающие моменты в случае, когда направление равнодействующей силы, действующей на замыкающую часть, не совпадает с направлением равнодействующей силы, действующей на хвостовую часть средства стыковки. Как первое, так и второе средства стыковки этого решения выполнены зацело.Known technical solutions for the joints (butt joints) used to connect the individual compartments of the aircraft (see A.L. Gimmelfarb, Fundamentals of design in aircraft, ed. "Mechanical Engineering", M., 1980, pp. 247-250, Fig. 13.1 -13.9). In accordance with these decisions, the joints of the joint consist of the first and second means of docking (nodal parts), each of which in the General case contains a tail, transition and closing parts. The tail parts of the docking means are attached to the connected compartments of the aircraft, the closing parts of the docking means are connected to each other and can be equipped with connection elements, for example, ear or plug elements. The transition parts of the first and second means of docking are used to connect the trailing and tail parts. The transition parts of the docking means perceive local bending moments in the case when the direction of the resultant force acting on the closing part does not coincide with the direction of the resultant force acting on the tail of the docking means. Both the first and second means of docking this solution are made in one piece.
Наиболее близким аналогом заявляемого решения крыла самолета является решение крыла самолета «ЯК-40» (см. Н.Н.Жданович, Д.П.Осокин, М.Л.Скрипка, Особенности конструкции и эксплуатации самолета ЯК-40, Рига, 1982 г, стр.44-46). В соответствии с этим решением крыло самолета выполнено из двух консолей, которые установлены с зазором относительно друг друга вблизи плоскости симметрии самолета.The closest analogue of the proposed solution to the wing of the aircraft is the decision of the wing of the aircraft "YAK-40" (see N.N. Zhdanovich, D.P. Osokin, M.L. Skripka, Design and operation of the aircraft Yak-40, Riga, 1982 pg. 44-46). In accordance with this decision, the wing of the aircraft is made of two consoles, which are installed with a gap relative to each other near the plane of symmetry of the aircraft.
Каждая из консолей этого решения крыла включает кессон. В этом решении кессоны крыла в подфюзеляжной части ограничены носовыми балками, передними лонжеронами, верхней и нижней панелями обшивки и нервюрами. В законцовках крыла кессон ограничен концевой нервюрой. Верхние и нижние панели обшивки кессонов выполнены из листов из алюминиевого сплава, в подфюзеляжной части панели выполнены в виде выпуклых оболочек, торцы панелей, обращенные к плоскости симметрии самолета, имеют криволинейный контур. Верхние панели обшивки каждого кессона выполнены в виде двух съемных и одной несъемной панелей, нижние панели обшивки - в виде двух несъемных панелей.Each of the consoles of this wing solution includes a caisson. In this solution, the wing cofferdoms in the ventral part are limited by the nasal beams, front spars, upper and lower skin panels and ribs. In the wingtips, the caisson is limited to the terminal rib. The upper and lower casing panels are made of aluminum alloy sheets, in the ventral part of the panel are made in the form of convex shells, the ends of the panels facing the plane of symmetry of the aircraft have a curved outline. The upper panels of the casing of each caisson are made in the form of two removable and one non-removable panels, the lower panels of the casing are in the form of two fixed panels.
Консоли крыла соединены друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета аналогичными по конструкции верхним и нижним узлами стыка. В этом решении каждый из узлов стыка включает конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, конструктивные элементы стыка панелей обшивок кессонов, включающих стыковые ленты, и конструктивные элементы стыка носовых балок консолей крыла.The wing consoles are connected to each other near the plane of symmetry of the aircraft with similar design upper and lower joints. In this solution, each of the joint nodes includes structural elements of the front spars joint, structural elements of the joint of the caisson paneling panels, including butt ribbons, and structural elements of the joint of the nose beams of the wing consoles.
Узлы стыка консолей снабжены пазами прямоугольного профиля. В рассматриваемом решении крыла указанные пазы входят в конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, длина пазов сопоставима с шириной полок передних лонжеронов крыла. Каждый из узлов стыка снабжен двумя пазами, один из которых направлен в сторону левой консоли крыла, а другой - в сторону правой консоли. В рассматриваемом решении края панелей обшивок, примыкающих к переднему лонжерону и носовой балке, заведены в указанные пазы узлов стыка и закреплены в них. Корневые нервюры соединены с передним лонжероном, носовой балкой и узлами стыка.The junction nodes of the consoles are provided with grooves of a rectangular profile. In the decision of the wing under consideration, these grooves are included in the structural elements of the joint of the front side members, the length of the grooves is comparable with the width of the shelves of the front side members of the wing. Each of the joints is equipped with two grooves, one of which is directed towards the left wing console, and the other towards the right console. In the solution under consideration, the edges of the paneling panels adjacent to the front spar and the nose beam are brought into the indicated grooves of the joint nodes and fixed in them. Root ribs are connected to the front spar, nasal beam and joints.
Панели обшивок обеих кессонов между носовой балкой и передним лонжероном соединяются стыковой лентой, которая прилегает к обшивкам и повторяет криволинейный профиль панелей обшивок.The skin panels of both caissons between the nose beam and the front spar are connected by a butt tape, which is adjacent to the skin and repeats the curved profile of the skin panels.
Кроме того, носовые балки левой и правой консолей крыла соединяются силовыми кронштейнами.In addition, the nasal beams of the left and right wing consoles are connected by power brackets.
Рассмотренное решение крыла самолета «ЯК-40» имеет следующие недостатки. Обшивка каждого кессона такого крыла выполнена сборно-клепанной конструкции из отдельных монтируемых панелей и изготовлена из листов, выполненных из алюминиевых сплавов. Крыло с такой обшивкой обладает недостаточным аэродинамическим качеством поверхности, а панели обшивки, выполненные из алюминиевых сплавов, продольный силовой набор крыла, включающий передний и задний лонжероны и носовую балку, утяжеляют конструкцию консолей крыла самолета. Значительна масса и узлов стыка консолей крыла, так как соединение панелей кессонов осуществлено по криволинейному контуру с использованием стыковой ленты, обладающей небольшой несущей способностью. Усилия от консолей крыла воспринимаются при этом в основном элементами стыка передних лонжеронов и носовой балки. Выполнение в этом решении панелей обшивок кессонов крыла в подфюзеляжной части в виде выпуклых оболочек уменьшает и полезный объем фюзеляжа в месте стыка консолей, необходимый для размещения оборудования самолета в фюзеляже.The considered solution to the wing of the Yak-40 aircraft has the following disadvantages. The casing of each caisson of such a wing is made of a prefabricated riveted structure of separate mounted panels and is made of sheets made of aluminum alloys. A wing with such skin has insufficient aerodynamic surface quality, and skin panels made of aluminum alloys, a longitudinal power set of the wing, including front and rear side members and a nose beam, make the structure of the wing wing consoles more difficult. The mass of the junction of the wing consoles is also significant, since the caisson panels are connected along a curved contour using a butt tape with a small bearing capacity. The efforts from the wing consoles are perceived in this case mainly by the junction of the front side members and the nasal beam. The implementation in this solution of the panels of the skin of the wing caissons in the ventral part in the form of convex hulls also reduces the useful volume of the fuselage at the junction of the consoles, necessary to place the aircraft equipment in the fuselage.
Наиболее близким аналогом к заявленному техническому решению узла стыка консолей крыла является решение узла стыка консолей самолета «ЯК-40» (см. Н.Н.Жданович, Д.П.Осокин, М.Л.Скрипка, Особенности конструкции и эксплуатации самолета ЯК-40. Рига, 1982 г. рис.3.2, стр.45, 46), стыковка консолей крыла в котором осуществлена аналогичными по конструкции верхним и нижним узлами стыка. Узел стыка этого технического решения содержит размещенные последовательно по направлению полета конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, конструктивные элементы стыка панелей обшивок консолей и конструктивные элементы стыка носовых балок.The closest analogue to the claimed technical solution for the junction of the wing consoles is the decision of the junction of the console of the Yak-40 aircraft (see N.N. Zhdanovich, D.P. Osokin, M.L. Skripka, Features of the design and operation of the Yak- 40. Riga, 1982, Fig. 3.2, p. 45, 46), in which the wing consoles are docked in which the upper and lower joints of the joint are similar in design. The junction of this technical solution contains structural elements of the joint of the front side members arranged sequentially in the direction of flight, the structural elements of the junction of the console skin panels and the structural elements of the junction of the nasal beams.
Конструктивные элементы стыка передних лонжеронов крыла сформированы в виде первого и второго средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки передних лонжеронов снабжена двумя панелями, размещенными относительно друг друга с образованием паза прямоугольного профиля. Замыкающие части средств стыковки передних лонжеронов в этом техническом решении выполнены в виде гребенчатых кронштейнов и соединены друг с другом с использованием болта. Ось болта этого технического решения размещена вблизи плоскости симметрии самолета под небольшим углом к горизонтали. Переходные части средств стыковки передних лонжеронов этого решения выполнены зацело.The structural elements of the junction of the front wing spars are formed in the form of the first and second means of docking. The tail part of each of the means for docking the front side members is provided with two panels placed relative to each other with the formation of a groove of a rectangular profile. The closing parts of the means for docking the front side members in this technical solution are made in the form of comb brackets and are connected to each other using a bolt. The bolt axis of this technical solution is placed near the plane of symmetry of the aircraft at a small angle to the horizontal. The transitional parts of the means for docking the front side members of this solution are made integrally.
Конструктивные элементы, предназначенные для стыковки панелей обшивок консолей, в этом решении включают стыковую ленту, а конструктивные элементы, предназначенные для стыка носовых балок консолей, выполнены в виде соединенных друг с другом болтовым соединением ушкового и вильчатого кронштейнов.Structural elements intended for joining the console skin panels in this solution include a butt tape, and structural elements intended for joining the nose beams of the consoles are made in the form of ear and fork brackets connected to each other by bolts.
Выполнение каждого из средств средств стыковки этого решения зацело в виде одной детали не только осложняет процесс стыковки консолей крыла, но и повышает риск возникновения концентраторов напряжений в панелях обшивок при размещении их краев в пазах средств стыковки, что снижает эксплуатационную живучесть конструкции. Использование разных конструктивных элементов в узле стыка, стык консолей по криволинейному контуру усложняет выполнение разъемного соединения консолей крыла и увеличивает его массу. Такое решение стыковых узлов не является оптимальным и надежным для крыла современного пассажирского самолета с обшивкой, выполненной из композиционных материалов в виде цельных панелей.The implementation of each of the means of docking this solution entirely in one piece not only complicates the process of joining the wing consoles, but also increases the risk of stress concentrators in the panels of the skin when placing their edges in the grooves of the joining means, which reduces the operational survivability of the structure. The use of different structural elements in the junction node, the junction of the consoles along a curved contour complicates the detachable connection of the wing consoles and increases its mass. Such a solution of the butt assemblies is not optimal and reliable for the wing of a modern passenger aircraft with a casing made of composite materials in the form of integral panels.
Технической задачей, решаемой заявляемым решением крыла самолета, является разработка крыла самолета с относительно небольшой массой и высоким качеством поверхности в сочетании с уменьшением объема крыла в фюзеляжной части самолета.The technical problem solved by the claimed decision of the wing of the aircraft is the development of the wing of the aircraft with a relatively small mass and high surface quality in combination with a decrease in the volume of the wing in the fuselage of the aircraft.
Технической задачей, решаемой заявляемым решением узла стыка консолей, является снижение массы узла стыка консолей крыла, обеспечивающего прочность и эксплуатационную живучесть соединения консолей, выдерживающего воздействие различных нагрузок в процессе эксплуатации самолета, в сочетании с возможностью быстрой стыковки и расстыковки консолей крыла во время производственной сборки и проведения капитальных ремонтов самолета.The technical problem solved by the claimed solution of the junction of the consoles is to reduce the mass of the junction of the wing consoles, providing strength and operational survivability of the connection of the consoles, withstanding the effects of various loads during operation of the aircraft, in combination with the ability to quickly dock and undock the wing consoles during production assembly and overhaul of the aircraft.
Поставленная техническая задача заявляемым решением крыла самолета решается следующим образом.The technical task of the claimed solution to the wing of the aircraft is solved as follows.
В соответствии с заявляемым решением крыло самолета содержит две консоли, соединенные друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета верхним и нижним узлами стыка. Каждая из консолей заявляемого решения снабжена кессоном, ограниченным передним и задним лонжеронами, корневой и концевой нервюрами и верхней и нижней панелями обшивки. В соответствии с заявляемым решением панели обшивок выполнены из углепластика. Кроме того, в соответствии с заявляемым решением каждая из панелей кессонов выполнена в виде сочетания выпуклого и плоского участков, причем плоский участок панели примыкает к корневой нервюре и полностью перекрывает торец консоли, обращенный к плоскости симметрии самолета. Упомянутые узлы стыка консолей снабжены пазами с плоскими боковыми стенками. Корневые нервюры соединены с лонжеронами и узлами стыка, а плоские участки панелей закреплены в пазах узлов стыка консолей.In accordance with the claimed solution, the wing of the aircraft contains two consoles connected to each other near the plane of symmetry of the aircraft by the upper and lower joints. Each of the consoles of the proposed solution is equipped with a caisson limited by the front and rear spars, root and end ribs, and the upper and lower panels of the skin. In accordance with the claimed solution, the skin panels are made of carbon fiber. In addition, in accordance with the claimed solution, each of the caisson panels is made in the form of a combination of convex and flat sections, with the flat section of the panel adjacent to the root rib and completely overlapping the end face of the console facing the plane of symmetry of the aircraft. Said junction nodes of the consoles are provided with grooves with flat side walls. Root ribs are connected to the side members and joints, and flat sections of the panels are fixed in the grooves of the joints of the consoles.
Технический результат от использования заявляемого решения крыла самолета заключается в снижении массы и повышении жесткости крыла, что обеспечивается выполнением консолей крыла из углепластика в сочетании с выполнением участка консолей крыла, примыкающего к торцам панелей, обращенных к плоскости симметрии самолета, плоскими. Крепление плоских участков консолей крыла в пазах с плоскими боковыми стенками дает возможность крепления консолей в узлах стыка по плоскому разъему, что не только значительно снижает массу конструкции, но и, уменьшая габариты крыла в фюзеляжной части, увеличивает объем фюзеляжа для размещения оборудования самолета. Выполнение крыла в соответствии с заявляемым решением позволяет уменьшить массу конструкции крыла на 10…13% по сравнению с массой конструкции крыла с центропланной частью и с панелями обшивки, изготовленными из алюминиевых сплавов.The technical result from the use of the proposed decision of the wing of the aircraft is to reduce the mass and increase the stiffness of the wing, which is ensured by the implementation of the wing consoles in carbon fiber in combination with the implementation of the portion of the wing consoles adjacent to the ends of the panels facing the plane of symmetry of the plane. The fastening of the flat sections of the wing consoles in grooves with flat side walls makes it possible to mount the consoles in the joints of the joint through a flat connector, which not only significantly reduces the weight of the structure, but also, reducing the dimensions of the wing in the fuselage, increases the volume of the fuselage to accommodate aircraft equipment. The implementation of the wing in accordance with the claimed solution allows to reduce the weight of the wing structure by 10 ... 13% compared with the weight of the wing structure with a center section and with skin panels made of aluminum alloys.
Верхние и нижние панели обшивок кессонов наиболее целесообразно выполнить зацело, что дополнительно снижает массу крыла, так как устраняет из конструкции значительное количество соединительных и дополнительных силовых элементов.The upper and lower panels of the casing shells are most expediently carried out integrally, which further reduces the weight of the wing, as it eliminates a significant number of connecting and additional power elements from the structure.
В наиболее предпочтительном варианте пазы узлов стыка целесообразно выполнить с длиной, обеспечивающей возможность размещения в них торцов панелей обшивок.In the most preferred embodiment, the grooves of the joints of the joints, it is advisable to perform with a length that provides the possibility of placing in them the ends of the panels of the skin.
В заявляемом решении крыла самолета в качестве решения узлов стыка наиболее предпочтительно использовать заявляемое в этой заявке решение узла стыка. Однако в конструкции крыла могут быть использованы и иные технические решения узлов стыка консолей крыла.In the claimed decision of the wing of the aircraft as a solution to the joints of the joints, it is most preferable to use the solution of the joint of the joints claimed in this application. However, other technical solutions of the junction nodes of the wing consoles can be used in the wing design.
Поставленная техническая задача заявляемым решением узла стыка консолей решается следующим образом.The technical task of the claimed solution node console junction is solved as follows.
В известном техническом решении узел стыка консолей включает соединенные между собой замыкающими частями первое и второе средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки содержит две панели, размещенные с образованием паза прямоугольного профиля.In a known technical solution, the junction of the consoles includes interconnected locking parts of the first and second means of docking. The tail portion of each of the docking means comprises two panels arranged to form a groove of a rectangular profile.
В заявляемом решении новым является то, переходная часть каждого из средств стыковки выполнена из соединенных друг с другом опоры и накладки. Боковые стенки паза выполнены плоскими, причем одна из панелей паза соединена с опорой, а другая панель паза соединена с накладкой.In the claimed solution, the new is that the transitional part of each of the docking means is made of supports and overlays connected to each other. The side walls of the groove are made flat, with one of the panels of the groove connected to the support, and the other panel of the groove connected to the overlay.
Технический результат от использования заявляемого изобретения узла стыка заключается в снижении массы и повышении эксплуатационной живучести конструкции в сочетании с возможностью обеспечения быстрой стыковки и расстыковки консолей крыла во время производственной сборки и проведения ремонтов самолета.The technical result from the use of the claimed invention of the joint assembly is to reduce the weight and increase the operational survivability of the structure, combined with the ability to provide quick docking and undocking of the wing consoles during production assembly and aircraft repairs.
Выполнение каждого средства стыковки узла стыка из двух соединенных друг с другом элементов - опоры и накладки в сочетании с креплением одной из панелей паза на опоре, а другой панели паза на накладке значительно уменьшает риск возникновения концентраторов напряжений в панелях обшивок при монтаже консолей крыла. Это особенно важно при использовании панелей, выполненных из углепластика. Такая конструкция узла стыка повышает ее эксплуатационную живучесть, уменьшая трещинообразование в смежных с узлом стыка элементах консоли в сочетании с упрощением процесса сборки. Выполнение боковых стенок паза плоскими обеспечивает соединение узла стыка со смежными элементами консоли вдоль прямой, что снижает массу узла стыка.The implementation of each means of docking the joint node of two elements connected to each other - supports and plates in combination with the fastening of one of the groove panels on the support and the other groove panel on the plate significantly reduces the risk of stress concentrators in the skin panels during the installation of wing consoles. This is especially important when using panels made of carbon fiber. This design of the interface of the joint increases its operational survivability, reducing crack formation in adjacent to the joint of the console elements in combination with simplification of the assembly process. The execution of the side walls of the groove flat provides the connection of the joint node with adjacent console elements along a straight line, which reduces the mass of the joint.
Наиболее целесообразно соединить опору и накладку каждого из средств стыковки по плоскости болтовыми соединениями, размещенными на переходных частях средств стыковки.It is most expedient to connect the support and the overlay of each of the docking means along the plane with bolted joints located on the transitional parts of the docking means.
Замыкающую часть каждого из средств стыковки предпочтительно выполнить из двух продольных планок и снабдить их отверстиями. Причем планки первого средства стыковки целесообразно разместить так, чтобы был образован паз с плоскими боковыми стенками. Планки второго средства стыковки необходимо сложить друг с другом и ввести в паз замыкающей части первого средства стыковки.The closing part of each of the docking means is preferably made of two longitudinal strips and provided with holes. Moreover, the strips of the first means of docking, it is advisable to place so that a groove with flat side walls was formed. The slats of the second docking means must be folded together and inserted into the groove of the locking part of the first docking means.
Кроме того, в наиболее предпочтительном варианте использования предлагаемого решения узла стыка одну из планок каждого из средств стыковки целесообразно соединить с опорой, а другую - с накладкой.In addition, in the most preferred embodiment of the use of the proposed solution of the joint, it is advisable to connect one of the strips of each of the docking means to the support, and the other to the overlay.
Плоскость сопряжения планок второго средства стыковки наиболее целесообразно совместить с плоскостью соединения опоры и накладки второго средства стыковки. Плоскости соединения опор и накладок первого и второго средств стыковки целесообразно совместить. Это дополнительно снижает массу узла стыка и упрощает процесс изготовления и сборки узла стыка.The plane of mating of the strips of the second means of docking is most appropriate to combine with the plane of connection of the supports and pads of the second means of docking. It is advisable to combine the connection planes of the supports and pads of the first and second docking means. This further reduces the mass of the joint and simplifies the manufacturing process and assembly of the joint.
Кроме того, опоры средств стыковки могут быть снабжены полками, перпендикулярными плоскости соединения опор и накладок, что дает возможность с минимальными затратами массы соединять узлы стыка со смежными элементами консолей по этому направлению.In addition, the supports of the docking means can be equipped with shelves perpendicular to the plane of connection of the supports and plates, which makes it possible to connect the joint nodes with adjacent console elements in this direction with minimal expenditure of mass.
Заявляемое изобретение поясняется следующими чертежами:The invention is illustrated by the following drawings:
фиг.1 - общий вид крыла самолета в плане;figure 1 - General view of the wing of the aircraft in plan;
фиг.2 - кессон левой консоли крыла самолета в аксонометрии;figure 2 - caisson left console wing of the aircraft in a perspective view;
фиг.3 - продольный разрез кессона крыла;figure 3 is a longitudinal section of a wing box;
фиг.4 - сечение соединения консолей в корневой части крыла самолета с верхним и нижним узлами стыка (сечение А-А с фиг.1);figure 4 - cross section of the connection of the consoles in the root of the wing of the aircraft with the upper and lower nodes of the junction (section aa from figure 1);
фиг.5 - укрупненный вид места соединения консолей верхним узлом стыка (вид I с фиг.4);figure 5 is an enlarged view of the junction of the consoles of the upper node of the joint (type I from figure 4);
фиг.6 - верхний узел стыка консолей в аксонометрии;6 - the upper junction of the consoles in a perspective view;
фиг.7 - профиль первого средства стыковки;7 is a profile of the first means of docking;
фиг.8 - профиль второго средства стыковки;Fig. 8 is a profile of a second docking means;
фиг.9 - накладка первого средства стыковки в аксонометрии;Fig.9 - overlay of the first means of docking in a perspective view;
фиг.10 - опора первого средства стыковки в аксонометрии;figure 10 - the support of the first means of docking in a perspective view;
фиг.11 - накладка второго средства стыковки в аксонометрии;11 - overlay of the second means of docking in a perspective view;
фиг.12 - опора второго средства стыковки в аксонометрии.Fig - support of the second means of docking in a perspective view.
Заявляемое техническое решение крыла самолета содержит (см. фиг.1) левую 1 и правую 2 консоли крыла. Консоли крыла 1 и 2 установлены с зазором относительно друг друга вблизи плоскости симметрии 3 самолета. Каждая консоль содержит передний 4 и задний 5 лонжероны, набор нервюр, включающий корневую 6, бортовую 7 и концевую 8 нервюры, продольные силовые стенки 9 и обшивку, включающую верхнюю 10 и нижнюю 11 панели.The claimed technical solution of the wing of the aircraft contains (see figure 1) left 1 and right 2 console wing. The wing consoles 1 and 2 are installed with a gap relative to each other near the plane of
В каждой из консолей крыла выделено по герметичному кессону (см. фиг.3). Кессон ограничен концевой 8 и корневой 6 нервюрами, передним 4 и задним 5 лонжеронами, верхней и нижней панелями 10 и 11 обшивки. Верхняя и нижняя панели 10, 11 обшивки кессонов выполнены из углепластика. Указанные панели 10, 11 обшивки выполнены в виде сочетания выпуклого 12 и плоского 13 участков. Плоские участки 13 консолей размещены примыкающими к корневым нервюрам 6. Плоские участки полностью перекрывают края панелей, обращенные к плоскости симметрии 3 самолета, как показано на фиг.1, 2. Как верхние, так и нижние панели обшивок кессонов, включающих выпуклые и плоские участки, наиболее целесообразно выполнить из углепластика зацело.In each of the wing consoles, a sealed caisson is allocated (see Fig. 3). The caisson is limited by
Левая 1 и правая 2 консоли соединены друг с другом верхним и нижним узлами стыка 14 и 15 консолей, аналогичными по конструкции (см. фиг.2, 4, 5).The
Верхний 14 и нижний 15 узлы стыка консолей снабжены пазами 16 (см. фиг.6) с плоскими боковыми стенками, которые образованы панелями 17. Боковые стенки пазов 16 необходимо при этом выполнить параллельными плоским участкам 13 панелей обшивок. Пазы 16 узлов стыка консолей целесообразно выполнить с длиной, обеспечивающей возможность полного перекрытия торцов панели обшивок, обращенных к плоскости симметрии самолета. В соответствии с заявляемым решением в пазы 16 заведены края плоских участков 13 панелей обшивок и закреплены в них, например, с помощью заклепочного соединения.The upper 14 and lower 15 nodes of the junction of the consoles are provided with grooves 16 (see FIG. 6) with flat side walls that are formed by
Выпуклые участки 12 панелей 10, 11 обшивок кессонов размещены в продольном направлении между лонжеронами 4 и 5, а в поперечном направлении, по крайней мере, между бортовыми и концевыми нервюрами, 7 и 8. В соответствии с заявляемым решением корневые нервюры 6 консолей крыла соединены с лонжеронами 4 и 5 и с верхним 14 и нижним 15 узлами стыка консолей.
Консоли крыла наиболее целесообразно соединить друг с другом в соответствии с заявляемым решением узла стыка консолей.The wing consoles are most advisable to connect with each other in accordance with the claimed decision of the junction of the consoles.
Заявляемый узел стыка устроен следующим образом.The inventive junction is arranged as follows.
Заявляемый узел стыка (см. фиг.6-12) консолей крыла включает первое (фиг.7) и второе (фиг.8) средства стыковки.The inventive interface node (see Fig.6-12) of the wing consoles includes the first (Fig.7) and the second (Fig.8) means of docking.
Каждое из средств стыковки содержит замыкающую 26, переходную 19 и хвостовую 18 части. В соответствии с заявляемым решением узла стыка каждое из средств стыковки выполнено разъемным и состоит из опоры 20 и накладки 21, которые соединены друг с другом по плоскому стыку 22 (см. фиг.6-9) на переходной части средства стыковки. Соединение опоры и накладки по плоскости наиболее целесообразно выполнить с использованием болтового соединения, а плоскости соединения опор и накладок первого и второго средств стыковки совместить.Each of the means of docking includes a closing 26, transitional 19 and tail 18 parts. In accordance with the claimed decision of the junction node, each of the docking means is made detachable and consists of a
Хвостовые 18 части первого и второго средства стыковки снабжены двумя панелями 17. Панели 17 хвостовой части каждого средства стыковки образуют своими внутренними поверхностями паз 16 прямоугольного профиля, выполненный с плоскими стенками. Паз прямоугольного профиля с плоскими боковыми стенками протянут по всей длине узла стыка. При этом плоские стенки паза 16 параллельны друг другу. В соответствии с заявляемым решением одна из панелей 17 хвостовой 18 части каждого средства стыковки расположена на опоре 20, а другая панель - на накладке 21.The tail 18 parts of the first and second docking means are provided with two
Замыкающая 26 часть каждого из средств стыковки снабжена двумя продольными планками 23, протянутыми по всей длине узла стыка. Планки 23 первого средства стыковки 18 размещены относительно друг друга с образованием паза с плоскими боковыми стенками (см. фиг.7, 9, 23). Планки 23 второго средства стыковки сложены друг с другом (см. фиг.8, 11, 12) и введены в паз замыкающей части первого средства стыковки, как показано на фиг.6. Наиболее целесообразно одну из планок каждого из средств стыковки соединить с опорой, а другую планку соединить с накладкой, а плоскость сопряжения планок второго средства стыковки совместить с плоскостью соединения опоры и накладки второго средства стыковки.The closing part 26 of each of the docking means is provided with two
Планки 23 снабжены отверстиями 27 для размещения элементов болтовых соединений 24 для соединения первого и второго средства стыковки в единый узел, как показано на фиг.5.The
Опоры средств стыковки снабжены полками 25, перпендикулярными плоскости 22 соединения опор и накладок.The supports of the docking means are provided with
Элементы конструкции крыла (лонжероны, нервюры, стенки) и узлов стыка консолей могут быть изготовлены из алюминиевых сплавов с использованием известных методов обработки материалов и сборки. Панели обшивок кессонов крыла в соответствии с заявляемым решением изготавливаются из углепластика. Каждая панель выполняется зацело из сочетания плоского и выпуклого участков, что может быть выполнено за счет использования известных способов формования оболочек из неметаллических материалов. На этапе узловой сборки каждая из панелей может быть соединена со средством стыковки, а затем в специальном сборочном стапеле может быть осуществлена сборка консолей крыла. На этапе общей сборки самолета консоли крыла соединяются с фюзеляжем самолета и стыкуются друг с другом. При этом бортовые нервюры консолей соединяются с силовой конструкцией фюзеляжа, а консоли крыла стыкуются друг с другом в узле стыка консолей. В полете консоли крыла воспринимают аэродинамическую нагрузку на крыло. Перерезывающая сила через бортовую нервюру передается на силовые элементы фюзеляжа, а изгибающий момент от левой консоли уравновешивается в узле стыка консолей изгибающим моментом от правой консоли крыла.The structural elements of the wing (spars, ribs, walls) and the junction of the consoles can be made of aluminum alloys using well-known methods of processing materials and assembly. Panels for wing casing in accordance with the claimed solution are made of carbon fiber. Each panel is made entirely of a combination of flat and convex sections, which can be accomplished through the use of known methods of forming shells of non-metallic materials. At the nodal assembly stage, each of the panels can be connected to the docking means, and then wing consoles can be assembled in a special assembly slip. At the stage of the general assembly of the aircraft, the wing consoles are connected to the aircraft fuselage and are joined together. In this case, the side ribs of the consoles are connected to the power structure of the fuselage, and the wing consoles are joined to each other at the junction of the consoles. In flight, the wing consoles perceive the aerodynamic load on the wing. The cutting force is transmitted through the side rib to the power elements of the fuselage, and the bending moment from the left console is balanced at the junction of the consoles by the bending moment from the right wing console.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012103071/11A RU2481243C1 (en) | 2012-01-31 | 2012-01-31 | Aircraft wing and outer wing joint assembly |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012103071/11A RU2481243C1 (en) | 2012-01-31 | 2012-01-31 | Aircraft wing and outer wing joint assembly |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2481243C1 true RU2481243C1 (en) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789423
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012103071/11A RU2481243C1 (en) | 2012-01-31 | 2012-01-31 | Aircraft wing and outer wing joint assembly |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481243C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3674204A1 (en) * | 2018-12-26 | 2020-07-01 | Airbus Operations SAS | Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another |
| EP3998192A1 (en) * | 2021-02-19 | 2022-05-18 | Lilium eAircraft GmbH | Wing spar structure |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1037539A1 (en) * | 1981-12-11 | 1996-09-20 | А.С. Прытков | Permanent construction joint of aircraft center section with wing |
| RU2352497C1 (en) * | 2005-03-23 | 2009-04-20 | Эрбюс Франс | Device and method of asymmetrical jointing of parts made from carbon and metal by strips |
| US20090159742A1 (en) * | 2007-12-21 | 2009-06-25 | Gonzalo Ramirez Blanco | Lifting structure for aircraft |
| US20110147521A1 (en) * | 2009-07-16 | 2011-06-23 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method of constructing a fixed-wing aircraft |
-
2012
- 2012-01-31 RU RU2012103071/11A patent/RU2481243C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1037539A1 (en) * | 1981-12-11 | 1996-09-20 | А.С. Прытков | Permanent construction joint of aircraft center section with wing |
| RU2352497C1 (en) * | 2005-03-23 | 2009-04-20 | Эрбюс Франс | Device and method of asymmetrical jointing of parts made from carbon and metal by strips |
| US20090159742A1 (en) * | 2007-12-21 | 2009-06-25 | Gonzalo Ramirez Blanco | Lifting structure for aircraft |
| US20110147521A1 (en) * | 2009-07-16 | 2011-06-23 | Airbus Operations (S.A.S.) | Method of constructing a fixed-wing aircraft |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Жданович Н.Н., Осокин Д.П., Скрипка М.Л. Особенности конструкции и эксплуатации самолета Як-40. - Рига, 1982, с.44-46, рис.3.2. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3674204A1 (en) * | 2018-12-26 | 2020-07-01 | Airbus Operations SAS | Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another |
| FR3091259A1 (en) * | 2018-12-26 | 2020-07-03 | Airbus Operations | AIRCRAFT SAIL COMPRISING TWO FIXED WINGS ONE OVER THE OTHER |
| US11414173B2 (en) | 2018-12-26 | 2022-08-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another |
| EP3998192A1 (en) * | 2021-02-19 | 2022-05-18 | Lilium eAircraft GmbH | Wing spar structure |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9533768B2 (en) | Aircraft engine mounting system | |
| EP2824030B1 (en) | Apparatus and methods for joining composite structures of aircrafts | |
| US9688382B2 (en) | Method of constructing a fixed-wing aircraft | |
| US8186622B2 (en) | Aircraft component | |
| US20130001356A1 (en) | Reinforced aircraft fuselage | |
| ES2841399T3 (en) | Aircraft with a rear section with a continuous skin for the fuselage and vertical tail stabilizer | |
| US11958597B2 (en) | Spar arrangement in a wing tip device | |
| CN104249811B (en) | Aircraft wing suitable for shuttling back and forth aerosphere | |
| US9381992B2 (en) | Leading edge for an aircraft lifting surface | |
| US12091155B2 (en) | Structural arrangement for strut-braced wing assembly of an aircraft | |
| CN106507751B (en) | SUAV fuselage | |
| RU2481243C1 (en) | Aircraft wing and outer wing joint assembly | |
| US20170066518A1 (en) | Aircraft rear portion comprising a vertical stabilizer having a box-section structure including a lower portion accommodated in the fuselage | |
| EP2634093A1 (en) | Filler panels for aircraft fuel tank coverings | |
| EP2540618B1 (en) | Filler panel for bulkhead to skin joint in integral tanks | |
| CN102849218A (en) | Mounting beam for auxiliary power unit of aircraft | |
| RU2462395C2 (en) | Airframe of multipurpose class vi aircraft | |
| US9688381B2 (en) | Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft | |
| CN114906313B (en) | Connection structure of aircraft fin and fuselage | |
| CN215794411U (en) | Integrated skin for reducing weight of airplane structure | |
| KR102130467B1 (en) | Braced wing aircraft | |
| RU2443599C1 (en) | Fuselage central part and beam | |
| RU2154003C2 (en) | Connection of wing and fuselage | |
| RU2173654C2 (en) | Airframe of multimode monoplane | |
| CN111348170A (en) | Civil aircraft keel beam structure capable of improving structural comprehensive performance |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210416 |