RU2494007C1 - Сегмент оболочки для изготовления секции отсека фюзеляжа самолета - Google Patents
Сегмент оболочки для изготовления секции отсека фюзеляжа самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2494007C1 RU2494007C1 RU2012105330/11A RU2012105330A RU2494007C1 RU 2494007 C1 RU2494007 C1 RU 2494007C1 RU 2012105330/11 A RU2012105330/11 A RU 2012105330/11A RU 2012105330 A RU2012105330 A RU 2012105330A RU 2494007 C1 RU2494007 C1 RU 2494007C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shell segment
- connection
- carbon fiber
- panel
- segment according
- Prior art date
Links
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims abstract description 10
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims abstract description 10
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 10
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims abstract description 3
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims abstract description 3
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 29
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 11
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 9
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 7
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 6
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 5
- 229920001169 thermoplastic Polymers 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007306 turnover Effects 0.000 abstract 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 7
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 4
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 3
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 2
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000008093 supporting effect Effects 0.000 description 2
- AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N alumane Chemical group [AlH3] AZDRQVAHHNSJOQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 125000003700 epoxy group Chemical group 0.000 description 1
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- LNEPOXFFQSENCJ-UHFFFAOYSA-N haloperidol Chemical compound C1CC(O)(C=2C=CC(Cl)=CC=2)CCN1CCCC(=O)C1=CC=C(F)C=C1 LNEPOXFFQSENCJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 1
- 229910001256 stainless steel alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
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
- B64C1/061—Frames
-
- 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
-
- 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для изготовления секции элемента фюзеляжа самолета. Сегмент оболочки содержит панель обшивки и расположенные на ней продольные элементы жесткости, поперечный элемент жесткости, проходящий поперек продольных элементов жесткости, соединительный уголок с желобком (гофром). Панель обшивки и продольные элементы жесткости выполнены из армированного углеродным волокном пластмассового материала. Изобретение позволяет уменьшить массу сегмента оболочки, вероятность опрокидывания и прогиба кольцевых шпангоутов. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к сегменту оболочки для изготовления секции отсека фюзеляжа самолета, содержащему по меньшей мере одну панель обшивки и несколько расположенных на ней продольных элементов жесткости, в частности, стрингеров, а также поперечный элемент жесткости, расположенный по существу поперек продольных элементов жесткости, в частности, по меньшей мере один шпангоут.
В современном самолетостроении отсеки фюзеляжа создают с использованием как и прежде алюминиевой конструкции посредством расположения рядами друг за другом множества имеющих примерно бочкообразную форму секций фюзеляжа. Сами секции фюзеляжа выполняются в большинстве случаев по меньшей мере из двух сегментов оболочки, которые объединяются вдоль продольных швов в секцию фюзеляжа. Сами сегменты оболочки для придания жесткости снабжены множеством продольных элементов жесткости, в частности, стрингеров, расположенных на соответствующей панели обшивки параллельно продольной оси отсека фюзеляжа самолета. Поперек этих продольных элементов жесткости проходят кольцевые шпангоуты, соответственно, кольцевые сегменты шпангоутов. Механическое соединение кольцевых шпангоутов с панелями обшивки и продольными элементами жесткости осуществляется с помощью соединительных уголков, а также с помощью большого количества опорных уголков. Опорные уголки, которые предпочтительно предусмотрены в точках пересечения между продольными элементами жесткости и кольцевыми шпангоутами, предотвращают, в частности, опрокидывание, соответственно, прогиб кольцевых шпангоутов при высоких нагрузках.
Из DE 10 2007044386 A1, например, известен структурный конструктивный элемент, а также способ придания жесткости наружной обшивке воздушного или космического летательного аппарата. При этом соединение кольцевых шпангоутов с панелью обшивки осуществляется с помощью имеющего форму уголка опорного элемента, который в зоне пересечения между профилем шпангоута и профилем стрингера снабжен примерно U-образной выемкой для прохождения профиля стрингера. Выемка опорного элемента опирается на распорный элемент из пластмассового материала, который в свою очередь по меньшей мере в некоторых зонах расположен с геометрическим замыканием в зоне пересечения между кольцевым шпангоутом и профилем стрингера на верхней зоне стрингера. Однако недостатком является то, что раскрытая конструкция обеспечивает лишь опирание стрингеров, так что необходимо, как и прежде, предусматривать отдельные опоры шпангоута (так называемые cleats) для опирания шпангоутов.
Задачей изобретения является создание выполненного конструктивно более просто по сравнению с уровнем техники сегмента оболочки, предназначенного для изготовления секций фюзеляжа, для производства отсеков фюзеляжа самолета и одновременное обеспечение достаточной защиты от опрокидывания, соответственно, от прогиба кольцевых шпангоутов.
Задача решена с помощью сегмента оболочки с признаками пункта 1 формулы изобретения.
За счет того, что соединение по меньшей мере одного поперечного элемента жесткости по меньшей мере с одной панелью обшивки осуществляется с помощью по меньшей мере одного соединительного уголка, при этом соединительный уголок имеет желобок (гофр), получается конструктивно простое выполнение сегмента оболочки по сравнению с известными из уровня техники решениями, поскольку в зонах пересечения между продольным элементом жесткости и поперечным элементом жесткости требуется лишь один выполненный в соответствии с изобретением соединительный уголок. Соединительный уголок обеспечивает, наряду со своей первичной функцией, заключающейся в механическом соединении шпангоута с панелью обшивки, надежное предотвращение опрокидывания, соответственно, прогиба кольцевого шпангоута под нагрузкой. Выполненный согласно изобретению соединительный уголок можно применять как в сегментах оболочки, которые выполнены в виде классической алюминиевой конструкции, так и в сегментах оболочки, которые выполнены по меньшей мере в некоторых зонах из композитных волоконных материалов.
В предпочтительном усовершенствованном варианте сегмента оболочки предусмотрено, что по меньшей мере один соединительный уголок имеет поверхность соединения со шпангоутом и поверхность соединения с обшивкой, которые соединены друг с другом под углом между 45° и 135°.
За счет этого обеспечивается оптимальное, в частности, с точки зрения статики, соединение поперечного элемента жесткости с соответствующей панелью обшивки. Предпочтительно, величина угла лежит в диапазоне между 70° и 110° (≈90°±20°). Лежащие вне этого интервала значения требуются, в частности, когда соединительные уголки необходимо устанавливать в сферически изогнутой в большей степени, то есть по меньшей мере одномерно изогнутой зоне структуры отсека фюзеляжа, соответственно, обшивки отсека фюзеляжа.
В другом предпочтительном варианте выполнения предусмотрено, что по меньшей мере один желобок образован в зоне поверхности соединения со шпангоутом и в зоне поверхности соединения с обшивкой.
За счет этого обеспечивается высокая жесткость между поверхностями соединения соединительного уголка, так что надежно предотвращается опрокидывание, соответственно, прогиб закрепленного с его помощью на соответствующей панели обшивки кольцевого шпангоута.
Согласно другому усовершенствованию сегмента оболочки предусмотрено, что по меньшей мере один желобок имеет две боковые поверхности, которые соединены друг с другом в зоне вертикальной линии под углом между примерно 30° и 120°.
За счет такой геометрической формы обеспечивается очень высокая несущая способность соединительного уголка. Кроме того, эта геометрическая форма обеспечивает возможность изготовления соединительного уголка с оправданными с технологической точки зрения затратами как из металлических материалов, так и волокнистых композитных материалов.
Кроме того, предусмотрено, что вертикальная линия желобка образует с поверхностью соединения с обшивкой угол между 95° и 145°.
Вследствие такого диапазона угла, с помощью образованного желобка достигается максимальное опорное действие между поверхностью соединения со шпангоутом и поверхностью соединения с обшивкой соединительного уголка.
В другом предпочтительном варианте выполнения сегмента оболочки предусмотрено, что продольные элементы жесткости выполнены интегрально по меньшей мере с одной панелью обшивки и имеют приблизительно трапециевидную форму поперечного сечения.
За счет этого можно изготавливать как панель обшивки, так и продольные элементы жесткости с оправданными с технологической точки зрения затратами из волокнистых композитных материалов, в частности, из эпоксидных смол, армированных углеродным волокном. В случае применения для изготовления панелей обшивки и/или продольных элементов жесткости обычных алюминиевых сплавов и/или титановых сплавов, продольные элементы жесткости могут иметь почти любую геометрическую форму поперечного сечения. Например, можно использовать в качестве продольных элементов жесткости известные профили стрингеров с L-образной, Z-образной, Т-образной или П-образной формой поперечного сечения.
Согласно другому варианту выполнения сегмента оболочки, по меньшей мере одна панель обшивки, а также продольные элементы жесткости выполнены из армированного углеродным волокном пластмассового материала, в частности, из эпоксидной смолы, армированной углеродным волокном.
Вследствие такого выполнения обеспечиваются преимущества с точки зрения веса конструкции по сравнению с классической металлической конструкцией. Кроме того, обеспечивается достижение более высокой прочности. Кроме того, уменьшается склонность к коррозии сегмента оболочки, за счет чего значительно сокращаются затраты на контроль и техническое обслуживание изготовленного с их помощью отсека фюзеляжа самолета в течение всего срока службы. Поперечные элементы жесткости, необходимые для дополнительного придания жесткости сегменту оболочки, могут быть образованы также с помощью таких волокнистых композитных материалов и/или с помощью металлических материалов, в частности, материалов из алюминиевых сплавов и/или титановых сплавов.
Согласно другой модификации, по меньшей мере один соединительный уголок выполнен из армированного углеродным волокном пластмассового материала, в частности, из эпоксидной смолы, армированной углеродным волокном, и/или из термопластичного пластмассового материала, армированного углеродным волокном.
За счет этого обеспечивается в целом возможность значительного уменьшения веса и, с другой стороны, улучшаются коррозионные характеристики, в частности, когда как по меньшей мере панель обшивки, так и расположенные на ней продольные элементы жесткости сегмента оболочки изготовлены из волокнистых композитных материалов такого рода.
В усовершенствованном варианте сегмента оболочки предусмотрено, что по меньшей мере один соединительный уголок соединен по меньшей мере с одним поперечным элементом жесткости и по меньшей мере с одной панелью обшивки с помощью соединительных элементов, в частности, с помощью заклепок и/или болтов и/или с помощью клеевого соединения.
Вследствие этого механического соединения между соединительным уголком, панелью обшивки с расположенными на ней продольными элементами жесткости, а также соответствующими поперечными элементами жесткости обеспечивается чрезвычайно высокая механическая нагрузочная способность сегмента оболочки во всех возможных пространственных направлениях нагрузки.
В случае, когда панель обшивки сегмента оболочки с расположенными на ней продольными элементами жесткости, соединительные уголки и поперечные элементы жесткости выполнены, например, из эпоксидной смолы, армированной углеродным волокном, или из армированного углеродным волокном термопластичного пластмассового материала, как правило необходимо использовать соединительные элементы, выполненные из титановых сплавов, с целью предотвращения нежелательных эффектов коррозии.
В другой модификации сегмента оболочки предусмотрено, что между двумя продольными элементами жесткости и соответствующим поперечным элементом жесткости предусмотрен соединительный уголок.
За счет этого обеспечивается равномерное и тем самым соответствующее силовому потоку соединение поперечного элемента жесткости с панелью обшивки сегмента оболочки.
На чертежах изображено:
Фиг.1 - соединительный уголок, согласно изобретению, в изометрической проекции;
Фиг.2 - сечение соединительного уголка по линии II-II на Фиг.1;
Фиг.3 - сечение соединительного уголка по линии III-III на Фиг.1; и
Фиг.4 - сегмент оболочки, в изометрической проекции.
На чертежах одинаковые конструктивные элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями.
На Фиг.1 показан соединительный уголок, согласно изобретению, в изометрической проекции.
Соединительный уголок 1 имеет поверхность 2 соединения со шпангоутом, а также примыкающую к ней под углом примерно 90° поверхность 3 соединения с обшивкой. Поверхность 2 соединения со шпангоутом, а также поверхность 3 соединения с обшивкой имеют каждая приблизительно четырехугольную геометрическую форму, при этом поверхность 2 соединения со шпангоутом имеет по сравнению с поверхностью 3 соединения с обшивкой по меньшей мере в три раза большую длину поверхности.
В верхней зоне 4 поверхности 2 соединения со шпангоутом находится несколько отверстий, из которых лишь одно обозначено позицией 5. Соответственно, поверхность 3 соединения с обшивкой также имеет несколько отверстий, при этом лишь одно отверстие обозначено позицией 6. Отверстия 5, 6 служат для соединения друг с другом не изображенного шпангоута с также не изображенной панелью обшивки сегмента оболочки с помощью соединительного уголка 1 с использованием соединительных элементов, таких как, например, заклепки или болты. Для случая, когда соединение осуществляется посредством склеивания, отверстия при известных условиях могут отсутствовать. Для повышения избыточности можно осуществлять соединение указанных компонентов также с помощью соединительных элементов и дополнительно с помощью клеевого соединения. В верхней зоне 4 в поверхности 2 соединения со шпангоутом выполнены выемки 7, 8, имеющие примерно форму четверти круга. Обе выемки 1, 8 расположены в зоне не обозначенных верхних (воображаемых) угловых зон поверхности 2 соединения со шпангоутом. Согласно изобретению, соединительный уголок 1 имеет по меньшей мере один желобок (гофр) 9. Желобок 9 образован как в зоне поверхности 2 соединения со шпангоутом, так и в зоне поверхности 3 соединения с обшивкой и соединяет обе упомянутые поверхности соединительного уголка 1. Геометрическая форма поверхности желобка 9 соответствует приблизительно геометрической форме разрезанной наполовину вершины конуса с двумя боковыми поверхностями 10, 11, а также с вертикальной линией 12. Между кромками 13, 14 соединительного уголка 1 и соответствующим началом желобка 9 имеется небольшое расстояние 15, 16.
Соединительный уголок 1 может быть изготовлен в виде единого целого, например, из первоначально плоской металлической листовой заготовки с помощью подходящего процесса деформации. Листовые заготовки могут быть выполнены, например, из алюминиевых сплавов, титановых сплавов, сплавов нержавеющей стали или их любых комбинаций. В качестве альтернативного решения, соединительный уголок 1 может быть изготовлен в виде единого целого из волокнистых композитных материалов, например, из эпоксидных смол, армированных углеродным волокном, и/или из термопластичных пластмасс, армированных углеродным волокном.
На Фиг.2 показан соединительный уголок в сечении по линии II-II на Фиг.1.
Как показано на Фиг.2, обе боковые поверхности 10, 11 соединительного уголка 1 образуют в зоне желобка 9 угол 17 предпочтительно в 70°. За счет этого достигается оптимальная жесткость на скручивание между поверхностью 2 соединения со шпангоутом и поверхностью 3 соединения с обшивкой. В зоне вертикальной линии 12 желобок 9 имеет поперечное сечение приблизительно в форме полукруга. Для угла 17 подходят значения между 60° и 80°.
На Фиг.3 показан соединительный уголок в сечении по линии III-III на Фиг.1. Видно, что вертикальная линия 12 желобка 9 и горизонталь в виде поверхности 3 соединения с обшивкой образуют угол 18 примерно в 100°. Возможны также отклоняющиеся от этой величины значения в диапазоне между 95° и 145°. При этом желобок 9 проходит под углом, исходя из поверхности 2 соединения со шпангоутом, до поверхности 3 соединения с обшивкой. При этом расстояние 15 между кромкой 13 поверхности 2 соединения со шпангоутом и началом желобка 9 предпочтительно больше соответствующего расстояния 16 до кромки 14 поверхности 3 соединения с обшивкой.
На Фиг.4 показан в изометрической проекции фрагмент выполненного в соответствии с изобретением сегмента оболочки с упомянутыми выше соединительными уголками.
Сегмент 19 оболочки содержит, среди прочего, панель 20 обшивки с четырьмя расположенными на ней стрингерами 21-24 в качестве продольных элементов жесткости. Стрингеры 21-24 предпочтительно расположены на лежащей снизу панели 20 обшивки на равномерном удалении параллельно друг другу. Они имеют приблизительно трапециевидную форму поперечного сечения и выполнены интегрально с панелью 20 обшивки. По меньшей мере два, но, как правило, четыре сегмента оболочки, которые выполнены в соответствии с показанным сегментом 19 оболочки, соединяются вдоль продольных швов, которые проходят параллельно стрингерам 21-24, с образованием секции фюзеляжа, имеющей приблизительно форму бочки. Наконец, весь отсек фюзеляжа самолета изготавливают посредством соединения друг с другом нескольких секций фюзеляжа с образованием поперечных швов.
Система 25 координат иллюстрирует положение указанных компонентов в пространстве. Направление прохождения оси x системы 25 координат соответствует продольной оси отсека фюзеляжа самолета, соответственно, направлению полета. Ось z соответствует вертикальной оси отсека фюзеляжа самолета и всегда ориентировано от основания, соответственно, дна. Ось y системы 25 координат проходит приблизительно параллельно ориентации не изображенных осей несущих поверхностей самолета.
Поперек направления прохождения стрингеров 21-24 на сегменте 19 оболочки закреплен шпангоут 26 в качестве поперечного элемента жесткости с помощью выполненных в соответствии с изобретением соединительных уголков 27-29. Конструктивное выполнение трех соединительных уголков 27-29 на Фиг.4 точно соответствует конструктивному выполнению соединительного уголка 1, уже поясненного выше в ходе описания Фиг.1-3. Механическое соединение между тремя соединительными уголками 27-29, шпангоутом 26, а также панелью 20 обшивки можно осуществлять по выбору с помощью склеивания, соединения заклепками, болтового соединения или любой комбинации указанных видов соединения. Соединительные уголки 27-29 расположены каждый между двумя проходящими параллельно друг другу стрингерами.
Вследствие использования выполненных в соответствии с изобретением соединительных уголков 27-29 в шпангоуте 26 улавливаются моменты вокруг оси у системы 25 координат и направляются в панель 20 обшивки, так что надежно предотвращается опрокидывание, соответственно, прогиб шпангоута 26, в частности, при больших механических нагрузках. Кроме того, соединительные уголки 27-29 имеют то преимущество, что больше нет необходимости в дополнительных опорных уголках для улавливания опрокидывающих моментов шпангоута 26.
За счет этого по сравнению с известными из уровня техники решениями значительно уменьшается вес сегмента 19 оболочки и необходимые для изготовления производственные затраты. Таким образом, соединительные уголки 27-29 обеспечивают, наряду с их первичной функцией соединения шпангоута 26 с панелью 20 обшивки, одновременно перевод возможных опрокидывающих моментов из шпангоута 26 в панель 20 обшивки.
В одном предпочтительном варианте выполнения элемента 19 оболочки как панель 20 обшивки, стрингеры 21-24, так и шпангоут 26, а также соединительные уголки 27-29 образованы из волокнистого композитного материала, в частности, из эпоксидной смолы, армированной углеродным волокном. В качестве альтернативного решения, можно использовать по меньшей мере для соединительных уголков 27-29 армированный углеродным волокном термопластичный пластмассовый материал. Однако в принципе сегмент 19 оболочки может быть реализован традиционной конструкцией из металла, например, с применением известных алюминиевых сплавов.
Сегмент 19 оболочки имеет, как правило, несколько шпангоутов и тем самым значительно большее количество соединительных уголков. Длина сегмента 19 оболочки может составлять до 40 м, в то время как длина окружности сегмента 19 оболочки может достигать значения до 10 м. С применением четырех сегментов оболочки с длиной окружности, например, в 9 м каждый можно изготавливать, например, секцию фюзеляжа для отсека фюзеляжа самолета известным способом сборки четырех оболочек с диаметром более 11 м, если принимается приблизительно круглая форма поперечного сечения подлежащей созданию секции самолета. В принципе, длина окружностей сегментов оболочки может быть различной и иметь локально изменяющуюся, т.е. отклоняющуюся от круговой формы, соответственно, формы кругового сегмента степень кривизны. В качестве альтернативного решения, секцию фюзеляжа можно также изготавливать как полумонококовую конструкцию с приблизительно полукруглыми сегментами оболочки.
Перечень ссылочных позиций:
1 Соединительный уголок
2 Поверхность соединения со шпангоутом
3 Поверхность соединения с обшивкой
4 Верхняя зона (поверхности соединения со шпангоутом)
5 Отверстие (в поверхности соединения со шпангоутом)
6 Отверстие (в поверхности соединения с обшивкой)
7 Выемка (в поверхности соединения со шпангоутом)
8 Выемка (в поверхности соединения со шпангоутом)
9 Желобок
10 Боковая поверхность
11 Боковая поверхность
12 Верхняя линия
13 Кромка (поверхности соединения со шпангоутом)
14 Кромка (поверхности соединения с обшивкой)
15 Расстояние (между желобком и кромкой)
16 Расстояние (между желобком и кромкой)
17 Угол (между боковыми поверхностями желобка)
18 Угол (между вертикальной линией и поверхностью соединения с обшивкой)
19 Сегмент оболочки
20 Панель обшивки
21 Стрингер
22 Стрингер
23 Стрингер
24 Стрингер
25 Система координат
26 Шпангоут
27 Соединительный уголок
28 Соединительный уголок
29 Соединительный уголок
Claims (12)
1. Сегмент оболочки для изготовления секции элемента фюзеляжа самолета, содержащий по меньшей мере одну панель обшивки и несколько расположенных на ней продольных элементов жесткости, и по меньшей мере один поперечный элемент жесткости, проходящий по существу поперек продольных элементов жесткости, отличающийся тем, что соединение по меньшей мере одного поперечного элемента жесткости по меньшей мере с одной панелью обшивки осуществляется с помощью по меньшей мере одного соединительного уголка, при этом по меньшей мере один соединительный уголок имеет по меньшей мере один желобок.
2. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один соединительный уголок имеет поверхность соединения со шпангоутом и поверхность соединения с обшивкой, которые соединяются под углом друг к другу между 45° и 135°.
3. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один желобок образован в поверхности соединения со шпангоутом и в поверхности соединения с обшивкой.
4. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один желобок имеет две боковые поверхности, которые соединяются друг с другом в зоне вертикальной линии под углом между примерно 30° и 120°.
5. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что вертикальная линия образует с поверхностью соединения с обшивкой угол между 95° и 145°.
6. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что продольные элементы жесткости выполнены интегрально по меньшей мере с одной панелью обшивки и имеют приблизительно трапециевидную форму поперечного сечения.
7. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере одна панель (20) обшивки, а также продольные элементы жесткости выполнены из армированного углеродным волокном пластмассового материала.
8. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один соединительный уголок выполнен из армированного углеродным волокном пластмассового материала, выбранного из группы, состоящий из армированной углеродным волокном эпоксидной смолы, армированного углеродным волокном термопластичного пластмассового материала или их комбинации.
9. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что по меньшей мере один соединительный уголок соединен по меньшей мере с одним поперечным элементом жесткости и по меньшей мере с одной панелью обшивки с помощью соединительных элементов.
10. Сегмент оболочки по п.1, отличающийся тем, что между двумя продольными элементами жесткости и соответствующим поперечным элементом жесткости предусмотрен соединительный уголок.
11. Сегмент оболочки по п.7, отличающийся тем, что армированный углеродным волокном пластмассовый материал является эпоксидной смолой, армированной углеродным волокном.
12. Сегмент оболочки по п.9, отличающийся тем, что соединительные элементы выбраны из группы, состоящей из заклепок болтов, средств клеевого соединения или их комбинации.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US22593309P | 2009-07-16 | 2009-07-16 | |
| DE102009033444A DE102009033444A1 (de) | 2009-07-16 | 2009-07-16 | Schalensegment zur Herstellung einer Rumpfzellensektion für eine Rumpfzelle eines Flugzeugs |
| DE102009033444.0 | 2009-07-16 | ||
| US61/225,933 | 2009-07-16 | ||
| PCT/EP2010/060194 WO2011006954A2 (de) | 2009-07-16 | 2010-07-15 | Schalensegment zur herstellung einer rumpfzellensektion für eine rumpfzelle eines flugzeugs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012105330A RU2012105330A (ru) | 2013-08-27 |
| RU2494007C1 true RU2494007C1 (ru) | 2013-09-27 |
Family
ID=43383874
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012105330/11A RU2494007C1 (ru) | 2009-07-16 | 2010-07-15 | Сегмент оболочки для изготовления секции отсека фюзеляжа самолета |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8800928B2 (ru) |
| EP (1) | EP2454150B1 (ru) |
| JP (1) | JP2012532796A (ru) |
| CN (1) | CN102481972B (ru) |
| CA (1) | CA2767945A1 (ru) |
| DE (1) | DE102009033444A1 (ru) |
| RU (1) | RU2494007C1 (ru) |
| WO (1) | WO2011006954A2 (ru) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2400771B1 (es) * | 2011-03-30 | 2014-02-14 | Airbus Operations S.L. | Fuselaje de aeronave con cuadernas altamente resistentes. |
| WO2015094059A1 (en) * | 2013-12-20 | 2015-06-25 | Saab Ab | Stiffening element and reinforced structure |
| EP2905225B1 (en) * | 2014-02-07 | 2018-10-10 | Airbus Operations GmbH | Attachment structure of an aircraft |
| WO2015170090A1 (en) * | 2014-05-07 | 2015-11-12 | Bae Systems Plc | Aircraft fuel tank |
| DE102015105170A1 (de) * | 2015-04-02 | 2016-10-06 | Airbus Operations Gmbh | Versteifungsstruktur und Verfahren zur Versteifung des Hautfelds eines Flugzeugrumpfs |
| DE102015220642A1 (de) * | 2015-10-22 | 2017-04-27 | Airbus Defence and Space GmbH | Strukturanordnung, Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen einer Strukturanordnung |
| CN105523052B (zh) * | 2015-12-20 | 2018-02-16 | 沈阳市沈飞专用设备厂 | 一种碳纤维蒙皮结构 |
| US10427778B2 (en) * | 2016-03-14 | 2019-10-01 | The Boeing Company | Heat shield assembly and method |
| CN107434028A (zh) * | 2016-05-25 | 2017-12-05 | 天津宏宇天翔科技有限公司 | 一种全敞开式无人机的机身 |
| FR3105168B1 (fr) * | 2019-12-19 | 2022-10-28 | Airbus Operations Sas | Stabilisateur destiné à assembler de manière flexible un élément de cadre et un raidisseur pour fuselage d’aéronef. |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2007330C1 (ru) * | 1992-02-07 | 1994-02-15 | Самарский государственный аэрокосмический университет | Багажный отсек самолета |
| DE102007029500A1 (de) * | 2007-06-25 | 2009-01-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil |
| WO2009037006A1 (de) * | 2007-09-18 | 2009-03-26 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil und rumpf eines luft- oder raumfahrzeugs |
| DE102007052140A1 (de) * | 2007-10-31 | 2009-05-14 | Airbus Deutschland Gmbh | Struktur, insbesondere Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs |
| DE102007055233A1 (de) * | 2007-11-20 | 2009-05-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Kupplungsvorrichtung zum Zusammenfügen von Rumpfsektionen, Kombination aus einer Kupplungsvorrichtung und zumindest einer Rumpfsektion sowie Verfahren zur Herstellung der Kupplungsvorrichtung |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2489779A1 (fr) * | 1980-09-09 | 1982-03-12 | Aerospatiale | Structure de fuselage pour aeronef resistant aux ruptures longitudinales du revetement exterieur |
| DE102006060364B4 (de) * | 2006-12-20 | 2010-02-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Rumpfkomponentenanordnung eines Luft- oder Raumfahrzeugs |
| FR2912680B1 (fr) * | 2007-02-21 | 2009-04-24 | Coriolis Composites Sa | Procede et dispositif de fabrication de pieces en materiau composite, en particulier de troncons de fuselage d'avion |
| DE102007015517A1 (de) * | 2007-03-30 | 2008-10-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Strukturbauteils |
| DE102007044386A1 (de) * | 2007-09-18 | 2009-04-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil und Verfahren zum Versteifen einer Außenhaut |
| FR2923800B1 (fr) * | 2007-11-16 | 2010-05-21 | Airbus France | Dispositif de liaison entre une piece de structure interne d'un aeronef et le fuselage de celui-ci |
| ES2352941B1 (es) * | 2008-05-16 | 2012-01-25 | Airbus Operations, S.L. | Estructura integrada de aeronave en material compuesto |
-
2009
- 2009-07-16 DE DE102009033444A patent/DE102009033444A1/de not_active Ceased
-
2010
- 2010-07-15 CA CA2767945A patent/CA2767945A1/en not_active Abandoned
- 2010-07-15 WO PCT/EP2010/060194 patent/WO2011006954A2/de active Application Filing
- 2010-07-15 JP JP2012520034A patent/JP2012532796A/ja active Pending
- 2010-07-15 US US13/384,033 patent/US8800928B2/en active Active
- 2010-07-15 EP EP10732376.8A patent/EP2454150B1/de not_active Not-in-force
- 2010-07-15 RU RU2012105330/11A patent/RU2494007C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2010-07-15 CN CN201080031939.4A patent/CN102481972B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2007330C1 (ru) * | 1992-02-07 | 1994-02-15 | Самарский государственный аэрокосмический университет | Багажный отсек самолета |
| DE102007029500A1 (de) * | 2007-06-25 | 2009-01-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zum Koppeln von Versteifungsprofilelementen sowie Strukturbauteil |
| WO2009037006A1 (de) * | 2007-09-18 | 2009-03-26 | Airbus Operations Gmbh | Strukturbauteil und rumpf eines luft- oder raumfahrzeugs |
| DE102007052140A1 (de) * | 2007-10-31 | 2009-05-14 | Airbus Deutschland Gmbh | Struktur, insbesondere Rumpfstruktur eines Luft- oder Raumfahrzeugs |
| DE102007055233A1 (de) * | 2007-11-20 | 2009-05-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Kupplungsvorrichtung zum Zusammenfügen von Rumpfsektionen, Kombination aus einer Kupplungsvorrichtung und zumindest einer Rumpfsektion sowie Verfahren zur Herstellung der Kupplungsvorrichtung |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102481972A (zh) | 2012-05-30 |
| US20120132756A1 (en) | 2012-05-31 |
| RU2012105330A (ru) | 2013-08-27 |
| WO2011006954A2 (de) | 2011-01-20 |
| WO2011006954A3 (de) | 2011-07-07 |
| DE102009033444A1 (de) | 2011-01-27 |
| EP2454150A2 (de) | 2012-05-23 |
| CA2767945A1 (en) | 2011-01-20 |
| EP2454150B1 (de) | 2015-07-01 |
| US8800928B2 (en) | 2014-08-12 |
| JP2012532796A (ja) | 2012-12-20 |
| CN102481972B (zh) | 2015-12-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2494007C1 (ru) | Сегмент оболочки для изготовления секции отсека фюзеляжа самолета | |
| RU2496678C2 (ru) | Конструктивный узел и конструкция, используемые, в частности, в авиастроении | |
| JP6628955B2 (ja) | 垂直統合式ストリンガ | |
| EP2735503B1 (en) | Modular structural assembly | |
| US8356451B2 (en) | Structural component and method for producing a structural component | |
| EA012544B1 (ru) | Узел нервюры для кессонов крыла или стабилизатора летательного аппарата | |
| US8628041B2 (en) | Method for realization of an aircraft structure and resulting structure | |
| US20120001023A1 (en) | Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes | |
| US7316372B2 (en) | Fuselage spar for aircraft and central sparbox provided with such a spar | |
| US7850387B2 (en) | System for reducing stress concentrations in lap joints | |
| US20120248247A1 (en) | Aircraft fuselage with high strength frames | |
| WO2008053041A1 (en) | Stiffened casing for an aircraft or spacecraft with a laminate stringer of high rigidity and corresponding laminate stringer | |
| US7124982B2 (en) | Device for bracing a shell in an aircraft fuselage | |
| JP7025899B2 (ja) | 航空機本体のストリンガとフレームの交差部 | |
| US8505851B2 (en) | Profile comprising at least one hollow profile section | |
| US9896180B2 (en) | Method for manufacturing a load bearing structure and such a load bearing structure | |
| EP3040263B1 (en) | Tail cone of an aircraft | |
| US20130306795A1 (en) | Aircraft fuselage frame element | |
| JP2019038517A (ja) | 共硬化した桁および縦通材の中央ウイングボックス | |
| US11440634B2 (en) | Frame for fuselage shells of an aircraft and fuselage shell | |
| US20160318595A1 (en) | Assembling of structural elements in aviation | |
| US9150299B2 (en) | Shell component for an aircraft or spacecraft | |
| GB2466993A (en) | Aircraft Wing-Box | |
| US20190276136A1 (en) | Torsion box for aircraft formed by pair-welded elements and method for producing same | |
| US20240017813A1 (en) | Pressure bulkhead attachment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170716 |