RU2517931C2 - Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата - Google Patents
Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2517931C2 RU2517931C2 RU2011121815/11A RU2011121815A RU2517931C2 RU 2517931 C2 RU2517931 C2 RU 2517931C2 RU 2011121815/11 A RU2011121815/11 A RU 2011121815/11A RU 2011121815 A RU2011121815 A RU 2011121815A RU 2517931 C2 RU2517931 C2 RU 2517931C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- side walls
- armature
- composite material
- aircraft
- horizontal stabilizer
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 title claims abstract description 35
- 230000017105 transposition Effects 0.000 title abstract 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 20
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims description 47
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 claims description 10
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 8
- 239000002650 laminated plastic Substances 0.000 claims description 3
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 3
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000020347 spindle assembly Effects 0.000 description 8
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 description 7
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 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
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 230000008707 rearrangement Effects 0.000 description 1
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C5/00—Stabilising surfaces
- B64C5/02—Tailplanes
-
- 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
- B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
- Vehicle Body Suspensions (AREA)
Abstract
Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу. Арматура содержит боковые стенки кессона, а также средство соединения, которое присоединяет арматуру к шпангоутам хвостового фюзеляжа. Боковые стенки являются соединенными вместе посредством центрального элемента, который содержит первую торцевую часть, присоединенную к первой боковой стенке, вторую торцевую часть, присоединенную ко второй боковой стенке, и центральную часть, которая соединяет вместе торцевые части. Арматура также содержит торцевые элементы, которые присоединены к боковым стенкам на их наружной поверхности. Торцевые элементы имеют общее поперечное сечение в форме омега. Арматура содержит основное крепление, которое содержит сквозные отверстия. Отверстия выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах, так что сквозные отверстия скомпонованы на усиленных участках торцевых элементов. Сквозные отверстия являются скомпонованными на усиленных участках боковых стенок. Достигается простота изготовления, снижение веса, надежность. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Настоящее изобретение относится к арматуре для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Обычно сборка переставного горизонтального стабилизатора на летательном аппарате выполняется соединением упомянутого стабилизатора к летательному аппарату посредством одной или двух точек поворота и точки управления. Чтобы предоставить возможность перестановки плоскости, в которой расположен горизонтальный стабилизатор, точка управления должна быть способной изменять свое положение в вертикальном направлении, с тем чтобы предоставлять стабилизатору возможность поворачиваться на точке или точках поворота. Для того чтобы предоставлять возможность упомянутого изменения положения точки управления, является обычным предусматривать узел электродвигатель/шпиндель, закрепленный посредством арматуры, так что вращение упомянутого шпинделя в одном направлении или другом вызывает восходящее или нисходящее движение точки управления.
Арматура, которая крепит шпиндель вышеприведенного узла электродвигатель/шпиндель, является металлической арматурой, которая обычно присоединена к кессону, упомянутый кессон, в свою очередь, присоединяется к двум силовым шпангоутам летательного аппарата. Электродвигатель, который приводит в движение шпиндель, закреплен в арматуре, тогда как шпиндель, который присоединен к электродвигателю через шаровое и муфтовое соединение, поворачивается относительно арматуры, так что сумма моментов в точке управления горизонтального стабилизатора является нулевой, нагрузка является практически чисто вертикальной нагрузкой.
Типично, металлическая арматура содержит основной элемент крепления и вспомогательный элемент крепления, для того чтобы быть способным удовлетворять требованиям отказобезопасности летательного аппарата, так что в случае отказа основного элемента крепления вспомогательный элемент способен выдерживать являющуюся результатом нагрузку, без последующего подвергания опасности целостности летательного аппарата. Основной элемент крепления обычно имеет охватывающие кронштейны, наряду с тем, что вспомогательный элемент крепления имеет охватываемые или охватывающие кронштейны.
Несмотря на тенденции в последние годы вводить использование композитных материалов или «композитов», таких как CFRP (армированный углеродным волокном пластик) в насколько возможно многих компонентах летательного аппарата вследствие экономии веса, предполагаемой этим материалом по сравнению с алюминием (металлическим материалом, который является наиболее используемым), большинство производителей летательных аппаратов неохотно используют углеродное волокно для арматуры, поскольку сложность этой арматуры приводит к дорогостоящему производству. Эта сложность, в частности, резко выражена в случае арматуры узла электродвигатель/шпиндель для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата вследствие относительно большого количества кронштейнов, которые она должна иметь и компоновки упомянутых кронштейнов.
Поэтому желательно быть способным иметь арматуру для узла электродвигатель/шпиндель для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата, которая преодолевает вышеупомянутые недостатки и которая поэтому может быть изготовлена из композитного материала простым и недорогим образом.
Документ US 2008/0001029 A1 описывает арматуру, стенки которой образуют часть кессона, изготовленной из композитного материала, упомянутая арматура предназначена, чтобы присоединяться к сборке электродвигатель/шпиндель для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата. Арматура согласно US 2008/0001029 A1 содержит две боковые стенки, которые образуют кессон, и средство соединения для присоединения упомянутых стенок к двум шпангоутам хвостового фюзеляжа летательного аппарата, а также основной элемент крепления для присоединения поворотного узла электродвигатель/шпиндель и вспомогательный элемент крепления. Более того, боковые стенки кессона соединены вместе посредством центрального элемента, который образует вспомогательный элемент крепления, скомпонованный между упомянутыми стенками.
Проблема арматуры узла электродвигатель/шпиндель для горизонтального стабилизатора согласно US 2008/0001029 A1 состоит в том, что она имеет очень сложную геометрическую форму, в частности, что касается ее центрального элемента, так что ее производство является трудным и дорогостоящим, кроме того, требуя дополнительных деталей, для того чтобы стабилизировать арматуру и достичь адекватной работы в ответ на нагрузку.
Настоящее изобретение ставит целью решить вышеупомянутые недостатки.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Таким образом, настоящее изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, то есть армированного углеродным волокном пластика, для шпинделя узла электродвигатель/шпиндель, упомянутый шпиндель меняет высоту точки крепления горизонтального стабилизатора летательного аппарата, так что он предоставляет возможность перестановки упомянутого стабилизатора по отношению к хвостовому фюзеляжу летательного аппарата, на котором скомпонован упомянутый стабилизатор.
Арматура согласно изобретению содержит две боковые стенки, которые образуют часть кессона, и средство соединения для присоединения упомянутых боковых стенок к двум шпангоутам хвостового фюзеляжа летательного аппарата. Две боковые стенки кессона арматуры согласно изобретению имеют U-образное поперечное сечение, так что они способны присоединяться к обшивке хвостового фюзеляжа без необходимости в дополнительных деталях.
Арматура согласно изобретению, в свою очередь, содержит основной элемент крепления и вспомогательный элемент крепления, с тем чтобы быть способной удовлетворять требованиям отказобезопасности летательного аппарата.
В соответствии с изобретением, основной элемент крепления состоит из вышеупомянутых боковых стенок кессона, других двух торцевых элементов, которые присоединены к упомянутым боковым стенкам, один торцевой элемент является присоединенным к первой боковой стенке, а другой торцевой элемент является присоединенным к второй боковой стенке. Каждый торцевой элемент, в свою очередь, содержит первые секции, которые проходят параллельно боковым стенкам, вторые секции, которые проходят соответственно от одной из первых секций к соответствующей боковой стенке, и третьи секции, каждая из которых скомпонована напротив и присоединена к соответствующей боковой стенке, упомянутые два торцевых элемента, таким образом, образуют омегаобразное поперечное сечение.
Первые секции двух торцевых элементов содержат соответственные первые основные сквозные отверстия, наряду с тем, что боковые стенки кессона содержат соответственные вторые основные сквозные отверстия, которые выровнены с первыми основными сквозными отверстиями, таким образом, образуя основной элемент крепления.
Вспомогательный элемент крепления арматуры согласно изобретению образован центральным элементом с I-образным поперечным сечением, упомянутый элемент также содержит в своей центральной части вспомогательные сквозные отверстия. Эта геометрическая форма вспомогательного соединения с U-образным поперечным сечением боковых стенок улучшает работу арматуры в ответ на боковую нагрузку, поскольку упомянутое I-образное поперечное сечение обеспечивает лучшую опору для боковых стенок, которые образуют кессон арматуры, и поскольку U-образное поперечное сечение обеспечивает непосредственное присоединение к обшивке упомянутых стенок. Более того, геометрическая форма арматуры проще и легче для производства, чем у арматуры, известной согласно уровню техники (главным образом, что касается их центрального элемента).
В соответствии с изобретением, упомянутые секции каждого торцевого элемента могли бы содержать дополнительный слоистый пластик, который предпочтительно изготовлен из такого же материала, что и остальной арматурный элемент, так что упомянутый слоистый пластик имеет поперечное сечение, которое повторяет упомянутые секции, таким образом, создавая упомянутую омегаобразную конфигурацию. Упомянутый слоистый пластик мог бы быть сформирован посредством дополнительных слоев поверх торцевого элемента, так чтобы он образовывал единую деталь с ним.
Вышеупомянутая конструкция позволяет выполнять стенки кессона, центральный элемент и торцевые элементы фитинга из армированного углеродным волокном пластика, то есть композитного материала, и одновременно предоставляет возможность оптимального распределения нагрузок, которые действуют на вышеупомянутый узел. Таким образом, нагрузки, приложенные к арматуре, по существу являются нагрузками в вертикальном направлении, хотя упомянутая арматура также подвергается небольшим продольным нагрузкам, обусловленным перестановкой горизонтального стабилизатора, и небольшой боковой составляющей нагрузки. Дополнительный слоистый пластик повторяет геометрическую форму торцевого элемента арматуры, возможные проблемы отсоединения третьих секций торцевых элементов и боковых стенок кессона уменьшаются, в случае, где соединение между этими двумя состоит из стыкового соединения.
Как вертикальные нагрузки основного крепления, также и продольные нагрузки прикладываются к основным сквозным отверстиям (к кронштейнам, расположенным как на торцевых элементах, так и на стенках кессона). Эти нагрузки передаются на стенки кессона посредством соединений, которые предусмотрены в соответственных третьих секциях торцевых элементов, а затем превращаются в сдвиговые потоки в стенке шпангоутов, к которым присоединены упомянутые стенки. Соединения между третьими секциями и боковыми стенками могли бы быть заклепочными соединениями или стыковыми соединениями. В отказобезопасных условиях, где нагрузки прикладываются к вспомогательному креплению, эти нагрузки передаются на стенки кессона также через заклепочные или стыковые соединения.
Для того чтобы производить арматуру с кессоном согласно настоящему изобретению, можно использовать технологии, которые по сути традиционны и которые предоставляют возможность формования деталей, а в случае предусматриваемых заклепочных соединений предоставляют возможность склепывания упомянутых деталей. Таким образом, предусмотренные детали могут быть получены посредством автоматических технологических процессов (препрег с ATL и горячей формовкой) или, например, могли бы производиться посредством технологических процессов трансферного формования (RTM). В обоих случаях детали могли бы производиться отдельно, а затем склепываться или стыковаться вместе, или могли бы производиться в качестве единой интегральной части.
Арматуру с кессоном согласно настоящему изобретению легко и недорого изготовить, и она менее тяжелая, чем металлические конструкции, благодаря своей большей интеграции и простоте пути нагружения, таким образом, осуществляя цель, указанную ранее.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут вытекать из подробного описания, которое следует, вариантов осуществления, иллюстрирующих его предмет, со ссылкой на прилагаемые фигуры.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Фиг. 1 - схематический вид сбоку хвостового фюзеляжа и хвостового оперения летательного аппарата.
Фиг. 2 - схематический вид в перспективе арматуры с кессоном для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата согласно настоящему изобретению.
Фиг. 3 - схематический вид сбоку варианта осуществления арматуры с кессоном согласно изобретению, показанной на фиг. 2, включающей в себя элементы для присоединения к силовым шпангоутам.
Фиг. 4 - схематический вид спереди в перспективе арматуры с кессонной конструкцией согласно изобретению, показанной на фиг. 2, также показывающий присоединение арматуры к обшивке.
Фиг. 5 - схематический вид сверху арматуры с кессоном согласно изобретению, показанной на фиг. 2, вдоль сечения A-A по фиг. 4.
Фиг. 6 - схематический вид сверху арматуры с кессоном согласно варианту осуществления изобретения вдоль сечения A-A по фиг. 4, показывающий дополнительный многослойный пластик, который воспроизводит форму торцевого элемента.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Фиг. 1 показывает хвостовой фюзеляж 1 летательного аппарата, на котором скомпонованы горизонтальный стабилизатор 1a со своим рулем высоты 1c, а также вертикальный стабилизатор 1b со своим рулем направления 1d. Перестановку горизонтального стабилизатора 1a можно осуществлять традиционным образом посредством механизма электродвигатель/шпиндель, который присоединен к точке 10 управления, приведение в действие которого заставляет горизонтальный стабилизатор 1a поворачиваться, так что также традиционным образом горизонтальный стабилизатор 1a и руль высоты 1c способны принимать положения 1a', 1c' и 1a", 1c" соответственно, как показано на упомянутой фиг. 1.
Фиг. 2-6 показывают предпочтительный вариант осуществления арматуры 30 согласно изобретению для перестановки горизонтального стабилизатора 1a, упомянутая арматура 30 содержит боковые стенки 2a и 2b кессона. Упомянутая арматура 30 содержит первое средство 3a соединения в виде угловых деталей, так что стенки 2a и 2b могут быть приклепаны к первому шпангоуту (не показан на фигурах) хвостового фюзеляжа 1 летательного аппарата. Арматура 30, кроме того, содержит второе средство 3b соединения, также в виде угловых деталей, так что боковые стенки 2a и 2b могут быть приклепаны к второму шпангоуту хвостового фюзеляжа 1. Элементы 3a или 3b могли бы быть включены в соответствующие боковые стенки 2a или 2b без необходимости в дополнительных деталях. Боковые стенки 2a, 2b могли бы соединяться вместе посредством верхней секции 2c, так что поперечное сечение арматурной части, собранной при соединении вместе 2a+2b+2c, является U-образной, что предоставляет упомянутым боковым стенкам 2a, 2b возможность непосредственно присоединяться к обшивке хвостового фюзеляжа 1 посредством верхней секции 2c (фиг. 4).
С другой стороны, боковые стенки 2a, 2b соединены вместе посредством центрального элемента 4, скомпонованного между упомянутыми боковыми стенками 2a, 2b. Если необходимо, на каждой стороне центрального элемента 4, каждая стенка 2a или 2b могла бы иметь штампованные участки, предназначенные для предотвращения коробления упомянутых стенок 2a, 2b. Центральный элемент 4 содержит первую торцевую часть 4a, присоединенную к первой стенке 2a, вторую торцевую часть 4b, присоединенную ко второй боковой стенке 2b кессона, и центральную часть 4c, которая соединяет вместе упомянутые торцевые части 4a, 4b. Торцевые элементы 5a, 5b присоединены к боковым стенкам 2a, 2b. Обе боковые стенки 2a и 2b кессона, а также секция 2c и торцевые элементы 5a и 5b, центральный элемент 4 и средства 3a и 3b соединения могли бы быть изготовлены из армированного углеродным волокном пластика.
Каждый торцевой элемент 5a, 5b содержит соответственные первые секции 5d, 5e, которые проходят параллельно боковым стенкам 2a, 2b, соответственные вторые секции 5f, 5g, которые проходят соответственно от одной из первых секций 5d, 5e к соответствующей первой стенке 2a, 2b, и соответственные третьи секции 5h, 5i, каждая из которых присоединена к соответствующей боковой стенке 2a, 2b. Можно увидеть, что секции 5d, 5f, 5h и 5e, 5g, 5i, которые соответственно образуют торцевые элементы 5a и 5b, имеют в целом омегаобразное поперечное сечение, при этом является возможным компоновать над этими секциями 5d, 5e, 5f, 5g, 5h, 5i слоистый пластик 6, который имеет омегаобразное поперечное сечение, подобное таковому у упомянутых секций, и который может быть получен добавлением дополнительного слоистого пластика CFRP, так что последний образует единую деталь с каждым торцевым элементом 5a, 5b. Соответственные третьи секции 5h, 5i и детали дополнительных слоистых пластиков 6 по обеим сторонам у 5a и 5b присоединены к соответствующим боковым стенкам 2a, 2b посредством заклепок или посредством стыкового соединения.
Первые секции 5d, 5e торцевых элементов 5a, 5b включают в себя соответственные первые основные сквозные отверстия 7a, 7b, тогда как боковые стенки 2a, 2b содержат вторые основные сквозные отверстия 7c, 7d (фиг. 4). Эти основные сквозные отверстия 7a, 7b, 7c и 7d выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах 8a, 8b, 8c и 8d, которые выходят из соответственных нижних кромок первых секций 5d, 5e торцевых элементов 5a, 5b и соответственных нижних кромок стенок 2a, 2b, с тем чтобы, таким образом, формировать основное крепление.
Упомянутые кронштейны 8a, 8b, 8c, 8d могли бы быть усилены участками большей толщины или участками, снабженными гибридным слоистым пластиком титан-CFRP.
В свою очередь, центральный элемент 4 содержит участок с двумя вспомогательными сквозными отверстиями 9, которые образуют второе крепление арматуры согласно изобретению, такой участок также может быть усилен большей толщиной или гибридным слоистым пластиком титан-CFRP.
Обе третьи секции 5h, 5i торцевых элементов 5a, 5b и центрального элемента 4 присоединены к соответственным стенкам 2a, 2b посредством стыкования или склепывания, хотя центральный элемент 4, стенки 2a, 2b, 2c, элементы 3a и 3b и торцевые элементы 5a, 5b также могли бы быть одноэлементной деталью.
Таким образом, арматура, изготовленная из композитного материала согласно настоящему изобретению, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата 1a содержит в качестве существенных элементов боковые стенки 2a, 2b, упомянутые боковые стенки 2a и 2b являются присоединенными вместе посредством центрального элемента 4, который содержит первую торцевую часть 4a, присоединенную к первой стенке 2a, вторую торцевую часть 4b, присоединенную ко второй стенке 2b, и центральную часть 4c, которая соединяет вместе упомянутые торцевые части 4a, 4b (фиг. 5). Упомянутая арматура, кроме того, содержит торцевые элементы 5a и 5b, которые предпочтительно являются омегаобразными (хотя они также могут иметь I-образное или другие поперечные сечения) и которые присоединены к боковым стенкам 2a и 2b (фиг. 5). Эти торцевые элементы 5a и 5b расположены снаружи боковых стенок 2a и 2b, как может быть видно на фиг. 5.
Более того, как можно увидеть на фиг. 6, арматура 30 может содержать дополнительный слоистый пластик 6, который может быть скомпонован наверху торцевых элементов 5a, 5b, каждый слоистый пластик 6 имеет омегаобразное поперечное сечение, подобное сечению упомянутых элементов, образуя единую деталь с последними.
Стенки 2a, 2b арматуры согласно изобретению могли бы быть присоединены к обшивке хвостового фюзеляжа 1 посредством дополнительных деталей. Подобным образом, конфигурация арматуры, кроме того, могла бы содержать верхнюю секцию или стенку, так что боковые стенки 2a и 2b соединены вместе посредством упомянутой верхней секции 2c, таким образом создавая единую U-образную интегрированную часть, которая предоставляет боковым стенкам 2a, 2b возможность непосредственно присоединяться к обшивке хвостового фюзеляжа 1, посредством упомянутой верхней секции 2c, без необходимости в дополнительных деталях, так что работа арматуры согласно изобретению в ответ на боковые нагрузки является гораздо более предпочтительной, поскольку арматура, благодаря непосредственному соединению с обшивкой и центральному элементу с I-образным поперечным сечением, имеет более жесткую конфигурацию в ответ на механические напряжения внешней нагрузки.
Таким образом, арматура согласно изобретению имеет следующие преимущества по сравнению с известными арматурами:
- арматура легче для производства, фундаментально, в отношении центрального элемента 4a, 4b, 4c, поскольку благодаря торцевым элементам 5a и 5b, расположенным на наружной поверхности боковых стенок 2a и 2b, центральный элемент 4 имеет I-образное поперечное сечение;
- упомянутое I-образное поперечное сечение, в дополнение к более легкому производству, имеет эффект, что арматура является более жесткой в ответ на боковые нагрузки или нагрузки в вертикальном направлении, которые стремятся сомкнуть стенки 2a и 2b, арматура имеет лучшую работу конструкции в ответ на упомянутые механические напряжения;
- более того, когда арматура посредством верхней секции 2c присоединяется непосредственно к обшивке хвостового фюзеляжа 1 без необходимости дополнительных деталей, работа арматуры согласно изобретению является гораздо лучше, чем известные решения.
Варианты осуществления, описанные выше, могли бы быть подвергнуты тем модификациям, которые включены в объем, определенный следующей формулой изобретения.
Claims (11)
1. Арматура (30), изготовленная из композитного материала для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу (1) упомянутого летательного аппарата, при этом арматура (30) содержит боковые стенки (2a и 2b) кессона, а также средство (3a, 3b) соединения, которое присоединяет арматуру (30) к шпангоутам хвостового фюзеляжа (1) летательного аппарата, упомянутые боковые стенки (2a, 2b) являются соединенными вместе посредством центрального элемента (4), который содержит первую торцевую часть (4a), присоединенную к первой боковой стенке (2a) арматуры (30), вторую торцевую часть (4b), присоединенную ко второй боковой стенке (2b) арматуры (30), и центральную часть (4c), которая соединяет вместе упомянутые торцевые части (4a, 4b), арматура, кроме того, содержит торцевые элементы (5a, 5b), которые присоединены к упомянутым боковым стенкам (2a, 2b) на их наружной поверхности, упомянутая арматура (30) обладает оптимальной работой конструкции в ответ на нагрузки летательного аппарата, отличающаяся тем, что торцевые элементы (5a, 5b) имеют общее поперечное сечение в форме омега, арматура (30) содержит основное крепление, которое, в свою очередь, содержит сквозные отверстия (7a, 7b, 7c, 7d), которые выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах (8a, 8b, 8c, 8d), так что сквозные отверстия (7a, 7b) скомпонованы на усиленных участках торцевых элементов (5a, 5b), сквозные отверстия (7c, 7d) являются скомпонованными на усиленных участках боковых стенок (2a, 2b).
2. Арматура (30), изготовленная из композитного материала для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что боковые стенки (2a, 2b) упомянутой арматуры (30) соединены вместе посредством верхней секции (2c), так что поперечное сечение этого элемента арматуры является U-образным, которое предоставляет упомянутым боковым стенкам (2a, 2b) возможность присоединяться непосредственно, без необходимости дополнительных деталей, к обшивке хвостового фюзеляжа (1) летательного аппарата посредством упомянутой верхней секции (2c), кроме того, улучшая работу арматуры (30) в ответ на боковую нагрузку, поскольку упомянутое U-образное поперечное сечение обеспечивает лучшую опору для боковых стенок (2a, 2b) упомянутой арматуры (30).
3. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что арматура (30) содержит дополнительные детали для выполнения присоединения боковых стенок (2a, 2b) к обшивке хвостового фюзеляжа (1) летательного аппарата.
4. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что каждая боковая стенка (2a, 2b), на каждой стороне центрального элемента (4), имеет штампованные участки, предназначенные для предотвращения коробления упомянутых боковых стенок (2a, 2b).
5. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что дополнительный слоистый пластик (6), который копирует геометрическую форму упомянутых торцевых элементов (5a, 5b), добавлен на торцевые элементы (5a, 5b), образуя единую часть с торцевыми элементами (5a, 5b), так что возможные проблемы разъединения торцевых элементов (5a, 5b) и боковых стенок (2a, 2b) устранены.
6. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.5, отличающаяся тем, что дополнительный слоистый пластик (6) изготовлен из композитного материала.
7. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что усиленные участки торцевых элементов (5a, 5b) и боковых стенок (2a, 2b) являются участками большей толщины.
8. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что усиленные участки торцевых элементов (5a, 5b) и боковых стенок (2a, 2b) являются участками, оснащенными гибридным слоистым пластиком титан-CFRP.
9. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по любому одному из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что она содержит вспомогательное крепление, которое, в свою очередь, содержит сквозные отверстия (9), расположенные на центральном элементе (4).
10. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.9, отличающаяся тем, что вспомогательное крепление упомянутой арматуры (30) усилено гибридным слоистым пластиком титан-CFRP.
11. Арматура (30), изготовленная из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора (1a) летательного аппарата по п.9, отличающаяся тем, что вспомогательное крепление упомянутой арматуры (30) является участком большей толщины.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ESP200803103 | 2008-10-31 | ||
| ES200803103 | 2008-10-31 | ||
| PCT/ES2009/070474 WO2010049570A2 (es) | 2008-10-31 | 2009-10-29 | Herraje para trimado de estabilizador horizontal de una aeronave. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011121815A RU2011121815A (ru) | 2012-12-10 |
| RU2517931C2 true RU2517931C2 (ru) | 2014-06-10 |
Family
ID=42129366
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011121815/11A RU2517931C2 (ru) | 2008-10-31 | 2009-10-29 | Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8118260B2 (ru) |
| EP (1) | EP2360092B1 (ru) |
| CN (1) | CN102202965B (ru) |
| BR (1) | BRPI0919978A2 (ru) |
| CA (1) | CA2741827C (ru) |
| ES (1) | ES2558433T3 (ru) |
| RU (1) | RU2517931C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010049570A2 (ru) |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2364109B1 (es) * | 2008-11-27 | 2012-07-04 | Airbus Operations, S.L. | Un herraje delantero de trimado y su ensamblaje a la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión |
| ES2378702B1 (es) * | 2009-04-21 | 2013-02-28 | Airbus Operations, S.L. | Herrajes para la cogida del estabilizador vertical de cola de una aeronave. |
| EP2832636A1 (en) * | 2013-07-30 | 2015-02-04 | Airbus Operations S.L. | Rear fuselage section of an aircraft |
| EP2889216B1 (en) | 2013-12-31 | 2018-09-19 | Airbus Operations S.L. | Aircraft with a trimmable horizontal stabilizer having the pivot elements in its forward side |
| ES2715552T3 (es) | 2016-03-14 | 2019-06-04 | Airbus Operations Sl | Sección de fuselaje de aeronave que incorpora un colector dinámico de cables |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1762750A3 (ru) * | 1990-06-11 | 1992-09-15 | Акционерное Общество "Авиатика" (Su) | Аэродинамический руль самолета |
| RU2207299C1 (ru) * | 2002-03-29 | 2003-06-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Цельноповоротное горизонтальное оперение |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2378885A (en) * | 1943-03-06 | 1945-06-19 | Budd Edward G Mfg Co | Empennage construction and mounting |
| US2892601A (en) * | 1952-08-12 | 1959-06-30 | Harold V Hawkins | Aircraft control apparatus |
| US3594851A (en) * | 1970-05-04 | 1971-07-27 | Boeing Co | Fail safe hinge and mounting |
| US4159604A (en) * | 1978-01-05 | 1979-07-03 | Anthes Equipment Limited | Joist |
| US6270039B1 (en) * | 1999-10-12 | 2001-08-07 | Patria Finavicomp Oy | Hinge for movable control surfaces in an aircraft and a connecting piece to be used with such a hinge |
| FR2815933B1 (fr) * | 2000-10-26 | 2003-01-24 | Eads Airbus Sa | Organe et dispositif de transmission d'efforts radiaux entre des regions centrale et d'extremite de cet organe |
| JP2004025946A (ja) * | 2002-06-24 | 2004-01-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機の翼構造 |
| US6802475B2 (en) * | 2002-07-04 | 2004-10-12 | Smiths Wolverhampton Limited | Flight surface actuator |
| US7393488B2 (en) * | 2005-05-25 | 2008-07-01 | The Boeing Company | Methods of joining structures and joints formed thereby |
| ES2300184B1 (es) * | 2006-04-28 | 2009-05-01 | Airbus España, S.L. | Disposicion para acoplar un pivote de acoplamiento para un estabilizador horizontal trimable al fuselaje de cola de una aeronave. |
| ES2315109B1 (es) * | 2006-06-30 | 2010-01-12 | Airbus España, S.L. | Herraje con cajon de torsion, de material plastico reforzado con fibras de carbono, para acoplar un conjunto motor de accionamiento / husillo para el trimado de un estabilizador horizontal de una aeronave. |
| US8082667B2 (en) * | 2007-05-31 | 2011-12-27 | The Boeing Company | Apparatus and methods for securing a first structural member and a second structural member to one another |
| US7770844B2 (en) * | 2007-06-07 | 2010-08-10 | The Boeing Company | Cargo roller tray shear fitting |
| GB0803690D0 (en) * | 2008-02-29 | 2008-04-09 | Airbus Uk Ltd | Aircraft structure with hinge rib assembly |
| US7975965B2 (en) * | 2008-05-13 | 2011-07-12 | The Boeing Company | Wing tip joint in airfoils |
| ES2371401B1 (es) * | 2008-06-27 | 2012-11-07 | Airbus Operations, S.L. | Estructura de superficie sustentadora de aeronave. |
| ES2364109B1 (es) * | 2008-11-27 | 2012-07-04 | Airbus Operations, S.L. | Un herraje delantero de trimado y su ensamblaje a la unión a tracción de los dos cajones laterales del estabilizador horizontal de un avión |
| US8191824B2 (en) * | 2009-04-19 | 2012-06-05 | Rockwell Collins, Inc. | Integrated load sensing system |
-
2009
- 2009-04-16 US US12/424,811 patent/US8118260B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-10-29 WO PCT/ES2009/070474 patent/WO2010049570A2/es active Application Filing
- 2009-10-29 RU RU2011121815/11A patent/RU2517931C2/ru active
- 2009-10-29 CA CA2741827A patent/CA2741827C/en active Active
- 2009-10-29 CN CN200980143657.0A patent/CN102202965B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-10-29 ES ES09760157.9T patent/ES2558433T3/es active Active
- 2009-10-29 BR BRPI0919978A patent/BRPI0919978A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-10-29 EP EP09760157.9A patent/EP2360092B1/en active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1762750A3 (ru) * | 1990-06-11 | 1992-09-15 | Акционерное Общество "Авиатика" (Su) | Аэродинамический руль самолета |
| RU2207299C1 (ru) * | 2002-03-29 | 2003-06-27 | Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" | Цельноповоротное горизонтальное оперение |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US8118260B2 (en) | 2012-02-21 |
| CA2741827C (en) | 2017-01-31 |
| BRPI0919978A2 (pt) | 2015-12-15 |
| EP2360092A2 (en) | 2011-08-24 |
| US20100108803A1 (en) | 2010-05-06 |
| WO2010049570A2 (es) | 2010-05-06 |
| CN102202965B (zh) | 2014-01-15 |
| CN102202965A (zh) | 2011-09-28 |
| CA2741827A1 (en) | 2010-05-06 |
| RU2011121815A (ru) | 2012-12-10 |
| EP2360092B1 (en) | 2015-10-07 |
| WO2010049570A3 (es) | 2010-08-19 |
| ES2558433T3 (es) | 2016-02-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2641026C2 (ru) | Силовые кессонные конструкции и способы их получения | |
| US6616101B2 (en) | Leading edge of supporting surfaces of aircraft | |
| US7887009B2 (en) | Methods and systems for attaching aircraft wings to fuselages | |
| RU2517931C2 (ru) | Арматура для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата | |
| RU2514301C2 (ru) | Конструкция зоны приложения нагрузки в заднем конце летательного аппарата | |
| US8371537B2 (en) | Aircraft structure with hinge rib assembly | |
| US10131418B2 (en) | Flow body with a load introduction element integrated therein, method for manufacturing a flow body, and aircraft with such a flow body | |
| JP5308533B2 (ja) | 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 | |
| US9586668B2 (en) | Fuselage cell structure for an aircraft in hybrid design | |
| US20130236692A1 (en) | Composite material structure, and aircraft wing and aircraft fuselage provided therewith | |
| EP2173615B1 (en) | Stiffened multispar torsion box | |
| CN104417748A (zh) | 飞机机翼组件的外侧翼盒与机翼中心段之间的上接头 | |
| US20110290941A1 (en) | Attachment system of aircraft components | |
| JP2009531224A (ja) | 航空機構成材 | |
| US7604200B2 (en) | Fitting with torsion box, of plastic material reinforced with carbon fibre, for coupling a drive motor / spindle unit for trimming of a horizontal stabiliser of an aircraft | |
| US7810758B2 (en) | Arrangement for coupling a coupling pivot for a trimmable horizontal stabiliser to the tail fuselage of an aircraft | |
| CA3010856C (en) | Co-cured spar and stringer center wing box | |
| JP6054105B2 (ja) | 航空機胴体のフレーム要素 | |
| US20110139938A1 (en) | Aircraft reaction link | |
| US11465765B2 (en) | Engine pylon for coupling a jet engine to a wing of an aircraft | |
| JP2013056662A5 (ru) | ||
| US7357353B2 (en) | Method of joining structural elements in an aircraft | |
| US10364017B2 (en) | Structural component | |
| JP7473318B2 (ja) | 隔壁連結アセンブリ | |
| EP1544099B1 (en) | Method of joining structural elements in an aircraft |