RU2518927C2 - Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию - Google Patents

Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию Download PDF

Info

Publication number
RU2518927C2
RU2518927C2 RU2012102328/11A RU2012102328A RU2518927C2 RU 2518927 C2 RU2518927 C2 RU 2518927C2 RU 2012102328/11 A RU2012102328/11 A RU 2012102328/11A RU 2012102328 A RU2012102328 A RU 2012102328A RU 2518927 C2 RU2518927 C2 RU 2518927C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
holes
structural element
longitudinal direction
main wing
composite material
Prior art date
Application number
RU2012102328/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012102328A (ru
Inventor
Синити ЕСИДА
Хидэаки ТАНАКА
Юя ТАНАКА
Original Assignee
Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. filed Critical Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд.
Publication of RU2012102328A publication Critical patent/RU2012102328A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2518927C2 publication Critical patent/RU2518927C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/187—Ribs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/04—Interconnection of layers
    • B32B7/08—Interconnection of layers by mechanical means
    • 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
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
    • B32B3/02—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions
    • B32B3/08—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by features of form at particular places, e.g. in edge regions characterised by added members at particular parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
    • B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
    • B32B3/14—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a face layer formed of separate pieces of material which are juxtaposed side-by-side
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
    • B32B3/26—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer
    • B32B3/263—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer characterised by a layer having non-uniform thickness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form
    • B32B3/26—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer
    • B32B3/266—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar form; Layered products having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer characterised by an apertured layer, the apertures going through the whole thickness of the layer, e.g. expanded metal, perforated layer, slit layer regular cells B32B3/12
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/03—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers with respect to the orientation of features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B64C1/1446—Inspection hatches
    • 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
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1492—Structure and mounting of the transparent elements in the window or windscreen
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24273—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including aperture
    • Y10T428/24322—Composite web or sheet

Abstract

Изобретение относится к конструкции из композиционного материала (КМ) с выполненным в ней отверстием и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата (ЛА). Конструкция из КМ является нижней обшивкой основного крыла ЛА. Конструкция содержит конструктивный элемент (КЭ) с отверстиями и смежный КЭ. Отверстия являются отверстиями доступа. Нижняя обшивка основного крыла образована КЭ с отверстиями и смежным КЭ, имеющими поверхности раздела, проходящие в продольном направлении основного крыла и соединяющие КЭ с отверстиями со смежным КЭ. Смежный КЭ соединен с боковым участком КЭ с отверстиями. КЭ с отверстиями и смежный КЭ выполнены таким образом, что воспринимают растягивающую нагрузку и/или сжимающую нагрузку, действующую в продольном направлении крыла. Полная жесткость КЭ с отверстиями при растяжении и/или сжатии в продольном направлении крыла ЛА ниже, чем полная жесткость смежного КЭ при растяжении и/или сжатии в продольном направлении. Также конструкция из КМ может являться обшивкой фюзеляжа ЛА. Обшивка фюзеляжа образована КЭ с отверстиями и смежным КЭ, имеющими поверхности раздела, проходящие в продольном направлении фюзеляжа и соединяющие КЭ с отверстиями со смежным КЭ. Отверстия при этом являются отверстиями, используемыми в качестве окон, в которые вставлен оконный материал. Достигается снижение веса конструкции из КМ, снижение концентрации напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий, упрощение конструкции укрепления кромки отверстий. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 18 ил.

Description

Область техники
{0001} Данное изобретение относится к конструкции из композиционного материала с выполненным в ней отверстием. Кроме того, изобретение относится к крылу и фюзеляжу летательного аппарата, содержащим указанную конструкцию.
Уровень техники
{0002} В таких областях машиностроения, как, к примеру, авиационная промышленность, судостроение, автомобильная промышленность и прочие отрасли промышленности, широко используются композиционные материалы на основе армированного волокнами пластика (FRP), которые обеспечивают получение высокопрочных, легких конструкций. Иногда в конструкциях из подобного композиционного материала выполняют отверстие, обеспечивающее доступ в процессе контроля и сборки. В случае наличия в конструкции отверстия, у его периферической кромки возникают концентрации напряжений, в результате чего необходимо увеличить прочность у периферической кромки отверстия.
{0003} В приведенной ниже патентной литературе 1 раскрыто техническое решение, в котором для укрепления периферической кромки отверстия доступа, выполненного в обшивке летательного аппарата, увеличивают толщину указанной кромки отверстия путем добавления упрочняющего слоя. В патентной литературе 1 упрочняющий слой фиксируется к основе посредством штырей или шпилек, предотвращающих его отслаивание при воздействии нагрузки.
Список цитируемых источников
Патентная литература
{0004} {PTL 1} Перевод с японского языка международной заявки №2003-513821 согласно Договору о международной патентной кооперации (РСТ).
Сущность изобретения
Техническая задача
{0005} Однако недостатком технического решения, раскрытого в указанной выше патентной литературе 1, является снижение производительности из-за дополнительной операции вставки штырей или шпилек при добавлении упрочняющего слоя.
{0006} Известен способ, исключающий использование указанных штырей или шпилек, согласно которому нижняя обшивка 103 основного крыла 100 летательного аппарата имеет конструкцию, представленную на 8А и 8В. Как показано на фиг.8А, отверстия 102 доступа выполнены по всей длине средней части нижней обшивки 103. Отверстия 102 доступа используют для контроля топливного бака или в процессе сборки. Пунктирные линии на чертеже определяют границы основного крыла 100, включая закрылок, предкрылок и прочие элементы крыла.
{0007} Как показано на фиг.8В, армированный слоистый пластик 104 уложен на базовый слоистый материал 106 для укрепления периферической кромки отверстия 102 доступа. Армированный слоистый пластик 104 имеет форму конуса, как показано в разрезе на фиг.8В, причем конус выполнен так, что толщина слоя материала плавно уменьшается по мере увеличения расстояния от отверстий 102 доступа. Несмотря на то, что для укрепления отверстий 102 доступа достаточно разместить участки 104а армированного слоистого пластика с фиксированной толщиной у периферической кромки отверстий, при воздействии нагрузки в случае использования только указанных участков 104а с фиксированной толщиной возникает расслоение в зоне раздела с основанием 106. С целью предотвращения такого расслоения вместо использования только участков 104а с фиксированной толщиной, в дополнение используют конусные участки 104b, отходящие от участков 104а с фиксированной толщиной, причем толщина конусных участков 104b уменьшается постепенно. И хотя для лучшего понимания конусные участки 104b показаны в заштрихованном виде на фиг.8В, и конусные участки 104b и участки с фиксированной толщиной 104а составляют единое целое и выполнены из одного и того же слоистого материала.
Однако, несмотря на то, что показанная на фиг.8А и фиг.8В конструкция не требует применения штырей или шпилек, как раскрыто, например, в патентной литературе 1, только с точки зрения укрепления отверстий 102 доступа нет необходимости использовать конусные участки 104b, увеличивающие вес конструкции.
{0008} Настоящее изобретение направлено на устранение вышеуказанных недостатков. Задачей изобретения является создание более легкой конструкции из композиционных материалов с учетом концентрации напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий. Кроме того, задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию.
Решение задачи
{0009} Чтобы решить вышеуказанные задачи в конструкции из композиционного материала и основном крыле и фюзеляже летательного аппарата, содержащим указанную конструкцию, использованы следующие технические решения.
В настоящем изобретении предложена конструкция, содержащая конструктивный элемент с отверстиями, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем указанный конструктивный элемент вытянут в одном направлении и оснащен отверстием. При этом предложенная конструкция также содержит смежный конструктивный элемент, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем смежный конструктивный элемент вытянут в указанном одном направлении и соединен с боковым участком указанного конструктивного элемента с отверстиями, причем растягивающая нагрузка и/или сжимающая нагрузка действуют в указанном одном направлении, причем жесткость указанного конструктивного элемента с отверстиями при растяжении и/или сжатии в указанном направлении ниже, чем жесткость смежного конструктивного элемента при растяжении и/или сжатии в указанном направлении.
{0010} Поскольку жесткость конструктивного элемента с отверстиями при растяжении в указанном одном направлении ниже, чем жесткость смежного конструктивного элемента при растяжении в указанном одном направлении, растягивающую нагрузку в основном испытывает смежный конструктивный элемент. В результате, из-за того, что растягивающая нагрузка, действующая на конструктивный элемент с отверстиями, становится относительно меньше, концентрация напряжений, возникающих у периферической кромки отверстия, ослабляется. Таким образом, по сравнению со случаем, когда конструктивный элемент с отверстиями и смежный конструктивный элемент имеют одинаковую жесткость при растяжении, допустимо уменьшить укрепление у периферической кромки отверстия.
В случае, когда жесткость конструктивного элемента с отверстиями при сжатии в указанном одном направлении ниже жесткости смежного конструктивного элемента при сжатии в указанном одном направлении, растягивающую нагрузку в основном испытывает смежный конструктивный элемент. В результате, из-за того, что сжимающая нагрузка, действующая на конструктивный элемент с отверстиями, становится относительно меньше, концентрация напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий, ослабляется. Таким образом, по сравнению со случаем, когда конструктивный элемент с отверстиями и смежный конструктивный элемент имеют одинаковую жесткость при сжатии, допустимо уменьшить укрепление у периферической кромки отверстий.
В случае действия одновременно растягивающей и сжимающей нагрузок на конструкцию из композиционного материала (то есть при действии изгибающей нагрузки), жесткость конструктивного элемента с отверстиями при растяжении и сжатии в указанном одном направлении следует выбрать меньше по сравнению с жесткостью смежного конструктивного элемента при растяжении и сжатии в указанном одном направлении, в результате растягивающую и сжимающую нагрузки в основном будет воспринимать смежный конструктивный элемент.
{0011} В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения конструктивный элемент с отверстиями изготовлен из композиционного материала, основными компонентами которого являются волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°.
{0012} Поскольку композиционный материал в основном содержит волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°, жесткость при растяжении в направлении под углом 0° (указанное одно направление) снижается. В результате можно получить композиционный материал, способный вытягиваться в направлении растяжения (и/или сжатия). Кроме того, благодаря ориентации волокон в основном под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°, прочность в направлении сдвига (перпендикулярно указанному одному направлению, то есть под углом +/-90°) возрастает, что способствует увеличению жесткости при кручении.
Выражение «в основном содержит волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°» означает, что процентное содержание волокон, ориентированных под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°, выше, чем в обычно используемых композиционных материалах (например, в композиционном материале, используемом для изготовления смежного конструктивного элемента), то есть процентное содержание волокон выше, чем, например, в обычном композиционном материале, используемом для изготовления основного крыла летательного аппарата, с процентным содержанием волокон, ориентированных под углом +/-45°, примерно 60% ((0°, +45°, -45°, 90°)=(30%, 30%, 30%, 10%)), и, к примеру, составляет 70% и более или, предпочтительно 80% и более.
С целью снижения жесткости конструктивного элемента с отверстиями в направлении под углом 0°, предпочтительно используют волокна, ориентированные под углом 0°, из материала, имеющего более низкую жесткость, чем волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°. Например, если под углом от +/-30° до +/-60°, предпочтительно +/-45°, ориентированы углеродные волокна, то под углом 0° можно расположить волокна стеклянные или арамидные.
{0013} Согласно одному из вариантов осуществления изобретения, нижняя обшивка основного крыла летательного аппарата изготовлена из множества композиционных материалов, имеющих поверхности раздела, проходящие в продольном направлении основного крыла, причем один из указанных композиционных материалов, имеющий отверстие доступа, выполненное в нижней обшивке основного крыла, служит в качестве конструктивного элемента с отверстиями, причем другие композиционные материалы выполняют функцию смежных конструктивных элементов.
{0014} Нижняя часть кессона сформирована нижней обшивкой основного крыла, которая воспринимает действующую на нее нагрузку. Во время полета нижняя обшивка подвергается воздействию растягивающей нагрузки, действующей на основное крыло в продольном направлении. Поскольку композиционный материал, в котором выполнено отверстие доступа, служит в качестве указанного выше конструктивного элемента с отверстиями, при этом композиционный материал, соединенный с конструктивным элементом с отверстиями, выполняет функцию указанного выше смежного конструктивного элемента, то растягивающую нагрузку в основном воспринимает смежный конструктивный элемент и только относительно небольшая растягивающая нагрузка действует на конструктивный элемент с отверстиями. Таким образом, допустимо уменьшить укрепление у периферической кромки отверстий доступа, благодаря чему обеспечивается возможность снижения веса основного крыла.
{0015} В соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения обшивка фюзеляжа летательного аппарата изготовлена из множества композиционных материалов, имеющих поверхности раздела проходящие в продольном направлении фюзеляжа, причем один из указанных композиционных материалов, имеющий окно в виде отверстия, выполненного в обшивке фюзеляжа, служит в качестве конструктивного элемента с отверстиями, причем другие композиционные материалы выполняют функцию смежных конструктивных элементов.
{0016} Фюзеляж летательного аппарата подвергается растягивающим и сжимающим нагрузкам (то есть изгибающей нагрузке) в продольном направлении. Поскольку композиционный материал, в котором выполнено окно, служит в качестве вышеупомянутого конструктивного элемента с отверстиями, при этом данный композиционный материал, соединенный с конструктивным элементом с отверстиями, служит в качестве смежного конструктивного элемента, растягивающую и сжимающую нагрузки в основном воспринимает смежный конструктивный элемент, при этом только относительно небольшие растягивающая и сжимающая нагрузки действуют на конструктивный элемент с отверстиями. Следовательно, допустимо уменьшить укрепление у периферической кромки отверстий доступа, благодаря чему обеспечивается возможность снижения веса основного крыла.
Преимущества настоящего изобретения
{0017} В соответствии с настоящим изобретением жесткость конструктивного элемента с отверстиями при растяжении и/или сжатии по сравнению с жесткостью смежного конструктивного элемента при растяжении и/или сжатии снижена, в результате чего обеспечивается снижение концентрации напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий, и соответственно упрощается конструкция укрепления периферической кромки отверстий и уменьшается вес основного крыла.
Краткое описание чертежей
{0018} {Фиг.1А} На фиг.1А на виде в плане показана нижняя обшивка основного крыла летательного аппарата в соответствии с первым вариантом конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
{Фиг.1В} На фиг.1В показан продольный разрез нижней обшивки основного крыла летательного аппарата в соответствии с первым вариантом конструкции из композиционного материала согласно настоящему изобретению.
{Фиг.2} На Фиг.2 в аксонометрии показаны нижняя обшивка и стрингер, образующий часть основного крыла, имеющего кессонную конструкцию.
{Фиг.3} На фиг.3 показано поперечное сечение по разрезу А-А, указанному на фиг.2.
{Фиг.4А} На фиг.4А показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.4В} На фиг.4В показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.4С} На фиг.4С показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.4D} На фиг.4D показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.5А} На фиг.5А показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.5В} На фиг.5В показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.5С} На фиг.5С показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.5D} На фиг.5D показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.6А} На фиг.6А показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.6В} На фиг.6В показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.6С} На фиг.6С показано поперечное сечение по разрезу В-В, указанному на фиг.2, с пояснением другого способа крепления стрингера и нижней обшивки.
{Фиг.7} На фиг.7 на виде сбоку показан фюзеляж летательного аппарата, изображающий другой пример применения конструкции, выполненной из композиционного материала, согласно настоящему изобретению. {Фиг.8А} На фиг.8А на виде сверху показана нижняя обшивка основного крыла летательного аппарата в материалах, использованных при экспертизе заявки.
{Фиг.8В} На фиг.8В показан продольный разрез нижней обшивки основного крыла летательного аппарата в материалах, использованных при экспертизе заявки.
Подробное описание изобретения
{0019} Вариант реализации предложенной конструкции из композиционного материала рассмотрен ниже со ссылкой на фиг.1А - фиг.3.
На фиг.1А и фиг.1В показана нижняя обшивка 3 основного крыла 1 летательного аппарата. Нижняя обшивка 3 представляет собой конструкцию из композиционного материала, выполненную из армированного волокнами пластика (FRP). Пунктирные линии на чертеже определяют границы основного крыла 1, включая закрылок, предкрылок и прочие элементы крыла.
{0020} Как показано на фиг.2 и фиг.3, кессон коробчатой формы образован нижней обшивкой 3, передним лонжероном 20 и задним лонжероном 22, выполняющими функцию боковых обшивок, установленных вертикально по обоим краям в направлении ширины нижней обшивки 3, а также верхней обшивкой 24, соединяющей верхние концы переднего лонжерона 20 и заднего лонжерона 22 друг с другом, при этом нижняя обшивка 3 воспринимает нагрузку, действующую на основное крыло 1.
{0021} Нижняя обшивка 3 состоит из трех частей, а именно передней части 3а (смежный конструктивный элемент), расположенной на передней кромке основного крыла 1, центральной части 3b, соединенной с передней частью 3а, и задней частью 3с (смежный конструктивный элемент), соединенной с центральной частью 3b и расположенной на задней кромке основного крыла 1. Каждая из указанных частей: передняя часть 3а, центральная часть 3b и задняя часть 3с соединены между собой посредством крепежных элементов или с использованием связующих участков вдоль поверхностей 4 раздела, проходящих в продольном направлении основного крыла 1. Как показано ниже, можно выбрать вариант соединения посредством крепежных элементов или с использованием связующих участков.
{0022} Как показано на фиг.2 и фиг.3, в продольном направлении основного крыла 1 предусмотрено множество стрингеров 26. Стрингеры 26, как и нижняя обшивка 3, и прочие элементы крыла, изготовлены из композиционного материала на основе армированного волокнами пластика (FRP). Каждый стрингер 26 прикреплен к внутренней поверхности нижней обшивки 3 и верхней обшивки 24, причем в основном стрингеры воспринимают нагрузку, действующую на основное крыло 1 в продольном направлении.
Ребра 28 установлены внутри основного крыла 1, имеющего кессонную конструкцию, разделяют внутреннее пространство в продольном направлении на множество секций. Ребра 28, выполненные в виде пластин, проходят в поперечном направлении (перпендикулярно продольному направлению) основного крыла 1, причем большинство из них расположены на заданном расстоянии друг от друга в продольном направлении крыла. Как показано на фиг.3, передние и задние края каждого пластинчатого ребра 28 прикреплены соответственно к переднему лонжерону 20 и заднему лонжерону 22 посредством крепежных элементов 30, таких как болты, гайки и прочие крепежные элементы.
{0023} Передняя часть 3а нижней обшивки 3 выполнена из композиционного материала, основными компонентами которого являются пластики, армированные углеродными волокнами (CFRP). Процентное содержание направленных определенным образом углеродных волокон устанавливают примерно в соответствии с обычно принятым значением для конструкций летательных аппаратов. Например, возможна конфигурация, при которой множество слоев, содержащих отдельные волокна с различной ориентацией, уложены так, что (0°, +45°, -45°, 90°)=(30%, 30%, 30%, 10%), причем определено, что направление, в котором вытянуто основное крыло 1 (продольное направление), 0°. Количество слоев в слоистом пластике композиционного материала, используемого для изготовления передней части 3а, определяют в зависимости от прочности, которую необходимо обеспечить, и достигает, например, нескольких десятков.
{0024} Как и передняя часть 3а, задняя часть 3с нижней обшивки 3 изготовлена из композиционного материала, который представляет собой пластики, армированные углеродными волокнами (CFRP). Как и для передней части 3а, процентное содержание ориентированных определенным образом углеродных волокон устанавливают примерно в соответствии с обычно принятым значением для конструкций летательных аппаратов. Например, возможна конфигурация, при которой множество слоев, содержащих отдельные волокна с различной ориентацией, уложены так, что (0°, +45°, -45°, 90°)=(30%, 30%, 30%, 10%), причем определено, что направление, в котором вытянуто основное крыло 1 (продольное направление), 0°. Количество слоев в слоистом пластике композиционного материала, используемого для изготовления задней части 3с, определяют в зависимости от прочности, которую необходимо обеспечить, и достигает, например, нескольких десятков.
{0025} Центральная часть 3b нижней обшивки 3 выполнена из композиционного материала, основными компонентами которого являются пластики, армированные углеродными волокнами (CFRP). Множественные отверстия 5 доступа (отверстия), используемые для контроля топливного бака внутри основного крыла 1, в процессе сборки и в других целях, расположены на заданном расстоянии друг от друга в направлении вытягивания основного крыла 1. Таким образом, центральная часть 3b выполнена в виде конструктивного элемента с отверстиями. Отверстия 5 доступа отсутствуют в передней части 3а и задней части 3с.
Как показано на фиг.1В, центральная часть 3b имеет постоянную толщину; количество слоев волокон в указанной части больше, чем в передней части 3а и задней части 3с. Таким образом, толщина центральной части больше на соответствующую величину.
Процентное содержание ориентированных определенным образом углеродных волокон в центральной части 3b отличается от соответствующих значений в передней части 3а и задней части 3с, причем волокна в основном ориентированы под углом +/-45°, причем направление вытягивания основного крыла 1 определено под углом 0°. При этом процентное содержание волокон, ориентированных под углом +/-45°, в центральной части 3b, больше, чем в передней части 3а и задней части 3с, причем их конфигурация такова, что множество слоев волокон, содержащих отдельные волокна с различной ориентацией, уложены друг на друга таким образом, что, к примеру, процентное содержание волокон, ориентированных под углом +/-45°, составляет 70% и более, предпочтительно 80% и более. Кроме того, для снижения жесткости при растяжении в направлении 0° возможна замена углеродных волокон, ориентированных под углом 0°, на стеклянные (стекловолокно) или арамидные (арамидное волокно).
{0026} Ниже приведены способы соединения передней части 3а и задней части 3с с центральной частью 3b нижней обшивки 3.
В соответствии с данным вариантом реализации изобретения, несмотря на то, что прочность центральной части 3b в продольном направлении меньше, чем прочность передней части 3а и задней части 3с в продольном направлении, в связи с тем, что в ней выполнены отверстия 5 доступа и, соответственно, возникают концентрации напряжений, толщина центральной части 3b больше, чем толщина передней части 3а и задней части 3с. В данном случае используют варианты соединений, показанные на фиг.4А - фиг.6С.
{0027} На фиг.4А - фиг.4D показана конструкция, в которой для компенсации разницы в толщине центральной части 3b и передней части 3а (или задней части 3с), в конце передней части 3а (или задней части 3с) вплотную к поверхности раздела 4 предусмотрена часть 3d увеличенной толщины, выполненной за счет постепенного увеличения толщины с помощью конусообразной части 3е. Такое решение обеспечивает выравнивание толщины центральной части 3b, передней части 3а и задней части 3с, в результате чего их можно прочно закрепить посредством стрингеров 26.
Стрингеры 26 и нижняя обшивка 3 (центральная часть 3b, передняя часть 3а и задняя часть 3с) соединены в местах, отмеченных штрихпунктирными линиями на фиг.4А, посредством крепежных элементов 40 (болтов, гаек и прочих крепежных элементов).
На фиг.4В проиллюстрирован вариант соединения стрингеров 26 и нижней обшивки 3 (центральной части 3b, передней части 3а и задней части 3с) посредством крепежных элементов 40 после их скрепления с использованием связующих участков 42, помещенных между ними.
На фиг.4С показан способ соединения только с использованием связующих участков 42 без применения крепежных элементов.
{0028} Кроме способа соединения стрингеров 26 и нижней обшивки 3 (центральной части 3b, передней части 3а и задней части 3с) с использованием связующего участка после того, как элементы обработаны отдельно (способ соединения после обработки), применяют способ совместного соединения, при котором связующий участок помещают между обработанными стрингерами 26 и предварительно обработанной нижней обшивкой 3, которые впоследствии совместно подвергают действию температуры и/или давления, причем для соединения элементов возможен способ совместной обработки, при котором связующий участок помещают между предварительно обработанными стрингерами 26 и предварительно обработанной нижней обшивкой 3, которые впоследствии совместно подвергают действию температуры и/или давления. Подобные способы соединения элементов применяют также в случаях, рассмотренных ниже и показанных на фиг.5А - фиг.6С.
{0029} Как показано на фиг.4D, возможен наклон поверхностей раздела 4 в направлении увеличения толщины обшивки. При формировании поверхностей раздела 4 в виде наклонных плоскостей, как указано на чертеже, увеличивается площадь совмещения и контакта центральной части 3b с передней частью 3а (или с задней частью 3с), обеспечивая при этом возможность получения более прочного соединения. Подобные поверхности раздела 4 также применимы для способов соединения, указанных на фиг.5А - фиг.6С, рассмотренных ниже.
{0030} На фиг.5А - фиг.5D показан вариант, согласно которому с целью компенсации разницы в толщине центральной части 3b и передней части 3а (или задней части 3с), между стрингерами 26 и передней частью 3а (или задней частью 3с) помещают прокладки 44. В качестве прокладок 44 можно использовать тот же армированный волокнами композиционный материал, используемый, например, в передней части 3а, или также возможно использование титанового сплава.
На фиг.5А, как на фиг.4А, показан вариант соединения стрингеров 26 и нижней обшивки 3 (центральной части 3b, передней части 3а и задней части 3с) только посредством крепежных элементов 40.
На фиг.5В показан вариант соединения, согласно которому между прокладками 44 и передней частью 3а (или задней частью 3с) предусмотрен соединительный участок 46, причем дополнительно используются крепежные элементы 40.
На фиг.5С показан вариант соединения, согласно которому в дополнение к предложенному на фиг.5В варианту крепления между стрингерами 26 и соответственно центральной частью 3b и передней частью 3а (или задней частью 3с) предусмотрены связующие участки 48.
На фиг.5D показан вариант соединения, согласно которому только связующие участки 46 и 48, при этом исключены используемые на фиг.5С крепежные элементы 40.
{0031} На фиг.6А - фиг.6С показан вариант, согласно которому с целью компенсации разницы в толщине центральной части 3b и передней части 3а (или задней части 3с), изменена форма стрингеров 26. В частности, толщина фланца 26а стрингера 26 около передней части 3а (или задней части 3с) больше толщины фланца 26b, который расположен около центральной части 3b, при этом нижние поверхности фланца 26а расположены ближе к передней части 3а.
На фиг.6А, как и на фиг.4А, показан вариант соединения стрингеров 26 и нижней обшивки 3 (центральной части 3b, передней части 3а и задней части 3с) только посредством крепежных элементов 40.
На фиг.6В, как и на фиг.4В, показан вариант соединения, который предусматривает наличие крепежных элементов 40 и связующих участков 42.
На фиг.6С, как и на фиг.4С, показан вариант, при котором части соединены только посредством связующих участков 42, без использования крепежных элементов 40.
{0032} Далее рассмотрены эффекты и преимущества, обеспечиваемые при использовании основного крыла 1, содержащего описанную выше конструкцию из композиционного материала.
Во время полета основное крыло 1 подвергается воздействию нагрузки, следствием чего является смещение конца крыла вверх. В результате на нижнюю обшивку 3 основного крыла 1 действует растягивающая нагрузка в направлении вытягивания крыла (под углом 0°). Растягивающая нагрузка, действующая под углом 0°, воспринимается в основном передней частью 3а и задней частью 3с нижней обшивки 3, а не центральной частью 3b. Это объясняется тем, что по сравнению с передней частью 3b и задней частью 3с центральная часть 3b выполнена в основном из волокон, ориентированных под углом +/-45°, и представляет собой композиционный материал, имеющий низкую жесткость при растяжении под углом 0°. Поэтому благодаря тому, что на центральную часть 3b действует меньшая растягивающая нагрузка по сравнению с передней частью 3а и задней частью 3с, снижаются требования к укреплению периферической кромки отверстий 5 доступа. Другими словами, по сравнению со случаем использования композиционного материала с той же ориентацией, как в передней части 3а и задней части 3с, в данном случае обеспечивается возможность уменьшения количества слоев (и соответственно уменьшения толщины). Однако ввиду необходимости выдерживать концентрацию напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий 5 доступа, количество слоев в слоистом пластике композиционного материала, в центральной части 3b должно быть больше (толщина материала больше), чем в передней части 3а и задней части 3с.
Поскольку волокна в центральной части 3b в основном ориентированы под углом +/-45°, данная часть должна быть усилена для обеспечения жесткости в направлении сдвига, то есть жесткости при кручении. В результате центральная часть 3b выполнена так, что она не воспринимает нагрузку в осевом направлении (растягивающую нагрузку), а воспринимает нагрузку на скручивание. Среди нагрузок, действующих на основное крыло 1, нагрузка на скручивание составляет всего около 30% по сравнению с растягивающей нагрузкой; в результате нет необходимости увеличивать толщину центральной части 3b подобно тому, как это выполнено в случае, показанном на фиг.8В, когда растягивающая нагрузка на нижней обшивке действует непосредственно на периферическую кромку отверстия доступа.
{0033} Как показано на фиг.1В, благодаря тому, что центральная часть 3b выполнена отдельно от передней части 3а и задней части 3с, маловероятно расслоение, подобное описанному в конструкциях на фиг.8А и фиг.8В. Это объясняется тем, что растягивающая сила не передается между отдельными частями 3а, 3b и 3с даже при наличии разницы в толщине между центральной частью 3b и, соответственно, передней частью 3а и задней частью 3с, поскольку каждый слой материала частей 3а, 3b и 3с отделен от слоя каждой из указанных частей.
{0034} Поскольку в данном варианте изобретения не требуется использование конусообразного участка 104b, подобного тому, что показано на фиг.8В, обеспечивается возможность снижения веса на соответствующую величину.
{0035} Несмотря на то, что данный вариант изобретения описан применительно к нижней обшивке 3, настоящее изобретение не ограничено этим; его широкое применение возможно при условии использования конструкции из композиционного материала, имеющей отверстия.
Например, такую же конструкцию, как в нижней обшивке 3, применяют в верхней обшивке, образующей совместно с нижней обшивкой 3 кессон. Несмотря на то, что в данном случае на верхнюю обшивку действует сжимающая нагрузка, уменьшение жесткости при сжатии центральной части, в которой выполнены отверстия, по сравнению с жесткостью передней и задней частей на сжатие обеспечивает гашение концентрации напряжений, возникающих у периферической кромки отверстий, выполненных в центральной части.
{0036} Как показано на фиг.7, материалы, используемые в центральной части 3b описанного выше основного крыла 1, применимы для центральной части 12 фюзеляжа 10 летательного аппарата, в которой выполнены отверстия для окон 11 из материалов, предназначенных для выполнения указанных отверстий. Такие же материалы, как в передней части 3а и задней части 3с в описанном выше варианте реализации изобретения, применимы для других смежных конструктивных элементов 13. Несмотря на то, что в данном случае на фюзеляж 10 действует изгибающая нагрузка (то есть растягивающая и сжимающая нагрузки), уменьшение прочности на растяжение и прочности на сжатие центральной части 12 по сравнению с остальными элементами 13 обеспечивает возможность гашения концентрации напряжений, возникающих у периферической кромки окон 11 в центральной части 12.
{0037} Применение конструкции из композиционного материала в соответствии с настоящим изобретением не ограничено летательным аппаратом; она также применима при использовании на судах, автотранспортных средствах и прочих средствах.
Хотя в описанном выше варианте изобретения в основном используются пластики, армированные углеродными волокнами (CFRP), настоящее изобретение не ограничено указанным материалом; например, возможно использование армированного стекловолокном пластика или армированного арамидным волокном пластика.
Номера позиций
{0038}
1 основное крыло
3 нижняя обшивка (конструкция из композиционного материала)
3а передняя часть (смежный конструктивный элемент)
3b центральная часть (конструктивный элемент с отверстиями)
3с задняя часть (смежный конструктивный элемент)
5 отверстие доступа (отверстие)

Claims (8)

1. Конструкция из композиционного материала, содержащая:
конструктивный элемент с отверстиями, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем указанный конструктивный элемент с отверстиями вытянут в продольном направлении основного крыла летательного аппарата и оснащен по меньшей мере одним отверстием,
смежный конструктивный элемент, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем смежный конструктивный элемент вытянут в указанном продольном направлении основного крыла и соединен с боковым участком указанного конструктивного элемента с отверстиями,
причем конструктивный элемент с отверстиями и смежный конструктивный элемент выполнены таким образом, что воспринимают растягивающую нагрузку и/или сжимающую нагрузку, действующую в указанном продольном направлении основного крыла, причем указанная конструкция из композиционного материала является нижней обшивкой основного крыла летательного аппарата;
при этом полная жесткость указанного конструктивного элемента с отверстиями при растяжении и/или сжатии в указанном продольном направлении основного крыла летательного аппарата ниже, чем полная жесткость смежного конструктивного элемента при растяжении и/или сжатии в указанном направлении,
причем указанная нижняя обшивка основного крыла летательного аппарата образована указанным конструктивным элементом с отверстиями и указанным смежным конструктивным элементом, имеющими поверхности раздела, проходящие в указанном продольном направлении основного крыла и соединяющие указанный конструктивный элемент с отверстиями с указанным смежным конструктивным элементом,
при этом указанное отверстие является отверстием доступа.
2. Конструкция из композиционного материала по п.1, в которой конструктивный элемент с отверстиями изготовлен из композиционного материала, основными компонентами которого являются волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, при этом указанное продольное направление основного крыла летательного аппарата определено под углом 0°.
3. Конструкция из композиционного материала по п.1, в которой конструктивный элемент с отверстиями изготовлен из композиционного материала, основными компонентами которого являются волокна, ориентированные под углом +/-45°, при этом указанное продольное направление основного крыла летательного аппарата определено под углом 0°.
4. Конструкция из композиционного материала, содержащая:
конструктивный элемент с отверстиями, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем указанный конструктивный элемент вытянут в продольном направлении фюзеляжа летательного аппарата и оснащен по меньшей мере одним отверстием,
смежный конструктивный элемент, изготовленный из композиционного материала, который представляет собой пластик, армированный волокнами, причем смежный конструктивный элемент вытянут в указанном в продольном направлении фюзеляжа и соединен с боковым участком указанного конструктивного элемента с отверстиями,
причем конструктивный элемент с отверстиями и смежный конструктивный элемент выполнены таким образом, что воспринимают растягивающую нагрузку и/или сжимающую нагрузку, действующую в продольном направлении фюзеляжа, причем указанная конструкция из композиционного материала является обшивкой фюзеляжа;
при этом конструктивный элемент с отверстиями выполнен так, что полная жесткость указанного конструктивного элемента с отверстиями при растяжении и/или сжатии в указанном продольном направлении фюзеляжа ниже, чем полная жесткость смежного конструктивного элемента при растяжении и/или сжатии в указанном продольном направлении фюзеляжа,
причем указанная обшивка фюзеляжа летательного аппарата образована указанным конструктивным элементом с отверстиями и указанным смежным конструктивным элементом, имеющими поверхности раздела, проходящие в указанном продольном направлении фюзеляжа и соединяющие указанный конструктивный элемент с отверстиями с указанным смежным конструктивным элементом,
причем указанное по меньше мере одно отверстие является отверстием, используемым в качестве окна, в которое вставлен оконный материал.
5. Конструкция из композиционного материала по п.4, в которой конструктивный элемент с отверстиями изготовлен из композиционного материала, основными компонентами которого являются волокна, ориентированные под углом от +/-30° до +/-60°, при этом указанное продольное направление фюзеляжа определено под углом 0°.
6. Конструкция из композиционного материала по п.4, в которой конструктивный элемент с отверстиями изготовлен из композиционного материала, основными компонентами которого являются волокна, ориентированные под углом +/-45°, при этом указанное продольное направление фюзеляжа определено под углом 0°.
7. Основное крыло летательного аппарата, содержащее конструкцию из композиционного материала по п.1.
8. Фюзеляж летательного аппарата, содержащий конструкцию из композиционного материала по п.4.
RU2012102328/11A 2009-10-08 2010-10-05 Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию RU2518927C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2009-234633 2009-10-08
JP2009234633 2009-10-08
PCT/JP2010/067475 WO2011043346A1 (ja) 2009-10-08 2010-10-05 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

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012102328A RU2012102328A (ru) 2013-11-20
RU2518927C2 true RU2518927C2 (ru) 2014-06-10

Family

ID=43856799

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012102328/11A RU2518927C2 (ru) 2009-10-08 2010-10-05 Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9108718B2 (ru)
EP (1) EP2487106B1 (ru)
JP (1) JP5308533B2 (ru)
CN (1) CN102481971B (ru)
BR (1) BR112012001714B1 (ru)
CA (1) CA2768957C (ru)
RU (1) RU2518927C2 (ru)
WO (1) WO2011043346A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2734147C1 (ru) * 2019-12-10 2020-10-13 Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Панель крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2487106B1 (en) 2009-10-08 2018-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite material structure, as well as aircraft wing and fuselage provided therewith
EP2671792A4 (en) * 2011-02-04 2018-01-03 MITSUBISHI HEAVY INDUSTRIES, Ltd. Composite material structure, and aircraft wing and fuselage provided therewith
JP6004669B2 (ja) * 2012-02-29 2016-10-12 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
EP2700574B1 (en) * 2012-08-22 2016-08-17 Airbus Operations GmbH Passive load alleviation for a fiber reinforced wing box of an aircraft with a stiffened shell structure
ES2619478T3 (es) * 2012-10-31 2017-06-26 Airbus Operations S.L. Larguerillo
US9527575B2 (en) * 2012-11-26 2016-12-27 The Boeing Company Multi-box wing spar and skin
EP2956356B1 (en) * 2013-02-14 2019-05-15 Gulfstream Aerospace Corporation Systems and methods for controlling a magnitude of a sonic boom
JP6309324B2 (ja) * 2014-03-28 2018-04-11 三菱重工業株式会社 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
FR3023826B1 (fr) * 2014-07-18 2018-02-23 Eads Sogerma Structure linteau pour fuselage d'aeronef et fuselage comporant un tel linteau
EP3040263B1 (en) * 2014-12-29 2017-12-20 Airbus Operations S.L. Tail cone of an aircraft
US10040536B2 (en) * 2015-09-17 2018-08-07 The Boeing Company Wing structure, stringer structure, and related apparatus and methods of assembly
US10207788B2 (en) * 2016-04-12 2019-02-19 The Boeing Company Structure having joined unitary structures
CN110290919A (zh) * 2017-02-22 2019-09-27 三菱重工业株式会社 复合材料及复合材料的制造方法
JP6770987B2 (ja) 2018-03-12 2020-10-21 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 複合材構造体、航空機及び雷電流の誘導方法
JP7377722B2 (ja) * 2020-01-10 2023-11-10 三菱重工業株式会社 接合構造体及び接合構造体の製造方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU12819U1 (ru) * 1999-04-28 2000-02-10 Егер Владимир Сергеевич Композитное кессонное крыло легкого самолета
JP2002302097A (ja) * 2001-04-05 2002-10-15 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼およびその製造方法
RU2191137C2 (ru) * 2000-12-19 2002-10-20 Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Крыло летательного аппарата
WO2008043940A2 (fr) * 2006-10-10 2008-04-17 Airbus France Fuselage d'aéronef réalisé a partir de panneaux longitudinaux et procédé de réalisation d'un tel fuselage

Family Cites Families (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2383623A (en) * 1945-08-28 Riveted structure
US2327636A (en) * 1943-08-24 Aircraft fuselage construction
DE1252533B (ru) * 1965-11-10
DE3113079C2 (de) 1981-04-01 1985-11-21 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Aerodynamischer Groß-Flügel und Verfahren zu dessen Herstellung
US4556591A (en) * 1981-09-25 1985-12-03 The Boeing Company Conductive bonded/bolted joint seals for composite aircraft
JPS5989842A (ja) * 1982-11-12 1984-05-24 Nhk Spring Co Ltd Ｆｒｐ製ばね板
US4674712A (en) * 1985-01-22 1987-06-23 The Boeing Company Double-lobe fuselage composite airplane
US4749155A (en) 1985-09-30 1988-06-07 The Boeing Company Method of making wing box cover panel
US4741943A (en) * 1985-12-30 1988-05-03 The Boeing Company Aerodynamic structures of composite construction
JPH01263030A (ja) * 1988-04-15 1989-10-19 Agency Of Ind Science & Technol 複合材のファスナ継手
JPH0312232A (ja) 1989-06-12 1991-01-21 Hitachi Ltd プロセス運転支援システム
JPH0489326A (ja) 1990-07-31 1992-03-23 Matsushita Electric Ind Co Ltd 光学ガラス成形体とその製造方法とその製造装置
JPH0489326U (ru) * 1990-12-14 1992-08-04
DE4234038C2 (de) * 1992-10-09 1997-07-03 Daimler Benz Aerospace Airbus Schalenbauteil aus Faserverbundwerkstoff
US6105902A (en) * 1997-07-15 2000-08-22 Mcdonnell Douglas Corporation Aircraft fuselage and method of forming same
DE19730381C1 (de) * 1997-07-16 1998-08-20 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Strukturelemente mit großen unidirektionalen Steifigkeiten
DE19739291C1 (de) * 1997-09-08 1998-08-06 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Verfahren zum Herstellen von Ausschnitten in Faserverbund-Sandwichstrukturen und dadurch hergestellter Ausschnitt
JP2000006893A (ja) 1998-06-23 2000-01-11 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼構造
US6190484B1 (en) * 1999-02-19 2001-02-20 Kari Appa Monolithic composite wing manufacturing process
JP4187878B2 (ja) 1999-07-19 2008-11-26 富士重工業株式会社 航空機の複合材翼およびその製造方法
GB9919787D0 (en) * 1999-08-21 1999-10-27 British Aerospace Manufacture and assembly of structures
GB9926579D0 (en) 1999-11-11 2000-01-12 British Aerospace Reinforcement of a laminated member for an aircraft
GB0003029D0 (en) * 2000-02-11 2000-03-29 British Aerospace A method of reinforcing a laminated member such as a skin for an aircraft
JP4416900B2 (ja) * 2000-03-10 2010-02-17 富士重工業株式会社 複合材パネルおよびその製造方法
GB0117804D0 (en) * 2001-07-21 2001-09-12 Bae Systems Plc Aircraft structural components
US20030226935A1 (en) * 2001-11-02 2003-12-11 Garratt Matthew D. Structural members having improved resistance to fatigue crack growth
GB0126957D0 (en) * 2001-11-09 2002-01-02 Bae Systems Plc Manufacture and assembly of structures
US6736352B2 (en) * 2002-06-25 2004-05-18 The Boeing Company Aircraft windows and associated methods for installation
US20040035979A1 (en) * 2002-08-23 2004-02-26 Mccoskey William Robert Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same
FR2863185B1 (fr) * 2003-12-04 2007-02-09 Airbus France Dispositif d'equipement d'un trou dans un panneau et panneau ainsi equipe
US7182293B2 (en) * 2004-04-27 2007-02-27 The Boeing Company Airfoil box and associated method
US7530531B2 (en) * 2004-10-04 2009-05-12 The Boeing Company Apparatus and methods for installing an aircraft window panel
JP4770298B2 (ja) 2005-07-07 2011-09-14 東レ株式会社 プリフォーム用基材、プリフォーム、およびこれらを用いた繊維強化複合材料構造物
DE102006031491B4 (de) * 2005-07-19 2010-09-30 Eurocopter Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines dreidimensional gekrümmten Faserverbundwerkstoff-Strukturbauteils
KR100618050B1 (ko) 2005-08-01 2006-08-29 삼성전자주식회사 액정 디스플레이 장치의 드라이버 및 그 구동 방법
US7438263B2 (en) * 2005-09-09 2008-10-21 The Boeing Company Optimal aircraft window shape for noise control
DE102006025930B4 (de) * 2006-06-02 2008-09-11 Airbus Deutschland Gmbh Rumpfstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Rumpfstruktur
US20080078876A1 (en) * 2006-08-15 2008-04-03 Baggette Phillip D Composite resin window frame constructions for airplanes
FR2905739B1 (fr) * 2006-09-08 2008-11-07 Airbus France Sas Assemblage de panneaux et procede de montage d'un assemblage de panneaux
JP4657194B2 (ja) * 2006-11-20 2011-03-23 本田技研工業株式会社 前縁スキンの段差調整構造および前縁スキンの組付方法
US7575194B2 (en) * 2006-11-30 2009-08-18 The Boeing Company Apparatuses and methods for joining composite members and other structural members in aircraft wing boxes and other structures
FR2910874B1 (fr) * 2007-01-02 2009-02-13 Airbus France Sas Lisses assemblees au niveau d'une jonction circonferentielle d'un fuselage d'avion.
ES2335837B1 (es) * 2007-06-29 2011-02-18 Airbus España, Sl. Cubierta para boca de acceso de aeronave.
US8752293B2 (en) * 2007-12-07 2014-06-17 The Boeing Company Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby
US20090159749A1 (en) * 2007-12-19 2009-06-25 Achim Etzkorn Connector element for connecting two component parts
DE102008008386A1 (de) * 2008-02-09 2009-08-13 Airbus Deutschland Gmbh Verfahren zur Herstellung eines FVW-Bauteils
WO2009111468A1 (en) * 2008-03-03 2009-09-11 Abe Karem Wing and blade structure using pultruded composites
US8282042B2 (en) * 2009-06-22 2012-10-09 The Boeing Company Skin panel joint for improved airflow
EP2487106B1 (en) 2009-10-08 2018-07-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Composite material structure, as well as aircraft wing and fuselage provided therewith
DE102010020368B4 (de) * 2010-05-12 2015-12-03 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Werkzeug zur Bestückung einer Rumpfschale mit einem Fensterrahmen
FR2960179A1 (fr) * 2010-05-20 2011-11-25 Airbus Operations Sas Piece structurale composite a rigidite evolutive
US8684311B2 (en) * 2012-03-07 2014-04-01 The Boeing Company Bonded splice joint

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU12819U1 (ru) * 1999-04-28 2000-02-10 Егер Владимир Сергеевич Композитное кессонное крыло легкого самолета
RU2191137C2 (ru) * 2000-12-19 2002-10-20 Государственное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" Крыло летательного аппарата
JP2002302097A (ja) * 2001-04-05 2002-10-15 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材翼およびその製造方法
WO2008043940A2 (fr) * 2006-10-10 2008-04-17 Airbus France Fuselage d'aéronef réalisé a partir de panneaux longitudinaux et procédé de réalisation d'un tel fuselage

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2734147C1 (ru) * 2019-12-10 2020-10-13 Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Панель крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов

Also Published As

Publication number Publication date
US9108718B2 (en) 2015-08-18
WO2011043346A1 (ja) 2011-04-14
JPWO2011043346A1 (ja) 2013-03-04
CA2768957A1 (en) 2011-04-14
US20120121854A1 (en) 2012-05-17
BR112012001714B1 (pt) 2020-04-07
CN102481971A (zh) 2012-05-30
CA2768957C (en) 2014-07-29
EP2487106B1 (en) 2018-07-25
BR112012001714A2 (pt) 2016-04-12
JP5308533B2 (ja) 2013-10-09
RU2012102328A (ru) 2013-11-20
EP2487106A4 (en) 2017-06-07
CN102481971B (zh) 2014-12-31
EP2487106A1 (en) 2012-08-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2518927C2 (ru) Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию
EP2671794B1 (en) Composite material structure, and aircraft wing and fuselage provided therewith
JP5808112B2 (ja) 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼
JP2012162147A5 (ru)
JP5654055B2 (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
RU2645500C1 (ru) Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала
US7285326B2 (en) Lightweight structure particularly for an aircraft
EP2589531B1 (en) Internal structure of aircraft made of composite material
US20130164489A1 (en) Stiffener run-out
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
JP6004669B2 (ja) 複合材構造体、これを備えた航空機翼および航空機胴体、並びに複合材構造体の製造方法
CA2771114A1 (en) Structural element for reinforcing a fuselage of an aircraft
JP4855932B2 (ja) 局所的に補強された積層物
US10364017B2 (en) Structural component
US11339813B2 (en) Joint structure