RU2522538C2 - Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата - Google Patents

Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2522538C2
RU2522538C2 RU2011143423/11A RU2011143423A RU2522538C2 RU 2522538 C2 RU2522538 C2 RU 2522538C2 RU 2011143423/11 A RU2011143423/11 A RU 2011143423/11A RU 2011143423 A RU2011143423 A RU 2011143423A RU 2522538 C2 RU2522538 C2 RU 2522538C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuselage
butt
construction according
square
composite material
Prior art date
Application number
RU2011143423/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011143423A (ru
Inventor
ВЕРА-ВИЛЬЯРЕС Энрике
ОУТОН-ЭРНАНДЕС Игнасио
Original Assignee
Эрбус Оперейшнс, С.Л.
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 Эрбус Оперейшнс, С.Л. filed Critical Эрбус Оперейшнс, С.Л.
Publication of RU2011143423A publication Critical patent/RU2011143423A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2522538C2 publication Critical patent/RU2522538C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/10—Bulkheads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • B29C70/48—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs and impregnating the reinforcements in the closed mould, e.g. resin transfer moulding [RTM], e.g. by vacuum
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
  • Pressure Vessels And Lids Thereof (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационной промышленности и касается разработки конструкции узла герметической перегородки летательного аппарата. Конструкция узла герметической перегородки для соединения передней секции фюзеляжа, соответствующей герметическому отсеку фюзеляжа, и задней секции фюзеляжа, соответствующей негерметическому отсеку, содержит стыковой угольник, нормальный шпангоут, стыковую накладку и работающие на растяжение фитинги. Стыковой угольник проходит по контуру фюзеляжа и имеет форму уголка с передней частью и задней частью. Задняя часть проходит наклонно вверх и назад и соединена с перегородкой. Нормальный шпангоут проходит по контуру фюзеляжа и имеет верхний пояс, стенку и нижний пояс. Нижний пояс шпангоута соединен с передней частью стыкового угольника. Стыковая накладка проходит по контуру фюзеляжа и расположена между передней частью стыкового угольника и обшивкой фюзеляжа. Фитинги расположены между стыковой накладкой и стрингерами фюзеляжа. Достигается прочность соединения, жесткость конструкции, перераспределение нагрузок в направлении секций фюзеляжа. 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к авиационной промышленности, в частности к проектированию и конструированию летательных аппаратов.
Цель изобретения
Целью настоящего изобретения, как указано в его названии, является разработка конструкции узла герметической перегородки летательного аппарата.
Герметическая перегородка - это элемент конструкции летательного аппарата, замыкающий герметический отсек летательного аппарата со стороны хвоста. Конструктивно этот элемент (который также называют гермоднищем) выполняется вогнутым со стороны герметического отсека и имеет, по существу, вид полусферической оболочки, что обеспечивает наилучшие условия работы материала перегородки на восприятие нагрузок, обусловленных разностью давлений и называемых ниже нагрузками от давления.
Еще одной целью настоящего изобретения является создание сборной конструкции, все составные части которой могут легко изготавливаться из композиционного материала с сопутствующим этому уменьшением веса, что в авиационной промышленности является определяющим фактором.
Уровень техники
Обычно герметические перегородки устанавливаются на летательный аппарат посредством шпангоута, который отделяет переднюю секцию фюзеляжа от задней секции, причем в этих секциях находятся, соответственно, герметический и негерметический отсеки летательного аппарата. При такой конструктивной схеме узел перегородки главным образом должен, помимо восприятия нагрузок от давления, обеспечивать должную прочность для соединения между собой передней и задней секций фюзеляжа, а также должен придавать фюзеляжу достаточную жесткость.
С этой целью известные конструкции узла герметической перегородки включают в себя цилиндрически симметричный шпангоут (проходящий по контуру фюзеляжа), который в поперечном сечении плоскостью симметрии характеризуется составом его элементов, описанным ниже.
Шпангоут состоит из расположенной посередине (центральной) стенки, верхнего (внутреннего) пояса и нижнего (наружного) пояса. Верхний пояс шпангоута обычно имеет переднюю часть и заднюю часть.
Герметическая перегородка присоединяется к задней части верхнего пояса шпангоута, причем эта задняя часть проходит вверх и назад с наклоном к обшивке под определенным углом. Этот наклон определяется касательной к герметической перегородке, которая, как направляющая, расположена приблизительно под углом 60°. Обычно перегородка крепится к шпангоуту с помощью механических средств, таких как заклепки.
Помимо вышеизложенного, обшивка передней секции и задней секции фюзеляжа крепится к нижнему поясу шпангоута посредством подкрепляющей пластины, известной как стыковая накладка и расположенной между нижним поясом шпангоута и обшивкой. Соединение между нижним поясом шпангоута и обшивкой обычно реализуется с помощью механических средств, таких как заклепки.
Для обеспечения неразрывности силовой связи передней и задней секций фюзеляжа, а значит, и непрерывности усилий, воспринимаемых стрингерами и обшивкой соответствующих секций, известная конструкция включает в себя передние и задние работающие на растяжение фитинги. Эти работающие на растяжение фитинги обеспечивают перестыковку стрингеров и обшивок передней и задней секций фюзеляжа через шпангоут, т.е. соединение соответствующих стрингеров и обшивок у шпангоута. Каждый из этих работающих на растяжение фитингов прикреплен с помощью механических средств, таких как заклепки, с одной стороны к стрингеру, а с другой стороны - к шпангоуту. Работающие на растяжение фитинги обычно крепятся как к стенке, так и к передней части верхнего пояса шпангоута. Задние работающие на растяжение фитинги обычно крепятся только к стенке шпангоута.
Также в целях обеспечения непрерывности силовой связи между передней и задней секциями фюзеляжа, а также усиления для восприятия нагрузок от давления и тем самым для разгрузки шпангоута, известно применение силовых элементов, которые, располагаясь со стороны герметического отсека, по существу, представляют собой распорки, включенные между шпангоутом и другим усиливающим шпангоутом, соединенным со стрингерами передней секции фюзеляжа.
Элементы обычной конструкции узла герметической перегородки, т.е. шпангоут, стыковая накладка, работающие на растяжение фитинги, усиливающие шпангоуты и распорки, обычно изготавливаются из металла. В частности, шпангоут приходится изготавливать из металла методом механической обработки, принимая по внимание усилия, которые должны воспринимать его рассмотренные выше составные элементы, и с учетом того, что это обеспечивает оптимальную прочность и минимальный вес при невысокой стоимости. Таким образом, идея применения композиционного материала посредством известного метода трансферного формования пластмасс (RTM - Resin Transfer Molding) - прямого решения по изготовлению шпангоута из состава известной конструкции этим методом, которое считалось бы идеальным для данного случая, по-прежнему сопряжено с серьезными недостатками. Прежде всего, это повлекло бы непропорциональность конструкции шпангоута, принимая во внимание число слоев направленных волокон, которые пришлось укладывать слоями для получения шпангоута с должной прочностью. Во-вторых, изготовленный таким образом шпангоут был бы подвержен проблеме расслаивания (отделения слоев), в особенности в зоне пересечения стенки и верхнего пояса, где концентрировались бы силы, действующие в направлении, перпендикулярном плоскости наслоения. В-третьих, ввиду относительно сложной формы сечения шпангоута это потребовало бы использования относительно сложной оснастки.
Описание изобретения
Для разработки решения, устраняющего недостатки уровня техники, в настоящем изобретении предлагается конструкция узла герметической перегородки, которую можно легко изготовить полностью из композиционного материала.
Предлагаемая в изобретении конструкция узла герметической перегородки так же, как и обычная конструкция, предназначена для соединения передней и задней (хвостовой) секций фюзеляжа, соответствующих герметическому и негерметическому отсекам летательного аппарата. Таким образом, конструкция узла перегородки должна быть способна, помимо восприятия нагрузок от давления, обеспечивать должную прочность соединения между передней и задней секциями фюзеляжа, а также придание фюзеляжу поперечной жесткости.
С этой целью заявленная конструкция узла герметической перегородки включает в себя, в отличие от конструкции известного узла, нормальный (простой) шпангоут и стыковой угольник в виде обода, или кольца, причем оба этих элемента: нормальный шпангоут и стыковой угольник, имеют цилиндрическую симметрию (проходят по контуру фюзеляжа, повторяя этот контур), а их форма в сечении плоскостью симметрии рассматривается ниже.
Назначение стыкового угольника заключается в восприятии от перегородки нагрузок от давления. Он характеризуется тем, что в поперечном сечении имеет форму уголка с двумя прямыми частями: передней частью и задней частью. Таким образом, герметическая перегородка присоединена к задней части стыкового угольника, причем эта задняя часть проходит вверх и назад с определенным наклоном к обшивке, который определяется касательной к герметической перегородке.
Помимо вышеизложенного, нормальный шпангоут предназначен для придания жесткости поперечному сечению фюзеляжа таким образом, чтобы эта его функция не была связана с функцией восприятия нагрузок от давления, передаваемых с перегородки посредством стыкового угольника. Для этого шпангоут имеет верхний (внутренний) пояс, расположенную посередине (центральную) стенку и нижний (наружный) пояс.
Нормальный шпангоут соединен со стыковым угольником, а шпангоут и стыковой угольник совместно соединены с обшивкой посредством подкрепляющей пластины, называемой стыковой накладкой и расположенной между передней частью стыкового угольника и обшивкой. Как передняя, так и задняя секции обшивки прикреплены к передней части стыкового угольника, в результате чего указанная передняя часть стыкового угольника обеспечивает восприятие сил соединения секций фюзеляжа.
При установке нормального шпангоута на стыковом угольнике стенку шпангоута целесообразно расположить вблизи угла между передней и задней частями стыкового угольника, чтобы создать эффект прижатия стыкового угольника нормальным шпангоутом, что позволяет улучшить распределение нагрузок от давления на стыковом угольнике. В частности, нормальный шпангоут может иметь нижний пояс, выступающий от стенки только вперед, что позволяет оптимизировать технический эффект.
Для обеспечения неразрывности силовой связи передней и задней секций фюзеляжа, а значит, и непрерывности усилий, воспринимаемых стрингерами и обшивкой соответствующих секций, конструкция включает в себя работающие на растяжение фитинги, передние и задние, соединяющие стрингеры со стыковой накладкой.
При такой конфигурации устраняется необходимость работы нормального шпангоута на растяжение, как в случае обычного шпангоута, и поэтому отпадает необходимость выполнения шпангоута из металла. Таким образом, усилия, обусловленные нагрузками от давления, перераспределяются в направлении секций фюзеляжа, а не воспринимаются обычным шпангоутом.
Дополнительно, предлагаемая в изобретении конструкция узла может содержать несколько ребер жесткости, предназначенных для предотвращения местной потери устойчивости нормального шпангоута в составе узла. Эти ребра жесткости распределены по длине шпангоута и установлены между шпангоутом и стыковым угольником.
Каждый из элементов нормального шпангоута, а также стыковой угольник и стыковая накладка может состоять из одной секции или нескольких секций, расположенных по длине контура фюзеляжа. В последнем случае, когда необходимо обеспечить силовую связь между различными секциями, на стыке секций могут применяться обычные соединительные элементы, такие как стыковые фитинги. В частности, это потребуется на шпангоуте. Таким образом, между различными секциями шпангоута может устанавливаться накладка, перекрывающая каждую пару секций.
Для соединения различных элементов, образующих конструкцию узла герметической перегородки, может рассматриваться применение как средств крепления, так и средств соединения. Средства крепления отличаются от средств соединения тем, что средства крепления предполагают использование соединительных элементов, отличных от соединяемых элементов. Средства крепления могут быть механическими (резьбовыми, такими как винты; или нерезьбовыми, такими как глухие, или потайные, заклепки или заклепки с выступающей головкой для непотайной клепки) или химическими (такими как клеи, при склеивании или склеивании предварительно отвержденного и неотвержденного элементов (cobonding), причем последний метод используется при условии, что соединяемые элементы конструкции изготовлены из композиционного материала). Средства соединения, в свою очередь, могут быть механическими (например, пазогребневое или шпунтовое соединение) или химическими (например, совместное отверждение (cocuring), при условии, что соединяемые элементы конструкции изготовлены из композиционного материала). Различие между методами совместного отверждения и склеивания предварительно отвержденного и неотвержденного элементов заключается в следующем: при совместном отверждении соединяемые элементы не являются предварительно отвержденными, при этом соединение обеспечивается отверждением двух сопряженным элементов без нанесения клея между соединяемыми элементами; при склеивании же предварительно отвержденного и неотвержденного элементов один из соединяемых элементов предварительно отвержден, и между соединяемыми элементами наносится слой клея.
Таким образом, как показано выше, для соединения различных элементов, образующих конструкцию, существует несколько возможностей, зависящих от различных средств скрепления или соединения. В частности, когда стыковой угольник, нормальный шпангоут и ребра жесткости изготовлены из композиционного материала, указанные элементы могут быть соединены друг с другом методом склеивания предварительно отвержденного и неотвержденного элементов, а также методом совместного отверждения.
Дополнительно, предусмотрена возможность выполнения стыкового угольника за одно целое с герметической перегородкой, что позволяет изготавливать перегородку заодно со стыковым угольником как ее неотъемлемой частью.
Все элементы предлагаемой в изобретении конструкции узла герметической перегородки, при их должной компоновке, легко могут изготавливаться из композиционного материала.
Композиционный материал определяется как материал, состоящий в основном из высокопрочных и жестких волокон малого диаметра, заключенных в матрицу из однородного материала.
Композиционным материалом, рассматриваемым как подходящий для изготовления элементов предлагаемой в изобретении конструкции, является материал с органической матрицей, в котором в качестве матрицы используется смола термореактивного материала (например, эпоксидная смола, полиэфир, фенольная смола, полиимид или бисмалеинимид (бисмалеимид)) или термопластичный материал. К материалам, подходящим для волокон, относятся бор или углерод (графит).
Для получения элементов предлагаемой в изобретении конструкции узла герметической перегородки могут использоваться следующие производственные технологии,
Трансферное формование пластмасс (англ. сокр. RTM от "Resin Transfer Molding"). В этом случае волокна, собранные в виде листов тканого или нетканого материала (мата), укладывают в пакет и помещают в форму. Затем внутрь формы подают материал матрицы до заполнения им промежутков между волокнами, и все это уплотняют внутри формы. Композиционный материал подвергают воздействию температуры и давления по определенному циклу, обеспечивающему отверждение смолы матрицы в печи или автоклаве.
Технология препрегов. Волокна, предварительно пропитанные материалом матрицы, распределяют по поверхности формы, укладывают слоями до получения требуемой толщины элемента конструкции, после чего уплотняют. Материал распределяется в слоях или пропитанных волокнах, что соответствует различным процессам, известным как укладка листов или намотка нити.
Дополнительно, процесс по технологии препрегов может быть дополнен методом горячего формования/штамповки (обработки давлением), при котором тепловое воздействие и приложение давления заставляет материал принять заданную форму. Композиционный материал подвергают воздействию температуры и давления по определенному циклу, обеспечивающему отверждение смолы матрицы в печи или автоклаве.
Нормальный шпангоут или различные секции шпангоута может/могут изготавливаться методом трансферного формования пластмасс (RTM) с обеспечением приемлемой прочности и малого веса, учитывая, что шпангоут не работает на восприятие нагрузок от давления и таким образом не имеет критичных в отношении расслоения участков, что повлекло бы несовместимые с этим методом увеличение толщины и сложность форм, как было отмечено выше.
Стыковой угольник или различные секции стыкового угольника может/могут изготавливаться по этому методу или путем предварительной пропитки композиционного материала на поверхности, имеющей форму изготавливаемого стыкового угольника.
В случае если стыковой угольник выполнен за одно целое с герметической перегородкой, герметическая перегородка может изготавливаться вместе со стыковым угольником, как единое целое, по технологии препрегов, предпочтительно препрегов с многослойной волоконной структурой.
Стыковая накладка или различные секции стыковой накладки также может/могут изготавливаться путем предварительной пропитки композиционного материала на поверхности, имеющей форму изготавливаемой стыковой накладки.
Наконец, все остальные силовые элементы конструкции узла (работающие на растяжение фитинги и ребра жесткости) могут изготавливаться по технологии препрегов с горячим формованием/штамповкой для достижения дополнительного усиления.
Краткое описание чертежей
Ниже изобретение рассматривается подробнее на примере варианта его осуществления со ссылкой на чертежи, на которых показано:
на фиг.1 - схематическое перспективное изображение расположения герметической перегородки на летательном аппарате,
на фиг.2 - обозначенный на фиг.1 разрез А-А', на котором показана обычная конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата,
на фиг.3 - обозначенный на фиг.1 разрез А-А', на котором показан один вариант выполнения предлагаемой в изобретении конструкции узла герметической перегородки летательного аппарата в одном.
Описание предпочтительного варианта осуществления изобретения
Согласно обозначениям на чертежах фиг.3 представляет собой разрез А-А' предлагаемой в изобретении конструкции узла герметичной перегородки в одном варианте ее выполнения.
Предлагаемая в изобретении конструкция позволяет получить узел герметической перегородки 1 для летательного аппарата и средства соединения передней секции 4 и задней секции 5 фюзеляжа летательного аппарата. Герметическая перегородка 1 отделяет герметический отсек 2 летательного аппарата от негерметического отсека 3.
Как показано на фиг.3, в рассматриваемом варианте осуществления изобретения предлагаемая конструкция включает в себя нормальный шпангоут 18, имеющий верхний (внутренний) пояс 19, расположенную посередине (центральную) стенку 20 и нижний (наружный) пояс 21.
К герметической перегородке 1 своей задней частью, отклоненной и проходящей с наклоном вверх и назад, приклепан стыковой угольник 22 в виде кольца или обода.
Нормальный шпангоут 18 расположен на неотклоненной передней части стыкового угольника 22, которая, в свою очередь, расположена на стыковой накладке 23. Нормальный шпангоут 18, стыковой угольник и стыковая накладка 23 сборка приклепаны к обшивке 7 задней секции фюзеляжа.
В рассматриваемом варианте предлагаемая в изобретении конструкция включает в себя ребро 26 жесткости, приклепанное своей задней отбортовкой к стенке 20 нормального шпангоута 18.
Передняя часть стыкового угольника 22 выдается вперед за пределы участка контакта нижнего пояса 21 шпангоута 18 со стыковым угольником 22. В этой выдающейся за шпангоут зоне заклепками соединены: стыковой угольник 22, ребро 26 жесткости, стыковая накладка и передняя секция 6 обшивки.
Предлагаемая в изобретении конструкция узла герметической перегородки также содержит передние работающие на растяжение фитинги 24 и задние работающие на растяжение фитинги 25, которые приклепаны, соответственно, к стрингерам 8, 9 и обшивке 6, 7 передней секции 4 и задней секции 5 фюзеляжа.

Claims (15)

1. Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата для соединения передней секции (4) фюзеляжа, соответствующей герметическому отсеку (2) фюзеляжа, и задней секции (5) фюзеляжа, соответствующей негерметическому отсеку (3) фюзеляжа, причем передняя секция (4) и задняя секция (5) фюзеляжа содержат соответствующие стрингеры (8, 9) и обшивку (6, 7), включающая в себя:
- стыковой угольник (22), проходящий с цилиндрической симметрией по контуру фюзеляжа, имеющий в поперечном сечении плоскостью симметрии форму уголка с передней частью и задней частью, причем задняя часть проходит наклонно вверх и назад и соединена с перегородкой (1);
- нормальный шпангоут (18), проходящий с цилиндрической симметрией по контуру фюзеляжа, имеющий в поперечном сечении плоскостью симметрии верхний пояс (19), стенку (20) и нижний пояс (21), причем нижний пояс (21) нормального шпангоута (18) соединен с передней частью стыкового угольника (22);
- стыковую накладку (23), проходящую с цилиндрической симметрией по контуру фюзеляжа, расположенную между передней частью стыкового угольника (22) и обшивкой (6, 7); и
- работающие на растяжение фитинги (24, 25), включенные между стыковой накладкой (23) и стрингерами (8, 9).
2. Конструкция по п.1, в которой обшивка (6) передней секции и обшивка (7) задней секции фюзеляжа прикреплены к узлу, состоящему из нормального шпангоута (18), стыкового угольника (22) и стыковой накладки (23), с помощью механических средств, таких как заклепки.
3. Конструкция по п.2, в которой обшивка (6) передней секции и обшивка (7) задней секции фюзеляжа прикреплены к узлу, состоящему из стыковой накладки (23), а также стрингеров (8, 9) и работающих на растяжение фитингов (24, 25), относящихся, соответственно, к передней секции (4) и задней секции (5) фюзеляжа, с помощью механических средств, таких как заклепки.
4. Конструкция по п.3, дополнительно содержащая несколько ребер жесткости (26) для предотвращения местной потери устойчивости нормального шпангоута (18), включенных между нормальным шпангоутом (18) и передней частью стыкового угольника (22).
5. Конструкция по п.3, в которой стыковой угольник (22) выполнен за одно целое с перегородкой (1).
6. Конструкция по п.3, в которой стыковой угольник (22) прикреплен к перегородке (1) с помощью механических средств, таких как заклепки.
7. Конструкция по п.3, в которой нормальный шпангоут (19) состоит из нескольких секций, расположенных вдоль контура фюзеляжа практически без промежутков ними и соединенных друг с другом обычными средствами, такими как стыковые фитинги.
8. Конструкция по п.3, в которой нормальный шпангоут (19) изготовлен из композиционного материала методом трансферного формования пластмасс (RTM).
9. Конструкция по п.3, в которой стыковой угольник (22) изготовлен из композиционного материала по технологии препрегов.
10. Конструкция по п.3, в которой стыковая накладка (23) изготовлена из композиционного материала по технологии препрегов.
11. Конструкция по п.3, в которой работающие на растяжение фитинги (24, 25) изготовлены из композиционного материала методом по технологии препрегов с горячим формованием/штамповкой.
12. Конструкция по п.4, в которой ребра жесткости (26) изготовлены из композиционного материала методом по технологии препрегов с горячим формованием/штамповкой.
13. Конструкция по п.3, в которой перегородка (1) и стыковой угольник (22) изготовлены из композиционного материала и соединены друг с другом методом, выбранным из группы, состоящей из метода совместного отверждения и метода склеивания предварительно отвержденного и неотвержденного элементов.
14. Конструкция по п.3, в которой нормальный шпангоут (18) и стыковой угольник (22) изготовлены из композиционного материала и соединены друг с другом методом, выбранным из группы, состоящей из метода совместного отверждения и метода склеивания предварительно отвержденного и неотвержденного элементов.
15. Конструкция по п.4, в которой ребра жесткости (26), нормальный шпангоут (18) и стыковой угольник (22) изготовлены из композиционного материала и соединены друг с другом методом, выбранным из группы, состоящей из метода совместного отверждения и метода склеивания предварительно отвержденного и неотвержденного элементов.
RU2011143423/11A 2009-03-31 2010-03-04 Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата RU2522538C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ESP200930018 2009-03-31
ES200930018A ES2347122B1 (es) 2009-03-31 2009-03-31 Estructura de ensamblaje del mamparo de presion de una aeronave.
PCT/ES2010/070115 WO2010112644A1 (es) 2009-03-31 2010-03-04 Estructura de ensamblaje del mamparo de presión de una aeronave

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011143423A RU2011143423A (ru) 2013-05-10
RU2522538C2 true RU2522538C2 (ru) 2014-07-20

Family

ID=42782888

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011143423/11A RU2522538C2 (ru) 2009-03-31 2010-03-04 Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20100243806A1 (ru)
EP (1) EP2415661A1 (ru)
CN (1) CN102448814B (ru)
ES (1) ES2347122B1 (ru)
RU (1) RU2522538C2 (ru)
WO (1) WO2010112644A1 (ru)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102008040213B4 (de) * 2008-07-07 2011-08-25 Airbus Operations GmbH, 21129 Verfahren zur Montage eines kalottenförmigen Druckschotts in einer Hecksektion eines Flugzeugs sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE102009049007A1 (de) * 2009-10-09 2011-04-21 Airbus Operations Gmbh Druckrumpf eines Flugzeuges mit heckseitiger Druckkalotte
RU2472670C1 (ru) * 2011-08-11 2013-01-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Узел стыка отсеков фюзеляжа самолета и его гермошпангоут
RU2472671C1 (ru) * 2011-09-01 2013-01-20 Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" Узел стыка отсеков фюзеляжа самолета и его гермошпангоут
DE102012016553A1 (de) * 2012-08-22 2014-02-27 Airbus Operations Gmbh Druckrumpf eines Flugzeugs, der ein Druckschott umfasst
US10189578B2 (en) * 2013-06-12 2019-01-29 The Boeing Company Self-balancing pressure bulkhead
EP3064430B1 (en) * 2015-03-06 2018-11-14 Airbus Operations GmbH Extended rear pressure bulkhead
EP3064429A1 (en) * 2015-03-06 2016-09-07 Airbus Operations GmbH Pressure bulkhead adapted to non-circular fuselage section
EP3095688B1 (en) * 2015-05-20 2017-10-04 Airbus Operations GmbH A pressure bulkhead for an aircraft fuselage
EP3095689B1 (en) 2015-05-20 2017-10-04 Airbus Operations GmbH A pressure bulkhead for an aircraft fuselage
US10173765B2 (en) * 2016-04-07 2019-01-08 The Boeing Company Pressure bulkhead apparatus
ES2712855T3 (es) * 2016-05-13 2019-05-16 Airbus Operations Gmbh Sistema de mamparo de presión
CN107554748A (zh) * 2016-07-01 2018-01-09 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机尾段气密端框
US10926858B2 (en) * 2017-08-07 2021-02-23 The Boeing Company Pressure bulkhead system
DE102017219213A1 (de) * 2017-10-26 2019-05-02 Airbus Operations Gmbh Flaches Druckschott für ein Luft- oder Raumfahrzeug und Luft- oder Raumfahrzeug
US20200122816A1 (en) * 2018-10-22 2020-04-23 The Boeing Company Bulkhead joint assembly
US11077929B2 (en) * 2019-07-30 2021-08-03 The Boeing Company Pressure bulkhead system, pressure bulkhead assembly support tool, and method for assembling a pressure bulkhead system
US11845528B2 (en) * 2021-01-20 2023-12-19 The Boeing Company Pressure bulkhead assembly and method and system for making the same
EP4129818A1 (en) * 2021-08-03 2023-02-08 Airbus Operations GmbH Structural junction in an aircraft or spacecraft fuselage, aircraft or spacecraft, and method of forming a structural junction
EP4306407A1 (en) * 2022-07-13 2024-01-17 Airbus Operations, S.L.U. Pressure bulkhead attachment

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4728059A (en) * 1985-09-28 1988-03-01 Mbb Gmbh Pressurized wall in aircraft
US6378805B1 (en) * 1997-11-10 2002-04-30 Fischer Advanced Composite Components Ag Pressure frame designed in particular for an aircraft
RU2190556C2 (ru) * 2000-08-25 2002-10-10 Открытое акционерное общество Авиационный научно-технический комплекс им. А.Н.Туполева Отсек силовой конструкции

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2109529A (en) * 1936-12-21 1938-03-01 Robert H Goddard Reenforced construction for light hollow members
US3132618A (en) * 1959-09-26 1964-05-12 Bristol Siddeley Engines Ltd Container for high pressure gas
DE3844080C2 (de) * 1988-12-28 1993-12-23 Deutsche Aerospace Airbus Druckwand für einen Flugzeugrumpf
DE3923871A1 (de) * 1989-02-28 1991-01-31 Dornier Luftfahrt Druckspant
DE19652172C2 (de) * 1996-12-14 1998-09-17 Daimler Benz Aerospace Airbus Druckspant für einen Flugzeugrumpf
US5899412A (en) * 1997-12-19 1999-05-04 Northrop Grumman Corporation Aircraft pressure containment assembly module
US6213426B1 (en) * 1999-07-09 2001-04-10 The Boeing Company Monolithic structure with redundant load paths
US20080179459A1 (en) * 2007-01-30 2008-07-31 Airbus Espana, S.L. Pressure bulkhead made of composite material for an aircraft
WO2008065214A1 (es) * 2006-11-29 2008-06-05 Airbus España, S.L. Mamparo de presión de material compuesto para aeronave
DE102007044388B4 (de) * 2007-09-18 2012-08-02 Airbus Operations Gmbh Druckschott und Verfahren zum Unterteilen eines Luft- oder Raumfahrzeugs
ES2399173T3 (es) * 2008-03-31 2013-03-26 Honda Patents & Technologies North America, Llc Mamparo de presión para avión

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4728059A (en) * 1985-09-28 1988-03-01 Mbb Gmbh Pressurized wall in aircraft
US6378805B1 (en) * 1997-11-10 2002-04-30 Fischer Advanced Composite Components Ag Pressure frame designed in particular for an aircraft
RU2190556C2 (ru) * 2000-08-25 2002-10-10 Открытое акционерное общество Авиационный научно-технический комплекс им. А.Н.Туполева Отсек силовой конструкции

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011143423A (ru) 2013-05-10
ES2347122B1 (es) 2011-08-11
ES2347122A1 (es) 2010-10-25
CN102448814A (zh) 2012-05-09
US20100243806A1 (en) 2010-09-30
EP2415661A1 (en) 2012-02-08
WO2010112644A1 (es) 2010-10-07
CN102448814B (zh) 2014-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2522538C2 (ru) Конструкция узла герметической перегородки летательного аппарата
US8096504B2 (en) Integrated aircraft structure in composite material
US9771140B2 (en) Aircraft structure with integrated reinforcing elements
EP2139762B1 (en) Methods and systems for composite structural truss
CN106275370B (zh) 加强机身部件以及用于制造加强机身部件的方法和装置
US8418963B2 (en) Aircraft load frame made of a composite material
US8079549B2 (en) Monolithic integrated structural panels especially useful for aircraft structures
RU2553531C2 (ru) Шпангоут и способ его изготовления
US20120001023A1 (en) Aircraft fuselage made out with composite material and manufacturing processes
US10576723B2 (en) Hybrid tool for curing pieces of composite material
US20070151657A1 (en) Process of manufacturing composite structures with embedded precured tools
US8899522B2 (en) Aircraft fuselage with high strength frames
JP5731392B2 (ja) 航空機の平面部材およびその製造方法
US10232926B2 (en) Integrated lamination process for manufacturing a shell element
US8474573B2 (en) Reinforced composite sandwich panel
US10000050B2 (en) Method for the manufacture of a fibre composite component, a reinforcement element and also a fibre composite component
RU2531114C2 (ru) Крыло летательного аппарата из полимерных композиционных материалов
RU2694638C2 (ru) Кессон фюзеляжа
CN115783232A (zh) 一种直升机整体壁板和铺层方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170305