RU2556268C1 - Стык консоли крыла с центропланом самолета - Google Patents

Abstract

Группа изобретений относится к области авиастроения. В первом варианте стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями. Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, содержит стенки бортовых нервюр, верхнюю и нижнюю панели, которые соединены соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла посредством верхних внешних и верхних внутренних накладок и нижних внешних и нижних внутренних накладок. Между верхней внешней накладкой и верхней панелью центроплана и между нижней внутренней накладкой и нижней панелью центроплана установлены прокладки. Во втором варианте прокладки установлены между верхней панелью центроплана и накладками, а также между нижней панелью центроплана и накладками. Группа изобретений направлена на повышение прочности и надежности конструкции. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструкции самолетов, и может быть использовано для соединения консолей крыла и центроплана крыла самолета.

Уровень техники

Из уровня техники известна публикация патента, см. RU 2352497 С1, МПК В29С 65/26, опубл. 20.04.2009, из которого известно крепление консолей крыла к центроплану фюзеляжа самолета. Центроплан выполнен в форме коробчатой конструкции. Соединение консолей крыла с центропланом предусматривает стыковку консолей крыла, выполненных из композиционного материала, посредством наружных и соединенных с нервюрой внутренних накладок. Конструкция подразумевает передачу нагрузки от верхней панели консоли крыла на верхнюю панель центроплана, в результате чего возникают местные изгибающие моменты. Применяемые средства соединения не обеспечивают должной передачи нагрузок от консолей центроплану, т.е. указанное соединение не обладает достаточной прочностью конструкции.

Также из публикации заявки ЕР 1619116 А1, МПК В64С 1/26, опубл. 25.01.2006, известно устройство крепления крыла самолета к центроплану, содержащее соединительное устройство, стыкуемые панели, при этом одна панель выполнена из композиционного материала, а другая панель - из металла. Конструкция обеспечивает передачу нагрузки с верхней панели консоли крыла на верхнюю панель центроплана посредством двух стыковых элементов. К недостаткам данного способа соединения относится возникновение местных изгибающих моментов из-за применяемого конструктивного решения, неточности изготовления и сборки деталей конструкции, причем жесткость элементов такого соединения непостоянна, вследствие чего для длительной работы устройства требуется увеличение запасов прочности в элементах соединения, что приводит к увеличению массы всей конструкции в целом.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является устройство соединения консолей крыла и центроплана, известное из публикации патента RU 2428352 С1, МПК В64С 1/26, опубл. 10.09.2011. В данной публикации раскрывается соединение консолей крыла и центроплана, в котором центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включающей в себя верхнюю и нижнюю панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления, а крыло включает верхнюю и нижнюю панели консоли крыла, при этом соединение выполнено внахлест и снабжено многорядными крепежными элементами. С каждой стороны вышеупомянутых соединений установлены накладки под крепежные элементы, а внутренние накладки соединены с каждой из соответствующих стенок бортовых нервюр. Недостатками наиболее близкого аналога предлагаемого изобретения являются сложность сборки, трудоемкость при изготовлении, а также большое увеличение массы конструкции и требуемый длительный цикл стыковки во времени.

Сущность изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является оптимизация сборочного процесса, сокращение трудозатрат, исключение появления дополнительных нерасчетных изгибов конструкции, повышение срока службы заявленного устройства при снижении массы всей конструкции.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении прочности и надежности конструкции, в снижении массы и материалоемкости конструкции, а также в оптимизации процесса монтажа и в сокращении времени монтажа.

В первом варианте выполнения заявленного изобретения указанный технический результат обеспечивается тем, что стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями, а центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, содержит стенки бортовых нервюр, верхнюю и нижнюю панели, при этом верхние и нижние панели центроплана соединены соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла посредством верхних внешних и верхних внутренних накладок и нижних внешних и нижних внутренних накладок, причем между верхней внутренней накладкой и верхней панелью центроплана, и между нижней внешней накладкой и нижней панелью центроплана установлены прокладки.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения упомянутые прокладки выполнены из титанового сплава.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения верхняя и нижняя панели центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхние и нижние панели консоли крыла, на величину, равную толщине упомянутой прокладки.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения верхняя и нижняя панели центроплана соединены на участке бортовой нервюры торец в торец соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла с обеспечением зазора межу торцами указанных панелей.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения верхние и нижние панели центроплана, а также верхние и нижние панели консоли крыла выполнены из углепластикового композиционного материала.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения упомянутый зазор заполнен герметиком.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения внешние и внутренние накладки выполнены с полками, при этом внешние стороны полок выполнены с участками переменной толщины, уменьшающейся от центра указанных полок к их краям.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения внутренние накладки выполнены в форме Т-образного профиля.

В частном случае выполнения первого варианта заявленного изобретения внешние и внутренние накладки выполнены из титанового сплава.

Во втором варианте выполнения заявленного изобретения указанный технический результат обеспечивается тем, что стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями, а центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, содержит стенки бортовых нервюр, верхнюю и нижнюю панели, при этом верхние и нижние панели центроплана соединены соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла посредством верхних внешних и верхних внутренних накладок и нижних внешних и нижних внутренних накладок, причем между верхней внешней накладкой и верхней панелью центроплана и между нижней внутренней накладкой и нижней панелью центроплана установлены прокладки.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения упомянутые прокладки выполнены из титанового сплава.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения верхняя и нижняя панели центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхние и нижние панели консолей крыла, на величину, равную толщине упомянутой прокладки.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения верхняя и нижняя панели центроплана соединены на участке бортовой нервюры торец в торец соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла с обеспечением зазора межу торцами указанных панелей.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения верхние и нижние панели центроплана, а также верхние и нижние панели консоли крыла выполнены из углепластикового композиционного материала.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения упомянутый зазор заполнен герметиком.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения внешние и внутренние накладки выполнены с полками, при этом внешние стороны полок выполнены с участками переменной толщины, уменьшающейся от центра указанных полок к их краям.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения внутренние накладки выполнены в форме Т-образного профиля.

В частном случае выполнения второго варианта заявленного изобретения внешние и внутренние накладки выполнены из титанового сплава.

В приведенном описании представлено соединение только правой консоли крыла и центроплана, а соединение левой консоли крыла и центроплана является зеркальным отражением относительно продольной плоскости симметрии центроплана, т.е. описание устройства соединения левой консоли крыла будет аналогично представленному описанию.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания примеров выполнения заявленного устройства с использованием чертежей, на которых показано:

Фиг.1 - крыло в виде состыкованных консолей крыла и центроплана с частью фюзеляжа.

Фиг.2 - поперечное сечение стыка правой консоли крыла с центропланом (по направлению полета) по первому варианту реализации заявленного изобретения.

Фиг.3 - поперечное сечение стыка правой консоли крыла с центропланом (по направлению полета) по второму варианту реализации заявленного изобретения.

Фиг.4 - поперечное сечение стыка правой и левой консоли крыла с центропланом.

Фиг.5 - сечение «А-А» по фигуре 2 (вид на стык нижних панелей консоли крыла с центропланом).

Фиг.6 - поперечное сечение стыка правой консоли крыла с центропланом (по направлению полета), при котором консоль крыла выставлена в полетное положение рядом с центропланом.

Фиг.7 - поперечное сечение стыка правой консоли крыла с центропланом (по направлению полета), при котором консоль крыла в приподнятом на 1 мм положении надвинута до середины стыка с центропланом.

Фиг.8 - поперечное сечение стыка правой консоли крыла с центропланом (по направлению полета), при котором консоль крыла в полностью надвинутом положении на центроплан выставлена в полетное положение (опущена вниз на 1 мм) с установленными прокладками.

Фиг.9 - выносное поперечное сечение с установленной прокладкой.

Стрингеры, передние и задние лонжероны консолей крыла и средства герметизации их стыков на чертежах условно не показаны.

Раскрытие изобретения

Крыло самолета состоит из герметично состыкованного центроплана (1) с левой и правой консолями крыла (2) (см. фиг.1).

Консоль крыла выполнена по двухлонжеронной схеме и включает передний и задний лонжероны, расположенные относительно направления полета под углом к фюзеляжу, нервюр, а также обшивку, подкрепленную стрингерами. При этом обшивка консоли крыла выполнена в виде верхних (5) и нижних (6) панелей.

Центроплан (1) выполнен в виде коробчатой конструкции, образованной верхней (3) и нижней (4) панелями центроплана, и левой и правой бортовыми нервюрами (7).

Указанные бортовые нервюры являются минимальным по массе средством обеспечения жесткой связи консолей крыла и центроплана по периметру соединения.

Верхние (3) и нижние (4) панели центроплана (1), а также верхние (5) и нижние (6) панели консоли крыла (2) выполнены из углепластикового композиционного материала. Выполнение указанных панелей из углепластикового композитного материала позволяет снизить массу конструкции при обеспечении необходимой прочности конструкции, поскольку углепластиковые композиционные материалы отличаются высокой прочностью, жесткостью и малой массой.

Верхняя панель (3) центроплана и верхняя панель (5) консоли крыла, а также нижняя панель (4) центроплана и нижняя панель (6) консоли крыла соединены своими торцевыми поверхностями торец в торец с зазором, при этом указанное соединение панелей (3, 5 и 4, 6) осуществлено в плоскости бортовой нервюры (7). Зазор заполняется герметиками при монтаже консоли крыла. Указанный зазор необходим для исключения контакта панелей (3, 4) центроплана и панелей (5, 6) консоли крыла, их разрушения вследствие возникающих в полете деформаций консоли крыла.

Верхняя панель (3) центроплана и верхняя панель (5) консоли крыла соединены посредством верхних внешних (8) и внутренних (9) накладок. Нижняя панель (4) центроплана и нижняя панель (6) консоли крыла соединены посредством нижних внешних (10) и внутренних накладок (11). Указанные соединения панелей (3, 5 и 4, 6) с накладками (8, 9 и 10, 11) выполнены герметично.

Внешняя верхняя накладка (8) выполнена с полками (16, 17), внешняя нижняя накладка (10) выполнена с полками (18,19).

Внутренняя верхняя (9) и внутренняя нижняя (11) накладки выполнены в виде Т-образного профиля, при этом накладка (9) выполнена с полками (12, 13) и стенкой (23), а накладка (11) выполнена с полками (14, 15) и стенкой (22).

Внешние и внутренние накладки (8, 9, 10, 11) выполнены из титанового сплава, при этом полки (12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19) внешних и внутренних накладок (8, 9, 10, 11), с внутренней стороны, прилегающей к панелям (3, 4, 5, 6), выполнены с плоской поверхностью, а с внешней стороны выполнены по меньшей мере с тремя участками разной толщины, уменьшающейся от середины накладок (8, 9, 10, 11) к их краям.

Выполнение внешних сторон полок (12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19) внешних и внутренних накладок (8, 9, 10, 11) с участками разной толщины необходимо для передачи расчетных нагрузок центроплану, возникающих на панелях консоли крыла, и позволяет снизить массу конструкции за счет уменьшения толщины накладок (8, 9, 10, 11) от центра к краям.

Соединение панелей центроплана (3, 4) и панелей (5, 6) консоли крыла посредством внешних (8, 10) и внутренних (9, 11) накладок осуществлено с помощью болтового соединения. Указанное болтовое соединение осуществлено в 6 рядов с расположением каждого ряда болтов на отдельном участке полок (12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19) накладок (8, 9, 10, 11).

Бортовые нервюры (7) соединены со стенками (22, 23) внутренних накладок (9) и (11) при помощи болтового соединения. Указанное соединение осуществлено посредством болтового соединения и выполнено по меньшей мере в 2 ряда.

В одном варианте реализации заявленного устройства между верхней панелью (3) центроплана и внутренней стороной полки (13) верхней внутренней накладки (9) установлена прокладка (20) и между панелью (4) центроплана и внутренней стороной полки (19) нижней внешней накладки (10) установлена прокладка (21), при этом прокладки (20) и (21) выполнены одинаковой толщины из титанового сплава. Верхняя панель (3) центроплана и нижняя панель (4) центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхняя панель (5) и нижняя панель (6) консоли крыла, на величину, равную толщине прокладок (20, 21).

В другом варианте реализации между панелью (3) центроплана и внутренней стороной полки (17) внешней накладки (8) установлена прокладка (20) и между панелью (4) центроплана и внутренней стороной полки (15) нижней внутренней накладки (11) установлена прокладка (21), при этом прокладки (20) и (21) выполнены равной толщины из титанового сплава. Верхняя панель (3) центроплана и нижняя панель (4) центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхняя панель (5) и нижняя панель (6) консоли крыла, на величину, равную толщине прокладок (20, 21).

Указанные прокладки (20, 21) в данном конкретном техническом решении выполнены толщиной 2 мм, однако их толщина может варьироваться в зависимости от конструкции и размаха крыла самолета.

Уменьшение толщины панелей (3, 4) центроплана в обоих вариантах исполнения необходимо для обеспечения возможности стыковки с центропланом предварительно полностью собранной консоли крыла, а также для исключения необходимости вскрытия консоли крыла и производства работ в консоли при соединении с центропланом, что существенно сокращает временной цикл стыковки консоли крыла с центропланом.

Установка прокладок (20, 21) по любому из вышеприведенных вариантов необходима для устранения зазора, образованного между внутренними сторонами полок (13, 19 или 15, 17) накладок (9, 10 или 8, 11) и панелями (3, 4) центроплана. Устранение указанного зазора путем установки прокладок из титанового сплава позволяет избежать появления нерасчетных изгибающих моментов и придать необходимую прочность заявленной конструкции.

Указанная вариативность установки прокладок (20, 21) позволяет оптимизировать и варьировать процесс соединения консолей крыла и центроплана.

Между указанными внутренними сторонами полок (12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19) накладок (8, 9, 10, 11), панелями (3, 4) центроплана и панелями (5, 6) консолей крыла, а также прокладками (20, 21), в любом из представленных вариантов расположения прокладок (20, 21) нанесен герметик.

За счет указанных существенных признаков соединение консоли крыла и центроплана в заявленной конструкции достигается повышение прочности и надежности конструкции при снижении веса и материалоемкости конструкции.

Монтаж заявленного устройства происходит следующим образом.

Изготовление крыла самолета включает в себя этапы предварительного изготовления центроплана (1) с верхней (3) и нижней (4) панелями из углепластикового композиционного материала и консолей (2) крыла.

Консоль крыла изготавливают путем соединения переднего и заднего лонжерона крыла с нервюрами с образованием кессона консоли крыла. После чего производят соединение стенки (23) верхней внутренней накладки (9) и стенки (22) нижней внутренней (11) накладки с бортовой нервюрой (7) путем болтового соединения. Болтовое соединение осуществлено по меньшей мере в два ряда.

Далее производят соединение панели (5) консоли крыла с внутренней стороной полки (12) верхней внутренней (9) накладки и панели (6) консоли крыла с внутренней стороной полки (14) нижней внутренней накладки (11). Соединение производят путем затяжки болтового соединения с предварительным нанесением герметика на всю плоскость соприкосновения указанных панелей (5, 6) консоли крыла и внутренних сторон полок (12, 14) накладок (9, 11).

После чего осуществляют соединение внутренней стороны полки (16) верхней внешней (8) накладки с панелью (5) консоли крыла и внутренней стороны полки (18) внешней нижней (10) накладки с панелью (6) консоли крыла. Соединение производят также путем затяжки болтового соединения с предварительным нанесением герметика на всю плоскость соприкосновения указанных панелей консоли крыла и полок накладок.

Далее осуществляют соединение консоли (2) крыла с центропланом (1). Перед стыковкой с центропланом консоль (2) крыла устанавливают в полетное положение (фиг.4). После чего производят передвижение в вертикальном направлении консоли крыла относительно центроплана на расстояние, равное половине толщины прокладки (20, 21), и надвигают отъемную консоль (2) крыла на центроплан параллельно теоретическим обводам центроплана, таким образом помещая панели (5, 6) центроплана между накладками (9, 8) и накладками (10, 11). Затем производят передвижение по вертикали в обратном направлении отъемной консоли крыла до соприкосновения с внутренней стороной полок накладок (8, 9, 10, 11) с образованием зазора, равного толщине прокладки (20, 21) (фиг.6).

Передвижение по вертикали может осуществляться и вверх и вниз, в зависимости от вариантов расположения прокладок (20, 21).

В варианте расположения прокладки (20) между панелью (3) центроплана и внутренней стороной полки (13) верхней внутренней (9) накладки и расположения прокладки (21) между внутренней стороной полки (19) нижней наружной (10) накладки сначала поднимают консоль вверх на величину, равную половине толщины прокладки (20, 21), затем осуществляют горизонтальное перемещение и осуществляют движение вниз консоли до соприкосновения панели (3) центроплана с внутренней стороной полки (17) накладки (8) и панели (4) центроплана внутренней стороной полки (15) накладки (11). Устанавливают прокладку (20) в зазор, образованный между внутренней стороной полки (13) накладки (9) и панелью (3) центроплана, и прокладку (21) в зазор, образованный между внутренней стороной полки (19) накладки (10) и панелью (4) центроплана. Осуществляют затяжку болтового соединения с предварительным нанесением герметика между внутренней стороной полки (17) накладки (8) и панели (3) центроплана, между панелью (3) центроплана и прокладкой (20), между прокладкой (20) и внутренней стороной полки (13) накладки (9) и между прокладкой (21) и внутренней стороной полки (19) накладки (10), между прокладкой (21) и панелью (4) центроплана между панелью (4) центроплана и внутренней стороной полки (15) накладки (11).

В варианте расположения прокладки (20) между панелью (3) центроплана и внутренней стороной полки (17) верхней внешней (8) накладки и расположения прокладки (21) между внутренней стороной полки (15) нижней внутренней (11) накладки сначала опускают консоль вниз на величину, равную половине толщины прокладки (20, 21), затем осуществляют горизонтальное перемещение и далее осуществляют движение вверх консоли до соприкосновения внутренней стороны полки (13) накладки (9) и панели (3) центроплана и внутренней стороны полки (19) накладки (10) и панели (4) центроплана. Устанавливают прокладку (20) в зазор, образованный между внутренней стороной полки (17) накладки (8) и панелью (3) центроплана, и прокладку (21) в зазор, образованный между внутренней стороной полки (15) накладки (11) и панелью (4) центроплана. Осуществляют затяжку болтового соединения с предварительным нанесением герметика между внутренней стороной полки (17) накладки (8) и прокладкой (20), между прокладкой (20) и панелью (3) центроплана, между панелью (3) центроплана и внутренней стороной полки (13) накладки (9) и между внутренней стороной полки (19) накладки (10) и панелью (4) центроплана и между панелью (4) центроплана и прокладкой (21), между прокладкой (21) и внутренней стороной полки (15) накладки (11).

Изготовление и соединение левой консоли крыла и центроплана, конструкция которой является зеркальным отражением правой консоли крыла, производят параллельно процессам изготовления и соединения правой консоли аналогично вышеизложенному описанию.

Поскольку накладки (8, 9, 10, 11) и бортовая нервюра (7) устанавливаются в предварительно изготавливаемую консоль крыла, она приходит на стыковку с центропланом полностью собранной и нет необходимости при стыковке консоли с центропланом вскрывать консоль и производить работы в консоли. Это существенно сокращает временной цикл стыковки консоли с центропланом и, соответственно, трудозатраты и стоимость.

В панелях (3, 4) центроплана и панелей (5, 6) консоли крыла центр тяжести регулярного сечения за счет геометрических параметров панелей (5, 6) консоли крыла к стыку не меняет своего положения, поэтому нагрузка в них равномерно передается посредством многорядного крепежного соединения (болтами) поровну на обхватывающие внешние (8, 10) и внутренние (9, 11) накладки, выполненные из титанового сплава, и также равномерно передается от накладок на панели (5, 6) центроплана. Это исключает образование местных дополнительных изгибающих моментов и обеспечивает нормальную работу конструкции при длительных ресурсах. Передача нагрузки с углепластиковых композиционных панелей на накладки и обратно происходит при равномерном нагружении болта в теле композиционной панели за счет расположения накладок с обеих сторон панели и выполнения указанных накладок с переменной толщиной.

Заявленная конструкция соединения консолей крыла с центропланом самолета предусматривает восприятие сил в различных направлениях и имеет максимальную способность выдерживать нагрузку, рассчитанную на номинальную нагрузку в процессе руления самолета к взлетной полосе, на нагрузку в процессе разбега самолета, а также взлетную, полетную и посадочную нагрузку или на номинальную аварийную нагрузку. Соединение разработано с возможностью выдерживать нагрузку отдельных соединительных элементов крыла, и направление восприятия сил разработано таким образом, что при возникновении дефекта в одном из соединительных элементов максимальная способность выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов достаточна для безопасной эксплуатации.

Claims (18)

1. Стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями, а центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, содержащий стенки бортовых нервюр, верхнюю и нижнюю панели, при этом верхние и нижние панели центроплана соединены соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла посредством верхних внешних и верхних внутренних накладок и нижних внешних и нижних внутренних накладок, отличающийся тем, что между верхней внутренней накладкой и верхней панелью центроплана и между нижней внешней накладкой и нижней панелью центроплана установлены прокладки.

2. Стык по п.1, отличающийся тем, что упомянутые прокладки выполнены из титанового сплава.

3. Стык по п.1, отличающийся тем, что верхняя и нижняя панели центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхние и нижние панели консоли крыла, на величину, равную толщине упомянутой прокладки.

4. Стык по п.1, отличающийся тем, что верхняя и нижняя панели центроплана соединены на участке бортовой нервюры торец в торец соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла с обеспечением зазора межу торцами указанных панелей.

5. Стык по п.1, отличающийся тем, что верхние и нижние панели центроплана, а также верхние и нижние панели консоли крыла выполнены из углепластикового композиционного материала.

6. Стык по п.4, отличающийся тем, что упомянутый зазор заполнен герметиком.

7. Стык по п.1, отличающийся тем, что внешние и внутренние накладки выполнены с полками, при этом внешние стороны полок выполнены с участками переменной толщины, уменьшающейся от центра указанных полок к их краям.

8. Стык по п.1, отличающийся тем, что внутренние накладки выполнены в форме Т-образного профиля.

9. Стык по п.1, отличающийся тем, что внешние и внутренние накладки выполнены из титанового сплава.

10. Стык консоли крыла с центропланом самолета, в котором консоль крыла выполнена с верхними и нижними панелями, а центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, содержащий стенки бортовых нервюр, верхнюю и нижнюю панели, при этом верхние и нижние панели центроплана соединены соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла посредством верхних внешних и верхних внутренних накладок и нижних внешних и нижних внутренних накладок, отличающийся тем, что между верхней внешней накладкой и верхней панелью центроплана и между нижней внутренней накладкой и нижней панелью центроплана установлены прокладки.

11. Стык по п.10, отличающийся тем, что упомянутые прокладки выполнены из титанового сплава.

12. Стык по п.10, отличающийся тем, что верхняя и нижняя панели центроплана выполнены по толщине меньше, чем верхние и нижние панели консоли крыла, на величину, равную толщине упомянутой прокладки.

13. Стык по п.10, отличающийся тем, что верхняя и нижняя панели центроплана соединены на участке бортовой нервюры торец в торец соответственно с верхними и нижними панелями консоли крыла с обеспечением зазора межу торцами указанных панелей.

14. Стык по п.10, отличающийся тем, что верхние и нижние панели центроплана, а также верхние и нижние панели консоли крыла выполнены из углепластикового композиционного материала.

15. Стык по п.13, отличающийся тем, что упомянутый зазор заполнен герметиком.

16. Стык по п.10, отличающийся тем, что внешние и внутренние накладки выполнены с полками, при этом внешние стороны полок выполнены с участками переменной толщины, уменьшающейся от центра указанных полок к их краям.

17. Стык по п.10, отличающийся тем, что внутренние накладки выполнены в форме Т-образного профиля.

18. Стык по п.10, отличающийся тем, что внешние и внутренние накладки выполнены из титанового сплава.

Images