RU2564476C2 - Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления - Google Patents
Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2564476C2 RU2564476C2 RU2013103823/11A RU2013103823A RU2564476C2 RU 2564476 C2 RU2564476 C2 RU 2564476C2 RU 2013103823/11 A RU2013103823/11 A RU 2013103823/11A RU 2013103823 A RU2013103823 A RU 2013103823A RU 2564476 C2 RU2564476 C2 RU 2564476C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frames
- fuselage
- section
- beams
- completed
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 32
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 7
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 11
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000010354 integration Effects 0.000 abstract description 4
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 7
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 description 2
- 229920001187 thermosetting polymer Polymers 0.000 description 2
- 230000002860 competitive effect Effects 0.000 description 1
- 230000006735 deficit Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/061—Frames
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/064—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
- B64C1/06—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
- 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
- Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
- Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
- Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
-
- 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
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49826—Assembling or joining
-
- 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
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49826—Assembling or joining
- Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener
- Y10T29/49954—Fastener deformed after application
- Y10T29/49956—Riveting
- Y10T29/49957—At least one part nonmetallic
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Lining Or Joining Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
Изобретение относится к фюзеляжу летательного аппарата (ЛА), изготовленному полностью из композитного материала. Секция фюзеляжа ЛА содержит обшивку, множество шпангоутов и множество продольных элементов жесткости. При этом соотношение между расстоянием между шпангоутами и расстоянием между продольными элементами жесткости меньше чем единица. Достигается обеспечение возможности изготовления с высоким уровнем интеграции, высокой стойкости к повреждениям, снижение массы. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Представленное изобретение относится к фюзеляжу летательного аппарата, а более конкретно к фюзеляжу летательного аппарата, изготовленному полностью из композитного материала, а также к способам его изготовления.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Широко известно, что для авиационной промышленности требуются конструкции, которые, с одной стороны, выдерживают нагрузки, которым они подвергаются, выполняя требования высокой жесткости и прочности, а с другой стороны, являются насколько возможно легкими. Следствием данного требования является непрерывно расширяющееся применение композитных материалов в основных конструкциях потому, что, за счет просто применения данных материалов, может быть достигнуто важное уменьшение массы по сравнению с конструкциями, выполненными из металлических материалов.
Было подтверждено, что интегрированные конструкции являются особенно эффективными в данном отношении. Конструкция называется интегрированной, когда все ее структурные составные элементы изготовлены за один заход. Еще одним преимуществом использования композитных материалов является наличие меньшего числа отдельных деталей для сборки, и вследствие того, что их изготавливают из независимых слоев, которые можно наслаивать в требуемом порядке, они обеспечивают возможность большей интеграции в конструкцию, что также обычно приводит к денежной экономии, существенному фактору для того, чтобы конкурировать на рынке.
Как хорошо известно, основными конструктивными элементами фюзеляжа летательных аппаратов являются обшивка, шпангоуты и стрингеры. Обшивку усиливают продольно стрингерами для уменьшения толщины обшивки, делая ее более конкурентоспособной в показателях массы, в то же время шпангоуты предотвращают общую неустойчивость фюзеляжа и могут подвергаться входу локальных нагрузок. Внутри фюзеляжа летательного аппарата могут быть обнаружены другие конструктивные элементы, такие как балки, который действуют в качестве шпангоута для открытых секций фюзеляжа или которые используются для противодействия нагрузкам, вводимым полом кабины летательного аппарата.
Конструкция фюзеляжа, изготовленного из композитных материалов, которые в наше время применяются более широко, состоит, с одной стороны, из обшивки с интегрированными стрингерами, совместно соединенными или совместно отвержденными, а с другой стороны, из завершенных или плавающих шпангоутов, которые изготавливают отдельно и которые затем приклепывают к обшивке фюзеляжа. Документ US 5242523 описывает конструкцию, такую как эта.
Существенный признак данной конструкции состоит в том, что фюзеляж изготовлен из панелей, разделенных указанными шпангоутами и стрингерами, которые ориентированы продольно по причине того, что расстояние между стрингерами меньше, чем расстояние между шпангоутами. Другими словами, количество стрингеров на единицу площади поверхности обшивки больше, чем количество шпангоутов.
Данная конструкция фюзеляжа имеет, среди прочего, проблему в том, что большое количество стрингеров делает трудным достижение высоких уровней интеграции в случае фюзеляжей, изготовленных из композитных материалов.
Представленное изобретение сконцентрировано на поиске решения для данных недостатков.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Цель представленного изобретения состоит в том, чтобы предоставить фюзеляж летательного аппарата, изготовленный предпочтительно из композитных материалов и выполненный таким образом, чтобы обеспечивать возможность его изготовления с высоким уровнем интеграции.
Еще одна цель представленного изобретения состоит в том, чтобы предоставить фюзеляж летательного аппарата, изготовленный предпочтительно из композитных материалов и выполненный таким образом, чтобы он имел высокую стойкость к повреждениям.
Еще одна цель представленного изобретения состоит в том, чтобы предоставить фюзеляж летательного аппарата, изготовленный предпочтительно из композитных материалов и выполненный таким образом, чтобы он предоставлял возможность включения зон с введением локальных нагрузок.
В одном аспекте, данные и другие цели достигаются с секцией фюзеляжа, конструкция которого содержит обшивку, множество шпангоутов, расположенных поперек продольной оси фюзеляжа, и множество продольных элементов жесткости, в котором соотношение между расстоянием между шпангоутами и расстояние между продольными элементами жесткости меньше чем единица.
В предпочтительном варианте осуществления, продольными элементами жесткости являются стрингеры, которые не соединены со шпангоутами, где они пересекаются. За счет этого достигается структурированный фюзеляж с меньшим количеством стрингеров, который облегчает его изготовление и снижает его стоимость.
В еще одном предпочтительном варианте осуществления, данными продольными элементами жесткости являются балки, соединенные со шпангоутами, где они пересекаются. За счет этого достигается прочный и стойкий к повреждениям фюзеляж, конструкция которого облегчает его изготовление и снижает его стоимость.
В еще одном аспекте, в случае секции фюзеляжа, отдельными элементами жесткости которого являются стрингеры, упомянутые цели достигаются с помощью способа изготовления секции фюзеляжа, включающего следующие этапы: a) предоставляют шпангоуты в виде завершенных деталей, b) предоставляют обшивку в виде двух или более частей со стрингерами, соединенными с ней, c) собирают секцию фюзеляжа посредством соединения указанных частей обшивки со шпангоутами.
В еще одном аспекте, в случае фюзеляжа, отдельными элементами жесткости которого являются балки, упомянутые цели достигаются с помощью способа изготовления секции фюзеляжа, включающего следующие этапы: a) предоставляют внутреннюю конструкцию фюзеляжа, изготовленную из шпангоутов и балок, в виде одной детали, b) предоставляют обшивку, с) соединяют обшивку с указанной внутренней конструкцией фюзеляжа посредством заклепок.
В предпочтительных вариантах осуществления указанный этап a) выполняют в несколько подэтапов с использованием совместного отверждения, совместного соединения, вторичного соединения или технологий клепки для соединения всех составных элементов конструкции, которые, в зависимости от ситуации, будут предоставлены в виде заготовок или в виде отвержденных составных элементов.
Другие характеристики и преимущества представленного изобретения станут ясны из следующего подробного описания вариантов осуществления, иллюстрирующих его цель в связи с приложенными чертежами.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг. 1a схематично показывает группу продольно ориентированных панелей фюзеляжа согласно предыдущему уровню техники, а Фиг. 2a схематично показывает группу панелей, ориентированных по окружности в фюзеляже согласно представленному изобретению.
Фиг. 2a и 2b показывают схематичные изображения в перспективе и в поперечном сечении вдоль плоскости A-A фюзеляжа согласно первому варианту осуществления представленного изобретения.
Фиг. 3a и 3b показывают схематичные изображения в перспективе и в поперечном сечении вдоль плоскости A-A фюзеляжа согласно второму варианту осуществления представленного изобретения.
Фиг. 4 представляет собой частичное перспективное изображение внутренней конструкции фюзеляжа согласно первому варианту осуществления представленного изобретения для секции фюзеляжа, отдельными элементами жесткости которого являются стрингеры.
Фиг. 5 представляет собой перспективное изображение внутренней конструкции фюзеляжа согласно второму варианту осуществления представленного изобретения для секции фюзеляжа, отдельными элементами жесткости которого являются балки.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Ориентация панелей фюзеляжа по окружности
Основная идея представленного изобретения состоит в том, чтобы сконструировать секцию фюзеляжа летательного аппарата таким образом, чтобы его панели были ориентированы по окружности, в противоположность их продольной ориентации в известных фюзеляжах. В них, как проиллюстрировано на Фиг. 1a, расстояние X между шпангоутами 17 больше, чем расстояние Y между стрингерами 14, в то время как в секции фюзеляжа согласно представленному изобретению, проиллюстрированному на Фиг. 1b, расстояние X между шпангоутами 17 меньше, чем расстояние Y между стрингерами 14.
В известных фюзеляжах, обычное значение для соотношения X/Y может составлять 2,5, в то время как для фюзеляжей согласно представленному изобретению указанное обычное значение может составлять 0,6.
Первым результатом ориентации панелей по окружности является то, что они получают преимущество изгиба фюзеляжа для противодействия продольным нагрузкам, задерживая начало потери устойчивости. Данное улучшение характеристик панелей после потери устойчивости предоставляет возможность уменьшения массы обшивки.
Вторым результатом ориентации панелей по окружности является то, что это облегчает передачу нагрузок по окружности на шпангоуты, следовательно, уменьшая уровень нагрузки по окружности в панелях.
Третьим результатом ориентации панелей по окружности является то, что это обеспечивает возможность повышенной прочности конструкции и уменьшения затрат.
Среди прочего, "многошпангоутная" конструкция фюзеляжа согласно представленному изобретению, соответствующая ориентации панелей фюзеляжа по окружности, имеет следующие преимущества:
Она является более стойкой к повреждению, чем общепризнанная конструкция, так как она имеет больше путей передачи нагрузки.
Она особенно подходит для зон с входом локальных нагрузок (Плоскость Вертикального Хвостового Оперения, Пилон и т.д.) потому, что за счет наличия более большого количества шпангоутов, потоки по окружности в обшивке уменьшаются. В дополнение, в зонах, принимающих высокие локальные нагрузки, за счет наличия большего числа шпангоутов, нагрузка на каждый из них уменьшается, так что изготовление каждого из данных шпангоутов из композитных материалов упрощается.
Данные и другие преимущества будут лучше понятны в двух вариантах осуществления изобретения, которые будут описаны далее.
Фюзеляж с уменьшенным количеством стрингеров
На Фиг. 2a, 2b и 4 можно наблюдать, что в первом варианте осуществления изобретения секция 11 фюзеляжа содержит обшивку 13, которая выполнена с возможностью противодействия продольным, поперечным и преимущественно сдвигающим нагрузкам в плоскости. Стрингеры 14 (в меньшем количестве, чем в случае панелей, ориентированных продольно) используются для получения достаточной изгибающей жесткости обшивки 13, а шпангоуты 17 используются для стабилизации ее против потери устойчивости без увеличения ее толщины, предотвращения общей неустойчивости секции 11 фюзеляжа. Обшивка 13, усиленная стрингерами 14, принимает потоки продольной нагрузки фюзеляжа, в то время как шпангоуты 17 вместе с обшивкой 13 преимущественно выдерживают поперечные нагрузки фюзеляжа и сохраняют аэродинамическую поверхность.
И обшивка 13, и стрингеры 14, и шпангоуты 17 изготовлены из композитного материала, которым может быть либо углеродное волокно, либо стекловолокно, встроенное в матрицу термореактивной или термопластичной смолы.
Цель состоит в том, чтобы получить более эффективную конструкцию, как в показателях массы, так и стоимости. Вот почему возможным решением изготовления и сборки будет изготовление шпангоутов 17 в виде одной детали (360°), чтобы избежать соединений между различными сегментами, изготовление отдельно обшивки 13 в виде двух или более частей и соединение указанных частей обшивки со шпангоутами 17, получая преимущество более высокой гибкости указанных частей обшивки вследствие того, что они имеют меньшее количество продольных элементов жесткости (стрингеров).
Данная конструкция фюзеляжа применима для любого типа поперечного сечения стрингеров (T, омега и т.д.) и любого типа поперечного сечения шпангоутов (C, I, омега и т.д.).
Способ изготовления секции 11 фюзеляжа с уже описанной конструкцией тогда включает следующие этапы:
a) предоставляют шпангоуты 17 в виде завершенных деталей,
b) предоставляют обшивку 13 в виде двух или более частей, с прикрепленными к ней стрингерами 14,
с) собирают секцию 11 фюзеляжа посредством соединения указанных частей обшивки 13 со шпангоутами 17.
Тот факт, что внутренняя конструкция фюзеляжа 11 сделана из завершенных шпангоутов 17, устраняет проблемы допусков в стыках между указанными частями обшивки 13, уменьшая возможные отклонения от теоретического аэродинамического профиля. Уменьшение количества стрингеров 14 уменьшает количество пересечений со шпангоутами 17, следовательно, облегчая сборку секции 11 фюзеляжа.
Фиг. 4 показывает внутреннюю конструкцию фюзеляжа, которая содержит шпангоуты 17 с двойным T-образным поперечным сечением и стрингеры 14 с T-образным поперечным сечением и большое отверстие 29, выполненное с возможностью приема, например, кессона горизонтального хвостового стабилизатора, короба поддерживающего элемента двигателей или других составных элементов, имеющее две балки 15 в виде рамки для указанного отверстия.
В других вариантах осуществления представленного изобретения, шпангоуты 17 и стрингеры 14 могут иметь поперечные сечения с различными формами, например формы C, I или J.
ФЮЗЕЛЯЖ С БАЛКАМИ
Следуя Фиг. 3a, 3b и 5, можно наблюдать, что во втором варианте осуществления изобретения секция 11 фюзеляжа содержит обшивку 13, выполненную с возможностью выдерживать продольные, поперечные и преимущественно сдвигающие нагрузки в плоскости. Балки 15 используются для получения достаточной изгибающей жесткости обшивки 13, а шпангоуты 17 используются для стабилизации ее против потери устойчивости, без увеличения ее толщины, предотвращая общую неустойчивость фюзеляжа 11. Балки 15 вместе с обшивкой 13 принимают преимущественно потоки продольной нагрузки конструкции, в то время как шпангоуты 17 вместе с обшивкой 13 преимущественно выдерживают поперечные нагрузки конструкции и сохраняют аэродинамическую поверхность.
Внутреннюю конструкцию фюзеляжа, сделанного из завершенных шпангоутов 17 и балок 15, изготавливают, как будет видно позже, в виде единой детали для уменьшения насколько возможно соединений между его элементами. Обшивку (изготовленную отдельно в виде двух или более частей) затем приклепывают к внутренней конструкции фюзеляжа, следовательно, значительно упрощая процесс сборки и уменьшая затраты. Это приводит к сильно интегрированной внутренней конструкции фюзеляжа, в которой шпангоуты 17 и балки 15 образуют решетку, конструкция которой является очень эффективной в показателях прочности и жесткости и которая облегчает оптимизацию массы всего фюзеляжа. Подобная сильно интегрированная конструкция, в которой также отсутствуют какие-либо стрингеры, влечет за собой экономию на процессе сборки.
С данной конструкцией обшивка 13, наряду с балками 15, занимается изгибающими и продольными нагрузками, в то время как шпангоуты 17 предотвращают общую неустойчивость фюзеляжа 11, распределяют и выдерживают вместе с обшивкой 13 нагрузки по окружности и могут иметь вход локальных нагрузок, и, в заключение, решетка, образованная шпангоутами 17 и балками 15, соединенными, где они пересекаются, вместе с обшивкой 13, выдерживают скручивающие нагрузки.
В свою очередь, балки 15 также предоставляют опору стенкам шпангоутов 17, что означает, что для предотвращения потери устойчивости указанных стенок не требуются никакие дополнительные элементы жесткости, что уменьшает количество вспомогательных деталей и количество стыков между деталями, следовательно, упрощая способ изготовления.
Так как нет никаких стрингеров, в шпангоутах не должно быть никаких "мышиных" отверстий для прохождения через них, поэтому фюзеляж не имеет конструкционных ухудшений, а из процесса изготовления устраняется этап создания данных отверстий.
Внутренняя решетка, которая является результатом соединения шпангоутов 17 и балок 15, представляет собой более стойкую к повреждениям конструкцию, чем обычная конструкция, так, что сталкиваясь с серьезным повреждением в одной части фюзеляжа, остальная часть конструкции способна лучше справляться с требованиями к нагрузкам, не приводя к катастрофе.
И обшивка 13, и балки 15, и шпангоуты 17 изготовлены из композитного материала, которым может быть либо углеродное волокно, либо стекловолокно, погруженное в матрицу термореактивной или термопластичной смолы.
Фиг. 5 показывает предпочтительный вариант осуществления представленного изобретения, в котором внутренняя конструкция фюзеляжа включает в себя шпангоуты 17 с омега-образным поперечным сечением и балки 15 с двойным T-образным поперечным сечением.
В других вариантах осуществления представленного изобретения шпангоуты 17 и балки 15 могут иметь поперечные сечения с различными формами, такими как формы C, I или J.
Представленное изобретение также относится к способу изготовления секции фюзеляжа с конструкцией, которая была описана, в которой первым этапом является изготовление отдельно внутренней конструкции фюзеляжа и обшивки, а вторым этапом является присоединение обшивки (разделенной, если удобно, на части) к внутренней конструкции фюзеляжа посредством заклепок.
Способ изготовления внутренней конструкции фюзеляжа, будь то завершенные секции (360°) или в два или три сектора, основан на помещении заготовок шпангоутов 17 и балок 15, будь то завершенных, либо в виде частей, на оснастку с формой решетки и их совместного отверждения за единственный цикл отверждения или совместного соединения между балками 15 и шпангоутами 17, представленного ранее, либо первым, либо после первого цикла отверждения. В случае шпангоутов 17, сечение которых имеет форму омега (либо любой другой тип замкнутого сечения), как проиллюстрировано на Фиг. 5, должны быть приготовлены некоторые заготовки стабилизирующих ребер шпангоутов 17 в зонах пересечения с балками 15.
В случае принятия формы конструкции посредством совместного отверждения, упомянутую выше решетку создают, начиная с отдельных элементов, которые объединяют, начиная с их наслаивания, и которые получают несколько конструктивных функций. Это означает, что получаются все преимущества, которые влечет за собой интегрированная конструкция, с уменьшением также производственных затрат вследствие того, что имеется меньше независимых деталей и что композитные материалы требуют дорогостоящего процесса отверждения, поэтому чем меньше количество независимых деталей, тем требуется меньшее число циклов отверждения, следовательно, уменьшая затраты, а также получая более равномерную передачу нагрузок между составными элементами, которые образуют конструкцию.
Как может хорошо понять квалифицированный специалист, изготовление внутренней конструкции фюзеляжа может потребовать дополнительной технологической оснастки, в зависимости от конкретных форм поперечного сечения балок 15 и шпангоутов 17 для обеспечения правильной передачи и непрерывности нагрузок, где они пересекаются, а также введения "ровницы" (полос равнонаправленных волокон, которые должны быть из такого же материала, что и полоса, используемая в наслаивании, или совместимая) для предотвращения отверстий и обеспечения оптимального совместного отверждения.
В свою очередь, квалифицированному специалисту будет понятно, что подготовка указанных заготовок шпангоутов и балок будет осуществляться с использованием обычных технологий для их наслаивания и принятия ими формы.
Также возможно создать конструкцию, предоставляющую отвержденные шпангоуты 17 и балки 15, будь то в виде завершенных деталей или в виде частей, и соединяя их в зонах их пересечения посредством вторичного соединения или заклепывания.
Что касается изготовления обшивки, удобным считается ее изготовление в виде двух или более частей для облегчения ее соединения с внутренней конструкцией фюзеляжа.
Несмотря на то, что представленное изобретение было полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, очевидно, что могут быть введены модификации в пределах объема его правовых притязаний, не рассматривая его в виде ограничения данными вариантами осуществления, но содержанием следующей формулы изобретения.
Claims (15)
1. Секция (11) фюзеляжа летательного аппарата, конструкция которого содержит обшивку (13), множество шпангоутов (17), расположенных поперек продольной оси (9) фюзеляжа (11), и множество продольных элементов (14, 15) жесткости, отличающаяся тем, что соотношение между расстоянием (X) между шпангоутами (17) и расстоянием (Y) между продольными элементами (14, 15) жесткости меньше чем единица.
2. Секция (11) фюзеляжа летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что указанными продольными элементами жесткости являются стрингеры (14), которые не соединены со шпангоутами (17), где они пересекаются.
3. Секция (11) фюзеляжа летательного аппарата по п.2, отличающаяся тем, что указанная обшивка (13), указанные шпангоуты (17) и указанные стрингеры (14) изготовлены из композитного материала.
4. Секция (11) фюзеляжа летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что указанными продольными элементами жесткости являются балки (15), и тем, что указанные балки (15) соединены со шпангоутами (17), где они пересекаются.
5. Секция (11) фюзеляжа летательного аппарата по п.4, отличающаяся тем, что указанная обшивка (13), указанные шпангоуты (17) и указанные балки (15) изготовлены из композитных материалов.
6. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.3 в виде завершенной секции или в виде одного ее сектора, отличающийся содержанием следующих этапов:
a) предоставляют шпангоуты (17) в виде завершенных деталей;
b) предоставляют обшивку (13) со стрингерами (14), соединенными с ней;
c) собирают секцию (11) фюзеляжа, соединяя обшивку (13) со стрингерами (14) со шпангоутами (17).
a) предоставляют шпангоуты (17) в виде завершенных деталей;
b) предоставляют обшивку (13) со стрингерами (14), соединенными с ней;
c) собирают секцию (11) фюзеляжа, соединяя обшивку (13) со стрингерами (14) со шпангоутами (17).
7. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.5 в виде завершенной секции или в виде одного ее сектора, отличающийся содержанием следующих этапов:
a) предоставляют внутреннюю конструкцию фюзеляжа, изготовленную из шпангоутов (17) и балок (15);
b) предоставляют обшивку (13);
c) соединяют обшивку (13) с указанной внутренней конструкцией фюзеляжа посредством заклепок.
a) предоставляют внутреннюю конструкцию фюзеляжа, изготовленную из шпангоутов (17) и балок (15);
b) предоставляют обшивку (13);
c) соединяют обшивку (13) с указанной внутренней конструкцией фюзеляжа посредством заклепок.
8. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.7, отличающийся тем, что указанный этап a) выполняют посредством следующих подэтапов:
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют заготовки шпангоутов (17) и балок (15), либо завершенных, либо в виде частей, таким образом, чтобы непрерывные и/или несплошные шпангоуты (17) и/или балки (15) могли принять форму, и помещают их на указанную оснастку;
a3) подвергают внутреннюю конструкцию циклу отверждения.
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют заготовки шпангоутов (17) и балок (15), либо завершенных, либо в виде частей, таким образом, чтобы непрерывные и/или несплошные шпангоуты (17) и/или балки (15) могли принять форму, и помещают их на указанную оснастку;
a3) подвергают внутреннюю конструкцию циклу отверждения.
9. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.8, отличающийся тем, что если форма поперечного сечения указанных шпангоутов (17) представляет собой замкнутую форму, указанный подэтап a2) также включает в себя предоставление заготовок стабилизирующих ребер в зонах пересечения с балками (15).
10. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.7 в виде завершенной секции или в виде одного ее сектора, отличающийся тем, что указанный этап a) выполняют посредством следующих подэтапов:
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, и помещают их на указанную оснастку;
a3) предоставляют заготовки шпангоутов (17) и/или балок (15), либо завершенных, либо в виде частей, необходимых для принятия формы внутренней конструкции и помещают их на указанную оснастку;
a4) совместное соединение указанных заготовок с указанными отвержденными шпангоутами (17) и/или балками (15) в цикле отверждения.
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, и помещают их на указанную оснастку;
a3) предоставляют заготовки шпангоутов (17) и/или балок (15), либо завершенных, либо в виде частей, необходимых для принятия формы внутренней конструкции и помещают их на указанную оснастку;
a4) совместное соединение указанных заготовок с указанными отвержденными шпангоутами (17) и/или балками (15) в цикле отверждения.
11. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.10, отличающийся тем, что если форма поперечного сечения указанных шпангоутов (17) представляет собой замкнутую форму, указанный подэтап a3) также включает в себя предоставление заготовок стабилизирующих ребер в зонах пересечения с балками (15).
12. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.7 в виде завершенной секции или в виде одного ее сектора, отличающийся тем, что указанный этап a) выполняют посредством следующих подэтапов:
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, для принятия формы внутренней конструкции;
a3) соединения шпангоутов (17) и балок (15) в зонах их пересечения посредством вторичного совместного соединения.
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, для принятия формы внутренней конструкции;
a3) соединения шпангоутов (17) и балок (15) в зонах их пересечения посредством вторичного совместного соединения.
13. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.12, отличающийся тем, что если форма поперечного сечения указанных шпангоутов (17) представляет собой замкнутую форму, указанный подэтап a2) также включает в себя предоставление стабилизирующих ребер в зонах пересечения с балками (15).
14. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.7 в виде завершенной секции или в виде одного ее сектора, отличающийся тем, что указанный этап a) выполняют посредством следующих подэтапов:
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, для принятия формы внутренней конструкции;
a3) соединяют шпангоуты (17) и балки (15) в зонах их пересечения посредством заклепок.
a1) предоставляют подходящую оснастку;
a2) предоставляют отвержденные шпангоуты (17) и/или балки (15), либо завершенные, либо в виде частей, для принятия формы внутренней конструкции;
a3) соединяют шпангоуты (17) и балки (15) в зонах их пересечения посредством заклепок.
15. Способ изготовления секции (11) фюзеляжа по п.14, отличающийся тем, что если форма поперечного сечения указанных шпангоутов (17) представляет собой замкнутую форму, указанный подэтап a2) также включает в себя предоставление стабилизирующих ребер в зонах пересечения с балками (15).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ESP201031017 | 2010-06-30 | ||
| ES201031017A ES2396328B1 (es) | 2010-06-30 | 2010-06-30 | Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricación. |
| PCT/ES2011/070478 WO2012001207A2 (es) | 2010-06-30 | 2011-06-30 | Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricacion |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013103823A RU2013103823A (ru) | 2014-08-10 |
| RU2564476C2 true RU2564476C2 (ru) | 2015-10-10 |
Family
ID=44720025
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013103823/11A RU2564476C2 (ru) | 2010-06-30 | 2011-06-30 | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20120001023A1 (ru) |
| EP (1) | EP2589532A2 (ru) |
| CN (1) | CN102958802A (ru) |
| CA (1) | CA2804095A1 (ru) |
| ES (1) | ES2396328B1 (ru) |
| RU (1) | RU2564476C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012001207A2 (ru) |
Families Citing this family (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2634086A1 (en) * | 2012-02-28 | 2013-09-04 | Airbus Operations S.L. | Reinforcing structure integrated in the internal structure of an aircraft of composite material |
| DE102012111128B4 (de) * | 2012-11-19 | 2014-06-26 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Flugkörper |
| EP2774854B1 (en) * | 2013-03-04 | 2017-05-03 | Airbus Defence and Space SA | An improved monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof |
| ES2786124T3 (es) * | 2013-12-27 | 2020-10-08 | Airbus Operations Sl | Método de fabricación de un elemento de refuerzo |
| ES2662853T3 (es) * | 2014-12-29 | 2018-04-10 | Airbus Operations S.L. | Cono de cola de una aeronave |
| ES2701829T3 (es) * | 2014-12-30 | 2019-02-26 | Airbus Operations Sl | Fuselaje de la parte final trasera de una aeronave |
| EP3362355B1 (en) * | 2015-10-16 | 2020-05-20 | Bombardier Inc. | Stringer-less fuselage structure and method of manufacture |
| DE102016210079A1 (de) * | 2016-06-08 | 2017-12-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Rumpfabschnitts |
| CN106184697B (zh) * | 2016-09-14 | 2019-02-05 | 北京航空航天大学 | 一种直线贯穿构架式复合材料机身结构 |
| CN106596003B (zh) * | 2016-11-29 | 2019-04-23 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种复合材料飞机机身段充压试验方法 |
| US11332228B2 (en) * | 2018-04-06 | 2022-05-17 | Aurora Flight Sciences Corporation | Aircraft fuselage with composite pre-form |
| EP3584053B1 (en) * | 2018-06-19 | 2023-06-07 | Airbus Operations, S.L.U. | Method for manufacturing a rear section of an aircraft and aircraft rear section manufactured by said method |
| CN109739064B (zh) * | 2018-12-29 | 2020-04-10 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种航天遥感相机内嵌桁架与光阑一体化结构 |
| US11660830B2 (en) * | 2019-01-18 | 2023-05-30 | The Boeing Company | Contoured composite stringers |
| CN112027053A (zh) * | 2020-09-10 | 2020-12-04 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种飞机中机身框梁骨架结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0444627A1 (en) * | 1990-02-28 | 1991-09-04 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Aircraft fuselage structure and method of fabricating the same |
| RU2007330C1 (ru) * | 1992-02-07 | 1994-02-15 | Самарский государственный аэрокосмический университет | Багажный отсек самолета |
| SU1777297A1 (ru) * | 1990-02-12 | 1997-05-20 | Обнинское научно-производственное объединение "Технология" | Панель из композиционного материала и способ ее изготовления |
| GB2428417A (en) * | 2005-10-27 | 2007-01-31 | Hal Errikos Calamvokis | Aircraft fuselage structure |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2389767A (en) * | 1943-09-01 | 1945-11-27 | Budd Edward G Mfg Co | Structural frame |
| US4310132A (en) * | 1978-02-16 | 1982-01-12 | Nasa | Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites |
| US4828202A (en) * | 1979-09-27 | 1989-05-09 | The Boeing Company | Method and apparatus for wideband vibration damping of reinforced skin structures |
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| JPH10258463A (ja) * | 1997-03-19 | 1998-09-29 | Fuji Heavy Ind Ltd | 複合材の小骨およびその成形方法 |
| US6766984B1 (en) * | 1998-07-16 | 2004-07-27 | Icom Engineering Corporation | Stiffeners for aircraft structural panels |
| JP4318381B2 (ja) * | 2000-04-27 | 2009-08-19 | 本田技研工業株式会社 | 繊維強化複合材からなる胴体構造体の製造方法、及びそれにより製造される胴体構造体 |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| SE519185C2 (sv) * | 2001-06-07 | 2003-01-28 | Saab Ab | Flygplanspanel |
| US6648273B2 (en) * | 2001-10-30 | 2003-11-18 | The Boeing Company | Light weight and high strength fuselage |
| US7159822B2 (en) * | 2004-04-06 | 2007-01-09 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7134629B2 (en) * | 2004-04-06 | 2006-11-14 | The Boeing Company | Structural panels for use in aircraft fuselages and other structures |
| US7503368B2 (en) * | 2004-11-24 | 2009-03-17 | The Boeing Company | Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections |
| US7410352B2 (en) * | 2005-04-13 | 2008-08-12 | The Boeing Company | Multi-ring system for fuselage barrel formation |
| US8042767B2 (en) * | 2007-09-04 | 2011-10-25 | The Boeing Company | Composite fabric with rigid member structure |
| US7967250B2 (en) * | 2008-05-12 | 2011-06-28 | EMBRAER—Empresa Brasileira de Aeronáutica | Hybrid aircraft fuselage structural components and methods of making same |
-
2010
- 2010-06-30 ES ES201031017A patent/ES2396328B1/es not_active Expired - Fee Related
-
2011
- 2011-05-20 US US13/112,090 patent/US20120001023A1/en not_active Abandoned
- 2011-06-30 WO PCT/ES2011/070478 patent/WO2012001207A2/es active Application Filing
- 2011-06-30 EP EP11763746.2A patent/EP2589532A2/en not_active Withdrawn
- 2011-06-30 CN CN201180032881XA patent/CN102958802A/zh active Pending
- 2011-06-30 RU RU2013103823/11A patent/RU2564476C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-06-30 CA CA2804095A patent/CA2804095A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1777297A1 (ru) * | 1990-02-12 | 1997-05-20 | Обнинское научно-производственное объединение "Технология" | Панель из композиционного материала и способ ее изготовления |
| EP0444627A1 (en) * | 1990-02-28 | 1991-09-04 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Aircraft fuselage structure and method of fabricating the same |
| RU2007330C1 (ru) * | 1992-02-07 | 1994-02-15 | Самарский государственный аэрокосмический университет | Багажный отсек самолета |
| GB2428417A (en) * | 2005-10-27 | 2007-01-31 | Hal Errikos Calamvokis | Aircraft fuselage structure |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102958802A (zh) | 2013-03-06 |
| CA2804095A1 (en) | 2012-01-05 |
| ES2396328A1 (es) | 2013-02-20 |
| RU2013103823A (ru) | 2014-08-10 |
| WO2012001207A2 (es) | 2012-01-05 |
| US20120001023A1 (en) | 2012-01-05 |
| WO2012001207A3 (es) | 2012-07-05 |
| EP2589532A2 (en) | 2013-05-08 |
| ES2396328B1 (es) | 2014-02-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2564476C2 (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
| RU2505453C2 (ru) | Единая конструкция летательного аппарата из композитного материала | |
| US10889363B2 (en) | Efficient sub-structures | |
| US7806367B2 (en) | Integrated multispar torsion box of composite material | |
| AU2013228054B2 (en) | Circumference splice for joining shell structures | |
| RU2573692C2 (ru) | Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала | |
| JP2010524770A (ja) | 航空機の翼−胴体組立体 | |
| RU2693141C2 (ru) | Конструкция панели и соответствующий способ | |
| US8899522B2 (en) | Aircraft fuselage with high strength frames | |
| US20080179460A1 (en) | Aircraft load frame made of a composite material | |
| RU2435703C2 (ru) | Фюзеляжная конструкция воздушного судна и способ изготовления этой конструкции | |
| CA3010856C (en) | Co-cured spar and stringer center wing box | |
| US20190016436A1 (en) | Stringer with plank ply and skin construction for aircraft | |
| US9827737B2 (en) | Composite structural element and torsion box | |
| US9592900B2 (en) | Method for the production of a connecting element, connecting element, and aircraft or spacecraft | |
| RU2545218C2 (ru) | Шпангоут летательного аппарата и способ его изготовления | |
| RU2607894C2 (ru) | Высоконагруженный шпангоут фюзеляжа летательного аппарата со стенкой решетчатой конструкции |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170701 |