RU2573692C2 - Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала - Google Patents
Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала Download PDFInfo
- Publication number
- RU2573692C2 RU2573692C2 RU2013103798/11A RU2013103798A RU2573692C2 RU 2573692 C2 RU2573692 C2 RU 2573692C2 RU 2013103798/11 A RU2013103798/11 A RU 2013103798/11A RU 2013103798 A RU2013103798 A RU 2013103798A RU 2573692 C2 RU2573692 C2 RU 2573692C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reinforcing
- opening
- aircraft
- elements
- skin
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims description 28
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 77
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 16
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 10
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 3
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 claims description 2
- 229920005992 thermoplastic resin Polymers 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 15
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 10
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 6
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 5
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 3
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 3
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent 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
- B64C1/064—Stringers; Longerons
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
- B64C1/1407—Doors; surrounding frames
- B64C1/1461—Structures of doors or surrounding 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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к внутренней конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается конструкции проемов. Основная конструкция ЛА содержит усиливающую конструкцию для проема, а также обшивку, шпангоуты, стрингеры. При этом усиливающая конструкция содержит периметрический усиливающий элемент, расположенный вдоль кромки проема и воспроизводящий его геометрическую форму, пару поперечных усиливающих элементов, помещенных на обеих поперечных сторонах проема, пару продольных усиливающих элементов, помещенных на обеих продольных сторонах проема. При этом продольные усиливающие элементы представляют собой стрингеры и имеют большую толщину в зонах, которые окантовывают проем. Достигается устранение дополнительных элементов и деталей с образованием интегрированной конструкции, в которой повышена конструктивная эффективность. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 26 ил.
Description
Область изобретения
Предлагаемое изобретение относится к внутренней конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, в частности, для фюзеляжей авиационных конструкций или подобных конструктивных компонентов летательного аппарата.
Уровень техники
Авиационные конструкции разрабатывают с целью оптимизировать их по весу, при этом в соответствии с критериями прочности и жесткости. Вследствие этого требования все более широкое использование приобретают композиционные материалы во внутренних конструкциях летательного аппарата, в частности в основных конструкциях, которые составляют его фюзеляж, так как при надлежащем применении указанных композиционных материалов можно добиться, среди прочего, значительного снижения веса по сравнению с традиционным конструктивным исполнением аналогичной конструкции, изготовленной из металлического материала.
Основная конструкция, которая образует фюзеляж летательного аппарата, выполненный из композиционного материала, включает в себя обшивку, стрингеры и шпангоуты. Обшивке придается жесткость в продольном направлении за счет стрингеров, выполненных из композиционного материала, так чтобы добиться оптимизации веса указанной обшивки. С другой стороны, шпангоуты из композиционного материала, которые расположены в поперечном направлении относительно указанных стрингеров, препятствуют общей неустойчивости фюзеляжа и при этом способствуют оптимизации обшивки и служат для передачи локальных поступающих нагрузок на основную конструкцию летательного аппарата в целом.
Обшивка основной конструкции фюзеляжа летательного аппарата, выполненная из композиционного материала, может быть изготовлена как единая деталь на 360° (обшивка, известная как «one shot»), обшивка может быть конической или цилиндрической или может быть изготовлена в форме отдельных панелей, которые на более позднем этапе механически соединяют (обшивка, известная как панельная обшивка). В обоих случаях - и в отношении обшивки one shot, и в отношении панельной обшивки продольные стрингеры из композиционного материала могут либо склеиваться, либо отверждаться совместно с композитной покрывающей обшивкой. Кроме того, шпангоуты из композиционного материала также могут быть склеены или отверждены совместно с упомянутой покрывающей обшивкой, так чтобы получить конечную сборку интегрированной основной конструкции из композиционного материала, образованной обшивкой, стрингерами и шпангоутами, без наличия клепанных соединений.
Термин «интегрированная конструкция» применяется для обозначения конструкции, где различные элементы изготовлены одновременно в рамках единого процесса и исключается необходимость использования любого вида соединений или заклепок. Таким образом, изготовление конструкций интегрированного типа - это другое из преимуществ конструкций из композиционных материалов, так как указанные конструкции из металлического материала, разумеется, не могут быть получены в рамках единого интегрированного процесса. Интегрированные конструкции из композиционного материала обеспечивают снижение веса и, следовательно, снижение себестоимости по сравнению с аналогичными неинтегрированными конструкциями, изготовленными из металла, в которых требуется соединить большое количество отдельных деталей.
В конструкциях, которые образуют фюзеляж летательного аппарата, необходимо предусмотреть во многих случаях проемы большого размера в обшивке с целью получить доступ внутрь конструкции летательного аппарата или обеспечить проход для других конструктивных компонентов летательного аппарата.
Эти проемы ослабляют прочность конструкции фюзеляжа летательного аппарата, вследствие чего требуется усилить упомянутые проемы посредством дополнительных конструктивных элементов. В конструкциях металлического типа эти проемы должны быть усилены посредством различных вспомогательных металлических деталей и элементов, которые заклепками соединяют с конструкцией, о которой идет речь. Изготовление каждого из этих компонентов в отдельности, а также их монтаж при помощи заклепочных соединений и вспомогательных деталей предполагает в некоторых случаях увеличение веса и, прежде всего, увеличение себестоимости, если приплюсовать все монтажные операции. Обычной практикой в области конструкций из композиционного материала является то, что упомянутые проемы усиливают посредством конструкций типа рамы, образованной лонжеронами и шпангоутами, металлическими или из композиционного материала, причем эти элементы, в свою очередь, соединяют друг с другом посредством различных соединительных деталей, которые посредством заклепок соединяют эти элементы с остальной конструкцией. Кроме того, в этом типе конструкций требуется увеличить толщину обшивки в зонах, прилежащих к образованному проему, так чтобы еще больше усилить указанную зону. Проблема, которая возникает в связи с усилениями этого типа, состоит в том, что они увеличивают число дополнительных деталей в базовой конструкции, а также увеличивают вес, пока не будет обеспечена необходимая толщина обшивки в зоне отверстия, и все это, разумеется, отражается на увеличении себестоимости. Кроме того, как уже было сказано выше, изготовление и монтаж этих конструкций требуют много труда, прежде всего ручного, в большинстве случаев, ибо невозможно осуществить серийное изготовление этих конструкций.
Поэтому было бы желательно в зонах проемов в конструкциях из композиционного материала, которые образуют фюзеляж летательного аппарата, предусмотреть конструкцию для усиления упомянутых проемов, в которых исключены рамы, образованные из лонжеронов и шпангоутов, а также весь набор деталей, которые служат для соединения вышеназванных. Также было бы желательно интегрировать в процессе изготовления усиление указанных проемов с вытекающей экономией за счет уменьшения монтажных операций.
Предлагаемое изобретение направлено на решение этих проблем.
Краткое изложение изобретения
Таким образом, цель предлагаемого изобретения состоит в том, чтобы создать усиливающую конструкцию для проемов, образованных в основной конструкции летательного аппарата из композиционного материала, так что упомянутая основная конструкция содержит обшивку, шпангоуты, поперечные по отношению к направлению полета летательного аппарата, и стрингеры, продольные по отношению к направлению полета летательного аппарата. Предпочтительно, эти проемы выполнены в обшивке указанных основных конструкций. Конструкции для усиления этих проемов согласно изобретению содержат:
- периметрический усиливающий элемент вдоль кромки проема;
- по меньшей мере, пару поперечных усиливающих элементов, помещенных на обеих поперечных сторонах проема, о котором идет речь;
- по меньшей мере, пару продольных усиливающих элементов, помещенных на обеих продольных сторонах проема, о котором идет речь.
Согласно изобретению периметрический усиливающий элемент вдоль кромки проема основной конструкции летательного аппарата изготавливают в интегрированной форме и как одну деталь в соответствующем процессе изготовления обшивки, где его получают путем совместного склеивания или совместного отверждения. Поперечные усиливающие элементы усиливающей конструкции согласно изобретению воспроизводят геометрическую форму тех элементов основной конструкции, на которые они будут помещены, так что их помещают на указанные выше элементы посредством процесса совместного склеивания или совместного отверждения. Кроме того, продольные усиливающие элементы сконструированы согласно изобретению таким образом, что они имеют большую толщину в зонах, которые окантовывают указанный проем, так что эти конструкции получают непосредственно в соответствующем процессе изготовления основной конструкции, следовательно, они совместно склеиваются или совместно отверждаются в указанной основной конструкции. Таким образом, получают окончательную конструкцию летательного аппарата, в которой устранены дополнительные элементы и детали с образованием интегрированной конструкции, в которой повышена конструктивная эффективность и оптимизирована экономическая эффективность.
Другие признаки и преимущества предлагаемого изобретения вытекают из следующего детального описания неограничительного примера осуществления объекта изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1а и 1b показаны основные компоненты внутренней основной конструкции фюзеляжа летательного аппарата, а также зона усиления проема, выполненного в указанном фюзеляже, согласно предшествующему уровню техники.
На фиг. 2 схематично показана усиливающая конструкция для проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненном из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению.
На фиг. 3а, 3b, 3c и 3d показана усиливающая конструкция для проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению, а также различные детали сечений.
На фиг. 2 и 3 показано техническое решение для усиливающей конструкции, интегрированной в обшивку без других дополнительных деталей. В них показано техническое решение для усиления, интегрированного в кромку отверстия, и его связь с окружающей его конструкцией.
На фиг. 4а и 4j показаны различные возможности осуществления периметрического усиливающего элемента вдоль кромки проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению.
На фиг. 5а и 5b показаны различные варианты осуществления проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению.
На фиг. 6 показан другой вариант осуществления усилительной конструкции для проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению.
На фиг. 7а, 7d и 7c показана усиливающая конструкция для проема, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, согласно предлагаемому изобретению.
На фиг. 8а, 8b и 8c показан вариант применения усиливающей конструкции в проеме, выполненной в основной конструкции летательного аппарата, выполненной из композиционного материала, причем указанная основная конструкция содержит обшивку, выполненную на 360° («one shot»), или обшивку, изготовленную из панелей, согласно предлагаемому изобретению.
Детальное описание изобретения
Так, согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, предлагается усиливающая конструкция 1 для проема 10, выполненного в основной конструкции летательного аппарата, причем эта основная конструкция выполнена предпочтительно из композиционного материала. Эти компоненты основной конструкции включают в себя обшивку 2, шпангоуты 3, поперечные по отношению к направлению полета летательного аппарата, и стрингеры 4, продольные по отношению к направлению полета летательного аппарата. Проемы 10 выполнены в обшивке 2 указанной основной конструкции.
Как показано на фиг. 1а и 1b, проем 10, выполненный в фюзеляже летательного аппарата, причем проем 10 большого размера содержит согласно известному уровню техники усиливающую конструкцию 20, назначение которой состоит в том, чтобы при помощи дополнительных деталей в форме лонжеронов 40 создать раму вокруг указанного проема 10. Лонжероны 40 соединяют заклепками с обшивкой 2 и посредством дополнительных деталей 50 в форме уголков и обвязок соединяют или прикрепляют заклепками к шпангоутам 3 основной конструкции. Эти лонжероны 40 могут быть прикреплены также к стрингерам 4, которые составляют часть упомянутой внутренней конструкции обшивки 2. Кроме того, обычная практика в известном уровне техники состоит в том, чтобы существенно увеличить толщину обшивки 2 в прилежащей к проему 10 зоне в связи с требованиями максимальной деформации вдоль кромки указанного проема 10, что приводит соответственно к увеличению веса.
Согласно предлагаемому изобретению, как вытекает из фиг. 2 и фигур 3а, 3с и 3d, усиливающая конструкция 1 для проема 10 в обшивке 2 основной конструкции летательного аппарата согласно изобретению содержит:
- периметрический усиливающий элемент вдоль кромки проема;
- по меньшей мере, пару поперечных усиливающих элементов 6, помещенных на обеих поперечных сторонах проема 10, о котором идет речь;
- по меньшей мере, пару продольных усиливающих элементов 7, помещенных на обеих продольных сторонах проема 10, о котором идет речь.
Согласно изобретению периметрический усиливающий элемент 5 вдоль кромки проема в основной конструкции летательного аппарата изготавливают в интегрированной форме и как одну деталь во время соответствующего процесса изготовления обшивки 2 путем совместного склеивания или совместного отверждения. Поперечные усиливающие элементы 6 усиливающей конструкции 1 согласно изобретению (фиг. 3d) воспроизводят геометрическую форму тех элементов основной конструкции, на которые они помещены, так что их помещают на верх указанных элементов посредством процесса совместного склеивания или совместного отверждения. Так, как можно видеть на фиг. 3d, показанный поперечный усиливающий элемент 6 воспроизводит в сечении геометрическую форму обшивки 2, стрингеров 4 и продольных усиливающих элементов 7, на которых помещен указанный элемент 6. Кроме того, продольные усиливающие элементы 7 сконструированы таким образом, что они представляют собой стрингеры, продольные относительно направления полета летательного аппарата, и что имеют большую толщину 70 в зонах, которые окантовывают указанный проем 10, так что эти зоны большей толщины получают непосредственно в соответствующем процессе изготовления основной конструкции путем совместного склеивания или совместного отверждения в этой основной конструкции. Таким образом, внутренняя конструкция летательного аппарата согласно изобретению представляет собой интегрированную конструкцию, в которой устранены лонжероны 40 и дополнительные детали 50, которые использовались в предыдущем уровне техники. Изобретение имеет своей целью оптимизировать конструкцию обшивки из углеродного волокна, чтобы получить более интегрированное решение и повысить конструктивную эффективность, а также добиться снижения себестоимости. То обстоятельство, что не используются дополнительные детали или элементы, как это имело место в предыдущем уровне техники, имеет, кроме того, преимущество в том, что в процессе изготовления устраняются допуски на указанные элементы или детали, которые, несомненно, усложняют и удорожают технологию их изготовления, а также их последующий монтаж. Кроме того, согласно уровню техники полученные конструкции имеют множество накопившихся напряжений, между тем как предлагаемое изобретение позволяет избежать накопившихся напряжений и нагрузок.
Так, для больших проемов 10, изобретение предлагает новое техническое решение усиления с целью оптимизации веса и снижения себестоимости при изготовлении и монтаже. Для этого определяют усиливающую конструкцию 1, которая показана на фиг. 2 и 3а-3d, руководствуясь намерением интегрировать ряд решений таким образом, чтобы комбинация всех их позволила оптимизировать конструкцию по весу и себестоимости. Для этого определяют периметрический усиливающий элемент 5 вдоль кромки проема 10, упомянутый усиливающий элемент выполнен в форме профиля, интегрированного в соответствующую обшивку 2 и повторяющего или воспроизводящего геометрическую форму проема 10. В остальном конструкция не претерпевает изменений за счет дополнительных элементов, при этом исключается необходимость в соединении шпангоутов 3 с дополнительными элементами сверх и над уже имеющимися соединениями с обшивкой 2. Что касается оптимизации по весу, то в непосредственной близости от проема 10 может потребоваться увеличение жесткости как поперечных усиливающих элементов 6, так и продольных усиливающих элементов 7 и обшивки 2 за счет большего сечения. Так, продольные усиливающие элементы 7 с большей толщиной 70 в зонах, которые окантовывают указанный проем 10, как описано выше, составляют дополнительное конструктивное исполнение настоящего изобретения.
Предложенное изобретением решение не изменяет процесс изготовления намоткой обшивки 2 в рамках внутренней конструкции фюзеляжа летательного аппарата.
Периметрический усиливающий элемент 5 вдоль кромки проема 10 согласно изобретению обеспечивает проем 10 достаточной конструктивной прочностью и необходимой жесткостью при изгибе. Как уже сказано раньше, периметрическое усиление 5 всегда присутствует в усиливающей конструкции 1 согласно изобретению, в то время как во второй линии усиления проема 10 изобретение включает, в случае необходимости, предоставление стрингеров 4 и шпангоутов 3, и в некоторых ситуациях также обшивки 2, большей толщиной вокруг упомянутого выше проема 10. Ни в одном из этих случаев процесс изготовления обшивки не претерпевает изменений, при этом усиливающие конструктивные элементы 1 могут изготовляться серийно в отличие от известной практики уровня техники.
В соответствии с вышеизложенным новое решение в отношении усилений для больших проемов 10 согласно изобретению состоит в том, чтобы комбинировать при конструктивной необходимости следующий набор решений, избегая при этом пересечений с конструктивными соединениями между лонжеронами 40 и шпангоутами 3:
- определить усиливающую конструкцию 1, которая содержит, по меньшей мере, пару поперечных усиливающих элементов 6, помещенных на обеих поперечных сторонах проема 10, в форме профиля, который воспроизводит геометрическую форму проема 10 по всему его периметру; указанный профиль может быть интегрирован в соответствующую обшивку 2 или прикреплен к ней заклепками, причем это решение действительно для различных форм проемов 10, которые обычно используются;
- определить конструктивные усиления, прилежащие к упомянутому проему 10, в форме шпангоутов 3 и продольных усиливающих элементов 7, образованных стрингерами внутренней конструкции, которые имеют большую толщину 70, без потребности в дополнительных деталях.
Внутренняя конструкция летательного аппарата предпочтительно изготовлена из композиционного материала, который может быть как углеродным волокном, так и стекловолокном с термостабильной или термопластичной смолой, однако внутренняя конструкция может быть выполнена также из металла. Основной областью применения усиливающей конструкции 1 согласно изобретению является фюзеляж авиационных конструкций, однако изобретение может быть использовано также в других конструкциях с аналогичными характеристиками, как, например, кессонные конструкции летательного аппарата. В равной степени материалы могут быть выполнены с предварительной пропиткой или как сухое волокно, причем в последнем случае могут быть использованы процессы введения смолы для их изготовления.
Усиливающая конструкция 1 согласно изобретению применима к любому типу или форме стрингера 4 и к любому типу или форме шпангоута 3, которые входят в состав внутренней конструкции летательного аппарата. Кроме того, изобретение применимо к любому типу обшивки 2 фюзеляжа.
Периметрический усиливающий элемент 5 вдоль кромки проема 10 может быть изготовлен различными способами, как это вытекает из фиг. 4а-4j. В любом из предыдущих вариантов проем 10 необходимо обеспечить усилением по его периметру и перпендикулярным поверхности, определяемой упомянутым проемом 10, так что периметрическое усиление 5 обычно расположено перпендикулярно поверхности, определяемой обшивкой 2. Изготовление указанного периметрического усиления 5 может быть интегрировано в соответствующий процесс изготовления обшивки 2, как в случае, в котором указанная обшивка 2 изготавливается методом «one shot» (360°, посредством разборного оборудования), так и в случае, в котором изготовление обшивки 2 осуществляют из различных панелей обшивки 2 отдельно, которые позже соединяют и составляют окончательную обшивку на 360°. На фиг. 8а схематично показана конфигурация оснастки, которая применяется для намотки, так что периметрическое усиление 5 в надлежащий момент помещают на эту оснастку, причем намотка продолжается после наложения указанного усиления 5 и затем происходит отверждение всей сборки. На фиг. 8b схематично показан эскиз усиливающей конструкции 1 на обшивке 2, выполненной из различных панелей. На фиг. 8с представлено в сечении, как будет выглядеть интеграция периметрического усиления 5 по фиг. 4g в обшивку 2 усиливающей конструкции 1, согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения; периметрическое усиление 5 будет внедрено в обшивку 2 таким образом, что при последующем отверждении конструкции будет получена интегрированная в одно цельное изделие конструкция.
Изобретение применимо к любой форме проема 10, как показано на фиг. 5а и 5b: проемы круглые или прямоугольные со скругленными краями, квадратные со скругленными краями и т.д.
Как показано на фиг. 6, в определенных ситуациях с учетом требований нагрузки и геометрической формы, усиливающая конструкция 1 согласно изобретению может быть необходима лишь в некоторых зонах проема 10, так что периметрический усиливающий элемент 5 выполнен только в некоторых зонах кромки проема 10.
Благодаря настоящему изобретению достигается техническое решение для более устойчивого к повреждениям усиления больших проемов путем создания двойного усиливающего пояса, который образован, во-первых, за счет периметрического усиления 5 и, во-вторых, за счет набора конструктивных элементов, которые окружают указанное периметрическое усиление 5, таких как поперечные усиливающие элементы 6, в некоторых случаях с большим сечением, чем сечение поперечных шпангоутов 3, продольные усиливающие элементы 7 с большим сечением 70 в зонах, которые окружают проем 10, и усиление обшивки 2, которое в некоторых вариантах осуществления также имеет увеличенное сечение.
Изобретение может быть применимо в равной мере к очень нагруженным зонам обшивки 2 фюзеляжа летательного аппарата, как это имеет место в случае хвостовой части летательного аппарата, так и к другим частям фюзеляжа.
Несмотря на то что предлагаемое изобретение полностью описано в связи с предпочтительными вариантами осуществления, разумеется, могут быть внесены изменения в пределах его области действия, при этом она не ограничивается указанными вариантами осуществления, а содержанием формулы изобретения.
Claims (9)
1. Усиливающая конструкция (1) для проема (10) в основной конструкции летательного аппарата, причем эта основная конструкция содержит обшивку (2), шпангоуты (3), поперечные по отношению к направлению полета летательного аппарата, и стрингеры, (4) продольные по отношению к направлению полета летательного аппарата, отличающаяся тем, что указанная усиливающая конструкция (1) содержит:
- периметрический усиливающий элемент (5), расположенный вдоль кромки проема (10) и воспроизводящий его геометрическую форму,
- по меньшей мере, пару поперечных усиливающих элементов (6), помещенных на обеих поперечных сторонах проема (10),
- по меньшей мере, пару продольных усиливающих элементов (7), помещенных на обеих продольных сторонах проема (10),
при этом продольные усиливающие элементы (7) выполнены таким образом, что представляют собой стрингеры, которые являются продольными по отношению к направлению полета летательного аппарата и имеют большую толщину (70) в зонах, которые окантовывают указанный проем (10).
- периметрический усиливающий элемент (5), расположенный вдоль кромки проема (10) и воспроизводящий его геометрическую форму,
- по меньшей мере, пару поперечных усиливающих элементов (6), помещенных на обеих поперечных сторонах проема (10),
- по меньшей мере, пару продольных усиливающих элементов (7), помещенных на обеих продольных сторонах проема (10),
при этом продольные усиливающие элементы (7) выполнены таким образом, что представляют собой стрингеры, которые являются продольными по отношению к направлению полета летательного аппарата и имеют большую толщину (70) в зонах, которые окантовывают указанный проем (10).
2. Усиливающая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что периметрический усиливающий элемент (5) сформирован интегрированным образом и как одна деталь во время соответствующего процесса изготовления обшивки (2).
3. Усиливающая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что поперечные усиливающие элементы (6) воспроизводят геометрическую форму элементов основной конструкции, на которые они помещены, воспроизводя в сечении геометрическую форму обшивки (2), стрингеров (4) и продольных усиливающих элементов (7).
4. Усиливающая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что поперечные усиливающие элементы (б) и обшивка (2) имеют большее сечение в зонах вокруг проема (10).
5. Усиливающая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что периметрический усиливающий элемент (5) помещен вдоль всей кромки проема (10).
6. Усиливающая конструкция (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что периметрический усиливающий элемент (5) помещен на некоторых зонах вдоль кромки проема (10).
7. Усиливающая конструкция (1) по п.1, отличающаяся тем, что основная конструкция летательного аппарата выполнена из композиционного материала.
8. Усиливающая конструкция (1) по п.7, отличающаяся тем, что основная конструкция изготовлена из углеродного волокна или стекловолокна с термостабильной или термопластичной смолой.
9. Летательный аппарат, который содержит усиливающую конструкцию (1) по любому из пп.1-8.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| ES201031014A ES2400768B1 (es) | 2010-06-30 | 2010-06-30 | Estructura interna de aeronave en material compuesto. |
| ESP201031014 | 2010-06-30 | ||
| PCT/ES2011/070477 WO2012001206A2 (es) | 2010-06-30 | 2011-06-30 | Estructura interna de aeronave en material compuesto |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013103798A RU2013103798A (ru) | 2014-08-10 |
| RU2573692C2 true RU2573692C2 (ru) | 2016-01-27 |
Family
ID=44720024
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013103798/11A RU2573692C2 (ru) | 2010-06-30 | 2011-06-30 | Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8777159B2 (ru) |
| EP (1) | EP2589531B1 (ru) |
| CN (1) | CN102971212B (ru) |
| CA (1) | CA2804094C (ru) |
| ES (1) | ES2400768B1 (ru) |
| RU (1) | RU2573692C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012001206A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| 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 |
| US10479475B2 (en) * | 2013-08-09 | 2019-11-19 | The Boeing Company | Composite stringer beam joint structure of an aircraft |
| FR3030442B1 (fr) * | 2014-12-18 | 2017-01-27 | Airbus Operations Sas | Pointe avant d'aeronef equipee d'un cadre de jonction entre la case de train d'atterrissage et la peau exterieure du fuselage |
| US10059429B2 (en) * | 2015-04-24 | 2018-08-28 | The Boeing Company | Embedded tear straps in metal structures |
| US10112695B2 (en) * | 2015-08-20 | 2018-10-30 | Georgian Aerospace Llc | Receptacle, payload assembly and related methods for an aircraft |
| US10360044B2 (en) * | 2016-09-13 | 2019-07-23 | Nutanix, Inc. | Massively parallel autonomous reimaging of nodes in a computing cluster |
| DE102017126052A1 (de) | 2017-11-08 | 2019-05-09 | Airbus Operations Gmbh | Versteifungsanordnung für eine Öffnung in einer Flugzeugstruktur |
| FR3081828B1 (fr) * | 2018-06-02 | 2021-04-16 | Latecoere | Porte de cabine pressurisee d'aeronef a structure formee de poutres |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU27049U1 (ru) * | 2002-06-14 | 2003-01-10 | Общество с органиченной ответственностью "ИФК - Джетс" | Оконный модуль |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5242523A (en) * | 1992-05-14 | 1993-09-07 | The Boeing Company | Caul and method for bonding and curing intricate composite structures |
| US5520358A (en) * | 1994-08-18 | 1996-05-28 | E-Systems, Inc. | Door assembly with shear layer control aperture |
| GB9823018D0 (en) * | 1998-10-22 | 1998-12-16 | British Aerospace | Die cutting composite laminate |
| US6786533B2 (en) * | 2001-09-24 | 2004-09-07 | L&L Products, Inc. | Structural reinforcement system having modular segmented characteristics |
| US20040035979A1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-02-26 | Mccoskey William Robert | Integrally stiffened axial load carrying skin panels for primary aircraft structure and closed loop manufacturing methods for making the same |
| WO2005012085A1 (de) * | 2003-07-18 | 2005-02-10 | Telair International Gmbh | Frachtraumboden für ein flugzeug und verfahren zu dessen montage |
| US7325771B2 (en) * | 2004-09-23 | 2008-02-05 | The Boeing Company | Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures |
| US7530531B2 (en) * | 2004-10-04 | 2009-05-12 | The Boeing Company | Apparatus and methods for installing an aircraft window panel |
| US7802413B2 (en) * | 2004-10-04 | 2010-09-28 | The Boeing Company | Apparatus and methods for reinforcing a structural panel |
| FR2904602B1 (fr) * | 2006-08-01 | 2009-04-10 | Airbus France Sas | Encadrement de porte pour aeronef |
| US8523110B2 (en) * | 2007-03-28 | 2013-09-03 | Airbus Operations Gmbh | Door frame component of cast titanium and structural fuselage part |
| US20090035979A1 (en) * | 2007-08-02 | 2009-02-05 | International Business Machines Corporation | Reduced Footprint Memory Module Connector and Latching Mechanism |
| DE102008008386A1 (de) * | 2008-02-09 | 2009-08-13 | Airbus Deutschland Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines FVW-Bauteils |
| US8038099B2 (en) * | 2008-04-30 | 2011-10-18 | The Boeing Company | Bonded metal fuselage and method for making the same |
-
2010
- 2010-06-30 ES ES201031014A patent/ES2400768B1/es active Active
-
2011
- 2011-05-24 US US13/114,469 patent/US8777159B2/en active Active
- 2011-06-30 CA CA2804094A patent/CA2804094C/en active Active
- 2011-06-30 RU RU2013103798/11A patent/RU2573692C2/ru active
- 2011-06-30 CN CN201180032971.9A patent/CN102971212B/zh active Active
- 2011-06-30 WO PCT/ES2011/070477 patent/WO2012001206A2/es active Application Filing
- 2011-06-30 EP EP11763745.4A patent/EP2589531B1/en active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU27049U1 (ru) * | 2002-06-14 | 2003-01-10 | Общество с органиченной ответственностью "ИФК - Джетс" | Оконный модуль |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2646175C1 (ru) * | 2016-12-20 | 2018-03-01 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева" | Отсек фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люк |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013103798A (ru) | 2014-08-10 |
| CA2804094C (en) | 2017-08-29 |
| WO2012001206A3 (es) | 2012-06-21 |
| US20120001024A1 (en) | 2012-01-05 |
| EP2589531A2 (en) | 2013-05-08 |
| US8777159B2 (en) | 2014-07-15 |
| CA2804094A1 (en) | 2012-01-05 |
| CN102971212A (zh) | 2013-03-13 |
| EP2589531B1 (en) | 2017-01-25 |
| WO2012001206A2 (es) | 2012-01-05 |
| ES2400768A1 (es) | 2013-04-12 |
| ES2400768B1 (es) | 2014-02-12 |
| CN102971212B (zh) | 2016-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2573692C2 (ru) | Внутренняя конструкция летательного аппарата из композиционного материала | |
| RU2505453C2 (ru) | Единая конструкция летательного аппарата из композитного материала | |
| RU2564476C2 (ru) | Фюзеляж летательного аппарата, изготовленный из композитного материала, и способы изготовления | |
| US9771140B2 (en) | Aircraft structure with integrated reinforcing elements | |
| JP5808111B2 (ja) | 航空機用複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 | |
| RU2518927C2 (ru) | Конструкция из композиционного материала, основное крыло и фюзеляж летательного аппарата, содержащие указанную конструкцию | |
| RU2600416C2 (ru) | Постепенно уменьшающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели | |
| RU2466905C2 (ru) | Элемент обшивки как часть фюзеляжа самолета | |
| US8490362B2 (en) | Methods and systems for composite structural truss | |
| US8418963B2 (en) | Aircraft load frame made of a composite material | |
| RU2519111C2 (ru) | Конструктивный компонент и способ призводства конструктивного компонента | |
| US8262024B2 (en) | Aircraft frames | |
| US8215584B2 (en) | Aircraft structure including stiffener edge junctions | |
| JP2012162147A5 (ru) | ||
| RU2645500C1 (ru) | Конструкция из композиционного материала и содержащие ее крыло летательного аппарата и фюзеляж летательного аппарата, способ изготовления конструкции из композиционного материала | |
| CN206437192U (zh) | 一种无框无梁复合材料机身大开口加强框 | |
| US20130032670A1 (en) | Wall component for an aircraft | |
| CN206900153U (zh) | 碳纤维车门以及具有它的车辆 | |
| US20110174571A1 (en) | Reinforced composite sandwich panel | |
| US20240286760A1 (en) | Method for producing a fuselage structural component for a triangle region, and integral fuselage structural component | |
| CN108032988A (zh) | 一种纤维增强复合材料飞行器舱段连接结构及其制备方法 |