RU2661661C1 - Truss wing rib with composite racks - Google Patents
Truss wing rib with composite racks Download PDFInfo
- Publication number
- RU2661661C1 RU2661661C1 RU2017127475A RU2017127475A RU2661661C1 RU 2661661 C1 RU2661661 C1 RU 2661661C1 RU 2017127475 A RU2017127475 A RU 2017127475A RU 2017127475 A RU2017127475 A RU 2017127475A RU 2661661 C1 RU2661661 C1 RU 2661661C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rib
- ribs
- metal
- truss
- metal belt
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 32
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 100
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 100
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 13
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 13
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 11
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 11
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 10
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 10
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims description 8
- 238000006056 electrooxidation reaction Methods 0.000 claims description 7
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 claims description 3
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 4
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- 238000000110 selective laser sintering Methods 0.000 description 2
- 238000005245 sintering Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 229910000861 Mg alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- SNAAJJQQZSMGQD-UHFFFAOYSA-N aluminum magnesium Chemical compound [Mg].[Al] SNAAJJQQZSMGQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 description 1
- 238000001311 chemical methods and process Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 229910001234 light alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000002905 metal composite material Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 229920005596 polymer binder Polymers 0.000 description 1
- 239000002491 polymer binding agent Substances 0.000 description 1
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 239000002436 steel type Substances 0.000 description 1
- 229920002994 synthetic fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
-
- E—FIXED CONSTRUCTIONS
- E04—BUILDING
- E04B—GENERAL BUILDING CONSTRUCTIONS; WALLS, e.g. PARTITIONS; ROOFS; FLOORS; CEILINGS; INSULATION OR OTHER PROTECTION OF BUILDINGS
- E04B1/00—Constructions in general; Structures which are not restricted either to walls, e.g. partitions, or floors or ceilings or roofs
- E04B1/38—Connections for building structures in general
- E04B1/58—Connections for building structures in general of bar-shaped building elements
-
- E—FIXED CONSTRUCTIONS
- E04—BUILDING
- E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
- E04C3/00—Structural elongated elements designed for load-supporting
- E04C3/02—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces
- E04C3/29—Joists; Girders, trusses, or trusslike structures, e.g. prefabricated; Lintels; Transoms; Braces built-up from parts of different material, i.e. composite structures
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение может быть использовано в авиационной и космической технике и относится к конструкции ферменной нервюры крыла летательного аппарата. Нервюра крыла является одним из силовых элементов конструкции, служит для образования необходимой аэродинамической формы крыла и обеспечивает безопасную передачу силовых нагрузок, возникающих на крыле при различных условиях полета. Конструкция нервюры может быть использована в авиастроении, в частности в пассажирских и транспортных самолетах, а также в многоразовых космических системах.The invention can be used in aviation and space technology and relates to the construction of the truss rib of the wing of an aircraft. The wing rib is one of the structural strength elements, serves to form the necessary aerodynamic shape of the wing and ensures the safe transfer of power loads that arise on the wing under various flight conditions. The rib design can be used in the aircraft industry, in particular in passenger and transport aircraft, as well as in reusable space systems.
Уровень техникиState of the art
В последние годы наметилась устойчивая тенденция перехода к использованию в авиастроении (и в частности в конструкции крыла летательных аппаратов) полимерных композиционных материалов на основе высокопрочного искусственного волокна (см., например, патент на полезную модель РФ № 144453, ОАО «Научно-производственная корпорация «Иркут», опубл. 20.08.2014).In recent years, there has been a steady tendency towards the transition to the use in the aircraft industry (and in particular in the aircraft wing structure) of polymer composite materials based on high-strength artificial fiber (see, for example, patent for utility model of the Russian Federation No. 144453, OJSC Scientific and Production Corporation Irkut, publ. 08/20/2014).
Основным и общим недостатком большинства эксплуатируемых и разрабатываемых авиационных конструкций, использующих полимерные композиционные материалы, является сложность конструктивного выполнения и технологии изготовления, что сводит практически на нет основные преимущества, которыми обладают композиционные материалы, и препятствует широкому использованию таких конструкций.The main and common drawback of the majority of operated and developed aircraft structures using polymer composite materials is the complexity of the structural design and manufacturing technology, which practically negates the main advantages that composite materials have and prevents the widespread use of such structures.
Кроме того, часто возникает необходимость исключения непосредственного взаимодействия композиционного материала - углепластика - с алюминиево-магниевыми сплавами, которое приводит к образованию электрохимической пары, со временем разрушающей металл. Для исключения электрохимической коррозии металлов в области контакта с углепластиком прибегают к нанесению специальных защитных покрытий, которые исключают прямой контакт углепластика и металла, или используют специальный крепеж, в котором, кроме основной функции соединения и фиксации элементов конструкции, реализованы принципы защиты от электрохимической коррозии.In addition, often there is a need to exclude direct interaction of the composite material - carbon fiber - with aluminum-magnesium alloys, which leads to the formation of an electrochemical pair, which over time destroys the metal. To eliminate the electrochemical corrosion of metals in the area of contact with carbon fiber, they apply special protective coatings that exclude direct contact of carbon fiber and metal, or use special fasteners, in which, in addition to the main function of connecting and fixing structural elements, the principles of protection against electrochemical corrosion are implemented.
Известны различные технические решения, связанные с производством нервюр крыла, в которых применяются композиционные материалы. К числу таких технических решений относится конструктивное решение выполнения цельноотформованной углепластиковой нервюры, используемой при формировании деталей и узлов силового каркаса кессона крыла.Various technical solutions are known related to the production of wing ribs in which composite materials are used. Among these technical solutions is a constructive solution for the implementation of a molded carbon fiber rib used in the formation of parts and components of the power frame of the wing box.
Ближайшим аналогом к заявляемому изобретению является кессон крыла летательного аппарата, содержащий жесткий силовой объемный каркас, образованный передним и задним лонжеронами и нервюрами, разделяющими внутреннее пространство кессона на отсеки, и внешнюю аэродинамическую обшивку, скрепленную с каркасом. В целях повышения несущей способности крыла летательного аппарата предусмотрено усиление объемного каркаса металлическими лентами или металлическими балками, закрепленными на каркасе и проходящими как в продольном, так и в поперечном направлениях (см. US 4776534 А).The closest analogue to the claimed invention is a wing box of the aircraft, containing a rigid power volumetric frame formed by the front and rear spars and ribs separating the inner space of the box into compartments, and an external aerodynamic lining, bonded to the frame. In order to increase the carrying capacity of the wing of the aircraft, it is envisaged to reinforce the volumetric frame with metal tapes or metal beams mounted on the frame and passing both in the longitudinal and transverse directions (see US 4776534 A).
Недостатком известного решения является сложность и трудоемкость сборки кессона. Сначала производят отдельную сборку нервюр с лентами посредством сварки, затем устанавливают собранные узлы по месту сборки кессона, в зоне крепления лент к нервюрам необходимо предусматривать дополнительные площадки, что усложняет процесс сборки и ведет к нежелательному увеличению массы каркаса. Процесс проведения сварочных работ, особенно в труднодоступных местах, является трудоемким. При усилении каркаса балками используют как крепежные элементы, так и шарнирные узлы. Для присоединения балок к нервюре последнюю в местах крепления необходимо утолщать, что приводит к увеличению веса кессона, а сам процесс сборки является малоудобным, особенно в зонах ограниченного доступа. Весьма важным является и то, что усиление каркаса кессона обеспечивается не по всему его объему, а только на определенных линейных участках, что не позволяет получить достаточно надежную в эксплуатации конструкцию.A disadvantage of the known solution is the complexity and complexity of the assembly of the caisson. First, a separate assembly of ribs with ribbons is carried out by welding, then assembled nodes are installed at the assembly site of the caisson, additional areas must be provided in the area where the ribbons are attached to the ribs, which complicates the assembly process and leads to an undesirable increase in the mass of the frame. The welding process, especially in hard-to-reach places, is time-consuming. When reinforcing the frame with beams, both fasteners and hinge assemblies are used. To attach the beams to the rib, the latter at the attachment points needs to be thickened, which leads to an increase in the weight of the caisson, and the assembly process itself is inconvenient, especially in restricted areas. It is also very important that the reinforcement of the caisson frame is provided not over its entire volume, but only at certain linear sections, which does not allow to obtain a sufficiently reliable design in operation.
Раскрытие изобретенияDisclosure of invention
Задача изобретения состоит в создании конструкции ферменной нервюры крыла с композиционными стойками, имеющими металлические игольчатые законцовки, изготовленные методом 3D выращивания, которые позволяют получить максимальную несущую способность нервюры при обеспечении минимального веса и высокой технологичности.The objective of the invention is to create the design of the truss rib of the wing with composite racks having metal needle tips made by 3D growing method, which allow to obtain the maximum bearing capacity of the ribs while ensuring minimum weight and high adaptability.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в повышении эксплуатационной надёжности нервюры летательного аппарата, за счёт использования в ферменной конструкции нервюры высокоэффективных, высоконагруженных и высоконадёжных стыков типа «композит–металл», образованных игольчатыми законцовками. Кроме того, сводится к минимуму вес конструкции.The technical result achieved by the implementation of the claimed invention is to increase the operational reliability of the ribs of the aircraft, due to the use in the truss ribs of the rib highly efficient, highly loaded and highly reliable joints of the type "composite-metal" formed by needle tips. In addition, the weight of the structure is minimized.
Для решения поставленной задачи предложена ферменная нервюра крыла летательного аппарата, содержащая верхний металлический пояс нервюры, нижний металлический пояс нервюры и стойки нервюры, соединённые с верхним и нижним металлическими поясами нервюры. Ферменная нервюра согласно изобретению отличается тем, что стойки нервюры выполнены полыми из композиционного материала, при этом каждая из стоек нервюры имеет с обоих концов металлические законцовки, соединённые с полыми стойками нервюры посредством игольчатого соединения, представляющего собой массив игольчатых выступов на поверхности металлической законцовки, вставленной в конец полой стойки нервюры, при этом металлические законцовки заформованы в концы полых стоек нервюры. Кроме того, каждая металлическая законцовка нервюры снабжена компенсатором, выполненным с возможностью вворачивания в металлическую законцовку, при этом на конце компенсатора выполнена проушина с завальцованным в неё сферическим подшипником с отверстием для болтового соединения с верхним металлическим поясом нервюры или нижним металлическим поясом нервюры, соответственно. Верхний металлический пояс нервюры и нижний металлический пояс нервюры выполнены в виде фрезерованных профилей уголкового типа с увеличенными стенками и отверстиями под болты в местах крепления стоек нервюры. Предпочтительно металлические законцовки стоек нервюры изготовлены из титана с использованием технологии 3D выращивания. Металлические законцовки стоек нервюры снабжены компенсаторами, выполненными с возможностью вворачивания в металлические законцовки, при этом предусмотрены контргайки для торможения компенсаторов. Стойки нервюры выполнены в виде полых труб, предпочтительно из полимерного композиционного материала, выполненного на основе углеродного волокна, совместно в законцовками. На стыках между стойками нервюры и законцовками стоек и между законцовками стоек и компенсаторами нейтрализован эффект электрохимической коррозии. В варианте выполнения заявляемого изобретения полимерный композиционный материал стойки нервюры является углепластиком. В варианте выполнения изобретения верхний металлический пояс и нижний металлический пояс выполнены из алюминиевого сплава. В варианте выполнения изобретения компенсаторы выполнены из нержавеющей стали.To solve this problem, a truss rib of the wing of the aircraft is proposed, containing the upper metal belt of the rib, the lower metal belt of the rib and the strut of the rib connected to the upper and lower metal belts of the rib. The truss rib according to the invention is characterized in that the ribs of the ribs are made hollow of composite material, while each of the ribs of the ribs has metal ends on both ends connected to the hollow ribs of the ribs by means of a needle connection, which is an array of needle protrusions on the surface of the metal ending inserted into the end of the hollow ribs of the ribs, while the metal tips are molded into the ends of the hollow ribs of the ribs. In addition, each metal end of the rib is equipped with a compensator that can be screwed into the metal end, while at the end of the compensator there is an eye with a spherical bearing sealed in it with an opening for bolting to the upper metal rib of the rib or lower metal rib of the rib, respectively. The upper metal belt of the rib and the lower metal belt of the rib are made in the form of milled angular-type profiles with enlarged walls and bolt holes in the places of mounting of the struts of the rib. Preferably, the metal ends of the ribs are made of titanium using 3D growing technology. The metal ends of the struts of the ribs are equipped with compensators, made with the possibility of screwing into the metal endings, while lock nuts are provided for braking the compensators. The ribs of the ribs are made in the form of hollow pipes, preferably of a polymer composite material made on the basis of carbon fiber, together in the tips. At the joints between the ribs of the ribs and the ends of the racks and between the ends of the racks and compensators, the effect of electrochemical corrosion is neutralized. In an embodiment of the claimed invention, the polymer composite material of the rib stand is carbon fiber. In an embodiment of the invention, the upper metal belt and the lower metal belt are made of aluminum alloy. In an embodiment of the invention, the expansion joints are made of stainless steel.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Ниже приведено подробное описание заявляемого изобретения, проиллюстрированное чертежами, на которых одинаковые или аналогичные элементы отмечены одинаковыми ссылочными позициями. Чертежи выполнены не в масштабе. Пропорции и размеры отдельных элементов могут быть преувеличены для наглядности. Чертежи являются схематичными и упрощёнными. Необходимо отметить, что объём изобретения определяется исключительно прилагаемой формулой изобретения, в то время как нижеследующее подробное описание и чертежи служат лишь для иллюстрации изобретения и для обеспечения наилучшего понимания примерных вариантов его выполнения, но не для определения или ограничения его объёма. На чертежах показано:The following is a detailed description of the claimed invention, illustrated by drawings, in which the same or similar elements are marked with the same reference position. The drawings are not drawn to scale. The proportions and sizes of individual elements can be exaggerated for clarity. The drawings are schematic and simplified. It should be noted that the scope of the invention is determined solely by the attached claims, while the following detailed description and drawings serve only to illustrate the invention and to provide a better understanding of exemplary options for its implementation, but not to determine or limit its scope. The drawings show:
Фиг. 1 – схема типового размещения ферменной нервюры в конструкции крыла летательного аппарата;FIG. 1 is a diagram of a typical arrangement of truss ribs in a wing structure of an aircraft;
Фиг. 2 – схематичное представление конструкции ферменной нервюры;FIG. 2 is a schematic representation of the construction of a truss rib;
Фиг. 3 – схема игольчатого соединения стойки нервюры с законцовкой;FIG. 3 is a diagram of the needle connection of the rib stand with the tip;
Фиг. 4 – примерная схема соединения законцовки с металлическим поясом нервюры;FIG. 4 is an exemplary diagram of the connection of the ending with the metal belt of the rib;
Фиг. 5 – схематичное изображение конструкции законцовки в продольном разрезе.FIG. 5 is a schematic view of the construction of the ending in a longitudinal section.
Осуществление изобретенияThe implementation of the invention
Заявляемая ферменная нервюра крыла является частью кессона крыла летательного аппарата (см. фиг. 1). Кессон крыла в целом содержит жёсткий силовой объёмный каркас, образованный передним и задним металлическими лонжеронами, металлическими силовыми нервюрами, предназначенными в частности для навески элементов механизации крыла, сетчатыми (в частности, ферменными) нервюрами из композиционного материала с металлическими каркасами в зоне крепления к лонжеронам, и внешнюю обшивку, образующую аэродинамический контур, которая закреплена на наружной поверхности каркаса.The inventive truss rib of the wing is part of the caisson of the wing of the aircraft (see Fig. 1). The wing box as a whole contains a rigid power volumetric frame formed by front and rear metal spars, metal power ribs designed in particular for hanging wing mechanization elements, mesh (in particular, truss) ribs made of composite material with metal frames in the area of attachment to the spars, and an outer skin forming an aerodynamic contour that is fixed to the outer surface of the carcass.
Ферменная нервюра применяется в качестве одного из силовых элементов конструкции крыла летательного аппарата, служит для образования необходимой аэродинамической формы крыла и обеспечивает безопасную передачу силовых нагрузок, возникающих на крыле при различных условиях полёта. В общем случае ферменная нервюра состоит главным образом из верхнего и нижнего поясов, соединённых между собой стойками нервюры, которые расположены по существу вертикально и/или под различными углами к верхнему и нижнему поясам нервюры, образуя на виде сбоку рассматриваемой нервюры «ферменную» конструкцию (см., например, Ландышев Б.К. Расчёт и конструирование планера. - М-Л.: Оборонгиз, 1939, всего 228 с. / Под редакцией Д.А. Ромейко-Гурко, см. стр. 56). Структура и количество стоек нервюры, соединяющих верхний и нижний пояса нервюры, образуют лёгкую и при этом жёсткую конструкцию нервюры крыла, придавая крылу необходимую аэродинамическую форму и обеспечивая безопасную передачу силовых нагрузок.The truss rib is used as one of the strength elements of the wing structure of the aircraft, serves to form the necessary aerodynamic shape of the wing and ensures the safe transfer of power loads that arise on the wing under various flight conditions. In the general case, the truss rib consists mainly of the upper and lower belts connected by struts of ribs, which are located essentially vertically and / or at different angles to the upper and lower belts of the rib, forming a “truss” structure on the side view of the rib under consideration (see ., for example, Landyshev BK Calculation and design of the airframe. - M-L .: Oborongiz, 1939, total 228 pp. / Edited by D.A. Romeyko-Gurko, see page 56). The structure and number of struts of the rib connecting the upper and lower belts of the rib form a light and at the same time rigid structure of the rib of the wing, giving the wing the necessary aerodynamic shape and ensuring safe transmission of power loads.
На фиг. 1 показан пример узла конструкции крыла, содержащего кессон 1 крыла, в котором ферменная нервюра 6 является силовой частью кессона 1 крыла, обеспечивающей связь переднего лонжерона 2, заднего лонжерона 3, верхней обшивки 4 и нижней обшивки 5. На фиг. 2 схематично представлена конструкция ферменной нервюры крыла, состоящая из нижнего металлического пояса 7, верхнего металлического пояса 8 и стоек 9 нервюры, которые соединяют между собой упомянутые нижний металлический пояс 7 и верхний металлический пояс 8. Каждая из стоек 9 нервюры имеет полую трубчатую конструкцию и выполнена из композиционного материала. Кроме того, каждая из стоек 9 нервюры имеет по одной металлической законцовке 10 на каждом из двух концов стойки, при этом законцовки 10 предназначены для соединения с нижним металлическим поясом 7 или верхним металлическим поясом 8 нервюры, соответственно.In FIG. 1 shows an example of a wing structure assembly comprising a
Композиционные стойки 9 нервюры выполнены из полимерного композиционного материала, предпочтительно из углепластика. Законцовки 10 стоек нервюры выполнены из металла, предпочтительно из титана, методом 3D выращивания. Применяемый метод может представлять собой, в качестве примера, известную технологию выборочного лазерного спекания (SLS) и основанную на последовательном спекании слоёв порошкового материала (например, металлического порошка) с помощью лазеров высокой мощности (см., например, источник US 4863538 A, опубл. 05.09.1989, или US 5597589 A, опубл. 28.01.1997). В данной технологии используется один или более лазеров (например, углекислотный лазер) для спекания частиц порошкообразного материала до образования трёхмерного физического объекта. Спекание производится путём вычерчивания контуров, заложенных в цифровой модели (т.н. «сканирования») посредством лазера. Данная технология обеспечивает возможность производства функциональных деталей сложной геометрической формы, в частности применительно к заявляемому изобретению она позволяет выполнять законцовку 10, на поверхности которой имеются массивы игольчатых выступов, как описано ниже. Следует отметить, что вышеупомянутая технология является лишь одним из возможных примеров метода 3D выращивания, применимого в настоящем изобретении, и возможные средства осуществления заявляемого изобретения не ограничены применением данной конкретной технологии.The
Законцовки 10 обеспечивают надёжное соединение композиционных стоек 9 с нижним металлическим поясом 7 или верхним металлическим поясом 8 нервюры, соответственно. Примерная схема соединения законцовок 10 с металлическим поясом нервюры (например, с нижним металлическим поясом 7 или верхним металлическим поясом 8, соответственно) показана на фиг.4. В примерном варианте выполнения верхний металлический пояс 8 нервюры и нижний металлический пояс 7 нервюры выполнены в виде фрезерованных профилей уголкового типа с увеличенными стенками и отверстиями под болты в местах крепления стоек 9 нервюры. Стойки 9 нервюры соединяются со стенками 11 металлических поясов нервюры (например, нижнего металлического пояса 7 или верхнего металлического пояса 8) посредством болтов, вводимых в упомянутые выше отверстия под болты, выполненные в стенках 11.The
Для соединения со стенками 11 металлических поясов нервюры каждая законцовка 10 стойки 9 нервюры выполнена из металла и снабжена проушиной 16, в которую завальцован сферический подшипник 17, в отверстие которого вводится болт, соединяющий законцовку стойки 9 нервюры со стенкой 11 металлического пояса нервюры. В качестве примера, но не ограничения, применяемый сферический подшипник может быть подшипником типа ГЛС-127Х460/490-10Х13. Применение сферического подшипника в конструкции заявляемой ферменной нервюры в соединении между стойкой 9 нервюры и нижним металлическим поясом 7 или верхним металлическим поясом 8, соответственно, обеспечивает собираемость конструкции ввиду исходной малой жёсткости входящих в неё элементов. При этом собранная конструкция предлагаемой ферменной нервюры обретает необходимую конструкционную жёсткость.To connect with the
Схема соединения законцовки 10 со стойкой 9 нервюры показана на фиг.3. Металлическая законцовка 10, схематично представленная на фиг. 5, характеризуется, в частности, высокой прочностью соединения со стойкой 9 нервюры, выполненной из композиционного материала. Для этого законцовка 10 имеет в общем цилиндрическую форму и выполнена предпочтительно из титана и снабжена на внешней поверхности массивом игольчатых выступов 14, обеспечивающих прочное сцепление с трубчатой стойкой 9 нервюры, в которую вставлена и заформована металлическая законцовка. Массив игольчатых выступов 14 может иметь различную конфигурацию, например игольчатые выступы 14 могут быть расположены в виде одного или более рядов проходящих по окружности поверхности законцовки 10, либо могут быть расположены, например, в шахматном порядке или в какой-либо иной конфигурации. Игольчатые выступы 14 на поверхности металлической законцовки 10 выполняются предпочтительно способом 3D выращивания. В законцовку 10 вворачивается металлический компенсатор 15, на конце которого выполнена вышеупомянутая проушина 16, в которую завальцован сферический подшипник 17, в отверстие в котором вводится болт, посредством которого законцовка 10 стойки 9 нервюры соединяется со стенкой 11 нижнего металлического пояса 7 или верхнего металлического пояса 8 ферменной нервюры, соответственно. Кроме того, в месте введения компенсатора 15 в металлическую законцовку 10 предусмотрена контргайка 18 с отгибной шайбой для фиксации компенсатора 15.The connection diagram of the ending 10 with the
Реализация охарактеризованного выше игольчатого соединения стойки 9 нервюры, выполненной из композиционного материала, с законцовкой 10, выполненной из металла, предпочтительно из титана, обеспечивает минимальную массу этого соединения при повышении его эксплуатационной надёжности.The implementation of the above-described needle connection of the
Кроме того, с целью повышения эксплуатационной надёжности и, в частности, для достижения большого ресурса предлагаемая конструкция характеризуется следующими принципами:In addition, in order to increase operational reliability and, in particular, to achieve a long resource, the proposed design is characterized by the following principles:
- соединение имеющих трубчатую форму стоек 9 из композиционного материала с полученными способом 3D выращивания законцовками 10 с игольчатыми выступами, выполненными предпочтительно из титана, образует схему «композиционный материал + титан», в которой благодаря сочетанию применяемых материалов исключается электрохимическая коррозия. То есть за счёт соединения имеющих трубчатую форму стоек 9 из композиционного материала с выполненной из титана законцовкой 10 исключается возникновение электрохимической коррозии, которая имеет место между углепластиком и, например, часто применяемыми в конструкции узлов аналогичного назначения алюминиевыми сплавами, и обеспечивается дальнейший контакт только «титан + титан» или «титан + металлокомпозиты»;- the connection of the tubular-shaped
- формирование массива игольчатых выступов 14 на внешней поверхности законцовки 10 с помощью технологии 3D выращивания, при этом игольчатые выступы 14 служат для усиления соединения с трубчатой стойкой 9, выполненной из композиционного материала. Это позволяет обеспечить максимальную прочность соединения стойки 9 нервюры с законцовкой 10. Для достижения наиболее надёжного соединения законцовки 10 со стойкой 9 нервюры игольчатые выступы могут иметь заострённую форму, например форму пирамиды или конуса. Возможны и другие варианты формы игольчатых выступов 14, которые могут обеспечить надлежащее сцепление между внешней поверхностью законцовки 10 и внутренней поверхностью конца трубчатой стойки 9.- the formation of an array of
Сборка предлагаемой конструкции ферменной нервюры осуществляется следующим образом.The assembly of the proposed design of the truss rib is as follows.
С использованием технологии 3D выращивания изготавливается, предпочтительно из титана, металлическая законцовка 10. Две законцовки 10 фиксируются на специальной оснастке, и формируется трубчатая конструкция стойки 9 из композиционного материала. На этом этапе углепластику, представляющему собой композицию из углеродного волокна и полимерного жидкого или пластичного связующего, придают необходимую форму, более конкретно – трубчатую форму будущей стойки 9 нервюры с заформованными на её концах законцовками 10. Далее следует процесс отверждения, при котором связующее затвердевает в связи с проходящими в нем химическими процессами. Для этого сформированный блок из двух металлических законцовок 10 с трубчатой стойкой 9 вместе с оснасткой помещают в термопечь, нагревают до заданной температуры, необходимой для отверждения связующего при изготовлении углепластика, например около 160-180°С, и обеспечивают необходимую выдержку, в качестве примера около 2-4 часов. При этом происходит отверждение полимерного связующего, которым пропитан композиционный материал трубчатой конструкции стойки 9, а в местах контакта с законцовками 10 композиционный материал стойки 9 схватывается с игольчатыми выступами на поверхности законцовок 10. Внутрь законцовок 10, снабжённых игольчатыми выступами, вворачиваются металлические компенсаторы 15 с проушинами 16, выполненные из нержавеющей стали, в качестве примера – из стали типа 07Х16Н6 или 30ХГСН2А-ВД. Внутрь проушин 16 завальцовываются сферические подшипники 17, а компенсаторы 15 фиксируются контргайками 18, и обеспечивается контровка самих контргаек 18 отгибными шайбами (не показаны).Using 3D growing technology, a
Нижний металлический пояс 7 и верхний металлический пояс 8 предлагаемой конструкции ферменной нервюры представляют собой фрезерованные металлические профили уголкового типа, в качестве примера – из алюминиевого сплава В95, с увеличенными стенками в местах болтового соединения стоек 9 нервюры. Как указано выше, стойки 9 нервюры крепятся к нижнему металлическому поясу 7 и верхнему металлическому поясу 8 нервюры болтами (не показаны), проходящими через отверстия в стенках 11 упомянутых нижнего металлического пояса 7 и верхнего металлического пояса 8 нервюры, соответственно, и болт (не показан) проходит через сферический подшипник 17. Стопорение болтов и гаек (не показаны) крепления стоек 9 к нижнему металлическому поясу 7 и верхнему металлическому поясу 8 осуществляется посредством отгибных шайб (не показаны). The
Вследствие того, что в описанной выше конструкции предлагаемой ферменной нервюры в целом и, в частности, в местах соединения законцовок 10 со стойками 9 нервюры, компенсатора 15 с законцовкой 10, и проушины 16, содержащей сферический подшипник 17, со стенками 11 нижнего металлического пояса 7 и верхнего металлического пояса 8 нервюры, соответственно, учтены основные известные в уровне техники недостатки соединений с композиционными элементами, применяемыми в настоящее время, такие как электрохимическая коррозия в местах контакта композиционного материала и детали из лёгкого сплава, а также недостаточная прочность соединения детали из композиционного материала с деталью из металла, и/или большой вес конструкции, обусловленный выбором материалов, применяемых в известных решениях, предлагаемая конструкция обладает повышенной эксплуатационной надёжностью.Due to the fact that in the above-described design of the proposed truss rib as a whole and, in particular, at the junctions of the
Предлагаемая конструкция ферменной нервюры может применяться в качестве одного из основных силовых элементов крыла летательного аппарата в авиации, а также в многоразовых космических системах. Как показано выше, при реализации заявляемого изобретения достигается технический результат, состоящий в повышении эксплуатационной надёжности. Кроме того, снижается вес конструкции.The proposed design of the truss rib can be used as one of the main power elements of the wing of the aircraft in aviation, as well as in reusable space systems. As shown above, when implementing the claimed invention, a technical result is achieved, which consists in increasing operational reliability. In addition, the weight of the structure is reduced.
При том, что выше описаны примерные варианты выполнения заявляемого изобретения, специалистам в данной области техники очевидно, что возможны различные изменения, не выходящие за рамки сущности и объёма предложенного технического решения. Перечисленные выше материалы, из которых выполнены элементы заявляемой ферменной нервюры, а также режимы, используемые в процессе изготовления описанных выше элементов, являются примерными, и специалистам в данной области техники будет очевидна возможность использования других материалов с аналогичными свойствами и/или режимов, не выходящая за рамки объёма настоящего изобретения. Все такие возможные изменения наряду с полным объёмом эквивалентов вышеуказанных признаков считаются входящими в объём заявляемого изобретения, который определяется нижеприведённой формулой изобретения и не ограничен конкретными примерами, описанными выше и показанными на прилагаемых чертежах.While the exemplary embodiments of the claimed invention are described above, it will be apparent to those skilled in the art that various changes are possible without departing from the spirit and scope of the proposed technical solution. The above materials, from which the elements of the claimed truss rib are made, as well as the modes used in the manufacturing process of the elements described above, are exemplary, and it will be obvious to those skilled in the art the possibility of using other materials with similar properties and / or modes, not beyond scope of the present invention. All such possible changes along with the full amount of equivalents of the above features are considered to be included in the scope of the claimed invention, which is determined by the claims below and is not limited to the specific examples described above and shown in the accompanying drawings.
Claims (15)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127475A RU2661661C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Truss wing rib with composite racks |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127475A RU2661661C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Truss wing rib with composite racks |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2661661C1 true RU2661661C1 (en) | 2018-07-18 |
Family
ID=62917023
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127475A RU2661661C1 (en) | 2017-08-01 | 2017-08-01 | Truss wing rib with composite racks |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2661661C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109606625A (en) * | 2018-11-07 | 2019-04-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | A kind of big height rib structure |
| RU192695U1 (en) * | 2019-06-10 | 2019-09-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Companion drone wing |
| GB2579645A (en) * | 2018-12-10 | 2020-07-01 | Airbus Operations Ltd | Method of manufacturing an aerodynamic structure |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1908757A (en) * | 1929-08-06 | 1933-05-16 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Aeronautical truss and method of forming the same |
| US4776534A (en) * | 1987-08-10 | 1988-10-11 | Bamford Robert M | Controlled torsional resistance warpable beam |
| US9562352B2 (en) * | 2014-03-19 | 2017-02-07 | Airbus Operations Gmbh | Rotary joint, framework construction kit and method for constructing a framework |
-
2017
- 2017-08-01 RU RU2017127475A patent/RU2661661C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1908757A (en) * | 1929-08-06 | 1933-05-16 | Curtiss Aeroplane & Motor Co | Aeronautical truss and method of forming the same |
| US4776534A (en) * | 1987-08-10 | 1988-10-11 | Bamford Robert M | Controlled torsional resistance warpable beam |
| US9562352B2 (en) * | 2014-03-19 | 2017-02-07 | Airbus Operations Gmbh | Rotary joint, framework construction kit and method for constructing a framework |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109606625A (en) * | 2018-11-07 | 2019-04-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | A kind of big height rib structure |
| GB2579645A (en) * | 2018-12-10 | 2020-07-01 | Airbus Operations Ltd | Method of manufacturing an aerodynamic structure |
| RU192695U1 (en) * | 2019-06-10 | 2019-09-26 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Companion drone wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2661661C1 (en) | Truss wing rib with composite racks | |
| CN1051520C (en) | Prestressing structure of aircraft and making method thereof | |
| JP6628955B2 (en) | Vertically integrated stringer | |
| DK176176B1 (en) | Method and connector for assembling a blade, preferably wind turbine blade, into sections | |
| RU2483003C2 (en) | Bearing structure of suspension pylon | |
| RU2458820C2 (en) | Device, in particular, airliner fuselage stiffening tie rod and/or component locking element | |
| RU196913U1 (en) | POWER STRUCTURE OF SPACE VEHICLE HOUSING | |
| RU2549043C1 (en) | Wing box, reinforced with polymer composite material | |
| US20130209728A1 (en) | Rod winding structure in composite design | |
| US20090121082A1 (en) | Method of locally reinforcing a composite element and reinforced aircraft wing structure central box section | |
| US8651421B2 (en) | Aircraft fuselage structure and method for its production | |
| RU196827U1 (en) | POWER STRUCTURE OF SPACE VEHICLE HOUSING | |
| WO1998015455A1 (en) | Prestressed structure for aircraft and the method of producing the same | |
| CN107323686B (en) | Load lays flat test with seperated open type mounting device | |
| CN109094820B (en) | Annular flat-plate stove type composite material main bearing structural member | |
| EP2581205B1 (en) | Component for connecting structures and method of producing it | |
| US20230020641A1 (en) | Modular wind turbine blade with vibration damping | |
| US20180186463A1 (en) | Primary structure of a pylon for an aircraft engine assembly comprising a pyramidal part with converging upright members | |
| CN205777812U (en) | Containing the steel structure cooling tower to stayed structure | |
| US9669928B2 (en) | Multipart fastening device for fastening a device to a reinforcing element and to the outer skin of a vehicle | |
| CN214034085U (en) | Beam column node structure of ready-package modularization steel construction | |
| RU200003U1 (en) | POWER STRUCTURE OF THE SPACE VEHICLE CASE | |
| US20130273306A1 (en) | Beam | |
| CN111114836A (en) | Large-size high-fundamental-frequency light surface tension storage tank | |
| RU203407U1 (en) | POWER STRUCTURE OF THE SPACE VEHICLE CASE |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190802 |