RU2671453C2 - Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата - Google Patents

Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2671453C2
RU2671453C2 RU2014132455A RU2014132455A RU2671453C2 RU 2671453 C2 RU2671453 C2 RU 2671453C2 RU 2014132455 A RU2014132455 A RU 2014132455A RU 2014132455 A RU2014132455 A RU 2014132455A RU 2671453 C2 RU2671453 C2 RU 2671453C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
base
stringers
narrowed
paragraphs
Prior art date
Application number
RU2014132455A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014132455A (ru
Inventor
Зейд Фуад ХАСАН
Джеффри Ф. СТУЛК
Филлип Роджер ПРАТТ
Джеймс А. БЭКЛУНД
Николас Скотт ЭЛЛЕРБЕК
Лайл Рей ДЕОБАЛЬД
Original Assignee
Зе Боинг Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Зе Боинг Компани filed Critical Зе Боинг Компани
Publication of RU2014132455A publication Critical patent/RU2014132455A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2671453C2 publication Critical patent/RU2671453C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—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
    • B64C1/061—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
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—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
    • B64C1/10—Bulkheads
    • 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
    • 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
    • Y10T156/1052—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with cutting, punching, tearing or severing
    • Y10T156/1062—Prior to assembly
    • 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
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Lining And Supports For Tunnels (AREA)
  • Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Изобретение относится к узлам крепления крыла летательного аппарата. Летательный аппарат содержит крыло и кессон крыла. Крыло присоединено к кессону крыла в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса. Крыло и кессон крыла содержат нижнюю обшивку и стрингеры на указанной нижней обшивке. Концы стрингеров со стороны корпусной соединительной детали имеют вырезы стенки и суженные основания, каждое из которых сужено в направлении размаха крыла до острой кромки у нижней обшивки и содержит углы. Суженные основания содержат облегающий слой, а углы суженных оснований скруглены. Техническим результатом является увеличение надежности конструкции. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Узел крыла летательного аппарата может содержать центральный кессон крыла и крылья, консольно размещенные на сторонах центрального кессона крыла. Центральный кессон крыла несет изгибающие нагрузки, приложенные к каждому крылу во время полета.
Термин «соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса» (side of body joint) относится к той части, где крыло присоединено к центральному кессону крыла. Как правило, соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса, обеспечивает соединение крыла с центральным кессоном крыла в направлении хорды, а также первичное прикрепление крыла к фюзеляжу летательного аппарата.
Ввиду высокой важности этой соединительной детали и сложной нагрузки на нее во время полета весьма необходима надежная конструкция.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Согласно варианту реализации летательный аппарат содержит крыло и кессон крыла. Крыло присоединено к кессону крыла в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса. Крыло и кессон крыла содержат нижнюю обшивку и множество стрингеров на обшивке. Концы по меньшей мере некоторых стрингеров в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса, имеют вырез стенки и основание, которое сужено в направлении размаха крыла до острой кромки у обшивки.
Согласно еще одному варианту реализации предложен узел крыла летательного аппарата, который содержит центральный кессон крыла, первое и второе крылья и соединительные хорды для присоединения крыльев к противоположным сторонам кессона крыла. Центральный кессон крыла содержит нижнюю обшивку и стрингеры на обшивке. Каждое крыло содержит нижнюю обшивку и стрингеры на обшивке. По меньшей мере некоторые окончания стрингеров имеют вырезы стенки и основания, которые сужены в направлении размаха крыла до острой кромки у обшивки.
Согласно еще одному варианту реализации предложена балка летательного аппарата, которая содержит основание и стенку. Стенка имеет вырез, а основание сужено до острой кромки на конце стрингера. Суженное основание проходит продольно вниз от выреза под углом от 10 до 15 градусов.
Согласно еще одному варианту реализации предложен способ, который включает обработку стрингера летательного аппарата, содержащего стенку и основание. Обработка включает выполнение распределяющего нагрузку выреза в стенке и на конце стрингера и образование продольного сужения к концу стрингера в его основании. Сужение проходит от полной высоты основания до острой кромки под углом от 10 до 15 градусов.
Указанные признаки и функции возможно обеспечить независимо в различных вариантах реализации или скомбинировать в других вариантах реализации. Другие детали вариантов реализации можно видеть из нижеследующих описания и чертежей.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На фиг. 1 показан летательный аппарат.
На фиг. 2А показана верхняя соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса, летательного аппарата.
На фиг. 2В показана нижняя соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса, летательного аппарата.
На фиг. 3 показаны нагрузки на обшивку и стрингеры в нижней соединительной детали, выполненной со стороны корпуса.
На фиг. 4 показан первый пример стрингера, имеющего вырез стенки и суженное основание.
На фиг. 5 показан второй вариант стрингера, имеющего вырез стенки и суженное основание.
На фиг. 6 показан третий вариант стрингера, имеющего вырез стенки и облегающий слой на суженном основании.
На фиг. 7 показан стрингер, который содержит стяжку и имеет суженное основание.
На фиг. 8 показано суженное основание стрингера, показанного на фиг. 7.
На фиг. 9 показан способ получения стрингера, показанного на фиг. 7.
На фиг. 10 показаны рама перегородки и поперечная балка фюзеляжа.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ РЕАЛИЗАЦИИ
На фиг. 1 показан летательный аппарат 110, содержащий фюзеляж 120, узел 130 крыла и хвостовое оперение 140. В некоторых вариантах реализации, таких как на фиг. 1, узел 130 крыла содержит центральный кессон 132 крыла и крылья 134, консольно размещенные на противоположных сторонах центрального кессона 132 крыла. Центральный кессон 132 крыла несет нагрузку, приложенную каждым крылом 134 во время полета. Центральный кессон 132 крыла может кроме того выполнять другие функции, такие как хранение центрального топливного бака и обеспечение ниши для шасси.
Центральный кессон 132 крыла и каждое из крыльев 134 содержат передний и задний лонжероны, проходящие в направлении размаха крыла, нервюры, проходящие между лонжеронами в направлении хорды, верхнюю и нижнюю обшивки, покрывающие лонжероны и нервюры и верхний и нижний стрингеры для укрепления верхней и нижней обшивок. Стрингеры также проходят в направлении размаха крыла.
Каждое из крыльев 134 присоединено к центральному кессону 132 крыла в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса. На фиг. 2А и 2В показан пример соединительной детали, выполненной со стороны корпуса. На фиг. 2А показана верхняя часть соединительной детали, выполненной со стороны корпуса ("верхняя соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса"), а на фиг. 2В показана нижняя часть соединительной детали, выполненной со стороны корпуса ("нижняя соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса"). Верхняя соединительная деталь, выполненная со стороны корпуса, чувствительна к давлению. По мере изгиба крыла 134 вверх элементы верхней соединительной детали 210, выполненной со стороны корпуса, стягиваются, а элементы нижнего соединения 250 расходятся. Верхняя и нижняя соединительные детали могут быть соединены стороной нервюр корпуса.
На фиг. 2А показана верхняя соединительная деталь 210, выполненная со стороны корпуса, которая содержит соединительную хорду 220. Верхняя обшивка 232 крыла и верхние стрингеры 234 крыла 134 прикреплены к внешней стороне соединительной хорды 220. Верхняя обшивка 236 крыла и верхние стрингеры 238 центрального кессона 132 крыла прикреплены к внутренней стороне соединительной хорды 220. Соединительная хорда 220 также прикреплена к обшивке 222 фюзеляжа 120 и к стороне нервюры 245 корпуса.
На фиг. 2В показана нижняя соединительная деталь 250, выполненная со стороны корпуса, которая содержит соединительную хорду 220. Нижняя обшивка 242 крыла и нижние стрингеры 244 крыла 134 прикреплены к внешней стороне соединительной хорды 220. Нижняя обшивка 246 крыла и нижние стрингеры 248 центрального кессона 132 крыла прикреплены к внутренней стороне соединительной хорды 220. На примере, показанном на фиг. 2В, полочные выступы 244а и 248а (далее "полки") нижних стрингеров 244 и 248 прикреплены к соединительной хорде 220 и нижняя обшивка 242, 246 прикреплена к соединительной хорде 220. Внешняя соединительная пластина 260 также может быть использована для прикрепления нижней обшивки 242, 246 к соединительной хорде 220.
Выступы 244b и 248b основания (далее "основания") нижних стрингеров 244, 248 присоединены (например, прикреплены, приклеены) к нижней обшивке 242, 246. Между концом каждого основания 244b и соединительной хордой 220 обеспечен зазор, и между концом каждого основания 248b и соединительной хордой 220 обеспечен зазор.
Нижний стрингер 244 в крыле 134 содержит стенку 244 с между его полкой 244а и основанием 244b. На конце стенки 244с имеется вырез 244d стенки, а конец основания 244b сужен в направлении размаха крыла до острой кромки у нижней обшивки 242 крыла.
Нижний стрингер 248 в центральном кессоне 132 крыла содержит стенку 248с, расположенную между его полкой 248а и основанием 248b. На конце стенки 248с имеется вырез 248d, а конец основания 248b сужен в направлении размаха крыла до острой кромки у нижней обшивки 246.
Суженные основания 244b и 248b более последовательно переносят нагрузки от нижних стрингеров 244 и 248 в нижнюю обшивку 242 и 246 для уменьшения резких геометрических изменений вдоль концов стрингеров. Суженные основания 244b и 248b предотвращают отслаивание нижних стрингеров 244, 248 от нижней обшивки 242, 246.
Вырез 244d стенки в нижнем стрингере 244 крыла 134 играет другую роль, нежели вырез 248d стенки в нижнем стрингере 248 центрального кессона 132 крыла. Из-за различного расположения центра масс обеих сторон крыла и стороны кессона крыла нагрузки распределяются по-разному, что приводит к возникновению вторичных моментов в окончании стрингеров и полке стрингера. Вырезы 244d стенки в нижних стрингерах 244 крыла 134 перераспределяют вертикальные отрывающие нагрузки. Вырезы 248d стенки в нижних стрингерах 248 центрального кессона 132 крыла обеспечивают давление на концах основания стрингера, благодаря чему нижние стрингеры 248 не отслаиваются от нижней обшивки 246. Поскольку эти вырезы 244d и 248d стенки выполняют различные функции, вырезы 244d стенки на нижних стрингерах 244 крыла 134 могут иметь формы, отличные от форм вырезов 248d в нижних стрингерах 248 центрального кессона 132 крыла.
На фиг. 2А и 2В показан только один верхний стрингер 234 и один нижний стрингер 244 для крыла 134, и только один верхний стрингер 238 и один нижний стрингер 248 для центрального кессона 132 крыла. Однако крыло 134 содержит дополнительные верхний и нижний стрингеры 234 и 244, разнесенные в направлении хоры. Некоторые или все из нижних стрингеров 244 в крыле 134, и некоторые или все из нижних стрингеров 248 в центральном кессоне 132 крыла могут иметь вырез стенки и суженное основание. Один или оба из указанных признаков может отсутствовать у стрингера 244 или 248 при необходимости.
Соединительная хорда 220 в нижней соединительной детали 250, выполненной со стороны корпуса, не ограничена типом хорды «двойная плюс». Например, соединительная хорда 220 может быть одинарной плюс или Т-образной хордой.
На фиг. 3 показаны рассматриваемые нагрузки в нижней обшивке 242 и стрингере 244 в нижней соединительной детали 250 для крыла 134. Общая осевая нагрузка стрингера разделена между триммером 223 соединительной хорды (нагрузка Ru_a) и обшивкой 242 (нагрузка Rl_a). Основным механизмом отклеивания на месте склейки между обшивкой 242 и стрингером 244 является местный радиальный люфт, возникающий на окончании стрингеров. Суженное основание 244b помогает справиться с местным люфтом в месте склейки. Момент (Mss), возникающий из одного поперечного люфта присоединения триммера 223 является основным источником отрывающих нагрузок в стенке 244с. Вырез 244d стенки уменьшает максимальные вертикальные отрывающие нагрузки путем перераспределения нагрузок в стенке 244с стрингера.
Вырез стенки не органичен какой-либо конкретной геометрической формой, при условии что он проходит за пределы конца основания. Кривизна выреза может быть простой или сложной. На фиг. 4 и 5 показаны различные вырезы, имеющие простую кривизну.
Перейдем к фиг. 4, на которой показан первый пример стрингера 410, имеющий суженное основание 420 и стенку 430 с вырезом 440. Этот тип выреза 440 может называться «U-образным» (fishmouth) вырезом. Сужение основания 420 начинается от выреза 440 и заканчивается в острой кромке 450. Этот стрингер 410 можно использовать как в крыле, так и в кессоне крыла.
Перейдем к фиг. 5, на которой показан второй вариант стрингера 510, содержащего суженное основание 520 и стенку 530, имеющую вырез 540. Вырез 540 стенки имеет приблизительно форму полукруга. В этом примере сужение основания 520 не начинается на вырезе 540 стенки. Напротив, стенка 530 опускается от выреза 540 стенки до полной высоты основания. Сужение основания 520 начинается от полной высоты и заканчивается в острой кромке 550. Этот стрингер 510 можно использовать как в крыле, так и в кессоне крыла.
Кривизна не ограничена простой кривизной, показанной на фиг. 4 и 5. Другие примеры простой кривизны включают без ограничения вогнутую и параболическую кривизну.
В некоторых вариантах реализации кривизна может быть сложной. Пример выреза стенки, имеющего составную кривизну, приведен в публикации правообладателя US 20110284693.
Перейдем к фиг. 4, на которой угол сужения показан как угол (α), образованный суженной поверхностью 420а и нижней поверхностью 420b суженного основания 420. Угол (α) сужения не ограничен какой-либо конкретной величиной угла. Однако, как обнаружили Заявители, угол (α) от 10 до 15 градусов является наиболее эффективным с точки зрения уменьшения люфтов на окончании стрингера.
Сужение не ограничено линейным сужением. В некоторых вариантах реализации сужение может быть округлым или составным.
В некоторых вариантах реализации суженые основания стрингеров в крыле могут иметь углы, отличные от углов в суженных основаниях стрингеров центрального кессона крыла. В других вариантах реализации углы эти могут быть одинаковыми.
Перейдем к фиг. 6, на которой показан другой пример стрингера 610, имеющего суженное основание 620 и стенку 630 с вырезом 640. В этом примере, однако, облегающий слой 650 прикреплен к суженной поверхности суженного основания 620 посредством связующего. Облегающий слой 650 может быть изготовлен из металлического листа или слоев укрепляющих волокон, которые предварительно пропитаны каучуком. Облегающий слой 650 может покрывать всю суженную поверхность или ее значительную часть. Функция облегающего слоя 650 заключается в сдерживании отслоения конца суженного основания 620 от обшивки.
Поперечное сечение стрингеров не ограничено какой-либо конкретной формой. Например, стрингеры могут иметь двутавровое или Т-образное поперечное сечение.
Перейдем к фиг. 7, на которой показано поперечное сечение примера стрингера 710, имеющего полку 715, суженное основание (сужение не показано) и стенку 730 с вырезом (вырез не показан). Стрингер 710, показанный на фиг. 7, имеет двутавровое поперечное сечение, которое образовано противоположно направленными балками 740 с С-образным сечением. Стенки указанных балок 740 могут быть склеены вместе с помощью клея. Выступы полки балок 740 могут быть приклеены к пластине 715 полки, а выступы основания балок 740 могут быть прикреплены к пластине 760 основания 720 посредством связующего. Стрингер 710 кроме того содержит структуры, известные как "стяжки". Стяжка 770 полки представляет собой заполняющий материал между скругленными частями выступов полки, а стяжка 780 основания представляет собой заполняющий материал между скругленными частями выступов основания. Конец стяжки 780 основания соответствует сужению основания 720 (сужение стяжки 780 основания не показано на фиг. 7).
Дополнительно обратимся к фиг. 8, на которой показано суженное основание 720 стрингера 710 (обращенного вниз к суженной поверхности 720а суженного основания 720). Угловые концы 725 суженного основания 720 скруглены или скошены. Скругленные или скошенные угловые концы 725 предотвращают возникновение трещин и отклеивания стрингера 710 от обшивки.
Перейдем к фиг. 9, на которой показан способ получения стрингера 710, показанного на фиг. 7. На этапе 910, балки 740 с Сообразным сечением, полка и пластины 750 и 760 основания, а также полка и стяжки 770 и 780 основания скрепляют вместе посредством связующего для получения двутавровой балки. Эти элементы 740-780 могут быть изготовлены из металла, армированного волокнами композитного материала или их комбинации.
На этапе 920 образуют вырез стенки и сужают конец основания 720, например, путем обработки. Во время сужения основания 720, стяжка 780 основания также сужается. Дополнительно углы 725 на конце суженного основания 720 могут быть обработаны для получения скругления или скосов.
На этапе 930 к суженной поверхности приклеивают облегающий слой. Например, отрезают ткань для образования сложенных слоев и наносят клей между суженной поверхностью выступа основания и плотно прилегающей поверхностью необработанного облегающего слоя. Стрингер 710, содержащий облегающий слой, нагревают под давлением.
Описанный здесь узел крыла не ограничен центральным кессоном крыла. Использование выреза стенки и суженного основания может быть выгодно в стрингерах, подверженных высоким отрывным нагрузкам.
Крылья узла крыла могут иметь различные двугранный угол и размах. Однако описанный здесь узел крыла не ограничен в этом смысле.
Описанный здесь стрингер не ограничен узлом крыла. Стрингеры, имеющие суженные основания и вырезы стенки, также могут быть использованы в хвостовом оперении и фюзеляже летательного аппарата.
На фиг. 1, показано хвостовое оперение 140, содержащее горизонтальный и вертикальный стабилизаторы 142 и 144. Каждый стабилизатор 142 и 144 содержит кессон, конструкцию крыла и по меньшей мере одно крыло, присоединенное к кессонной конструкции. Крыло и кессонная конструкция содержат обшивку и множество стрингеров на обшивке. Концы по меньшей мере некоторых стрингеров в соединении крыла и кессонной конструкции имеют вырез стенки и суженное основание.
Перейдем к фиг. 10, на которой показан фюзеляж 120, содержащий раму 1010 перегородки и поперечную балку 1020. Дополнительные рамы 1010 перегородки и поперечные балки 1020 фюзеляжа 120 не показаны. Компенсирующий настил 1030 прикреплен к поперечным балкам 1020.
Каждая поперечная балка 1020 присоединена к раме 1010 перегородки с помощью узла 1050 крепления полки. Полки рамы 1010 перегородки и поперечные балки 1020 прикреплены к узлу 1050 крепления полки. Основание поперечной балки 1020 прикреплено к узлу 1060 крепления основания. Поперечная балка 1020 показана с вырезом 1022 и суженным основанием 1024.
Описание кроме того включает варианты реализации согласно следующим пунктам:
1. Летательный аппарат, содержащий крыло и кессон крыла, причем
крыло присоединено к кессону крыла в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса,
крыло и кессон крыла содержат нижнюю обшивку и множество стрингеров на указанной обшивке, а
концы по меньшей мере некоторых стрингеров в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса, имеют вырез стенки и основание, которое сужено в направлении размаха крыла до острой кромки у обшивки.
2. Летательный аппарат согласно пункту 1, в котором суженное основание проходит от указанного выреза.
3. Летательный аппарат согласно пункту 1 или 2, содержащий соединительную хорду, причем основания стрингеров присоединены к нижней обшивке, а стрингеры кроме того содержат полки, присоединенные к указанной соединительной хорде.
4. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-3, в котором основания сужены под углом от 10 до 15 градусов по отношению к нижней обшивке.
5. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-4, в котором вырез имеет простую кривизну.
6. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-5, в котором вырез представляет собой U-образный вырез.
7. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-6, в котором стрингеры и обшивка изготовлены из армированного волокнами композитного материала.
8. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-7, содержащий облегающий слой по меньшей мере на одном суженном основании.
9. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-8, в котором облегающий слой содержит армированный волокнами композитный материал.
10. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-9, в котором углы по меньшей мере некоторых оснований скруглены.
11. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-10, в котором по меньшей мере некоторые стрингеры содержат противоположно направленные балки и стяжки между основаниями противоположно направленных балок, причем стяжки сужены для соответствия сужению суженных оснований.
12. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-11, в котором кессон крыла представляет собой торсионный короб стабилизатора.
13. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-12, в котором кессон крыла представляет собой центральный кессон крыла узла крыла.
14. Летательный аппарат согласно любому из пунктов 1-13, в котором стрингеры в обоих крыльях и центральный кессон крыла имеют вырезы стенки и суженные основания.
15. Узел крыла летательного аппарата, содержащий:
центральный кессон крыла, содержащий нижнюю обшивку и стрингеры на указанной обшивке;
первое и второе крылья, каждое из которых содержит нижнюю обшивку и стрингеры на указанной обшивке; и
соединительные хорды для присоединения крыльев к противоположным сторонам кессона крыла;
причем по меньшей мере некоторые концы стрингеров имеют вырезы стенки и основания, которые сужены в направлении размаха крыла до острой кромки у обшивки.
16. Узел крыла летательного аппарата согласно пункту 15, в котором основания сужены под углом от 10 до 15 градусов по отношению к нижней обшивке.
17. Узел крыла летательного аппарата согласно пунктам 15 или 16, в котором стрингеры кроме того содержат полки, которые присоединены к соединительным хордам.
18. Балка летательного аппарата, содержащая основание и стенку, причем стенка имеет вырез, а основание сужено до острой кромки на конце стрингера и проходит в продольном направлении от выреза под углом от 10 до 15 градусов.
19. Фюзеляж, содержащий множество рам перегородок, множество поперечных балок согласно пункту 18 и множество узлов крепления для присоединения концов поперечных балок к рамам перегородок.
20. Способ, включающий обработку стрингера летательного аппарата, содержащего стенку и основание, причем обработка включает:
образование распределяющего нагрузку выреза в стенке на конце указанного стрингера и
образование продольного сужения в основании на конце стрингера, которое проходит от полной высоты основания до острой кромки под углом от 10 до 15 градусов.
21. Способ согласно пункту 20, в котором обработка кроме того включает образование скругленных или скошенных угловых концов в основании на конце стрингера.
22. Способ согласно пункту 20 или 21, включающий приклеивание композитного облегающего слоя к поверхности указанного сужения.

Claims (15)

1. Летательный аппарат, содержащий крыло и кессон крыла, причем крыло присоединено к кессону крыла в соединительной детали, выполненной со стороны корпуса,
крыло и кессон крыла каждый содержат нижнюю обшивку и стрингеры на указанной нижней обшивке, а концы по меньшей мере некоторых стрингеров в указанной соединительной детали, выполненной со стороны корпуса, имеют вырезы стенки и суженные основания, каждое из которых сужено в направлении размаха крыла до острой кромки у нижней обшивки и содержит углы, и по меньшей мере одно из указанных суженных оснований содержит облегающий слой, а углы по меньшей мере некоторых суженных оснований скруглены.
2. Летательный аппарат по п. 1, в котором суженное основание проходит от выреза.
3. Летательный аппарат по любому из предыдущих пунктов, содержащий соединительную хорду, причем основания стрингеров присоединены к нижней обшивке, а стрингеры кроме того содержат полки, которые присоединены к соединительной хорде.
4. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором основания сужены под углом от 10 до 15 градусов по отношению к нижней обшивке.
5. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором вырез имеет простую кривизну.
6 .Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором вырез представляет собой U-образный вырез.
7. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором стрингеры и обшивка изготовлены из армированного волокнами композитного материала.
8. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором облегающий слой содержит армированный волокнами композитный материал.
9. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором по меньшей мере некоторые стрингеры содержат противоположно направленные балки и стяжки между основаниями указанных противоположно направленных балок, причем стяжки выполнены суженными для соответствия сужению суженных оснований.
10. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором кессон крыла представляет собой торсионный короб стабилизатора.
11. Летательный аппарат по любому из пп. 1-3, в котором кессон крыла является центральным кессоном крыла узла крыла, а стрингеры обоих крыльев и центрального кессона крыла имеют вырезы стенки и суженные основания.
12. Способ обработки стрингера летательного аппарата, имеющего стенку и основание, включающий: образование распределяющего нагрузку выреза в стенке на конце стрингера; образование продольного сужения в основании на конце стрингера, которое проходит от полной высоты основания до острой кромки под углом от 10 до 15 градусов.
13. Способ по п. 12, в котором обработка включает образование скругленных или скошенных угловых концов в основании на конце стрингера.
14. Способ по п. 12 или 13, включающий приклеивание композитного облегающего слоя к поверхности указанного сужения.
RU2014132455A 2013-08-09 2014-08-06 Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата RU2671453C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/962,974 2013-08-09
US13/962,974 US10479475B2 (en) 2013-08-09 2013-08-09 Composite stringer beam joint structure of an aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014132455A RU2014132455A (ru) 2016-02-27
RU2671453C2 true RU2671453C2 (ru) 2018-10-31

Family

ID=51263289

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014132455A RU2671453C2 (ru) 2013-08-09 2014-08-06 Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (2) US10479475B2 (ru)
EP (1) EP2835310B1 (ru)
JP (1) JP6468749B2 (ru)
KR (1) KR102143251B1 (ru)
CN (1) CN104340356B (ru)
CA (1) CA2850791C (ru)
ES (1) ES2678083T3 (ru)
RU (1) RU2671453C2 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
CN105627836B (zh) * 2016-02-18 2018-08-24 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种组合梁式翼面结构
US9897130B2 (en) 2016-04-15 2018-02-20 The Boeing Company Telescoping cap assembly for encapsulating a fastener disposed within a confined space
US10087970B2 (en) 2016-04-29 2018-10-02 The Boeing Company Sealant Containment Assembly
US10556665B2 (en) 2016-06-20 2020-02-11 The Boeing Company Apparatuses and methods for improved sealing
CN106314759A (zh) * 2016-09-06 2017-01-11 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机机翼的翼梁连接结构
US10696373B2 (en) * 2016-09-13 2020-06-30 The Boeing Company Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings
US11524761B2 (en) * 2016-12-09 2022-12-13 The Boeing Company Stringer-frame intersection of aircraft body
US20200122816A1 (en) * 2018-10-22 2020-04-23 The Boeing Company Bulkhead joint assembly
CN109677586A (zh) * 2019-01-18 2019-04-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种腹板、飞机机翼和飞机
US11305862B2 (en) * 2019-12-20 2022-04-19 The Boeing Company Joint joining an aircraft wing to an aircraft body
CN112591073B (zh) * 2020-12-23 2021-09-24 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 一种翼身结合接头及无人机
US11858623B2 (en) 2021-09-13 2024-01-02 The Boeing Company Aircraft fuel tank joints and methods of assembling the same
CN113911314B (zh) * 2021-11-16 2024-04-16 中国商用飞机有限责任公司 龙骨梁缘条连接结构及其安装方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3499622A (en) * 1967-03-22 1970-03-10 Sud Aviat Soc Nationale De Con Junctions between the fuselage and wings of an aircraft
EP1566334A1 (fr) * 2004-02-20 2005-08-24 Airbus France Arrêt de raidisseur à pentes décalées et panneau muni d'un tel arrêt
RU2352497C1 (ru) * 2005-03-23 2009-04-20 Эрбюс Франс Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла
US20090136294A1 (en) * 2005-09-02 2009-05-28 The Boeing Company Multi-Piece Fastener with Self-Indexing Nut
WO2011003844A2 (en) * 2009-07-10 2011-01-13 Airbus Operations Limited Stringer
US20110284693A1 (en) * 2010-05-19 2011-11-24 The Boeing Company Composite Stringer End Trim
WO2013074174A2 (en) * 2011-11-08 2013-05-23 The Boeing Company Reducing risk of disbonding in areas of differing strain

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1808842A (en) 1930-08-18 1931-06-09 Fedor John Paul Aeroplane wing
GB484305A (en) 1936-11-03 1938-05-03 Deekay Aircraft Corp Ltd Improvements in or relating to aircraft wing construction
GB565207A (en) * 1941-03-26 1944-11-01 Budd Edward G Mfg Co Improvements in or relating to aircraft wing and like structures
GB565107A (en) 1943-04-22 1944-10-26 Metropolitan Gas Meters Ltd Improvements relating to gas meters
GB1595358A (en) * 1977-05-17 1981-08-12 Commw Scient Ind Res Org Impact-resisting composites
US7634891B2 (en) * 2004-09-09 2009-12-22 Kazak Composites, Inc. Hybrid beam and stanchion incorporating hybrid beam
US7325771B2 (en) 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7303374B2 (en) 2005-03-08 2007-12-04 The Boeing Company Disbond resistant composite joint and method of forming
BRPI0520507A2 (pt) 2005-08-19 2009-05-12 Airbus Espana Sl vigas de material composto com bulbo
US7954763B2 (en) 2007-04-05 2011-06-07 The Boeing Company Methods and systems for composite structural truss
ES2346834B1 (es) 2007-04-30 2011-08-17 Airbus Operations, S.L. Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave.
CN101463628B (zh) * 2008-04-29 2011-05-04 甘秀明 半蝶型连接卡及建筑钢框架节点结构
ES2371401B1 (es) 2008-06-27 2012-11-07 Airbus Operations, S.L. Estructura de superficie sustentadora de aeronave.
US8353478B1 (en) * 2009-03-25 2013-01-15 The Boeing Company Blended wing aircraft
DE102010042970A1 (de) * 2010-05-12 2011-11-17 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil mit verbesserter Leitfähigkeit und mechanischer Festigkeit sowie Verfahren zu dessen Herstellung
ES2400768B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-12 Airbus Operations, S.L. Estructura interna de aeronave en material compuesto.
US20120068497A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Gm Global Technology Operations, Inc. Fiber-wrapped, magnesium tubular structural components
GB201020189D0 (en) * 2010-11-29 2011-01-12 Airbus Uk Ltd An aircraft structure
US8763253B2 (en) 2011-05-19 2014-07-01 The Boeing Company Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
US8993097B2 (en) 2011-10-10 2015-03-31 The Boeing Company Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
ES2405155B1 (es) 2011-10-24 2014-09-02 Airbus Operations S.L. Zonas de terminación de larguerillos optimizadas en componentes de aeronaves
US8974886B2 (en) * 2012-04-25 2015-03-10 The Boeing Company Disbond resistant composite stiffener runout
DE102012210043A1 (de) * 2012-06-14 2013-12-19 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung einer Leichtbaustruktur sowie Leichtbaustruktur

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3499622A (en) * 1967-03-22 1970-03-10 Sud Aviat Soc Nationale De Con Junctions between the fuselage and wings of an aircraft
EP1566334A1 (fr) * 2004-02-20 2005-08-24 Airbus France Arrêt de raidisseur à pentes décalées et panneau muni d'un tel arrêt
RU2352497C1 (ru) * 2005-03-23 2009-04-20 Эрбюс Франс Устройство и способ асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из углерода и металла
US20090136294A1 (en) * 2005-09-02 2009-05-28 The Boeing Company Multi-Piece Fastener with Self-Indexing Nut
WO2011003844A2 (en) * 2009-07-10 2011-01-13 Airbus Operations Limited Stringer
US20110284693A1 (en) * 2010-05-19 2011-11-24 The Boeing Company Composite Stringer End Trim
WO2013074174A2 (en) * 2011-11-08 2013-05-23 The Boeing Company Reducing risk of disbonding in areas of differing strain

Also Published As

Publication number Publication date
KR102143251B1 (ko) 2020-08-11
US10717511B2 (en) 2020-07-21
CN104340356A (zh) 2015-02-11
JP2015036294A (ja) 2015-02-23
EP2835310A1 (en) 2015-02-11
RU2014132455A (ru) 2016-02-27
US10479475B2 (en) 2019-11-19
JP6468749B2 (ja) 2019-02-13
EP2835310B1 (en) 2018-04-18
US20170152013A1 (en) 2017-06-01
CN104340356B (zh) 2018-06-05
CA2850791C (en) 2016-06-21
KR20150018364A (ko) 2015-02-23
US20150041589A1 (en) 2015-02-12
ES2678083T3 (es) 2018-08-08
CA2850791A1 (en) 2015-02-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2671453C2 (ru) Выполненная со стороны корпуса соединительная деталь летательного аппарата
RU2600416C2 (ru) Постепенно уменьшающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели
JP5308533B2 (ja) 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
ES2661866T3 (es) Extremo de elemento de refuerzo resistente al desprendimiento
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
KR102073995B1 (ko) 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치 및 방법
JP5808112B2 (ja) 複合材構造体およびこれを備えた航空機主翼
JP2015502883A (ja) 前縁構造
JP2011521825A (ja) 特に航空機の分野における複合体および構造体
JP2012162147A5 (ru)
RU2010102776A (ru) Усиленный многолонжеронный кессон крыла
CN105730671B (zh) 飞行器后部结构
CN104097764A (zh) 连续弯曲的翼梁及其制造方法
US20180155006A1 (en) Aircraft stabilizer leading edge integration with torsion box and fuselage
JP2013544692A (ja) 補強材の逃げ部
CN105644765B (zh) 航空器机身框架
CN101941521A (zh) 高强度高安全复合材料轻型飞机机身结构
JP6118119B2 (ja) 内側及び外側ストリンガーを備える連続外板を有する構造ジョイント
US9688381B2 (en) Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft
US10850826B2 (en) Aircraft wing space frame
BR102017006729B1 (pt) Anteparo de pressão para uma aeronave, e, método para montar um anteparo de pressão
BR102017006729A2 (pt) Anteparo de pressão para uma aeronave, e, método para montar um anteparo de pressão.