RU2687535C1 - Элемент управляющей поверхности самолета - Google Patents

Элемент управляющей поверхности самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2687535C1
RU2687535C1 RU2017107778A RU2017107778A RU2687535C1 RU 2687535 C1 RU2687535 C1 RU 2687535C1 RU 2017107778 A RU2017107778 A RU 2017107778A RU 2017107778 A RU2017107778 A RU 2017107778A RU 2687535 C1 RU2687535 C1 RU 2687535C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
primary
stiffness
fiber
composite
control surface
Prior art date
Application number
RU2017107778A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаель ЗАЙС
Мартин МАЙНДЛЬХУМЕР
Original Assignee
Фасс Аг
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 Фасс Аг filed Critical Фасс Аг
Application granted granted Critical
Publication of RU2687535C1 publication Critical patent/RU2687535C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B64C9/323—Air braking surfaces associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/02—Mounting or supporting thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/20—Integral or sandwich constructions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • 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)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Road Paving Structures (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Lubricants (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Moulds For Moulding Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям поверхностей управления. Элемент (4) управляющей поверхности самолета, в частности интерцептор, включает обтекаемую воздухом поверхность (8) волокнисто-композитнного элемента (3) с установочным устройством (5) для подвижной установки волокнисто-композитного элемента (3) на детали структуры и со структурой (9) жесткости для повышения жесткости волокнисто-композитного элемента (3). Структура (9) жесткости включает выполненный интегрировано с волокнисто-композитным элементом (3) элемент жесткости. Структура (9) жесткости содержит предназначенный для поглощения основных нагрузок первичный элемент (10) жесткости, соединенный, по меньшей мере, с предназначенным для поглощения побочных нагрузок вторичным элементом (11; 11’, 11’’) жесткости, причем волокнисто-композитный элемент (3) включает углубление (15) для интегрированного выполнения первичного элемента (10) жесткости. 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к элементу управляющей поверхности самолета, в частности, к спойлеру с волокнисто-композитным элементом с обтекаемой воздухом поверхностью, с установочным устройством для подвижной установки волокнисто-композитного элемента на детали конструкции и со структурой жесткости для усиления жесткости волокнисто-композитного элемента, причем структура жесткости включает, по меньшей мере, выполненный монолитно с волокнисто-композитным элементом элемент жесткости.
Из документа US 8,245,971 B2 известна управляющая поверхность, у которой наружная и внутренняя сторона выполнены каждая со структурой жесткости. Элементы жесткости интегрированы в управляющие поверхности. Управляющая поверхность образована наружной пластиной и внутренней пластиной, которые изготовлены на производстве способом RTM («Resin Transfer Moulding» = литьевое прессование полимера). В существующем уровне техники в качестве элементов жесткости применяют вытянутые профили на наружной или внутренней пластине, проходящие по наружной или внутренней пластине главным образом под прямым углом друг к другу.
Известное исполнение рассчитано, однако, на воздействие равномерно распределенных сил, снимаемых главным образом линейно на кромках деталей. Кроме этого известное исполнение мало пригодно для снятия распределенных неравномерно нагрузок посредством распределенного по массе исполнения. Поэтому недостатком известного исполнения является то, что схема элементов жесткости не оптимальна для неравномерных нагрузок при эксплуатации в воздухе. В частности, выявлен недостаток того, что схема установки управляющих поверхностей на крыле самолета в недостаточной степени учитывает воздействие нагрузок. Кроме этого необходимо сравнительно большое количество элементов жесткости, что отрицательно влияет на трудоемкость изготовления и вес.
В документе АТ 409 482 В раскрыт спойлер с арматурой из двух подшипников и одного шарнира. Кроме этого установлены структуры жесткости, расходящиеся звездообразно от шарнира. Спойлер изготавливают вместе с арматурой RTM-способом за один технологический этап в качестве волокнисто-композитной детали. Вес этого спойлера относительно велик.
В документе US 6.270.039 Bl описана арматура для крепления управляющей поверхности на крыле самолета.
В документе US 2009072090 AI и US 2013/011605 AI описаны управляющие поверхности с другими элементами усиления.
Соответственно задачей данного изобретения является уменьшение влияния или устранение недостатков существующего уровня техники.
Эта задача решена посредством элемента управляющей поверхности, охарактеризованной признаками п. 1 формулы изобретения. Предпочтительные варианты осуществления раскрыты в зависимых пунктах формулы.
Согласно изобретению структура жесткости включает предназначенный для поглощения основных нагрузок первичный элемент жесткости, соединенный, по меньшей мере, с одним вторичным элементом жесткости, предназначенным для поглощения побочных нагрузок, причем волокнисто-композитный элемент выполнен с углублением для интегрального выполнения первичного элемента жесткости.
Изобретение основано на том, что во время эксплуатации силы, воздействующие на волокнисто-композитный элемент через установочное устройство, принимают на себя не несколько однотипных элементов жесткости, как в существующем уровне техники, а основную нагрузку переводят согласно изобретению на первичный элемент жесткости, соединенный для поглощения побочных нагрузок, по меньшей мере, с одним вторичным элементом жесткости. Согласно изобретению волокнисто-композитный элемент предназначен для поглощения силового потока от установочного устройства через первичный элемент жесткости на вторичный элемент жесткости. Первичный элемент жесткости выполнен в качестве основного элемента жесткости элемента управляющей поверхности, образующего «костяк» («backbone») элемента управляющей поверхности.
Для этого первичный элемент жесткости предпочтительно включает вытянутое формообразование, причем вторичный элемент жесткости выполнен с меньшей прочностью, чем первичный элемент жесткости для поглощения ослабленных первичным элементом жесткости нагрузок. С этой целью первичный элемент жесткости выполнен с большей шириной и/или высотой, чем вторичный элемент жесткости. Предпочтительно устанавливают несколько, в частности много, вторичных элементов жесткости, расположенных, в частности, на противоположных сторонах, т.е. на передней и задней продольной стороне, волокнисто-композитного элемента. Структура жесткости с различными элементами жесткости выполнена из усиленного волокном полимера. Для интегрированного выполнения первичного элемента жесткости на элементе управляющей поверхности волокнисто-композитный элемент выполнен согласно изобретению с углублением. Это обеспечивает возможность особенно простого исполнения без снижения жесткости элемента управляющей поверхности. При раскрытии данного изобретения под интегрированным или монолитным выполнением элемента жесткости понимают выполнение элемента жесткости заодно с волокнисто-композитным элементом в виде смешанной конструкции на волокнистой основе. В отличие от этого для двусоставного выполнения изготавливают отдельные волокнисто-композитные детали, которые затем соединяют соответствующим образом, например, клеевыми соединениями.
Исполнение согласно изобретению в ходе обширных теоретических исследований неожиданно особенно хорошо зарекомендовало себя при сопротивлении нагрузкам, возникающим при эксплуатации в воздухе. В частности, элемент управляющей поверхности по данному изобретению обеспечивает возможность снятия распределенных неравномерно нагрузок посредством оптимированного по массе исполнения. Снятие нагрузок возможно также концентрированно с одной или с нескольких точек. При этом предпочтительно значительно сокращено количество необходимых элементов жесткости. С одной стороны, это сокращает трудоемкость изготовления. С другой стороны, это обеспечивает особенно большую экономию веса конструкции, что соответствует постоянному стремлению производителей самолетов сокращать расход топлива. Интегрирование, по меньшей мере, одного элемента жесткости, в частности первичного элемента жесткости, в изготовление элемента управляющей поверхности предпочтительно сокращает трудоемкость процесса изготовления. Это также повышает прочность элемента управляющей поверхности, в частности, при более крупных повреждениях. Это обеспечивает значительное преимущество перед известными конструкциями типа «сэндвич» с сотовой основой структуры («honeycomb core»). Для интегрированного выполнения, по меньшей мере одного, элемента жесткости, в частности первичного элемента жесткости, в элементе управляющей поверхности применяют, в частности, RTM-способ («Resin Transfer Moulding» = литьевое прессование полимера), способ по EP 1 181 149 Bl или способ, описанный в AT 511 113 B. Выполнение элемента управляющей поверхности по данному изобретению особенно хорошо использовать для изготовления тормозного щитка («спойлера»), являющегося вариантом выполнения интерцептора. Данное изобретение подходит в принципе для изготовления и других различных типов управляющих поверхностей («control surfaces» = плоскостей управления), например, руля поперечного управления («aileron» = элерон), руля высоты («horizontal stabilizer» = горизонтальный стабилизатор) или руля направления («vertical stabilizer» = вертикальный стабилизатор).
Чтобы выполнить первичный элемент жесткости для более высоких нагрузок, чем вторичный элемент жесткости, предпочтительно выполнение с большей шириной и/или высотой по сравнению с вторичным элементом жесткости. Поэтому нагрузки в зоне установочного устройства принимает на себя главным образом первичный элемент жесткости, выполненный для этого более прочным, чем вторичный элемент жесткости.
Особенно при выполнении элемента управляющей поверхности в качестве интерцептора (спойлера) предпочтительно включение в установочное устройство расположенного главным образом по центру продольной кромки волокнисто-композитного элемента опорного элемента, к которому примыкает центральный участок первичного элемента жесткости. Опорный элемент предназначен, как это следует из уровня техники, для опирания с возможностью проворота на деталь конструкции, образованную в случае тормозного щитка каркасом крыла самолета. Подобный опорный элемент в виде арматуры описан в AT 409 482 B.
Опорный элемент изготавливают предпочтительно из волокнисто-композитного материала, например, способом литьевого прессования полимера (RTM). Расположение центрального участка первичного элемента жесткости непосредственно рядом с установочным устройством обеспечивает надежное поглощение возникающих в этой зоне нагрузок, причем происходит отведение побочных нагрузок на вторичный элемент жесткости. Для этого к центральному установочному устройству элемента управляющей поверхности подсоединен только первичный элемент жесткости, но не вторичный элемент жесткости. Кроме этого установочное устройство, как это также описано в существующем уровне техники, включает на боковых окончаниях передней продольной кромки волокнисто-композитного элемента дополнительные опорные элементы, к которым предпочтительно примыкает, по меньшей мере, элемент жесткости¸ в частности вторичный элемент жесткости.
Для отведения вбок основных нагрузок на опорный элемент предпочтительно наличие у первичного элемента жесткости боковых участков, проходящих от центрального участка к узким сторонам волокнисто-композитного элемента. При этом для распределения основных нагрузок предпочтительно, чтобы боковые участки первичного элемента жесткости проходили от центрального участка назад, т.е. в сторону от передней продольной кромки волокнисто-композитного элемента. Боковые участки первичного элемента жесткости выполнены с дугообразной кривизной. В альтернативном варианте продольные стороны первичного элемента жесткости проходят прямолинейно.
Для максимально равномерного распределения силового потока в волокнисто-композитном элементе предпочтительно окончание боковых участков первичного элемента жесткости рядом с узкими сторонами волокнисто-композитного элемента. Следовательно, основные нагрузки на центральный участок будут направлены рядом с опорным элементом и отведены через первичный элемент жесткости в направлении узких сторон элемента управляющей поверхности.
Распределение нагрузок в элементе управляющей поверхности более предпочтительно учтено, если центральный участок первичного элемента жесткости выполнен для поглощения более высоких нагрузок, чем боковые участки.
Для этого предпочтительно выполнение центрального участка первичного элемента жесткости с большей шириной и/или высотой, чем у боковых участков первичного элемента жесткости.
Для непрерывного отведение нагрузок предпочтительно также уменьшение в направлении наружу ширины и/или высоты первичного элемента жесткости на боковых участках.
Согласно особенно предпочтительному варианту осуществления изобретения вторичный элемент жесткости выполнен в виде ответвления первичного элемента жесткости. Таким образом, вторичный элемент жесткости отходит подобно ребру от выполненного в виде костяка структуры жесткости первичного элемента жесткости. Вторичный элемент жесткости выполняют с Т-образным, L-образным, U-образным или I-образным поперечным сечением.
Кроме этого распределение нагрузок в элементе управляющей поверхности будет учтено более точно, если в качестве ответвления вторичного элемента жесткости установлен, по меньшей мере, третичный элемент жесткости. Третичный элемент жесткости выполнен менее прочным, чем вторичный элемент жесткости. Для этого третичный элемент жесткости выполнен с меньшей высотой и/или шириной, чем у вторичного элемента жесткости.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения центральный участок первичного элемента жесткости на обращенной от опорного элемента задней стороне соединен с двумя вторичными элементами жесткости, расположенными главным образом V-образно и расходящимися в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента. Соответственно такое исполнение обеспечивает поглощение силового потока задней стороной первичного элемента жесткости, его разведение на два V-образно расходящихся вторичных элемента жесткости и отведение его назад.
Для адаптирования к образованному нагрузками силовому профилю предпочтительно уменьшение высоты и/или ширины установленных V-образно вторичных элементов жесткости в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента. Это обеспечивает возможность особенно компактного выполнения с учетом установочных условий.
Для поглощения остаточных нагрузок предпочтительно, чтобы от каждого из вторичных элементов жесткости, установленных V-образно на задней стороне первичного элемента жесткости, отстоял назад, по меньшей мере один третичный элемент жесткости. Эти третичные элементы жесткости проходят предпочтительно главным образом с V-образным схождением в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента. Это обеспечивает образование двойной V-образной структуры жесткости, предназначенной в первую очередь для компенсирования нагрузок в направлении более короткой протяженности элемента управляющей поверхности (т.е. в поперечном направлении).
Согласно альтернативно-предпочтительному варианту осуществления изобретения, главным образом параллельно первичному элементу жесткости, установлен, по меньшей мере, один вторичный элемент жесткости, соединенный с первичным элементом жесткости перемычкой, проходящей, в частности, в поперечном направлении к волокнисто-композитному элементу. Это исполнение обеспечивает вторичному элементу жесткости выполнение его формообразования в соответствии с первичным элементом жесткости, но, учитывая более низкую способность поглощать нагрузки, с более малой шириной или высотой. Перемычка обеспечивает возможность переложения нагрузок между первичным и вторичным элементами жесткости, причем перемычка проходит предпочтительно в поперечном направлении к элементу управляющей поверхности, т.е. в случае тормозного щитка - главным образом в направлении полета.
Для повышения жесткости, в частности, пластинчатого элемента управляющей поверхности в этом варианте исполнения особенно предпочтительна установка двух дугообразных вторичных элементов жесткости с уменьшением их высоты в направлении задней продольной кромки, соединенных друг с другом и с первичным элементом жесткости перемычкой, сужающейся клинообразно к задней продольной кромке.
Для интегрированного выполнения первичного элемента жесткости на элементе управляющей поверхности предпочтительно наличие углубления в волокнисто-композитном элементе. При раскрытии данного изобретения под интегрированным или монолитным выполнением элемента жесткости понимают выполнение элемента жесткости заодно с волокнисто-композитным элементом в виде смешанной конструкции на волокнистой основе. В отличие от этого для двусоставного выполнения изготавливают отдельные волокнисто-композитные детали, которые затем соединяют соответствующим образом, например клеевыми соединениями.
Соответственно предпочтительно наличие углубления у волокнисто-композитного элемента для выполнения, по меньшей мере, вторичного элемента жесткости. Особенно предпочтительно выполнение всех первичных и вторичных элементов жесткости интегрировано с плоским или пластинчатым волокнисто-композитным элементом, т.е. в рамках одного процесса или с одновременным отверждением. Однако отдельные вторичные элементы жесткости устанавливают в качестве самостоятельных деталей, в частности волокнисто-композитных деталей, соединенных с пластинчатым волокнисто-композитным элементом клеевым соединением.
Для интегральной конструкции также предпочтительно выполнение опорного элемента для подвижного соединения с деталью структуры интегрировано с волокнисто-композитным элементом.
Для получения элемента управляющей поверхности предпочтительно наличие у волокнисто-композитного элемента нижней обшивки со структурой жесткости и верхней обшивки с обтекаемой воздухом поверхностью. Верхняя обшивка выполнена при этом плоской или пластинчатой. Нижняя обшивка выполнена также плоской или пластинчатой, причем структура жесткости выступает из нее, в частности, в виде впадин или углублений. Нижнюю и верхнюю обшивку изготавливают в заводских условиях и затем соединяют друг с другом соответствующим образом посредством клеевого соединения или механического соединения. В этом варианте осуществления изобретения предпочтительно наличие элементов жесткости только у нижней обшивки и их отсутствие у верхней обшивки. Это обеспечивает особенно простое исполнение.
Далее изобретение более подробно раскрыто на основе примеров его осуществления, которыми оно однако не ограничено. На чертежах представлено следующее:
фиг. 1 – нижняя сторона нижней обшивки из усиленного волокном полимера для элемента управляющей поверхности по данному изобретению, причем видна структура жесткости с вытянутым первичным элементом жесткости по типу «костяка», от которого отходят различные вторичные элементы жесткости;
фиг. 2 – верхняя сторона нижней обшивки по фиг. 1, причем видно интегрированное выполнение первичных и вторичных элементов жесткости в виде углублений в обшивке;
фиг. 3 – элемент управляющей поверхности по фиг. 1, 2 с видом верхней обшивки;
фиг. 4 – альтернативный вариант выполнения нижней обшивки, в котором первичный элемент жесткости выполнен с прямолинейным сужением наружу в направлении от центрального участка с увеличенной шириной;
фиг. 5 – другой альтернативный вариант выполнения нижней обшивки с дугообразным первичным элементом жесткости, соединенным посредством клинообразной перемычки с двумя также дугообразными вторичными элементами жесткости;
фиг. 6 – другой альтернативный вариант выполнения нижней обшивки, в котором первичный элемент жесткости выполнен на боковых участках с клинообразным сужением наружу и установлены вторичные элементы жесткости в виде перемычек.
На фиг. 1-3 показан первый вариант выполнения нижней обшивки 1, образующей вместе с верхней обшивкой 2 (фиг. 3) волокнисто-композитный элемент 3 для элемента 4 управляющей поверхности конструкции самолета. Верхняя и нижняя обшивки изготовлены, например, RTM-способом из усиленного волокном полимера. В показанном варианте выполнения элемент 4 управляющей поверхности выполнен в виде интерцептора или спойлера самолета. Соответствующим образом выполняют и другие обтекаемые воздухом поверхности самолета (например, рули). Элемент 4 управляющей поверхности включает установочное устройство 5 для шарнирной установки волокнисто-композитного элемента 3 на детали структуры, в частности на каркасе крыла самолета. Установочное устройство 5 включает опорный элемент 6, установленный по центру передней продольной кромки волокнисто-композитного элемента. В рамках раскрытия данного изобретения понятия «передняя», «задняя», «верхняя», «нижняя» относятся к рабочему состоянию элемента 4 управляющей поверхности согласно его предназначению. Элемент управляющей поверхности в вертикальной проекции выполнен главным образом прямоугольным (фиг. 3) с образованием продольной протяженности (у интерцептора – в направлении оси крыла) и поперечной протяженности (у интерцептора – главным образом перпендикулярно оси самолета). Установочное устройство 5 включает по бокам передней кромки дополнительные опорные элементы 7. Так как исполнение установочного устройства 5 давно известно из уровня техники (например, AT 409 482 B), от более подробного его рассмотрения можно отказаться. На верхней стороне элемента 4 управляющей поверхности расположена аэродинамическая, главным образом ровная обтекаемая воздухом поверхность 8, образованная верхней стороной верхней обшивки 2.
Как видно по фиг. 1, 2, нижняя обшивка 1 включает структуру 9 жесткости для повышения жесткости волокнисто-композитного элемента 3. Структура 9 жесткости включает различные элементы жесткости, которые будут рассмотрены далее. По меньшей мере, один элемент жесткости сформирован интегрировано, т.е. во время единого производственного процесса, при одинаковых с волокнисто-композитным элементом 3 условиях отверждения.
Как показано на фиг. 1, 2, структура 9 жесткости включает первичный элемент 10 жесткости, соединенный с предназначенным для поглощения побочных нагрузок вторичным элементом 11 жесткости. Первичный элемент 10 жесткости предназначен для поглощения основной нагрузки с большей шириной, чем у вторичного элемента 11 жесткости. Ширина относится в этом случае к более короткой протяженности вытянутых первичных или вторичных элементов 10, 11 жесткости. Первичный элемент 10 жесткости включает центральный участок 12, примыкающий непосредственно к центральному опорному элементу 6 на передней кромке элемента 4 управляющей поверхности. Первичный элемент 10 жесткости включает также два боковых участка 13, проходящих в направлении от центрального участка 12 до узких сторон (т.е. более коротких сторон) нижней обшивки 1. В показанном варианте исполнения боковые участки 13 первичного элемента 10 жесткости оканчиваются рядом с узкими сторонами нижней обшивки 1 элемента 4 управляющей поверхности. Чтобы центральный участок 12 первичного элемента 10 жесткости поглощал более высокие нагрузки, чем боковые участки 13, высота первичного элемента 10 жесткости выполнена с уменьшением наружу от центрального участка 12. Кроме этого первичный элемент 10 жесткости в показанном варианте исполнения выполнен на центральном участке 12 с выпуклым углублением 14, соответствующим форме центрального опорного элемента 6. Вторичные элементы 11 жесткости выполнены в виде ответвлений первичного элемента 10 жесткости, отходящих от центрального участка 12 и от боковых участков 13.
В варианте исполнения по фиг. 1-3 центральный участок 12 первичного элемента 10 жесткости соединен на обращенной от опорного элемента 6 задней стороне двумя вторичными элементами 11’ жесткости, проходящими главным образом V-образно с расхождением в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента 3. Эти вилочные вторичные элементы 11’ жесткости обеспечивают снятие нагрузок в поперечном направлении элемента 4 управляющей поверхности. Высота проходящих V-образно вторичных элементов 11’ жесткости уменьшается в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента 3.
Как видно по фиг. 2, в нижней обшивке 1 волокнисто-композитного элемента 3 для интегрированного выполнения первичного элемента жесткости выполнено углубление 15. Соответственно на нижней обшивке 1 волокнисто-композитного элемента 1 для интегрированного выполнения вторичного элемента 11 жесткости выполнены соответствующие углубления 16. Поэтому стенки нижней обшивки 1 в зоне структуры 9 жесткости выполнены с главным образом постоянной толщиной. В показанном варианте исполнения все элементы 10, 11 жесткости на нижней обшивке 1 выполнены интегрировано. Кроме этого центральный опорный элемент 6 для подвижного соединения с крылом самолета также выполнен интегрировано с нижней обшивкой 1. В показанном варианте исполнения дополнительные опорные элементы 7 по бокам установлены на нижней стороне нижней обшивки 1 в виде арматуры, выполненной, в частности, из металла.
На фиг. 4 показан альтернативный вариант исполнения нижней обшивки 1. В этом варианте на задней стороне центрального участка 12 первичного элемента 10 жесткости также установлены V-образные или вилочные вторичные элементы 11’ жесткости. Кроме этого в этом варианте исполнения от каждого из проходящих V-образно вторичных элементов 11’ жесткости отходит назад точно по одному третичному элементу 17 жесткости. Третичные элементы 17 жесткости выполнены поэтому в виде ответвлений V-образных вторичных элементов 11’ жесткости. Задняя сторона центрального участка 12 первичного элемента 10 жесткости выполнена в этом случае проходящей прямолинейно в продольном направлении элемента 4 управляющей поверхности. Первичный элемент 10 жесткости имеет ширину или поперечную протяженность и высоты или вертикальную протяженность на боковых участках 13 с непрерывным уменьшением в направлении наружу.
Как показано на фиг. 4, в этом варианте исполнения для образования группы вторичных элементов 11 жесткости установлены специальные волокнисто-композитные детали 19. Волокнисто-композитные детали 19 соответствующим образом, в частности посредством клеевого соединения, соединены нижней обшивкой 1, на которой интегрировано выполнен первичный элемент 10 жесткости.
На фиг. 5 показан другой вариант исполнения нижней обшивки 1, в котором установлен дугообразный первичный элемент 10 жесткости. Установлены также два элемента 11’’ жесткости, выполненные также дугообразно и проходящие главным образом параллельно первичному элементу жесткости, соединенные с первичным элементом 10 жесткости в поперечном направлении элемента 4 управляющей поверхности перемычкой 18. Два дугообразных вторичных элемента 11’’ жесткости выполнены с уменьшением высоты в направлении задней продольной кромки. Соединительная перемычка 18 также выполнена с сужением в направлении задней продольной кромки.
На фиг. 6 показан другой вариант исполнения нижней обшивки 1, в котором первичный элемент 10 жесткости выполнен с клиновидным схождением в направлении узких сторон элемента управляющей поверхности. Кроме этого установлены различные вторичные элементы 11 жесткости в виде перемычек или стенок, примыкающие к первичному элементу 10 жесткости. Как и в варианте по фиг. 4, проходящие V-образно вторичные элементы 11 жесткости соединены с третичными элементами 17 жесткости. В этом варианте исполнения вторичные элементы 11 жесткости с I-образным, L-образным или Т-образным поперечным сечением выполнены с полностью заполненным поперечным сечением в отличие от описанных выше вторичных элементов 11 жесткости в виде углублений на нижней обшивке 1. Вторичные элементы 11 жесткости выполнены предпочтительно интегрировано или монолитно с волокнисто-композитным элементом.

Claims (16)

1. Элемент (4) управляющей поверхности самолета, в частности интерцептор, с включающим обтекаемую воздухом поверхность (8) волокнисто-композитным элементом (3), с установочным устройством (5) для подвижной установки волокнисто-композитного элемента (3) на детали структуры и со структурой (9) жесткости для повышения жесткости волокнисто-композитного элемента (3), причем структура (9) жесткости включает, по меньшей мере, выполненный интегрировано с волокнисто-композитным элементом (3) элемент жесткости, причем структура (9) жесткости содержит предназначенный для поглощения основных нагрузок первичный элемент (10) жесткости, соединенный, по меньшей мере, с предназначенным для поглощения побочных нагрузок вторичным элементом (11; 11’, 11’’) жесткости, причем волокнисто-композитный элемент (3) включает углубление (15) для интегрированного выполнения первичного элемента (10) жесткости, отличающийся тем, что первичный элемент (10) жесткости выполнен с большей шириной и/или высотой, чем вторичный элемент (11; 11’, 11’’) жесткости, при этом вторичный элемент (11; 11’, 11’’) жесткости выполнен в виде ответвления первичного элемента (10) жесткости.
2. Элемент управляющей поверхности по п. 1, отличающийся тем, что установочное устройство (5) содержит опорный элемент (6), расположенный, в основном, по центру передней продольной кромки волокнисто-композитного элемента (3), к которой примыкает центральный участок (12) первичного элемента (10) жесткости.
3. Элемент управляющей поверхности по п. 2, отличающийся тем, что первичный элемент (10) жесткости содержит боковые участки (13), проходящие в направлении от центрального участка (12) к узким сторонам волокнисто-композитного элемента (3).
4. Элемент управляющей поверхности по п. 3, отличающийся тем, что боковые участки (13) первичного элемента (10) жесткости оканчиваются рядом с узкими сторонами волокнисто-композитного элемента (3).
5. Элемент управляющей поверхности по п. 3 или 4, отличающийся тем, что первичный элемент (10) жесткости на центральном участке (12) предназначен для поглощения более высоких нагрузок, чем на боковых участках (13).
6. Элемент управляющей поверхности по п. 5, отличающийся тем, что центральный участок (12) первичного элемента (10) жесткости выполнен с большей шириной и/или высотой, чем боковые участки (13) первичного элемента (10) жесткости.
7. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 2-6, отличающийся тем, что первичный элемент (10) жесткости на боковых участках (13) выполнен с уменьшением ширины и/или высоты в направлении наружу.
8. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере один третичный элемент (17) жесткости, выполненный в виде ответвления вторичного элемента (11; 11’, 11’’) жесткости.
9. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что центральный участок (12) первичного элемента (10) жесткости соединен на обращенной от опорного элемента (6) задней стороне с двумя вторичным элементами (11’) жесткости, проходящими, в основном, с V-образным расхождением в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента (3).
10. Элемент управляющей поверхности по п. 9, отличающийся тем, что проходящие V-образно вторичные элементы (11’) жесткости выполнены с уменьшением ширины и/или высоты в направлении задней продольной кромки волокнисто-композитного элемента (3).
11. Элемент управляющей поверхности по п. 10, отличающийся тем, что от каждого из вторичных элементов (11’) жесткости, проходящих V-образно на задней стороне первичного элемента (10) жесткости, отходит назад, по меньшей мере, третичный элемент (17) жесткости.
12. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 1-11, отличающийся тем, что по меньшей мере один вторичный элемент (11’’) жесткости проходит, в основном, параллельно первичному элементу (10) жесткости и соединен с первичным элементом (10) жесткости перемычкой (18), проходящей, в частности, в поперечном направлении волокнисто-композитного элемента (3).
13. Элемент управляющей поверхности по п. 12, отличающийся тем, что два дугообразных вторичных элемента (11’’) жесткости с уменьшающейся в направлении задней продольной кромки высотой соединены друг с другом и с первичным элементом (10) жесткости посредством перемычки (18), сужающейся клинообразно в направлении задней продольной кромки.
14. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 1-13, отличающийся тем, что волокнисто-композитный элемент (3) имеет углубление (16) для интегрированного выполнения, по меньшей мере, вторичного элемента (11; 11’, 11’’) жесткости.
15. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 2-14, отличающийся тем, что опорный элемент (6) выполнен интегрировано с волокнисто-композитным элементом (3) для подвижного соединения с деталью структуры.
16. Элемент управляющей поверхности по любому из пп. 1-15, отличающийся тем, что волокнисто-композитный элемент (3) включает нижнюю обшивку (1) со структурой (9) жесткости и верхнюю обшивку (2) с обтекаемой воздухом поверхностью (8).
RU2017107778A 2014-08-11 2015-08-11 Элемент управляющей поверхности самолета RU2687535C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ATA50557/2014 2014-08-11
ATA50557/2014A AT516211A1 (de) 2014-08-11 2014-08-11 Steuerflächenelement
PCT/AT2015/050196 WO2016023056A1 (de) 2014-08-11 2015-08-11 Steuerflächenelement für ein flugzeug

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2687535C1 true RU2687535C1 (ru) 2019-05-14

Family

ID=54014442

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017107778A RU2687535C1 (ru) 2014-08-11 2015-08-11 Элемент управляющей поверхности самолета

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10518866B2 (ru)
EP (1) EP3180243B1 (ru)
CN (1) CN107000827B (ru)
AT (1) AT516211A1 (ru)
BR (1) BR112017002081B1 (ru)
CA (1) CA2956704C (ru)
ES (1) ES2730051T3 (ru)
HR (1) HRP20190866T1 (ru)
RU (1) RU2687535C1 (ru)
SG (1) SG11201700938QA (ru)
WO (1) WO2016023056A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3009344B1 (en) 2014-10-16 2019-05-29 Airbus Operations GmbH Panel structure and associated method
US20180099736A1 (en) * 2016-10-12 2018-04-12 The Boeing Company Aircraft wings, aircraft, and related methods
EP3403917A1 (en) * 2017-05-18 2018-11-21 BAE SYSTEMS plc Door assembly for a vehicle
US20200172223A1 (en) * 2017-05-18 2020-06-04 Bae Systems Plc Door assembly for a vehicle
CN108248825B (zh) * 2018-03-02 2020-12-08 西北工业大学 一种飞行器翼面结构
FR3090577A1 (fr) * 2018-12-20 2020-06-26 Daher Aerospace Elément mobile de voilure
US11046420B2 (en) * 2019-10-23 2021-06-29 The Boeing Company Trailing edge flap having a waffle grid interior structure
FR3107254A1 (fr) * 2020-02-18 2021-08-20 Airbus Operations (S.A.S.) Procédé de fabrication d’une structure aérodynamique mobile d’aéronef et structure aérodynamique mobile d’aéronef ainsi obtenue
CA3122789A1 (en) 2020-07-29 2022-01-29 The Boeing Company Bead-stiffened movable surfaces
AT524687B1 (de) 2021-05-27 2022-08-15 Facc Ag Verfahren zum Verschweißen von Faser-Kunststoff-Verbund-(FKV)-Bauteilen und Stabilisierungsvorrichtung

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010017336A1 (en) * 1998-07-30 2001-08-30 Makoto Hirahara Composite airfoil structures and their forming methods
RU2184682C1 (ru) * 2001-01-31 2002-07-10 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Тормозной щиток летательного аппарата
EP1227035B1 (de) * 2001-01-26 2004-12-08 Fischer Advanced Composite Components AG Einrichtung zum Verbinden beweglicher Teile mit Strukturbauteilen von Flugzeugen od. dgl.
US20090072090A1 (en) * 2004-10-08 2009-03-19 Patria Aerostructures Oy Pivoting panel for aircraft, and composite support piece

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5224670A (en) * 1991-09-13 1993-07-06 Grumman Aerospace Corporation Composite focused load control surface
US6270039B1 (en) * 1999-10-12 2001-08-07 Patria Finavicomp Oy Hinge for movable control surfaces in an aircraft and a connecting piece to be used with such a hinge
DE10013409C1 (de) 2000-03-17 2000-11-23 Daimler Chrysler Ag Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von faserverstärkten Bauteilen mittels eines Injektionsverfahrens
ATE284346T1 (de) * 2001-01-26 2004-12-15 Fischer Adv Components Gmbh Einrichtung zum verbinden beweglicher teile mit strukturbauteilen von flugzeugen od. dgl.
CN106507753B (zh) * 2004-04-13 2010-08-04 成都飞机工业（集团）有限责任公司 轻型战斗机机翼
FI119726B (fi) * 2006-09-26 2009-02-27 Patria Aerostructures Oy Ilma-aluksen kaarielementti, siipi, ohjainpinta sekä vakaaja
AT511113B1 (de) 2011-03-04 2013-09-15 Facc Ag Verfahren zur herstellung eines faserverbundbauteils und werkzeuganordnung hierfür
US20130011605A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 Israel Aerospace Industries Ltd. Manufacture of articles formed of composite materials
CN203318675U (zh) * 2013-03-18 2013-12-04 空客(北京)工程技术中心有限公司 混合夹层结构、板式构件和飞机飞行控制部件
GB201315341D0 (en) * 2013-08-29 2013-10-09 Airbus Operations Ltd An aircraft structure and method of manufacture

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010017336A1 (en) * 1998-07-30 2001-08-30 Makoto Hirahara Composite airfoil structures and their forming methods
EP1227035B1 (de) * 2001-01-26 2004-12-08 Fischer Advanced Composite Components AG Einrichtung zum Verbinden beweglicher Teile mit Strukturbauteilen von Flugzeugen od. dgl.
RU2184682C1 (ru) * 2001-01-31 2002-07-10 Акционерное общество открытого типа "ОКБ Сухого" Тормозной щиток летательного аппарата
US20090072090A1 (en) * 2004-10-08 2009-03-19 Patria Aerostructures Oy Pivoting panel for aircraft, and composite support piece

Also Published As

Publication number Publication date
US10518866B2 (en) 2019-12-31
BR112017002081A2 (pt) 2017-12-19
ES2730051T3 (es) 2019-11-07
CN107000827A (zh) 2017-08-01
CA2956704C (en) 2023-04-04
WO2016023056A1 (de) 2016-02-18
HRP20190866T1 (hr) 2019-08-09
US20170233061A1 (en) 2017-08-17
CA2956704A1 (en) 2016-02-18
CN107000827B (zh) 2020-09-08
EP3180243B1 (de) 2019-03-13
AT516211A1 (de) 2016-03-15
SG11201700938QA (en) 2017-03-30
EP3180243A1 (de) 2017-06-21
BR112017002081B1 (pt) 2022-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2687535C1 (ru) Элемент управляющей поверхности самолета
CN103958345B (zh) 前缘结构
DK2904262T3 (en) FIBER COMPOSITION COMPONENT FOR THE ROTOR BLADE IN A WIND TURBINE
US8245971B2 (en) Curved element, wing, control surface and stabilizer for aircraft
RU2523726C2 (ru) Аэродинамическая конструкция, имеющая аэродинамический профиль, с гофрированным усиливающим элементом
RU2584126C2 (ru) Крепежная гнездовая колодка
US7967248B2 (en) Rib element and composite flange for aircraft
US10113507B2 (en) Thrust reverser cascade element of an aircraft gas turbine
RU2732160C2 (ru) Аэродинамическое тело и способ создания ламинарного потока с использованием такого тела
ES2799904T3 (es) Carena de extremo de una superficie sustentadora horizontal
US10940936B2 (en) Stringer with plank ply and skin construction for aircraft
US20130001360A1 (en) Bracket
EP3027892B1 (en) A blade for a wind turbine and a method for manufacturing a blade for a wind turbine
US20150329197A1 (en) Flow Body With A Load Introduction Element Integrated Therein, Method For Manufacturing A Flow Body, And Aircraft With Such A Flow Body
WO2009112694A3 (fr) Pièce structurale courbe en matériau composite et procède de fabrication d'une telle pièce
CN102105353A (zh) 飞行器翼面的结构
MX2014006270A (es) Caja posterior, paleta de rotor con caja posterior e instalacion de energia eolica con una paleta de rotor de este tipo.
US20120061515A1 (en) Composite structuring panel for the trailing edge of an aircraft element
CN103466078A (zh) 一种整体可拆卸式缝翼尾缘结构
US20160229148A1 (en) Landing gear box made of composite material panels
US20120267479A1 (en) Method for the production of a composite trailing edge panel for an aircraft element
US11623733B2 (en) Bead-stiffened movable surfaces
WO2013078647A1 (en) Panel,component for an airplane airfoil comprising the panel,and method for producing the panel
US11319052B2 (en) Leading-edge arrangement for a flow body of a vehicle
US20160311188A1 (en) Lightweight structure and method for producing a lightweight structure