RU2697367C1 - Aircraft wing - Google Patents
Aircraft wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2697367C1 RU2697367C1 RU2018144638A RU2018144638A RU2697367C1 RU 2697367 C1 RU2697367 C1 RU 2697367C1 RU 2018144638 A RU2018144638 A RU 2018144638A RU 2018144638 A RU2018144638 A RU 2018144638A RU 2697367 C1 RU2697367 C1 RU 2697367C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- panel
- spar
- panels
- small
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к технологии изготовления изделий объемной формы из композиционных материалов, в частности к способам изготовления аэродинамических поверхностей летательных аппаратов, их корпусов или отсеков и других полых панельно-каркасных конструкций из неметаллических композитных материалов, и может быть использовано при изготовлении крыла, оперения, несущих и рулевых винтов, отсеков летательных аппаратов, а также других полых изделий из слоистых материалов с внутренними перегородками. The invention relates to the technology of manufacturing products of volumetric shapes from composite materials, in particular to methods for manufacturing the aerodynamic surfaces of aircraft, their bodies or compartments and other hollow panel-frame structures from non-metallic composite materials, and can be used in the manufacture of wing, plumage, bearing and tail rotors, aircraft compartments, as well as other hollow products from layered materials with internal partitions.
Уровень техникиState of the art
Известна классическая конструкция полумонококового крыла из композиционных материалов. Включающая в себя верхнюю панель, нижнюю панель и лонжерон. Между собой эти детали склеиваются. К недостаткам этой конструкции следует отнести большую трудоемкость изготовления, вредность производства, высокий вес конструкции и ослабление конструкции в местах склейки.The classic design of a semi-monocoque wing of composite materials is known. Including top panel, bottom panel and side member. Between themselves, these parts are glued together. The disadvantages of this design include the high complexity of manufacturing, the harmfulness of production, the high weight of the structure and the weakening of the structure at the places of gluing.
Из уровня техники известен способ изготовления полых конструкций с внутренними стенками (RU 2522725 C1, B64F 5/00, опубл. 20.07.2014). Способ изготовления полых конструкций с внутренними стенками включает изготовление заготовки путем выкладки слоев препрега верхней и нижней обшивок, раскроенных по шаблонам, и формирование каркаса, укладку заготовки в пресс-форму, состоящую из отдельных формообразующих частей, предварительную опрессовку выложенных заготовок, прессование с помощью оправок и герметичных эластичных мешков, размещенных внутри заготовки, и удаление их из изделия после прессования. Выкладку верхней и нижней панелей конструкции производят на соответствующих формообразующих частях пресс-формы, выкладку внутренних стенок и их предварительную опрессовку осуществляют на комбинированной оправке. Комбинированная оправка содержит жесткое основание и эластичные края. Отдельные заготовки со своими формообразующими элементами оснастки собирают в единую заготовку конструкции. The prior art method for the manufacture of hollow structures with internal walls (RU 2522725 C1,
К недостаткам этой конструкции следует отнести большую трудоемкость изготовления, вредность производства, высокий вес конструкции и ослабление конструкции в местах склейки, сложная и дорогая технологическая оснастка. The disadvantages of this design include the high complexity of manufacturing, the harmfulness of production, the high weight of the structure and the weakening of the structure at the places of gluing, complicated and expensive technological equipment.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the invention
Задачей заявляемого изобретения является создание крыла из композиционных материалов, прочного, легкого, простой конструкции и минимальной вредностью при производстве. The task of the invention is to create a wing of composite materials, durable, lightweight, simple construction and minimal harmfulness in production.
Технический результат - увеличение надежности крыла летательного аппарата, снижение веса пустого при сохранении прочности, и как следствие, увеличение дальности и продолжительности полета летательного аппарата, а также снижение себестоимости конструкции.The technical result is an increase in the reliability of the wing of an aircraft, a decrease in empty weight while maintaining strength, and as a result, an increase in the range and duration of flight of the aircraft, as well as a decrease in the cost of construction.
Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что крыло летательного аппарата, содержащее по меньшей мере один лонжерон, выполненный из композиционных материалов и обшивку крыла, выполненную из композиционных материалов и состоящую из по меньшей мере двух панелей, причем одна из панелей обшивки крыла выполнена больше чем вторая панель, при этом большая панель выполнена от одной из кромок крыла таким образом, что охватывает противоположную кромку крыла с продолжением по противоположной стороне крыла до лонжерона и соединена с ним, а малая панель выполнена от кромки крыла, соединенной с большой панелью, до лонжерона, с которым выполнена совместно, при этом крыло склеено в районе кромки в месте соединения большой и малой панели, большая панель приклеена к малке в районе лонжерона и лонжерон прикреплен изнутри к большой панели. The technical result of the claimed invention is achieved due to the fact that the wing of the aircraft containing at least one spar made of composite materials and the skin of the wing made of composite materials and consisting of at least two panels, moreover, one of the panels of the skin of the wing is made more than the second panel, while the large panel is made from one of the edges of the wing so that it covers the opposite edge of the wing with a continuation on the opposite side of the wing to the spar on and connected to it, and the small panel is made from the wing edge connected to the large panel to the spar with which it is made together, while the wing is glued in the region of the edge at the junction of the large and small panels, the large panel is glued to the malka in the region of the spar and the spar is attached from the inside to the large panel.
В частном случае реализации заявленного технического решения крыло выполнено с по меньшей мере двумя лонжеронами, при этом малая панель выполнена из по меньшей мере двух соединенных между собой панелей, каждая из которых выполнена совместно с соответствующим лонжероном.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the wing is made with at least two spars, while the small panel is made of at least two panels interconnected, each of which is made in conjunction with the corresponding spar.
В частном случае реализации заявленного технического решения упомянутые панели соединены посредством клеевого соединения внахлест или на ус, или посредством малки.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the said panels are connected by means of an adhesive joint with an overlap or on the mustache, or by means of a small one.
В частном случае реализации заявленного технического решения лонжерон выполнен П или S-образной формы. In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the spar is made P or S-shaped.
В частном случае реализации заявленного технического решения панели выполнены пластинчатого вида.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the panels are made in the form of a plate.
В частном случае реализации заявленного технического решения панели выполнены трехслойными, причем в месте крепления лонжерона к большой панели, панель выполнена с утоньшением.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the panels are made three-layer, and in the place where the spar is attached to the large panel, the panel is made with thinning.
Преимуществом, обеспечиваемым приведенной совокупностью признаков, является увеличение надежности и прочности конструкции, уменьшение веса, улучшение повторяемости, а также снижение трудоемкости конструкции и вредности производства. Снижение веса пустого крыла приводит к увеличению запасов топлива и веса полезной нагрузки.The advantage provided by the given set of features is an increase in the reliability and strength of the structure, a decrease in weight, an improvement in repeatability, as well as a decrease in the complexity of the structure and the harmfulness of production. Reducing the weight of an empty wing leads to an increase in fuel reserves and payload weight.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:Details, features, and advantages of the present invention follow from the following description of embodiments of the claimed technical solution using the drawings, which show:
фиг. 1 - однолонжеронное крыло. Большая панель преимущественно верхняя. П-образный лонжерон. Полки лонжерона имеют отличную толщину от толщины панели и выполнены из материала, предназначенного для снятия изгибающего момента: однонаправленный углепластик, стеклопластик и прочее. Панели склеиваются на ус в районе задней кромки.FIG. 1 - one-winged wing. The large panel is predominantly upper. U-shaped spar. The spar shelves have an excellent thickness from the thickness of the panel and are made of material designed to relieve bending moment: unidirectional carbon fiber reinforced plastic, fiberglass and so on. The panels are glued to the mustache in the region of the trailing edge.
фиг. 2 - однолонжеронное крыло. Большая панель - нижняя. Панели трехслойные. Лонжерон S-образный;FIG. 2 - one-winged wing. The large panel is the bottom. The panels are three-layer. Spar S-shaped;
фиг. 3 - двухлонжеронное крыло. Панели соединятся последовательно. Большая и малая панели склеиваются внахлест в районе тупой задней кромки;FIG. 3 - two spar wing. The panels are connected in series. The large and small panels overlap in the area of the blunt trailing edge;
фиг. 4 - многостеночное крыло. Большая и малая панели соединяются внахлест в районе передней кромки.FIG. 4 - multi-walled wing. Large and small panels overlap in the area of the leading edge.
На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:In the figures, the numbers indicate the following positions:
1 - большая панель; 2 - малая панель; 3 - лонжерон; 4 - малка; 5 - место склейки.1 - a large panel; 2 - small panel; 3 - spar; 4 - small; 5 - gluing place.
Осуществление изобретения The implementation of the invention
Предлагаемое изобретение содержит большую панель (1), малую панель (2) выполненную совместно с лонжероном (3). Большая и малая панели начинаются от одной из кромок, передней или задней и выполнены по противоположным сторонам крыла, большая панель, до противоположной кромки крыла и продолжается по противоположной стороне крыла до лонжерона, а малая панель оканчивается лонжероном. Склейка крыла осуществляется в трех местах: в районе кромки где большая и малая панели соприкасаются, большая панель приклеивается к малке (4) в районе лонжерона и лонжерон приклеивается изнутри к большой панели. Полки лонжерона выполнены из материала, предназначенного для снятия изгибающего момента, например, однонаправленный углепластик или стеклопластик. The present invention contains a large panel (1), a small panel (2) made in conjunction with the spar (3). The large and small panels start from one of the edges, front or rear, and are made on opposite sides of the wing, the large panel, to the opposite edge of the wing and continues on the opposite side of the wing to the spar, and the small panel ends with a spar. The wing is glued together in three places: in the region of the edge where the large and small panels are in contact, the large panel is glued to the malley (4) in the area of the spar and the spar is glued from the inside to the large panel. The spar shelves are made of material designed to relieve bending moment, for example, unidirectional carbon fiber reinforced plastic or fiberglass.
В одном из вариантов реализации заявленного технического решения большая по размеру панель является верхней панелью. Панели склеены на ус в районе задней кромки. Крыло выполнено с одним лонжероном. При этом лонжерон в данном варианте выполнен П или S-образным. Полки лонжерона выполнены из однонаправленного углепластика, стеклопластика и т. п. Так как лонжерон предназначен для снятия изгибающего момента, то вдоль размаха крыла он имеет переменное сечение, т. е. изменяется как толщина полок лонжерона, так и ширина. Потребные параметры лонжерона находятся исходя из равенстваIn one embodiment of the claimed technical solution, a large panel is a top panel. The panels are glued to the mustache in the region of the trailing edge. The wing is made with one spar. In this case, the spar in this embodiment is made P or S-shaped. The spar shelves are made of unidirectional carbon fiber reinforced plastic, fiberglass, etc. Since the spar is designed to relieve bending moment, it has a variable cross-section along the wing span, i.e., both the thickness of the spar shelves and the width change. The required spar parameters are based on the equality
где 
Mu - изгибающий момент;M u - bending moment;
Ymax - расстояние от центра тяжести сечения до самой дальней точки сеченияY max - the distance from the center of gravity of the section to the farthest point of the section
a - расстояние от элемента до центра тяжести сечения;a is the distance from the element to the center of gravity of the section;
Fi - площадь элемента;F i is the area of the element;
Eпан, Елон - модуль упругости материала панели и лонжерона соответственно.E pan , E bosom - the modulus of elasticity of the material of the panel and the spar, respectively.
В следующем варианте реализации заявленного технического решения большая по размеру панель является нижней панелью. Панели выполнены трехслойными. Лонжерон в данном варианте реализации технического решения выполнен П или S-образным.In a further embodiment of the claimed technical solution, the large-sized panel is a bottom panel. The panels are made of three layers. The spar in this embodiment of the technical solution is made P or S-shaped.
В другом варианте реализации заявленного технического решения крыло выполнено с двумя лонжеронами. Лонжероны в данном варианте реализации технического решения выполнены П или S-образными. При этом в данном варианте реализации большая по размеру панель является верхней панелью, а малая панель выполнена из двух частей, соединенных последовательно. Большая и малая панели склеиваются внахлест в районе тупой задней кромки. Панели могут быть выполнены как пластинчатыми, состоящие из по меньшей мере одного слоя ткани, так и трехслойными. In another embodiment, the implementation of the claimed technical solution, the wing is made with two spars. Spars in this embodiment of the technical solution are made P or S-shaped. Moreover, in this embodiment, the large panel is the top panel, and the small panel is made of two parts connected in series. The large and small panels overlap in the area of the blunt trailing edge. The panels can be made as lamellar, consisting of at least one layer of fabric, and three-layer.
В очередном варианте реализации заявленного технического решения крыло летательного аппарата выполнено многолонжеронным. Лонжероны в данном варианте реализации технического решения также выполнены П или S-образными. При этом в данном варианте реализации большая по размеру панель является верхней панелью, а малая панель выполнена из количества частей равным количеству лонжеронов. При этом части малой панели соединены последовательно. Большая и малая панели соединены внахлест в районе передней кромки. Панели могут быть как пластинчатыми, состоящих из по меньшей мере одного слоя ткани, так и трехслойными, состоящие из двух наружных слоев композита и одного внутреннего слоя заполнителя. In another embodiment of the claimed technical solution, the wing of the aircraft is multi-spar. Spars in this embodiment of the technical solution are also made P or S-shaped. Moreover, in this embodiment, the large-sized panel is the top panel, and the small panel is made of the number of parts equal to the number of side members. The parts of the small panel are connected in series. The large and small panels are overlapped in the area of the leading edge. The panels can be either plate-like, consisting of at least one layer of fabric, or three-layer, consisting of two outer layers of the composite and one inner layer of aggregate.
Данное изобретение имеет несколько особенностей: This invention has several features:
- одним из технологических требований к конструкциям из композиционных материалов (стеклопластиков, и углепластиков, органопластиков т.п.) формуемых в матрицах является отсутствие ласточкиных хвостов. Несоблюдение этого требования приводит к применению разборной оснастки, что усложняет и удорожает формовку панелей. Исходя из этого требования лонжерон, выполняется или П-образный (см. фиг. 1), или S-образный (см. фиг. 2). - one of the technological requirements for structures made of composite materials (fiberglass, and carbon fiber, organoplastics, etc.) formed in the matrices is the absence of swallow tails. Failure to comply with this requirement leads to the use of collapsible equipment, which complicates and increases the cost of forming panels. Based on this requirement, the side member is either U-shaped (see FIG. 1) or S-shaped (see FIG. 2).
- малая панель в районе лонжерона имеет малку, чтобы приклеиваемая панель не выходила за теоретический контур.- the small panel in the area of the spar is small so that the glued panel does not go beyond the theoretical contour.
- в практике авиастроения исходя из условий прочности, конструктивных требований, таких как установка второго узла навески крыла, навеска органов управления, размещение узлов и агрегатов, зачастую выдвигаются требования по созданию двухлонжеронного крыла. В этом случае большая панель остается прежней, а малая панель разбивается на две, которые устанавливаются друг за другом (см. фиг. 3). - in the practice of aircraft building on the basis of strength conditions, design requirements, such as the installation of a second wing link assembly, control linkage, placement of components and assemblies, requirements are often advanced for the creation of a two-wing wing. In this case, the large panel remains the same, and the small panel is divided into two, which are installed one after another (see Fig. 3).
- чтобы подкрепить панели, обладающие недостаточной устойчивостью под воздействие внешних нагрузок, применяют многолонжеронную (многостеночную) конструкцию. Количество стенок и расстояние между ними вычисляется исходя из условия устойчивости панелей. Соответственно малая панель выполняется из частей равному числу стенок (см. фиг. 4). В случае пластин, расстояние между стенками bo определяется выражением:- in order to reinforce panels with insufficient stability under the influence of external loads, a multi-spar (multi-wall) design is used. The number of walls and the distance between them is calculated based on the stability conditions of the panels. Accordingly, a small panel is made of parts equal to the number of walls (see Fig. 4). In the case of plates, the distance between the walls b o is determined by the expression:
где d - толщина панели; where d is the thickness of the panel;
Еобщ - модуль упругости обшивки;E total - the modulus of elasticity of the skin;
Елон - модуль упругости лонжерона (стенки);E bosom - the elastic modulus of the spar (wall);
В случае, если материал стенок однонаправленный углепластик If the wall material is unidirectional carbon fiber
материал обшивки двунаправленный (±45 градусов) углепластик sheathing material bi-directional (± 45 degrees) carbon fiber
толщина панели от 0,3 до 3 мм, то расстояние между лонжеронами (стенками) составит от 28 до 280 мм. the thickness of the panel is from 0.3 to 3 mm, the distance between the side members (walls) will be from 28 to 280 mm.
В случае применения трехслойных панелей, толщина заполнителя назначается 2 мм и выше. Кроме того, у большой панели в районе склейки с лонжеронами могут быть сформированы утоньшения на величину заполнителя. In the case of the use of three-layer panels, the thickness of the aggregate is assigned 2 mm and above. In addition, thinning by the size of the filler can be formed at a large panel in the area of gluing with spars.
В варианте реализации заявленного технического решения лонжерон может изготавливаться отдельно от малой панели и только на этапе выклейки малой панели вклеиваться в оснастке в малую панель. Также лонжерон может полностью выполняться из материала малой панели и формоваться совместно с малой панелью. Панели формуются в матрицах, после формовки, панели обрезаются по контуру, места склейки зачищаются и крыло в приспособлении склеивается. In an embodiment of the claimed technical solution, the spar can be manufactured separately from the small panel and only at the stage of gluing the small panel to be glued in a snap into the small panel. Also, the spar can be completely made of the material of the small panel and molded together with the small panel. The panels are molded in matrices, after molding, the panels are cut along the contour, the gluing points are cleaned and the wing in the fixture is glued.
По сравнению с прототипом заявляемое техническое решение имеет ряд технико-экономических преимуществ, а именно: Compared with the prototype, the claimed technical solution has a number of technical and economic advantages, namely:
Увеличивается производительность труда, снижается вредность при производстве крыльев, в силу того, что операции опиловки и точения кромок заменяются на обрезание. Увеличивается повторяемость конструкции в силу того, что одна из кромок, обычно передняя кромка изготавливается в одной матрице, не требует после сборки ручной доводки опиливанием. Увеличивается прочность и снижается вес конструкции, в силу того, что места для склейки формируются в оснастке на этапе изготовления панелей, кроме того места для склейки лонжерона с панелями и кромок между собой имеют большую площадь. Labor productivity increases, harmfulness in the production of wings decreases, due to the fact that the operations of filing and turning of the edges are replaced by trimming. The design repeatability increases due to the fact that one of the edges, usually the leading edge is made in one matrix, does not require manual finishing by sawing after assembly. Strength increases and the weight of the structure decreases, due to the fact that the places for gluing are formed in a snap at the stage of manufacturing the panels, in addition, the places for gluing the side member with the panels and the edges between them have a large area.
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018144638A RU2697367C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Aircraft wing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018144638A RU2697367C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Aircraft wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2697367C1 true RU2697367C1 (en) | 2019-08-13 |
Family
ID=67640330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018144638A RU2697367C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Aircraft wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2697367C1 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3910531A (en) * | 1972-10-17 | 1975-10-07 | Aerospatiale | Shell-type structure for light aircraft |
| RU2531114C2 (en) * | 2012-12-29 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Aircraft wing from polymer composites |
| EP2844555B1 (en) * | 2012-04-30 | 2016-09-28 | Airbus Operations Limited | Morphing aerofoil |
-
2018
- 2018-12-17 RU RU2018144638A patent/RU2697367C1/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3910531A (en) * | 1972-10-17 | 1975-10-07 | Aerospatiale | Shell-type structure for light aircraft |
| EP2844555B1 (en) * | 2012-04-30 | 2016-09-28 | Airbus Operations Limited | Morphing aerofoil |
| RU2531114C2 (en) * | 2012-12-29 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Aircraft wing from polymer composites |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9352822B2 (en) | Bonded composite airfoil | |
| US20150030806A1 (en) | Sandwich type load bearing panel | |
| US2230393A (en) | Airplane structural element | |
| CA2834721C (en) | Stacked noodle for high capacity pull-off for a composite stringer | |
| EP3150484B1 (en) | Composite rib for an aircraft torsion box and manufacturing method thereof | |
| US8763253B2 (en) | Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer | |
| US9765512B2 (en) | Space frame structure | |
| US10308345B2 (en) | Structure | |
| US20150217850A1 (en) | Laminated i-blade stringer | |
| CN103832575A (en) | Vertically integrated stringers | |
| US9302446B2 (en) | Skin-stiffened composite panel | |
| JP7202194B2 (en) | Stringer transition through common base support | |
| JP7299085B2 (en) | Composite fabric wing spars with tape sandwiched cap plies | |
| EP2962840A1 (en) | A leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof | |
| EP2556947A2 (en) | Vertical laminate noodly for high capacity pull-off for a composite stringer | |
| CN101557979B (en) | Wing panel structure | |
| EP3517425A1 (en) | Wing having wing rib, and method for manufacturing the same | |
| RU2697367C1 (en) | Aircraft wing | |
| EP2977313A1 (en) | Rib foot | |
| EP2743066B1 (en) | Grid type element of open polygonal cells | |
| USRE21850E (en) | Airplane structural element | |
| RU2531114C2 (en) | Aircraft wing from polymer composites | |
| RU192695U1 (en) | Companion drone wing |