RU2717267C1 - Multilayer aircraft panel - Google Patents
Multilayer aircraft panel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2717267C1 RU2717267C1 RU2019125907A RU2019125907A RU2717267C1 RU 2717267 C1 RU2717267 C1 RU 2717267C1 RU 2019125907 A RU2019125907 A RU 2019125907A RU 2019125907 A RU2019125907 A RU 2019125907A RU 2717267 C1 RU2717267 C1 RU 2717267C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- multilayer
- external
- panels
- panel according
- truss
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 23
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 claims description 3
- 230000001788 irregular Effects 0.000 claims description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 abstract description 2
- 239000002905 metal composite material Substances 0.000 abstract description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 abstract 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 abstract 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 4
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 229910052732 germanium Inorganic materials 0.000 description 1
- GNPVGFCGXDBREM-UHFFFAOYSA-N germanium atom Chemical compound [Ge] GNPVGFCGXDBREM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000004580 weight loss Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
-
- 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается силовых авиационных конструкций из полимерных однонаправленных композиционных материалов, в частности силовых конструкций гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета, также многослойных конструкций с заполнителем.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to power aircraft structures made of polymer unidirectional composite materials, in particular power structures for pressure panels with a small curvature of the fuselage of a civilian aircraft, and also for multilayer structures with a filler.
Известна конструкция панели фюзеляжа из композиционных материалов на основе традиционных конструктивно-силовых схем. В таких композитных панелях основными силовыми элементами, воспринимающими все факторы нагружения, служат элемент площади и некоторое число удлиненных элементов жесткости, которые прикреплены к элементу площади. (Патент РФ №2693141, МПК В64С 3/20, В32В 7/00, ЭЙРБАС ОПЕРАТИОНС ГМБХ (DE), 01.07.2019).Known design of the fuselage panel of composite materials based on traditional structural power schemes. In such composite panels, the main force elements perceiving all loading factors are the area element and a number of elongated stiffeners that are attached to the area element. (RF patent No. 2693141, IPC В64С 3/20, В32В 7/00, AIRBAS OPERATION GMBH (DE), 07/01/2019).
Недостатком такой конструкции является низкая жесткость в направлении, перпендикулярном плоскости панели. Из-за этого, ограничение перемещений панели под воздействием избыточного давления приводит к значительному увеличению ее весовых характеристик.The disadvantage of this design is the low rigidity in the direction perpendicular to the plane of the panel. Because of this, the restriction of panel movements under the influence of excessive pressure leads to a significant increase in its weight characteristics.
Известна конструкция многослойной панели с ферменным заполнителем, наиболее близкая по конструктивным признакам к предлагаемому изобретению и принятая за прототип, состоящая из двух силовых субпанелей (внешней и внутренней) и ферменного заполнителя из стержневых элементов между ними, имеющая узлы крепления стержневых элементов к внешней и внутренней силовым субпанелям (Патент РФ №2580729, МПК В32В 7/00, B21D 47/00, Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ»(КНИТУ-КАИ), 10.04.2016), которая может применяться в конструкции гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета, и обладает высокой поперечной жесткостью, что может решить проблему малой поперечной жесткости панелей фюзеляжа.A known design of a multilayer panel with truss filler, the closest in design features to the proposed invention and adopted as a prototype, consisting of two power subpanels (external and internal) and truss filler from the core elements between them, with the attachment of the rod elements to the external and internal power subpanels (RF Patent No. 2580729, IPC В32В 7/00, B21D 47/00, Federal State Budgetary Educational Institution of Higher Professional Education "Kazan National and AN Tupolev-KAI Research Technical University (KNITU-KAI), 04/10/2016), which can be used in the design of germanium panels with low curvature of the fuselage of a civilian aircraft, and has high lateral rigidity, which can solve the problem of low lateral rigidity fuselage panels.
Недостаткам прототипа, применительно к конструкции гермопанелей композитного фюзеляжа, является то, что в основе конструкции прототипа лежат две субпанели, представляющие собой обшивки из слоистых композитных материалов. Обшивочные конструкции не могут в полной мере реализовать высокие удельные прочностные и жесткостные свойства угольных волокон в композиционных материалах. Обшивочные конструктивно-силовые схемы, в том числе и многослойные обшивочные панели, сформировались в результате процесса развития и доработки металлических авиаконструкций и наилучшим образом реализуют свойства именно металлических сплавов, а не композиционных материалов, структура и физические свойства которых принципиально отличаются от свойств металлических сплавов. Поэтому обшивочные конструкции не позволяют достичь значительного снижения веса для силовых композитных авиационных конструкций по сравнению с металлическими.The disadvantages of the prototype, in relation to the design of the pressurized panels of the composite fuselage, is that the basis of the design of the prototype are two subpanels, which are plating of layered composite materials. Sheathing structures cannot fully realize the high specific strength and stiffness properties of carbon fibers in composite materials. Sheathing structural and power schemes, including multilayer sheathing panels, were formed as a result of the development and refinement of metal aircraft structures and in the best way realize the properties of precisely metal alloys, rather than composite materials, the structure and physical properties of which are fundamentally different from the properties of metal alloys. Therefore, sheathing structures do not allow a significant reduction in weight for power composite aircraft structures compared to metal.
Также существенным недостатком обшивочных композитных субпанелей является то, что они чрезвычайно чувствительна к ударному и климатическому воздействиям, которым подвержена конструкция фюзеляжа в процессе эксплуатации. Опыт создания подобных конструкций, а также исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что такая жесткая обшивка с толщиной до 4 мм (диапазон реальных значений толщин для обшивок гермопанелей фюзеляжа, при которых возможно получить снижение веса для композитной конструкции по сравнению с металлической), изготовленная из современных композиционных материалов, не обеспечивает требуемого уровня ударной прочности.Also, a significant drawback of the casing composite subpanels is that they are extremely sensitive to shock and climatic influences to which the fuselage structure is exposed during operation. The experience of creating such structures, as well as studies conducted at TsAGI, showed that such a hard skin with a thickness of up to 4 mm (a range of real thicknesses for the skin of the fuselage hermetic panels, at which it is possible to obtain a weight reduction for a composite structure compared to a metal one), made of modern composite materials, does not provide the required level of impact strength.
Еще одним недостатком многослойных оболочечных конструктивно-силовых схем является сложный доступ к элементам конструкции для проведения контроля их состояния и ремонта, требующий внедрения специальных элементов конструкции, например, смотровых лючков. Это, в свою очередь, приводит к увеличению весовых характеристик конструкции.Another disadvantage of multilayer shell structural-power schemes is the difficult access to structural elements for monitoring their condition and repair, requiring the introduction of special structural elements, for example, inspection hatches. This, in turn, leads to an increase in the weight characteristics of the structure.
Описанные выше обстоятельства не позволяет применять прототип в конструкции гермопанелей фюзеляжа с целью снижения веса конструкции.The circumstances described above does not allow the use of the prototype in the design of the german fuselage panels in order to reduce the weight of the structure.
Техническим результатом является снижение веса гермопанели фюзеляжа, при условии удовлетворения ограничений по жесткости и ударной прочности.The technical result is to reduce the weight of the fuselage press panel, subject to the satisfaction of restrictions on stiffness and impact strength.
Технический результат достигается тем, что в конструкцию многослойной авиационной панели, содержащую внешнюю и внутреннюю силовые субпанели, соединяющий их ферменный наполнитель из стержневых элементов и узлы крепления стержневых элементов, введены прилегающие к внешней силовой субпанели волнообразная гермообшивка, теплоизоляционный слой, внешняя герметичная обшивка, внешняя и внутренняя силовые субпанели выполнены из композиционного материала в виде жесткой конструкции сетчатой топологии, а в узлах крепления одновременно соединены внешняя силовая субпанель, стержневые элементы ферменного заполнителя и волнообразная оболочка с обеспечением герметичности волнообразной оболочки.The technical result is achieved by the fact that in the design of the multilayer aircraft panel containing the external and internal power subpanels, connecting their truss filler from the rod elements and the attachment points of the rod elements, a wave-like sealing, adjacent to the external power subpanel, a heat-insulating layer, an external tight covering, an external and the internal power subpanels are made of composite material in the form of a rigid structure of a mesh topology, and at the attachment points it is simultaneously connected us external power subpanel, truss rod members filler and wavy casing secured undulating membrane integrity.
Многослойная авиационная панель может быть выполнена плоской или с переменной кривизной. Внутренняя и внешняя субпанели расположены на одинаковом расстоянии друг от друга по всей поверхности панели. Расстояние между внутренней и внешней панелями на отдельных участках или по всей поверхности панели может быть переменным по ширине и/или по длине. Внешняя обшивка может быть выполнена из слоистого композиционного материала, с модулем упругости не менее 4000 кгс/мм2. Волнообразная гермообшивка может быть выполнена из эластичного материла. Ферменный наполнитель может иметь регулярную или нерегулярную структуру.The multilayer aviation panel can be made flat or with variable curvature. The inner and outer subpanels are located at the same distance from each other over the entire surface of the panel. The distance between the inner and outer panels in individual sections or over the entire surface of the panel may be variable in width and / or length. The outer skin can be made of a layered composite material, with an elastic modulus of at least 4000 kgf / mm 2 . The wave-like sealing can be made of elastic material. The truss filler may have a regular or irregular structure.
На фигуре 1 изображена многослойная авиационная панель в сборе.The figure 1 shows a multilayer aircraft panel assembly.
На фигуре 2 изображены силовые элементы многослойной авиационной панели.The figure 2 shows the power elements of a multilayer aviation panel.
На фигуре 3 изображены дополнительные элементы панели, крепящиеся к верхней субпанели.The figure 3 shows additional panel elements attached to the upper subpanel.
Многослойная авиационная панель (Фигура 1) включает следующие силовые элементы (Фигура 1, Фигура 2):The multilayer aviation panel (Figure 1) includes the following power elements (Figure 1, Figure 2):
- Внешнюю силовую субпанель 1 сетчатой топологии, состоящую из однонаправленных композитных ребер.-
- Внутреннюю силовую субпанель 2, также как и внешняя, имеющую сетчатую топологию и состоящую из однонаправленных композитных ребер.- The
- Ферменный наполнитель из стержневых элементов 3. Основным структурным элементом ферменного наполнителя является гибридный металлокомпозитный стержень. Укладка армирующих волокон в композитной части стержня осуществляется под минимально технологически допустимыми углами к оси стержневого элемента.- Truss filler from the
- Узлы крепления стержневых элементов 4 к внешней и внутренней силовым субпанелям.- The nodes of the fastening of the core elements 4 to the external and internal power subpanels.
Также многослойная панель включает дополнительные элементы конструкции, крепящиеся к внешней силовой субпанели (Фигура 1, Фигура 3):Also, the multilayer panel includes additional structural elements attached to the external power subpanel (Figure 1, Figure 3):
- Волнообразную обшивку 5- Wavy
- Теплоизоляционный слой 6-
- Внешнюю герметичную обшивку 7.- Sealed
Устройство работает следующим образом. В предлагаемой конструкции панели все внешние силовые воздействия воспринимаются за счет сжатия и растяжения силовых ребер сетчатых субпанелей, а также стержневых элементов ферменного наполнителя, таким образом все силовые потоки направлены вдоль высокопрочных угольных волокон в композиционном материале, что позволяет максимально использовать их высокие жесткостные и прочностные свойства.The device operates as follows. In the proposed design of the panel, all external force influences are perceived due to the compression and stretching of the power ribs of the mesh subpanels, as well as the core elements of the truss filler, thus all power flows are directed along the high-strength carbon fibers in the composite material, which allows maximum use of their high stiffness and strength properties .
Восприятие наддува обеспечивается волнообразной гермообшивкой, которая может быть изготовлена из легкого эластичного материала, имеющего достаточную прочность на растяжение.The perception of pressurization is ensured by a wave-shaped pressure-sheathing, which can be made of lightweight elastic material having sufficient tensile strength.
Защита силовых элементов конструкции от ударного воздействия обеспечивается внешней обшивкой и теплоизоляционным слоем.Protection of the structural elements from impact is provided by the outer skin and heat-insulating layer.
Внешней герметичной обшивкой, также обеспечивается защита силовых элементов от климатического воздействия.External tight covering, also provides protection of power elements from a climatic influence.
В случае необходимости, для каждого силового элемента может применяться специальная система защиты, характерная для его типа.If necessary, a special protection system characteristic of its type can be used for each power element.
Сетчатая топология силовых субпанелей и ферменная конструкция наполнителя позволяют обеспечить доступ к элементам конструкции, без внедрения дополнительных конструктивных элементов - смотровых лючков.The mesh topology of the power subpanels and the truss structure of the filler allow access to structural elements without the introduction of additional structural elements - inspection hatches.
Основными преимуществами конструкции на основе предлагаемой конструктивной концепции по сравнению с традиционными и обшивочными композитными конструкциями являются:The main advantages of the design based on the proposed design concept compared to traditional and cladding composite structures are:
- Возможность реализации более высокого уровня нагружения угольных волокон, что позволит повысить весовую эффективность конструкции, т.е. уменьшить вес конструкции.- The ability to implement a higher level of loading of carbon fibers, which will increase the weight efficiency of the structure, i.e. reduce the weight of the structure.
- Возможность обеспечения высокой поперечной жесткости конструкции без значительных весовых потерь, за счет максимального использования высоких жесткостных свойств углеродных волокон.- The ability to provide high lateral structural rigidity without significant weight loss, due to the maximum use of high stiffness properties of carbon fibers.
- Волнообразная форма гермообшивки за счет использования малых локальных радиусов позволяет существенно снизить напряжения внутри нее, вызванные наддувом, за счет чего такая обшивка может обладать более высокой весовой эффективностью.- The wave-like shape of the hermetic sheathing due to the use of small local radii can significantly reduce the stresses inside it caused by pressurization, due to which such sheathing may have higher weight efficiency.
- Возможность обеспечения необходимого уровня защиты силовых элементов конструкции от ударных и климатических воздействий, в то время как другие элементы конструкции не только не требуют защиты, но и сами могут выполнять функции элементов защиты.- The ability to provide the necessary level of protection of power structural elements from shock and climatic influences, while other structural elements not only do not require protection, but can themselves perform the functions of protective elements.
- Лучшая контроле- и ремонтопригодность за счет наличия доступа к большинству элементов конструкции.- Better inspection and maintainability due to access to most structural elements.
Технический результат достигается за счет рациональной реализации высоких удельных жесткостных и прочностных свойств композиционных материалов в различных элементах конструкции многослойной авиационной панели, а также обеспечения защиты основных силовых элементов.The technical result is achieved due to the rational implementation of high specific stiffness and strength properties of composite materials in various structural elements of a multilayer aircraft panel, as well as ensuring the protection of the main power elements.
В ЦАГИ был изготовлен технологический макет-демонстратор силовой структуры многослойной авиационный панели. Основные цели его создания - демонстрация возможности производства и разработка технологии сборки силовой конструкции многослойной авиационной панели.In TsAGI, a technological prototype demonstrator of the power structure of a multilayer aviation panel was manufactured. The main goals of its creation are to demonstrate the possibility of production and develop technology for assembling the power structure of a multilayer aviation panel.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (en) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Multilayer aircraft panel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (en) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Multilayer aircraft panel |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2717267C1 true RU2717267C1 (en) | 2020-03-19 |
Family
ID=69898675
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (en) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Multilayer aircraft panel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2717267C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010004096A1 (en) * | 1999-12-16 | 2001-06-21 | Wolfgang Entelmann | Structural component particularly for an aircraft |
| RU2466904C2 (en) * | 2007-06-29 | 2012-11-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Structural element with stiffness rib and transverse member |
| RU2580729C1 (en) * | 2014-12-29 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Frame-like aggregate sandwich panel |
| RU2693141C2 (en) * | 2014-10-16 | 2019-07-01 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Panel design and corresponding method |
-
2019
- 2019-08-16 RU RU2019125907A patent/RU2717267C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010004096A1 (en) * | 1999-12-16 | 2001-06-21 | Wolfgang Entelmann | Structural component particularly for an aircraft |
| RU2466904C2 (en) * | 2007-06-29 | 2012-11-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Structural element with stiffness rib and transverse member |
| RU2693141C2 (en) * | 2014-10-16 | 2019-07-01 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Panel design and corresponding method |
| RU2580729C1 (en) * | 2014-12-29 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Frame-like aggregate sandwich panel |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Gopinath et al. | Effect of matrix on ballistic performance of soft body armor | |
| Soltani et al. | Studying the tensile behaviour of GLARE laminates: a finite element modelling approach | |
| EP3222514B1 (en) | Skin panel with an energy-storing layer for an aircraft or spacecraft and method for manufacturing an energy-storing layer for a skin panel | |
| Noor et al. | Computational models for sandwich panels and shells | |
| EP3546207B1 (en) | Energy absorbing composite panels | |
| RU2434782C2 (en) | Fuselage and method of its production | |
| US9731807B2 (en) | Joints in fibre metal laminates | |
| CA2940463C (en) | Composite material structure, aircraft wing and aircraft fuselage provided with same, and method for manufacturing composite material structure | |
| CN107423468A (en) | A kind of PRSEUS structure analysis methods based on equivalent method | |
| US10604226B2 (en) | Shielded structure for aircraft | |
| US9475568B2 (en) | Composite structure, aircraft wing and aircraft fuselage including composite structure, and method of manufacturing composite structure | |
| Johnson et al. | Structures and design phase I summary for the NASA composite cryotank technology demonstration project | |
| Elsayed et al. | Optimal design analysis of composite submersible pressure hull | |
| RU2717267C1 (en) | Multilayer aircraft panel | |
| Chouchaoui et al. | Similitude study for a laminated cylindrical tube under tension, torsion, bending, internal and external pressure Part II: Scale models | |
| Caccese et al. | Analysis of a hybrid composite/metal bolted connection subjected to flexural loading | |
| CN104071313B (en) | Elastically bendable anti-impact energy-absorbing cover layer | |
| EP3530452B1 (en) | Composite structural element | |
| CN114756912B (en) | Impact-resistant structure and design method thereof | |
| Mahdi et al. | Finite element analysis of tile-reinforced composite structural armor subjected to bending loads | |
| RU2558493C1 (en) | Shell of sealed fuselage compartment from composites | |
| CN106915474A (en) | A kind of lightweight carbon fiber-reinforced resin composite materials Stiffened Plate and Shell main force support structure | |
| CN111824356B (en) | Design method of I-shaped sandwich structure under action of wheel print load | |
| CN108332615B (en) | Bulletproof shelter plate | |
| Herencia et al. | Local optimisation of long anisotropic laminated fibre composite panels with T shape stiffeners |