SU967017A1 - Стрингер панели летательного аппарата - Google Patents
Стрингер панели летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- SU967017A1 SU967017A1 SU802956807A SU2956807A SU967017A1 SU 967017 A1 SU967017 A1 SU 967017A1 SU 802956807 A SU802956807 A SU 802956807A SU 2956807 A SU2956807 A SU 2956807A SU 967017 A1 SU967017 A1 SU 967017A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- stringer
- panel
- profile
- shelves
- shelf
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
СТРИНГЕР ПАНЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащий профили.состыкованные между собой с помощъю накладок, армированные жгутами из композиционного материала и утолщенные в зоне стыковки, гтричем одна полка профил св зана с обшивкой панели посредством элементов креплени , о т л и ч а ю щ и и с тем, что, с целью снижени веса панели, полки, св занные с обшивкой, выполнены с продолговатыми отверсти ми под элементы креплени с большой осью, расположенной вдоль стрингера, и с прорез ми, ориентированными поперек полок.
Description
Изобретение относитс к области самолетостроени и может быть применено дл стрингеров панелей летательного аппарата при их перестыковке.
Известен стрингер панели летательного аппарата, состо щий из цельнометаллического профил , полка которого св зана с обшивкой летательного аппарата посредством элементов креплени . Перестыковка стрингера осуществл етс силовыми элементами в виде накладок (или фитингов)и вызывает по вление изгибных деформаций.
Известен также стрингер панели летательного аппарата, содержащий профили, состыкованные между собой с помощью накладок , армированные жгутами из композиционного материала и утолщенные в зоне стыковки, причем одна полка профил св зана с обшивкой панели посредством элементов креплени .
Недостатком стрингера панели с элементами , армированными жгутами, вл етс снижение эффективности применени композиционных материалов за счет увелич
чени веса конструкции в зоне перестыковки стрингера.
Целью изобретени вл етс снижение веса конструкции.
Указанна цель достигаетс тем, что в известном стрингере, содержащем профиЮ ли, состыкованные между собой с помощью
ON накладок, армированные жгутами из компо44 О зиционного материала и утолщенные в зоне стыковки, причем одна полка профил св зана с обшивкой панели посредством элементов креплени , полки, св занные с обшивкой, выполнены с продолговатыми отверсти ми под элементы креплени с большой осью, расположенной вдоль стрингера, и с прорез ми, ориентированными поперек полок.
На фиг. 1 изображен стыкуемый стрингер панели, представл ющий собой в поперечном сечении угольник, стойка которого армированажгутами; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - разрез Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 - вид В на фиг. 1.
Панель 1 содержит обшивку 2 и стрингер 3 из металлического профил , армированного жгутами 4, выполненными из композиционного материала. Жгуты 4 соединены с металлической частью профил матрицей композиционного материала.. Стрингер 3 св зан с обшивкой 2 полкой 5 посредством заклепок 6. Стрингер 3 перестыкован накладками 7, В зоне перестыковки в полке стрингера выполнены продольные прорези S. через которые профиль прикреплен к обшивке болтами 9, а также поперечные прорези 10. Стойка 11 профил в этой зоне имеет утолщение 12, компенсирующее ослабление полки профил за счет прорезей и одновременно необходимое дл местной передами нагрузки через элементы креплени .
Осева нагрузка в панели врспринимаетс обшивкой 2 и стрингером 3 и передаетс в узле стыковки через накладкм 7. Перераспределение нагрузки между обшивкой и стрингером происходит в соответствии с их жесткостью. В зоне соединени панели обшивка И стрингер работают отдельно , так как в полке 5 профил выполнены продольные прорези 8, обеспечивающие взаимное перемещение стрингера и обшивки . За счет исключени в этом месте присоединени обшивки к профилю равнодействующа нагрузка, воспринимаема стрингером, проходит через его собственный центр т жести.
Поперечные прорези 10 в полке 5 стрингера в сочетании с продольными прорез ми 8 позвол ют довести линию центров жесткости профил до линии расположени крепежных болтов в накладке 7 и осуществить симметричную деформацию жгутов 4 стрингера 3 при воспри тии и передаче нагрузки.
Отсутствие изгибной деформации стрингера в зоне его перестыковки позвол ет исключить увеличение поперечного сечени накладок (или фитингов) и удлинение зоны перестыковки.
Таким образом, данное решениеобеспечивает при перестыковке стрингера панели разгрузку от изгибной деформации как соединени жгута с металлической частью профил , так и панели в целом. За счет этого снижаетс вес конструкции при сохранении ее высокой несущей способности.
/f
Claims (1)
- СТРИНГЕР ПАНЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащий профили.состыкованные между собой с помощью накладок, армированные жгутами из композиционного материала и утолщенные в зоне стыковки, причем одна полка Профиля связана с обшивкой панели посредством элементов крепления, отлича ющ и й с я тем, что, с целью снижения веса панели, полки, связанные с обшивкой, выполнены с продолговатыми отверстиями под элементы крепления с большой осью, расположенной вдоль стрингера, и с прорезями, ориентированными поперек полок.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU802956807A SU967017A1 (ru) | 1980-07-14 | 1980-07-14 | Стрингер панели летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU802956807A SU967017A1 (ru) | 1980-07-14 | 1980-07-14 | Стрингер панели летательного аппарата |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU967017A1 true SU967017A1 (ru) | 1991-10-30 |
Family
ID=20908417
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU802956807A SU967017A1 (ru) | 1980-07-14 | 1980-07-14 | Стрингер панели летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU967017A1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20100272954A1 (en) * | 2007-06-25 | 2010-10-28 | Airbus Operations Gmbh | Method for Coupling Stiffening Profile Elements and Structural Component |
RU2482017C2 (ru) * | 2008-01-30 | 2013-05-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Соединительное устройство для соединения двух усиливающих элементов с разными профилями поперечного сечения для самолета или космического летательного аппарата и компонент обшивки |
RU2482014C2 (ru) * | 2007-10-18 | 2013-05-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета |
-
1980
- 1980-07-14 SU SU802956807A patent/SU967017A1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Гиммельфарб А.А. Основы конструировани в самолетостроении. М., Машиностроение, 1971, с.261-262. * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20100272954A1 (en) * | 2007-06-25 | 2010-10-28 | Airbus Operations Gmbh | Method for Coupling Stiffening Profile Elements and Structural Component |
US8715808B2 (en) * | 2007-06-25 | 2014-05-06 | Airbus Operations Gmbh | Method for coupling stiffening profile elements and structural component |
RU2482014C2 (ru) * | 2007-10-18 | 2013-05-20 | Эрбюс Операсьон (С.А.С.) | Соединение омегообразных деталей жесткости при помощи накладок на уровне окружного стыка фюзеляжа самолета |
RU2482017C2 (ru) * | 2008-01-30 | 2013-05-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Соединительное устройство для соединения двух усиливающих элементов с разными профилями поперечного сечения для самолета или космического летательного аппарата и компонент обшивки |
US8528865B2 (en) | 2008-01-30 | 2013-09-10 | Airbus Operations Gmbh | Connecting arrangement for joining two stiffening elements having different cross-sectional profiles for an aircraft or spacecraft, and shell component |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5297760A (en) | Aircraft skin lap splice | |
US5452867A (en) | Shell structural component made of fiber composite material | |
RU2600416C2 (ru) | Постепенно уменьшающиеся по высоте изогнутые композитные стрингеры и соответствующие панели | |
EP2061698B1 (en) | Trapezoidal panel pin joint allowing free deflection between fuselage and wing | |
US10046848B2 (en) | Aircraft rear structure | |
US3155348A (en) | Aircraft fuselage | |
US5860621A (en) | Helicopter landing gear with skids | |
CA2687553A1 (en) | Method for coupling stiffening profile elements and structural component | |
SU967017A1 (ru) | Стрингер панели летательного аппарата | |
US3600016A (en) | Frame stringer tie | |
US11505219B2 (en) | Combined device having device for connecting cross beam for receiving pivot pins and two lower longitudinal beams of coach body for rail vehicle | |
EP2942269A1 (en) | Method for manufacturing a load bearing structure and such a load bearing structure | |
US7140823B2 (en) | Cargo barrier | |
HU9502853D0 (en) | Light weight metal truss and frame system | |
US7481398B2 (en) | Intercostal for aircraft | |
US4320603A (en) | Roof construction | |
GB2074117B (en) | Composite structure for joining intersecting structural members of an airframe | |
DE3271205D1 (en) | Adjustable structure, for example, comprising interconnected panels | |
US9126674B2 (en) | Beam | |
US2845151A (en) | Tube skin joint structure | |
Baehre et al. | Diaphragm action of sandwich panels | |
RU2112697C1 (ru) | Панель из композиционного материала | |
CS211827B1 (cs) | Vnitřní obložení velkoprostorových osobních železničních vagonů | |
BR102017006729B1 (pt) | Anteparo de pressão para uma aeronave, e, método para montar um anteparo de pressão | |
Palmberg | Fatigue performance and fastener flexibility for single shear aluminum joint with different splice plates[Final Report] |