Крылья: .лонжероны, нервюры, стрингеры – B64C 3/18

Изобретение относится к способу повышения жесткости нервюры при совмещении ее с компонентами крыла воздушного судна при изготовлении блока крыла. Во время сборки крыла воздушного судна для повышения жесткости нервюры присоединяют панели жесткости к боковой стороне нервюры посредством действия низкого вакуума. Затем совмещают нервюру вместе с присоединенными к ней панелями жесткости с компонентом крыла. Выполняют сборочные операции с совмещенной нервюрой и присоединенными к ней панелями, после чего удаляют панели жесткости с нервюры путем снятия низкого вакуума. Каждая панель жесткости содержит упругое внешнее уплотнительное кольцо, которое установлено на боковой стороне панели и образует внешний периметр вакуумной полости. Также панель содержит упругое внутреннее уплотнительное кольцо, которое установлено на панели внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом, и образует внутренний периметр вакуумной полости. Панель жесткости присоединяют к нервюре путем формирования вакуумной камеры в результате контакта нервюры с внешним уплотнительным кольцом панели. Нервюра имеет одно или более отверстий, расположенных внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом. Каждое отверстие в нервюре герметизировано соответствующим внутренним уплотнительным кольцом. Достигается обеспечение жесткости нервюры, имеющей небольшой вес, во время сборки крыла воздушного судна. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 14 ил.

Интегральная конструкция из композитного материала многолонжеронного кессона для самолета содержит нижнюю обшивку (12), верхнюю обшивку (11), несколько лонжеронов (9), образующих ячейки (14). Самая близкая к месту приложения нагрузки в кессоне ячейка содержит угловой кронштейн (20, 21, 22, 23) в каждом своем углу. Указанные угловые кронштейны придают кессону необходимую жесткость при кручении, чтобы предотвратить деформации, возникающие в результате локальных нагрузок. 2 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретения относятся к стрингеру, к способу создания модели стрингера при помощи компьютера, к способу изготовления стрингера, к авиакосмическому устройству и к летательному аппарату. Стрингер содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, и ребро с третьей и четвертой поверхностями. Стрингер имеет L-образное поперечное сечение по его длине, и геометрию, изменяющуюся вдоль части его длины с увеличением расстояния в направлении вдоль его длин. Изменение геометрии выполнено в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности и четвертой поверхности в направлении к третьей поверхности. Поперечное сечение имеет по существу постоянное расстояние, измеренное по поверхности поперечного сечения между точками, в которых поперечное сечение пересекается с первой и второй воображаемыми линиями, для всех поперечных сечений вдоль части его длины. Способ создания модели стрингера включает подготовку первых данных, при которой определяют требуемую геометрию основания модели стрингера, расстояние от основания до воображаемой плоскости, изменяющееся вдоль длины элемента, генерирование вторых данных, при котором определяют геометрию ребра модели стрингера, включая генерирование локальных изменений в геометрии ребра. Первые и вторые данные используют для генерирования модели стрингера. Способ изготовления стрингера включает подготовку пресс-формы, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отверждение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 9 н. и 16 з.п. ф-лы, 24 ил.

Усиленная панель из композиционного материала содержит стрингер и первую и вторую стенки. Стрингер соединен с поверхностью панели. Имеет первую торцевую поверхность и две боковые поверхности. Боковые поверхности стрингера проходят в его продольном направлении. Поверхность первой стенки панели входит в зацепление с первой торцевой поверхностью стрингера. Поверхность второй стенки панели входит в зацепление с другой частью стрингера. Обшивка воздушного судна содержит усиленную панель из композиционного материала. Способ изготовления усиленной панели со стрингером из композиционного материала включает соединение стрингера с поверхностью панели. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение эффективной передачи нормальных сил реакции между панелью и стрингером. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретения относятся к удлиненному элементу конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата из слоистой конструкции, а также к способу создания его модели при помощи компьютера и к способу изготовления удлиненного элемента. Удлиненный элемент содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, ребро с третьей и четвертой поверхностями, и пятую поверхность, расположенную между первой и третьей поверхностями и соединенную с ними, и шестую поверхность, расположенную между второй и четвертой поверхностями и также соединенную с ними. Удлиненный элемент содержит изменение геометрии, выполненное в виде смещения первой поверхности в направлении ко второй поверхности с сокращением ширины пятой поверхности. Способ создания модели удлиненного элемента конструкции для его изготовления включает подготовку первых данных, указывающих на наличие изменений в расстоянии основания от плоскости отсчета, генерирование вторых данных для определения геометрии ребра и использование первых данных и вторых данных для генерирования модели удлиненного элемента конструкции. Уменьшение риска появления дефектов в удлиненном элементе конструкции осуществляется путем выполнения по модели удлиненного элемента конструкции локальных изменений геометрии ребра, которые представляют собой включение в ребро углового участка, простирающегося к основанию удлиненного элемента. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции включает подготовку пресс-формы, профиль которой определяют посредством модели удлиненного элемента конструкции, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 6 н. и 20 з.п. ф-лы, 15 ил.

Группа изобретений относится к удлиненному элементу и к лонжерону конструкции авиакосмического устройства или летательного аппарата из слоистой конструкции, а также к способу создания его модели при помощи компьютера и к способу изготовления удлиненного элемента. Удлиненный элемент содержит основание с первой поверхностью и второй поверхностью, расположенной с противоположной стороны от первой поверхности, и ребро с третьей и четвертой поверхностями. Поперечное сечение удлиненного элемента изменяется вдоль его длины с линейным увеличением вдоль упомянутой длины удлиненного элемента конструкции геодезического расстояния между первой линией отсчета, расположенной на первой поверхности, и второй линией отсчета, расположенной на третьей поверхности. Композитный лонжерон характеризуется верхним и нижним фланцами, соединенными ребром, и единым слоем композиционного материала, проходящим между двумя противоположными краями от верхнего фланца через ребро к нижнему фланцу. Геодезическое расстояние по ширине лонжерона, измеряемое вдоль единого слоя между парой противоположных краев, увеличивается линейно вдоль длины единого слоя. Способ создания модели лонжерона включает подготовку первых данных о геометрии верхнего и нижнего фланцев, нелинейное изменение расстояния, разделяющего фланцы, вдоль длины лонжерона, которое у корневой части лонжерона больше, чем у концевой части лонжерона, и генерирование вторых данных, характеризующих форму ребра, верхнего и нижнего фланцев модели лонжерона. Способ изготовления удлиненного элемента конструкции включает подготовку пресс-формы, укладку слоев композиционного материала в пресс-форму и отвердение слоев композиционного материала. Достигается уменьшение напряжений в конструкции. 12 н. и 15 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается крыльев летательных аппаратов и узлов крепления их консолей. Крыло содержит две консоли, соединенные друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета верхним и нижним узлами стыка. Каждая из консолей снабжена кессоном, ограниченным передним и задним лонжеронами, корневой и концевой нервюрами и выполненными из углепластика верхней и нижней панелями обшивки. Панели кессонов выполнены в виде сочетания выпуклых и плоских участков. Плоские участки панелей примыкают к корневым нервюрам и полностью перекрывают торцы консолей, обращенные к плоскости симметрии самолета. Узел стыка консолей содержит соединенные между собой замыкающими частями первое и второе средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки снабжена двумя панелями, размещенными с образованием паза прямоугольного профиля. Каждое из средств стыковки выполнено из соединенных друг с другом опоры и накладки. Боковые стенки паза выполнены плоскими. Одна из панелей паза расположена на опоре, а другая панель паза расположена на накладке. Корневые нервюры соединены с лонжеронами и узлами стыка, а плоские участки панелей закреплены в пазах узлов стыка консолей. Достигается снижение массы, повышение жесткости, уменьшение габаритов крыла в фюзеляжной части, быстрота стыковки консолей крыла во время сборки. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретения относятся к композиционному слоистому конструктивному элементу, к компоненту воздушного судна с указанным конструктивным элементом, к способу обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе и к вариантам способа получения конструктивного элемента. Конструктивный элемент содержит слоистый композит, имеющий край, и индикатор удара, расположенный на краю и содержащий полимер, разрушающийся при ударе. Способ обозначения повреждения при ударе в конструктивном элементе включает разрушение индикатора удара. Способ получения конструктивного элемента по первому варианту включает нанесение индикатора удара на край путем экструзии полимера из сопла. Способ получения конструктивного элемента по второму варианту включает соединение индикатора с краем путем совместного отверждения. Способ получения композиционного слоистого конструктивного элемента по третьему варианту заключается в том, что каждый из слоев слоистого композита содержит фазу армирования и фазу полимерной матрицы и включает формирование индикатора удара путем введения слоистого композита в негативную форму, создания зазора между краем и негативной формой и нагрев слоистого композита, так что фаза полимерной матрицы затекает в зазор и формирует индикатор удара. Достигается упрощение определения разрушения конструктивного элемента. 6 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Варианты аэролета характеризуются как содержащие силовую установку, фюзеляж и фрагменты крыла. Комплект фрагментов крыла содержит несущие и управляющие поверхности и средства установки на фюзеляже. Фрагмент крыла содержит силовой набор из лонжерона, стрингера и нервюр. Фюзеляж содержит силовой каркас из шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки. Шпангоуты и лонжероны выполнены с отверстиями для крепления фрагментов крыла. Реверсивное устройство двигателя содержит шарнирно установленные в корпусе створки, закрывающие окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток. Воздухозаборник аэролета с реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, имеет вход каждого воздушного канала к двигателю с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов переменной глубины. Варианты системы управления содержат ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси, и кнопку электропривода переключения нижнего комплекта фрагментов. Способы создания подъемной силы, полета, управления в полете, взлета, посадки и работы реверса тяги характеризуются использованием воздушных и газовых потоков. Группа изобретений направлена на упрощение инфраструктуры обеспечения полетов и уменьшение объема техобслуживания. 24 н. и 23 з.п. ф-лы, 30 ил.

Изобретения относятся к авиастроению, а именно к стрингеру для крыла воздушного судна и к способу его изготовления. Стрингер содержит пару разнесенных фланцев для крепления к панели обшивки крыла, одну или более боковых стенок, которые выполнены за одно целое с фланцами и отходят от указанных фланцев, потолок, выполненный за одно целое с одной или более боковыми стенками. Фланцы имеют верхнюю и нижнюю поверхности. Нижняя поверхность предназначена для крепления к указанной панели обшивки крыла. Фланцы выполнены с припуском, а нижняя поверхность фланцев подвергнута механической обработке таким образом, что высота стрингера изменяется в направлении его длины. Способ изготовления стрингера содержит этапы, на которых формуют заготовку стрингера с припуском и подвергают нижнюю поверхность указанных фланцев механической обработке, таким образом, чтобы осуществить изменение высоты стрингера в направлении его длины. Достигается уменьшение веса конструкции крыла воздушного судна. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение может быть использовано при изготовлении конструктивного элемента, предназначенного для применения в строительстве воздушных судов, в типичном случае лонжерона крыла, содержащего перегородку и один или несколько прилегающих к перегородке элементов стрингеров. При осуществлении способа обеспечивают, по меньшей мере, первый и второй металлические блоки, причем предел упругости при сжатии первого металлического блока больше, чем аналогичный параметр второго металлического блока. Обрабатывают первый металлический блок с получением первой монолитной детали, которая содержит первую часть перегородки и, по меньшей мере, один элемент стрингера. Путем формовки второго металлического блока получают вторую деталь, которая содержит вторую часть перегородки. Осуществляют сборку деталей путем расположения частей перегородки торец к торцу по всей их общей длине так, чтобы часть стрингера прилегала ко второй части перегородки. Соединяют их путем сварки, преимущественно трением с перемешиванием. Изобретение позволяет изготовлять бифункциональные или многофункциональные конструктивные элементы, содержащие несколько собранных вместе деталей, в которых стрингеры обладают большой механической прочностью. 4 н. и 22 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к конструктивному элементу воздушного судна, в частности к нервюре крыла, способу изготовления конструктивного элемента и к соединительному элементу, в частности к башмаку нервюры, предназначенному для передачи нагрузки между основой конструктивного элемента и покрытием, а также к конструкции воздушного судна, которая имеет конструктивный элемент. Конструктивный элемент (нервюра) содержит основу и ряд соединительных элементов, расположенных по линии на основе. Каждый соединительный элемент (башмак нервюры) имеет кронштейн, отходящий от основы, и два фланца. При этом по меньшей мере один из соединительных элементов является отдельным соединительным элементом, присоединенным к основе. Кронштейн отдельного соединительного элемента перекрывает кронштейн соседнего соединительного элемента на виде с боковой стороны линии. Способ изготовления включает обеспечение основы с двумя или большим количеством соединительных элементов, расположенных по линии на основе, присоединение отдельного соединительного элемента к корпусу. При этом каждый соединительный элемент имеет кронштейн, отходящий от основы, и два фланца. Отдельный соединительный элемент имеет кронштейн и два фланца. Соединительный элемент выполнен симметричным. Достигается повышение надежности и прочности в случае поломки одного из башмаков нервюры. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к стрингеру для крыла летательного аппарата и к способу его изготовления. Стрингер включает две пространственно разделенные полки крепления стрингера к листу обшивки крыла, имеющие противолежащие внутренние края, две боковые панели, которые проходят от указанных полок в сходящихся плоскостях и выполнены каждая как единое целое с соответствующим внутренним краем указанной полки, верхнюю панель, которая расположена в плоскости, лежащей в основном параллельно указанным полкам, соединяет указанные боковые панели друг с другом и выполнена как единое целое с указанными боковыми панелями. Одна из указанных боковых панелей является перфорированной с образованием группы отверстий, расположенных по длине указанного стрингера и объем которых изменяется по длине указанного стрингера. Достигается уменьшение веса стрингера. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к узлам крепления и способам крепления компонентов конструкций. Узел крепления вспомогательным болтом, используемый для производства компонентов конструкций летательных аппаратов, снабжен болтом, имеющим первый конец и второй конец и содержащим головку болта, находящуюся на первом конце, первой секцией стержня болта примыкающей к головке болта и имеющей гладкую боковую поверхность первого диаметра, выполненную с соответствием стенкам отверстий в компонентах для позиционирования компонентов, второй секцией стержня находящейся между первой секцией стержня и вторым концом, соосной первой секции стержня и имеющей второй диаметр, меньший первого диаметра, и внешнюю резьбу, выполненную на, по меньшей мере, части указанной второй секции стержня. Узел крепления также снабжен гайкой, имеющей первую и вторую стороны, первое отверстие с входом на первой стороне гайки, имеющее диаметр, больший, чем упомянутый первый диаметр, в которое установлена с зазором часть первой секции стержня болта, и резьбовое отверстие, расположенное в области второй стороны гайки соосно первому отверстию в виде его продолжения, в которое установлена вторая секция стержня. Соединение второй секции стержня и резьбового отверстия выполнено с возможностью крепления компонентов друг с другом сжатием между первой стороной гайки и головкой болта, при этом первое отверстие в гайке имеет большую глубину по оси, чем резьбовое отверстие. Способ сборки компонентов конструкции летательного аппарата включает фиксацию сборочных единиц в положении, в котором правильно совмещены отверстия в сборочных единицах посредством наличия упомянутого болта, наличия упомянутой гайки, введения в совмещенные отверстия второго конца болта и пропускания болта через совмещенные отверстия с тесным соприкасанием первой секции стержня болта со стенками отверстий и позиционированием компонентов и навинчивания гайки на болт окружением с зазором первым отверстием гайки части первой секции стержня болта и соединения резьбового отверстия гайки с резьбовой частью секции стержня болта с креплением компонентов сжатием от первой стороны гайки и головки болта. В результате упрощаются монтаж и демонтаж узла, исключается повреждение стенок отверстий. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 3 ил.

Настоящее изобретение имеет отношение к созданию обтекателя или кожуха для конструкции летательного аппарата, в частности для образования носовых частей вертикального и горизонтального хвостовых оперений и крыльев и летательного аппарата с таким кожухом. Кожух содержит опорную конструкцию и оболочку, которая установлена на опорную конструкцию. Опорная конструкция содержит множество ребер и множество стрингеров, которые установлены на ребрах, чтобы поддерживать оболочку. Ребра при ударе объекта об оболочку испытывают пластическую деформацию с поглощением большей части удара. Опорная конструкция и оболочка выполнены с возможностью такого взаимодействия, что при соударении сферического тела с оболочкой деформация оболочки, вызванная ударом сферического тела, не имеет вращательно симметричного поперечного сечения. Достигается увеличение экономичности, и увеличение поглощения энергии от соударения с объектами при использовании кожуха или обтекателя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.