Панель крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов
AIRCRAFT WING OR EMPENNAGE PANEL FROM LAMINAR COMPOSITE MATERIALS

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано в ракетной, судостроительной и автомобильной технике, а также в строительстве.
Панели, как конструкционные силовые элементы, широко распространены в различных областях машиностроения и строительства. Одной из таких областей является авиационная отрасль, в которой панели из композиционных материалов применяются в качестве элементов наружной обшивки летательных аппаратов: фюзеляжа, крыльев, оперения.
Известно крыло летательного аппарата, содержащее панели из слоистого композиционного материала (патент RU 2191137 С2 МПК В64С 3/44, опубликовано 20.10.2002, бюл. №29).
Известен способ изготовления элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления планера самолета и элементы планера самолета из полимерных материалов, заключающийся в изготовлении обшивки с системой подкрепляющих перекрещивающихся ребер (патент RU 2312790 C1 В64С 1/00, опубликовано 20.12.2007, бюл. №35).
Известна панель из слоистых композиционных материалов, состоящая из гладкой пологой обшивки и силового набора перекрещивающихся ребер (патент RU 2518519 С2 В64С 3/20, опубликовано 10.06.2014, бюл. №16).
Во всех перечисленных решениях в конструкциях элементов летательных аппаратов используются панели из композиционных материалов, как наиболее эффективные по удельным прочности и жесткости.
Сложным местом в таких панелях является зона их соединения с ответными элементами общей конструкции.
Известен узел соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов (патент RU 2412860 C1 В64С 1/26, опубликовано 27.02.2011, бюл. №6), в котором элементы планера самолета из полимерных композиционных материалов крепятся к силовой конструкции центроплана болтами, расположенными, для фланцевого соединения, в продольных отверстиях силового пояса панели крыла, а для срезного соединения, в полках металлического корытообразного профиля, в котором располагается силовой пояс.
Известна сетчатая оболочка из композиционных материалов (патент RU 2684699 C1 F16L 9/12, опубликовано 11.04.2019, бюл. №11), содержащая соответствующий ее профилю силовой каркас в виде реберно-ячеистой структуры с концевыми металлическими шпангоутами, содержащими на своей внешней поверхности сходящиеся и расходящиеся пазы, в которых расположены ребра концевой части силового каркаса и центральное продольное резьбовое отверстие под соединительный элемент.
Недостатком конструкций по патентам RU 2412860, RU 2684699 является невозможность обеспечения необходимой прочности в зоне соединения панелей с ответными частями при увеличении габаритных размеров (увеличения размаха крыльев) и, соответственно, увеличении нагрузок на узел соединения, так как невозможно разместить в сечении силового пояса (по патенту RU 2412860) или шпангоута (по патенту RU 2684699) необходимое для обеспечения требуемой прочности количество элементов крепления (болтов, шпилек).
Сетчатая оболочка из композиционных материалов по патенту RU 2684699 является наиболее близкой к заявляемой по технической сущности и достигаемому результату и выбрана в качестве ближайшего аналога (прототипа).
Технической проблемой, на решение которой направлено изобретение, является создание конструкции панели из композиционных материалов на основе реберно-ячеистого каркаса, обеспечивающей повышение эксплуатационных характеристик и прочности зоны соединения панели с обеспечением высокой надежности.
Технический результат, который может быть получен при использовании изобретения, заключается в расширении области применимости, по габаритам и грузоподъемности, панелей из композиционных материалов в конструкциях летательных аппаратов за счет повышения прочности, жесткости и надежности конструкции в зоне соединения путем заданного распределения соединительных элементов (болтов) по ширине и/или длине панели, повышении эксплуатационной и экономической эффективности конструкций панелей за счет возможности получения конструкций меньшей массы и стоимости, упрощения технологии и снижения трудоемкости изготовления крыла и оперения за счет предварительного совместного изготовления панели на основе реберно-ячеистой структуры с силовой пластиной для крепления к фюзеляжу.
Техническая проблема решается, а технический результат достигается тем, что в панеле крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов, содержащей силовой каркас в виде реберно-ячеистый структуры с наружной гладкой обшивкой, образованные слоями систем перекрывающихся высокопрочных и/или высокомодульных, скрепленных отвержденным полимерным связующим, нитей, и торцевой стыковочный металлический шпангоут, с системой перекрещивающихся пазов на своей внешней поверхности с расположенными в них ребрами каркаса, согласно изобретению стыковочный шпангоут выполнен в виде соответствующей профилю панели пластины, с шириной, как минимум, равной ширине одного ряда ячеек каркаса, и с распределенными по наружной поверхности между пазами углублениями, во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки, с расположением осей последних перпендикулярно внутренней поверхности пластины, причем в частных случаях выполнения изобретения, углубления выполнены в виде многоугольника с боковыми поверхностями эквидистантными боковым поверхностям пазов, углубления выполнены с цилиндрическими боковыми поверхностями, отверстия выполнены соосно с углублениями с цилиндрическими боковыми поверхностями, величина углублений равна, как минимум, высоте головки болта или гайки для шпильки, углубления в пластине и/или отверстия в них распределены в заданном порядке по ширине и/или длине панели, ребра каркаса расположены в продольном и/или поперечном и/или под углом к продольной оси панели направлениях или в любой комбинации из них.
Отличительными от прототипа признаками заявленной панели являются следующие:
а) признаки, обеспечивающие получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны:
- стыковочный шпангоут выполнен в виде соответствующей профилю панели пластины,
- с шириной, как минимум, равной ширине одного ряда ячеек каркаса,
- и с распределенными по наружной поверхности между пазами углублениями,
- во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки,
- с расположением осей последних перпендикулярно внутренней поверхности пластины.
б) признаки, характеризующие изобретение в частных случаях:
- углубления выполнены в виде многоугольника с боковыми поверхностями эквидистантными боковым поверхностям пазов,
- углубления выполнены с цилиндрическими боковыми поверхностями,
- отверстия выполнены соосно с углублениями с цилиндрическими боковыми поверхностями,
- величина углублений равна, как минимум, высоте головки болта или гайки для шпильки,
- углубления в пластине и/или отверстия в них распределены в заданном порядке по ширине и/или длине панели,
- ребра каркаса расположены в продольном и/или поперечном и/или под углом к продольной оси панели направлениях или в любой комбинации из них.
Указанные отличительные признаки, каждый в отдельности и все вместе, направлены на достижение заявленного результата и являются существенными. В предшествующем уровне техники представленная в формуле изобретения совокупность известных и отличительных признаков не известна и, следовательно, изобретение соответствует критерию «новизна».
В предлагаемой конструкции панели из композиционных материалов зона крепления к силовым элементам самолета, в отличие от известных решений, разнесена по длине панели с сохранением непрерывности ребер каркаса, что обеспечивает возможность увеличения количества соединительных элементов (болтов) с необходимым распределением их расположения по ширине и/или длине панели в пределах необходимой ширины пластины. Наличие углублений позволяет максимально облегчить массу пластины и утопить головки болтов или гаек шпилек для обеспечения гладкой наружной поверхности крыла или оперения. Конечная гладкость поверхности обеспечивается заполнением углублений, после установки болтов, пластическими массами с последующей зачисткой.
В зависимости от действующих нагрузок и количества необходимых крепежных элементов (болтов или шпилек) пластина выполняется заданной ширины с расположением болтов в один, два или более рядов от стыковочной кромки панели. При этом, в зависимости от конструктивных особенностей, крепежные элементы могут располагаться с разным количеством от ряда к ряду.
Расположение болтов в несколько рядов позволяет обеспечить плавное перераспределение нагрузок от мест крепления к каркасу панели из композиционных материалов.
Предлагаемая панель, представляет единую монолитную конструкцию силового каркаса с соединительной пластиной, что обеспечивает высокую прочность и надежность их соединения, объединяет в одном технологическом процессе изготовление панели с стыковочной пластиной, что сокращает номенклатуру технологического оборудования и удешевляет производство, снижает трудоемкость и способствует повышению качества сборки крыла или оперения летательного аппарата.
Подобная конструкция может быть использована и при изготовлении обшивок фюзеляжа, в ракетной, судостроительной, автомобилестроительной областях, в строительстве, например в качестве панелей мостов, перекрытий сооружений и т.д.
Конструкция панели по предложенному техническому решению промышленно осуществима с использованием известных средств и методов и обеспечивает реализацию указанного назначения.
Изобретение поясняется описанием конкретного, но не ограничивающего его, примера реализации и прилагаемыми чертежами.
На фиг. 1 представлена заявленная панель крыла или оперения летательного аппарата, на фиг. 2 - панель в плане с наклонным расположением ребер и поперечными ребрами в зоне пластины, на фиг. 3 - панель с продольным и поперечным расположением ребер, на фиг. 4 - сечение панели в зоне расположения пластины.
Панель крыла или оперения летательного аппарата из слоистых композиционных материалов 1, содержащая силовой каркас в виде реберно-ячеистый структуры 2 с наружной гладкой обшивкой 3, образованные слоями систем перекрывающихся высокопрочных и/или высокомодульных, скрепленных отвержденным полимерным связующим, нитей, и торцевой стыковочный металлический шпангоут 4, с системой перекрещивающихся пазов 5 на своей внешней поверхности с расположенными в них ребрами каркаса 6. В пластине 4 выполнены, распределенные по наружной поверхности между пазами 5 углубления 7, во всех или в некоторых из которых выполнены цилиндрические отверстия 8 под элементы крепления, например болты или резьбовые шпильки (условно пунктирными линиями показано расположение головок болтов 9).
Углубления 7, в частном случае, могут быть выполнены в виде многоугольника (фиг. 2) или с цилиндрической боковой поверхностью (фиг. 3) и при этом такой глубины, чтобы обеспечивалось полное утопание головок болтов (9) или гаек шпилек.
Углубления с расположенными в них элементами крепления (болтами) могут располагаться в один, два и более рядов от стыковочной кромки панели в зависимости от действующих нагрузок и нагруженности конкретного конструктивного исполнения.
Экспериментальная проверка, проводимая на серийном предприятии с использованием промышленного оборудования, подтвердила высокую прочность, надежность и эксплуатационную эффективность предложенной конструкции.