Результат интеллектуальной деятельности: КРЫЛО САМОЛЕТА

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиастроения, а именно - к конструкции пассажирских самолетов, и может быть использовано в конструкции крыла пассажирского самолета.

Уровень техники

Из уровня техники известна публикация патента РФ на изобретение, см. RU 2191137, В64С 3/44, опубл. 20.10.2002, из которого известна консоль крыла летательного аппарата, выполненная в виде кессона с силовым набором и панелями, состоящего из корневой и концевой частей, при этом панели концевой части кессона выполнены из слоистого композиционного материала, слои которого несимметрично ориентированы относительно направления продольной оси кессона и расположены по толщине материала панели таким образом, что при нагружении крыла его концевая часть изгибается и поворачивается относительно потока воздуха, вызывая снижение аэродинамической нагрузки, действующей на крыло за счет изменения формы крыла, которая восстанавливается при снятии нагрузки, при этом слои композиционного материала, ориентированные несимметрично относительно направления продольной оси кессона, расположены на различном расстоянии от плоскости, проходящей через середину толщины панели кессона. К недостаткам данной конструкции крыла самолета относятся низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Также известна конструкция крыла самолета, см. SU №1826409, МПК В64С 3/00, опубл. 27.12.1995, в которой силовой отсек кессона крыла в зоне крепления пилона двигателя, содержащий передний и задний лонжероны, продольный набор, на нижних панелях которого размещены герметичные люки-лазы и поперечный набор в виде герметичных и негерметичных нервюр, одна из которых снабжена съемной стенкой в виде панели со стойками. В известной конструкции, с целью повышения надежности конструкции в эксплуатации путем облегчения подхода для предварительной дефектации узлов крепления пилона и силового отсека крыла и обеспечения ремонта этой зоны, в нем в нервюре со съемной стенкой выполнен негерметичный люк-лаз, перекрываемый съемной стенкой с образованием по обеим ее сторонам двух смотровых окон величиной (В-А)/2, где А размер объемной стенки, В размер люка-лаза на противоположных сторонах проема этого люка-лаза, а в последующей негерметичной нервюре выполнен проем-лаз, размещенный между силовым узлом для навески пилона двигателя и другим герметичным люком-лазом на нижней панели, при этом одна из герметичных нервюр размещена по диагонали отсека и на ней закреплен узел навески пилона двигателя. К недостаткам данной конструкции крыла самолета относятся низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Также из уровня техники известна конструкция крыла самолета, выполненного по двухлонжеронной схеме кессона с силовым набором и панелями, при этом верхние панель консоли крыла выполнены из металлического материала, а нижняя панель консоли крыла выполнена из композиционного материала, см. CN 101160235, МПК В64С 3/00, опубл. 09.04.2008. К недостаткам данной конструкции крыла самолета относятся низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является устройство скоростного стреловидного крыла, см. публикацию патента РФ на изобретение №2384472, МПК В64С 39/00, В64С 3/10, B64D 37/04, опубл. 20.03.2010.

Известное устройство состоит из центроплана, правой и левой консолей крыла, каждая из которых составлена из шести частей и сформирована как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, при этом крыло содержит топливные баки, размещенные в центроплане и консолях крыла, выполненного с положительным углом поперечного V и включающего передний и задний лонжероны, снабженные вырезами стенки, размещенные в центроплане параллельно лонжеронам, обшивку с ее верхней и нижней частями, нервюры консолей крыла, часть из которых выполнена герметичными, при этом в центроплане размещен центральный топливный бак, ограниченный передним и задним лонжеронами и бортовыми нервюрами и разделенным стенками центроплана на отсеки, и размещенными в консолях крыла две группы топливных баков, ограниченных передним и задним лонжеронами, нижней и верхней обшивками и отделенными друг от друга герметичными нервюрами, при этом в каждую группу баков включены первый топливный бак, отделенный от центрального топливного бака бортовой нервюрой, второй топливный бак, размещенный на периферии консолей крыла, третий топливный бак, размещенный между первым и вторым топливными баками и разделенный на основной и расходный отсеки, при этом одна из стенок расходного отсека совмещена с нервюрой, отделяющей третий топливный бак от первого топливного бака, вторая стенка расходного отсека совмещена со стенкой заднего лонжерона, а в верхних частях стенок, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, и в верхних частях нервюр, отделяющих основные отсеки третьих баков от вторых, выполнены прорези, при этом в продольный силовой набор каждой консоли включен стрингер закрытого П-образного сечения, герметично соединенный с верхней частью обшивки крыла, причем внутренняя полость указанного стрингера соединена с внутренними полостями первого и второго топливных баков, кроме того, каждая группа топливных баков снабжена переливными каналами, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых топливных баков в центральный топливный бак. Недостатками наиболее близкого аналога предлагаемого изобретения являются низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Сущность изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик, а также повышение безопасности и надежности.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении технико-экономических и технико-эксплуатационных показателей, в повышении безопасности полетов и в повышении надежности конструкции крыла самолета.

Технический результат заявленного изобретения достигается за счет того, что стреловидное крыло, состоящее из центроплана, выполненного в виде коробчатой конструкции, содержащей передний и задний лонжероны, нервюры, верхнюю и нижнюю панели, набор стрингеров, левой и правой консоли крыла, каждая из которых включает кессон консоли крыла, состоящий из верхней и нижней панелей, переднего и заднего лонжерона, набора нервюр, часть которых выполнена герметичными, бортовые нервюры, на участках которых консоли крыла соединены с центропланом, набора стрингеров и гермостенки, носовую часть, хвостовую часть, предкрылок, элерон, интерцептор, закрылок, воздушный тормоз, при этом в центроплане и консолях крыла размещены топливные баки, причем верхняя и нижняя панели центроплана выполнены за одно целое со стрингерами методом совместного формования из полимерного композиционного материала на основе углепластика, при этом передний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла выполнен швеллерного сечения с полками внутрь кессона левой и правой консоли крыла формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика, а задний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла состоит из корневой части, выполненной сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава и концевой части, выполненной из полимерного композиционного материала на основе углепластика, при этом панели левой и правой консоли крыла выполнены за одно целое со стрингерами методом совместного формования из полимерного композиционного материала на основе углепластика, кроме того носовая часть каждой консоли крыла состоит из верхних и нижних обшивок, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика с сотовым заполнителем, диафрагм и кареток, а хвостовая часть каждой консоли крыла состоит из верхних и нижних обшивок, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика, диафрагм и кронштейнов навески приводов механизации и навески механизации крыла.

В первом варианте выполнения заявленного изобретения панели центроплана дополнительно покрыты стеклотканью.

Bo втором варианте выполнения заявленного изобретения панели каждой консоли крыла дополнительно покрыты стеклотканью.

В третьем варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры центроплана выполнены в виде Т-образного профиля.

В четвертом варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры кессона консоли крыла выполнены в виде Т-образного профиля.

В пятом варианте выполнения заявленного изобретения кессон каждой консоли крыла содержит двадцать семь нервюр, включая бортовую нервюру, причем указанные бортовые нервюры расположены параллельно плоскости симметрии самолета.

В шестом варианте заявленного изобретения модели центроплан содержит шесть соединенных со своими передним и задним лонжеронами нервюр:

левую и правую наружные нервюры, расположенные со стороны бортовых нервюр,

левую и правую внутренние нервюры, расположенные со стороны оси симметрии центроплана,

и левую и правую средние нервюры, расположенные между левой и правой внутренней и наружной нервюрой, соответственно,

а между левой и правой внутренней нервюрой центроплана расположена перпендикулярно им гермостенка.

В седьмом варианте выполнения заявленного изобретения правая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от переднего лонжерона центроплана до гермостенки, а левая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от гермостенки до заднего лонжерона центроплана.

В восьмом варианте выполнения заявленного изобретения крыло конструктивно разделено на гермоотсеки, расположенные:

между внутренней левой и правой нервюрой центроплана и четвертой по счету нервюрой от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

между четвертой и двадцатой по счету нервюрами от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

между двадцатой и двадцать второй нервюрами кессона каждой консоли крыла;

между первой и четвертой нервюрой, гермостенкой расходного отсека, и задним лонжероном кессона каждой консоли крыла,

причем указанные нервюры кессона каждой консоли крыла выполнены герметичными.

В девятом варианте выполнения заявленного изобретения в нижней панели консоли крыла выполнены двадцать четыре технологических люка.

В десятом варианте выполнения заявленного изобретения лонжероны центроплана выполнены из верхних и нижних титановых поясов, а стенки лонжеронов выполнены из алюминия.

В одиннадцатом варианте выполнения заявленного изобретения в стенке заднего лонжерона центроплана выполнено по меньшей мере одно технологическое отверстие, снабженное крышкой.

В двенадцатом варианте выполнения заявленного изобретения нервюры кессона стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингеры, при этом на герметичных нервюрах кессона каждой консоли крыла вырезы под стрингеры снабжены герметизирующими фитингами.

В тринадцатом варианте выполнения заявленного изобретения бортовые нервюры выполнены с поясами из титанового сплава и со стенками из алюминиевого сплава.

В четырнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения в нижней панели центроплана установлены клапаны слива топлива.

В пятнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры нижней панели центроплана снабжены отверстиями перелива топлива.

В шестнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения предкрылок выполнен из пяти секций, при этом каждая секция предкрылка состоит:

из двух силовых нервюр навески предкрылка, установленных параллельно плоскостям механизмов уборки и выпуска предкрылка,

силовой нервюры, установленной в середине размаха секции предкрылка,

двух концевых нервюр,

лонжерона,

хвостового профиля,

наружной и внутренних обшивок,

двух рельсов.

В семнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения три из пяти секций предкрылка оснащены системой противообледенения.

В восемнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения закрылок состоит из корневой и концевой секции, при этом каждая секция закрылка состоит из:

обшивки закрылка, выполненной из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

продольных стенок, выполненных в виде двутаврового сечения из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

поперечных торцевых нервюр, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

опорных нервюр двутаврового сечения и опорных кронштейнов двутаврового сечения, посредством которых закрылок закреплен на каретках управления закрылком.

В девятнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения элерон состоит из верхний и нижней обшивок, лонжерона, нервюр, при этом верхняя и нижняя обшивки элерона, а также лонжерон элерона выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

В двадцатом варианте выполнения заявленного изобретения воздушный тормоз содержит лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас воздушного тормоза, а также верхних и нижних обшивок воздушного тормоза, при этом лонжерон и обшивки воздушного тормоза выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика, а пространство между обшивками и каркасом воздушного тормоза заполнены полимерными сотами.

В двадцать первом варианте выполнения заявленного изобретения интерцептор состоит из четырех секций, каждая из которых содержит:

лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас интерцептора,

верхнюю и нижнюю обшивки,

накладки, расположенные по задней кромке на нижней и верхней обшивке,

кронштейны навески и приводов интерцептора,

при этом лонжерон и верхняя и нижняя обшивки интерцептора выполнены из полимерного композиционного материала, а пространство между обшивками и каркасом интерцептора заполнены полимерными сотами.

В двадцать втором варианте выполнения заявленного изобретения нижняя обшивка носовой части крыла выполнена из пятнадцати съемных панелей и снабжена крышкой люка централизованной заправки топливом и крышкой клапана противообледенительной системы.

В двадцать третьем варианте выполнения заявленного изобретения крыло выполнено с удлинением λ≥11,5 и стреловидностью по линии 1/4 хорд Х≥26,5°, углом установки α₀=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой b_a=3,479 м, при этом для гондол двигателя большого диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

В приведенном описании раскрыта конструкция одной консоли (левой или правой) крыла и центроплана, так как другая консоль крыла является зеркальным отражением относительно продольной плоскости симметрии центроплана, т.е. описание устройства другой консоли крыла будет аналогично представленному описанию.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла самолета с использованием чертежей, на которых показано:

Фиг.1 - общий вид крыла самолета.

Фиг.2 - общий вид крыла самолета.

Фиг.3 - схема расположения топливных баков в кессоне крыла самолета.

Фиг.4 - схема расположения нервюр в кессоне крыла самолета.

Фиг.5 - схема расположения стрингеров в кессоне крыла самолета.

Фиг.6 - консоль крыла самолета со снятой верхней панелью.

На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:

1 - двигатель самолета; 2 - центроплан; 3 - кессон консоли крыла; 4 - лонжерон передний кессона консоли крыла; 5 - лонжерон задний кессона консоли крыла; 6 - первая секция предкрылка; 7 - вторая секция предкрылка; 8 - третья секция предкрылка; 9 - четвертая секция предкрылка; 10 - пятая секция предкрылка; 11 - элерон; 12 - закрылок концевой; 13 - закрылок корневой; 14 - первая навеска закрылка; 15 - вторая навеска закрылка; 16 - третья навеска закрылка; 17 - четвертая навеска закрылка; 18 - пятая навеска закрылка; 19 - шестая навеска закрылка; 20 - бортовая нервюра; 21 - лонжерон задний центроплана; 22 - лонжерон передний центроплана; 23 - нервюра центроплана внутренняя левая; 24 - нервюра центроплана внутренняя правая; 25 - нервюра центроплана средняя левая; 26 - нервюра центроплана средняя правая; 27 - нервюра центроплана внешняя левая; 28 - нервюра центроплана внешняя правая; 29 - тормоз воздушный; 30 - первая секция интерцептора; 31 - вторая секция интерцептора; 32 - третья секция интерцептора; 33 - четвертая секция интерцептора; 34 - гермостенка; 35 - стенка расходного отсека; 36 - топливный бак №1; 37 - топливный бак №2; 38 - дренажный отсек; 39 - расходный отсек; 40 - первая нервюра; 41 - вторая нервюра; 42 - третья нервюра; 43 - четвертая нервюра; 44 - пятая нервюра; 45 - шестая нервюра; 46 - седьмая нервюра; 47 - восьмая нервюра; 48 - девятая нервюра; 49 - десятая нервюра; 50 - одиннадцатая нервюра; 51 - двенадцатая нервюра; 52 - тринадцатая нервюра; 53 - четырнадцатая нервюра; 54 - пятнадцатая нервюра; 55 - шестнадцатая нервюра; 56 - семнадцатая нервюра; 57 - восемнадцатая нервюра; 58 - девятнадцатая нервюра; 59 - двадцатая нервюра; 60 - двадцать первая нервюра; 61 - двадцать вторая нервюра; 62 - двадцать третья нервюра; 63 - двадцать четвертая нервюра; 64 - нервюра двадцать пятая; 65 - двадцать шестая нервюра; 66 - первый стрингер; 67 - второй стрингер; 68 - третий стрингер; 69 - четвертый стрингер; 70 - пятый стрингер; 71 - шестой стрингер; 72 - седьмой стрингер; 73 - восьмой стрингер; 74 - девятый стрингер; 75 - десятый стрингер; 76 - одиннадцатый стрингер; 77 - двенадцатый стрингер; 78 - тринадцатый стрингер; 79 - четырнадцатый стрингер; 80 - пятнадцатый стрингер; 81 - шестнадцатый стрингер; 82 - семнадцатый стрингер; 83 - строительная плоскость крыла; 84 - панель верхняя кессона крыла; 85 - панель нижняя кессона крыла; 86 - панель нижняя центроплана; 87 - панель верхняя центроплана; 88 - продольная плоскость симметрии; 89 - технологический люк, 303 - консоль крыла левая, 304 - консоль крыла правая.

Раскрытие изобретения

Наиболее важными для крыла являются аэродинамические требования. Основное назначение крыла - создание подъемной силы. При этом крыло должно иметь небольшое сопротивление, высокое критическое число Маха, высокое максимальное качество. Все это достигается подбором профилей, выбором рациональной формы крыла в плане, улучшением состояния внешней поверхности. Конструкция крыла должна обеспечивать необходимые взлетно-посадочные характеристики, а также устойчивость и управляемость самолетом на всех допустимых режимах. Кроме того, предлагаемое крыло самолета отвечает требованиям долговечности и надежности.

Также для обеспечения нормальной эксплуатации соблюдены все эксплуатационные требования, в частности требования по наличию люков и отверстий для обслуживания и осмотра состояния конструкции.

Заявленная конструкция крыла самолета позволяет заметно увеличить «удлинение крыла» по сравнению с металлическими конструкциями.

«Удлинение крыла» аэродинамический термин, обозначающий отношение полной длины крыла к его средней ширине. Удлинение крыла оказывает значительное влияние на аэродинамические качества. В результате аэродинамическое качество на больших скоростях полета у заявленной конструкции выше на 5-6%, чем у лучших современных аналогов.

Принципиально важно, что композиционные материалы в заявленной конструкции используются и в высоконагруженных конструкциях. Это в свою очередь оказывает существенное положительное влияние на аэродинамическую компоновку и на аэродинамику самолета. Основное преимущество композитного крыла достигается за счет возможности создания более совершенной аэродинамической формы. Именно это обеспечивает высокую топливную эффективность. Композитное крыло по сравнению с аналогами дает экономию топлива примерно 6-8%. Из них доля веса обеспечивает не более 2% экономии топлива, а остальные 4-6% получаются за счет аэродинамики.

Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями и рациональной механизацией, обеспечивающей необходимый объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, обеспечивает существенное скоростное преимущество по отношению к известным самолетам аналогичного класса.

Крыло выполнено с удлинением λ≥11,5 и стреловидностью (по линии 1/4 хорд) Х≥26,5°, углом установки α₀=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой b_a=3,479 м.

Для использования гондол двигателя увеличенного диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

Крыло самолета стреловидное на виде в плане, кессонной конструкции, с изломом по задней кромке. Крыло самолета состоит из центроплана, левой и правой консоли. Консоли крыла самолета герметично состыкованы с центропланом по плоскости бортовых нервюр. Каждая консоль крыла выполнена по двухлонжеронной схеме.

Указанные бортовые нервюры являются минимальным по массе средством обеспечения жесткой связи консолей крыла и центроплана по периметру соединения.

Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции и состоит из верхней и нижней панелей центроплана, переднего и заднего лонжеронов центроплана, шести нервюр: левой и правой внутренних нервюр, левой и правой средних нервюр, левой и правой внешних нервюр, и гермостенки, расположенной между внутренними нервюрами перпендикулярно им. Указанные нервюры расположены параллельно друг другу и под углом к бортовым нервюрам.

Панели центроплана представляют собой обшивки одинарной кривизны, подкрепленные набором Т-образных стрингеров. Обшивки и стрингера изготовлены из полимерного композиционного материала на основе углепластика совместным формованием. Внутренние и внешние поверхности панелей центроплана покрыты стеклотканью. В нижней панели выполнены отверстия под установку клапанов для слива топлива. В стрингерах нижней панели выполнены отверстия под перелив топлива.

Лонжероны центроплана состоят из верхних и нижних титановых поясов и алюминиевых стенок. В стенке лонжерона выполнены отверстия, закрываемые крышками, для доступа внутрь центроплана.

Внутренние нервюры центроплана выполнены стеночной конструкции. Нервюра внутренняя правая выполнена герметичной от переднего лонжерона центроплана до гермостенки, а от гермостенки до заднего лонжерона в стенке правой внутренней нервюры центроплана выполнено отверстие. Нервюра внутренняя левая выполнена герметичной от гермостенки до заднего лонжерона, а от переднего лонжерона до гермостенки в стенке левой внутренней нервюры центроплана выполнено отверстие. Отверстия в стенках левой и правой внутренних нервюр предназначены для доступа в межнервюрное пространство во время технического обслуживания.

Средние и внешние левые и правые нервюры центроплана выполнены ферменной конструкции и состоят из поясов и стоек-раскосов. Пояса нервюр изготовлены из титанового сплава.

Кессон консоли крыла стыкуется с центропланом контурным болтовым соединением по нижней и верхней панелям и поясам лонжеронов. Стык панелей центроплана с панелями кессона консоли крыла осуществляется через бортовые нервюры.

Кессон консоли крыла воспринимает и передает аэродинамическую и массовую распределенные нагрузки, а также сосредоточенные силы через кронштейны от секций предкрылков, закрылков, воздушных тормозов и интерцепторов, а также элерона, шассийной балки, траверсы шасси и пилона двигателя.

Консоли крыла выполнены как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности с уменьшающейся вдоль полуразмаха крыла относительной толщиной профиля.

Левая и правая консоли крыла выполнены по двухлонжеронной схеме и содержат кессон консоли крыла, с установленными на кессоне каждой консоли крыла носовой части крыла, хвостовой части крыла, законцовки, пятисекционного предкрылка, элерона, четырехсекционного интерцептора, двухсекционного закрылка, воздушного тормоза.

Кессон консоли крыла является основным силовым элементом консоли крыла и состоит из верхней и нижней панелей обшивок кессона крыла, переднего и заднего лонжеронов, двадцати семи нервюр, включая бортовую, гермостенок расходного отсека. При этом нервюры последовательно пронумерованы по порядку, начиная от бортовой нервюры.

Кессон консоли крыла разделен герметичными нервюрами на отдельные топливные емкости. Центроплан самолета, будучи состыкован с правым и левым кессонами крыла, образует герметичный топливный бак между:

внутренней левой и правой нервюрой центроплана и четвертой по счету нервюрой от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

четвертой и двадцатой по счету нервюрами от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

двадцатой и двадцать второй нервюрами кессона каждой консоли крыла;

первой и четвертой нервюрой, гермостенкой расходного отсека, расположенной параллельно направлению стрингеров, и задним лонжероном кессона каждой консоли крыла,

причем указанные нервюры каждой консоли крыла выполнены герметичными.

Гермоотсеки, образованные герметичными нервюрами, предназначены для размещения топлива.

Верхняя и нижняя панели кессона представляют собой обшивки двойной кривизны, подкрепленные стрингерами.

Стрингеры и панели кессона консоли крыла выполнены совместным формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

Для сборки кессона и доступа в топливные баки на нижней панели кессона выполнены двадцать четыре технологических люка, закрываемых крышками. Для доступа в зону стыка кессона с центропланом в бортовой нервюре выполнены отверстия. Отверстия выполняются фрезерованием. В зоне отверстий на нижней панели обшивка усилена дополнительными слоями и усилены бимсом, что позволяет компенсировать вырезы и увеличить несущую способность панели. Конструктивно усиление в зоне отверстий выполнено совместно с бимсом, имеющим тавровое сечение.

Крышки эксплуатационно-технологических люков в силовом отношении рассмотрены без включения их в восприятие и передачу нагрузок кессона. Это позволяет не выполнять отверстия под крепеж в нижней панели и увеличить ресурс всего изделия. Отсутствие совместного крепежа между композиционной панелью и крышками люков уменьшает трудоемкость производственного цикла, так как исключается разделка отверстий в смешанном пакете и исключается необходимость проведения мероприятий по защите отверстий в композиционной панели от насыщения влагой, а также уменьшена концентрация напряжений в зоне отверстий люков.

Передний лонжерон кессона консоли крыла швеллерного сечения с полками внутрь кессона выполнен формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика. На переднем лонжероне кессона консоли крыла располагаются фитинги крепления нервюр, стойки крепления диафрагм носовой части, элементы, закрывающие отверстия под вход в кессон рельсов предкрылка, узлы навески пилона. Лонжерон конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутый поясами внутрь кессона

Толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине, лонжерон передний выполнен с утолщением под установку фитингов навески.

Пояса переднего лонжерона выполнены с высокой точностью обработки по внешней поверхности и являются базирующими поверхностями при установке панелей верхней и нижней. Панели соединяются с поясами переднего лонжерона титановыми болтами. Шов соединения двухрядный для обеспечения герметизации. Болты устанавливаются на герметике.

Задний лонжерон кессона консоли крыла состоит из двух частей: корневой и концевой. Корневая часть заднего лонжерона кессона консоли крыла выполнена сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава. Концевая часть заднего лонжерона кессона консоли крыла выполнена формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика. Задний лонжерон расположен от нервюры бортовой до двадцать шестой нервюры и состоит из двух частей, состыкованных по излому в зоне девятой нервюры.

В зоне бортовой нервюры установлен кронштейн крепления подкоса основной опоры шасси. На стенку корневой части заднего лонжерона от четвертой нервюры до девятой нервюры установлены: кронштейн крепления траверсы основной опоры шасси, кронштейн крепления гидроцилиндра уборки-выпуска шасси, кронштейн крепления шассийной балки.

Корневая часть заднего лонжерона швеллерного сечения выполнена фрезерованной со стороны кессона. Внешняя часть стенки гладкая. Для увеличения значений критических напряжений, между нервюрами выполнены вертикальные и горизонтальные ребра. Крепление поясов лонжерона с панелями осуществляется болтами в два ряда. Для обеспечения стыка консоли крыла с центропланом от первой нервюры до бортовой нервюры выполнено расширение поясов лонжерона.

Для обеспечения равнопрочности стыка нервюр со стенкой лонжерона и передачи сил по условию смятия материала в местах установки крепежных изделий нервюры со стенкой лонжерона выполнены утолщения стенки.

На заднем лонжероне кессона консоли крыла расположены фитинги крепления нервюр, кронштейны, стойки, диафрагмы хвостовой части, узлы крепления и навески пилона и элементов механизации: элерона, закрылка воздушного тормоза, интерцептора.

Нервюры кессона консоли крыла стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингера. На герметичных нервюрах кессона консоли крыла вырезы под стрингеры закрываются герметизирующими фитингами.

В кессоне консоли крыла герметичными выполнены четвертая, часть пятой, двадцатая и двадцать первая нервюра имеющая герметизацию только по нижней панели. Герметичные нервюры выполнены из алюминиевого сплава. Конструктивно выполнены фрезерованными и имеют швеллерное сечение с подкреплением стенки ребрами жесткости.

Нервюры крепятся к переднему лонжерону фланцем, а к заднему лонжерону через компенсирующий фитинг.

Полки стрингеров в зонах установки гермонервюр выполнены с расширением и образуют сплошную плоскую площадку.

Между первой и второй, второй и третьей, третьей и четвертой, четвертой и пятой нервюрами кессона консоли крыла выполнен расходный отсек. Он выделен из кессона герметичными стенками, установленными на полки стрингеров верхней и нижней панели.

Пояса бортовой нервюры, на которой выполнен стык консоли крыла с центропланом, изготовлены из титанового сплава, стенка из алюминиевого сплава.

Конструктивно бортовая нервюра выполнена сборной. Пояса и стыковые накладки таврового сечения выполнены из титанового сплава. Пояса соединяются болтами со стенкой, выполненной из алюминиевого сплава. Для соединения переднего и заднего лонжеронов с центропланом на стенке нервюры бортовой установлены титановые фитинги.

В стенке нервюры выполнены отверстия. По поясам бортовой нервюры устанавливаются стыковые накладки для обеспечения двухсрезного соединения с обшивкой фюзеляжа. Для соединения с обшивкой фюзеляжа над бортовой нервюрой сверху верхней стыковой накладки устанавливается бортовой угольник.

Толщины поясов и накладок одинаковые и аналогичны по верхнему и нижнему поясам. В месте стыка с поясами лонжеронов ширина поясов и накладок бортовой нервюры увеличена для размещения дополнительного внешнего ряда стыковых болтов.

Для уменьшения жесткости внешнего ряда стыковых болтов (облегчения работы сечения панели в наиболее нагруженном месте) внешний ряд выполнен уменьшенного диаметра.

Гребенчатая конструкция поясов также позволяет проконтролировать наличие трещин в композитных панелях по внешнему ряду болтов - в местах наиболее вероятного появления указанных трещин.

Носовая часть крыла содержит верхние обшивки, выполненные из полимерного композиционного материала на основе углепластика, нижних обшивок, выполненные из полимерного композиционного материала на основе углепластика, диафрагмы, каретки.

Нижние обшивки носовой части крыла выполнены съемными для доступа к системам, расположенным в носовой части крыла во время ремонта и технического обслуживания.

Верхние обшивки носовой части крыла представляют собой трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем, в которой выполнены вырезы под проход рельсов предкрылка, телескопа противообледенительной системы, упоры предкрылка.

Нижняя обшивка состоит из пятнадцати секций съемных панелей, крышки люка для подхода к горловине централизованной заправки топливом и крышки, закрывающей вход телескопа противообледенительной системы во вторую секцию предкрылка. Секции съемных панелей выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика трехслойной конструкции с сотовым заполнителем.

Конструкция хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка определяется размещением стойки основной опоры шасси и цилиндра привода шасси.

Каркас хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка состоит из верхней и нижней панели, балки траверсы шасси, выполненной из титанового сплава, внутренней и внешней стенок шасси.

В хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка размещены: узлы навески и кронштейны крепления приводов закрылка, интерцептора и воздушного тормоза; узлы навески крыльевой створки ниши шасси.

В хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка расположены три буферных отсека:

- от бортовой нервюры до воздушного тормоза;

- от воздушного тормоза до первой секции интерцептора;

- от четвертой секции интерцептора до элерона.

Предкрылок является частью механизации крыла и предназначен для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик. Конструктивно предкрылок состоит из пяти секций и выполнен без применения полимерного композиционного материала. Предкрылки - отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. Как правило, предкрылки автоматически отклоняются одновременно с закрылками, но могут и управляться независимо. В целом, эффект предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при большем угле атаки.

Каждая секция предкрылка состоит из:

- двух силовых нервюр навески предкрылка, установленных параллельно плоскостям механизмов уборки и выпуска;

- силовой нервюры, установленной в середине размаха секции для дополнительной точки фиксации предкрылка в убранном положении;

- двух концевых нервюр;

- лонжерона;

- хвостового профиля;

- наружной и внутренней обшивок;

- двух рельсов.

Третья, четвертая и пятая секции предкрылка оснащены противообледенительной системой.

Закрылок является частью механизации крыла и предназначен для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик. Закрылки - отклоняемые поверхности, симметрично расположенные на задней кромке крыла. Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла. Закрылок используются для улучшения подъемной силы крыла во время взлета, набора высоты, снижения и посадки, а также при полете на малых скоростях. Принцип работы закрылков заключается в том, что при их выпуске увеличивается кривизна профиля и (в некоторых случаях) площадь поверхности крыла, следовательно, увеличивается и подъемная сила. Кроме того, выпуск закрылков способствует увеличению аэродинамического сопротивления при посадке.

Закрылок состоит из двух секций: корневой и концевой. Секции закрылка конструктивно подобны и отличаются габаритными размерами.

Каждая секция закрылка состоит из:

- обшивки закрылка из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

- продольных стенок двутаврового сечения из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

- поперечных торцевых нервюр из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

- опорных нервюр двутаврового сечения, служащих для крепления опорных кронштейнов и передачи нагрузки на продольные стенки;

- опорных кронштейнов двутаврового сечения, используемых для крепления закрылка к кареткам управления.

Элерон является частью механизации крыла и основным элементом управления самолета по крену.

Элероны - аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла. Элероны предназначены в первую очередь для управления углом крена самолета, при этом элероны отклоняются дифференциально, то есть, например, для крена самолета вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый - вниз, и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла, расположенной перед элероном, поднятым вверх, подъемная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъемная сила увеличивается; создается момент силы, изменяющий скорость вращения самолета вокруг оси, близкой к продольной оси самолета.

Элерон выполнен с применением полимерного композиционного материала на основе углепластика.

Элерон расположен в концевой части крыла между двадцать второй и двадцать пятой нервюрами кессона консоли крыла.

Воздушный тормоз является частью механизации крыла.

Воздушный тормоз - гаситель подъемной силы. Симметричное задействование воздушного тормоза на обеих консолях крыла приводит к резкому торможению самолета и уменьшению подъемной силы. После выпуска воздушного тормоза самолет балансируется на большем угле атаки, начинает тормозиться за счет возросшего сопротивления и плавно снижаться.

Секция воздушного тормоза располагается вдоль внутренней стенки шасси.

Конструктивно секция воздушного тормоза подобна секции интерцептора. Навеска секции воздушного тормоза осуществляется по четырем точкам. Средняя точка жестко связана с конструкцией крыла (без компенсации) и дополнительно используется для крепления цилиндра-привода воздушного тормоза. Крайние точки выполнены с компенсацией вдоль оси вращения.

Секция воздушного тормоза состоит из каркаса и обшивок, изготавливаемых из углепластика. Пространство между обшивками и каркасом занимают полноразмерные полимерные соты.

По задней кромке секции (со стороны нижней поверхности) установлена накладка, обеспечивающая защиту задней кромки воздушного тормоза и верхней поверхности закрылка от ударной нагрузки.

Интерцептор является частью механизации крыла.

Интерцепторы - отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают подъемную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъемной силой.

Интерцепторы также активно используются для гашения подъемной силы после приземления или при прерванном взлете и для увеличения сопротивления. Необходимо отметить, что они не столько гасят скорость непосредственно, сколько снижают подъемную силу крыла, что приводит к увеличению нагрузки на колеса и улучшению сцепления колес с поверхностью взлетно-посадочной полосы. Благодаря этому, после выпуска внутренних интерцепторов можно переходить к торможению с помощью колес.

Интерцептор состоит из четырех конструктивно подобных секций. Каждая секция интерцептора состоит из:

- лонжерона из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

- двух торцевых нервюр;

- обшивок из углепластика. Пространство между обшивками и каркасом занимают полимерные соты;

- накладок по задней кромке на нижней поверхности, предназначенных для защиты интерцептора и верхней поверхности закрылка от ударной нагрузки;

- кронштейнов навески интерцептора и привода интерцептора.

Обшивки интерцептора изготавливаются из углепластиков толщиной до 1,4 мм.

По задней кромке секции интерцептора (со стороны нижней поверхности) устанавливается накладка, обеспечивающая защиту задней кромки интерцептора и верхней поверхности закрылка.