КРЫЛО САМОЛЕТА И УЗЕЛ СТЫКА ЕГО КОНСОЛЕЙ

Заявляемые технические решения относятся к авиационной технике, в частности к крыльям летательных аппаратов и узлам крепления их консолей, и могут быть использованы в конструкциях крыльев летательных аппаратов.

Известны конструкции крыльев самолетов, включающих консоли крыла, соединенные с центропланом (см., например, патент РФ №2384472 (МПК B64C 3/10, B64C 39/00, B64D 37/04, опубл. 20.03.2010) или решения, приведенные в книге Г.И.Житомирского «Конструкция самолетов» (М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.50-51, рис.2.1, стр.115, рис.3.12)). Технические решения такого типа широко используются в конструкциях пассажирских и транспортных самолетов. В соответствии с этими техническими решениями крыло самолета содержит консоли, соединенные с центропланом, размещенным в фюзеляже самолета. Крыло снабжено лонжеронами, стенками, стрингерами и набором нервюр. Обшивка консолей крыла, как и центроплана, выполнена в виде выпуклых оболочек, стык консолей крыла с центропланом по бортовой нервюре выполняется при этом по криволинейному контуру. Наличие двух стыков консолей (правой и левой) с центропланом увеличивает массу крыла. Значительна и масса узла стыка консолей с центропланом из-за необходимости стыковки панелей обшивки консолей с панелями центроплана по криволинейному контуру.

Известны технические решения крыла самолета, включающего консоли крыла, соединенные друг с другом по плоскости симметрии самолета. Некоторые из этих решений носят концептуальный характер (см., например, Арепьев А.Н., Проектирование легких пассажирских самолетов, изд. МАИ, 2006 г., стр.74, рис.4.2.10) или не раскрывают конструкцию крыла и особенности узлов стыка консолей крыла вблизи плоскости симметрии самолета (см. Г.И.Житомирский, Конструкция самолетов, М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.116-117, рис.3.13в).

Решение крыла по патенту США 6340134 (НКИ 244/45R, МПК B64C 3/00, дата подачи 12.10.1999 г.) решает задачу уменьшения лобового сопротивления крыла, способного работать при скоростях и высотах полета современного пассажирского самолета. Решение по патенту США 5088661 (НКИ 244/76R, МПК B64C 13/16, дата подачи 11.04.1990 г.) решает задачу проектирования крыла с использованием трехслойных материалов с сотовыми заполнителями, которые имеют небольшую местную прочность в местах приложения сосредоточенных нагрузок и требует дополнительного усиления специальными конструкционными элементами. Эти решения также не раскрывают конструкцию крыла и особенности узлов стыка консолей крыла вблизи плоскости симметрии.

Известен узел стыка консолей (см. Г.И.Житомирский, Конструкция самолетов, М., изд. «Машиностроение», 2005 г, стр.92-94, рис.2.58). Это решение при соединении консолей крыла использует неразрезные передний и задний лонжероны, которые являются общими для двух консолей крыла. Средняя часть переднего лонжерона, расположенная между бортовыми нервюрами, имеет коробчатое сечение. Это решение оптимально для легких спортивных самолетов, крыло которых выполнено с небольшим углом стреловидности и включает две консоли, которые ограничены бортовыми нервюрами и лишено центропланной части. Однако это решение, предусматривающее использование неразрезных переднего и заднего лонжеронов, не может быть использовано в конструкции узлов стыка консолей крыльев пассажирских самолетов из-за сложности изготовления неразрезных лонжеронов, так как крыло пассажирского самолета имеет большой размах и имеет значительные углы стреловидности по передней и задней кромкам.

Известны технические решения узлов стыка крыльев самолетов истребителей «Кертис» и «Норт Америкен «Мустанг» (см. Н.А.Фомин, Конструкция крыла современного самолета. Изд. ОБОРОНГИЗ НКАП, Главная редакция авиационной литературы, Москва 1946 г., фиг.141а и фиг.141б, стр.153), консоли которых состыкованы по плоскости симметрии самолетов.

Узел стыка консолей крыла самолета «Кертис» выполнен из двух силовых элементов уголкового профиля, полки которых соединены с обшивками консолей, а стенки соединены друг с другом. Соединение стенок силовых элементов может быть выполнено, например, в виде болтового соединения. Панели обшивок консолей крыла этого решения выполнены в виде выпуклых оболочек, их торцы, обращенные к плоскости симметрии самолета, имеют криволинейный контур. Силовые элементы узла стыка консолей также имеют замкнутый криволинейный контур, полки силовых элементов охватывают обшивки консолей по всему контуру.

Узел стыка консолей крыла самолета «Норт Америкен» близок по устройству узлу стыка консолей крыла самолета «Кертис». Каждый из силовых элементов узла стыка, выполненных из уголкового профиля, имеет контур, включающий два криволинейных и два прямолинейных участка. Криволинейные участки силовых элементов повторяют выпуклый контур верхней и нижней панелей кессонов консолей крыла, эти участки соединены с выпуклыми оболочками панелей. Прямолинейные участки состыкованы с лонжеронами крыла.

Узлы стыка консолей крыла при помощи угловых профилей (уголков) были оправданы для небольших самолетов с невысокими скоростями полета и небольшой массой, однако такие крепления не могут быть использованы в современных пассажирских самолетах с большой взлетной массой из-за значительной массы узла стыка.

Известны технические решения узлов стыка (стыковых узлов), используемых для соединения отдельных отсеков самолета (см. А.Л.Гиммельфарб, Основы конструирования в самолетостроении, изд. «Машиностроение», М., 1980, стр.247-250, рис.13.1-13.9). В соответствии с этими решениями узлы стыка состоят из первого и второго средств стыковки (узловых деталей), каждое из которых в общем случае содержит хвостовую, переходную и замыкающую части. Хвостовые части средств стыковки крепятся к соединяемым отсекам самолета, замыкающие части средств стыковки соединяются друг с другом и могут снабжаться элементами соединений, например элементами «ухо» или «вилка». Переходные части первого и второго средств стыковки служат для соединения замыкающей и хвостовой частей. Переходные части средств стыковки воспринимают местные изгибающие моменты в случае, когда направление равнодействующей силы, действующей на замыкающую часть, не совпадает с направлением равнодействующей силы, действующей на хвостовую часть средства стыковки. Как первое, так и второе средства стыковки этого решения выполнены зацело.

Наиболее близким аналогом заявляемого решения крыла самолета является решение крыла самолета «ЯК-40» (см. Н.Н.Жданович, Д.П.Осокин, М.Л.Скрипка, Особенности конструкции и эксплуатации самолета ЯК-40, Рига, 1982 г, стр.44-46). В соответствии с этим решением крыло самолета выполнено из двух консолей, которые установлены с зазором относительно друг друга вблизи плоскости симметрии самолета.

Каждая из консолей этого решения крыла включает кессон. В этом решении кессоны крыла в подфюзеляжной части ограничены носовыми балками, передними лонжеронами, верхней и нижней панелями обшивки и нервюрами. В законцовках крыла кессон ограничен концевой нервюрой. Верхние и нижние панели обшивки кессонов выполнены из листов из алюминиевого сплава, в подфюзеляжной части панели выполнены в виде выпуклых оболочек, торцы панелей, обращенные к плоскости симметрии самолета, имеют криволинейный контур. Верхние панели обшивки каждого кессона выполнены в виде двух съемных и одной несъемной панелей, нижние панели обшивки - в виде двух несъемных панелей.

Консоли крыла соединены друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета аналогичными по конструкции верхним и нижним узлами стыка. В этом решении каждый из узлов стыка включает конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, конструктивные элементы стыка панелей обшивок кессонов, включающих стыковые ленты, и конструктивные элементы стыка носовых балок консолей крыла.

Узлы стыка консолей снабжены пазами прямоугольного профиля. В рассматриваемом решении крыла указанные пазы входят в конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, длина пазов сопоставима с шириной полок передних лонжеронов крыла. Каждый из узлов стыка снабжен двумя пазами, один из которых направлен в сторону левой консоли крыла, а другой - в сторону правой консоли. В рассматриваемом решении края панелей обшивок, примыкающих к переднему лонжерону и носовой балке, заведены в указанные пазы узлов стыка и закреплены в них. Корневые нервюры соединены с передним лонжероном, носовой балкой и узлами стыка.

Панели обшивок обеих кессонов между носовой балкой и передним лонжероном соединяются стыковой лентой, которая прилегает к обшивкам и повторяет криволинейный профиль панелей обшивок.

Кроме того, носовые балки левой и правой консолей крыла соединяются силовыми кронштейнами.

Рассмотренное решение крыла самолета «ЯК-40» имеет следующие недостатки. Обшивка каждого кессона такого крыла выполнена сборно-клепанной конструкции из отдельных монтируемых панелей и изготовлена из листов, выполненных из алюминиевых сплавов. Крыло с такой обшивкой обладает недостаточным аэродинамическим качеством поверхности, а панели обшивки, выполненные из алюминиевых сплавов, продольный силовой набор крыла, включающий передний и задний лонжероны и носовую балку, утяжеляют конструкцию консолей крыла самолета. Значительна масса и узлов стыка консолей крыла, так как соединение панелей кессонов осуществлено по криволинейному контуру с использованием стыковой ленты, обладающей небольшой несущей способностью. Усилия от консолей крыла воспринимаются при этом в основном элементами стыка передних лонжеронов и носовой балки. Выполнение в этом решении панелей обшивок кессонов крыла в подфюзеляжной части в виде выпуклых оболочек уменьшает и полезный объем фюзеляжа в месте стыка консолей, необходимый для размещения оборудования самолета в фюзеляже.

Наиболее близким аналогом к заявленному техническому решению узла стыка консолей крыла является решение узла стыка консолей самолета «ЯК-40» (см. Н.Н.Жданович, Д.П.Осокин, М.Л.Скрипка, Особенности конструкции и эксплуатации самолета ЯК-40. Рига, 1982 г. рис.3.2, стр.45, 46), стыковка консолей крыла в котором осуществлена аналогичными по конструкции верхним и нижним узлами стыка. Узел стыка этого технического решения содержит размещенные последовательно по направлению полета конструктивные элементы стыка передних лонжеронов, конструктивные элементы стыка панелей обшивок консолей и конструктивные элементы стыка носовых балок.

Конструктивные элементы стыка передних лонжеронов крыла сформированы в виде первого и второго средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки передних лонжеронов снабжена двумя панелями, размещенными относительно друг друга с образованием паза прямоугольного профиля. Замыкающие части средств стыковки передних лонжеронов в этом техническом решении выполнены в виде гребенчатых кронштейнов и соединены друг с другом с использованием болта. Ось болта этого технического решения размещена вблизи плоскости симметрии самолета под небольшим углом к горизонтали. Переходные части средств стыковки передних лонжеронов этого решения выполнены зацело.

Конструктивные элементы, предназначенные для стыковки панелей обшивок консолей, в этом решении включают стыковую ленту, а конструктивные элементы, предназначенные для стыка носовых балок консолей, выполнены в виде соединенных друг с другом болтовым соединением ушкового и вильчатого кронштейнов.

Выполнение каждого из средств средств стыковки этого решения зацело в виде одной детали не только осложняет процесс стыковки консолей крыла, но и повышает риск возникновения концентраторов напряжений в панелях обшивок при размещении их краев в пазах средств стыковки, что снижает эксплуатационную живучесть конструкции. Использование разных конструктивных элементов в узле стыка, стык консолей по криволинейному контуру усложняет выполнение разъемного соединения консолей крыла и увеличивает его массу. Такое решение стыковых узлов не является оптимальным и надежным для крыла современного пассажирского самолета с обшивкой, выполненной из композиционных материалов в виде цельных панелей.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением крыла самолета, является разработка крыла самолета с относительно небольшой массой и высоким качеством поверхности в сочетании с уменьшением объема крыла в фюзеляжной части самолета.

Технической задачей, решаемой заявляемым решением узла стыка консолей, является снижение массы узла стыка консолей крыла, обеспечивающего прочность и эксплуатационную живучесть соединения консолей, выдерживающего воздействие различных нагрузок в процессе эксплуатации самолета, в сочетании с возможностью быстрой стыковки и расстыковки консолей крыла во время производственной сборки и проведения капитальных ремонтов самолета.

Поставленная техническая задача заявляемым решением крыла самолета решается следующим образом.

В соответствии с заявляемым решением крыло самолета содержит две консоли, соединенные друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета верхним и нижним узлами стыка. Каждая из консолей заявляемого решения снабжена кессоном, ограниченным передним и задним лонжеронами, корневой и концевой нервюрами и верхней и нижней панелями обшивки. В соответствии с заявляемым решением панели обшивок выполнены из углепластика. Кроме того, в соответствии с заявляемым решением каждая из панелей кессонов выполнена в виде сочетания выпуклого и плоского участков, причем плоский участок панели примыкает к корневой нервюре и полностью перекрывает торец консоли, обращенный к плоскости симметрии самолета. Упомянутые узлы стыка консолей снабжены пазами с плоскими боковыми стенками. Корневые нервюры соединены с лонжеронами и узлами стыка, а плоские участки панелей закреплены в пазах узлов стыка консолей.

Технический результат от использования заявляемого решения крыла самолета заключается в снижении массы и повышении жесткости крыла, что обеспечивается выполнением консолей крыла из углепластика в сочетании с выполнением участка консолей крыла, примыкающего к торцам панелей, обращенных к плоскости симметрии самолета, плоскими. Крепление плоских участков консолей крыла в пазах с плоскими боковыми стенками дает возможность крепления консолей в узлах стыка по плоскому разъему, что не только значительно снижает массу конструкции, но и, уменьшая габариты крыла в фюзеляжной части, увеличивает объем фюзеляжа для размещения оборудования самолета. Выполнение крыла в соответствии с заявляемым решением позволяет уменьшить массу конструкции крыла на 10…13% по сравнению с массой конструкции крыла с центропланной частью и с панелями обшивки, изготовленными из алюминиевых сплавов.

Верхние и нижние панели обшивок кессонов наиболее целесообразно выполнить зацело, что дополнительно снижает массу крыла, так как устраняет из конструкции значительное количество соединительных и дополнительных силовых элементов.

В наиболее предпочтительном варианте пазы узлов стыка целесообразно выполнить с длиной, обеспечивающей возможность размещения в них торцов панелей обшивок.

В заявляемом решении крыла самолета в качестве решения узлов стыка наиболее предпочтительно использовать заявляемое в этой заявке решение узла стыка. Однако в конструкции крыла могут быть использованы и иные технические решения узлов стыка консолей крыла.

Поставленная техническая задача заявляемым решением узла стыка консолей решается следующим образом.

В известном техническом решении узел стыка консолей включает соединенные между собой замыкающими частями первое и второе средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки содержит две панели, размещенные с образованием паза прямоугольного профиля.

В заявляемом решении новым является то, переходная часть каждого из средств стыковки выполнена из соединенных друг с другом опоры и накладки. Боковые стенки паза выполнены плоскими, причем одна из панелей паза соединена с опорой, а другая панель паза соединена с накладкой.

Технический результат от использования заявляемого изобретения узла стыка заключается в снижении массы и повышении эксплуатационной живучести конструкции в сочетании с возможностью обеспечения быстрой стыковки и расстыковки консолей крыла во время производственной сборки и проведения ремонтов самолета.

Выполнение каждого средства стыковки узла стыка из двух соединенных друг с другом элементов - опоры и накладки в сочетании с креплением одной из панелей паза на опоре, а другой панели паза на накладке значительно уменьшает риск возникновения концентраторов напряжений в панелях обшивок при монтаже консолей крыла. Это особенно важно при использовании панелей, выполненных из углепластика. Такая конструкция узла стыка повышает ее эксплуатационную живучесть, уменьшая трещинообразование в смежных с узлом стыка элементах консоли в сочетании с упрощением процесса сборки. Выполнение боковых стенок паза плоскими обеспечивает соединение узла стыка со смежными элементами консоли вдоль прямой, что снижает массу узла стыка.

Наиболее целесообразно соединить опору и накладку каждого из средств стыковки по плоскости болтовыми соединениями, размещенными на переходных частях средств стыковки.

Замыкающую часть каждого из средств стыковки предпочтительно выполнить из двух продольных планок и снабдить их отверстиями. Причем планки первого средства стыковки целесообразно разместить так, чтобы был образован паз с плоскими боковыми стенками. Планки второго средства стыковки необходимо сложить друг с другом и ввести в паз замыкающей части первого средства стыковки.

Кроме того, в наиболее предпочтительном варианте использования предлагаемого решения узла стыка одну из планок каждого из средств стыковки целесообразно соединить с опорой, а другую - с накладкой.

Плоскость сопряжения планок второго средства стыковки наиболее целесообразно совместить с плоскостью соединения опоры и накладки второго средства стыковки. Плоскости соединения опор и накладок первого и второго средств стыковки целесообразно совместить. Это дополнительно снижает массу узла стыка и упрощает процесс изготовления и сборки узла стыка.

Кроме того, опоры средств стыковки могут быть снабжены полками, перпендикулярными плоскости соединения опор и накладок, что дает возможность с минимальными затратами массы соединять узлы стыка со смежными элементами консолей по этому направлению.

Заявляемое изобретение поясняется следующими чертежами:

фиг.1 - общий вид крыла самолета в плане;

фиг.2 - кессон левой консоли крыла самолета в аксонометрии;

фиг.3 - продольный разрез кессона крыла;

фиг.4 - сечение соединения консолей в корневой части крыла самолета с верхним и нижним узлами стыка (сечение А-А с фиг.1);

фиг.5 - укрупненный вид места соединения консолей верхним узлом стыка (вид I с фиг.4);

фиг.6 - верхний узел стыка консолей в аксонометрии;

фиг.7 - профиль первого средства стыковки;

фиг.8 - профиль второго средства стыковки;

фиг.9 - накладка первого средства стыковки в аксонометрии;

фиг.10 - опора первого средства стыковки в аксонометрии;

фиг.11 - накладка второго средства стыковки в аксонометрии;

фиг.12 - опора второго средства стыковки в аксонометрии.

Заявляемое техническое решение крыла самолета содержит (см. фиг.1) левую 1 и правую 2 консоли крыла. Консоли крыла 1 и 2 установлены с зазором относительно друг друга вблизи плоскости симметрии 3 самолета. Каждая консоль содержит передний 4 и задний 5 лонжероны, набор нервюр, включающий корневую 6, бортовую 7 и концевую 8 нервюры, продольные силовые стенки 9 и обшивку, включающую верхнюю 10 и нижнюю 11 панели.

В каждой из консолей крыла выделено по герметичному кессону (см. фиг.3). Кессон ограничен концевой 8 и корневой 6 нервюрами, передним 4 и задним 5 лонжеронами, верхней и нижней панелями 10 и 11 обшивки. Верхняя и нижняя панели 10, 11 обшивки кессонов выполнены из углепластика. Указанные панели 10, 11 обшивки выполнены в виде сочетания выпуклого 12 и плоского 13 участков. Плоские участки 13 консолей размещены примыкающими к корневым нервюрам 6. Плоские участки полностью перекрывают края панелей, обращенные к плоскости симметрии 3 самолета, как показано на фиг.1, 2. Как верхние, так и нижние панели обшивок кессонов, включающих выпуклые и плоские участки, наиболее целесообразно выполнить из углепластика зацело.

Левая 1 и правая 2 консоли соединены друг с другом верхним и нижним узлами стыка 14 и 15 консолей, аналогичными по конструкции (см. фиг.2, 4, 5).

Верхний 14 и нижний 15 узлы стыка консолей снабжены пазами 16 (см. фиг.6) с плоскими боковыми стенками, которые образованы панелями 17. Боковые стенки пазов 16 необходимо при этом выполнить параллельными плоским участкам 13 панелей обшивок. Пазы 16 узлов стыка консолей целесообразно выполнить с длиной, обеспечивающей возможность полного перекрытия торцов панели обшивок, обращенных к плоскости симметрии самолета. В соответствии с заявляемым решением в пазы 16 заведены края плоских участков 13 панелей обшивок и закреплены в них, например, с помощью заклепочного соединения.

Выпуклые участки 12 панелей 10, 11 обшивок кессонов размещены в продольном направлении между лонжеронами 4 и 5, а в поперечном направлении, по крайней мере, между бортовыми и концевыми нервюрами, 7 и 8. В соответствии с заявляемым решением корневые нервюры 6 консолей крыла соединены с лонжеронами 4 и 5 и с верхним 14 и нижним 15 узлами стыка консолей.

Консоли крыла наиболее целесообразно соединить друг с другом в соответствии с заявляемым решением узла стыка консолей.

Заявляемый узел стыка устроен следующим образом.

Заявляемый узел стыка (см. фиг.6-12) консолей крыла включает первое (фиг.7) и второе (фиг.8) средства стыковки.

Каждое из средств стыковки содержит замыкающую 26, переходную 19 и хвостовую 18 части. В соответствии с заявляемым решением узла стыка каждое из средств стыковки выполнено разъемным и состоит из опоры 20 и накладки 21, которые соединены друг с другом по плоскому стыку 22 (см. фиг.6-9) на переходной части средства стыковки. Соединение опоры и накладки по плоскости наиболее целесообразно выполнить с использованием болтового соединения, а плоскости соединения опор и накладок первого и второго средств стыковки совместить.

Хвостовые 18 части первого и второго средства стыковки снабжены двумя панелями 17. Панели 17 хвостовой части каждого средства стыковки образуют своими внутренними поверхностями паз 16 прямоугольного профиля, выполненный с плоскими стенками. Паз прямоугольного профиля с плоскими боковыми стенками протянут по всей длине узла стыка. При этом плоские стенки паза 16 параллельны друг другу. В соответствии с заявляемым решением одна из панелей 17 хвостовой 18 части каждого средства стыковки расположена на опоре 20, а другая панель - на накладке 21.

Замыкающая 26 часть каждого из средств стыковки снабжена двумя продольными планками 23, протянутыми по всей длине узла стыка. Планки 23 первого средства стыковки 18 размещены относительно друг друга с образованием паза с плоскими боковыми стенками (см. фиг.7, 9, 23). Планки 23 второго средства стыковки сложены друг с другом (см. фиг.8, 11, 12) и введены в паз замыкающей части первого средства стыковки, как показано на фиг.6. Наиболее целесообразно одну из планок каждого из средств стыковки соединить с опорой, а другую планку соединить с накладкой, а плоскость сопряжения планок второго средства стыковки совместить с плоскостью соединения опоры и накладки второго средства стыковки.

Планки 23 снабжены отверстиями 27 для размещения элементов болтовых соединений 24 для соединения первого и второго средства стыковки в единый узел, как показано на фиг.5.

Опоры средств стыковки снабжены полками 25, перпендикулярными плоскости 22 соединения опор и накладок.

Элементы конструкции крыла (лонжероны, нервюры, стенки) и узлов стыка консолей могут быть изготовлены из алюминиевых сплавов с использованием известных методов обработки материалов и сборки. Панели обшивок кессонов крыла в соответствии с заявляемым решением изготавливаются из углепластика. Каждая панель выполняется зацело из сочетания плоского и выпуклого участков, что может быть выполнено за счет использования известных способов формования оболочек из неметаллических материалов. На этапе узловой сборки каждая из панелей может быть соединена со средством стыковки, а затем в специальном сборочном стапеле может быть осуществлена сборка консолей крыла. На этапе общей сборки самолета консоли крыла соединяются с фюзеляжем самолета и стыкуются друг с другом. При этом бортовые нервюры консолей соединяются с силовой конструкцией фюзеляжа, а консоли крыла стыкуются друг с другом в узле стыка консолей. В полете консоли крыла воспринимают аэродинамическую нагрузку на крыло. Перерезывающая сила через бортовую нервюру передается на силовые элементы фюзеляжа, а изгибающий момент от левой консоли уравновешивается в узле стыка консолей изгибающим моментом от правой консоли крыла.