ОПТИМИЗИРОВАННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ЛЮК

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к люку для авиационной конструкции, выполненному из композитного материала.

Предпосылки к созданию изобретения

Отверстия в обшивке самолета обычно называют люками, в то время как элементы закрытия этих отверстий обычно называют крышками или дверьми люков. Поэтому люки и крышки или двери авиационных конструкций имеют очень широкое распространение и требуются как для сборки, так и для последующего технического обслуживания и осмотра в течение всего срока службы самолета.

Потребность в доступе к самолету может сильно зависеть от вида или типа доступа, а также частоты его использования.

Обычно любая конструкция самолета, содержащая проем или отверстие, требует усиления для противодействия воздействию указанного отверстия.

В авиационных конструкциях требуется доступ к топливным бакам. В частном случае крыльев и стабилизаторов самолета этот доступ обычно осуществляется через люки, и такие люки должны удовлетворять следующим требованиям:

- размеры должны соответствовать требованиям к доступности;

- дверь или крышка должна быть герметичной для предотвращения потерь топлива;

- должны удовлетворяться требования к сопротивлению ударному воздействию;

- сборка и разборка дверей или крышек должны быть как можно более быстрыми и легкими;

- двери или крышки должны быть заменяемыми.

Существуют различные известные решения для этого типа дверей или крышек и люков, которые используются в настоящее время в конструкциях стабилизатора и крыла самолета. Эти элементы обычно размещаются в нижней части обшивки конструкций стабилизатора и крыла.

Люки, которые обычно применяются в горизонтальных стабилизаторах, отличаются от обычно применяемого принципа для таких же дверей люков в металлической обшивке крыльев.

Поэтому одно из известных решений, применяемое в металлических авиационных конструкциях, обычно применяемых в нижней обшивке на аэродинамической поверхности крыльев, обычно состоит из отверстия подходящих размеров, в котором помещаются две отдельные крышки или двери, одна внутри топливного бака и вторая на аэродинамической поверхности, соединенные винтами так, что они закрепляют между собой панель обшивки. Для сохранения аэродинамической поверхности на наружной поверхности получают механической обработкой полость, для того чтобы установить в ней крышку или дверь.

Обе части соединяются винтами для того, чтобы закрыть крышку или дверь. Полученное давление на окружающей поверхности герметизирует дверь за счет действия уплотняющих профилей.

Однако решение, применяемое в настоящее время для люков в авиационных конструкциях, выполненных из углеродного волокна, отличается от решения, описанного выше. Металл и углеродное волокно имеют различные свойства. Углеродное волокно, кроме того, в гораздо меньшей степени пригодно к механической обработке по сравнению с металлом, и поэтому описанная выше механическая обработка полости в металлической обшивке является очень сложным процессом в случае обшивки, выполненной из углеродного волокна.

Это ведет к иному принципу люка, не требующему получения механическим путем полостей в обшивке. В дополнение это предотвращает также перфорирование обшивки в нескольких местах для установки винтов, которые закроют крышку или дверь авиационного люка.

Эта крышка или дверь известного типа содержит следующие элементы:

- внутреннюю крышку, прикрученную к обшивке винтами с заглубленными головками; уплотняющий профиль между крышкой и кольцевым уплотнением обычно необходим для того, чтобы предотвратить потери;

- разделительное кольцо, прикрепленное к внутренней поверхности обшивки для получения подходящей плоской поверхности для размещения крышки;

- наружную пластину, прикрученную к внутренней крышке, придающую подходящую аэродинамическую поверхность;

- гибкие выводы для электрических соединений.

Этот вид известной крышки для авиационных конструкций, изготовленных из композитного материала, создает проблемы с уплотнением и герметичностью и не подходит в случае экстремальности этих условий. Далее они не походят, когда стрингеры конструкции размещаются очень близко друг к другу, что является обычным требованием при существующем проектировании самолетов. Указанные известные крышки создают особые проблемы, когда они должны размещаться на поверхностях, на которых поддерживаются стрингеры, когда эти стрингеры должны иметь плавный профиль и толщину без резких изменений.

Настоящее изобретение направлено на выполнение этих требований.

Сущность изобретения

Поэтому настоящее изобретение относится к авиационному люку или окну доступа, позволяющему размещение на него самозажимной авиационной фиксирующейся двери. Целью изобретения является поэтому новый принцип конструкции обшивки вокруг обычных крышек или дверей, применяемых в конструкциях авиационного стабилизатора или крыла, изготовленных из композитного материала, обычно на участках топливного бака, так что они обеспечивают полный доступ (всего тела человека или оператора) внутрь конструкции данного компонента.

Относительно авиационного люка согласно изобретению указанный люк содержит панель обшивки авиационной конструкции, выполненную из композитного материала, в частности углеродного волокна, наружную дверь и внутреннюю дверь авиационного люка, расположенные на панели обшивки, содержит стрингеры, расположенные на обшивке и прикрепленные к ней. Края оснований стрингеров выступают так, что крышки, образующие дверь, защелкиваются на основании стрингера. Фактическая толщина обшивки служит гнездом, так что наружная крышка не выступает наружу и сохраняется аэродинамический профиль.

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут понятны из следующего подробного описания, приведенного в качестве иллюстрации варианта реализации этой цели со ссылкой на прилагаемые фигуры.

Описание чертежей

На фиг.1 показана схема крышки авиационного люка в металлической конструкции согласно известным техническим решениям самозажимной двери.

На фиг.2 показана детально установка крышки авиационного люка в металлической конструкции согласно известному техническому решению самозажимной двери.

На фиг.3 показана схема крышки авиационного люка в конструкции из углеродистого волокна согласно известному техническому решению двери на заклепках.

На фиг.4 показана детально установка крышки авиационного люка в конструкции из углеродистого волокна согласно известному техническому решению двери на заклепках.

На фиг.5 показана детально панель обшивки, обрезанная под крышку авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.6 показаны детально стрингеры, образующие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.7 показаны детально элементы усиления, завершающие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.8 показан детально вид снаружи авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.9 показаны детально элементы усиления, покрывающие стрингеры, образующие крепежный край для крышки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.10 показана детально полость, полученная в панели обшивки авиационного люка согласно изобретению.

На фиг.11 показана детально крышка авиационного люка согласно изобретению фиксирующей конструкцию обшивки самолета.

На фиг.12 показан вид с разделением на детали крышки авиационного люка согласно изобретению.

Подробное описание изобретения

Изобретение относится к крышке авиационного люка, причем указанный люк содержит панель обшивки 1 авиационной конструкции, изготовленной из композитного материала, в частности углеродного волокна, в котором выполнено окно доступа. Стрингеры 3 помещаются на панели обшивки 1, а на расположенных на таких стрингерах крепежных краях 8 помещается наружная дверца 6 и внутренняя дверца 5 авиационного люка. Элементы 4 усиления дополнительно помещаются на обшивке 1 для получения однородной опоры для крышек 5 и 6, причем последняя 6 помещается в полость, образуемую обшивкой, одновременно обеспечивая аэродинамические свойства поверхности узла так же, как и его герметичность.

Принцип самозажимной фиксируемой двери или крышки авиационного люка, описанных выше, может использоваться как для металлических конструкций, так и для конструкций, выполненных из композитных материалов. Поэтому конструкция, представленная изобретением, содержит панельную конструкцию 1, которая совместима с принципом фиксируемой дверцы или крышки, в то время как конструкции из композитного материала, главным образом конструкции из углеродного волокна, возможны без потребности в каких-либо операциях механической обработки. В каждом случае в зависимости от необходимых требований могут также быть добавлены уплотняющие элементы 9.

Стабилизаторы или панели крыльев 1 для авиационных конструкций могут содержать стрингеры 3, прикрепленные к обшивке с приданием обшивке нужной формы.

Согласно изобретению полость 7 в обшивке 1 получают немеханической обработкой, которая является очень сложным процессом. Полость получают путем помещения вкладышей в форму для вулканизации, в которой ламинат помещают перед процессом вулканизации.

Обшивку 1 соответственно обрезают 2, так что наружная дверца 6 авиационного люка может быть расположена в обрезанной части 2 обшивки 1.

Поэтому согласно замыслу настоящего изобретения наружная дверь 6 люка не крепится к панели обшивки 1, но крепится к стрингерам 3 и к элементам 4 усиления на тех участках, на которых стрингеры 3 отсутствуют.

В дополнение, упомянутые боковые элементы 4 усиления выполнены таким образом, что накрывают стрингеры 3 так, что получается однородная поверхность, ведущая к улучшенной герметизации.

Стрингеры 3 обычно крепятся к обшивке 1, однако в случае, когда нужно, чтобы конструкция люка обладала особой жесткостью в отношении ударного воздействия, стрингеры 3 и элементы 4 усиления могут быть прикреплены к авиационной конструкции клепанием.

Панель обшивки 1 в авиационном люке, предложенном изобретением, может быть выполнена из композитного материала, главным образом углеродного волокна, или же может быть металлической.

Дополнительным преимуществом такой конфигурации люка согласно изобретению является то, что стрингеры 3 очень близки к краю или концу проема в обшивке 1, так что они очень эффективно усиливают упомянутый проем в обшивке 1, как можно видеть на фиг.10 и 11.

Любые модификации в пределах, ограниченных прилагаемой формулой изобретения, могут быть внесены в описанные выше варианты реализации.