УЗЕЛ КРЕПЛЕНИЯ КРЫЛА САМОЛЕТА

Изобретение относится к конструкциям для крепления крыла самолета к силовым элементам фюзеляжа и предназначено в основном для самолетов из композиционных материалов.

Известны крепления консолей крыла самолетов с помощью соединения типа соединения двух вилок с помощью сквозного болта, см., например, пат. №2412865. Однако в таких соединениях материал испытывает значительные изгибающие, растягивающие и сдвиговые нагрузки. Между тем, композиционные материалы, например углепластик, хорошо работают на растяжение, удовлетворительно работают на сжатие и плохо работают на сдвиг, особенно, если направление сдвига параллельно направлению слоев армирующего материала.

Чтобы обеспечить достаточные прочность и надежность в узле крепления консолей крыла, испытывающем в процессе эксплуатации разнообразные нагрузки, необходимо распределить срезающие сдвиговые нагрузки на как можно большую площадь.

Задача и технический результат изобретения - повышение прочности и надежности узла крепления крыла композитного самолета.

Для этого следует концентрировать действующие на узел крепления консоли нагрузки на силовом элементе повышенной прочности, причем с примерной изотропией прочностных свойств. А затем следует прикрепить этот элемент к композитному материалу силовых элементов крыла и фюзеляжа (лонжерон фюзеляжа или усиленный шпангоут) по достаточно большой соприкасающейся поверхности. То есть следует на композиционном материале сделать усиливающие накладки, предпочтительно металлические (дюралюминий, титан, высококачественная сталь).

Узел крепления крыла, отвечающий данным условиям, состоит из двух перпендикулярно скрепленных краями пластин, соединенных по другим краям двумя параллельными треугольными пластинами, каждая из которых перпендикулярна обоим из двух вышеупомянутых пластин, причем на одной из вышеупомянутых перпендикулярных пластин имеется отверстие (отверстия) для соединительного болта, а на второй имеются множественные отверстия для винтов, болтов или заклепок, соединяющих данную деталь с композиционным материалом.

При этом, учитывая, что желательно обеспечить как можно большую площадь присоединения данной детали к композиционному материалу, вторая из вышеупомянутых перпендикулярных пластин может иметь существенно большую площадь, чем пластина для соединительного болта.

Чтобы сверление отверстий в композиционном материале как можно менее ослабило его местную прочность, желательно располагать отверстия для болтов, винтов или заклепок квадратно-гнездовым способом, ориентируя ортогональные ряды параллельно нитям в армирующем тканевом материале. Такое расположение отверстий композиционном материале желательно для того, чтобы в обоих направлениях в материале образовались неповрежденные «мостики», имеющие продольную структуру армирования и хорошо воспринимающие растягивающие и изгибающие нагрузки.

На чертеже изображена предлагаемая деталь узла крепления консоли крыла самолета. Она состоит из двух скрепленных по ребру металлических перпендикулярных прямоугольных пластин 1 и 2 (это может быть одна горячегнутая или горячекатаная пластина), к которым по краям (условно «справа» и «слева») прикреплены две треугольные пластины 3. Причем пластина 2 может быть значительно большего размера, чем пластина 1. В пластине 1 имеется отверстие 4 для соединительного болта, а в пластине 2 имеется множество отверстий 5, расположенных квадратно-гнездовым способом с ориентацией по направлениям нитей армирующего тканевого материала (показаны два отверстия и квадратно-гнездовая сетка).

Работает узел крепления следующим образом. К одному композитному силовому элементу (например, к лонжерону консоли крыла) крепится одна такая деталь, а к другому композитному силовому элементу (например, к усиленному шпангоуту фюзеляжа) крепится вторая такая деталь таким образом, чтобы их пластины 1 были ориентированы болтовыми отверстиями 4 друг на друга. После сборки планера в отверстия вставляется крепежный болт с гайкой и затягивается с нужным крутящим моментом.