УСТРОЙСТВО КРЕПЛЕНИЯ КРЫЛА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Область техники

Изобретение относится к конструктивным элементам летательного аппарата, общим для фюзеляжа и крыла, относящимся к креплению крыла к фюзеляжу. Преимущественной областью применения изобретения являются беспилотные летательные аппараты, легкие маневренные самолеты с крылом, свободным от двигателей и иных средств весового нагружения (кроме топлива и основных опор шасси).

Предшествующий уровень техники

У значительного числа летательных аппаратов с крылом, несущим двигатели, например А-320, стыковка крыла с фюзеляжем осуществлена через встроенный в фюзеляж центроплан, к которому присоединены консоли крыла.

Ближайшим аналогом настоящего изобретения является устройство соединения крыла с фюзеляжем на самолете TRANSALL (адрес в Интернете «http://aviadejavu.ru/Images6/MM/MM-218/0423-05-2-6.jpg», а также публикация патента РФ №2441803) посредством нескольких двухшарнирных узлов. Отдельные части этих узлов расположены против друг друга на крыле и фюзеляже. Узлы крепления крыла к фюзеляжу на самолете TRANSALL расположены вне внутреннего объема как крыла, так и фюзеляжа. В описании этих узлов отсутствуют сведения об их расположении относительно наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Устройство для крепления крыла к фюзеляжу на самолете TRANSALL, так же как и настоящее изобретение, содержит узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа. Узел присоединения переднего лонжерона консоли крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута, так и лонжерона.

Кроме нагрузок, вызванных маневрированием летательного аппарата и обусловленных действием аэродинамических, массовых и инерционных сил на крыло и фюзеляж, узлы присоединения дополнительно нагружаются силой, вызванной деформациями изгиба консолей крыла под этими нагрузками. Величина этой силы может составлять до 100% и более от основной нагрузки в зависимости от действующей в полете на самолет перегрузки и конструктивных особенностей узлов присоединения. Эта дополнительная сила называется распором.

Механика возникновения распора и работа узлов присоединения показана на фигурах 5a, 5b и 5c на примере взаимодействия лонжерона крыла и шпангоута в зоне установки присоединительных узлов А и В. При нагружении лонжерона крыла изгибающим моментом М_изг он деформируется - прогибается и присоединительные узлы А и В либо сближаются (фиг. 5b), либо расходятся в зависимости от направления М_изг. При этом силой распора Р_р нагружаются как сами узлы А и В, так и шпангоут и лонжерон крыла в зоне установки присоединительных узлов. Если между лонжероном крыла и шпангоутом в присоединительных узлах их крепления установить двухшарнирные элементы (фиг. 5с), то силы распора в узлах не возникнут, так как двухшарнирные элементы своими поворотами компенсируют деформацию - изменение расстояния между распорными узлами А и В.

Недостатки ближайшего аналога заключаются в том, что дополнительная сила в узлах присоединения, понижающая их надежность и уменьшающая долговечность, компенсируется только увеличением габаритов и, следовательно, массы узлов присоединения и примыкающей конструкции фюзеляжа и крыла.

Для неманевренного самолета TRANSALL, на каждой из консолей крыла которого посредством пилона установлен двигатель, практически отсутствует проблема нейтрализации дополнительного нагружения фюзеляжа и крыла из-за деформаций изгиба консолей крыла в полете. Вследствие весового воздействия двигателей и малой перегрузки в полете такое нагружение несущественно.

Раскрытие изобретения

Техническим результатом заявленного изобретения является снижение массы летательного аппарата, повышение надежности и долговечность конструкции за счет уменьшения нагрузки на фюзеляж и крыло, вызванной деформациями изгиба консолей крыла, свободного от двигателей и иных средств весового нагружения, кроме того, техническим результатом заявленного изобретения является компактное расположение узлов крепления крыла внутри фюзеляжа.

Технический результат достигнут устройством для крепления крыла летательного аппарата с признаками пункта 1 формулы изобретения - выполнением устройства для крепления крыла летательного аппарата, содержащего узлы присоединения передних и задних лонжеронов консолей крыла к шпангоутам центральной части фюзеляжа, причем узел присоединения переднего лонжерона одной из консолей крыла к шпангоуту фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута, так и лонжерона, в котором, согласно изобретению, двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Благодаря реализации изобретения созданное устройство для крепления крыла летательного аппарата позволяет разгрузить наиболее нагруженные узлы присоединения от сил, вызванных деформациями изгиба консолей крыла в плоскости наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла, которая характеризуется наибольшим моментом сил от изгиба консоли крыла в полете.

Согласно пункту 2 формулы изобретения, предпочтительной формой осуществления устройства для крепления крыла летательного аппарата при достижении технического результата является выполнение узлов присоединения как левой, так и правой консолей крыла двухшарнирными с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута фюзеляжа, так и переднего лонжерона консоли крыла в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Для достижения технического результата - компактного расположения узлов крепления крыла внутри фюзеляжа - двухшарнирный узел присоединения консоли крыла к фюзеляжу, согласно с дополнительными пунктами 3, 4, 5 и 6 формулы изобретения, включает в себя участок шпангоута фюзеляжа, который обращен к консоли крыла и выполнен с передней и задней стойками, формирующими полость под промежуточное звено двухшарнирного узла и расположенный в нем наконечник кронштейна переднего лонжерона консоли крыла. При этом передняя и задняя стойки шпангоута выполнены с отверстиями для подхода к крепежному элементу, установленному вдоль оси двухшарнирного узла и соединяющему промежуточное звено с наконечником кронштейна переднего лонжерона консоли крыла. Размеры отверстий в стойках выбраны с учетом подхода к крепежному элементу и угла поворота промежуточного узла при максимальной деформации консоли крыла с обеспечением зазора d, не допускающего касание крепежного элемента со стойками. Сами стойки посредством другого крепежного элемента, установленного вдоль оси двухшарнирного узла, соединены с промежуточным звеном и установлены на лонжероне фюзеляжа, выполненном с отверстием под кронштейн переднего лонжерона консоли крыла.

Описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:

Фиг. 1 - вид на центральную часть самолета сбоку.

Фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1.

Фиг. 3 - узел «I» на фиг. 2 в увеличенном масштабе.

Фиг. 4 - разрез Б-Б на фиг. 3.

Фиг. 5а, 5в и 5с - механика возникновения распора.

Осуществление изобретения

На фигурах 1 и 2 показано устройство крепления крыла летательного аппарата. Передний 1 и задний 2 лонжероны консолей 3 и 4 крыла присоединены к шпангоутам, соответственно 5 и 6, центральной части фюзеляжа. Узел присоединения переднего лонжерона 1 одной или обоих консолей крыла к шпангоуту 5 фюзеляжа выполнен двухшарнирным в поперечной плоскости. Двухшарнирный узел (фиг. 3 и фиг. 4) присоединения выполнен с промежуточным звеном 7, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута 5, так и лонжерона 1. Двухшарнирный узел присоединения расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.

Конструкция наиболее нагруженных узлов присоединения переднего лонжерона 1 направляет нагрузку, передаваемую от консоли крыла на шпангоут 5 вдоль промежуточного звена 7. При этом на шпангоут 5 благодаря двухшарнирному узлу нагрузка, вызванная деформацией консолей крыла, практически не передается - распора нет.

Нагрузки, приходящие с крыла на фюзеляж и действующие в других направлениях, могут восприниматься шпангоутом 6 или другими дополнительными узлами.

Благодаря изобретению наиболее нагруженные узлы присоединения крыла к фюзеляжу разгружаются от сил, вызванных деформацией консолей крыла.

Двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном 7 включает в себя участок 8 шпангоута 5. Участок 8 шпангоута обращен к консоли крыла и выполнен с передней 9 и задней 10 стойками. Стойки 9 и 10 формируют полость 11 под промежуточное звено 7 и расположенный в нем наконечник 12 кронштейна 13 лонжерона 1.

Стойки 9 и 10 установлены на лонжероне 14 фюзеляжа и выполнены с отверстиями 15 для подхода к крепежному элементу, установленному вдоль оси 16 двухшарнирного узла и соединяющему промежуточное звено 7 с наконечником 12. Лонжерон 14 выполнен с отверстием 17 под наконечник 12 кронштейна 13.

Стойки 9 и 10 соединены с промежуточным звеном 7 посредством крепежного элемента, установленного вдоль оси 18 двухшарнирного узла.

Благодаря компактной конструкции двухшарнирные узлы присоединения занимают мало места внутри объема фюзеляжа.

Работает устройство следующим образом.

При выполнении летательным аппаратом маневра с высокой перегрузкой консоли 3 и 4 крыла деформируются. Кронштейны 13 с наконечниками 12 на переднем 1 и заднем 2 лонжеронах крыла, проходящие через отверстия 17 лонжеронов 14 фюзеляжа, получают перемещение из-за прогиба лонжеронов крыла. Промежуточные звенья 7 поворачиваются относительно осей 16 и 18 двухшарнирных узлов участков 8 шпангоутов 5 и 6 и наконечников 12 кронштейнов 13 лонжеронов крыла, благодаря чему перемещения наконечников 12 из-за деформации консолей крыла на шпангоуты 5 и 6 практически не передаются и силы распора между ними нет. Передается только нагрузка, действующая вдоль оси промежуточного звена 7 и соответственно вдоль шпангоута. Подвижное промежуточное звено 7, размещенное в полости 11 между передней 9 и задней 10 стойками участка 8 шпангоута, перемещается, вращаясь относительно осей 16 и 18, не касаясь элементов конструкции. Для подхода к крепежному элементу, соединяющему наконечник 12 с промежуточным звеном 7, вдоль оси 18 в передней 9 и задней 10 стойках выполнены отверстия 15 с зазором d между крепежным элементом и границами отверстия 15, учитывающим максимальную деформацию консолей крыла.

Таким образом, за счет того, что в устройстве крепления крыла летательного аппарата двухшарнирный узел присоединения с промежуточным звеном расположен в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла, снижена масса летательного аппарата, повышены надежность и долговечность конструкции за счет уменьшения нагрузки на фюзеляж и крыло, вызванной деформациями изгиба консолей крыла, свободного от двигателей и иных средств весового нагружения, кроме того, предпочтительной формой осуществления устройства для крепления крыла летательного аппарата при достижении технического результата является выполнение узлов присоединения как левой, так и правой консолей крыла двухшарнирными с промежуточным звеном, установленным с возможностью поворота относительно как шпангоута фюзеляжа, так и переднего лонжерона консоли крыла в поперечной плоскости, проходящей вблизи или совпадающей с плоскостью наибольшей толщины корневой части профиля консоли крыла.