ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к обшивке для воздушного или космического летательного аппарата с многослойным стрингером высокой жесткости и соответствующему многослойному стрингеру.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Хотя настоящее изобретение может быть приложено к любым конструкциям, изобретение и проблемы, к которым оно относится, подробно объясняются на примере части фюзеляжа воздушного летательного аппарата, изготовленного из нескольких фюзеляжных частей.
На фиг.3 для объяснения основной проблемы схематически представлена задняя фюзеляжная часть А такого фюзеляжа F воздушного летательного аппарата, изготовленного из нескольких фюзеляжных частей.
Представленная на фиг.3 задняя фюзеляжная часть А фюзеляжа F воздушного летательного аппарата ограничена в направлении конца фюзеляжа гермоднищем 1, которое является выпуклым в направлении конца фюзеляжа. Фюзеляжная часть А содержит шесть секций, вместе образующих цилиндр.
Позицией 2 обозначен пол, расположенный на соответствующих поперечных балках 2а. Наружная оболочка, или обшивка 5, установлена на кольцевых рамах 3. Для придания жесткости оболочке фюзеляжа между рамами 3 предусмотрены стрингеры 4, и указанные стрингеры 4 соединены с наружной обшивкой 5, например, с помощью клея или заклепок.
Стрингеры 4 обычно представляют собой Z-, L- или I-образные продольные элементы жесткости, которые обеспечивают вторую траекторию действия нагрузок в случае разрушения оболочки (высокой разрушительной способности). Стрингеры 4 проходят перпендикулярно рамам и, следовательно, параллельно продольной оси воздушного летательного аппарата. Стрингеры 4 обычно изготавливают из алюминиевого сплава.
В последнее время для наружной оболочки 5 начали использовать металловолоконные многослойные структуры (FML) вместо монолитных алюминиевых структур, которые первоначально использовались для ее изготовления. Примеры таких многослойных структур раскрыты в патентном документе WO 94/01277.
GLARE® представляет собой комбинацию материалов типа ламината, содержащую множество слоев, толщина каждого из которых составляет всего несколько десятых миллиметра. Эти слои представляют собой чередующиеся слои из алюминия и слоистого стеклопластика и склеены под давлением. Слово GLARE представляет собой аббревиатуру выражения «Glass Fibre Reinforced Aluminium» (алюминий, армированный стекловолокном). Этот материал был разработан специально для самолетостроения и впервые был использован на большой площади в воздушном летательном аппарате Airbus A 380, в котором большие части верхней наружной оболочки состоят из GLARE. Преимущества этого материала перед алюминием состоят, в основном, в его высокой стойкости к повреждениям, низкой плотности и высоком пределе огнестойкости. Усталостные трещины перекрываются стекловолоконными слоями, так что скорость распространения трещины остается неизменно низкой в независимости от длины трещины, тогда как при использовании алюминия скорость распространения трещины резко возрастает.
Плотность материала GLARE на 9,5-13% ниже, чем плотность алюминия, обычно используемого в самолетостроении. В GLARE стекловолокно обычно составляет до приблизительно 30% многослойного материала. Поскольку особые свойства GLARE позволяют уменьшить толщину наружной оболочки 5, т.е. уменьшить площадь поперечного сечения наружной оболочки 5, GLARE обеспечивает значительные возможности для снижения веса.
Недостатком GLARE является пониженный модуль упругости, составляющий приблизительно 57 ГПа по сравнению с 70 ГПа у алюминия. Меньшая жесткость может вызывать перенос нагрузки от компонентов GLARE к другим, соседним компонентам. В результате этого преимущество в весе структуры GLARE может быть нивелировано увеличением веса окружающих конструктивных элементов. Это в особенности относится к конструкции фюзеляжа над центральным кессоном крыла, поскольку центральный кессон крыла сам по себе имеет высокую жесткость.
Патентный документ EP 1336469 A1 описывает стрингер для воздушного или космического летательного аппарата, содержащий металловолоконную многослойную структуру (FML).
Задачей настоящего изобретения является предложение конструкции корпуса или фюзеляжа, позволяющей полностью использовать преимущества обшивки из материала GLARE, т.е. без какого-либо переноса нагрузки.
В соответствии с настоящим изобретением предлагается стрингер из многослойного металловолоконного материала для воздушного или космического летательного аппарата, имеющий признаки в соответствии с п.1 формулы изобретения, и конструкция фюзеляжа, содержащая указанный стрингер, в соответствии с п.6 формулы изобретения.
Идея, на которой основано настоящее изобретение, состоит в сочетании металловолоконной многослойной наружной оболочки, например, содержащей GLARE, со специальными стрингерами или распорками, имеющими высокий модуль упругости. Более конкретно, настоящее изобретение предлагает использование имеющих определенную форму металловолоконных многослойных стрингеров (например, Z-образных), включающих в себя волокно из зилона. Это волокно обеспечивает модуль упругости стрингера приблизительно от 90 до 98 ГПа. Стрингеры, включающие в себя волокно из зилона, коммерчески доступны в виде заготовок, к которым можно применять все обычные способы формования. Указанная комбинация обшивка/стрингер позволяет исключить переносы нагрузки, при этом обеспечивая обычное уменьшение веса металловолоконных многослойных конструкций, составляющее приблизительно от 15 до 20%.
Предпочтительные усовершенствования, варианты осуществления и улучшения в соответствии с настоящим изобретением изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет Z-образную форму.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет модуль упругости от 90 до 100 ГПа.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения стрингер имеет первую вертикальную боковую часть, среднюю часть и вторую вертикальную боковую часть, которые соединяются друг с другом с помощью дуг окружности.
В соответствии со следующим предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения множество металлических слоев изготавливают из алюминия или соединений алюминия, или алюминиевого сплава.
Настоящее изобретение будет подробно описано ниже на примере различных вариантов осуществления и со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг.1а схематически представлен вид в плане конструкции фюзеляжа в соответствии с иллюстративным вариантом осуществления настоящего изобретения.
На фиг.1b представлен разрез по линии I-I по фиг.1.
На фиг.2 представлен стрингер, использованный в конструкции по фиг.1a, b.
На фиг.3 схематически представлена задняя часть фюзеляжа воздушного летательного аппарата для объяснения общей проблемы.
На чертежах одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые или функционально одинаковые компоненты.
На фиг.1а схематически представлен вид в плане конструкции фюзеляжа в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения, и на фиг.1b представлен разрез по линии I-I по фиг.1, и на фиг.2 представлен стрингер, использованный в конструкции по фиг.1а, b.
На фиг.1 позициями SP1, SP2 обозначены первая и вторая рамы конструкции фюзеляжа воздушного летательного аппарата, между которыми расположены стрингеры ST1, ST2, ST3, склеенные как с рамами SP1, SP2, так и с наружной обшивкой RH из GLARE по поверхностям К склеивания.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 имеют вертикальный Z-образный профиль, как можно видеть по разрезам, представленным на фиг.1b и 2. В частности, стрингеры ST1, ST2, ST3 имеют первую прямолинейную боковую часть SB1, среднюю часть MB и вторую прямолинейную боковую часть SB2, соединенные друг с другом с помощью дуг, равных четверти окружности, с радиусом R1 и R2 соответственно. Радиусы R1 и R2 предпочтительно составляют 45 мм, высота Н составляет 38 мм, толщина В составляет 2,35 мм, длина L1 составляет 34 мм, и длина L2 составляет 25 мм.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 склеивают не с рамами SP1, SP2, а с наружной обшивкой RH. Как можно видеть на фиг.1b соответствующая более короткая боковая сторона SB2 приклеена к наружной обшивке RH.
Стрингеры ST1, ST2, ST3 содержат многослойный материал из алюминия и волокна из зилона, причем слои S1, S3, S5, S7 являются слоями алюминия, а слои S2, S4, S6 являются слоями волокна из зилона. Зилон представляет собой синтетическое волокно и имеет высокую прочность на разрыв при высокой эластичности. Зилон горит только при содержании в окружающей среде искусственно полученного кислорода более 68%. Температура плавления составляет приблизительно 650°С. Зилон состоит из жестких стержнеобразных цепных молекул поли(пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола), также называемого ПБО.
Компания GTM разрабатывает металловолоконный материал с волокнами из зилона, содержащий слои алюминия и слои волокон из зилона и пригодный для изготовления стрингеров ST1, ST2, ST3. Материал должен быть вытянут после отверждения в автоклаве и, следовательно, может быть изготовлен в виде структуры, армированной волокном в одном направлении.
Замена обычного алюминиевого стрингера этим стрингером, содержащим волокно из зилона, с модулем упругости Е, равным приблизительно 94 ГПа, обеспечивает уменьшение веса на 13,8% по сравнению с алюминиевой конструкцией при той же жесткости. При повышении содержания волокна в стрингере, содержащем волокно из зилона, модуль упругости увеличивается до приблизительно 98 ГПа и возможности для уменьшения веса увеличиваются до 15,7%.
Хотя настоящее изобретение описано здесь на примере предпочтительных вариантов осуществления, оно не ограничивается ими, но может иметь различные модификации.
В частности, геометрическая форма и количество слоев в стрингере, а также способ его установки представлены только в качестве примера и могут изменяться в соответствии с конкретным применением.
Вместо клеевого соединения стрингеров можно использовать, например, заклепочное соединение.
Перечень позиций на чертежах
Изобретение относится к конструкции фюзеляжа воздушного или космического летательного аппарата. Конструкция фюзеляжа имеет множество стрингеров, расположенных между первой и второй рамами, и на указанных рамах установлена наружная обшивка. Каждый из указанного множества стрингеров соединен с помощью клеевого соединения с первой и второй рамами и с наружной обшивкой по соответствующим поверхностям склеивания. Каждый из указанных стрингеров содержит множество металлических слоев и соответствующих слоев синтетического волокна, расположенных между каждыми двумя металлическими слоями. Слои синтетического волокна изготовлены по меньшей мере частично из волокон пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола. Достигается уменьшение веса конструкции фюзеляжа. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
1. Конструкция фюзеляжа, в частности, воздушного или космического летательного аппарата, где множество стрингеров расположено между первой и второй рамами, и на указанных рамах установлена наружная обшивка, причем каждый из указанного множества стрингеров соединен с помощью клеевого соединения с первой и второй рамами и с наружной обшивкой по соответствующим поверхностям склеивания, при этом каждый из указанных стрингеров содержит множество металлических слоев и соответствующих слоев синтетического волокна, расположенных между каждыми двумя металлическими слоями, причем слои синтетического волокна изготовлены по меньшей мере частично из волокон поли (пара-фенилен-2,6-бензобисоксазола).
2. Конструкция фюзеляжа по п.1, отличающаяся тем, что стрингеры имеют Z-образную форму, включающую в себя первую прямолинейную боковую часть, среднюю часть и вторую прямолинейную боковую часть, которые соединены друг с другом с помощью дуг окружности, причем вторая прямолинейная боковая часть соединена с помощью клеевого соединения с наружной обшивкой.
3. Конструкция фюзеляжа по п.1, где вторая прямолинейная боковая часть короче, чем первая прямолинейная боковая часть.
4. Конструкция фюзеляжа по п.1, где стрингеры имеют модуль упругости от 90 до 100 ГПа.
5. Конструкция фюзеляжа по п.1, где каждый из множества металлических слоев состоит из алюминия, или соединения алюминия, или алюминиевого сплава.
6. Конструкция фюзеляжа по п.1, где наружная обшивка изготовлена из многослойного материала, содержащего множество чередующихся слоев из алюминия и слоистого стеклопластика, которые соединены между собой с помощью клеевого соединения.
| EP 1336469 A1, 20.08.2003 | |||
| WO 2004071761 A1, 26.08.2004 | |||
| СТРУКТУРНЫЙ ЭЛЕМЕНТ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА | 2001 |
|
RU2271304C2 |
| СТРИНГЕР СУДНА | 1999 |
|
RU2143365C1 |
