ВЕРТИКАЛЬНО ВСТРОЕННЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ЖЕСТКОСТИ Российский патент 2018 года по МПК B64C1/06 B64C3/18 B64C1/26 

Уровень техники

В летательных аппаратах обычно используются относительно тонкие полоски материала или "элементы жесткости" (stringers), ориентированные продольно, параллельно центральной оси летательного аппарата для обеспечения характеристик прочности и жесткости обшивки, покрывающей фюзеляж. Существующие фюзеляжи летательных аппаратов обычно изготовлены в виде цилиндрических секций, которые соединены встык для создания фюзеляжа нужной длины. При изготовлении отсека фюзеляжа некоторое число элементов жесткости присоединяют к обшивке с образованием связи (bond), чтобы каждый элемент жесткости заканчивался на носовом и хвостовом концах отсека фюзеляжа. Когда отсеки фюзеляжа присоединяют к соседним отсекам фюзеляжа, каждый конец элемента жесткости должен быть состыкован с соответствующим концом элемента жесткости соседнего отсека фюзеляжа. Эта операция стыковки является кропотливым, трудоемким процессом.

Кроме того, для каждого стыка при обычной конструкции фюзеляжа существует вероятность расслоения материала или другого нарушения структуры или усталости из-за воздействия общих нагрузок и моментов, воздействующих по всему фюзеляжу летательного аппарата во время полета. Чтобы предотвратить эти нарушения структуры, обычно используют стыковые накладки и крепежные детали, которые значительно увеличивают массу и стоимость летательного аппарата.

Настоящее изобретение разработано с учетом этих и других соображений.

Сущность изобретения

Следует учесть, что настоящий раздел «Сущность изобретения» предусмотрен для того, чтобы в упрощенной форме представить выбор концепций, которые далее описаны в разделе «Осуществление изобретения». Указанный раздел «Сущность изобретения» не предназначен для ограничения объема охраны заявленного предмета изобретения.

Предлагаются устройство и способы для обеспечения усиленного фюзеляжа летательного аппарата с использованием ориентированных вертикально окружных элементов жесткости. Одним аспектом настоящего изобретения, представленного в данном документе, является фюзеляж летательного аппарата с обшивкой, содержащей внутреннюю поверхность. Обшивка может проходить вдоль продольной оси. Множество элементов жесткости могут быть расположены по существу нормально к продольной оси. Указанное множество элементов жесткости может быть вертикально ориентировано по окружности вдоль продольной оси.

Другим аспектом изобретения является летательный аппарат с фюзеляжем, который может содержать цилиндрическую обшивку с внутренней поверхностью. Цилиндрическая обшивка может проходить продольно вдоль первой оси. Множество окружных элементов жесткости могут быть расположены по существу нормально к первой оси. Окружные элементы жесткости могут быть вертикально ориентированы по окружности вдоль первой оси. Летательный аппарат также может быть снабжен крылом с обшивкой. Обшивка крыла может обладать внутренней поверхностью с первым концом, примыкающим к фюзеляжу, и вторым концом, удаленным от первого конца. Крыло может иметь множество элементов жесткости крыла, присоединенных к внутренней поверхности обшивки крыла. Элементы жесткости крыла могут быть ориентированы таким образом, чтобы они по существу были выровнены с окружными элементами жесткости фюзеляжа.

Другим аспектом изобретения является способ, в котором упрочнение летательного аппарата может включать формирование цилиндрической обшивки с внутренней поверхностью, которая проходит продольно вдоль первой оси. Формируется множество элементов жесткости, которые ориентированы по окружности и по существу параллельны друг другу. Элементы жесткости присоединены к цилиндрической обшивке, чтобы по меньшей мере участок элементов жесткости был выровнен нормально по отношению к первой оси.

Описанные особенности, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные детали которого можно понять из последующего описания и чертежей.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показан вид сверху в перспективе представленных в качестве примера фюзеляжа и секций крыльев летательного аппарата с окружными элементами жесткости согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 2 показан вид сверху в перспективе, представляющий соединение соседних отсеков фюзеляжа, обшивок и окружных элементов жесткости согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 2А показан в увеличенном масштабе вид сверху в перспективе, представляющий присоединение обшивки летательного аппарата к отсеку фюзеляжа, согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 2В показан в увеличенном масштабе вид сверху в перспективе, представляющий соединение соседних отсеков фюзеляжа согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 3, 3А и 3В показаны различные виды представленных в качестве примера окружных ленточных элементов жесткости согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 4, 4А и 4В показаны различные виды представленных в качестве примера рифленых окружных элементов жесткости согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 5 и 5А показаны различные виды, представляющие крепление элементов жесткости крыла к фюзеляжу летательного аппарата согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 6А и 6B показаны виды сверху в перспективе, представляющие конструкции лонжеронов крыла и окружных элементов жесткости согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе;

на фиг. 7 показан вид в перспективе переднего конца фюзеляжа летательного аппарата и крыла, представляющий примеры векторов сил согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе; и

на фиг. 8 представлена схема последовательности операций, иллюстрирующая способ применения окружных элементов жесткости и способ крепления крыла к фюзеляжу с помощью лонжеронов крыла согласно различным вариантам осуществления, представленным в настоящем документе.

Осуществление изобретения

В следующем подробном описании предлагаются усиленные структуры летательного аппарата. Как указано выше, в летательном аппарате в основном используются обычные элементы жесткости, которые ориентированы продольно параллельно центральной оси летательного аппарата для обеспечения характеристик прочности и жесткости обшивки, покрывающей фюзеляж. Фюзеляж обычного летательного аппарата обычно сформирован из нескольких секций, которые соединены вместе. При использовании обычных элементов жесткости каждый конец каждого элемента жесткости должен быть состыкован с соответствующим концом соседнего элемента жесткости примыкающего отсека фюзеляжа. Это длительный трудоемкий процесс. Выше также кратко указаны другие ограничения использования обычных элементов жесткости.

При использовании концепций, предложенных в настоящем документе, обшивка фюзеляжа летательного аппарата может быть структурно усилена путем использования элементов жесткости, которые вертикально ориентированы по окружности вдоль фюзеляжа. Вместо использования элементов жесткости, которые проходят вдоль фюзеляжа от носовой части до хвостовой части, элементы жесткости вертикально ориентированы по окружности вдоль фюзеляжа, что позволяет сократить трудозатраты и время, по сравнению с элементами жесткости, которые проходят вдоль фюзеляжа. Кроме того, в некоторых вариантах осуществления элементы жесткости и/или фюзеляж или обшивка крыла могут быть сформированы с использованием различных способов изготовления, таких как формование оснастки, которая может сократить время и затраты на производство. Примеры способов описаны в совместно поданной заявке на патент, озаглавленной, "Multi-Box Wing Spar and Skin", поданной 26 ноября 2012 г., которая включена в настоящий документ в полном объеме.

Кроме того, как указано далее, нагрузки на корневую часть крыльев могут действовать по окружности вокруг фюзеляжа. Крылья летательного аппарата могут быть присоединены к фюзеляжу посредством лонжеронов крыльев, которые окружают и/или охватывают участок фюзеляжа. Лонжероны крыльев могут быть присоединены непосредственно к фюзеляжу. Элементы жесткости крыльев могут присоединяться и прикрепляться к вертикально ориентированным окружным элементам жесткости фюзеляжа. Элементы жесткости фюзеляжа, которые сконструированы для присоединения (стыковки) с элементами жесткости крыла, могут обладать размером, позволяющим выдерживать нагрузки, действующие на элементы жесткости крыла. Нагрузки элементов жесткости крыла затем могут передаваться на элементы жесткости/лонжероны фюзеляжа для аннулирования/взаимодействия с нагрузками, передаваемыми с противоположного крыла на верхний полусвод и/или на килевую балку. Следует учесть, что описанные в настоящем документе концепции в отношении крыла летательного аппарата также могут быть использованы для других компонентов летательного аппарата, таких как вертикальный или горизонтальный стабилизатор, без отступления от объема настоящего описания и прилагаемой формулы изобретения.

В следующем ниже подробном описании приведены ссылки на прилагаемые чертежи, которые составляют его часть и которые показаны для иллюстрации конкретных вариантов осуществления или в качестве примеров. На чертежах, на которых аналогичные номера выносок указывают аналогичные элементы на нескольких чертежах, представлено использование окружных элементов жесткости.

На фиг. 1 показан вид сверху в перспективе участка летательного аппарата 100. Летательный аппарат 100 может обладать фюзеляжем 102, который проходит вдоль продольной оси "XY" от носового участка 102 фюзеляжа до хвостового участка 106 фюзеляжа. Летательный аппарат 100 также может иметь крылья 108а и 108b. Следует учесть, что крылья 108а и 108b показаны с конструкцией прямого крыла только для целей иллюстрации. Хотя различные варианты осуществления могут быть описаны и/или показаны в отношении крыльев 108а и 108b с конфигурацией прямого крыла, описанные в настоящем документе концепции и варианты осуществления могут быть в равной степени применимы к другим конфигурациям крыльев, включая, но не ограничиваясь этим, конфигурацию стреловидного крыла (как показано в качестве примера на фиг. 6), без отступления от объема настоящего изобретения и соответствующей формулы изобретения.

По одному иллюстративному варианту осуществления фюзеляж 102 может быть усилен вдоль оси XY посредством использования различных балок, включая, но не ограничиваясь этим, килевую балку 110 и/или балку 210 верхнего полусвода (показана на фиг. 2). Фюзеляж 102 также может содержать дополнительные структурные элементы, такие как несущий элемент 113, для обеспечения дополнительной опоры структуры и/или для присоединения различных компонентов летательного аппарата, таких как пол. В обычном летательном аппарате множество продольных элементов жесткости, простирающихся вдоль оси XY, могут быть использованы для структурного усиления фюзеляжа и обшивки (не показано). Однако в описанных в настоящем документе вариантах осуществления используются элементы жесткости, вертикально ориентированные по окружности вдоль фюзеляжа, что снижает число или вообще устраняет необходимость использования обычных продольных элементов жесткости.

Фюзеляж 102 содержит окружные элементы 112 жесткости, которые вертикально ориентированы вдоль фюзеляжа 102. Иллюстративные окружные элементы 112 жесткости а-с из окружных элементов 112 жесткости показаны в качестве примера для иллюстрации ориентации элементов жесткости вдоль фюзеляжа 102. Следует отметить, что окружные элементы 112 жесткости а-с представлены и специально указаны на фиг. 1 только с целью описания. Следует иметь в виду, что фюзеляж, такой как фюзеляж 102 по фиг. 1, может содержать больше или меньше элементов жесткости, чем показано на фиг. 1. Кроме того, следует иметь в виду, что расстояние между окружными элементами 112 жесткости является иллюстративным и не отражает намерение ограничить объем настоящего описания или формулы изобретения расположенными с равным промежутком элементами жесткости, поскольку пространственная конфигурация элементов жесткости может отличаться от аппарата к аппарату или вдоль фюзеляжа.

Как указано выше, окружные элементы 112 жесткости вертикально ориентированы по окружности вдоль фюзеляжа 102. Как показано, элементы 112а-с жесткости выровнены по окружности (т.е. по меньшей мере частично охватывают внутреннюю, продольную ось фюзеляжа 102) и вертикально ориентированы (т.е. при просмотре со стороны фюзеляжа 102, когда ось XY горизонтальна и проходит с левой стороны от наблюдателя до правой стороны от наблюдателя, окружные элементы 112 жесткости проходят вертикально, или нормально оси XY). Следует учесть, что окружные элементы 112 жесткости показаны, как полностью вертикально ориентированные только для целей иллюстрации и не отражают намерения ограничить объем настоящего описания или формулы изобретения элементами жесткости, которые идеально вертикальны, поскольку некоторые из окружных элементов 112 жесткости также могут быть частично или по существу вертикальны в зависимости от конкретного критерия конструкции летательного аппарата. Другими словами, некоторые из окружных элементов 112 жесткости могут иметь угловое смещение больше или меньше, по сравнению с нормальным относительно оси XY расположением. В качестве примера, а не ограничения, участок окружных элементов 112 жесткости может быть наклонен к одному концу фюзеляжа 102. В этой конфигурации участок окружных элементов 112 жесткости, которые наклонены к одному концу фюзеляжа 102, могут быть наклонены таким образом, чтобы другие компоненты летательного аппарата могли быть объединены с участком окружных элементов 112 жесткости, которые наклонены к одному концу фюзеляжа 102. Например, если крылья 108а и 108b обладают стреловидной формой, участок окружных элементов 112 жесткости, которые наклонены к одному концу фюзеляжа 102, могут быть наклонены таким образом, чтобы элементы 114 жесткости крыльев можно было проще встроить в фюзеляж 102. В некоторых вариантах осуществления окружные элементы 112 жесткости сконструированы с использованием способов обработки металлов давлением или, если они изготовлены из полимерного, композитного материала или пластмассы, могут быть изготовлены литьем под давлением. Примеры различных композитных, пластмассовых или других материалов могут включать армированные углеродным волокном композиты или армированные углеродным волокном термопластичные композиты.

Крылья 108а и 108b могут быть объединены с фюзеляжем 102 в противоположность использованию лонжеронов крыльев (примеры которых описаны далее в настоящем документе) и элементов 114 и 116 жесткости крыльев, соответственно. Конкретные примеры элемента 114 жесткости крыла идентифицированы как элементы 114а и 114b жесткости крыльев, и элементы 116 жесткости крыльев идентифицированы как элементы 116а и 116b жесткости крыльев. Элементы 114 и 116 жесткости крыльев могут быть использованы не только для усиления различных аспектов крыльев 108а и 108b, но также для крепления крыльев 108а и 108b к фюзеляжу 102 и/или передачи нагрузок в полете с крыльев 108а и 108b на фюзеляж 102. Следует учесть, что крыло, такое как крылья 108а или 108b, может содержать больше или меньше элементов жесткости, чем то, которое показано на фиг. 1. Кроме того, следует учесть, что расстояние между элементами 114 жесткости или 116 крыльев, или их угловое положение друг относительно друга, являются только иллюстративными и не отражают намерения ограничить объем настоящего изобретения или прилагаемой формулы изобретения расположенными с равным промежутком параллельными элементами жесткости, поскольку пространственная конфигурация элементов жесткости может отличаться от аппарата к аппарату или изменяться вдоль крыла.

На фиг. 2 показано, как обшивка 204 летательного аппарата может быть присоединена к фюзеляжу 102. Как показано на фиг. 2, фюзеляж 102 содержит примеры окружных элементов 112 жесткости. Следует отметить, что фюзеляж 102 может быть сконструирован с использованием большего или меньшего числа элементов жесткости, чем число окружных элементов 112 жесткости, поскольку в различных фюзеляжах может быть использовано меньше или больше элементов жесткости в зависимости от конкретного отсека фюзеляжа. Окружные элементы 112 жесткости показаны вертикально ориентированными по окружности и расположенными вокруг центральной оси, таким образом, создается колонна или цилиндр. Следует отметить, что настоящее изобретение не ограничивается каким-либо конкретным способом соединения. Например, обшивка 204 может быть сооружена совместно с сооружением фюзеляжа 102, или обшивка 204 может быть присоединена к фюзеляжу 102 после сооружения фюзеляжа 102.

Отсек 202 фюзеляжа расположен на обшивке 204 с первым концом 206 и вторым концом 208. Обшивка 204 может быть присоединена к отсеку 202 фюзеляжа различными средствами. В качестве примера, а не ограничения, первый конец 206 может быть термически приварен ко второму концу 208, если обшивка 204 сформирована из пригодного для термической сварки материала. В другом примере первый конец 206 может быть приварен, приклепан или иным образом прикреплен к килевой балке 110. В некоторых вариантах осуществления обшивка 204 может быть присоединена, с помощью различных способов присоединения, к обращенной наружу внешней поверхности одного или более окружных элементов 112 жесткости. В некоторых вариантах применения силы, приложенные к обшивке 204 во время полета, могут передаваться на окружные элементы 112 жесткости. Следует учесть, что могут быть использованы различные способы присоединения первого конца 206 ко второму концу 208, а также различные способы присоединения обшивки 204 к отсеку фюзеляжа 202. Способ, по которому могут быть прикреплены компоненты, может зависеть от разных факторов, среди прочего включающий в себя тип материала, используемого для окружных элементов 112 жесткости, требования к структурным нагрузкам летательного аппарата и т.д. Кроме того, следует отметить, что обшивка 204 может быть присоединена к другим компонентам летательного аппарата, таким как балка 210 верхнего полусвода или боковая балка 212. Кроме того, следует учесть, что обшивка 204 может быть прикреплена к более чем одному структурному компоненту отсека фюзеляжа 202.

Как и в большинстве обычных конструкций летательных аппаратов, фюзеляж 102 может иметь несколько секций, присоединенных друг к другу. Например, фюзеляж 102 по фиг. 2 показан с тремя примерами секций: отсек фюзеляжа 202; секция 214 крыла и хвостовая секция 216. Кроме того, описание того, как элементы 116 жесткости крыльев могут быть присоединены к фюзеляжу 102 у секции 214 крыла, более детально показано далее, и например, на фиг. 6А и 6B. Следует учесть, что настоящее изобретение не ограничивается какой-либо конкретной конфигурацией фюзеляжа, поскольку число и тип отсеков фюзеляжа могут быть различны в зависимости от конструкции летательного аппарата или других факторов проектирования.

При использовании различных вариантов осуществления настоящего изобретения при креплении одного отсека фюзеляжа 102 к другому трудозатраты и/или время могут быть сокращены. При конструкции летательных аппаратов с использованием обычных продольных элементов жесткости присоединение одного отсека фюзеляжа к другому отсеку фюзеляжа может потребовать выровнения нескольких сотен деталей, включая продольные элементы жесткости в одной секции с ответными деталями в примыкающей, предназначенной для присоединения секции. Значительное время тратится на выровнение двух секций и сверление точных отверстий для соединения элементов жесткости с ответными деталями. После выровнения секций и сверления отверстий секции обычно разбирают, чтобы снять заусеницы с различных деталей. Затем элементы жесткости прикрепляют друг к другу, используя обычные крепежные средства, такие как заклепки, болты, крепежные детали и т.д. При некоторых способах конструирования требуется 10 рабочих дней для крепежа одной секции к другой. Кроме того, поскольку заклепки, распорные детали и другие части обычно используют для соединения элементов жесткости вместе через два или более цилиндрических отсека, это может пагубно повлиять на массу летательного аппарата.

По одному варианту осуществления, при использовании окружных элементов 112 жесткости, отсеки фюзеляжа могут быть соединены с применением, в качестве примера, а не ограничения, накладки внутреннего обвода корпуса (IML), как показано на фиг. 2B. Отсек 216 фюзеляжа может примыкать с соседнему отсеку 218 фюзеляжа, показанному более детально на фиг. 2B. Поскольку окружные элементы 112 жесткости расположены вокруг центральной оси фюзеляжа 102, окружные элементы 112 жесткости не нужно центрировать продольно вдоль центральной оси, может потребоваться совместить только несколько отдельных балок. Когда изготовитель летательного аппарата поворотом совмещает отсек 216 фюзеляжа и отсек 218 фюзеляжа, изготовитель может соединить две секции друг с другом, используя полоску 220 накладки IML. Полоска 220 накладки может быть использована для присоединения отсека 216 фюзеляжа к отсеку 218 фюзеляжа с помощью различных способов, включая в качестве не ограничительных примеров крепежные детали, соединение с образованием связи и термическую сварку. Следует учесть, что использование полоски 220 накладки IML предназначено просто для целей описания и не представляет намерение ограничить объем настоящего изобретения или формулы изобретения, поскольку могут быть использованы другие типы полосок. Кроме того, следует отметить, что полоска накладки, такая как полоска 220 накладки IML, может быть сконструирована из различных материалов и может быть присоединена к одной или более частям летательного аппарата с использованием различных способов крепления, таких как крепежные детали, химическое связывание или термическое связывание.

Различные типы элементов жесткости могут быть использованы в сочетании с различными вариантами осуществления настоящего изобретения. Два основных варианта осуществления конфигураций окружных элементов жесткости описаны в настоящем документе, хотя подразумеваются другие конфигурации окружных элементов жесткости. Первый пример варианта осуществления окружного элемента жесткости показан на фиг. 3, 3А и 3B. На фиг. 3 фюзеляж 302 показан сконструированным с использованием окружных ленточных элементов 312 жесткости, показанных более детально на фиг. 3А.

На фиг. 3А показан небольшой участок фюзеляжа 302 с обшивкой 304 фюзеляжа, разрезанной для ясности. Фюзеляж 302 показан сконструированным посредством массива окружных ленточных элементов жесткости, представленных в качестве примера окружных ленточных элементов 312а-с жесткости. Окружные ленточные элементы 312 жесткости представляют собой окружные элементы жесткости и могут быть сконструированы с использованием различных материалов, включая, не с целью ограничения, различные металлы, полимеры и композиты. По другим вариантам осуществления окружные ленточные элементы 312 жесткости могут быть изготовлены из композитных материалов, таких как композитные материалы с волокнами с высоким осевым модулем для повышения жесткости. Композитные материалы обычно обеспечивают высокие характеристики прочности со значительным снижением массы по сравнению с обычными металлическими материалами. Кроме того, следует учесть, что окружные ленточные элементы 312 жесткости могут быть сформированы разными способами, включая не с целью ограничения накатывание, литье под давлением или формование оправки. Окружные ленточные элементы 312 жесткости могут быть прикреплены к обшивке 304 фюзеляжа 302 с помощью различных способов, включая не с целью ограничения термическое связывание, термоотверждение, присоединение с образованием химической связи или крепеж.

На фиг. 3В показано сечение окружных ленточных элементов 312b жесткости по линии А-А по фиг. 3А. Окружной ленточный элемент 312а жесткости показан с участком 306 стенки и верхней полкой 308. Верхняя полка 308 может быть расположена с примыканием к обшивке 304 летательного аппарата. Окружной ленточный элемент 312а жесткости может быть изготовлен из любого подходящего материала в зависимости от конкретного применения. В некоторых вариантах осуществления участок 306 стенки окружного ленточного элемента 312 жесткости и верхняя полка 308 напоминают или по существу идентичны по форме или похожи на заглавную букву "Т".

На фиг. 4, 4А и 4B показан второй вариант осуществления окружного элемента жесткости. На фиг. 4 фюзеляж 402 сконструирован с использованием окружных рифленых элементов 412 жесткости, в отличие от других типов элементов жесткости, таких как окружные ленточные элементы 312 жесткости по фиг. 3. На фиг. 4А показан крупный план окружных рифленых элементов 412 жесткости фюзеляжа 402 с обшивкой 404 фюзеляжа 402, срезанной для ясности. На фиг. 4А примером окружных рифленых элементов 412а и 412b жесткости из числа окружных рифленых элементов 412 жесткости могут быть сплошные элементы жесткости из одной или более секций элементов жесткости. По другим вариантам осуществления окружные рифленые элементы 412 жесткости могут быть изготовлены из композитных материалов, таких как композитные материалы с высоким модулем по оси для повышенной жесткости. Кроме того, следует учесть, что окружные рифленые элементы 412 жесткости могут быть сформированы различными способами, включая, не с целью ограничения, накатывание, литье под давлением или формование оправки. Окружные рифленые элементы 412 жесткости могут быть прикреплены к обшивке 404 фюзеляжа 402 различными способами, включая не с целью ограничения соединение с образованием химической связи, термическое связывание или крепеж.

На фиг. 4В показано сечение одного варианта осуществления окружных рифленых элементов 412а и 412b жесткости по линии В-В по фиг. 4А. В этом варианте осуществления в отличие от независимо конфигурированных элементов жесткости, таких как окружные ленточные элементы 312 жесткости по фиг. 3, окружные рифленые элементы 412 жесткости могут быть конфигурированы с рядом последовательных и смежных выступов и впадин. На фиг. 4В окружные рифленые элементы 412а и 412b жесткости показаны с верхними участками 414а, 416а соответственно и нижними участками 418а и 418b соответственно. Верхний участок 414а показан смежным с нижним участком 418а, который, в свою очередь, показан смежным с верхним участком 414b. Верхний участок 414b, в свою очередь, показан смежным с нижним участком 418b. Этот образец может быть продолжен на всю конфигурацию окружных рифленых элементов 412 жесткости, как частично показано на участке 420.

Различные концепции и технологии, описанные в настоящем документе, могут обеспечивать возможность установить обшивку, такую как обшивка 404 по фиг. 4, в конце. В некоторых вариантах осуществления это позволяет использовать в качестве материала обшивки Al или Ti обшивку поверх композитной нижней структуры. Это может быть преимуществом в плане защиты от попадания града или молнии. Это также может предоставить возможность замены обшивки в случае повреждения, при этом цельная композитная обшивка должна быть залатана. Кроме того, наличие рифленой нижней структуры, такой как в варианте осуществления по фиг. 4, может обеспечивать пространство (такое, как область между верхними участками 414а-b и нижними участками 418а-b), в котором могут быть расположены сквозные анкерные болты с выступающей головкой для монтажа внутренних элементов, например, находящихся наверху бункеров для хранения и т.д. Укладка обшивки на конечном этапе также может позволить выполнить эту работу быстрее, чем при обычных способах, за счет расширенного доступа к обеим сторонам крепежной детали.

Для формирования окружных рифленых элементов 412 жесткости могут быть использованы различные способы изготовления. Например, окружные рифленые элементы 412 жесткости могут быть сформированы путем использования термопластичного или термоотверждаемого материала в матрице или пресс-форме. Примером материала, который может быть использован, является усиленный углеродным волокном полимер (CFRP), но следует учесть, что другие материалы, включая металлы, а также и полимерные и неполимерные материалы, могут быть использованы согласно различным вариантам осуществления.

На фиг. 1 показано, как элементы жесткости крыльев могут быть присоединены к фюзеляжу с использованием способов присоединения. На фиг. 5 и 5А показан пример варианта осуществления присоединения элементов 516 жесткости крыла 508 к фюзеляжу 502, если крыло 508 обладает прямой или почти прямой конфигурацией. Поскольку окружные элементы 512 жесткости могут быть ориентированы вертикально вдоль фюзеляжа 502, элементы 516 жесткости крыльев могут быть состыкованы под углом с фюзеляжем 502 за счет их общего направления.

На фиг. 5А показано крупным планом, как элементы 516 жесткости крыльев могут быть выровнены с окружными элементами 512 жесткости. Пример элемента 516а жесткости крыла из числа элементов 516 жесткости крыльев показан в соединении с фюзеляжем 502 между окружными элементами 512а и 512b жесткости. При использовании окружных рифленых элементов жесткости, таких как окружные рифленые элементы 412 жесткости по фиг. 4, элемент 516а жесткости крыла может быть расположен в пределах нижней секции 514 между окружными элементами 512а и 512b жесткости. В этом варианте осуществления встраивание элементов 516 жесткости крыльев в фюзеляж может не влиять, влиять минимально или номинально на профиль поверхности фюзеляжа 502. Кроме того, аналогичным образом окружные элементы 512 жесткости могут быть расположены с промежутком между ними, как это и показано, например, для окружных ленточных элементов 312 жесткости по фиг. 3А. Элементы 516 жесткости крыльев могут быть размещены в промежутках между окружными ленточными элементами 312 жесткости, чтобы снизить воздействие на профиль поверхности самолета.

Хотя присоединение элементов жесткости крыльев к фюзеляжу летательного аппарата обеспечивает некоторое структурное усиление, обычные крылья в основном присоединяют к отсеку центроплана крыла. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения один или более лонжеронов крыльев могут быть использованы для крепления крыла к фюзеляжу без необходимости в обычном отсеке центроплана крыла. Согласно различным описанным в настоящем документе вариантам осуществления элементы жесткости крыльев могут быть прикреплены непосредственно к каркасу летательного аппарата. В некоторых вариантах осуществления это крепление может способствовать передаче аэродинамических нагрузок при подъеме посредством смещения на шпангоуты, в то время как нагрузки, вызывающие изгиб крыла, действуют на корневую часть крыла, обеспечивая большее разделение между верхней и нижней корневыми частями крыла для более эффективного сопротивления изгибающему моменту, как показано более детально на фиг. 7. В некоторых вариантах осуществления крепление одного или более крыльев к фюзеляжу согласно различным вариантам осуществления, описанное в настоящем документе, может обеспечивать дополнительные преимущества. Например, верхняя часть крыла 508 может быть прикреплена около верхней части фюзеляжа 502, в то время как нижняя часть крыла 508 может быть прикреплена около нижней части фюзеляжа 502. Это позволяет предусмотреть большее пространство внутри летательного аппарата, которое может быть использовано для груза, топлива, принадлежностей и т.д. Например, в некоторых вариантах осуществления исключение отсека центроплана крыла позволяет освободить пространство под груз, предоставляя заднюю грузовую дверь и обширное пространство внутри, без необходимости наличия двух боковых грузовых дверей и двух раздельных площадей. Другие преимущества могут быть достигнуты посредством исключения отсека центроплана крыла, причем настоящее изобретение не ограничивается этими преимуществами и не зависит от достижения каких-либо конкретных выгод или преимуществ.

На фиг. 6А показан пример конфигурации лонжеронов крыла, которая может быть использована для присоединения одного или более крыльев к фюзеляжу. Только с целью иллюстрации варианта осуществления механизм крепления лонжерона крыла описан в настоящем документе применительно к крылу, хотя следует учесть, что тот же самый механизм крепления может быть использован для других компонентов летательного аппарата, таких как приведенный не с целью ограничения горизонтальный или вертикальный стабилизатор. Показаны носовые лонжероны 610а и 610b и хвостовые лонжероны 612а и 612b. Следует учесть, что крыло, такое как крыло 508 по фиг. 5, может содержать в себе более или менее двух лонжеронов без отступления от объема настоящего изобретения и прилагаемой формулы изобретения. Например, в некоторых вариантах осуществления может быть одиночный лонжерон, расположенный в различных местах в каком-либо месте вдоль хорды крыла (например, в носовой части, посредине, в хвостовой части). В других вариантах осуществления может быть более двух лонжеронов. Настоящее изобретение не ограничено, а также не зависит от какого-либо конкретного числа лонжеронов.

Носовые лонжероны 610а и 610b имеют эллиптические отверстия 614а и 614b соответственно. Хвостовые лонжероны 612а и 612b имеют эллиптические отверстия 616а и 616b соответственно. В зависимости от углового смещения между крылом летательного аппарата и фюзеляжем, отверстия 614а-b и 616а-b могут быть различны по длине окружности и форме, т.е. может меняться фокус, а также радиус. Например, в летательном аппарате с прямыми крыльями, в котором лонжерон может быть прикреплен к фюзеляжу под углом приблизительно 90°, отверстия 614а-b и/или 616а-b могут быть круглыми. В другом примере, таком как пример по фиг. 6, носовые лонжероны 610а-b или хвостовые лонжероны 612а-b присоединены в конфигурации со стреловидным крылом. Таким образом, отверстия 614а-b и/или отверстия 616а-b могут быть более овальными по форме, чтобы обеспечивать внутреннее пространство в летательном аппарате и возможность присоединения к фюзеляжу по окружности.

Для обеспечения дополнительной структурной жесткости, а также сопротивления моментам, действующим на корневую часть крыла, в качестве примера, а не ограничения носовые лонжероны 610а-b могут быть дополнительно прикреплены к хвостовым лонжеронам 612а-b. В примере варианта осуществления, показанного на фиг. 6А, хвостовой лонжерон 612b прикреплен к носовому лонжерону 610а на стыке 618, и, аналогичным образом, хвостовой лонжерон 612а присоединен к носовому лонжерону 610b на стыке 620.

На фиг. 6В показано прикрепление лонжеронов крыльев и элементов жесткости крыльев согласно различным вариантам осуществления к фюзеляжу. Отсек 600 фюзеляжа также содержит прикрепленные крылья 602 и 604. Как указано выше, в некоторых вариантах осуществления элементы 606 жесткости крыла 602 и элементы 608 жесткости крыла 604 могут быть присоединены к отсеку 600 фюзеляжа напротив заготовки балки 630 верхнего полусвода. Один или более элементов жесткости фюзеляжа, таких как окружной элемент 628 жесткости, могут быть использованы для обеспечения структурной опоры отсека 600 фюзеляжа. Чтобы обеспечить структурную опору и присоединить крылья 602 и/или 604 к отсеку 600 фюзеляжа, как показано, например, на фиг. 6А, могут быть использованы лонжероны крыльев.

Носовые лонжероны 610а и 610b имеют эллиптические отверстия 614а и 614b, и хвостовые лонжероны 612а и 612b имеют эллиптические отверстия 616а и 616b соответственно (как показано на фиг. 6А), форма и расположение которых предназначена для охвата отсека 600 фюзеляжа, т.е. обеспечивает периферийное смещение ближе к наружной поверхности фюзеляжа. Таким образом, помимо обеспечения присоединения крыльев 602 и 604 к отсеку 600 фюзеляжа, носовые лонжероны 610а-b и хвостовые лонжероны 612а-b также могут обеспечивать структурную жесткость отсека 600 фюзеляжа. Как показано на фиг. 6А, в зависимости от углового смещения между крылом летательного аппарата и фюзеляжем, отверстия 614а-b и 616а-b могут быть различны по длине окружности и форме, т.е. может меняться фокус, а также радиус. Например, в летательном аппарате с прямым крылом, в котором лонжерон может быть прикреплен к фюзеляжу под углом приблизительно 90°, отверстия 614а-b и/или 616а-b могут быть круглыми. В другом примере, таком как пример по фиг. 6, носовые лонжероны 610а-b или хвостовые лонжероны 612а-b присоединены в конфигурации со стреловидным крылом. Таким образом, отверстия 614а-b и/или отверстия 616а-b могут быть более овальными по форме, чтобы обеспечивать внутреннее пространство в летательном аппарате и возможность присоединения к фюзеляжу по окружности.

Чтобы помочь сформировать крыло 602 и, среди прочего, обеспечить дополнительную структурную опору, крыло 602 может быть расположено на месте нервюры 622. Хотя данное изобретение не предусматривает какое-либо конкретное преимущество или признак, нервюра 622 и носовой лонжерон 610b и/или хвостовой лонжерон 612b, когда один или более лонжеронов механически присоединены к одной или более нервюрам крыла, могут способствовать стабилизации изгиба в плоскости вращения между носовыми лонжеронами 610а-b и хвостовыми лонжеронами 612а-b. Различные варианты осуществления настоящего изобретения также могут способствовать стабилизации верхней и нижней поверхностей обшивки (не показана) и соединению этой конфигурации в единую сборку, чтобы сборка могла действовать, как один узел для достижения различных преимуществ. Например, различные варианты осуществления настоящего изобретения могут помочь сократить или устранить области или места, в которых силы, приложенные к крылу, могут заставить крыло изогнуться в соответствии с первой модой изгиба, таким образом, в некоторых случаях, снижая вероятность изгиба крыла. Следует отметить, что настоящее изобретение не ограничивается, а также не зависит от какого-либо конкретного числа нервюр. Несколько нервюр крыла могут быть различны в зависимости от конкретных требований по нагрузке и конструкции конкретного крыла. Один такой пример показан на фиг. 6B. На фиг. 6B носовой лонжерон 610b прикреплен к нервюре 622 у первого стыка 620, и хвостовой лонжерон 612b прикреплен к нервюре 622 у второго стыка 624.

Кроме того, может быть выгодно, чтобы лонжерон одного крыла был прикреплен к нервюре противоположного крыла. Один такой пример показан на фиг. 6. На фиг. 6 хвостовой лонжерон 612а крыла 604 показан прикрепленным к нервюре 622 на стыке 620. Помимо прочих выгод это может повысить структурную прочность летательного аппарата. Хотя настоящее изобретение не ограничивается каким-либо конкретным преимуществом и не полагается на какую-либо теорию эксплуатации, прикрепив носовой лонжерон 610b и хвостовой лонжерон 612а к нервюре 622, можно реализовать повышенную структурную жесткость без дополнительных опорных структур, таких как отсек центроплана крыла. Путем применения присоединенных по окружности лонжеронов, таких как носовой лонжерон 610b и хвостовой лонжерон 612b, и в некоторых вариантах осуществления соответствующие им части противоположного крыла, использования отсека центроплана крыла можно избежать.

При необходимости дополнительная структурная опора может быть реализована путем использования дополнительных опорных структур (третьего, четвертого и т.д. лонжеронов крыла), таких как крестовина 626, также присоединенных к нервюре 622 на стыке 620. Следует отметить, что один или более стыков, помимо стыков 620 или 622, могут быть использованы без отступления от объема настоящего изобретения и прилагаемых чертежей.

На фиг. 7 показаны возможные силы, действующие на летательный аппарат с использованием различных вариантов осуществления настоящего изобретения. К фюзеляжу 700 присоединены крылья 702 и 704. В полете масса фюзеляжа 700 и крыльев 702 и 704 по существу удерживается крыльями 702 и 704. Вертикальная тяга летательного аппарата создает подъемную силу 706 и 708, действующую на крылья 702 и 704 соответственно. Подъемная сила 706 и 708 передает крутящий момент на фюзеляж 700 в противоположных направлениях. Этот крутящий момент вызывает растяжение 710 вдоль нижней части фюзеляжа 700 и сжатие 712 вдоль верхней части фюзеляжа 700. В некоторых вариантах осуществления, поскольку лонжероны (не показаны) крыльев 702 и/или 704 по окружности присоединены к фюзеляжу 700, растяжение 710 компенсируется сжатием 712, и наоборот. Таким образом, в некоторых вариантах осуществления вращательные силы, такие как вращательные силы 714 и 718, могут быть частично или полностью компенсированы равными и направленными в противоположную сторону вращательными силами. Поэтому в некоторых конфигурациях различные нагрузки на крыло могут вызывать сопротивление корпуса летательного аппарата.

Кроме того, различные варианты осуществления, описанные в настоящем документе, могут предусматривать возможность поглощения динамических полетных нагрузок лучше обычной конструкции летательного аппарата. Летательный аппарат испытывает состояние нагрузки и разгрузки, вызываемые различными факторами, включая, не с целью ограничения, обжатие фюзеляжа и прогиб крыльев летательного аппарата и в полете, и не в полете. Конфигурация по фиг. 7 может позволить летательному аппарату принимать динамическую полетную нагрузку на множество окружных элементов жесткости на участке фюзеляжа летательного аппарата. В ответ на прием динамической полетной нагрузки, силы растяжения или сжатия, соответствующие динамической полетной нагрузке, могут быть распределены по окружности вокруг участка фюзеляжа по существу нормального относительно продольной оси участка фюзеляжа. Окружные элементы жесткости, такие как элементы 112 жесткости по фиг. 2, могут быть конфигурированы для изгиба в нужном направлении, когда летательный аппарат переходит из состояния в полете в состояние вне полета.

На фиг. 8 показана стандартная процедура 800 усиления летательного аппарата, описанная подробно. Если не указано иное, следует учесть, что может быть выполнено больше или меньше операций, чем показано на чертежах и описано в настоящем документе. Кроме того, если не указано иное, эти операции также могут быть выполнены в другом порядке, чем указано в настоящем документе. Кроме того, если не указано иное, конкретный компонент или признак, идентифицированный на чертеже, предназначен только для целей описания и не подразумевает ограничения рутинной процедуры 800 или конкретной операции относительно идентифицированной компоненты или признака.

Стандартная процедура 800 начинается при операции 802, когда формируется обшивка 204 с внутренней поверхностью. В некоторых вариантах осуществления обшивка простирается продольно вдоль первой оси X-Y. От операции 802 рутинная процедура 800 переходит к операции 804, при которой формируется множество окружных элементов 112 жесткости. В некоторых вариантах осуществления окружные элементы 112 жесткости ориентированы по окружности и по существу параллельны друг другу. В других вариантах осуществления окружные элементы 112 жесткости состоят из окружных ленточных элементов 312 жесткости с верхней полкой 308 и участком 306 стенки. В других вариантах осуществления окружными элементами 112 жесткости являются окружные рифленые элементы 412 жесткости с верхним участком 414а-b и нижним участком 418а-b.

Стандартная процедура 800 переходит от операции 804 к операции 806, при которой первый конец по меньшей мере участка окружных элементов 112 жесткости может быть присоединен ко второму концу по меньшей мере участка окружных элементов 112 жесткости. Могут быть использованы различные способы присоединения, включая, не с целью ограничения, термосварку и заклепки. Также следует понимать, что настоящее изобретение не ограничивается окружными элементами 112 жесткости с одним концом, присоединенным к другому концу, или каким-либо конкретным способом изготовления/крепления, поскольку окружные элементы 112 жесткости могут быть прикреплены к различным компонентам летательного аппарата, включая, не с целью ограничения, килевую балку 110 или балку 210 верхнего полусвода, как указано, например, при операции 808.

Стандартная процедура 800 переходит от операции 806 к операции 808, при которой по меньшей мере участок окружных элементов 112 жесткости присоединяется к балке, такой как килевая балка 110 или балка 210 верхнего полусвода. Могут быть использованы различные способы присоединения, включая, не с целью ограничения, термосварку и заклепки. Кроме того, следует учесть, что могут быть использованы другие балки, включая, не с целью ограничения, боковую балку 212.

Стандартная процедура 800 переходит от операции 808 к операции 810, при которой по меньшей мере участок обшивки 204 присоединяется по меньшей мере к участку нескольких окружных элементов 112 жесткости, чтобы по меньшей мере участок нескольких окружных элементов 112 жесткости был выровнен нормально первой оси X-Y. Могут быть использованы различные способы присоединения, включая, не с целью ограничения, термосварку и заклепки.

В некоторых вариантах осуществления может быть полезно прикрепить одно или более крыльев (или других компонентов летательного аппарата) к фюзеляжу до прикрепления обшивки 204 к окружным элементам 112 жесткости. Поэтому, если необходимо прикрепить одно или более крыльев, например, крыло 602 к отсеку 600 фюзеляжа перед операцией 810, стандартная процедура 800 может перейти от операции 808 к операции 812, когда множество элементов 606 жесткости крыла присоединяют к внутренней поверхности обшивки крыльев. В некоторых вариантах осуществления элементы 606 жесткости крыла могут быть выровнены таким образом, чтобы они были состыкованы с окружными элементами 112 жесткости. В других вариантах осуществления элементы жесткости крыльев могут быть позиционированы между одним или несколькими окружными элементами 112 жесткости. В качестве примера, а не ограничения, один или несколько окружных рифленых элементов 412 жесткости могут быть расположены на нижних участках 418а-b между верхними участками 414а-b, если окружными элементами 112 жесткости являются окружные рифленые элементы 412 жесткости. В качестве другого примера, а не ограничения, один или несколько элементов 114 жесткости крыльев или элементов 116 жесткости крыльев могут быть расположены в промежутках между ленточными элементами 312 жесткости с верхней полкой 308 и участком 306 стенки, причем ленты элементов 312 жесткости расположены в промежутке между верхней полкой 308 лент окружных элементов 312 жесткости.

Стандартная процедура 800 может перейти от операции 812 к операции 814, при которой один или несколько лонжеронов 610а, 610b, 612а и 612b крыльев имеют отверстия 614а, 614b, 616а и 616b соответственно, расположены по окружности и прикреплены к отсеку 600 фюзеляжа. В некоторых вариантах осуществления настоящего изобретения один или несколько лонжеронов 610b и 612b крыльев могут быть использованы для присоединения крыла 602 к отсеку 600 фюзеляжа без необходимости в обычном отсеке центроплана крыла. Следует учесть, что та же самая операция 814 крепления может быть использована для других компонентов летательного аппарата, таких как приведенные в качестве примера, а не ограничения, крыло, горизонтальный или вертикальный стабилизаторы. В зависимости от углового смещения между крылом 602 и отсеком 600 фюзеляжа, к которому должно быть прикреплено крыло, отверстие 614а, 614b, 616а и 616b в лонжероне может быть различно по длине окружности и форме. Следует учесть, что крыло 602 может содержать в себе менее или более двух лонжеронов без отступления от объема настоящего изобретения и заявленной формулы изобретения. Стандартная процедура 800 может перейти от операции 814 к операции 816, при которой обшивка крыла присоединяется к лонжеронам 610а, 610b, 612а и 612b крыльев и элементам 606 жесткости крыльев, если это еще не выполнено. Следует отметить, что в некоторых вариантах осуществления обшивка крыла может представлять собой единое целое, быть сплошной или представлять собой ту же самую обшивку, что и обшивка, покрывающая отсек 600 фюзеляжа.

Кроме того, изобретение содержит варианты осуществления в соответствии со следующими пунктами:

Пункт 1. Летательный аппарат, содержащий:

множество окружных элементов жесткости, расположенных внутри фюзеляжа летательного аппарата и конфигурированных по существу нормально к продольной оси летательного аппарата; и

обшивку, присоединенную к множеству окружных элементов жесткости.

Пункт 2. Летательный аппарат по п. 1, в котором по меньшей мере одна балка расположена в основном параллельно продольной оси.

Пункт 3. Летательный аппарат по п. 2, в котором балкой является килевая балка или балка верхнего полусвода.

Пункт 4. Летательный аппарат по п. 2, в котором по меньшей мере часть обшивки присоединена к балке.

Пункт 5. Летательный аппарат по п. 1, в котором обшивка содержит композитный материал.

Пункт 6. Летательный аппарат по п. 5, в котором композитный материал содержит армированный углеродным волокном композит или армированный углеродным волокном термопластичный композит.

Пункт 7. Летательный аппарат по п. 5, в котором по меньшей мере участок нескольких окружных элементов жесткости присоединен с образованием связи посредством термического процесса по меньшей мере к участку внутренней поверхности обшивки.

Пункт 8. Летательный аппарат по п. 1, в котором множество окружных элементов жесткости содержат рифленые элементы жесткости с непрерывным рифленым узором.

Пункт 9. Летательный аппарат по п. 8, в котором непрерывный рифленый узор включает ряд последовательных и смежных гребней и впадин.

Пункт 10. Летательный аппарат по п. 1, в котором множество окружных элементов жесткости содержит множество окружных ленточных элементов жесткости.

Пункт 11. Летательный аппарат по п. 10, в котором окружные ленточные элементы жесткости содержат верхнюю полку и участок стенки.

Пункт 12. Летательный аппарат по п. 11, в котором окружные ленточные элементы жесткости имеют форму в виде заглавной буквы Т.

Пункт 13. Летательный аппарат по п. 1, в котором множество окружных элементов жесткости прикреплены к килевой балке или балке верхнего полусвода фюзеляжа.

Пункт 14. Летательный аппарат, содержащий:

фюзеляж, содержащий:

множество окружных элементов жесткости, присоединенных к внутренней поверхности обшивки фюзеляжа и расположенных по существу нормально к первой оси;

обшивку фюзеляжа, простирающуюся продольно вдоль первой оси; и

по меньшей мере одну балку, расположенную в основном параллельно первой оси; и

крыло, содержащее:

обшивку крыла с внутренней поверхностью, первым концом, примыкающим к фюзеляжу, и вторым концом, удаленным от первого конца, простирающуюся от первого конца до второго конца вдоль в основном линейной второй оси; и

множество элементов жесткости крыла, присоединенных к внутренней поверхности обшивки крыла и расположенных в основном параллельно второй оси, причем множество элементов жесткости крыла по существу выровнены с множеством окружных элементов жесткости.

Пункт 15. Летательный аппарат по п. 14, в котором балкой является килевая балка или балка верхнего полусвода.

Пункт 16. Летательный аппарат по п. 14, в котором по меньшей мере часть обшивки присоединена к балке.

Пункт 17. Летательный аппарат по п. 14, в котором обшивка содержит композитный материал.

Пункт 18. Летательный аппарат по п. 14, в котором композитный материал содержит армированный углеродным волокном композит или армированный углеродным волокном термопластичный композит.

Пункт 19. Летательный аппарат по п. 14, в котором по меньшей мере участок множества элементов жесткости присоединен с образованием связи посредством термического процесса по меньшей мере к участку внутренней поверхности обшивки.

Пункт 20. Летательный аппарат по п. 14, в котором множество окружных элементов жесткости включают рифленые элементы жесткости со сплошным рифленым узором.

Пункт 21. Летательный аппарат по п. 20, в котором сплошной рифленый узор содержит ряд последовательных и сопряженных гребней и впадин.

Пункт 22. Летательный аппарат по п. 14, в котором множество окружных элементов жесткости содержат множество окружных ленточных элементов жесткости.

Пункт 23. Летательный аппарат по п. 22, в котором окружные ленточные элементы жесткости содержат верхнюю полку и участок стенки.

Пункт 24. Летательный аппарат по п. 23, в котором окружные ленточные элементы жесткости имеют форму заглавной буквы Т.

Пункт 25. Летательный аппарат по п. 14, в котором по меньшей мере участок множества элементов жесткости крыла присоединен к балке.

Пункт 26. Летательный аппарат по п. 14, в котором по меньшей мере участок множества элементов жесткости крыла присоединен по меньшей мере к участку множества элементов жесткости второго крыла.

Пункт 27. Летательный аппарат по п. 14, в котором крыло содержит носовой лонжерон и хвостовой лонжерон.

Пункт 28. Летательный аппарат по п. 27, в котором носовой лонжерон и хвостовой лонжерон прикреплены к фюзеляжу.

Пункт 29. Летательный аппарат по п. 28, в котором носовой лонжерон и хвостовой лонжерон прикреплены к фюзеляжу под углом для обеспечения конфигурации стреловидного крыла.

Пункт 30. Летательный аппарат по п. 14, в котором крыло дополнительно содержит по меньшей мере одну нервюру, присоединенную по меньшей мере к участку элементов жесткости крыла.

Пункт 31. Способ повышения жесткости фюзеляжа летательного аппарата, причем способ включает:

расположение нескольких окружных элементов жесткости вдоль продольной оси фюзеляжа летательного аппарата, так чтобы множество окружных элементов жесткости были расположены по существу параллельно друг другу и по существу нормально продольной оси;

присоединение по меньшей мере участка окружных элементов жесткости к балке; и

присоединение обшивки фюзеляжа к множеству окружных элементов жесткости.

Пункт 32. Способ по п. 31, в котором множество элементов жесткости крыла присоединено к фюзеляжу летательного аппарата.

Пункт 33. Способ по п. 31, в котором по меньшей мере участок обшивки фюзеляжа присоединен к балке.

Пункт 34. Способ по п. 31, в котором балкой является килевая балка или балка верхнего полусвода.

Пункт 35. Способ по п. 31, в котором обшивка фюзеляжа содержит композитный материал.

Пункт 36. Способ по п. 35, в котором композитный материал содержит армированный углеродным волокном композит или армированный углеродным волокном термопластичный композит.

Пункт 37. Способ по п. 31, в котором присоединение по меньшей мере участка обшивки фюзеляжа по меньшей мере к участку множества окружных элементов жесткости включает термическое связывание по меньшей мере участка обшивки фюзеляжа по меньшей мере с участком множества окружных элементов жесткости.

Пункт 38. Способ по п. 31, в котором множество окружных элементов жесткости включает рифленые элементы жесткости со сплошным рифленым узором.

Пункт 39. Способ по п. 38, в котором непрерывный рифленый узор содержит ряд последовательных и смежных гребней и впадин.

Пункт 40. Способ по п. 31, в котором множество окружных элементов жесткости включает множество окружных ленточных элементов жесткости.

Пункт 41. Способ по п. 40, в котором окружные ленточные элементы жесткости содержат верхнюю полку и участок стенки.

Пункт 42. Способ по п. 41, в котором окружные ленточные элементы жесткости обладают формой заглавной буквы Т.

Пункт 43. Способ по п. 31, дополнительно включающий присоединение носового лонжерона и хвостового лонжерона крыла к фюзеляжу летательного аппарата.

Пункт 44. Способ по п. 43, дополнительно включающий присоединение носового лонжерона или хвостового лонжерона к фюзеляжу летательного аппарата под углом к продольной оси для обеспечения конфигурации стреловидного крыла.

Пункт 45. Крыло, содержащее:

лонжерон, содержащий эллиптическое отверстие, размер и форма которого позволяют охватывать летательный аппарат; и

обшивку крыла с внутренней поверхностью, присоединенной к лонжерону.

Пункт 46. Крыло по п. 45, дополнительно содержащее множество элементов жесткости крыла, присоединенных к внутренней поверхности обшивки крыла.

Пункт 47. Крыло по п. 46, в котором множество элементов жесткости крыла по существу выровнены с множеством окружных элементов жесткости отсека фюзеляжа летательного аппарата.

Пункт 48. Крыло по п. 45, в котором лонжерон включает носовой лонжерон и хвостовой лонжерон.

Пункт 49. Крыло по п. 48, в котором носовой лонжерон крыла присоединен к хвостовому лонжерону второго крыла.

Пункт 50. Крыло по п. 49, в котором хвостовой лонжерон крыла присоединен к носовому лонжерону второго крыла.

Пункт 51. Крыло по п. 50, в котором третий лонжерон присоединен к нервюре первого крыла и нервюре второго крыла.

Пункт 52. Крыло по п. 45, в котором лонжерон сконструирован для присоединения к фюзеляжу летательного аппарата под углом для обеспечения конфигурации стреловидного крыла.

Пункт 53. Крыло по п. 45, в котором фокусы эллиптического отверстия изменяют в зависимости от углового смещения между фюзеляжем летательного аппарата и крылом.

Пункт 54. Крыло по п. 45, которое дополнительно содержит по меньшей мере одну нервюру.

На основе вышеупомянутого следует учесть, что в настоящем документе предложены технологии усиления различных компонентов летательного аппарата с использованием вертикально ориентированных окружных элементов жесткости. Описанная выше сущность изобретения предусмотрена только в качестве иллюстрации и не подразумевает ограничения. Различные модификации и изменения, отличные от описанных иллюстративных вариантов осуществления и применения, могут быть внесены в предмет, описанный в настоящем документе, без отступления от сущности и объема настоящего изобретения, который изложен в следующей формуле изобретения.

Изобретение относится к изготовлению усиленного фюзеляжа летательного аппарата (ЛА) с использованием ориентированных вертикально окружных элементов жесткости. ЛА содержит множество окружных рифленых элементов жесткости со сплошным рифленым узором, расположенных внутри фюзеляжа ЛА и сконфигурированных по существу нормально к продольной оси ЛА. ЛА также содержит обшивку, соединенную с множеством окружных рифленых элементов жесткости, причем каждый из окружных рифленых элементов жесткости содержит верхний участок и нижний участок. При этом каждый верхний участок элемента жесткости является смежным с нижним участком соседнего окружного рифленого элемента жесткости. Достигается обеспечение упрочнения ЛА, снижение массы конструкции. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Летательный аппарат (100), содержащий:

множество окружных рифленых элементов (412) жесткости со сплошным рифленым узором, расположенных внутри фюзеляжа (402) летательного аппарата (100) и сконфигурированных по существу нормально к продольной оси летательного аппарата (100), причем каждый из окружных рифленых элементов (412) жесткости содержит верхний участок (414а, 414b) и нижний участок (418а и 418b), и

обшивку (404), соединенную с указанным множеством окружных рифленых элементов (412) жесткости, причем

каждый верхний участок (414а, 414b) элемента жесткости является смежным с нижним участком (418а, 418b) соседнего окружного рифленого элемента (412) жесткости.

2. Летательный аппарат (100) по п.1, также содержащий по меньшей мере одну балку, расположенную по существу параллельно продольной оси, причем балкой является килевая балка (110) или балка (210) верхнего полусвода.

3. Летательный аппарат (100) по п.2, в котором по меньшей мере часть обшивки (404) прикреплена к балке (110, 210).

4. Летательный аппарат (100) по любому из пп.1-3, в котором обшивка (404) содержит композитный материал.

5. Летательный аппарат (100) по любому из пп.1-4, в котором по меньшей мере участок множества окружных элементов (412) жесткости соединен с образованием связи посредством термического процесса по меньшей мере с участком внутренней поверхности обшивки (404).

6. Летательный аппарат (100) по п.1, в котором множество окружных элементов (412) жесткости прикреплено к килевой балке (110) или балке (210) верхнего полусвода фюзеляжа (402).

7. Летательный аппарат (100) по п.1, в котором:

множество окружных рифленых элементов (412) жесткости соединены с внутренней поверхностью обшивки (404) фюзеляжа, а

обшивка (404) фюзеляжа проходит продольно вдоль продольной оси, причем летательный аппарат также содержит:

по меньшей мере одну балку (110, 210), расположенную по существу параллельно продольной оси, и

крыло (108а), содержащее:

обшивку крыла, имеющую внутреннюю поверхность, первый конец, примыкающий к фюзеляжу (402), и второй конец, удаленный от первого конца, при этом указанная обшивка крыла проходит от первого конца до второго конца вдоль по существу линейной второй оси, и

множество элементов (114) жесткости крыла, соединенных с внутренней поверхностью обшивки крыла и расположенных по существу параллельно второй оси, причем множество элементов (114) жесткости крыла по существу выровнены с указанным множеством окружных рифленых элементов (412) жесткости.

8. Летательный аппарат (100) по п.7, в котором по меньшей мере участок указанного множества элементов (114) жесткости крыла прикреплен по меньшей мере к участку множества элементов (116) жесткости второго крыла (108b).

9. Летательный аппарат (100) по п.7 или 8, в котором крыло (108) содержит носовой лонжерон (610) и хвостовой лонжерон (612), прикрепленные к фюзеляжу (402).

10. Летательный аппарат (100) по п.9, в котором носовой лонжерон (610) или хвостовой лонжерон (612) прикреплены к фюзеляжу (402) под углом для обеспечения конфигурации стреловидного крыла.

11. Летательный аппарат (100) по любому из пп.7-10, в котором крыло (108) также содержит по меньшей мере одну нервюру (622), соединенную по меньшей мере с участком элементов (114, 116) жесткости крыла.

12. Способ придания жесткости фюзеляжу (102, 402, 502, 700) летательного аппарата, включающий:

расположение множества окружных рифленых элементов (412) жесткости вдоль продольной оси фюзеляжа (402) летательного аппарата, так чтобы множество окружных рифленых элементов (412) жесткости были расположены по существу параллельно друг другу и по существу нормально к продольной оси, причем каждый из окружных рифленых элементов (412) жесткости содержит верхний участок (414а, 414b) и нижний участок (418а и 418b),

прикрепление по меньшей мере участка окружных рифленых элементов (412) жесткости к балке (110, 210), и

прикрепление обшивки (404) фюзеляжа к указанному множеству окружных рифленых элементов (412) жесткости, причем

обеспечивают смежность каждого верхнего участка (414а, 414b) элемента жесткости с нижним участком (418а, 418b) соседнего окружного рифленого элемента (412) жесткости.

13. Способ по п.12, также включающий прикрепление множества элементов (114, 116) жесткости крыла к фюзеляжу (402) летательного аппарата.

14. Способ по п.12 или 13, также включающий прикрепление по меньшей мере участка обшивки (404) фюзеляжа к балке (110, 210).

15. Способ по любому из пп.12-14, в котором присоединение по меньшей мере участка обшивки (404) фюзеляжа по меньшей мере к участку множества окружных элементов (412) жесткости включает термическое связывание по меньшей мере участка обшивки (404) фюзеляжа по меньшей мере с участком множества окружных элементов (412) жесткости.

16. Способ по любому из пп.12-15, также включающий присоединение носового лонжерона (610) и хвостового лонжерона (612) крыла (108) к фюзеляжу (402) летательного аппарата.

17. Способ по п.16, также включающий прикрепление носового лонжерона (610) или хвостового лонжерона (612) под углом к продольной оси для обеспечения конфигурации стреловидного крыла.

18. Способ по п. 16, в котором:

носовой лонжерон (610) и/или хвостовой лонжерон (612) содержит эллиптическое отверстие (614, 616), размер и форма которого обеспечивают возможность охвата фюзеляжа (402) летательного аппарата, а

обшивка крыла имеет внутреннюю поверхность, которая соединена с лонжеронами (610, 612).

19. Способ по п.13, в котором множество элементов (114, 116) жесткости крыла по существу выравнивают с множеством окружных рифленых элементов (412) жесткости фюзеляжа (402) летательного аппарата.

20. Способ по п.18, в котором фокусы эллиптического отверстия изменяют в зависимости от углового смещения между фюзеляжем (402) летательного аппарата и крылом (108).