КОМПОЗИТНАЯ ПАНЕЛЬ В СБОРЕ ДЛЯ САМОЛЕТА И СПОСОБ ЕЕ ИЗГОТОВЛЕНИЯ Российский патент 2021 года по МПК B64C1/12 B64C3/20 B32B17/06 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к композитной панели в сборе для самолета, предназначенной, в частности, для использования в местах сопряжения компонентов, где для крепления требуются уплотнительные средства.

Первая задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить панель в сборе, которая исключает дребезжание панелей, повреждение и шум, свойственные традиционным панелям в сборе.

Другая задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить панель в сборе, которая удовлетворяет требованиям к прочности и эксплуатационной технологичности без необходимости использования дополнительных деталей, что ведет к увеличению веса и ухудшению аэродинамических характеристик.

Настоящее изобретение также относится к способу изготовления композитной панели в сборе для самолета.

Еще одна задача настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить панель в сборе, которая соответствует условиям изготовления композитных конструкций, чтобы ее можно было легко изготавливать с помощью традиционного процесса изготовления.

Уровень техники

Композитные панели для самолетов традиционно собирают с помощью уплотнительных средств. Эти уплотнительные средства, в общем, требуются для зон сопряжения с резкими границами и с компонентами, расположенными перпендикулярно друг другу. Примером таких резких границ является граница между обтекателем нижней части фюзеляжа и крылом.

С уплотнительными средствами, обычно установленными в этих зонах сопряжения, часто возникают проблемы, связанные с поломкой и шумом. Причина состоит в том, что края указанных обычных уплотнительных средств (от панели до панели) дребезжат во время полета.

На фиг. 1 показана обычная панель в сборе, где видны поврежденные края панелей 12, 13.

Поскольку упомянутая ситуация для самолета неприемлема, некоторые производители самолетов разработали другие технические решения для сборки панелей. Одно из таких решений состоит в использовании клеевых уплотнительных средств между панелями, подлежащими сборке. Обычно один край этих уплотнительных средств приклеивают к поверхности одной из панелей, а другой край крепят к другой панели.

На фиг. 2a показан вид в разрезе клеевого уплотнительного средства 14, предназначенного для сборки двух панелей 15, 16. На фигуре показано Y-образное уплотнительное средство 14, имеющее один край, прикрепленный к первой панели 15, и противоположный край, приклеенный ко второй панели 16. Уплотнительное средство заполнено клеем 17.

Несмотря на широкое использование клеевых уплотнительных средств, они также имеют несколько недостатков. Один из главных недостатков относится к эксплуатационной технологичности. При использовании клеевых уплотнительных средств обслуживающий персонал должен удалять клей с поверхности для демонтажа панели. Это очень трудная задача (авиакомпании должны в обязательном порядке выполнять регулярные проверки) с высоким риском повреждения конструкции.

На фиг. 2b показана панель 16 из фиг. 2a, с которой было удалено клеевое уплотнительное средство 14. Как показано, на панели 16 имеются остатки клея 17, который необходимо счистить.

Кроме того, клей тяжело и трудно наносить. К тому же, это техническое решение не является воспроизводимым (качество работы зависит от исполнителя) и требует очень много времени.

Кроме того, клей заметно увеличивает вес, приблизительно на 14 кг.

Кроме того, даже в случае использования клеевых уплотнительных средств, некоторые панели продолжают дребезжать, что является причиной шума и повреждений. Для решения этой проблемы дополнительно устанавливают наружные листовые части с целью стабилизации краев указанных проблематичных панелей. Эти части ухудшают аэродинамические характеристики (наличие кромок в поперечном направлении по отношению к воздушному потоку) и эксплуатационную технологичность (необходимость удаления листовой части для демонтажа одной из панелей).

Что касается установки клеевых уплотнительных средств, следует отметить, что панели должны быть снабжены уплотнительными средствами и должны устанавливаться друг за другом на линии окончательной сборки (ЛОС). Оператор сначала устанавливает панели и приклеивает уплотнительные средства к поверхности панели. После этого он должен выполнить дополнительную операцию, которая заключается в подъеме наружной кромки уплотнительного средства и нагнетании уплотнителя (клея) для заполнения объема (см. фиг. 2a) между кромками уплотнительного средства. После заполнения объема уплотнитель будет вытекать из краев, после чего необходимо выполнить очистку.

Нанесение клея является долгосрочной задачей, принимая во внимание сложный доступ операторов к панелям в сборе, поскольку нанесение клея необходимо выполнять сразу же после установки. Кроме того, эту экологически вредную операцию необходимо выполнять вручную не только один раз на линии окончательной сборки перед выпуском самолета, но также во время сервисного обслуживания, выполняемого авиакомпаниями.

В силу вышесказанного желательно предложить технические средства, обеспечивающие техническое решение для сборки панелей, которое может улучшить технические характеристики, снизить уровень шума, облегчить техническое обслуживание и повысить износостойкость по сравнению с существующими техническими решениями.

Раскрытие сущности изобретения

Настоящее изобретение устраняет вышеупомянутые недостатки с помощью композитной панели в сборе для самолета, содержащего указанную композитную панель в сборе, и способа изготовления композитной панели в сборе для самолета, позволяющего получить прочную и безопасную сборочную единицу, которая определенно предотвращает дребезжание панелей во время полета, одновременно упрощая установку и техническое обслуживание указанных панелей.

Первый аспект настоящего изобретения относится к композитной панели в сборе для самолета, которая содержит первую панель, вторую панель и передний набор слоев из композитного материала.

Первая панель имеет верхнюю и нижнюю стороны. Нижняя сторона имеет углубление на первой боковой стороне панели.

Вторая панель имеет верхнюю и нижнюю стороны. Нижняя сторона имеет наружный выступ у первой боковой стороны панели. Наружный выступ расположен в углублении первой панели с образованием нижней непрерывной стороны. Таким образом, первая и вторая панели собираются друг с другом с образованием непрерывных сторон без ухудшения аэродинамических характеристик.

Передний набор слоев из композитного материала присоединен к верхней стороне первой панели. Передний набор слоев имеет край, перекрывающий первую боковую сторону первой панели. Кроме того, число слоев переднего набора слоев уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне первой панели.

Благодаря наличию набора слоев на первой боковой стороне первой панели изобретение обеспечивает усиление сборки первой и второй панелей. Таким образом, изобретение обеспечивает прочную и износостойкую сборочную единицу, которая помимо предотвращения дребезжания панелей во время полета уменьшает повреждения и снижает уровень шума, связанные с таким дребезжанием.

Кроме того, обеспечивая уменьшенное число слоев в направлении средней секции первой панели, изобретение обеспечивает плавный переход конструкции и распределение нагрузок, а также исключает повреждение прочных компонентов в местах сопряжения.

Кроме того, уменьшение числа слоев обеспечивает плавный переход воздушного потока, который улучшает аэродинамические характеристики стандартных сборочных единиц. Таким образом, турбулентность воздушных потоков, обычно возникающая в местах сопряжений (в частности, в местах резких сопряжений), значительно уменьшается, что ведет к уменьшению сопротивления самолета.

Кроме того, поскольку передний набор слоев прикреплен только к верхней стороне первой панели, композитные панели можно демонтировать независимо друг от друга, тем самым упрощая их установку и техническое обслуживание.

Кроме того, изобретение предлагает простое сопряжение панелей, которое не требует выполнения дополнительных работ по очистке.

Кроме того, изобретение предлагает эффективное решение в отношении веса, исключающее использование уплотнительных материалов или дополнительных деталей для усиления сборки.

Другой аспект настоящего изобретения относится самолету, содержащему створку шасси, крыло, имеющее переднюю кромку и заднюю кромку, горизонтальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, вертикальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, обтекатель нижней части фюзеляжа и описанную композитную панель в сборе, причем по меньшей мере часть створки шасси и/или передней кромки крыла, и/или задней кромки крыла, и/или передней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или передней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или обтекателя нижней части фюзеляжа содержит композитную панель в сборе.

И, наконец, еще один аспект настоящего изобретения относится к способу изготовления композитной панели в сборе для самолета, содержащему этапы обеспечения наличия первой панели, имеющей верхнюю и нижнюю стороны, обеспечения наличия второй панели, имеющей верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона второй панели имеет наружный выступ у первой боковой стороны указанной панели, и обеспечения наличия переднего набора слоев из композитного материала, причем указанный передний набор слоев имеет край и уменьшающееся число слоев в направлении боковой стороны, противоположной указанному краю.

Кроме того, способ содержит этапы обеспечения наличия выступа на первой боковой стороне с нижней стороны первой панели и соединения наружного выступа второй панели с углублением первой панели с образованием нижней непрерывной стороны, и крепления переднего набора слоев к верхней стороне первой панели так, чтобы край переднего набора слоев перекрывал первую боковую сторону первой панели.

Способ согласно изобретению соответствует традиционному изготовлению композитов применительно к условиям изготовления, процессу установки и линии окончательной сборки. Таким образом, способ согласно изобретению предлагает простой и экономически эффективный путь изготовления композитных панелей в сборе.

Краткое описание чертежей

Для лучшего понимания изобретения в пояснительных и не ограничивающих целях прилагаются чертежи.

На фиг. 1 показан вид спереди традиционной композитной панели в сборе;

на фиг. 2a и 2b - соответственно вид в разрезе и вид спереди известного технического решения для сборки панелей с использованием клеевых уплотнительных средств. На фиг. 2a показаны две панели, соединенные с помощью клеевого уплотнительного средства. На фиг. 2b показана одна из панелей после удаления клеевого уплотнительного средства;

на фиг. 3a и 3b - соответственно перспективный вид спереди и перспективный вид сзади композитной панели в сборе согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения;

на фиг. 4 - перспективный вид спереди композитной панели в сборе согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения. На фиг. 4 дополнительно показан передний набор слоев и задний набор слоев согласно предпочтительным вариантам осуществления изобретения;

на фиг. 5 - часть самолета, в частности сопряжение крыла и фюзеляжа, снабженная композитной панелью в сборе.

Осуществление изобретения

На фиг. 3 показана композитная панель 10 в сборе для самолета согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения. Согласно изобретению композитная панель 10 в сборе содержит первую панель 1, имеющую верхнюю и нижнюю стороны, вторую панель 2, имеющую верхнюю и нижнюю стороны, и передний набор слоев 5 из композитного материала, присоединенных к верхней стороне первой панели 1.

На фиг. 3a показана верхняя сторона первой и второй панелей 1, 2 вместе с передним набором слоев 5, а на фиг. 3b показана нижняя сторона первой и второй панелей 1, 2.

Как показано на фиг. 3a и 3b, нижняя сторона первой панели 1 имеет углубление 7 на первой боковой стороне 1a панели 1, а вторая панель 2 имеет наружный выступ 8 на первой боковой стороне 2a панели 2, причем наружный выступ 8 выполнен с возможностью его расположения в углублении 7 с образованием нижней непрерывной стороны.

Для усиления сборочной единицы между первой и второй панелями 1, 2 к верхней стороне панели 1 присоединен передний набор слоев 5 из композитного материала. Как показано на фиг. 3a, причем передний набор слоев 5 имеет край 5a, перекрывающий первую боковую сторону 1a первой панели 1. Благодаря такому расположению, помимо усиления сборочной единицы, настоящее изобретение позволяет по отдельности удалять указанные панели 1, 2. Таким образом, настоящее изобретение упрощает установку и техническое обслуживание стандартных панелей в сборе.

Кроме того, передний набор слоев 5 образован посредством уменьшения числа слоев в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне 1a первой панели 1. Такое конструктивное исполнение улучшает аэродинамическую реакцию сборочной единицы, уменьшая турбулентность и сопротивление самолета.

На фиг. 4 показан перспективный вид спереди второго варианта выполнения композитной панели 10 в сборе. Композитная панель 10 в сборе содержит первую 1, вторую 2 и третью 3 панели, а также передний 5 и задний 6 наборы слоев.

Первая и вторая панели 1, 2 и передний набор слоев 5 описаны выше, причем нижняя сторона второй панели 2 дополнительно содержит углубление 9 у второй боковой стороны 2b панели 2, при этом указанная вторая боковая сторона 2b расположена противоположно первой боковой стороне 2a панели 2.

Третья панель 3 самолета имеет верхнюю и нижнюю стороны. Нижняя сторона имеет наружный выступ 11 у первой боковой стороны 3a панели 3. Наружный выступ 11 третьей панели 3 расположен в углублении 9 второй панели с образованием нижней непрерывной стороны.

Для усиления сборочной единицы между второй и третьей панелями 2, 3 к верхней стороне второй и третьей панелей 2, 3 присоединен задний набор слоев 6 из композитного материала.

Кроме того, число слоев заднего набора слоев 6 уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне 3a третьей панели 3. Таким образом, число слоев постепенно уменьшается в направлении средней секции (второй панели) для получения плавного перехода конструкции и воздушного потока.

Как показано на фиг. 4 и согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения, передний набор слоев 5 содержит первый и второй слои 5', 5'' прямоугольной формы, U-образный третий слой 5''', расположенный на втором слое 5'', и L-образный четвертый слой 5'''', расположенный на третьем слое 5''', причем третий и четвертый слои 5''', 5'''' закрывают по меньшей мере часть верхнего края 1c первой панели 1.

Кроме того, как показано на фиг. 4 и согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения, задний набор слоев 6 имеет край 6a, перекрывающий первую боковую сторону 3a третьей панели 3. Предпочтительно, задний набор слоев 6 содержит первый и второй слои 6', 6'' прямоугольной формы, третий слой 6''', расположенный на втором слое 6'', и четвертый слой 6'''', расположенный на третьем слое 6''', причем третий и четвертый слои 6''', 6'''' закрывают по меньшей мере часть площади верхней стороны второй панели 2, соответствующей соединению между углублением 9 второй панели 2 и наружным выступом 11 третьей панели 3.

Предпочтительно, третий слой 6''' имеет J-образную форму, а четвертый слой 6'''' имеет Z-образную форму, причем третий и четвертый слои 6''', 6'''' расположены так, что они закрывают по меньшей мере часть верхнего края 3c третьей панели 3.

Слои расположены только локально на краю с целью компенсации свободного краевого эффекта, а не оказания влияния на общую жесткость уплотнительного средства (3 или 4 слоя локального усиления).

Кроме того, согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения композитная панель 10 в сборе может дополнительно содержать наружный слой, расположенный на панели 10 в сборе и покрывающий наборы слоев 5, 6 в композитной панели в сборе.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения наборы слоев 5, 6 продолжается таким образом, что они закрывают область заклепочных соединений на панелях 1, 2, 3, тем самым исключая просвет на кромке.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения панели 1, 2, 3 по существу изготовлены из силиконового каучука, а наборы слоев 5, 6 по существу изготовлены из стекловолокна.

И наконец, на фиг. 5 показана часть самолета, где можно видеть зону сопряжения верхней стороны крыла и фюзеляжа. Как показано, композитная панель 10 в сборе может быть расположена у уплотнительного средства верхней поверхности крыла.

Изобретение относится к композитной панели в сборе для самолета, предназначенной, в частности, для использования в местах сопряжения компонентов, где для крепления требуются уплотнительные средства. Композитная панель в сборе для самолета содержит две панели и передний набор слоев из композитного материала, прикрепленный к верхней стороне первой панели. Первая панель имеет верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет углубление на передней боковой стороне панели. Вторая панель также имеет верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ у первой боковой стороны панели, при этом наружный выступ расположен в углублении первой панели с образованием нижней непрерывной стороны. Передний набор слоев имеет край, перекрывающий первую боковую сторону первой панели, при этом число слоев переднего набора слоев уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне первой панели. Повышается прочность конструкции при эксплуатации. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Композитная панель (10) в сборе для самолета, содержащая:

первую панель (1), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет углубление (7) на передней боковое стороне (1a) панели (1),

вторую панель (2), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (8) у первой боковой стороны (2a) панели (2), при этом наружный выступ (8) расположен в углублении (7) первой панели (1) с образованием нижней непрерывной стороны,

передний набор слоев (5) из композитного материала, прикрепленный к верхней стороне первой панели (1), причем передний набор слоев (5) имеет край (5a), перекрывающий первую боковую сторону (1a) первой панели (1), при этом число слоев переднего набора слоев (5) уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне (1a) первой панели (1).

2. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 1, в которой нижняя сторона второй панели (2) имеет углубление (9) у второй боковой стороны (2b), противоположной первой боковой стороне (2a) панели (2), при этом панель (10) в сборе также содержит третью панель (3), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (11) у первой боковой стороны (3a) панели (3), при этом указанный наружный выступ (11) расположен в углублении (9) второй панели (2) с образованием нижней непрерывной стороны.

3. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 2, которая дополнительно содержит задний набор слоев (6) из композитного материала, прикрепленный к верхней стороне второй и третьей панелей (2, 3), причем число слоев заднего набора слоев (6) уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне (3a) третьей панели (3).

4. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 1-3, в которой передний набор слоев (5) содержит первый и второй слои (5', 5'') прямоугольной формы, U-образный третий слой (5'''), расположенный на втором слое (5''), и L-образный четвертый слой (5''''), расположенный на третьем слое (5'''), причем третий и четвертый слои (5''', 5'''') закрывают по меньшей мере часть верхнего края (1c) первой панели (1).

5. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 3-4, в которой задний набор слоев (6) имеет край (6a), перекрывающий первую боковую сторону (3a) третьей панели (3).

6. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 3-5, в которой задний набор слоев (6) содержит первый и второй слои (6', 6'') прямоугольной формы, третий слой (6'''), расположенный на втором слое (6''), и четвертый слой (6''''), расположенный на третьем слое (6'''), причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') закрывают по меньшей мере часть площади верхней стороны второй панели (2), соответствующей соединению между углублением (9) второй панели (2) и наружным выступом (11) третьей панели (3).

7. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 6, в которой третий слой (6''') имеет J-образную форму, а четвертый слой (6'''') имеет Z-образную форму, причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') расположены так, что они закрывают по меньшей мере часть верхнего края (3c) третьей панели (3).

8. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 1-7, которая дополнительно содержит наружный слой, расположенный на панели (10) в сборе.

9. Самолет, содержащий створку шасси, крыло, имеющее переднюю кромку и заднюю кромку, горизонтальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, вертикальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, обтекатель нижней части фюзеляжа и композитную панель (10) в сборе по любому из пп. 1-8, при этом по меньшей мере часть створки шасси, и/или передней кромки крыла, и/или задней кромки крыла, и/или передней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или передней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или обтекателя нижней части фюзеляжа содержит композитную панель (10) в сборе.

10. Способ изготовления композитной панели (10) в сборе для самолета, содержащий следующие этапы:

обеспечение наличия первой панели (1), имеющей верхнюю и нижнюю стороны,

обеспечение наличия углубления (7) на первой боковой стороне (1a) нижней стороны первой панели (1),

обеспечение наличия второй панели (2), имеющей верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (8) у первой боковой стороны (2a) панели (2),

обеспечение наличия переднего набора слоев (5) из композитного материала, причем указанный передний набор слоев (5) имеет край (5a) и уменьшающееся число слоев в направлении боковой стороны, противоположной указанному краю (5a),

крепление переднего набора слоев (5) к верхней стороне первой панели (1) так, чтобы край (5a) переднего набора слоев (5) перекрывал первую боковую сторону (1a) первой панели (1),

соединение наружного выступа (8) второй панели (2) с углублением (7) первой панели (1) с образованием нижней непрерывной стороны.

11. Способ по п. 10, который дополнительно содержит:

обеспечение наличия третьей панели (3), имеющей верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (11) у первой боковой стороны (3a) панели (3),

обеспечение наличия углубления (9) на нижней стороне второй боковой стороны (2b), противоположной первой боковой стороне (2a) панели (2),

соединение наружного выступа (11) третьей панели (3) с углублением (9) второй панели (2) с образованием нижней непрерывной стороны.

12. Способ по п. 11, который дополнительно содержит:

обеспечение наличия заднего набора слоев (6) из композитного материала, причем задний набор слоев (6) имеет уменьшающееся число слоев в направлении одного из его краев,

крепление заднего набора слоев (6) к верхней стороне как второй, так и третьей панелей (2, 3) так, что число слоев уменьшается в направлении, противоположном второй панели (2).

13. Способ по любому из пп. 11-12, в котором передний набор слоев (5) содержит первый и второй слои (5', 5'') прямоугольной формы, U-образный третий слой (5'''), расположенный на втором слое (5''), и L-образный четвертый слой (5''''), расположенный на третьем слое (5'''), причем третий и четвертый слои (5''', 5'''') закрывают по меньшей мере часть верхнего края (1c) первой панели (1).

14. Способ по п. 12, в котором задний набор слоев (6) содержит первый и второй слои (6', 6'') прямоугольной формы, третий слой (6'''), расположенный на втором слое (6''), и четвертый слой (6''''), расположенный на третьем слое (6'''), причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') закрывают по меньшей мере часть площади верхней стороны второй панели (2), соответствующей соединению между углублением (9) второй панели (2) и наружным выступом (11) третьей панели (3).

15. Способ по п. 14, в котором третий слой (6''') имеет J-образную форму, а четвертый слой (6'''') имеет Z-образную форму, причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') расположены так, что они закрывают по меньшей мере часть верхнего края (3c) третьей панели (3).