КРЫЛО ШИРОКОФЮЗЕЛЯЖНОГО ДАЛЬНЕМАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА Российский патент 2025 года по МПК B64C3/00 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

[0001] Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструкции крыла самолета, выполненного из полимерных композиционных материалов, и может быть использовано при проектировании пассажирского широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] Из уровня техники известны патенты, раскрывающие конструкции крыльев летательных аппаратов, например, RU 2191137С2, дата публикации 20.10.2002; SU 1826409, дата публикации 27.12.1995; CN 101160235, дата публикации 09.04.2008; RU 2384472С2, дата публикации 20.03.2010;
RU 2709976С1, дата публикации 23.12.2019.

[0003] Недостатком указанных конструкций является невысокие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели при реализации в устройстве крыльев широкофюзеляжных дальнемагистральных самолётов

[0004] Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является устройство скоростного стреловидного крыла, состоящего из центроплана, выполненного в виде коробчатой конструкции, содержащей передний и задний лонжероны, нервюры, верхнюю и нижнюю панели, набор стрингеров, левой и правой консоли крыла, каждая из которых включает кессон консоли крыла, состоящий из верхней и нижней панелей, переднего и заднего лонжерона, набора нервюр, часть которых выполнена герметичными, бортовые нервюры, на участках которых консоли крыла соединены с центропланом, набора стрингеров и гермостенки, носовую часть, хвостовую часть, предкрылок, элерон, интерцептор, закрылок, воздушный тормоз, при этом в центроплане и консолях крыла размещены топливные баки, верхняя и нижняя панели центроплана выполнены за одно целое со стрингерами методом совместного формования из полимерного композиционного материала на основе углепластика, при этом передний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла выполнен швеллерного сечения с полками внутрь кессона левой и правой консоли крыла формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика, а задний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла состоит из корневой части, выполненной сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава и концевой части, выполненной из полимерного композиционного материала на основе углепластика, при этом панели левой и правой консоли крыла выполнены за одно целое со стрингерами методом совместного формования из полимерного композиционного материала на основе углепластика, кроме того носовая часть каждой консоли крыла состоит из верхних и нижних обшивок, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика с сотовым заполнителем, диафрагм и кареток, а хвостовая часть каждой консоли крыла состоит из верхних и нижних обшивок, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика, диафрагм и кронштейнов навески приводов механизации и навески механизации крыла [RU2557638С1, дата публикации 27.07.2015].

[0005] Недостатками наиболее близкого аналога предлагаемого изобретения являются относительно невысокая проработанная область применения крыла, конструкция которого предназначена для среднемагистральных самолетов, невысокие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели при реализации в устройстве крыльев широкофюзеляжных дальнемагистральных самолётов

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0006] Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание крыла большого размаха для широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета, включающего элементы из полимерных композиционных материалов, обладающего улучшенными технико-экономическими и технико-эксплуатационными характеристиками, с обеспечением требований по безопасности и надежности.

[0007] Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в повышении технико-экономических и технико-эксплуатационных показателей, в повышении надежности конструкции крыла широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета, выполненного из полимерных композиционных материалов.

[0008] Заявляемый технический результат достигается за счет того, крыло широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета, включает в себя центроплан, левую и правую консоль крыла, каждая из которых включает кессон консоли крыла, законцовку, выполненную из полимерного композиционного материал, отклоняемый носок крыла, шестисекционный предкрылок, выполненный из полимерного композиционного материала, элерон, выполненный из полимерного композиционного материала, двухсекционный закрылок, выполненный из полимерного композиционного материала, трехсекционный воздушный тормоз, выполненный из полимерного композиционного материала, пятисекционный интерцептор, выполненный из полимерного композиционного материала, при этом

центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции и состоит из верхней и нижней панелей, переднего и заднего лонжеронов, состоящих из верхних и нижних титановых поясов, и стенок, выполненных из полимерного композиционного материала, восьми нервюр, расположенных параллельно друг другу и выполненных ферменной конструкции, при этом центроплан состыкован с правым и левым кессонами крыла с возможностью образования единого герметичного топливного бака;

кессон консоли крыла состоит из интегральных стрингерных верхней и нижней панелей, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна, переднего и заднего лонжеронов, поперечного силового набора, состоящего из сорока металлических нервюр, последовательно пронумерованных по порядку, начиная от бортовой нервюры, причем передний лонжерон кессона консоли крыла выполнен из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна и конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутую поясами внутрь кессона, состоящую из корневой и концевой частей, состыкованных при помощи титанового фитинга в зоне излома по двенадцатой нервюре кессона крыла, при этом толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине и имеет утолщение в местах установки фитингов навески пилона, задний лонжерон кессона консоли крыла выполнен из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна и конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутую поясами внутрь кессона, состоящую из корневой и концевой части, состыкованными в зоне излома по фитингу пятнадцатой нервюры, при этом толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине, а стенка концевой части лонжерона имеет дополнительный излом по нервюре тридцать три кессона крыла;

закрылок состоит из двух секций – внешней и внутренней, при этом внутренняя секция закрылка закреплена на крыле при помощи двух узлов навески, имеющих единую кинематическую ось вращения и снабженных приводом для передачи движения внутренней секции закрылка, внешняя секция закреплена на крыле при помощи трех узлов навески каждый из которых имеет свою кинематическую ось вращения, причем два узлы навески снабжены приводом для передачи движения внешней секции закрылка, а один узел навески выполняет поддерживающую функцию и не содержит привод движения закрылка;

при этом крыло имеет площадь по базовой трапеции S_кр = 339 м², угол поперечного «V» крыла ψ=6,0°, размах базовой трапеции l = 59,552 м, выполнено с удлинением λ≥10,47 и стреловидностью (по линии 1/4 хорд) Х≥32,6°, углом установки α₀=3°, сужением η=4,49 и средней аэродинамической хордой b_a=6,454 м, относительные координаты положения осей переднего и заднего лонжеронов кессона крыла имеют следующие значения:

по хорде B₁:

- для переднего лонжерона: (x₁/B₁)·100% = 21,0…21,5%;

- для заднего лонжерона: (x₂/B₁)·100% = 62,1…62,6%;

по хорде B₂ при (L₂/L)·100% = 31,6…31,8%:

- для переднего лонжерона: (x₃/B₂)·100% = 13,92…13,97%;

- для заднего лонжерона: (x₄/B₂)·100% = 70,94…71,0%;

по хорде B₃ при (L₃/L)·100% = 32,3…32,5%:

- для переднего лонжерона: (x₅/B₃)·100% = 13,95…14,0%;

- для заднего лонжерона: (x₆/B₃)·100% = 70,2…70,7%;

по хорде B₄ при (L₄/L)·100% = 80,1…80,5%:

- для переднего лонжерона: (x₇/B₄)·100% = 21,3…21,8%;

- для заднего лонжерона: (x₈/B₄)·100% = 58,5…58,9%;

по хорде B₅:

- для переднего лонжерона: (x₉/B₅)·100% = 30,2…30,7%;

- для заднего лонжерона: (x₁₀/B₅)·100% = 62,4…62,9%.

[0009] Кроме того, в частном случае реализации площадь отклоняемого носка крыла и предкрылков составляет 7,00% S_кр, площадь элерона составляет 1,85% S_kp, площадь закрылков составляет 14, 43% S_кр, площадь воздушных тормозов cоставляет 3,71% S_kp, площадь интерцепторов составляет 5,36% S_kp .

[0010] Кроме того, в частном случае реализации изобретения секции интерцептора имеют длину 2800,0-2992,0 мм по передней кромке, величину хорды 554,0-656,0 мм, максимальную строительную высоту 96,00-107,00 мм.

[0011] Кроме того, в частном случае реализации изобретения секции воздушного тормоза имеют длину 2500,0-2739,7 мм по передней кромке, максимальную величину хорды 118,0-118,7 мм, минимальную величину хорды 81,0-116,4 мм, максимальную строительную высоту 94,0-122,0 мм.

[0012] Кроме того, в частном случае реализации изобретения нервюры
(1 – 5), (8), (13 – 22) выполнены сборными, нервюры (6), (7), (9 – 12), (23 – 39) кессона (2) крыла выполнены цельнофрезерованными, при этом:

сборные нервюры (1 – 5), (8), (13 – 22) состоят из стенки нервюры, имеющей горизонтальные и вертикальные ребра, и снабжены компенсационными съемными фитингами таврового сечения, предназначенными для крепления нервюры к верхней и нижней панели кессона, и соединенные со стенкой нервюры при помощи болтовых соединений;

цельнофрезерованные нервюры (6), (7), (9 – 12), (23 – 39) имеют швеллерное сечение с горизонтальными и вертикальными ребрами жесткости и выполнены с возможностью соединения с верхней и нижней панелью кессона болтовыми соединениями через прокладки;

на нервюрах (1), (4 – 9), (13), (14), (20), (22), (23), (31), (33 – 36), (38), (39) установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с передним лонжероном кессона;

на нервюрах (5), (8), (11), (12), (20), (21), (23 – 28), (31), (38), (39) установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с задним лонжероном кессона;

на нервюрах (2), (3), (15–19), (21), (24 – 30), (32) установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с передним лонжероном;

на нервюрах (7), (13), (14), (16), (17), (19), (22), (29), (32), (33), (34) установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с задним лонжероном;

на нервюрах (18), (30), (35), (36) установлены цельнофрезерованные угловые фитинги для соединения с задним лонжероном.

на нервюре (37) установлены фитинги швеллерного сечения;

нервюра (40) предназначена для установки законцовки (4) крыла;

[0013] Кроме того, в частном случае реализации изобретения передний и задний лонжерон кессона крыла, стрингерные верхняя панель и нижняя панель кессона крыла выполнены методом вакуумной инфузии.

[0014] Кроме того, в частном случае реализации изобретения размах законцовки составляет 7 % размаха крыла, а стреловидность законцовки составляет Хпк = 35…58°.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0015] Подтверждение осуществления заявляемого изобретения следует из нижеследующего описания вариантов реализации с использованием чертежей, на которых показано:

фиг.1 – общий вид крыла самолета;

фиг.2 – схема расположения нервюр в кессоне крыла и центроплане самолета;

фиг.3 – схема расположения стрингеров в кессоне крыла самолета;

фиг.4 – схема основных геометрических параметров расположения осей переднего и заднего лонжерона;

фиг.5 – консоль крыла самолета со снятой верхней панелью.

[0016] На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:

1 – пилон двигателя самолета; 2 - кессон консоли крыла; 3 - центроплан; 4 – законцовка крыла; 5 – хвостовая часть консоли крыла; 6 – отклоняемый носок крыла; 6а – носовая часть крыла; 7, 8, 9, 10, 11,12 – секции предкрылка; 13 - элерон; 14 – закрылок внутренний; 15 – закрылок внешний; 16, 17, 18 – секции воздушного тормоза; 19, 20, 21, 22, 23 – секции интерцептора; 24, 24a, 25, 26, 27 – навески закрылка; 28 – передний лонжерон центроплана; 29 – задний лонжерон центроплана; 30 – корневая часть переднего лонжерона кессона крыла;
31 – концевая часть переднего лонжерона кессона крыла; 32 – концевая часть заднего лонжерона кессона крыла; 33 – корневая часть заднего лонжерона кессона крыла; 34 – гермостенка; 35 – гермостенка; 36, 37, 38, 39 – нервюра центроплана (c первой по четвертую); 40 – бортовая нервюра; 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49, 50, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57, 58, 59, 60, 61, 62, 63, 64, 65, 66, 67, 68, 69, 70, 71, 72, 73, 74, 75, 76, 77, 78, 79 – нервюра кессона крыла (с первой по тридцать девятую); 80 – концевая нервюра; 81, 82, 83, 84, 85, 86, 87, 88, 89, 90, 91, 92 – стрингера верхней панели (с одиннадцатого по двадцать второго); 93 – панель верхняя кессона крыла; 94 – панель нижняя кессона крыла; 95 – люк-лаз нижней панели; 96, 97, 98, 99, 100 - стрингер нижней панели (с одиннадцатого по пятнадцатый); 101, 102, 103, 104, 105 – стрингер нижней панели (c восемнадцатого по двадцать второй), а также следующие геометрические параметры:

B₁ – хорда профиля крыла в сечении по бортовой нервюре; x₁, x₂ – координаты положения переднего и заднего лонжеронов по хорде B₁ соответственно; B₂ – хорда профиля крыла в сечении по точке излома оси переднего лонжерона; x₃, x₄ – координаты положения переднего и заднего лонжеронов по хорде B₂ соответственно; B₃ – хорда профиля крыла в сечении по точке №1 излома оси заднего лонжерона; x₅, x₆ – координаты положения переднего и заднего лонжеронов по хорде B₃ соответственно; B₄ – хорда профиля крыла в сечении по точке №2 излома оси заднего лонжерона; x₇, x₈ – координаты положения переднего и заднего лонжеронов по хорде B₄ соответственно; B₅ – хорда профиля крыла в сечении по концевой нервюре; x₉, x₁₀ – координаты положения переднего и заднего лонжеронов по хорде B₅ соответственно; L – расстояние между хордами B₁ и B₅; L₂ – расстояние между хордами B₁ и B₂; L₃ – расстояние между хордами B₁ и B₃; L₄ – расстояние между хордами B₁ и B₄.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0017] В приведенном описании раскрыта конструкция одной консоли (левой или правой) крыла и центроплана, так как другая консоль крыла является зеркальным отражением относительно продольной плоскости симметрии центроплана, т.е. описание устройства другой консоли крыла будет аналогично представленному описанию.

[0018] Заявляемое крыло широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета имеет площадь по базовой трапеции S_кр =339 м², размах базовой трапеции l = 59,552м и угол поперечного «V» крыла ψ=6,0°, выполнено с удлинением λ≥10,47 и стреловидностью (по линии 1/4 хорд) Х≥32,6°, углом установки α₀=3°, сужением η=4,49, средней аэродинамической хордой b_a=6,454 м, что в совокупности с принятыми конструктивно-технологическими решениями к конструкции крыла обеспечивает высокие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели пассажирского широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета.

[0019] Центроплан 3 (фиг.1) выполнен в виде коробчатой конструкции и состоит из верхней и нижней панелей (на чертежах не показаны) центроплана, переднего 28 и заднего 29 лонжеронов центроплана, восьми нервюр (показаны нервюры 36, 37, 38, 39 только для левой части центроплана). Указанные нервюры расположены параллельно друг другу и выполнены ферменной конструкции, представляющей собой жесткую стержневую конструкцию с шарнирными узлами, состоящей из фитингов крепления и стоек-раскосов. Фитинги нервюр изготовлены из титанового сплава.

[0020] Верхняя и нижние панели (на чертежах не показаны) центроплана 3 представляют собой обшивки одинарной кривизны, поверхности которых образованы семейством параллельных прямых линий, подкрепленные набором Т-образных стрингеров. Обшивки и Т-образные стрингера изготовлены из полимерного композиционного материала на основе углепластика совместным формованием, предпочтительно методом вакуумной инфузии. На верхней панели по местам крепления фитингов нервюр центроплана 3 устанавливаются силовые продольные балки пола фюзеляжа (на чертежах не показаны), по внешней поверхности нижней панели центроплана 3 устанавливаются продольные усиливающие пояса (на чертежах не показаны).

[0021] Лонжероны 28, 29 центроплана 3 состоят из верхних и нижних титановых поясов, и стенок, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика. В стенке заднего лонжерона 29 выполнены отверстия, закрываемые крышками, для доступа внутрь центроплана 3 (на чертежах не показаны).

[0022] Левая и правая консоли крыла выполнены по двухлонжеронной схеме и содержат кессон 2 консоли крыла, с установленными на кессоне 2 каждой консоли крыла носовой части крыла 6а, хвостовой 5 части крыла, законцовки 4, отклоняемого носка крыла 6, шестисекционного предкрылка 7–12, элерона 13, двухсекционного закрылка 14, 15, пятисекционного интерцептора 19 – 23, трехсекционного воздушного тормоза 16 – 18.

[0023] Кессон 2 консоли крыла (фиг.1) воспринимает и передает аэродинамическую и массовую распределенные нагрузки, а также сосредоточенные силы через кронштейны (на чертежах не показаны) от секций предкрылков 7 – 12, отклоняемого носка 6 крыла, закрылков 14, 15, воздушных тормозов 16 – 18 и интерцепторов 19 – 23, а также элерона 13, силовых элементов хвостовой части 5 крыла по узлам навески шассийной балки (на чертежах не показана), траверсы шасси (на чертежах не показана), а также пилона 1 двигателя.

[0024] Кессон 2 консоли крыла (фиг.2) является основным силовым элементом консоли крыла и состоит из верхней 93 и нижней 94 панелей, переднего лонжерона, состоящего из корневой части 30 и концевой части 31, заднего лонжеронов, состоящего из корневой части 33 и концевой части 32, сорока нервюр 40 - 79, гермостенок 34 и 35 расходного отсека. При этом нервюры последовательно пронумерованы по порядку (с №1 по №40), начиная от бортовой нервюры №1.

[0025] Кессон 2 консоли крыла разделен герметичными нервюрами на отдельные топливные емкости: от бортовой нервюры по тридцать первую, от тридцать первой по тридцать седьмую, от шестой по девятую с помощью гермоперегородок. Указанные нервюры каждой консоли крыла выполнены герметичными.

[0026] Верхняя 93 и нижняя 94 панели кессона представляют собой обшивки двойной кривизны (поверхности которых имеет кривизну в двух направлениях), подкрепленные стрингерами 81-92 (верхней панели 93) и 96-99 и 102-105 (нижней панели 94) .

[0027] Стрингеры 81-92, 96-99, 102-105 и панели 93 и 94 кессона консоли крыла (фиг.3) выполнены совместным формованием из полимерного композиционного материала на основе лент из углеродного волокна, предпочтительно методом вакуумной инфузии.

[0028] Для сборки кессона 2 и доступа в топливные баки на нижней панели 94 кессона выполнены тридцать три технологических люка-лаза 95, закрываемых крышками (на чертежах не показаны). Для доступа в зону стыка кессона 2 с центропланом 3 в стенке переднего лонжерона кессона между бортовой нервюрой 40 и первой нервюрой кессона крыла 41 выполнен технологический люк (на чертежах не показан).

[0029] Передний лонжерон кессона 2 консоли крыла состоит из корневой 30 и концевой 31 частей, состыкованных при помощи титанового фитинга в зоне излома по двенадцатой нервюре кессона 2 крыла. Корневая 30 и концевая 31 часть переднего лонжерона кессона 2 консоли крыла выполнены формованием из полимерного композиционного материала на основе лент из углеродного волокна, предпочтительно методом вакуумной инфузии. Стенка и пояса переднего лонжерона имеют переменную толщину по длине (размаху крыла), что обеспечивает снижение массы конструкции лонжерона, что, как следствие, ведет к повышению показателей удельной прочности и удельной жесткости конструкции. В зонах действия больших нагрузок, в частности, в зоне установки фитингов навески пилона 1 двигателя, стенка и пояса лонжерона выполнены с утолщением.

[0030] Задний лонжерон кессона 2 консоли крыла состоит из двух частей: корневой 33 и концевой 32. Корневая 33 и концевая 32 часть заднего лонжерона кессона 2 консоли крыла выполнены формованием из полимерного композиционного материала на основе лент из углеродного волокна, предпочтительно методом вакуумной инфузии и состыкованы в зоне излома по фитингу пятнадцатой нервюры. Стенка концевой части 32 заднего лонжерона имеет дополнительный излом по нервюре тридцать три кессона 2 крыла. Стенка и пояса заднего лонжерона выполнены переменной толщины по длине (размаху крыла), что обеспечивает снижение массы конструкции лонжерона, что, как следствие, ведет к повышению показателей удельной прочности и удельной жесткости конструкции.

[0031] Нервюры 41-80 кессона 2 консоли крыла стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингера. На герметичных нервюрах 46, 49, 71, 77 кессона 2 консоли крыла имеются вырезы под стрингеры, которые закрываются герметизирующими фитингами.

[0032] Нервюры 1 – 5, 8, 13 – 22 выполнены сборными, нервюры 6, 7, 9 – 12, 23 – 39 выполнены цельнофрезерованными. Сборные нервюры 1 – 5, 8, 13 – 22 состоят из стенки нервюры, имеющей горизонтальные и вертикальные ребра, и снабжены компенсационными съемными фитингами таврового сечения, предназначенными для крепления нервюры к верхней 93 и нижней 94 панели кессона 2 крыла, и соединенные со стенкой нервюры при помощи болтовых соединений.

[0033] Цельнофрезерованные нервюры 6, 7, 9 – 12, 23 – 39 имеют швеллерное сечение с горизонтальными и вертикальными ребрами жесткости и выполнены с возможностью соединения с верхней и нижней панелью кессона болтовыми соединениями через прокладки [на чертежах не показаны].

[0034] На нервюрах 1, 4 – 9, 13, 14, 20, 22, 23, 31, 33 – 36, 38, 39 установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с передним лонжероном кессона.

[0035] На нервюрах 5, 8, 11, 12, 20, 21, 23 – 28, 31, 38, 39 установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с задним лонжероном кессона 2 крыла.

[0036] На нервюрах 2, 3, 15–19, 21, 24 – 30, 32 установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с передним лонжероном кессона 2 крыла.

[0037] На нервюрах 7, 13, 14, 16, 17, 19, 22, 29, 32, 33, 34 установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с задним лонжероном.

[0038] На нервюрах 18, 30, 35, 36 установлены цельнофрезерованные угловые фитинги для соединения с задним лонжероном.

[0039] На нервюре 37 установлены фитинги швеллерного сечения. Нервюра 40 предназначена для установки законцовки крыла.

[0040] Между шестой и девятой нервюрами кессона 2 консоли крыла выполнен расходный отсек. Он выделен из кессона герметичными стенками 34, 35, установленными на полки стрингеров верхней 93 и нижней 94 панели.

[0041] Кессон 2 консоли крыла стыкуется с центропланом 3 контурным болтовым соединением по нижней 94 и верхней 93 панелям и лонжеронов 30,33. Стык панелей центроплана 3 с панелями кессона 2 консоли крыла осуществляется через бортовые нервюры 40. Центроплан 3, состыкованный с правым и левым кессонами 2 крыла, образует единый герметичный топливный бак.

[0042] Относительные координаты положения осей переднего (30, 31) и заднего (32, 33) лонжеронов кессона 2 крыла (фиг.4) составляют следующие значения:

по хорде B₁:

- для переднего лонжерона: (x₁/B₁)·100% = 21,0…21,5%;

- для заднего лонжерона: (x₂/B₁)·100% = 62,1…62,6%;

по хорде B₂ при (L₂/L)·100% = 31,6…31,8%:

- для переднего лонжерона: (x₃/B₂)·100% = 13,92…13,97%;

- для заднего лонжерона: (x₄/B₂)·100% = 70,94…71,0%;

по хорде B₃ при (L₃/L)·100% = 32,3…32,5%:

- для переднего лонжерона: (x₅/B₃)·100% = 13,95…14,0%;

- для заднего лонжерона: (x₆/B₃)·100% = 70,2…70,7%;

по хорде B₄ при (L₄/L)·100% = 80,1…80,5%:

- для переднего лонжерона: (x₇/B₄)·100% = 21,3…21,8%;

- для заднего лонжерона: (x₈/B₄)·100% = 58,5…58,9%;

по хорде B₅:

- для переднего лонжерона: (x₉/B₅)·100% = 30,2…30,7%;

- для заднего лонжерона: (x₁₀/B₅)·100% = 62,4…62,9%.

[0043] Заданные относительные координаты положения осей переднего и заднего лонжеронов кессона 2 крыла обеспечивают оптимальные весовые и жёсткостные характеристики конструкции крыла с учетом необходимых объёмов для компоновки в крыле агрегатов систем управления, топливной, гидравлической и других систем, а также отсека для размещения основных опор шасси (на чертежах не показаны).

[0044] Нижняя обшивка носовой части 6a крыла состоит из двадцати трех секций съемных панелей. Секции съемных панелей выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика трехслойной конструкции с сотовым заполнителем.

[0045] Отклоняемый носок 6 крыла и предкрылок 7–12 (фиг.1, 5), выполненные из алюминиевых сплавов, является частью механизации крыла и предназначены для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик. Конструктивно предкрылок состоит из шести секций. Отклоняемый носок 6 крыла при выпуске совершает вращательное движение относительно оси, проходящей через узлы навески, а предкрылок 7–12 – вращательное движение относительно оси вращения рельсов навески. Отклоняемый носок крыла и предкрылок - отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. В целом, эффект отклоняемого носка 6 крыла предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при большем угле атаки. Площадь отклоняемых носков 6 составляет 3,65% S_кр, площадь предкрылков 7-12 составляет 7,00% S_кр, что обеспечивает высокие аэродинамические характеристики на режимах взлета и посадки.

[0046] Закрылок является частью механизации крыла и предназначен для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик. Закрылки - отклоняемые поверхности, симметрично расположенные на задней кромке крыла. Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла. Закрылок используются для улучшения подъемной силы крыла во время взлета, набора высоты, снижения и посадки, а также при полете на малых скоростях. Принцип работы закрылков заключается в том, что при их выпуске увеличивается кривизна профиля и (в некоторых случаях) площадь поверхности крыла, следовательно, увеличивается и подъемная сила. Кроме того, выпуск закрылков способствует увеличению аэродинамического сопротивления при посадке.

[0047] Закрылок (фиг.1,5) состоит из двух секций: внешней 15 и внутренней 14. Секции закрылка конструктивно подобны и отличаются габаритными размерами. Внутренняя секция 14 закрылка закреплена на крыле при помощи двух узлов навески 24 и 24a, имеющих единую кинематическую ось вращения и снабженных приводом для передачи движения внутренней секции закрылка. Внешняя секция 15 закреплена на крыле при помощи трех узлов навески 25, 26, 27 каждый из которых имеет свою кинематическую ось вращения, причем узлы навески 25 и 27 снабжены приводом для передачи движения внешней секции закрылка, а узел 26 навески выполняет поддерживающую функцию и не содержит привод движения закрылка.

[0048] Площадь закрылков составляет 14,43% S_кр, что обеспечивает высокие аэродинамические характеристики на режимах взлета и посадки.

[0049] Элерон 13 (фиг.1,5) является частью механизации крыла и основным элементом управления самолета по крену.

[0050] Элероны 13 - аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла. Элероны предназначены в первую очередь для управления углом крена самолета, при этом элероны отклоняются дифференциально, то есть, например, для крена самолета вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый - вниз, и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла, расположенной перед элероном, поднятым вверх, подъемная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъемная сила увеличивается, создается момент силы, изменяющий скорость вращения самолета вокруг оси, близкой к продольной оси самолета. Площадь элеронов cоставляет 1,85% S_kp, что обеспечивает высокие характеристики устойчивости и управляемости самолета.

[0051] Элерон 13 выполнен с применением полимерного композиционного материала на основе углепластика.

[0052] Элерон 13 расположен в концевой части крыла между тридцать четвертой и концевой нервюрами кессона 2 консоли крыла.

[0053] Воздушный тормоз является частью механизации крыла и состоит из трех секций 16,17,18 на каждой консоли крыла (фиг.1, 5), этом секции воздушного тормоза имеют длину 2500,0-2739,7 мм по передней кромке, максимальную величину хорды 118,0-118,7 мм, минимальную величину хорды 81,0-116,4 мм, максимальную строительную высоту 94,0-122,0 мм.

[0054] Воздушный тормоз - гаситель подъемной силы. Симметричное задействование воздушного тормоза на обеих консолях крыла приводит к резкому торможению самолета и уменьшению подъемной силы. После выпуска воздушного тормоза самолет балансируется на большем угле атаки, начинает тормозиться за счет возросшего сопротивления и плавно снижаться. Площадь воздушного тормоза составляет 3,71% S_kp, что обеспечивает высокие характеристики управляемости самолета, а также увеличивает интенсивность торможения самолета на посадке и пробеге по взлетно-посадочной полосе.

[0055] Секция 16,17,18 воздушного тормоза располагается вдоль внутренней стенки хвостовой части крыла в зоне шасси.

[0056] Конструктивно секция воздушного тормоза подобна секции интерцептора. Навеска секции воздушного тормоза осуществляется по пяти точкам. Средняя точка используется для стыковки привода системы управления. Две точки навески, ближайшие к приводной, жестко связаны с конструкцией крыла (без компенсации). Крайние точки выполнены с компенсацией вдоль оси вращения.

[0057] Секция воздушного тормоза состоит из каркаса и обшивок, изготавливаемых из углепластика. Пространство между обшивками и каркасом занимают полноразмерные полимерные соты.

[0058] Интерцептор является частью механизации крыла. Интерцепторы - отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают подъемную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъемной силой. Площадь интерцепторов составляет 5,36% S_kp, что обеспечивает высокие характеристики устойчивости и управляемости самолета.

[0059] Интерцепторы также активно используются для гашения подъемной силы после приземления или при прерванном взлете и для увеличения сопротивления. Необходимо отметить, что они не столько гасят скорость непосредственно, сколько снижают подъемную силу крыла, что приводит к увеличению нагрузки на колеса и улучшению сцепления колес с поверхностью взлетно-посадочной полосы. Благодаря этому, после выпуска внутренних интерцепторов можно переходить к торможению с помощью колес.

[0060] Интерцептор (фиг.1,5) состоит из пяти конструктивно подобных секций 19, 20, 21, 22, 23, при этом секции интерцептора имеют длину 2800,0-2992,0 мм по передней кромке, величина хорды 554,0-656,0 мм, максимальную строительную высоту 96,00-107,00 мм.

[0061] Крыло включает в себя законцовку 4 (фиг.1, 5), выполненную из полимерного композиционного материала, обеспечивающую снижение аэродинамического сопротивления крыла самолета, а также экономию топлива при эксплуатации самолета. Размах законцовки 4 составляет 7 % размаха крыла. Стреловидность законцовки 4 переменная Хпк = 35…58° и подобрана для требуемой разгрузки крыла при высоких скоростных напорах.

Крыло широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета содержит выполненные определенным образом центроплан, левую и правую консоли крыла, каждая из которых включает кессон консоли крыла, а также выполненные из полимерного композиционного материала: - законцовку, отклоняемый носок крыла, шестисекционный предкрылок, элерон, двухсекционный закрылок, трехсекционный воздушный тормоз, пятисекционный интерцептор, при этом крыло имеет определенные значения: - площади по базовой трапеции, угла поперечного крыла, размаха базовой трапеции, угла установки, сужения, средней аэродинамической хорды, относительных координат положения осей переднего и заднего лонжеронов кессона крыла. Обеспечивается повышение технико-экономических и технико-эксплуатационных показателей, повышение надежности конструкции крыла широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета. 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Крыло широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета, включающее в себя центроплан (3), левую и правую консоли крыла, каждая из которых включает кессон (2) консоли крыла, законцовку (4), выполненную из полимерного композиционного материала, отклоняемый носок (6) крыла, шестисекционный предкрылок (7), (8), (9), (10), (11), (12), выполненный из полимерного композиционного материала, элерон (13), выполненный из полимерного композиционного материала, двухсекционный закрылок (14), (15), выполненный из полимерного композиционного материала, трехсекционный воздушный тормоз (16), (17), (18), выполненный из полимерного композиционного материала, пятисекционный интерцептор (19), (20), (21), (22), (23), выполненный из полимерного композиционного материала, при этом

центроплан (3) выполнен в виде коробчатой конструкции и состоит из верхней и нижней панелей, переднего (28) и заднего (29) лонжеронов, состоящих из верхних и нижних титановых поясов, и стенок, выполненных из полимерного композиционного материала, восьми нервюр, расположенных параллельно друг другу и выполненных ферменной конструкции, при этом центроплан (3) состыкован с правым и левым кессонами (2) крыла с возможностью образования единого герметичного топливного бака;

кессон (2) консоли крыла состоит из интегральных стрингерных верхней (93) и нижней (94) панелей, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна, переднего и заднего лонжеронов, поперечного силового набора, состоящего из сорока металлических нервюр (40-80), последовательно пронумерованных по порядку, начиная от бортовой нервюры (40), причем передний лонжерон кессона консоли крыла выполнен из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна и конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутую поясами внутрь кессона, состоящую из корневой (30) и концевой (31) частей, состыкованных при помощи титанового фитинга в зоне излома по двенадцатой нервюре кессона крыла, при этом толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине и имеет утолщение в местах установки фитингов навески пилона, задний лонжерон кессона консоли крыла выполнен из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна и конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутую поясами внутрь кессона, состоящую из корневой (33) и концевой (34) частей, состыкованных в зоне излома по фитингу пятнадцатой нервюры, при этом толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине, а стенка концевой части (34) лонжерона имеет дополнительный излом по нервюре тридцать три кессона крыла;

закрылок состоит из двух секций – внешней (15) и внутренней (16), при этом внутренняя секция (16) закрылка закреплена на крыле при помощи двух узлов навески (24), (24а), имеющих единую кинематическую ось вращения и снабженных приводом для передачи движения внутренней секции закрылка, внешняя секция (15) закреплена на крыле при помощи трех узлов навески (25, 26, 27) каждый из которых имеет свою кинематическую ось вращения, причем два узлы навески (25), (27) снабжены приводом для передачи движения внешней секции закрылка, а один узел навески (26) выполняет поддерживающую функцию и не содержит привод движения закрылка;

при этом крыло имеет площадь по базовой трапеции S_кр = 339 м², угол поперечного «V» крыла ψ=6,0°, размах базовой трапеции l = 59,552 м, выполнено с удлинением λ≥10,47 и стреловидностью (по линии 1/4 хорд) Х≥32,6°, углом установки α₀=3°, сужением η=4,49 и средней аэродинамической хордой b_a=6,454 м, относительные координаты положения осей переднего и заднего лонжеронов кессона (2) крыла имеют следующие значения:

по хорде B₁:

- для переднего лонжерона: (x₁/B₁)⋅100% = 21,0…21,5%;

- для заднего лонжерона: (x₂/B₁)⋅100% = 62,1…62,6%;

по хорде B₂ при (L₂/L)⋅100% = 31,6…31,8%:

- для переднего лонжерона: (x₃/B₂)⋅100% = 13,92…13,97%;

- для заднего лонжерона: (x₄/B₂)⋅100% = 70,94…71,0%;

по хорде B₃ при (L₃/L)⋅100% = 32,3…32,5%:

- для переднего лонжерона: (x₅/B₃)⋅100% = 13,95…14,0%;

- для заднего лонжерона: (x₆/B₃)⋅100% = 70,2…70,7%;

по хорде B₄ при (L₄/L)⋅100% = 80,1…80,5%:

- для переднего лонжерона: (x₇/B₄)⋅100% = 21,3…21,8%;

- для заднего лонжерона: (x₈/B₄)⋅100% = 58,5…58,9%;

по хорде B₅:

- для переднего лонжерона: (x₉/B₅)⋅100% = 30,2…30,7%;

- для заднего лонжерона: (x₁₀/B₅)⋅100% = 62,4…62,9%.

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что площадь отклоняемого носка (6) крыла и предкрылков (7), (8), (9), (10), (11), (12) составляет 7,00% S_кр, площадь элерона (13) составляет 1,85% S_kp, площадь закрылков (14), (15) составляет 14,43% S_кр, площадь воздушных тормозов (16), (17), (18) cоставляет 3,71% S_kp, площадь интерцепторов (19), (20), (21), (22), (23) составляет 5,36% S_kp.

3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что секции интерцептора (19), (20), (21), (22), (23) имеют длину 2800,0-2992,0 мм по передней кромке, величину хорды 554,0-656,0 мм, максимальную строительную высоту 96,00-107,00 мм.

4. Крыло по п.1, отличающееся тем, что секции воздушного тормоза (16), (17), (18) имеют длину 2500,0-2739,7 мм по передней кромке, максимальную величину хорды 118,0-118,7 мм, минимальную величину хорды 81,0-116,4 мм, максимальную строительную высоту 94,0-122,0 мм.

5. Крыло по п.1, отличающееся тем, что нервюры (1–5), (8), (13–22) выполнены сборными, нервюры (6), (7), (9–12), (23–39) кессона (2) крыла выполнены цельнофрезерованными, при этом:

сборные нервюры (1–5), (8), (13–22) состоят из стенки нервюры, имеющей горизонтальные и вертикальные ребра, и снабжены компенсационными съемными фитингами таврового сечения, предназначенными для крепления нервюры к верхней и нижней панелям кессона, и соединенные со стенкой нервюры при помощи болтовых соединений;

цельнофрезерованные нервюры (6), (7), (9–12), (23–39) имеют швеллерное сечение с горизонтальными и вертикальными ребрами жесткости и выполнены с возможностью соединения с верхней и нижней панелями кессона болтовыми соединениями через прокладки;

на нервюрах (1), (4–9), (13), (14), (20), (22), (23), (31), (33 – 36), (38), (39) установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с передним лонжероном кессона;

на нервюрах (5), (8), (11), (12), (20), (21), (23–28), (31), (38), (39) установлены угловые алюминиевые фитинги таврового сечения цельной конструкции для соединения с задним лонжероном кессона;

на нервюрах (2), (3), (15–19), (21), (24–30), (32) установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с передним лонжероном;

на нервюрах (7), (13), (14), (16), (17), (19), (22), (29), (32), (33), (34) установлены угловые алюминиевые фитинги сборной конструкции для соединения с задним лонжероном;

на нервюрах (18), (30), (35), (36) установлены цельнофрезерованные угловые фитинги для соединения с задним лонжероном;

на нервюре (37) установлены фитинги швеллерного сечения;

нервюра (40) предназначена для установки законцовки (4) крыла.

6. Крыло по п.1, отличающееся тем, что передний и задний лонжероны кессона (2) крыла, стрингерные верхняя панель (93) и нижняя панель (94) кессона 2 крыла выполнены методом вакуумной инфузии.

7. Крыло по п.1, отличающееся тем, что размах законцовки (4) составляет 7% размаха крыла, а стреловидность законцовки (4) составляет Хпк = 35…58°.