ИНТЕГРАЛЬНАЯ КОМПОЗИТНАЯ ВЕРХНЯЯ ПАНЕЛЬ КЕССОНА КРЫЛА САМОЛЕТА Российский патент 2025 года по МПК B64C3/26 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

[0001] Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструктивным элементам кессона отъемной части крыла (ОЧК) самолета, выполненным из полимерного композиционного материал.

[0002] Изобретение может быть использовано при производстве крупногабаритного крыла самолета, в частности крыла широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0003] Известна обшивка летательного аппарата из композитного ламината, которая имеет основную ось нагрузки и содержит множество полимерных слоев, каждый из которых армирован однонаправленными волокнами, и включает перекрестные слои. Каждый перекрестный слой имеет ориентацию волокон с углом, находящимся в диапазоне от около 10 градусов до около 43 градусов, и оптимизирован для противодействия изгибающим и скручивающим нагрузкам вдоль основной оси нагрузки. Типичный ламинат обшивки крыла может включать 30/60/10 процентов слоев с ориентацией 0/45/90 градусов соответственно [RU2644203С2, дата публикации 08.02.2018]

[0004] Недостаток данного технического решения заключается в том, что перекрестные слои имеют небольшой диапазон, это может повлиять на восприятие сдвиговых нагрузок. Варьирование углов по размаху снижает технологичность изделия. Также уменьшение количества слоев с ориентацией 0 градусов негативно влияет на восприятие обшивкой изгибающего момента в крупногабаритных изделиях (панели с большим размахом), где изгибающий момент имеет высокие значения.

[0005] Известна композитная многослойная панель, содержащая первое множество слоев армирующих волокон, ориентированных под средним углом α, равным 0 градусов относительно направления основной нагрузки, и второе множество армирующих волокон, ориентированных под углами ±β относительно направления основной нагрузки, где β составляет величину от 15 до 35 градусов, третье множество слоев армирующих волокон, ориентированных под углом γ относительно направления основной нагрузки, где γ составляет величину от 87 до 92 градусов [RU 2657619 С2, опубликовано 14.06.2018].

[0006] Недостаток данного технического решения заключается в том, что снижение диапазона угла β влияет на восприятие сдвиговых нагрузок. Варьирование углов по размаху снижает технологичность изделия.

[0007] Известна композитная конструкция, содержащая стрингер из композитного ламината, содержащий первый пакет слоев, и обшивку из композитного ламината, содержащий второй пакет слоев. Указанный первый пакет содержит волокна, ориентированные под соответствующими углами слоя, или волокна, направленные под разными углами внутри слоя, при этом по меньшей мере один слой первого пакета имеет углы укладки, который не равен ни одному из следующих углов: 0, ±45 и ±90 градусов [US10195817B2, дата публикации 05.02.2019].

[0008] Недостаток заключается в том, что углы не равные 0, ±45 и ±90 градусов повышают сложность технологического процесса.

[0009] Известна композитная панель крыла самолета, содержащая обшивку и множество композитных стрингеров, при этом обшивка изготовлена из композитного материала в виде волокон, уложенных с различной ориентацией для обеспечения желаемой прочности и жесткости. Композитные стрингеры включают в себя множество секций, сращенных вместе и продолжающихся в направлении размаха панели крыла. Технологически обшивка и стрингеры изготавливают отдельно друг от друга, после чего составные стрингеры прикрепляются к обшивке путем совместного отверждения [заявка US2022153435A, дата публикации 10.11.2021].

[0010] Недостаток данного технического решения заключается в сложности технологического процесса, включающего этапы по стыковке секций стрингеров и соединения стрингеров с обшивкой.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0011] Техническая проблема, на решение которой направлено заявляемое изобретение, состоит в создании крупногабаритной детали (большого размаха) крыла самолета из полимерного композиционного материала меньшей массы с высокими показателями прочности и жесткости.

[0012] Техническим результатом, достигаемым при реализации заявляемого изобретения, является получение крупногабаритной композитной верхней панели кессона крыла самолета большого размаха со сниженной массой при сохранении высоких показателей прочности и жесткости, что обеспечивает повышение эффективности конечного изделия – крыла широкофюзеляжного дальнемагистрального самолета.

[0013] Заявляемый технический результат достигается за счет того, что интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета содержит обшивку и набор стрингеров, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна, сформированных в виде цельной конструкции методом вакуумной инфузии, причем укладка полимерного композиционного материала включает в себя от 1 до N пакетов, состоящих от 1 до n слоев с углами укладки 0/±45/90° с процентным содержанием слоев в укладке: 50% в направлении 0°, 40% в направлениях ±45°, 10% в направлении 90°.

[0013] Изготовление верхней панели кессона отъемной части крыла самолета методом вакуумной инфузии в отличие от автоклавного метода позволяет совместно пропитать и отформовать обшивку и стрингеры без использования дополнительного клеевого слоя, обеспечивая упрощение технологического процесса, что позволяет создать крупногабаритную деталь крыла самолета меньшей массы с высокими показателями прочности и жесткости.

[0014] Процентное содержание слоев укладки полимерного композиционного материала в каждом из направлений оптимизировано в отношении действия продольных, поперечных и сдвиговых сил для обеспечения необходимой прочности и жесткости конструкции.

[0015] Укладка слоев в каждом направлении в верхней панели подобрана таким образом, чтобы эффективно воспринимать изгибающий момент, обшивка и стрингеры нагружены осевой нагрузкой сжатия. Также верхняя панель воспринимает сдвиговые нагрузки вследствие кручения крыла и сосредоточенные нагрузки от агрегатов крыла. В зависимости от величины данных нагрузок подбирается необходимая толщина полимерного композиционного материала, которая состоит из определенного количества пакетов.

[0016] Кроме того, в частном случае реализации изобретения набор стрингеров включает двадцать три стрингера, размещенных на обшивке с шагом, величина которого необходима для соединения стыка с центропланом самолета.

[0017] Кроме того, в частном случае реализации изобретения в вертикальных стенках некоторых стрингеров выполнены сквозные отверстия для перелива топлива и воздуха.

[0018] Кроме того, в частном случае реализации изобретения на краях обшивки выполнены выступы для установки носовой и хвостовой части крыла.

[0019] Кроме того, в частном случае реализации изобретения нижние полки стрингеров выполнены с расширениями для обеспечения необходимой перемычки в зоне установки крепежных элементов, соединяющих нервюру с обшивкой.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0020] На чертежах, поясняющих сущность изобретения, изображены:

фиг.1 – общий вид конструкции верхней панели кессона ОЧК;

фиг.2 - общий вид типовых поперечных сечений верхней панели по оси нервюры;

фиг.3 - общий вид типовых стрингеров с фестонами верхней панели по оси нервюры;

фиг.4 - общий вид типового стрингера с переливным отверстием

[0021] На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:

1 – обшивка верхней панели;

2 – стрингер;

3 – фестоны обшивки;

4 – фестоны стрингеров;

5 – переливные отверстия;

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0022] Осуществление изобретения поясняется приведенным ниже примером реализации со ссылками на чертежи.

[0023] Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета содержит обшивку 1 из полимерного композиционного материала и набор из двадцати трех стрингеров 2 из полимерного композиционного материала, сформированные в виде цельной конструкции методом вакуумной инфузии (фиг.1).

[0024] Изготовление методом вакуумной инфузии в отличие от автоклавного метода позволяет совместно пропитать и отформовать обшивку 1 и стрингеры 2 без использования дополнительного клеевого слоя, обеспечивая упрощение технологического процесса.

[0025] В качестве армирующего наполнителя композиционного материла используют ленту на основе углеродного волокна, например, РОБОЛЕН® c последующей пропиткой термореактивным связующим и отверждением.

[0026] Укладка лент из углеродного волокна состоит из пакетов от 1 до N, включающих от 1 до n слоев с углами направления укладки 0°/ ±45°/ 90°, процентное содержание слоев в укладке в предпочтительном варианте реализации изобретения составляет: 50% в направлении 0°, 40% в направлениях ±45°, 10% в направлении 90°. Количество пакетов N в укладке полимерного композиционного материала для формирования необходимой толщины подбирается в зависимости от сдвиговых нагрузок вследствие кручения крыла и сосредоточенных нагрузок от агрегатов крыла.

[0027] Слои полимерного композиционного материала, ориентированные под углом 0°, необходимы для восприятия основной продольной нагрузки. Слои полимерного композиционного материала, ориентированные под углом ±45°, необходимы для восприятия сдвиговой нагрузки. Слои полимерного композиционного материала, ориентированные под углом 90°, необходимы для восприятия поперечной нагрузки.

[0028] Выбор направления укладки слоев лент на основе углеродного волокна и процентное соотношение углов укладки слоев определенного направления оптимизирован в отношении действия продольных/осевых, поперечных и сдвиговых сил, что обеспечивает статическую прочность и устойчивость, в том числе локальных зон. Выбор оптимальных параметров укладки композиционного материала для формирования верхней панели крыла большого размера с обеспечением необходимых прочностных характеристик подтвержден экспериментальными данными, в том числе испытаниями конструктивно-подобных образцов на прочность.

[0029] Двадцать три стрингера 2 размещены на обшивке 1 с шагом, величина которого необходима для соединения стыка с центропланом самолета.

[0030] На краях обшивки 1 верхней панели выполнены выступы (фестоны) 3 для установки носовой и хвостовой части отъемной части крыла (на чертежах не показаны) в процессе сборки.

[0031] На нижних полках стрингеров 2 выполнены конструктивные расширения (фестоны) 4 для обеспечения необходимой перемычки в зоне установки крепежных соединений, соединяющих нервюру (на чертежах не показаны) с обшивкой 1. Нервюры совместно с обшивкой 1 воспринимают часть крутящего момента, выступают в качестве ограничителя при общей потере устойчивости панелей и лонжеронов, а также разделяют внутренний объем кессона на топливные баки.

[0032] В вертикальных стенках некоторых стрингеров 2 выполнены переливные отверстия 5 для топлива и воздуха.

[0033] Стрингер 2 представляет собой единую деталь таврового сечения, состоящую из двух половинок L-образного сечения.

[0034] В процессе полета изгибающий момент воспринимается частью контура крыла, в основном обшивками 1 и стрингерами 2, нагруженными осевыми нагрузками растяжения / сжатия. Обшивка 1 верхней панели в дополнение к нормальным напряжениям воспринимает также касательные напряжения вследствие кручения крыла. Применение в укладке верхней панели, работающей в основном в условиях сжатия, заданного процентного содержания продольных слоев в направлении 0° позволяет нивелировать существующую разницу в характеристиках композиционного материала при растяжении и сжатии.

[0035] Изготовление заявляемой интегральной композитной верхней панели кессона отъемной части крыла возможно осуществить с использованием известных средств и методов.

[0036] Для изготовления заявляемой верхней панели кессона отъемной части крыла самолета применяется метод вакуумной инфузии с последующим отверждением волокнистой заготовки, пропитанной термореактивным олигомерным связующим - смолой при повышенной температуре в условиях вакуума.

[0037] Метод вакуумной инфузии (инжекции) использует силу вакуумного давления для ввода смолы в преформу. Преформа - сухая заготовка на основе волокнистого композита - изготавливается из нескольких типов армирующего наполнителя, например, однонаправленной ленты, ткани различного плетения, мультиаксиальной непереплетенной ткани. При изготовлении преформ обеспечивается требуемая сложная форма деталей, например, деталей с интегрированными элементами усиления, а также достигается максимальное объемное содержание волокна и требуемые размеры детали.

[0038] Более детально используемый метод вакуумной инфузии раскрыт, например, в патентах RU2480334C1 (дата публикации 27.04.2013), RU2480335C1 (дата публикации 27.03.2013), RU 2 722 530 C1 (дата публикации 01.06.2020).

[0039] Процесс изготовления заявляемой верхней панели кессона отъемной части крыла самолета включает в себя следующие основные технологические операции, которые возможно осуществить с использованием известных средств и методов:

- подготовку оснастки и материала для выкладки лент из углеродного волокна;

- автоматизированную выкладку пакетов лент из углеродного волокна с ориентацией слоев в укладке в соответствии с заявленной схемой;

- сборку технологического пакета и предварительное формование;

- сборку и позиционирование преформ стрингеров на инфузионной оснастке;

- предварительное формование сухой заготовки обшивки 1 с набором стрингеров 2;

- сборку технологического пакета для вакуумной инфузии и контроль герметичности;

- пропитку и формование (вакуумная инфузия);

- разборку технологического пакета и снятие изделия с оснастки.

[0040] Таким образом, полученная интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла, преимущественно для крыла дальнемагистрального широкофюзеляжного самолета, обладает необходимыми прочностными характеристиками.

Изобретение относится к конструкции самолета. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета содержит обшивку (1) и набор стрингеров (2) из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна, сформированных в виде цельной конструкции методом вакуумной инфузии. Укладка полимерного композиционного материала включает в себя от 1 до N пакетов, состоящих от 1 до n слоев с углами укладки 0/±45/90° с процентным содержанием слоев в укладке: 50% в направлении 0°, 40% в направлениях ±45°, 10% в направлении 90°. Достигается снижение массы изделия. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета, содержащая обшивку и набор стрингеров из полимерного композиционного материала на основе углеродного волокна, сформированных в виде цельной конструкции методом вакуумной инфузии, причем укладка полимерного композиционного материала включает в себя от 1 до N пакетов, состоящих от 1 до n слоев с углами укладки 0/±45/90° с процентным содержанием слоев в укладке: 50% в направлении 0°, 40% в направлениях ±45°, 10% в направлении 90°.

2. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета по п. 1, отличающаяся тем, что набор стрингеров включает двадцать три стрингера, размещенных на обшивке с шагом, величина которого необходима для соединения стыка с центропланом самолета.

3. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что в вертикальных стенках некоторых стрингеров выполнены сквозные отверстия для перелива топлива и воздуха.

4. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета по п. 1, или 2, или 3, отличающаяся тем, что на краях обшивки выполнены выступы для установки носовой и хвостовой частей крыла.

5. Интегральная композитная верхняя панель кессона отъемной части крыла самолета по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что нижние полки стрингеров выполнены с расширениями для создания необходимой перемычки в зоне установки крепежа, соединяющего нервюру с обшивкой.