RU2553531C2 - Шпангоут и способ его изготовления - Google Patents
Шпангоут и способ его изготовления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2553531C2 RU2553531C2 RU2011146312/11A RU2011146312A RU2553531C2 RU 2553531 C2 RU2553531 C2 RU 2553531C2 RU 2011146312/11 A RU2011146312/11 A RU 2011146312/11A RU 2011146312 A RU2011146312 A RU 2011146312A RU 2553531 C2 RU2553531 C2 RU 2553531C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- frame element
- fuselage
- fibers
- grooves
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 18
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims abstract description 41
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 7
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims abstract description 6
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 claims description 8
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 claims description 6
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 2
- 239000002861 polymer material Substances 0.000 claims description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 abstract 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 11
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 6
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 4
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 4
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000001721 transfer moulding Methods 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 2
- 229920003235 aromatic polyamide Polymers 0.000 description 2
- 238000009954 braiding Methods 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 2
- 239000011521 glass Substances 0.000 description 2
- 229910052602 gypsum Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010440 gypsum Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 2
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 2
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 2
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 1
- 239000002023 wood Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/061—Frames
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/2419—Fold at edge
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Изобретение относится к монолитному формованному шпангоутному элементу для усиления корпуса транспортного средства и к способу изготовления такого шпангоутного элемента. Шпангоут для усиления корпуса летательного аппарата содержит несколько формованных в соответствии с кривизной фюзеляжа шпангоутных элементов с пазами на обращенной к фюзеляжу стороне для прохождения лонжеронов. Каждый шпангоутный элемент имеет обращенную к фюзеляжу полку. При этом полка проходит в зоне паза в соответствии с его контуром. Причем каждый шпангоутный элемент формован монолитным из армированного волокном полимерного композита. Пазы выполнены в виде интегральной выемки каждого шпангоутного элемента. Каждый шпангоутный элемент изготовлен из переплетенных волокон или пучков волокон и полимерной матрицы. При изготовлении шпангоутного элемента волокна или пучки волокон укладывают с геометрическим замыканием на сердечник, имеющий для образования интегральной выемки вогнутости в соответствии с пазами, при этом волокна или пучки волокон переплетают между собой на сердечнике. Достигается снижение массы конструкции, высокая механическая прочность. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 11 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к шпангоуту для усиления корпуса транспортного средства, в частности летательного аппарата, в соответствии с ограничительной частью п.1 формулы, а также к способу его изготовления.
Уровень техники
Шпангоуты являются несущими деталями для усиления или придания жесткости корпусам лодок, судов, фюзеляжам самолетов и корпусам других транспортных средств и образуют «ребра» транспортного средства. Обычно на внутренней стороне корпуса транспортного средства по периферии с равными промежутками размещается большое число кольцеобразных шпангоутов. В продольном направлении корпуса предусмотрены лонжероны или стрингеры, которые проходят поперек шпангоутов через соответствующие пазы в них. В то время как в судостроении в качестве материала шпангоутов и других структурных элементов зачастую применяется дерево или сталь, шпангоуты для самолетов в целях уменьшения общей массы изготавливаются большей частью из алюминия или других легких металлов.
В уровне техники известны монолитные алюминиевые шпангоуты, форма которых соответствует кривизне фюзеляжа самолета. При этом пазы для несущей конструкции, образуемые через проходящие поперек шпангоутов лонжероны, выполняются в шпангоутах обычно путем фрезерования или резки.
Кроме того, в уровне техники известны составные шпангоуты из рамы и закрепленного на фюзеляже самолета основания (фиг.3). При этом рама склепывается с основанием шпангоута или прочно соединяется с ним иным образом. Пазы для лонжеронов фрезеруются в основании шпангоута, как это поясняется ниже в связи с фиг.3.
Однако шпангоуты с фрезерованными пазами очень сложны в изготовлении. В отношении больших партий деталей фрезерование в любом случае представляет собой значительный фактор издержек производства.
Чтобы избежать фрезерования пазов, используются различные шпангоуты из нескольких склепанных деталей. Такие шпангоуты состоят из монолитной рамы, например С-образного профиля, которая прочно соединена с фюзеляжем посредством большого числа закрепленных на ней удерживающих анкеров. При этом последние расположены на расстоянии друг от друга, так что промежутки образуют пазы для прохождения лонжеронов. У этих шпангоутов лонжероны проходят между удерживающими анкерами, причем лонжероны оказываются под рамой, так что в ней самой не нужны никакие пазы. Таким образом, в таких шпангоутах не требуется фрезеровать пазы, однако как недостаток необходимо большое число удерживающих анкеров, чтобы выполнить пазы для прохождения лонжеронов. Закрепление удерживающих анкеров на раме отнимает к тому же много времени и является дорогостоящим.
Кроме того, в уровне техники принципиально известно применение в самолетах армированных волокном полимерных композитов для структурных элементов. 3а счет применения волокнистых композитов уменьшается общая масса самолета, благодаря чему можно значительно сократить расход топлива. В то же время изготовленные из волокнистых композитов детали отличаются высокими прочностью и жесткостью, а также небольшой склонностью к усталости и коррозии.
В DE 102007030026 А1 описан структурный элемент самолета со шпангоутным элементом из углепластика. Шпангоутный элемент имеет на обращенной к фюзеляжу стороне искривленную в соответствии с внутренней кривизной фюзеляжа полку, которая служит для закрепления на нем шпангоутного элемента. Кроме того, на фюзеляже предусмотрено большое число пазов для прохождения лонжеронов. Эти пазы выполняются в шпангоутном элементе в процессе изготовления посредством резки или фрезерования. Однако при этом в зоне пазов удаляется также полка, так что полка готового шпангоутного элемента прервана в зоне пазов. Из-за этого шпангоутный элемент, в целом, ослаблен, поскольку полка имеет особое значение для его жесткости и прочности. Поэтому в приведенной публикации для повышения механической прочности предложено объединить шпангоутный элемент с поперечной балкой, которая соединяет между собой поперек два его дугообразных участка. Однако это конструктивно очень сложно, причем за счет дополнительных поперечных балок повышается общая масса самолета.
В DE 102006051457 А1 описан шпангоутный элемент из армированного волокном полимерного композита с основанием или полкой, которая прилегает к фюзеляжу самолета, и пазами для прохождения стрингеров Т-образного профиля. В зонах между пазами полка имеет ступенчато изменяющуюся толщину, так что полка точно следует ступенчатой несущей конструкции, образованной основаниями Т-образных стрингеров. Однако и в этом случае пазы выполняются в шпангоутном элементе посредством фрезерования или резки, так что полка также прервана в зоне пазов. Следовательно, и у этого шпангоутного элемента механическая прочность нарушена из-за фрезерованных пазов.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является создание конструктивно простого шпангоута, в частности для самолетов, который объединял бы в себе небольшую массу и высокую механическую прочность, в частности в случае перегрузки. Кроме того, должен быть создан особенно рентабельный и эффективный способ изготовления такого шпангоута. При этом недостатки известных шпангоутов и способов их изготовления должны быть устранены или, по меньшей мере, уменьшены.
У шпангоута описанного выше типа эта задача решается посредством признаков отличительной части п.1, а что касается упомянутого способа - посредством признаков отличительной части п.10 формулы.
3а счет того что шпангоут изготовлен монолитным из армированного волокном полимерного композита, а пазы для прохождения лонжеронов выполнены в виде интегральной выемки каждого шпангоутного элемента, можно избежать отнимающего много времени и дорогостоящего фрезерования пазов. По сравнению с составными шпангоутными элементами возникает то преимущество, что шпангоутный элемент точно соответствует несущей конструкции без необходимости склепывания между собой отдельных частей и ориентации в самолете по лонжеронам. 3а счет интегрального выполнения выемки возникает особенно прочный и жесткий шпангоут, который отвечает высоким требованиям к его нагружаемости и механической прочности, в частности также в случае перегрузки.
В одном особенно оптимальном варианте каждый шпангоутный элемент имеет обращенную к фюзеляжу полку, причем полка расположена в зоне паза в соответствии с ее контуром. Таким образом, возникает сплошная полка, не прерванная в зоне пазов. В зонах между пазами полка прилегает к фюзеляжу и может быть закреплена на нем, например приклепана; в зонах пазов полка вытянута вверх, так что она повторяет контур паза. Следовательно, на всем протяжении шпангоутного элемента полка повторяет контур несущей конструкции, образованной фюзеляжем или лонжеронами. С помощью сплошной полки может быть получен особенно прочный шпангоут, поскольку предотвращено снижение прочности из-за отсутствия обращенной к фюзеляжу полки в зоне пазов.
Для повышения жесткости шпангоутного элемента оказалось предпочтительным, если он имеет, в основном, Т-, I-, Z- или преимущественно С-образное сечение.
Особенно прочный и легкий шпангоут может быть достигнут тогда, когда каждый шпангоутный элемент изготовлен из переплетенных волокон или пучков волокон и полимерной матрицы.
Шпангоутные элементы изготовлены преимущественно способом жидкого формования, причем особенно подходящими оказались способ инжекции смолы или RTM (Resin Transfer Moulding - трансферное формование пластиков) и способ VARTM (Vacuum Assisted RTM - трансферное формование пластиков с помощью вакуума). При этом сухие волокна укладываются в закрытую форму, после чего она вакуумируется, и жидкая смола инжектируется, в случае необходимости под давлением. В заключение смола отверждается за счет теплоподвода.
В качестве альтернативы этому каждый шпангоутный элемент может изготавливаться также способом PREPREG (preimpregnated fibres - предварительно пропитанные волокна). При этом предварительно импрегнированные, т.е. уже пропитанные матричным материалом, волокна, пучки волокон или волокнистые коврики укладываются на сердечник, затем удаляется воздух, и они отверждаются в автоклаве, в случае необходимости под воздействием давления и тепла.
В отношении повышенной нагрузки на шпангоутные элементы в местах соединений со структурными элементами, которые могут быть предусмотрены внутри самолета, в частности в полу салона или грузового отсека, оптимально, если каждый шпангоутный элемент имеет на обращенной от фюзеляжа стороне выпуклости для размещения структурных элементов.
В одном особенно оптимальном варианте способа предусмотрено, что волокна или пучки волокон укладываются с геометрическим замыканием на сердечник, причем сердечник имеет для образования интегральной выемки каждого шпангоутного элемента вогнутости в соответствии с его пазами. Следовательно, волокна, например карбоновые, стеклянные или арамидные, объединяются в пучки и позиционируются на сердечнике в туго натянутом и плотно прилегающем друг к другу состоянии. При этом сердечник придает шпангоутному элементу его будущую форму за счет того, что его сечение соответствует нужной геометрии профиля, в частности С-, Т-, I- или Z- образному профилю, и сердечник имеет к тому же вогнутости, соответствующие пазам готового шпангоутного элемента.
В частности, оптимально, если пучки волокон переплетаются между собой на сердечнике. Для этого предусмотрена специальная плетельная машина, с помощью которой один или несколько слоев преимущественно однонаправленных волокон переплетаются между собой на плетельном сердечнике.
Особенно эффективный и недорогой способ изготовления шпангоута может быть реализован тогда, когда обмотанный волокнами или переплетенный пучками волокон сердечник разрезан, в основном, в средней плоскости своей продольной протяженности, так что образуются два шпангоутных элемента. Таким образом, в этом предпочтительном способе сначала изготавливается заготовка за счет намотки волокон или пучков волокон на сердечник, в частности за счет их переплетения между собой на нем, затем импрегнируются и отверждаются. После этого заготовка разрезается, преимущественно в ее средней плоскости, в результате чего получаются два зеркально-симметричных шпангоутных элемента.
Это может достигаться особенно предпочтительно в случае сердечника, в основном, квадратного сечения, причем за счет разрезания заготовки в средней плоскости получаются два шпангоутных элемента, в основном, С-образного сечения.
Если шпангоутный элемент должен быть выполнен в виде полого тела, то оптимально, если сердечник в заключение удаляется. Например, пенопластовый сердечник может быть химически растворен. Особенно предпочтительным является, однако, водорастворимый сердечник, который прессован из песка или гипса, а в заключение может быть простым образом вымыт водой. С другой стороны, могут применяться также многоразовые сердечники, например из алюминия. Однако, в принципе, возможно также, чтобы сердечник оставался в готовом шпангоутном элементе.
Краткое описание чертежей
Изобретение более подробно поясняется ниже с помощью изображенных на чертежах предпочтительных примеров его осуществления, которыми оно, однако, не ограничено. На чертежах представляют:
- фиг.1: перспективный вид фрагмента фюзеляжа самолета;
- фиг.2: разрез фюзеляжа самолета из фиг.1;
- фиг.3: подробный вид составного шпангоута из уровня техники;
- фиг.4а, 4b: перспективные виды усиливающей структуры со шпангоутом и несколькими лонжеронами из уровня техники;
- фиг.4с: виды с торцов шпангоутного элемента из фиг.4b;
- фиг.5а, 5b: перспективные виды усиливающей структуры с предложенным С-образным шпангоутом и несколькими лонжеронами;
- фиг.6: перспективный подробный вид С-образного шпангоута из фиг.5а, 5b;
- фиг.7а, 7b: перспективные подробные виды мест соединений пола салона с С-образным шпангоутом из фиг.5а, 5b, 6.
Осуществление изобретения
На фиг.1 схематично изображен фюзеляж 2 самолета, в основном, цилиндрической формы. На внутренней стороне фюзеляжа 2 расположено большое число равномерно отстоящих друг от друга шпангоутов 1, которые проходят кольцеобразно в соответствии с внутренней кривизной фюзеляжа 2. Поперек шпангоутов 1 в продольном направлении фюзеляжа 2 преимущественно с равными угловыми промежутками расположены лонжероны или стрингеры 4, которые вместе со шпангоутами 1 образуют усиливающую или придающую жесткость структуру фюзеляжа 2.
Во внутреннем пространстве фюзеляжа 2 расположены дополнительные структурные элементы 20, например пол 20 грузового отсека или салона. При этом пол 20 салона содержит несколько расположенных, в основном, вертикально опорных подкосов, которыми пол 20 опирается на фюзеляж 2; кроме того, предусмотрено большое число равномерно отстоящих друг от друга поперечных балок, которые расположены перпендикулярно опорным подкосам и прочно соединены с ними традиционным образом.
Шпангоут 1 может состоять из нескольких шпангоутных элементов 3; на фиг.2 изображены три шпангоутных элемента 3, которые на своих концах соединены между собой известными сами по себе соединительными элементами, такими как удерживающие скобы и т.п., так что, в целом, возникает кольцеобразный шпангоут 1.
Как видно на фиг.2, на обращенной к фюзеляжу 2 стороне шпангоутных элементов 3 выполнены пазы 5, через которые проходят лонжероны 4 (для лучшей наглядности не показаны). К соединению опорных подкосов и поперечных балок пола салона со шпангоутами 1 предъявляются особые требования в отношении восприятия нагрузки. Для этого отдельные шпангоутные элементы 3 могут иметь в зоне мест соединений с полом салона усиленные места, в частности выпуклости 18, в которых закреплены соответствующие опорные подкосы и поперечные балки пола 20 салона, как это более подробно поясняется в связи с фиг.7а, 7b.
На фиг.3, 4а-4 с изображены традиционные шпангоутные элементы 3 для фюзеляжа 2 самолета, уже известные из уровня техники. В частности, на фиг.3 изображен составной шпангоут 3а, 3b, состоящий из монолитной рамы 3а, например С-образного профиля 3а, и основания 3b шпангоута. Основание 3b имеет нижнюю полку 7, которая прилегает к внутренней стороне фюзеляжа 2 и служит для закрепления шпангоута 3а, 3b на нем. Сообразный профиль 3а в зоне своей обращенной от фюзеляжа 2 стороне прочно соединен с основанием 3b шпангоута, в частности свинчен или склепан, в результате чего, в целом, возникает шпангоут, в основном, F-образного сечения. В его основании 3b на обращенной к фюзеляжу 2 стороне выфрезерованы пазы 5 для прохождения лонжеронов 4.
На фиг.4а, 4b изображены перспективные виды известных шпангоутов 3 с большим числом лонжеронов 4, проходящих через пазы 5. Шпангоуты 3 имеют F-образный профиль с зеркально-обратно ориентированной нижней полкой 7, причем F-образный профиль может быть выполнен составным, как это пояснялось в связи с фиг.3, или монолитным. На фиг.4с слева изображен составной F-образный профиль с основанием 3b шпангоута и закрепленным на нем С-образным профилем 3а, а справа - монолитный F-образный шпангоут.
В обоих случаях в шпангоутах путем фрезерования, резки и т.п. выполняются пазы 5. Как видно, в частности, на фиг.4b, с этим связано негативное ослабление шпангоутного элемента, поскольку в зонах пазов 5 нижняя полка 7 удаляется.
Так называемый принцип «Fail-Safe», в соответствии с которым последствия отказа шпангоутов должны быть как можно более безопасными, обуславливает у известных шпангоутов геометрию профиля с несколькими полками, в частности F-образную геометрическую форму на фиг.4 с, чтобы свести к минимуму негативное влияние отсутствующей нижней полки 7 в зоне пазов 5 на прочность шпангоута.
Таким образом, другие геометрические формы профилей были бы сильно ослаблены из-за частичного удаления нижней полки за счет фрезерования пазов 5; С-образный профиль потерял бы, например, в зоне вырезов 5 около 40% площади сечения, вследствие чего нельзя было бы надежно обеспечить требуемое восприятие нагрузки, в частности сжимающей.
На фиг.5а, 5b изображен предложенный шпангоутный элемент 3, изготовленный целиком из волокнита, причем пазы 5 выполнены в виде интегральной выемки 6, т.е. без сложных и дорогостоящих мероприятий, таких как фрезерование, резка и т.п. За счет интегрального выполнения выемки 6 соблюдается также условие «Fail-Safe» благодаря тому, что шпангоутный элемент не ослабляется фрезерованием пазов 5. Как видно на фиг.5а, интегральное выполнение выемки 6 обеспечивает С-образное сечение, что позволяет предпочтительным образом значительно уменьшить массу шпангоутного элемента по сравнению с F-образными профилями или другими геометрическими формами с тремя и более полками.
Пазы 5 выполнены преимущественно с равными угловыми промежутками по периферии каждого шпангоутного элемента 3. В данном примере пазы 5 имеют форму призмы, в основном, с трапециевидным основанием, причем возможны и другие варианты, например прямоугольное основание и, в частности, также геометрическая форма со скругленными кромками.
При этом нижняя полка 7 С-образного шпангоутного элемента 3 следует несущей конструкции, образованной фюзеляжем 2 и множеством лонжеронов 4. В зоне пазов 5 полка 7 проходит в соответствии с их контуром и прилегает к лонжеронам 4. 3а счет того что полка 7 следует контуру пазов 5 и соответственно выполненных лонжеронов 4, она непрерывна также в зоне пазов 5. 3а счет вытягивания полки 7 в зоне интегральной выемки 6 вверх или вниз теряется лишь немного площади, поскольку полка 7 не удаляется за счет фрезерования пазов 5.
Разумеется, за счет интегрального выполнения выемки 6 также в случае других геометрических форм профилей достигается повышенная нагружаемость. В этой связи возможны, например, шпангоутные элементы 3 I-, Z- или Т-образного профиля.
На фиг.6 изображен подробный вид предложенного шпангоутного элемента 3, причем для лучшей наглядности лонжероны 4 не показаны. Шпангоутный элемент 3 состоит из переплетенных между собой волокон или пучков волокон из карбона, стекла, арамида и т.п., которые импрегнированы матричным полимерным материалом, например эпоксидной смолы.
Для создания изображенного шпангоутного элемента 3 С-образного сечения на сердечник с точной посадкой наматываются волокна или пучки волокон. Преимущественно множество однонаправленных волокон соединяются в пучки, а затем переплетаются на плетельном сердечнике. При этом его форма соответствует нужной форме изготавливаемого шпангоутного элемента. Для этого сердечник имеет множество вогнутостей, соответствующих по своей форме пазам 5 готового шпангоутного элемента. Таким образом, пазы 5 выполняются в виде интегральной выемки 6, и их не приходится отдельно выфрезеровывать или вырезать на сложном и дорогостоящем этапе изготовления.
Волокна связаны полимерной матрицей, причем импрегнирование может осуществляться перед намоткой на плетельный сердечник (способом PREPREG) или после переплетения на плетельном сердечнике (способом RTM или VARTM).
При изготовлении шпангоутных элементов сначала изготавливается заготовка за счет того, что пучки волокон переплетаются на плетельном сердечнике квадратного сечения и с вогнутостями в соответствии с формой пазов будущего шпангоутного элемента. Затем заготовка разрезается в ее средней плоскости для получения, таким образом, двух зеркально-обратных С-образных шпангоутных элементов. В заключение сердечник может быть удален и повторно использован; в случае пенопластового сердечника или сердечника из прессованного песка или гипса такой сердечник может быть также химически растворен или вымыт водой.
На фиг. 7а, 7b изображены подробные виды мест соединений опорных подкосов и поперечных балок пола 20 салона с соответствующими шпангоутными элементами 3. Концы опорных подкосов и поперечных балок склепаны с соответствующими участками шпангоутных элементов 3 или надежно соединены с ними иным образом. Чтобы выдерживать повышенную нагрузку в местах соединений, шпангоутные элементы 3 имеют в этой зоне выпуклости 18, которые увеличивают площадь сечения С-образного профиля. Выпуклости 18 изготавливаются в процессе производства за счет, по меньшей мере, одного дополнительного слоя волокон или переплетенных пучков волокон в этой зоне. По меньшей мере, один формованный в соответствии с кривизной фюзеляжа (2) шпангоутный элемент (3) выполнен с пазами (5) на обращенной к фюзеляжу (2) стороне (16), причем каждый шпангоутный элемент (3) имеет на обращенной от фюзеляжа (2) стороне (13) выпуклости (18) для размещения структурных элементов (20).
В изображенном примере выпуклость 18 проходит, в основном, в направлении внутреннего пространства за счет увеличения зоны соединения между обращенной к фюзеляжу полкой 7 и обращенной от него полкой С-образного профиля в зоне мест соединений; для дальнейшего усиления мест соединений полки могут иметь также большую протяженность в продольном направлении фюзеляжа 2.
Исследовательские работы, приведшие к настоящему изобретению, поддерживались Евросоюзом в связи с Седьмой Рамочной Программой (FP7/2007-2013) при Соглашении о поддержке №213371.
Claims (14)
1. Шпангоут (1) для усиления корпуса (2) транспортного средства, в частности летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, один формованный в соответствии с кривизной фюзеляжа (2) шпангоутный элемент (3) с пазами (5) на обращенной к фюзеляжу (2) стороне (16) для прохождения лонжеронов (4), причем каждый шпангоутный элемент (3) имеет обращенную к фюзеляжу (2) полку (7), отличающийся тем, что полка (7) проходит в зоне паза (5) в соответствии с его контуром, причем каждый шпангоутный элемент (3) формован монолитным из армированного волокном полимерного композита, а пазы (5) выполнены в виде интегральной выемки (6) каждого шпангоутного элемента (3), причем каждый шпангоутный элемент изготовлен из переплетенных волокон или пучков волокон и полимерной матрицы.
2. Шпангоут по п.1, отличающийся тем, что каждый шпангоутный элемент (3) имеет, в основном, Т-, I-, Z- или преимущественно С-образное сечение.
3. Шпангоут по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый шпангоутный элемент (3) изготовлен способом жидкого формования.
4. Шпангоут по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый шпангоутный элемент (3) изготовлен способом PREPREG (preimpregnated fibres).
5. Шпангоут по п.1, отличающийся тем, что каждый шпангоутный элемент (3) имеет на обращенной от фюзеляжа (2) стороне (13) выпуклости (18) для размещения структурных элементов (20).
6. Шпангоут по п.1, отличающийся тем, что каждый паз (5) имеет форму призмы, в основном, с трапециевидным основанием, причем кромки паза (5) преимущественно скруглены.
7. Шпангоут по п.1, отличающийся тем, что пазы (5) расположены преимущественно с равными угловыми промежутками по периферии каждого шпангоутного элемента (3).
8. Способ изготовления состоящего, по меньшей мере, из одного шпангоутного элемента (3) шпангоута (1) для усиления корпуса транспортного средства, в частности фюзеляжа летательного аппарата, причем каждый шпангоутный элемент (3) формуют в соответствии с кривизной фюзеляжа (2) и на обращенной к фюзеляжу (2) стороне (16) выполняют пазы (5) для прохождения лонжеронов (4), причем каждый шпангоутный элемент (3) имеет обращенную к фюзеляжу (2) полку (7), отличающийся тем, что полка (7) проходит в зоне паза (5) в соответствии с его контуром, причем каждый шпангоутный элемент (3) формуют монолитным из армированного волокном полимерного композита, а пазы (5) выполняют в виде интегральной выемки (6) каждого шпангоутного элемента (3), при этом волокна или пучки волокон укладывают с геометрическим замыканием на сердечник, имеющий для образования интегральной выемки (6) каждого шпангоутного элемента (3) вогнутости в соответствии с его пазами (5), и волокна или пучки волокон переплетают между собой на сердечнике.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что каждый шпангоутный элемент (3) формуют в виде Т-, I-, Z- или преимущественно С-образного профиля.
10. Способ по п.8 или 9, отличающийся тем, что для получения армированного волокном полимерного композита волокна импрегнируют матричным полимерным материалом.
11. Способ по п.8, отличающийся тем, что в заключение из уложенного на сердечник волокнистого полимерного композита удаляют воздух и отверждают его под воздействием давления и тепла.
12. Способ по п.8, отличающийся тем, что обмотанный волокнами или переплетенными пучками волокон сердечник разрезают, в основном, в средней плоскости его продольной протяженности, в результате чего получают два шпангоутных элемента (3).
13. Способ по п.8, отличающийся тем, что сердечник выполняют, в основном, с квадратным сечением.
14. Способ по п.8, отличающийся тем, что в заключение сердечник удаляют.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| AT0059009A AT508169A1 (de) | 2009-04-16 | 2009-04-16 | Spant und verfahren zur herstellung eines solchen spants |
| ATA590/2009 | 2009-04-16 | ||
| PCT/AT2010/000107 WO2010118448A2 (de) | 2009-04-16 | 2010-04-15 | Spant und verfahren zur herstellung eines solchen spants |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011146312A RU2011146312A (ru) | 2013-05-27 |
| RU2553531C2 true RU2553531C2 (ru) | 2015-06-20 |
Family
ID=42982910
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011146312/11A RU2553531C2 (ru) | 2009-04-16 | 2010-04-15 | Шпангоут и способ его изготовления |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9387918B2 (ru) |
| EP (1) | EP2419325B1 (ru) |
| CN (1) | CN102427997B (ru) |
| AT (1) | AT508169A1 (ru) |
| BR (1) | BRPI1011392B1 (ru) |
| CA (1) | CA2758741C (ru) |
| ES (1) | ES2435473T3 (ru) |
| RU (1) | RU2553531C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010118448A2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU211099U1 (ru) * | 2021-12-10 | 2022-05-20 | Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Шпангоут, изготовленный методом селективного лазерного сплавления |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2985213B1 (fr) * | 2011-12-28 | 2016-12-30 | Airbus Operations Sas | Panneau composite auto-raidi et procede de realisation |
| FR2991228B1 (fr) | 2012-05-29 | 2015-03-06 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de realisation d'un panneau composite auto-raidi |
| US10099765B2 (en) * | 2012-08-08 | 2018-10-16 | The Boeing Company | Monolithic composite structures for vehicles |
| FR2999970B1 (fr) | 2012-12-20 | 2015-06-19 | Airbus Operations Sas | Procede de realisation d'une preforme textile a fibres continues par circulation d'un flux de gaz chaud a travers un ensemble fibreux |
| EP2749491B1 (en) * | 2012-12-28 | 2015-12-23 | Airbus Operations, S.L. | Aircraft structure with integrated reinforcing elements |
| FR3009351B1 (fr) | 2013-08-01 | 2015-08-07 | Airbus Operations Sas | Outillage pour le maintien simultane de plusieurs clips de fixation contre un element de cadre de fuselage d'aeronef |
| FR3009274A1 (fr) * | 2013-08-01 | 2015-02-06 | Airbus Operations Sas | Element de cadre de fuselage d'aeronef integrant des languettes pour la fixation de raidisseurs |
| FR3009352B1 (fr) | 2013-08-01 | 2016-01-01 | Airbus Operations Sas | Outillage pour le maintien simultane de plusieurs clips de fixation contre un element de cadre de fuselage d'aeronef |
| FR3015433B1 (fr) | 2013-12-23 | 2016-02-12 | Airbus Operations Sas | Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage |
| ES2707864T3 (es) * | 2013-12-31 | 2019-04-05 | Airbus Operations Sl | Estructura de una aeronave realizada en material compuesto |
| RU2663916C2 (ru) * | 2016-04-04 | 2018-08-13 | Николай Дмитриевич Шанин | Способ изготовления цельнокатаных силовых шпангоутов из центробежнолитой заготовки-шайбы |
| CN112078777A (zh) * | 2019-06-12 | 2020-12-15 | 北京京东尚科信息技术有限公司 | 机身骨架结构、机身和飞行器 |
| US11697486B2 (en) * | 2019-10-09 | 2023-07-11 | Textron Innovations Inc. | Single butt line keel and roof beam |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2084343C1 (ru) * | 1994-02-17 | 1997-07-20 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Несущая труба-оболочка из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления |
| US6114012A (en) * | 1997-03-19 | 2000-09-05 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Rib of composite material and method of forming the same |
| DE102006051457A1 (de) * | 2006-10-31 | 2008-05-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Versteifungselement für ein Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen desselben |
| RU77842U1 (ru) * | 2008-08-28 | 2008-11-10 | Открытое акционерное общество Национальный институт авиационных технологий (ОАО НИАТ) | Балка пола самолета из полимерных композиционных материалов |
| DE102007030026A1 (de) * | 2007-06-29 | 2009-01-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil mit Spant- und Querträgerelement |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5045251A (en) * | 1987-06-15 | 1991-09-03 | Ford Motor Company | Method of resin transfer molding a composite article |
| US5451377A (en) * | 1993-09-29 | 1995-09-19 | Rockwell International Corp. | Composite structures and methods of manufacturing such structures |
| ES2185443B1 (es) * | 2000-03-07 | 2004-09-01 | Airbus España S.L. | Procedimiento de fabricacion de piezas precuradas en material compuesto con rigidizadores aplicados en estado fresco. |
| JP4526698B2 (ja) * | 2000-12-22 | 2010-08-18 | 富士重工業株式会社 | 複合材成形品及びその製造方法 |
| US6638466B1 (en) * | 2000-12-28 | 2003-10-28 | Raytheon Aircraft Company | Methods of manufacturing separable structures |
| US20030052231A1 (en) * | 2001-09-19 | 2003-03-20 | Moon Brian K. | Modular RTM spacecraft bus structure |
-
2009
- 2009-04-16 AT AT0059009A patent/AT508169A1/de not_active Application Discontinuation
-
2010
- 2010-04-15 CN CN201080021733.3A patent/CN102427997B/zh active Active
- 2010-04-15 RU RU2011146312/11A patent/RU2553531C2/ru active
- 2010-04-15 ES ES10717478T patent/ES2435473T3/es active Active
- 2010-04-15 WO PCT/AT2010/000107 patent/WO2010118448A2/de active Application Filing
- 2010-04-15 CA CA2758741A patent/CA2758741C/en active Active
- 2010-04-15 EP EP10717478.1A patent/EP2419325B1/de active Active
- 2010-04-15 US US13/264,862 patent/US9387918B2/en active Active
- 2010-04-15 BR BRPI1011392A patent/BRPI1011392B1/pt active IP Right Grant
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2084343C1 (ru) * | 1994-02-17 | 1997-07-20 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" Акционерного общества "Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения" | Несущая труба-оболочка из композиционных материалов, способ и оправка для ее изготовления |
| US6114012A (en) * | 1997-03-19 | 2000-09-05 | Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha | Rib of composite material and method of forming the same |
| DE102006051457A1 (de) * | 2006-10-31 | 2008-05-15 | Airbus Deutschland Gmbh | Versteifungselement für ein Luft- oder Raumfahrzeug und Verfahren zum Herstellen desselben |
| DE102007030026A1 (de) * | 2007-06-29 | 2009-01-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Strukturbauteil mit Spant- und Querträgerelement |
| RU77842U1 (ru) * | 2008-08-28 | 2008-11-10 | Открытое акционерное общество Национальный институт авиационных технологий (ОАО НИАТ) | Балка пола самолета из полимерных композиционных материалов |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU211099U1 (ru) * | 2021-12-10 | 2022-05-20 | Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Шпангоут, изготовленный методом селективного лазерного сплавления |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011146312A (ru) | 2013-05-27 |
| EP2419325B1 (de) | 2013-09-18 |
| AT508169A1 (de) | 2010-11-15 |
| US20120034416A1 (en) | 2012-02-09 |
| BRPI1011392B1 (pt) | 2020-01-28 |
| WO2010118448A2 (de) | 2010-10-21 |
| ES2435473T3 (es) | 2013-12-19 |
| CN102427997A (zh) | 2012-04-25 |
| EP2419325A2 (de) | 2012-02-22 |
| CA2758741A1 (en) | 2010-10-21 |
| CA2758741C (en) | 2017-05-02 |
| CN102427997B (zh) | 2015-06-03 |
| WO2010118448A3 (de) | 2011-06-16 |
| US9387918B2 (en) | 2016-07-12 |
| BRPI1011392A2 (pt) | 2016-03-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2553531C2 (ru) | Шпангоут и способ его изготовления | |
| CN106275370B (zh) | 加强机身部件以及用于制造加强机身部件的方法和装置 | |
| KR102047554B1 (ko) | 복합재 햇 보강재, 복합재 햇-보강 압력 웨브, 및 그 제조 방법 | |
| CN106081051B (zh) | 硼纤维加强结构组件 | |
| US8096504B2 (en) | Integrated aircraft structure in composite material | |
| US9771140B2 (en) | Aircraft structure with integrated reinforcing elements | |
| US20150217850A1 (en) | Laminated i-blade stringer | |
| EP2789534B1 (en) | Multi-box wing spar and skin | |
| US8969223B2 (en) | Woven preform, composite, and method of making thereof | |
| US20100038030A1 (en) | Advanced composite aerostructure article having a braided co-cured fly away hollow mandrel and method for fabrication | |
| US9592900B2 (en) | Method for the production of a connecting element, connecting element, and aircraft or spacecraft | |
| US9637216B2 (en) | Aircraft structure made of composite material | |
| US10232926B2 (en) | Integrated lamination process for manufacturing a shell element | |
| US20110311782A1 (en) | Planar component of an aircraft and method for producing the same | |
| US8833697B2 (en) | Component, reinforcement member, structural arrangement, aircraft or spacecraft and method | |
| US11679576B2 (en) | Composite rods for stabilization of composite laminates | |
| EP2746038B1 (en) | Method for the production of a structural component, structural component, shell, and aircraft or spacecraft | |
| US8474573B2 (en) | Reinforced composite sandwich panel | |
| US9545757B1 (en) | Composite lay up and method of forming | |
| US10550499B2 (en) | Fabricating composite core with woven composite fibers |