RU2647399C1 - Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing - Google Patents
Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647399C1 RU2647399C1 RU2016152058A RU2016152058A RU2647399C1 RU 2647399 C1 RU2647399 C1 RU 2647399C1 RU 2016152058 A RU2016152058 A RU 2016152058A RU 2016152058 A RU2016152058 A RU 2016152058A RU 2647399 C1 RU2647399 C1 RU 2647399C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- strut
- ribs
- central
- panels
- Prior art date
Links
- 239000000725 suspension Substances 0.000 title 1
- 238000007667 floating Methods 0.000 claims abstract description 5
- 229920002313 fluoropolymer Polymers 0.000 claims description 11
- 230000008447 perception Effects 0.000 claims description 7
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 4
- 210000003128 head Anatomy 0.000 claims description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 3
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 6
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 101100334009 Caenorhabditis elegans rib-2 gene Proteins 0.000 description 1
- 101000972796 Homo sapiens NF-kappa-B-activating protein Proteins 0.000 description 1
- 102100022580 NF-kappa-B-activating protein Human genes 0.000 description 1
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 229910001234 light alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000002085 persistent effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 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
- B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/26—Construction, shape, or attachment of separate skins, e.g. panels
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
- F16B5/0208—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread using panel fasteners, i.e. permanent attachments allowing for quick assembly
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/30—Wing lift efficiency
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnical field
Группа изобретений относится к авиации, а именно к конструкции крыльев самолетов и узлов крепления крыльев.The group of inventions relates to aviation, namely to the design of aircraft wings and wing attachment points.
Уровень техникиState of the art
Задача снижения себестоимости и увеличения дальности авиаперевозок продиктована современными требованиями, предъявляемыми к коммерческой авиации. Решением данной задачи является повышение качества весового проектирования и улучшение аэродинамики самолета, в том числе за счет применения аэродинамических профилей с ламинарным обтеканием.The task of reducing costs and increasing the range of air travel is dictated by modern requirements for commercial aviation. The solution to this problem is to improve the quality of weight design and improve the aerodynamics of the aircraft, including through the use of aerodynamic profiles with laminar flow.
Известно, что в дозвуковом скоростном диапазоне полета самолета наибольшую выгоду дает применение под косного крыла с удлинением более 15-ти (описание патента US 2643076, www.uspto.gov). Однако для крыла с удлинением более 15-ти затруднительно обеспечить достаточную жесткость и прочность конструкции.It is known that in the subsonic speed range of an airplane’s flight, the greatest benefit is provided by the use of an oblique wing with an elongation of more than 15 (US patent description 2643076, www.uspto.gov). However, for a wing with an elongation of more than 15, it is difficult to ensure sufficient rigidity and structural strength.
Известна подкосная схема крыла самолета, в которой лонжероны работают как консольные балки, защемленные или шарнирно закрепленные у фюзеляжа. Сравнение подкосного и свободнонесущего монопланного крыльев с одинаковой площадью несущей поверхности показывает, что коэффициент сопротивления подкосной схемы на 10-11% больше, зато удельный вес подкосного крыла на 17-20% меньше. Кроме того, подкосное крыло вследствие присущей ему высокой жесткости более благополучно в отношении флаттера, чем свободнонесущее, у которого необходимая виброустойчивость достигается обычно за счет увеличения веса конструкции. К этому нужно добавить, что уменьшение веса планера самолета при применении подкосов позволяет, сохраняя нагрузку на 1 м2, уменьшить площадь крыла. Необходимо отметить, что в схеме с одним подкосом для каждой консоли, крыло самостоятельно воспринимает весь крутящий момент, а подкосы разгружают его при изгибе. При этом необходимо применение жесткой обшивки, работающей при кручении. Защемление концов подкосов вследствие их малой жесткости позволяет лишь незначительно разгрузить крыло от крутящего момента, поэтому, а также для облегчения монтажа и устранения возможности появления дополнительных усилий при наличии перекосов, концы подкосов крепятся с помощью шаровых шарниров. (Фомин Н.А., «Конструкция крыла современного самолета», ОБОРОНГИЗ НКАП, Главная редакция авиационной литературы, Москва, 1946 г., стр. 58, 59, 80-85).Known strut wing aircraft, in which the spars operate as cantilever beams, pinched or pivotally attached to the fuselage. Comparison of the strut and free-bearing monoplane wings with the same bearing surface area shows that the drag coefficient of the strut scheme is 10-11% more, but the specific weight of the strut wing is 17-20% less. In addition, the strut wing, due to its inherent high stiffness, is more favorable in relation to flutter than the free-bearing one, in which the necessary vibration resistance is usually achieved by increasing the weight of the structure. To this we must add that reducing the weight of the airframe when using struts allows, while maintaining a load of 1 m 2 , to reduce the wing area. It should be noted that in the scheme with one strut for each console, the wing independently perceives all the torque, and the struts unload it when bent. In this case, it is necessary to use a rigid sheathing, working during torsion. The jamming of the ends of the struts due to their low stiffness allows only slightly unloading the wing from the torque, therefore, as well as to facilitate installation and eliminate the possibility of additional forces in the presence of distortions, the ends of the struts are mounted using ball joints. (N. Fomin, “The Design of the Wing of a Modern Aircraft”, OBORONGIZ NKAP, Main Edition of Aviation Literature, Moscow, 1946, p. 58, 59, 80-85).
Другим решением, позволяющим повысить жесткость крыла, является применение конструктивно-силовой схемы (КСС) крыла с тремя лонжеронами. Известно трехлонжеронное крыло, конструктивно представляющее собой каркас из продольного и поперечного наборов, покрытый гладкой обшивкой (Шульженко М.Н., «Сборник иллюстраций по курсу конструкций самолетов», Оборонгиз, Москва, 1954 г., стр. 21, фиг. 34). Продольный набор такого крыла состоит из трех лонжеронов и системы стрингеров. Поперечный набор образован нервюрами. Нижние стрингеры и обшивка в между-лонжеронной зоне на большей части размаха вырезаны и образуют люки для монтажа топливных баков. Эти вырезы закрываются крышками, которые воспринимают все нагрузки, приходящиеся на вырезанные элементы центроплана. Размещение топливных баков в крыле выгодно в весовом отношении, так как приводит к разгрузке крыла. Верхние части рамных нервюр служат опорами для баков и установлены с небольшим шагом для обеспечения необходимой устойчивости обшивки верхней панели крыла при сдвиге и для сохранения формы профиля крыла.Another solution to increase the stiffness of the wing is the use of a structural-force circuit (KSS) wing with three spars. A three-spar wing is known, which is structurally a frame made of longitudinal and transverse sets, covered with smooth skin (Shulzhenko MN, “Collection of illustrations on the course of aircraft structures”, Oborongiz, Moscow, 1954, p. 21, Fig. 34). The longitudinal set of such a wing consists of three spars and a stringer system. The transverse set is formed by ribs. The lower stringers and the casing in the inter-spar zone are cut out for the most part of the range and form hatches for mounting fuel tanks. These cutouts are closed by covers, which absorb all the loads attributable to the cut center section elements. The placement of fuel tanks in the wing is advantageous in terms of weight, as it leads to unloading of the wing. The upper parts of the frame ribs serve as supports for tanks and are installed with a small step to ensure the necessary stability of the skin of the upper wing panel during shear and to maintain the shape of the wing profile.
Наиболее близким к заявляемому крылу самолета является крыло самолета Юнкерс Ju-88 с люками на нижней поверхности для размещения баков, вооружения, осмотра проводки и управления, объединенными в съемные работающие панели, которые имеют поперечные, а иногда и продольные подкрепления, подобно несъемным участкам обшивки. Панели прикреплены по всему контуру к лонжеронам и усиленным нервюрам на быстроразъемных соединениях. В подобной конструкции обшивка работает преимущественно на кручение, т.е. имеет слабый продольный набор. (Сутугин Л.Н. «Проектирование частей самолета», ОБОРОНГИЗ, Главная редакция авиационной литературы, Москва, 1947 г., стр. 163-164).Closest to the claimed wing of the aircraft is the wing of the Junkers Ju-88 aircraft with hatches on the bottom surface for placing tanks, weapons, inspecting wiring and control, combined into removable working panels that have transverse and sometimes longitudinal reinforcements, like fixed sections of the skin. Panels are attached along the entire contour to the side members and reinforced ribs on quick couplings. In this design, the casing works primarily for torsion, i.e. has a weak longitudinal set. (Sutugin L.N. “Designing aircraft parts”, OBORONGIZ, Main Edition of Aviation Literature, Moscow, 1947, pp. 163-164).
Известно также, что при стыковке крыла к силовым шпангоутам 1 фюзеляжа (фиг. 1) только по лонжеронам моментными узлами и по стенкам шарнирными узлами, обшивка и стрингеры прерываются у борта фюзеляжа на усиленной бортовой нервюре 2 и, не имея опоры в меж-лонжеронном пространстве, практически "выключаются" из работы крыла на изгиб в зоне А, т.е. потоки усилий с обшивки и стрингеров перераспределяются на пояса лонжеронов 3 на расстоянии по размаху, примерно равном межлонжеронному расстоянию (Егер С.М., Матвеенко A.M., Шаталов И.А., «Основы авиационной техники», Москва, ФГУП изд-во Машиностроение, 2003 г., стр. 284).It is also known that when a wing is docked to the power frames of the fuselage 1 (Fig. 1) only by the spars by moment nodes and on the walls by hinged nodes, the skin and stringers are interrupted at the side of the fuselage on the reinforced
Наиболее близким к заявленному решению соединения подкоса с крылом является решение по патенту (RU 2297947, www1.fips.ru), содержащее крыло и поддерживающие его профилированные подкосы, прикрепленные к подкосам крыла при помощи сферических шарниров. Недостатком данной конструкции является неприменимость ее для трехлонжеронных крыльев.Closest to the claimed solution to the connection of the strut with the wing is the solution according to the patent (RU 2297947, www1.fips.ru) containing the wing and supporting profiled struts that are attached to the struts of the wing using spherical hinges. The disadvantage of this design is its inapplicability for three-spar wings.
Известно «Крепежное устройство» (RU 2567128, www1.fips.ru) для свободного закрепления встраиваемых элементов на несущей конструкции самолета, содержащее крепежный элемент в виде болта, проходящего через сквозные отверстия встраиваемых элементов и соединенного резьбовой частью с гайкой установленной на несущей конструкции.It is known “Fixing device” (RU 2567128, www1.fips.ru) for free fixing of embedded elements on the supporting structure of the aircraft, containing a fastening element in the form of a bolt passing through the through holes of the embedded elements and connected by a threaded part to a nut mounted on the supporting structure.
Недостатком данного устройства является очень малая степень демпфирования взаимных перемещений элементов, пропорциональная толщине эластомерных прокладок.The disadvantage of this device is the very low degree of damping of mutual movements of the elements, proportional to the thickness of the elastomeric gaskets.
Технической задачей, решаемой заявляемой конструкцией крыла является повышение экономической и технической эффективности самолета за счет применения крыла большого удлинения, выполненного по трехлонжеронной КСС с подкосом.The technical problem solved by the claimed wing design is to increase the economic and technical efficiency of the aircraft through the use of a large elongation wing, made by a three-spar KSS with a strut.
Технической задачей, решаемой заявляемым устройством для крепления нижних панелей крыла является создание крепления, позволяющего обеспечить возможность выключения съемных нижних панелей из работы на восприятие усилий растяжения-сжатия, сохранив их участие в работе на восприятие сдвиговых усилий от закручивания крыла.The technical problem solved by the claimed device for attaching the lower panels of the wing is to create a fastener that allows you to turn off the removable lower panels from work on the perception of tensile-compression forces, while maintaining their participation in the perception of shear forces from twisting of the wing.
Технической задачей, решаемой заявляемым узлом соединения подкоса с крылом, является создание надежного узла минимальной массы, обеспечивающего передачу расчетных нагрузок с каждого лонжерона крыла на подкос.The technical problem solved by the claimed node connecting the strut with the wing, is to create a reliable site of minimum weight, ensuring the transfer of the calculated loads from each wing spar to the strut.
Раскрытие изобретения.Disclosure of the invention.
Сущность технического решения заявляемого подкосного крыла самолета заключается в том, что крыло самолета выполнено в виде двух консолей, соединенных с фюзеляжем, каждая из которых содержит: верхнюю панель, передний, центральный и задний лонжероны, балочные и рамные нервюры, съемные нижние панели, соединенные с нижними поясами лонжеронов и нервюр. Подкосы крыла соединены с лонжеронами крыла с помощью узлов, содержащих сферические шарниры. Верхняя панель состоит из несущей обшивки подкрепленной стрингерами и соединена с лонжеронами, имеющими ослабленные поперечные сечения верхних поясов. Съемные нижние панели соединяются с нижними поясами лонжеронов и нервюр при помощи креплений, обеспечивающих ограниченную подвижность панелей в направлении вдоль размаха крыла и работают на восприятие сдвиговых усилий от кручения крыла, но не работают на восприятие усилий растяжения-сжатия. Рамные нервюры имеют съемные нижние ветви. Центральный лонжерон имеет Y-образную форму, разветвляется в направлении фюзеляжа на переднюю и заднюю ветви, которые соединяются с передним и задним лонжеронами соответственно.The essence of the technical solution of the claimed strut wing of the aircraft lies in the fact that the wing of the aircraft is made in the form of two consoles connected to the fuselage, each of which contains: the upper panel, front, central and rear spars, beam and frame ribs, removable lower panels connected to lower spars and ribs. The wing struts are connected to the wing spars using nodes containing spherical hinges. The upper panel consists of a supporting casing reinforced by stringers and connected to the side members having weakened cross sections of the upper chords. The removable lower panels are connected to the lower belts of the side members and ribs using fasteners that provide limited mobility of the panels in the direction along the wing span and work on the perception of shear forces from torsion of the wing, but do not work on the perception of tensile-compression forces. Frame ribs have removable lower branches. The central spar has a Y-shape, branches in the direction of the fuselage into the front and rear branches, which are connected to the front and rear spars, respectively.
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая конструкция крыла, заключается в снижении массы крыла, при одновременном обеспечении надежности, прочности и удобного доступа во внутренние объемы крыла.The technical result, which is achieved by the claimed design of the wing, is to reduce the weight of the wing, while ensuring reliability, strength and convenient access to the internal volumes of the wing.
Сущность технического решения заявляемого устройства крепления нижних панелей состоит в том, что оно содержит крепежные элементы в виде болтов, проходящих через сквозные цилиндрические отверстия в нижних панелях крыла и соединенных резьбовой частью с гайками, установленными на нижних поясах лонжеронов и нервюр. При этом гайки размещены в обоймах-прищепках, установленных в углублениях прямоугольной формы, выполненных в нижних поясах лонжеронов и нервюр со стороны нижних панелей, в которых выполнены сквозные пазы прямоугольной, скругленной на концах формы в плане, ориентированные длинной стороной перпендикулярно плоскостям нервюр, а в пазы между щеками обойм-прищепок вложены распорные втулки.The essence of the technical solution of the inventive device for fastening the lower panels is that it contains fasteners in the form of bolts passing through the through cylindrical holes in the lower panels of the wing and connected by a threaded part with nuts installed on the lower belts of the side members and ribs. In this case, the nuts are placed in clips-clips mounted in rectangular recesses made in the lower spars and ribs from the lower panels, in which through grooves of a rectangular, rounded at the ends form are made in plan, oriented with the long side perpendicular to the planes of the ribs, and in the grooves between the cheeks of the clip-clothespins are spacer sleeves.
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая конструкция устройства крепления нижних панелей состоит в обеспечении ограниченной подвижности съемных нижних панелей относительно лонжеронов и нервюр.The technical result, which is achieved by the claimed design of the attachment device of the lower panels, is to provide limited mobility of the removable lower panels relative to the side members and ribs.
Сущность технического решения заявляемого узла соединения подкоса с крылом заключается в том, что подкос крепится к лонжеронам крыла с помощью опорной балки, состоящей из передней и задней траверс, соединенных с цапфами, закрепленными в передней, центральной и задней опорах, смонтированных на лонжеронах крыла и содержащих сферические шарниры, центры которых расположены на одной оси. Переднее и заднее внешние звенья соединены верхними концевыми частями с траверсами с помощью осевых шарниров, а нижними концевыми частями соединены с подкосом при помощи осевого шарнира, проходящего через нижние концевые части переднего и заднего внешних звеньев и через проушины, выполненные в верхней части подкоса. Центральное звено выполнено из двух частей, неподвижно скрепленных между собой, и соединено с передним и задним внешними звеньями осевыми шарнирами, оси которых параллельны осям шарниров на концевых частях звеньев, при этом верхняя часть центрального звена проходит через отверстие, выполненное в стенке центрального лонжерона. Переднее и заднее внутренние звенья соединены осевыми шарнирами с траверсами опорной балки и передним и задним внешними звеньями соответственно. Сферические шарниры узлов крепления опорной балки к лонжеронам выполнены в виде подшипниковых узлов, каждый из которых состоит из одного радиального сферического и двух упорных сферических подшипников. Опорная балка содержит устройство для регулировки своего положения относительно каждого лонжерона, выполненное в виде трех пар гаек, имеющих возможность перемещения по резьбовым частям соответственно передней, центральной и задней цапф опорной балки, кроме того, каждая опора балки имеет устройство для регулировки положения сферических шарниров относительно лонжерона, выполненное в виде трех пар резьбовых упорных крышек, имеющих возможность перемещения по резьбе, выполненной на корпусах сферических шарниров. Переднее и заднее внешние звенья, а также переднее и заднее внутренние звенья, выполнены в виде двутавровых балок переменного сечения с проушинами на концах. Отверстия, выполненные в траверсах, передних, внешних и внутренних и задних, внешних и внутренних звеньях, а также в проушинах центрального звена и подкоса, служащие для соединения этих элементов между собой, оснащены втулками. Центральное звено выполнено с внутренним отверстием ромбовидной формы в плане, при этом части центрального звена неподвижно скреплены между собой разъемным болтовым соединением, а передняя и задняя части центрального звена, выполнены в виде двутавровых балок переменного сечения с проушинами на концах. Ось жесткости переднего внешнего звена проходит через центр сферического шарнира, установленного на переднем лонжероне, а ось жесткости заднего внешнего звена проходит через центр сферического шарнира, установленного на заднем лонжероне.The essence of the technical solution of the proposed node connecting the strut with the wing is that the strut is attached to the side members of the wing using a support beam consisting of front and rear traverses connected to trunnions mounted in the front, central and rear supports mounted on the side members of the wing and containing spherical joints, the centers of which are located on the same axis. The front and rear outer links are connected by the upper end parts to the traverses using axial joints, and the lower end parts are connected to the strut using an axial joint passing through the lower end parts of the front and rear external links and through the eyes made in the upper part of the strut. The central link is made of two parts, fixedly connected to each other, and is connected to the front and rear external links by axial joints, the axes of which are parallel to the axes of the joints on the end parts of the links, while the upper part of the central link passes through an opening made in the wall of the central spar. The front and rear inner links are connected by axial hinges with the yokes of the support beam and the front and rear outer links, respectively. The spherical hinges of the attachment points of the support beam to the side members are made in the form of bearing assemblies, each of which consists of one radial spherical and two persistent spherical bearings. The support beam contains a device for adjusting its position relative to each spar, made in the form of three pairs of nuts that can move along the threaded parts of the front, central and rear trunnions of the support beam, in addition, each beam support has a device for adjusting the position of the spherical hinges relative to the spar made in the form of three pairs of threaded thrust caps having the ability to move along threads made on the bodies of spherical joints. The front and rear outer links, as well as the front and rear inner links, are made in the form of I-beams of variable cross section with eyelets at the ends. The holes made in the traverses, front, outer and inner and rear, outer and inner links, as well as in the eyes of the central link and strut, used to connect these elements together, are equipped with bushings. The central link is made with an internal diamond-shaped hole in the plan, while the parts of the central link are motionlessly fastened together by a detachable bolt connection, and the front and rear parts of the central link are made in the form of I-beams of variable section with eyelets at the ends. The stiffness axis of the front outer link passes through the center of the spherical hinge mounted on the front spar, and the stiffness axis of the front outer link passes through the center of the spherical hinge mounted on the rear spar.
Техническим результатом, достигаемым за счет применения заявляемого узла соединения подкоса с крылом, является обеспечение оптимальных массовых характеристик данного узла.The technical result achieved through the use of the inventive node connection strut with the wing, is to ensure optimal mass characteristics of this node.
Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings
Сущность предлагаемого устройства поясняется нижеследующим описанием и прилагаемыми иллюстрациями, на которых показано:The essence of the proposed device is illustrated by the following description and the accompanying illustrations, which show:
фиг. 1 - схема стыковки лонжеронного крыла с фюзеляжем (Егер С.М., Матвеенко A.M., Шаталов И.А., «Основы авиационной техники», Москва, ФГУП изд-во Машиностроение, 2003 г., стр. 287, рис. 11.);FIG. 1 is a diagram of the joining of the spar wing with the fuselage (Eger S.M., Matveenko AM, Shatalov I.A., “Fundamentals of aviation technology”, Moscow, FSUE Mashinostroenie publishing house, 2003, p. 287, Fig. 11. );
фиг. 2 - общий вид крыла самолета со снятыми правой и левой внутренними нижними панелями;FIG. 2 is a general view of an airplane wing with the right and left inner bottom panels removed;
фиг. 3 - общий вид отсека консоли крыла со снятой нижней панелью;FIG. 3 is a general view of the wing console compartment with the bottom panel removed;
фиг. 4 - поперечный разрез консоли крыла;FIG. 4 is a cross-sectional view of a wing console;
фиг. 5 - вид снизу на разветвление центрального лонжерона;FIG. 5 is a bottom view of the branching of the central spar;
фиг. 6 - конструкция нижних поясов лонжеронов и нервюр;FIG. 6 - design of the lower spars and ribs;
фиг. 7 - съемная нижняя ветвь рамной нервюры;FIG. 7 - removable lower branch of the frame rib;
фиг. 8 - продольный разрез съемной нижней ветви рамной нервюры;FIG. 8 is a longitudinal section of a removable lower branch of the frame rib;
фиг. 9 - общий вид креплений нижних панелей;FIG. 9 is a general view of the fastenings of the lower panels;
фиг. 10 - сечение по оси болта крепления нижней панели перпендикулярно плоскости нервюры;FIG. 10 - section along the axis of the bolt of fastening the bottom panel perpendicular to the plane of the rib;
фиг. 11 - крепление крыла к шпангоутам фюзеляжа самолета;FIG. 11 - fastening of the wing to the frames of the fuselage of the aircraft;
фиг. 12 - крепление крыла к центроплану самолета;FIG. 12 - fastening of the wing to the center section of the aircraft;
фиг. 13 - узел соединения подкоса с крылом, вид сверху;FIG. 13 - node connection strut with wing, top view;
фиг. 14 - сечение в плоскости, проходящей через оси цапф и ось подкоса;FIG. 14 is a section in a plane passing through the axis of the pins and the strut axis;
фиг. 15 - размещение узла крепления подкоса в крыле;FIG. 15 - placement of the strut mount assembly in the wing;
фиг. 16 - вид сверху в изометрии на узел соединения подкоса с крылом;FIG. 16 is a top view in isometric view of the strut-wing connection assembly;
фиг. 17 - сечение в плоскости, проходящей через ось цапфы перпендикулярно оси подкоса;FIG. 17 is a section in a plane passing through the axis of the journal perpendicular to the axis of the strut;
фиг. 18 - сечение места соединения внешних звеньев с проушинами на верхней части подкоса плоскостью, проходящей через ось цапфы перпендикулярно оси подкоса;FIG. 18 is a cross section of the junction of the outer links with the eyes on the upper part of the strut with a plane passing through the axis of the journal perpendicular to the axis of the strut;
фиг. 19 - вид узла соединения подкоса с крылом, вариант с неразъемным центральным звеном и двумя осевыми шарнирами в верхней части подкоса;FIG. 19 is a view of a junction of a strut with a wing, an embodiment with an integral central link and two axial joints in the upper part of the strut;
фиг. 20 - сечение осевого шарнира, соединяющего внешнее, внутреннее и центральное звенья;FIG. 20 is a cross-section of an axial joint connecting the external, internal, and central links;
где:Where:
1 - шпангоуты фюзеляжа;1 - frames of the fuselage;
2 - нервюры бортовые;2 - side ribs;
3 - лонжероны;3 - spars;
4 - консоль правая;4 - right console;
5 - консоль левая;5 - left console;
6 - панель крыла верхняя;6 - upper wing panel;
7 - обшивка панели верхней;7 - paneling of the upper panel;
8 - стрингеры;8 - stringers;
9 - лонжерон передний;9 - front spar;
10 - лонжерон центральный;10 - central spar;
11 - лонжерона задний;11 - rear spar;
12 - нервюра балочная;12 - beam rib;
13 - нервюра рамная;13 - frame rib;
14 - подкос крыла правый;14 - right wing strut;
15 - подкос крыла левый;15 - left wing strut;
16 - панели крыла нижние съемные;16 - wing panels are removable lower;
17 - пояс нижний лонжерона переднего;17 - belt lower front spar;
18 - пояс нижний лонжерона центрального;18 - belt lower spar of the central;
19 - пояс нижний лонжерона заднего;19 - belt lower spar of the rear;
20 - пояс нижний нервюры балочной;20 - lower belt rib girder;
21 - ветвь нижняя нервюры рамной;21 - lower branch rib frame;
22 - ветвь передняя лонжерона центрального;22 - the front branch of the spar of the Central;
23 - ветвь задняя лонжерона центрального;23 - branch back spar of the central;
24 - центроплан;24 - center section;
25 - стенка лонжерона переднего;25 - wall of the front spar;
26 - стенка лонжерона центрального;26 - the wall of the spar of the Central;
27 - стенка лонжерона заднего,27 - the wall of the rear spar,
28 - пояс верхний лонжерона переднего;28 - belt upper spar of the front;
29 - пояс верхний лонжерона центрального;29 - belt upper spar of the central;
30 - пояс верхний лонжерона заднего;30 - belt upper rear side member;
31 - стенка нервюры балочной;31 - wall rib beams;
32 - ветвь верхняя нервюры рамной;32 - upper branch of the rib frame;
33 - болты с потайной головкой крепления нижних панелей;33 - bolts with countersunk head securing the lower panels;
34 - гайки плавающие;34 - floating nuts;
35 - обоймы-прищепки;35 - clothespins;
36 - углубления на суммарную толщину лапки обоймы-прищепки и металлофторопластовой шайбы;36 - recesses on the total thickness of the tabs of the clip-clothespins and metal-fluoroplastic washers;
37 - шайбы из металло-фторопластовой ленты;37 - washers made of metal-fluoroplastic tape;
38 - сквозные пазы прямоугольной, скругленной на концах формы в плане;38 - through grooves of a rectangular, rounded at the ends of the shape in the plan;
39 - втулки распорные;39 - spacers;
40 - полосы из оргалона, наклеенные на нижние поверхности нижних поясов нервюр и лонжеронов;40 - strips of orgalon glued to the lower surfaces of the lower belts of ribs and spars;
41 - ленты из оргалона, наклеенные на нижние панели крыла;41 - tapes from orgalon glued to the lower panels of the wing;
42 - узел соединения крыла с подкосом;42 - node connection wing with strut;
43 - балка опорная;43 - supporting beam;
44 - траверса передняя;44 - front traverse;
45 - траверса задняя;45 - rear traverse;
46 - цапфа передняя;46 - front axle;
47 - цапфа центральная;47 - a central pin;
48 - цапфа задняя;48 - rear axle;
49 - опора передняя;49 - front support;
50 - опора центральная;50 - central support;
51 - опора задняя;51 - back support;
52 - звено переднее внешнее;52 - external front link;
53 - звено заднее внешнее;53 - external rear link;
54 - осевые шарниры для соединения внешних звеньев с траверсами;54 - axial joints for connecting external links with traverses;
55 - осевой шарнир для соединения внешних звеньев с проушинами в верхней части подкоса;55 - axial hinge for connecting external links with eyes in the upper part of the strut;
56 - проушина в верхней части подкоса верхняя;56 - eye in the upper part of the upper strut;
57 - проушина в верхней части подкоса нижняя;57 - eye in the upper part of the strut lower;
58 - звено центральное;58 - central link;
59 - осевые шарниры для соединения центрального звена с внешними звеньями;59 - axial joints for connecting the central link with external links;
60 - часть передняя звена центрального;60 - part of the front link of the central;
61 - часть задняя звена центрального;61 - part of the back link of the central;
62 - звено переднее внутреннее;62 - front inner link;
63 - звено заднее внутреннее;63 - link back internal;
64 - осевые шарниры для соединения внутренних звеньев с траверсами;64 - axial hinges for connecting internal links with traverses;
65 - подшипник радиальный сферический;65 - spherical radial bearing;
66 - подшипник упорный сферический;66 - spherical thrust bearing;
67 - гайка регулировки положения опорной балки;67 - a nut for adjusting the position of the support beam;
68 - крышка резьбовая упорная;68 - threaded thrust cover;
69 - корпус опоры;69 - bearing housing;
70 - втулки осевых шарниров;70 - bushings of axial joints;
71 - втулки в сферических шарнирах центральные;71 - bushings in central spherical joints;
72 - втулки в сферических шарнирах боковые;72 - bushings in spherical hinges lateral;
73 - болтовое соединение частей центрального звена;73 - bolted connection of parts of the central link;
74 - болтовое соединение цапф с траверсами;74 - bolt connection of pins with traverses;
75 - вкладные топливные баки;75 - inset fuel tanks;
76 - узел крепления крыла к фюзеляжу передний;76 - front attachment of the wing to the fuselage;
77 - узел крепления крыла к фюзеляжу задний;77 - rear attachment of the wing to the fuselage;
78 - узел крепления крыла к центроплану передний;78 - front attachment of the wing to the center wing;
79 - узел крепления крыла к центроплану задний;79 - rear attachment of the wing to the center section;
80 - болтовое соединение внешнего, внутреннего и центрального звеньев.80 - bolted connection of external, internal and central links.
На фиг. 2-5 приведена предлагаемая конструкция крыла. Крыло самолета состоит из двух, соединенных с фюзеляжем консолей 4 и 5, каждая из которых содержит верхнюю панель 6, состоящую из обшивки 7, подкрепленной стрингерами 8; нижний пояс 17, стенку 25 и верхний пояс 28 лонжерона переднего 9; нижний пояс 18, стенку 26, верхний пояс 29, переднюю ветвь 22 и заднюю ветвь 23 лонжерона центрального 10; нижний пояс 19, стенку 27 и верхний пояс 30 лонжерона заднего 11; стенки 31 и нижние пояса 20 балочных нервюр 12, верхние 32 и нижние 21 ветви рамных нервюр 13, съемные нижние панели 16 крыла.In FIG. 2-5 shows the proposed wing design. The wing of the aircraft consists of two
На фиг. 6 приведена конструкция нижних поясов лонжеронов и нервюр, где: 18 - нижний пояс лонжерона; 26 - стенка лонжерона; 21 - нижняя ветвь нервюры; 36 - углубления для размещения элементов крепления нижней панели крыла; 38 - пазы прямоугольной формы; 40 - лента из оргалона, наклеенная на нижний пояс лонжерона.In FIG. 6 shows the design of the lower spars and ribs, where: 18 - the lower spar belt; 26 - the side member wall; 21 - the lower branch of the rib; 36 — recesses for accommodating fasteners of the lower wing panel; 38 - grooves of a rectangular shape; 40 - tape from orgalon glued to the lower spar belt.
На фиг. 7-8 показана съемная нижняя ветвь 21 рамной нервюры 13, выполненная в виде двутавровой балки с волнообразной стенкой, на нижнем поясе которой выполнены сквозные пазы 38 прямоугольной формы, скругленной на концах, ориентированные длинной стороной перпендикулярно плоскостям нервюр, углубления 36 прямоугольной формы и наклеены ленты 40 из оргалона.In FIG. 7-8 shows the removable
На фиг. 9-10 показано крепление нижних панелей крыла. Съемные панели 16 крепятся к нижним поясам 17, 18, 19 лонжеронов 9, 10, 11 и нервюр 12 и 13 на болтах 33 с потайной головкой, для которых в панелях 16 выполнены сквозные цилиндрические отверстия с зенковкой с нижней стороны панелей. В нижних поясах лонжеронов и нервюр выполнены ответные сквозные пазы 38 прямоугольной, скругленной на концах формы в плане, ориентированные длинной стороной перпендикулярно плоскостям нервюр. В углубления 36 на нижних поверхностях лонжеронов и нервюр вставлены обоймы прищепки 35 с самоконтрящимися плавающими гайками 34. Для обеспечения требуемого зазора между поверхностями обойм-прищепок и поясов лонжеронов, в пазы 38, между щеками обойм-прищепок 35 вложены распорные втулки 39. Для снижения трения скольжения между щеками обойм-прищепок 35 установлены шайбы 37 из металлофторопластовой ленты. Шайбы устанавливаются фторопластовым слоем к поверхности пояса лонжерона (нервюры) и металлической стороной к поверхности обоймы-прищепки. В поясах лонжеронов и нервюр со стороны нижних панелей выполнены углубления 36 на суммарную толщину лапки обоймы-прищепки 35 и металлофторопластовой шайбы 37. Для снижения трения скольжения между нижними панелями 16 и нижними поясами лонжеронов и нервюр, на поверхности поясов лонжеронов и нервюр, соприкасающиеся с панелями 16, наклеены полосы 40 из оргалона. Для предотвращения истирания на нижние панели 16 в зонах контакта с поясами лонжеронов и нервюр наклеены ленты 41 из оргалона.In FIG. 9-10 show the mounting of the lower wing panels.
На фиг. 11 показано крепление крыла предлагаемой конструкции к узлам 76 и 77 на шпангоутах 1 фюзеляжа самолета. При этом крыло соединяется с подкосами 14, 15 с помощью узлов 42.In FIG. 11 shows the fastening of the wing of the proposed design to the
На фиг. 12 показано крепление крыла предлагаемой конструкции к узлам 78 и 79 центроплана 24 самолета.In FIG. 12 shows the fastening of the wing of the proposed design to the
На фиг. 13-20 приведена предлагаемая конструкция узла соединения подкоса с крылом. Узел 42 соединения крыла с подкосом содержит опорную балку 43, состоящую из передней 46, центральной 47 и задней 48 цапф, закрепленных в передней 49, центральной 50 и задней 51 опорах, смонтированных на лонжеронах крыла и содержащих сферические шарниры, центры которых расположены на одной оси, а также соединяющих цапфы передней 44 и задней 45 траверс, выполненных каждая из двух частей, соединенных с цапфами болтами 75, при этом траверсы имеют отверстия с запрессованными в них втулками 70 для шарнирных соединений 54, 64 с верхними концевыми частями звеньев, переднее внешнее 52 и заднее внешнее 53 звенья, выполненные в виде двутавровых балок переменного сечения с отверстиями на концах и в средней части с запрессованными в отверстия втулками 70, при этом звенья соединены с подкосом при помощи болтов 75, проходящих через нижние концевые части переднего и заднего звеньев и проушин 56, 57 в верхних частях подкосов 14, 15, а верхними концевыми частями соединены с траверсами, при этом ось жесткости переднего звена проходит через центр сферического шарнира, установленного на переднем лонжероне, а ось жесткости заднего звена проходит через центр сферического шарнира, установленного на заднем лонжероне; центрального звена 58 ромбовидной формы в плане, выполненного из передней 60 и задней 61 частей, неподвижно скрепленных между собой разъемным болтовым соединением 73, при этом передняя и задняя части центрального звена, выполненные в виде двутавровых балок переменного сечения с проушинами на концах, в которые запрессованы втулки 70, соединены соответственно с передним и задним звеньями осевыми шарнирами 59 в виде болтовых соединений 80, оси которых параллельны осям отверстий на траверсах и в проушинах на верхней части подкоса, переднего внутреннего 62 и заднего внутреннего 63 звеньев, соединенных осевыми шарнирами в виде болтовых соединений с траверсами опорной балки и передним и задним звеньями соответственно, выполненных в виде двутавровых балок переменного сечения с проушинами на концах, в которые запрессованы втулки, при этом ось жесткости переднего внутреннего звена проходит через ось отверстия, находящегося в середине пролета переднего звена и через центр сферического шарнира, установленного на центральном лонжероне, а ось жесткости заднего внутреннего звена проходит через ось отверстия, находящегося в середине пролета заднего звена и через центр сферического шарнира, установленного на центральном лонжероне; сферические шарниры в опорах балки на лонжеронах выполнены в виде подшипниковых узлов, состоящих каждый из одного радиального сферического подшипника 65, двух упорных сферических подшипников 66, втулки центральной 71, втулок боковых 72, гаек 67, корпуса опоры 69 и резьбовых упорных крышек 68.In FIG. 13-20 shows the proposed design of the junction of the strut with the wing. The node 42 of the connection of the wing with the strut contains a support beam 43 consisting of a front 46, a central 47 and a back 48 trunnions fixed in the front 49, central 50 and rear 51 supports mounted on the wing spars and containing spherical joints, the centers of which are located on the same axis as well as connecting the trunnions of the front 44 and rear 45 traverses, each made of two parts connected to the trunnions with bolts 75, while the traverses have holes with bushings 70 pressed into them for swivel joints 54, 64 with the upper end parts of the links, front outer 52 and rear outer 53 links, made in the form of I-beams of variable cross-section with holes at the ends and in the middle part with bushings 70 pressed into the holes, while the links are connected to the strut using bolts 75 passing through the lower end parts of the front and rear links and eyes 56, 57 in the upper parts of the struts 14, 15, and the upper end parts are connected to the traverses, while the axis of rigidity of the front link passes through the center of the spherical hinge mounted on the front side member, and the axis of the rigid the tee of the rear link passes through the center of the spherical hinge mounted on the rear spar; the central link 58 of the rhomboid shape in plan, made of front 60 and rear 61 parts, motionlessly fastened together by a detachable bolt connection 73, while the front and rear parts of the central link, made in the form of I-beams of variable cross section with eyelets at the ends into which are pressed bushings 70 are connected respectively to the front and rear links by axial hinges 59 in the form of bolt connections 80, the axes of which are parallel to the axes of the holes on the traverses and in the eyes on the upper part of the strut, the front inside 62 and rear inner 63 links connected by axial hinges in the form of bolted connections to the support beams and front and rear links, respectively, made in the form of I-beams of variable cross-section with eyelets at the ends into which the bushings are pressed, while the stiffness axis of the front internal link passes through the axis of the hole located in the middle of the span of the front link and through the center of the spherical hinge mounted on the central spar, and the axis of rigidity of the rear inner link passes through through the axis of the hole located in the middle of the span of the rear link and through the center of the spherical hinge mounted on the central spar; spherical joints in the beam supports on the side members are made in the form of bearing assemblies, each consisting of one radial spherical bearing 65, two spherical thrust bearings 66, a central bush 71, side bushings 72, nuts 67, a support body 69 and threaded thrust covers 68.
Осуществление изобретения.The implementation of the invention.
В заявляемой конструкции крыла технический результат достигается за счет применения подкосного крыла, позволяющего снизить удельный вес по сравнению со свободнонесущим крылом, за счет съемных нижних панелей, обеспечивающих удобный доступ к внутренним объемам крыла, за счет Y-образной формы центрального лонжерона, позволяющей уменьшить количество узлов крепления консолей крыла к фюзеляжу, а также за счет выполнения рамных нервюр со съемными нижними ветвями, выполненными в виде профилированных двутавровых балок с волнообразной стенкой. В предлагаемой конструкции крыла нижняя поверхность крыла образована съемными нижними панелями 16, жесткость которых в направлении вдоль крыла при растяжении-сжатии ниже, чем жесткость смежных с ними нижних поясов лонжеронов при растяжении-сжатии в указанном направлении. Такая конструкция позволяет уменьшить массу элементов крепления нижних панелей к конструктивным элементам каркаса крыла из-за того, что растягивающая нагрузка, действующая на нижние панели, меньше нагрузки действующей на нижние пояса 17, 18, 19 лонжеронов 9, 10, и 11 (фиг. 1). Кроме того обеспечивается удобный доступ во внутренние объемы крыла для монтажа и обслуживания систем самолета, в том числе топливных баков 75 (фиг. 4). Для обеспечения монтажа, демонтажа топливных баков 75 рамные нервюры 13 выполнены со съемными нижними ветвями 21. Кроме того, нижние ветви 21 рамных нервюр 13 для повышения жесткости выполнены в виде двутавровых балок с волнообразной стенкой (фиг. 7). При такой конфигурации стенки, болты 33 соединения рамных нервюр 13 с нижними панелями 16 крыла расположены ближе к оси жесткости ветви 21, за счет чего поперечный габарит нижней ветви рамной нервюры меньше и, таким образом, уменьшена масса ветви (фиг. 8). Ввиду того, что количество рамных нервюр в крыле достаточно велико, достигается существенная экономия массы крыла.In the claimed design of the wing, the technical result is achieved through the use of a strut wing, which allows to reduce the specific gravity in comparison with the free-standing wing, due to removable lower panels providing convenient access to the internal volumes of the wing, due to the Y-shape of the central spar, which allows to reduce the number of nodes attachment of wing consoles to the fuselage, as well as due to the implementation of frame ribs with removable lower branches, made in the form of profiled I-beams with a wave-like wall . In the proposed wing structure, the lower surface of the wing is formed by removable
Другой, особенностью предлагаемой конструкции является разветвление центрального лонжерона 10 на переднюю 22 и заднюю 23 части, в направлении к фюзеляжу до слияния их с передним 9 и задним 11 лонжеронами (фиг. 5). Данное решение позволяет: крепить крыло к фюзеляжу с помощью шарнирных стыковых узлов 76 и 77 (фиг. 11), или с помощью моментных стыковых узлов 78 и 79 (фиг. 12); повысить живучесть самолета за счет применения 3-х лонжеронной схемы крыла; снизить массу крыла за счет отсутствия силовых элементов в зоне А верхней панели (фиг. 1), работающих на передачу нагрузок от изгиба крыла; обеспечить возможность размещения в зоне А на верхней поверхности крыла воздухозаборников двигателей для режимов взлета и посадки при эксплуатации с неподготовленных или грунтовых взлетно-посадочных полос.Another feature of the proposed design is the branching of the
Из условия обеспечения работы верхней панели 6 на восприятие внешних аэродинамических нагрузок, усилий растяжения-сжатия от изгиба крыла и потока сил от закручивания крыла, обшивка 7 верхней панели 6 имеет увеличенную толщину, что позволяет обеспечить технологически более высокое качество внешней поверхности обшивки верхней панели и таким образом, снизить вредное аэродинамическое сопротивление, а также обеспечить ламинарное обтекание крыла при применении ламинарных профилей.From the condition of ensuring the operation of the
В заявляемом устройстве крепления нижних панелей технический результат достигается за счет того, что съемные нижние панели 16 крепятся к нижним поясам 17, 18, 19 лонжеронов 9, 10, 11 и нервюр 12 и 13 с помощью на болтов 33, проходящих через сквозные цилиндрические отверстия в панелях и ответные сквозные пазы 38 в нижних поясах лонжеронов и нервюр, и с помощью самоконтрящихся гаек 34, плавающих в обоймах-прищепках 35. Для обеспечения требуемого зазора между поверхностями обойм-прищепок и поясов лонжеронов и нервюр между щеками обойм-прищепок установлены распорные втулки 39. Для снижения трения скольжения между щеками обойм-прищепок 35 установлены шайбы 37 из металлофторопластовой ленты таким образом, что фторопластовый слой обращен к поверхности пояса лонжерона (нервюры), а металлическая сторона - к поверхности обоймы-прищепки, на поверхности поясов лонжеронов и нервюр, соприкасающиеся с панелями 16, наклеены полосы 40 из оргалона, а на нижние панели 16 в зонах контакта с поясами лонжеронов и нервюр наклеены ленты 41 из оргалона. В поясах лонжеронов и нервюр со стороны нижних панелей выполнены углубления 36 на суммарную толщину лапки обоймы-прищепки 35 и металлофторопластовой шайбы 37. В собранном виде съемные нижние панели, вместе с прикрепленными к ним неподвижно посредством болтов 33 и гаек 34 в обоймах-прищепках 35 распорными втулками 39, могут перемещаться в пределах, ограниченных свободным ходом втулок 39 в пазах 38. При изгибе крыла под нагрузкой совместная деформация лонжеронов и верхней панели, благодаря предложенному решению, не вызывает деформации нижних панелей, что позволяет выполнить конструкцию и крепеж нижних панелей работающими на восприятие нагрузок только от кручения крыла и от аэродинамических сил и, как следствие, минимальной массы.In the claimed device for fastening the lower panels, the technical result is achieved due to the fact that the removable
В заявляемом узле соединения подкоса с крылом технический результат достигается за счет наличия опорной балки 43 и опор 49, 50, 51, смонтированных на лонжеронах 9, 10, 11 крыла и содержащих сферические шарниры, усилия с которых через систему звеньев передаются на подкос. Ось жесткости переднего внешнего звена 52 проходит через центр сферического шарнира, установленного на переднем лонжероне 9, ось жесткости заднего внешнего звена 53 проходит через центр сферического шарнира, установленного на заднем лонжероне 11, оси жесткости внутренних переднего 62 и заднего 63 звеньев проходят через центр сферического шарнира, установленного на центральном лонжероне. Таким образом, передача нагрузок от лонжеронов на подкос производится по кратчайшему пути, что позволяет выполнить детали узла соединения подкоса с крылом наименьшей массы. Размещение центров сферических шарниров в опорах 50, 51, 52 вблизи центров жесткости сечений лонжеронов минимизирует величину момента от реакции опоры, закручивающего лонжерон, и таким образом, позволяет выполнить минимальное по массе усиление лонжерона в месте установки опоры. Регулировка положения центра сферического шарнира в каждой опоре относительно стенки лонжерона производится посредством двух резьбовых крышек 68. Условия закрепления всех звеньев узла соединения подкоса с крылом определяют работу каждого звена на изгиб в плоскостях, проходящих через оси жесткости звеньев перпендикулярно плоскости подкоса и на растяжение-сжатие. Данному виду нагружения лучше всего противостоит двутавровая балка со стенкой, лежащей в плоскости изгибающего момента. Таким образом, звенья, выполненные в виде двутавровых балок переменного сечения, будут иметь наименьшую массу. Крепление переднего 52 и заднего 53 внешних звеньев к верхней части подкоса помощью двух расположенных рядом осевых шарниров позволяет увеличить строительную высоту каждого звена, не увеличивая габарит узла, и таким образом, повысить несущую способность каждого звена. Втулки 70, запрессованные в проушины звеньев и траверс позволяют выполнить осевые шарнирные соединения разборными, а звенья изготовить из легких сплавов. Опорная балка 43, выполненная из передней 44 и задней 45 траверс, состоящих каждая из двух частей, соединенных с цапфами 46, 47, 48 разборным болтовым соединением, позволяет производить многократную сборку и разборку узлов соединения подкосов с крылом. Сферические шарниры в опорах балки на лонжеронах, выполненные в виде подшипниковых узлов, состоящих каждый из одного радиального сферического подшипника 65, двух упорных сферических подшипников 66, втулки центральной 71, двух втулок боковых 72, двух гаек 67, корпуса опоры 69 и двух резьбовых упорных крышек 68, воспринимают все виды нагрузок.In the claimed node connecting the strut with the wing, the technical result is achieved due to the presence of the support beam 43 and supports 49, 50, 51 mounted on the wing spars 9, 10, 11 and containing spherical joints, the efforts of which are transmitted through the link system to the strut. The stiffness axis of the front
Предложенное техническое решение разработано для транспортного самолета, предназначенного для выполнения грузопассажирских перевозок на местных воздушных авиалиниях.The proposed technical solution was developed for a transport aircraft designed for passenger and freight traffic on local airways.
Claims (19)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016152058A RU2647399C1 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016152058A RU2647399C1 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2647399C1 true RU2647399C1 (en) | 2018-03-15 |
Family
ID=61629511
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016152058A RU2647399C1 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2647399C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3136224A1 (en) * | 2022-06-01 | 2023-12-08 | Airbus (S.A.S.) | Aircraft including a wing attachment for thick wing |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0170300A1 (en) * | 1984-07-19 | 1986-02-05 | The Boeing Company | Access panel assembly for aircraft fuel tank |
| SU458177A1 (en) * | 1973-04-03 | 1991-10-30 | Предприятие П/Я В-2739 | Assembly joint of structural parts of composite material of laminated structure with fibrous filler |
| RU2297947C1 (en) * | 2006-02-15 | 2007-04-27 | Томский политехнический университет | Flying vehicle |
| RU2448866C1 (en) * | 2010-11-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Device for jointing aircraft wing to fuselage |
-
2016
- 2016-12-28 RU RU2016152058A patent/RU2647399C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU458177A1 (en) * | 1973-04-03 | 1991-10-30 | Предприятие П/Я В-2739 | Assembly joint of structural parts of composite material of laminated structure with fibrous filler |
| EP0170300A1 (en) * | 1984-07-19 | 1986-02-05 | The Boeing Company | Access panel assembly for aircraft fuel tank |
| RU2297947C1 (en) * | 2006-02-15 | 2007-04-27 | Томский политехнический университет | Flying vehicle |
| RU2448866C1 (en) * | 2010-11-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина" | Device for jointing aircraft wing to fuselage |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3136224A1 (en) * | 2022-06-01 | 2023-12-08 | Airbus (S.A.S.) | Aircraft including a wing attachment for thick wing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11352127B2 (en) | Wing tip device attachment apparatus and method | |
| CN106335629B (en) | Fuselage spar structure with continuous integral fastened upper and lower chord sections | |
| US9145197B2 (en) | Vertically integrated stringers | |
| CN107264771B (en) | Pressure-resistant cabin wall device | |
| US9950779B2 (en) | Elongated structures and related assemblies | |
| CN110816807B (en) | Elongated structure, structure assembly with elongated structure, and method of supporting a load of a structure | |
| CN107891965B (en) | Unmanned aerial vehicle nose landing gear cabin section based on catapult takeoff | |
| JP2018070142A (en) | Aircraft wings and aircraft including those aircraft wings | |
| JP7473356B2 (en) | Aircraft landing gear forward trunnion support assembly and related methods | |
| Mukhopadhyay | Blended wing body (BWB) fuselage structural design for weight reduction | |
| JP2020050332A5 (en) | ||
| JP7376383B2 (en) | Aircraft Main Landing Gear Drag Brace Backup Fitting Assembly and Related Methods | |
| RU2647399C1 (en) | Aircraft wing with removable lower panels, the device for mounting lower panels and unit of the suspension strut connection with the wing | |
| CN110104186B (en) | Assembly for aircraft and aircraft | |
| US20140059860A1 (en) | Method of mating composite structures without the use of through-structure fasteners | |
| EP3501970A1 (en) | Aircraft fuselage and structural cable for aircraft fuselage | |
| Kaur et al. | Spars and stringers-function and designing | |
| CN216003090U (en) | Engine back support structure and airplane | |
| US11623733B2 (en) | Bead-stiffened movable surfaces | |
| CN113581476A (en) | Engine back support structure and airplane | |
| CN114056537B (en) | Main bearing structure of fuselage in unmanned high-speed helicopter | |
| RU2443599C1 (en) | Fuselage central part and beam | |
| EP4129818A1 (en) | Structural junction in an aircraft or spacecraft fuselage, aircraft or spacecraft, and method of forming a structural junction | |
| US20240140610A1 (en) | Systems and methods for coupling a strut to a wing of an aircraft |