RU2717267C1 - Многослойная авиационная панель - Google Patents
Многослойная авиационная панель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2717267C1 RU2717267C1 RU2019125907A RU2019125907A RU2717267C1 RU 2717267 C1 RU2717267 C1 RU 2717267C1 RU 2019125907 A RU2019125907 A RU 2019125907A RU 2019125907 A RU2019125907 A RU 2019125907A RU 2717267 C1 RU2717267 C1 RU 2717267C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- multilayer
- external
- panels
- panel according
- truss
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 23
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 4
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 claims description 3
- 230000001788 irregular Effects 0.000 claims description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 abstract description 2
- 239000002905 metal composite material Substances 0.000 abstract description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 abstract 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 abstract 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 4
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 4
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 229910052732 germanium Inorganic materials 0.000 description 1
- GNPVGFCGXDBREM-UHFFFAOYSA-N germanium atom Chemical compound [Ge] GNPVGFCGXDBREM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 230000008447 perception Effects 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000012783 reinforcing fiber Substances 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000004580 weight loss Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
-
- 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
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной техники и касается силовых авиационных конструкций из полимерных однонаправленных композиционных материалов, в частности силовых конструкций гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета. Предлагаемая многослойная панель содержит внешнюю и внутреннюю силовые субпанели, ферменный заполнитель и стыковочные узлы, соединяющие эти силовые элементы между собой. Панели представляют собой структуру сетчатой топологии, состоящую из однонаправленных композитных ребер. Основным структурным элементом ферменного заполнителя является гибридный металлокомпозитный стержень. Многослойная панель также содержит несиловые конструктивные элементы: внешнюю герметичную обшивку, слой теплоизоляции и волнообразную эластичную гермообшивку. Изобретение обеспечивает снижение веса конструкции, при условии обеспечения необходимого уровня защиты от ударного и климатического воздействия, а также лучшую технологичность производства, контроле- и ремонтопригодность относительно панелей с многослойной обшивочной конструктивно-силовой схемой (сэндвич-панелей). 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается силовых авиационных конструкций из полимерных однонаправленных композиционных материалов, в частности силовых конструкций гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета, также многослойных конструкций с заполнителем.
Известна конструкция панели фюзеляжа из композиционных материалов на основе традиционных конструктивно-силовых схем. В таких композитных панелях основными силовыми элементами, воспринимающими все факторы нагружения, служат элемент площади и некоторое число удлиненных элементов жесткости, которые прикреплены к элементу площади. (Патент РФ №2693141, МПК В64С 3/20, В32В 7/00, ЭЙРБАС ОПЕРАТИОНС ГМБХ (DE), 01.07.2019).
Недостатком такой конструкции является низкая жесткость в направлении, перпендикулярном плоскости панели. Из-за этого, ограничение перемещений панели под воздействием избыточного давления приводит к значительному увеличению ее весовых характеристик.
Известна конструкция многослойной панели с ферменным заполнителем, наиболее близкая по конструктивным признакам к предлагаемому изобретению и принятая за прототип, состоящая из двух силовых субпанелей (внешней и внутренней) и ферменного заполнителя из стержневых элементов между ними, имеющая узлы крепления стержневых элементов к внешней и внутренней силовым субпанелям (Патент РФ №2580729, МПК В32В 7/00, B21D 47/00, Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ»(КНИТУ-КАИ), 10.04.2016), которая может применяться в конструкции гермопанелей с малой кривизной фюзеляжа гражданского самолета, и обладает высокой поперечной жесткостью, что может решить проблему малой поперечной жесткости панелей фюзеляжа.
Недостаткам прототипа, применительно к конструкции гермопанелей композитного фюзеляжа, является то, что в основе конструкции прототипа лежат две субпанели, представляющие собой обшивки из слоистых композитных материалов. Обшивочные конструкции не могут в полной мере реализовать высокие удельные прочностные и жесткостные свойства угольных волокон в композиционных материалах. Обшивочные конструктивно-силовые схемы, в том числе и многослойные обшивочные панели, сформировались в результате процесса развития и доработки металлических авиаконструкций и наилучшим образом реализуют свойства именно металлических сплавов, а не композиционных материалов, структура и физические свойства которых принципиально отличаются от свойств металлических сплавов. Поэтому обшивочные конструкции не позволяют достичь значительного снижения веса для силовых композитных авиационных конструкций по сравнению с металлическими.
Также существенным недостатком обшивочных композитных субпанелей является то, что они чрезвычайно чувствительна к ударному и климатическому воздействиям, которым подвержена конструкция фюзеляжа в процессе эксплуатации. Опыт создания подобных конструкций, а также исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что такая жесткая обшивка с толщиной до 4 мм (диапазон реальных значений толщин для обшивок гермопанелей фюзеляжа, при которых возможно получить снижение веса для композитной конструкции по сравнению с металлической), изготовленная из современных композиционных материалов, не обеспечивает требуемого уровня ударной прочности.
Еще одним недостатком многослойных оболочечных конструктивно-силовых схем является сложный доступ к элементам конструкции для проведения контроля их состояния и ремонта, требующий внедрения специальных элементов конструкции, например, смотровых лючков. Это, в свою очередь, приводит к увеличению весовых характеристик конструкции.
Описанные выше обстоятельства не позволяет применять прототип в конструкции гермопанелей фюзеляжа с целью снижения веса конструкции.
Техническим результатом является снижение веса гермопанели фюзеляжа, при условии удовлетворения ограничений по жесткости и ударной прочности.
Технический результат достигается тем, что в конструкцию многослойной авиационной панели, содержащую внешнюю и внутреннюю силовые субпанели, соединяющий их ферменный наполнитель из стержневых элементов и узлы крепления стержневых элементов, введены прилегающие к внешней силовой субпанели волнообразная гермообшивка, теплоизоляционный слой, внешняя герметичная обшивка, внешняя и внутренняя силовые субпанели выполнены из композиционного материала в виде жесткой конструкции сетчатой топологии, а в узлах крепления одновременно соединены внешняя силовая субпанель, стержневые элементы ферменного заполнителя и волнообразная оболочка с обеспечением герметичности волнообразной оболочки.
Многослойная авиационная панель может быть выполнена плоской или с переменной кривизной. Внутренняя и внешняя субпанели расположены на одинаковом расстоянии друг от друга по всей поверхности панели. Расстояние между внутренней и внешней панелями на отдельных участках или по всей поверхности панели может быть переменным по ширине и/или по длине. Внешняя обшивка может быть выполнена из слоистого композиционного материала, с модулем упругости не менее 4000 кгс/мм2. Волнообразная гермообшивка может быть выполнена из эластичного материла. Ферменный наполнитель может иметь регулярную или нерегулярную структуру.
На фигуре 1 изображена многослойная авиационная панель в сборе.
На фигуре 2 изображены силовые элементы многослойной авиационной панели.
На фигуре 3 изображены дополнительные элементы панели, крепящиеся к верхней субпанели.
Многослойная авиационная панель (Фигура 1) включает следующие силовые элементы (Фигура 1, Фигура 2):
- Внешнюю силовую субпанель 1 сетчатой топологии, состоящую из однонаправленных композитных ребер.
- Внутреннюю силовую субпанель 2, также как и внешняя, имеющую сетчатую топологию и состоящую из однонаправленных композитных ребер.
- Ферменный наполнитель из стержневых элементов 3. Основным структурным элементом ферменного наполнителя является гибридный металлокомпозитный стержень. Укладка армирующих волокон в композитной части стержня осуществляется под минимально технологически допустимыми углами к оси стержневого элемента.
- Узлы крепления стержневых элементов 4 к внешней и внутренней силовым субпанелям.
Также многослойная панель включает дополнительные элементы конструкции, крепящиеся к внешней силовой субпанели (Фигура 1, Фигура 3):
- Волнообразную обшивку 5
- Теплоизоляционный слой 6
- Внешнюю герметичную обшивку 7.
Устройство работает следующим образом. В предлагаемой конструкции панели все внешние силовые воздействия воспринимаются за счет сжатия и растяжения силовых ребер сетчатых субпанелей, а также стержневых элементов ферменного наполнителя, таким образом все силовые потоки направлены вдоль высокопрочных угольных волокон в композиционном материале, что позволяет максимально использовать их высокие жесткостные и прочностные свойства.
Восприятие наддува обеспечивается волнообразной гермообшивкой, которая может быть изготовлена из легкого эластичного материала, имеющего достаточную прочность на растяжение.
Защита силовых элементов конструкции от ударного воздействия обеспечивается внешней обшивкой и теплоизоляционным слоем.
Внешней герметичной обшивкой, также обеспечивается защита силовых элементов от климатического воздействия.
В случае необходимости, для каждого силового элемента может применяться специальная система защиты, характерная для его типа.
Сетчатая топология силовых субпанелей и ферменная конструкция наполнителя позволяют обеспечить доступ к элементам конструкции, без внедрения дополнительных конструктивных элементов - смотровых лючков.
Основными преимуществами конструкции на основе предлагаемой конструктивной концепции по сравнению с традиционными и обшивочными композитными конструкциями являются:
- Возможность реализации более высокого уровня нагружения угольных волокон, что позволит повысить весовую эффективность конструкции, т.е. уменьшить вес конструкции.
- Возможность обеспечения высокой поперечной жесткости конструкции без значительных весовых потерь, за счет максимального использования высоких жесткостных свойств углеродных волокон.
- Волнообразная форма гермообшивки за счет использования малых локальных радиусов позволяет существенно снизить напряжения внутри нее, вызванные наддувом, за счет чего такая обшивка может обладать более высокой весовой эффективностью.
- Возможность обеспечения необходимого уровня защиты силовых элементов конструкции от ударных и климатических воздействий, в то время как другие элементы конструкции не только не требуют защиты, но и сами могут выполнять функции элементов защиты.
- Лучшая контроле- и ремонтопригодность за счет наличия доступа к большинству элементов конструкции.
Технический результат достигается за счет рациональной реализации высоких удельных жесткостных и прочностных свойств композиционных материалов в различных элементах конструкции многослойной авиационной панели, а также обеспечения защиты основных силовых элементов.
В ЦАГИ был изготовлен технологический макет-демонстратор силовой структуры многослойной авиационный панели. Основные цели его создания - демонстрация возможности производства и разработка технологии сборки силовой конструкции многослойной авиационной панели.
Claims (9)
1. Многослойная авиационная панель, содержащая внешнюю и внутреннюю силовые субпанели, соединяющий их ферменный наполнитель из стержневых элементов, узлы крепления стержневых элементов к внешней и внутренней силовым субпанелям, отличающаяся тем, что дополнительно содержит прилегающие к внешней силовой субпанели волнообразную гермообшивку, теплоизоляционный слой, внешнюю герметичную обшивку, внешняя и внутренняя силовые субпанели выполнены из композиционного материала в виде жесткой конструкции сетчатой топологии, а в узлах крепления одновременно соединены внешняя силовая субпанель, стержневые элементы ферменного заполнителя и волнообразная гермообшивка с обеспечением герметичности волнообразной гермообшивки.
2. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что она выполнена плоской.
3. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что она выполнена с переменной кривизной.
4. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что внутренняя и внешняя субпанели расположены на одинаковом расстоянии друг от друга по всей поверхности панели.
5. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние между внутренней и внешней панелями на отдельных участках или по всей поверхности панели переменное по ширине и/или по длине.
6. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что внешняя обшивка выполнена из слоистого композиционного материала, с модулем упругости не менее 4000 кгс/мм2.
7. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что волнообразная гермообшивка выполнена из эластичного материла.
8. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что ферменный наполнитель имеет регулярную структуру.
9. Многослойная авиационная панель по п. 1, отличающаяся тем, что ферменный наполнитель имеет нерегулярную структуру.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (ru) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Многослойная авиационная панель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (ru) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Многослойная авиационная панель |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2717267C1 true RU2717267C1 (ru) | 2020-03-19 |
Family
ID=69898675
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019125907A RU2717267C1 (ru) | 2019-08-16 | 2019-08-16 | Многослойная авиационная панель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2717267C1 (ru) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010004096A1 (en) * | 1999-12-16 | 2001-06-21 | Wolfgang Entelmann | Structural component particularly for an aircraft |
| RU2466904C2 (ru) * | 2007-06-29 | 2012-11-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Конструктивный компонент с ребром жесткости и поперечным элементом |
| RU2580729C1 (ru) * | 2014-12-29 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Ферменный заполнитель многослойной панели |
| RU2693141C2 (ru) * | 2014-10-16 | 2019-07-01 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Конструкция панели и соответствующий способ |
-
2019
- 2019-08-16 RU RU2019125907A patent/RU2717267C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20010004096A1 (en) * | 1999-12-16 | 2001-06-21 | Wolfgang Entelmann | Structural component particularly for an aircraft |
| RU2466904C2 (ru) * | 2007-06-29 | 2012-11-20 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Конструктивный компонент с ребром жесткости и поперечным элементом |
| RU2693141C2 (ru) * | 2014-10-16 | 2019-07-01 | Эйрбас Оператионс Гмбх | Конструкция панели и соответствующий способ |
| RU2580729C1 (ru) * | 2014-12-29 | 2016-04-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Ферменный заполнитель многослойной панели |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Soltani et al. | Studying the tensile behaviour of GLARE laminates: a finite element modelling approach | |
| JP4746340B2 (ja) | サンドイッチパネルの剥離進展防止構造 | |
| Noor et al. | Computational models for sandwich panels and shells | |
| CN107571985B (zh) | 一种桁架式超轻整体机翼结构 | |
| EP3222514B1 (en) | Skin panel with an energy-storing layer for an aircraft or spacecraft and method for manufacturing an energy-storing layer for a skin panel | |
| Fathallah et al. | Design optimization of lay-up and composite material system to achieve minimum buoyancy factor for composite elliptical submersible pressure hull | |
| CN110303750B (zh) | 能量吸收复合面板 | |
| RU2434782C2 (ru) | Фюзеляжная конструкция и способ изготовления этой конструкции | |
| SE519185C2 (sv) | Flygplanspanel | |
| US9731807B2 (en) | Joints in fibre metal laminates | |
| CA2940463C (en) | Composite material structure, aircraft wing and aircraft fuselage provided with same, and method for manufacturing composite material structure | |
| US20140377500A1 (en) | Composite structure, aircraft wing and aircraft fuselage including composite structure, and method of manufacturing composite structure | |
| Johnson et al. | Structures and design phase I summary for the NASA composite cryotank technology demonstration project | |
| RU2717267C1 (ru) | Многослойная авиационная панель | |
| Elsayed et al. | Optimal design analysis of composite submersible pressure hull | |
| Caccese et al. | Analysis of a hybrid composite/metal bolted connection subjected to flexural loading | |
| Johnson et al. | Design and testing of crashworthy aerospace composite components | |
| CN104071313B (zh) | 可弹性弯曲的抗冲吸能覆盖层 | |
| EP3530452B1 (en) | Composite structural element | |
| RU2558493C1 (ru) | Оболочка отсека гермофюзеляжа из композиционных материалов | |
| CN115146375A (zh) | 一种碳纤维复合材料保险杠横梁结构仿真分析方法 | |
| CN108797827A (zh) | 一种高阻尼橡胶夹层防爆复合结构 | |
| CN111824356B (zh) | 一种轮印载荷作用下的i型夹层结构设计方法 | |
| Rose et al. | Finite element modeling of the buckling response of sandwich panels | |
| CN112461050A (zh) | 一种包含金属点阵结构的防弹装甲 |