Лонжерон крыла: Лонжерон крыла самолета

Лонжерон крыла самолета — О самолётах и авиастроении

Лонжероны – это стыковые узлы крыльев, каковые являются частью компенсаторных узлов. Кроме лонжеронов, к компенсаторам кроме этого относят подмоторные рампы, разные подвески и другое. Это продольный главный элемент силового комплекта самолета. Он делает функцию передачи растягивающих, изгибающих, сжимающих и других типов нагрузок.

Существует пара видов лонжеронов – балочные, ферменно-балочные, ферменные, коробчатые. Помимо этого, лонжероны принимают участие в восприятии перерезывающей силы. Коробчатого и круглого сечения лонжероны способны принимать крутящийся момент.

У летательных аппаратов лонжероны совмещаются со стрингерами и создают продольный комплект крыла, оперения, фюзеляжа, рулей и элеронов.

Конструкция

С конструктивной точки зрения лонжероны бывают сборными либо монолитными. Сборный лонжерон владеет нижним и стенкой и верхним поясом. Коробчатое сечение имеет лишь две стены. Со стенкой пояса соединяются методом клепки, точечной электросварки, болтовых соединений либо склейки.

Пояса трудятся от изгибающего момента на растяжение-сжатие. Они составляют солидную часть всей площади сечения лонжерона.

Моноблочное крыло – это тип конструкции крыла, у которого при изгибе продольные силы воспринимаются обшивкой и стрингерами по всему поперечному контуру. В таких крыльях лонжеронов нет, но вместо них устанавливаются продольные стены.

Пояса лонжерона создаются из отличных материалов:

сталь;
титан;
алюминиевые сплавы.

При создании формы сечения конструкторы руководствуются определенной задачей – получить большой момент инерции при заданной площади сечения, простотой изготовления, удобством выдерживания профиля, удобств и экономии закрепления к стенкам и обшивке.

По ширине вытянутая форма сечения профиля повышает момент инерции лонжерона. Благодаря присутствию лапок площадь поясов, которая занята отверстиями под заклепки, делается маленькой, а обшивки и крепление стенки к поясу существенно упрощается. Профиль крыла держится за счет малой их лапок и ковки профилей, но в том случае, если это вероятно.

В других вариациях на пояса устанавливают накладки из мягкого материала.

Используя профили различного сечения, возможно измерить площадь самого сечения поясов в длину. Разрушение пояса при сжатии образовывается от напряжений, равных прочностному пределу материала. Наряду с этим пояс трудится далеко не всей площадью, а лишь ее частью, которая равна площади пояса.

Критические напряжения сжатия поясов балочного лонжерона

В двух плоскостях пояс балочного лонжерона подкреплен твёрдыми элементами – обшивкой и стенкой. Они мешают искривлению оси пояса, что ведет к отсутствию утраты устойчивости. Критические напряжения определяются равно как и у стрингеров.

Стены балочных лонжеронов создают преимущественно из листовых материалов. Узкие стены подкрепляют стойками, в большинстве случаев, уголкового сечения. Главная задача стойки – поделить стенку на пара панелей и повысить касательные критические напряжения утраты устойчивости, зависящей от соотношения h/a и толщины стены.

В конструкции лонжерона не редкость одна либо две стены. Критические напряжения сдвигания стенок значительно меньше, чем толстых. По данной причине одна толстая стена удачнее в весовом отношении, чем две узкие, каковые вычислены на ту же нагрузку.

Самолет Ф-007 испытание лонжерона №1 крыла

Увлекательные записи:

Aero at-3. технические характеристики. фото.
Аэропорт костанай. ksn. uauu. ктн. официальный сайт.
Российские оружейники против запада

Крыло самолета

Изобретение относится к области авиастроения. Крыло состоит из центроплана, левой и правой консоли крыла, носовой части, хвостовой части, предкрылка, элерона, интерцептора, закрылка, воздушного тормоза. Верхняя и нижняя панели центроплана выполнены за одно целое со стрингерами. Передний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла выполнен швеллерного сечения с полками внутрь кессона левой и правой консоли крыла. Задний лонжерон кессона левой и правой консоли крыла состоит из корневой части, выполненной сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава и концевой части. Панели левой и правой консоли крыла выполнены за одно целое со стрингерами. Обшивки носовой части каждой консоли крыла выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика с сотовым заполнителем. Передний лонжерон, концевая часть заднего лонжерона, панели и обшивки хвостовой части выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

Изобретение направлено на повышение прочности и надежности. 23 з.п. ф-лы, 6 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области авиастроения, а именно — к конструкции пассажирских самолетов, и может быть использовано в конструкции крыла пассажирского самолета.

Уровень техники

Из уровня техники известна публикация патента РФ на изобретение, см. RU 2191137, В64С 3/44, опубл. 20.10.2002, из которого известна консоль крыла летательного аппарата, выполненная в виде кессона с силовым набором и панелями, состоящего из корневой и концевой частей, при этом панели концевой части кессона выполнены из слоистого композиционного материала, слои которого несимметрично ориентированы относительно направления продольной оси кессона и расположены по толщине материала панели таким образом, что при нагружении крыла его концевая часть изгибается и поворачивается относительно потока воздуха, вызывая снижение аэродинамической нагрузки, действующей на крыло за счет изменения формы крыла, которая восстанавливается при снятии нагрузки, при этом слои композиционного материала, ориентированные несимметрично относительно направления продольной оси кессона, расположены на различном расстоянии от плоскости, проходящей через середину толщины панели кессона.

К недостаткам данной конструкции крыла самолета относятся низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Также известна конструкция крыла самолета, см. SU №1826409, МПК В64С 3/00, опубл. 27.12.1995, в которой силовой отсек кессона крыла в зоне крепления пилона двигателя, содержащий передний и задний лонжероны, продольный набор, на нижних панелях которого размещены герметичные люки-лазы и поперечный набор в виде герметичных и негерметичных нервюр, одна из которых снабжена съемной стенкой в виде панели со стойками. В известной конструкции, с целью повышения надежности конструкции в эксплуатации путем облегчения подхода для предварительной дефектации узлов крепления пилона и силового отсека крыла и обеспечения ремонта этой зоны, в нем в нервюре со съемной стенкой выполнен негерметичный люк-лаз, перекрываемый съемной стенкой с образованием по обеим ее сторонам двух смотровых окон величиной (В-А)/2, где А размер объемной стенки, В размер люка-лаза на противоположных сторонах проема этого люка-лаза, а в последующей негерметичной нервюре выполнен проем-лаз, размещенный между силовым узлом для навески пилона двигателя и другим герметичным люком-лазом на нижней панели, при этом одна из герметичных нервюр размещена по диагонали отсека и на ней закреплен узел навески пилона двигателя.

Также из уровня техники известна конструкция крыла самолета, выполненного по двухлонжеронной схеме кессона с силовым набором и панелями, при этом верхние панель консоли крыла выполнены из металлического материала, а нижняя панель консоли крыла выполнена из композиционного материала, см. CN 101160235, МПК В64С 3/00, опубл. 09.04.2008. К недостаткам данной конструкции крыла самолета относятся низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является устройство скоростного стреловидного крыла, см. публикацию патента РФ на изобретение №2384472, МПК В64С 39/00, В64С 3/10, B64D 37/04, опубл. 20.03.2010.

Известное устройство состоит из центроплана, правой и левой консолей крыла, каждая из которых составлена из шести частей и сформирована как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности, при этом крыло содержит топливные баки, размещенные в центроплане и консолях крыла, выполненного с положительным углом поперечного V и включающего передний и задний лонжероны, снабженные вырезами стенки, размещенные в центроплане параллельно лонжеронам, обшивку с ее верхней и нижней частями, нервюры консолей крыла, часть из которых выполнена герметичными, при этом в центроплане размещен центральный топливный бак, ограниченный передним и задним лонжеронами и бортовыми нервюрами и разделенным стенками центроплана на отсеки, и размещенными в консолях крыла две группы топливных баков, ограниченных передним и задним лонжеронами, нижней и верхней обшивками и отделенными друг от друга герметичными нервюрами, при этом в каждую группу баков включены первый топливный бак, отделенный от центрального топливного бака бортовой нервюрой, второй топливный бак, размещенный на периферии консолей крыла, третий топливный бак, размещенный между первым и вторым топливными баками и разделенный на основной и расходный отсеки, при этом одна из стенок расходного отсека совмещена с нервюрой, отделяющей третий топливный бак от первого топливного бака, вторая стенка расходного отсека совмещена со стенкой заднего лонжерона, а в верхних частях стенок, отделяющих расходные отсеки от основных отсеков третьих топливных баков, и в верхних частях нервюр, отделяющих основные отсеки третьих баков от вторых, выполнены прорези, при этом в продольный силовой набор каждой консоли включен стрингер закрытого П-образного сечения, герметично соединенный с верхней частью обшивки крыла, причем внутренняя полость указанного стрингера соединена с внутренними полостями первого и второго топливных баков, кроме того, каждая группа топливных баков снабжена переливными каналами, обеспечивающими возможность перелива топлива из первых топливных баков в центральный топливный бак.

Недостатками наиболее близкого аналога предлагаемого изобретения являются низкие технико-экономические и технико-эксплуатационные показатели.

Сущность изобретения

Задачей, решаемой заявленным изобретением, является улучшение технико-экономических и технико-эксплуатационных характеристик, а также повышение безопасности и надежности.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении технико-экономических и технико-эксплуатационных показателей, в повышении безопасности полетов и в повышении надежности конструкции крыла самолета.

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

В первом варианте выполнения заявленного изобретения панели центроплана дополнительно покрыты стеклотканью.

Bo втором варианте выполнения заявленного изобретения панели каждой консоли крыла дополнительно покрыты стеклотканью.

В третьем варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры центроплана выполнены в виде Т-образного профиля.

В четвертом варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры кессона консоли крыла выполнены в виде Т-образного профиля.

В пятом варианте выполнения заявленного изобретения кессон каждой консоли крыла содержит двадцать семь нервюр, включая бортовую нервюру, причем указанные бортовые нервюры расположены параллельно плоскости симметрии самолета.

В шестом варианте заявленного изобретения модели центроплан содержит шесть соединенных со своими передним и задним лонжеронами нервюр:

левую и правую наружные нервюры, расположенные со стороны бортовых нервюр,

левую и правую внутренние нервюры, расположенные со стороны оси симметрии центроплана,

и левую и правую средние нервюры, расположенные между левой и правой внутренней и наружной нервюрой, соответственно,

а между левой и правой внутренней нервюрой центроплана расположена перпендикулярно им гермостенка.

В седьмом варианте выполнения заявленного изобретения правая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от переднего лонжерона центроплана до гермостенки, а левая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от гермостенки до заднего лонжерона центроплана.

В восьмом варианте выполнения заявленного изобретения крыло конструктивно разделено на гермоотсеки, расположенные:

между внутренней левой и правой нервюрой центроплана и четвертой по счету нервюрой от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

между четвертой и двадцатой по счету нервюрами от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

между двадцатой и двадцать второй нервюрами кессона каждой консоли крыла;

между первой и четвертой нервюрой, гермостенкой расходного отсека, и задним лонжероном кессона каждой консоли крыла,

причем указанные нервюры кессона каждой консоли крыла выполнены герметичными.

В девятом варианте выполнения заявленного изобретения в нижней панели консоли крыла выполнены двадцать четыре технологических люка.

В десятом варианте выполнения заявленного изобретения лонжероны центроплана выполнены из верхних и нижних титановых поясов, а стенки лонжеронов выполнены из алюминия.

В одиннадцатом варианте выполнения заявленного изобретения в стенке заднего лонжерона центроплана выполнено по меньшей мере одно технологическое отверстие, снабженное крышкой.

В двенадцатом варианте выполнения заявленного изобретения нервюры кессона стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингеры, при этом на герметичных нервюрах кессона каждой консоли крыла вырезы под стрингеры снабжены герметизирующими фитингами.

В тринадцатом варианте выполнения заявленного изобретения бортовые нервюры выполнены с поясами из титанового сплава и со стенками из алюминиевого сплава.

В четырнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения в нижней панели центроплана установлены клапаны слива топлива.

В пятнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения стрингеры нижней панели центроплана снабжены отверстиями перелива топлива.

В шестнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения предкрылок выполнен из пяти секций, при этом каждая секция предкрылка состоит:

из двух силовых нервюр навески предкрылка, установленных параллельно плоскостям механизмов уборки и выпуска предкрылка,

силовой нервюры, установленной в середине размаха секции предкрылка,

двух концевых нервюр,

лонжерона,

хвостового профиля,

наружной и внутренних обшивок,

двух рельсов.

В семнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения три из пяти секций предкрылка оснащены системой противообледенения.

В восемнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения закрылок состоит из корневой и концевой секции, при этом каждая секция закрылка состоит из:

обшивки закрылка, выполненной из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

продольных стенок, выполненных в виде двутаврового сечения из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

поперечных торцевых нервюр, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика,

опорных нервюр двутаврового сечения и опорных кронштейнов двутаврового сечения, посредством которых закрылок закреплен на каретках управления закрылком.

В девятнадцатом варианте выполнения заявленного изобретения элерон состоит из верхний и нижней обшивок, лонжерона, нервюр, при этом верхняя и нижняя обшивки элерона, а также лонжерон элерона выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

В двадцатом варианте выполнения заявленного изобретения воздушный тормоз содержит лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас воздушного тормоза, а также верхних и нижних обшивок воздушного тормоза, при этом лонжерон и обшивки воздушного тормоза выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика, а пространство между обшивками и каркасом воздушного тормоза заполнены полимерными сотами.

В двадцать первом варианте выполнения заявленного изобретения интерцептор состоит из четырех секций, каждая из которых содержит:

лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас интерцептора,

верхнюю и нижнюю обшивки,

накладки, расположенные по задней кромке на нижней и верхней обшивке,

кронштейны навески и приводов интерцептора,

при этом лонжерон и верхняя и нижняя обшивки интерцептора выполнены из полимерного композиционного материала, а пространство между обшивками и каркасом интерцептора заполнены полимерными сотами.

В двадцать втором варианте выполнения заявленного изобретения нижняя обшивка носовой части крыла выполнена из пятнадцати съемных панелей и снабжена крышкой люка централизованной заправки топливом и крышкой клапана противообледенительной системы.

В двадцать третьем варианте выполнения заявленного изобретения крыло выполнено с удлинением λ≥11,5 и стреловидностью по линии 1/4 хорд Х≥26,5°, углом установки α₀=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой b_a=3,479 м, при этом для гондол двигателя большого диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

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

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного крыла самолета с использованием чертежей, на которых показано:

Фиг. 1 — общий вид крыла самолета.

Фиг.2 — общий вид крыла самолета.

Фиг.3 — схема расположения топливных баков в кессоне крыла самолета.

Фиг.4 — схема расположения нервюр в кессоне крыла самолета.

Фиг.5 — схема расположения стрингеров в кессоне крыла самолета.

Фиг.6 — консоль крыла самолета со снятой верхней панелью.

На фигурах цифрами обозначены следующие позиции:

1 — двигатель самолета; 2 — центроплан; 3 — кессон консоли крыла; 4 — лонжерон передний кессона консоли крыла; 5 — лонжерон задний кессона консоли крыла; 6 — первая секция предкрылка; 7 — вторая секция предкрылка; 8 — третья секция предкрылка; 9 — четвертая секция предкрылка; 10 — пятая секция предкрылка; 11 — элерон; 12 — закрылок концевой; 13 — закрылок корневой; 14 — первая навеска закрылка; 15 — вторая навеска закрылка; 16 — третья навеска закрылка; 17 — четвертая навеска закрылка; 18 — пятая навеска закрылка; 19 — шестая навеска закрылка; 20 — бортовая нервюра; 21 — лонжерон задний центроплана; 22 — лонжерон передний центроплана; 23 — нервюра центроплана внутренняя левая; 24 — нервюра центроплана внутренняя правая; 25 — нервюра центроплана средняя левая; 26 — нервюра центроплана средняя правая; 27 — нервюра центроплана внешняя левая; 28 — нервюра центроплана внешняя правая; 29 — тормоз воздушный; 30 — первая секция интерцептора; 31 — вторая секция интерцептора; 32 — третья секция интерцептора; 33 — четвертая секция интерцептора; 34 — гермостенка; 35 — стенка расходного отсека; 36 — топливный бак №1; 37 — топливный бак №2; 38 — дренажный отсек; 39 — расходный отсек; 40 — первая нервюра; 41 — вторая нервюра; 42 — третья нервюра; 43 — четвертая нервюра; 44 — пятая нервюра; 45 — шестая нервюра; 46 — седьмая нервюра; 47 — восьмая нервюра; 48 — девятая нервюра; 49 — десятая нервюра; 50 — одиннадцатая нервюра; 51 — двенадцатая нервюра; 52 — тринадцатая нервюра; 53 — четырнадцатая нервюра; 54 — пятнадцатая нервюра; 55 — шестнадцатая нервюра; 56 — семнадцатая нервюра; 57 — восемнадцатая нервюра; 58 — девятнадцатая нервюра; 59 — двадцатая нервюра; 60 — двадцать первая нервюра; 61 — двадцать вторая нервюра; 62 — двадцать третья нервюра; 63 — двадцать четвертая нервюра; 64 — нервюра двадцать пятая; 65 — двадцать шестая нервюра; 66 — первый стрингер; 67 — второй стрингер; 68 — третий стрингер; 69 — четвертый стрингер; 70 — пятый стрингер; 71 — шестой стрингер; 72 — седьмой стрингер; 73 — восьмой стрингер; 74 — девятый стрингер; 75 — десятый стрингер; 76 — одиннадцатый стрингер; 77 — двенадцатый стрингер; 78 — тринадцатый стрингер; 79 — четырнадцатый стрингер; 80 — пятнадцатый стрингер; 81 — шестнадцатый стрингер; 82 — семнадцатый стрингер; 83 — строительная плоскость крыла; 84 — панель верхняя кессона крыла; 85 — панель нижняя кессона крыла; 86 — панель нижняя центроплана; 87 — панель верхняя центроплана; 88 — продольная плоскость симметрии; 89 — технологический люк, 303 — консоль крыла левая, 304 — консоль крыла правая.

Раскрытие изобретения

Наиболее важными для крыла являются аэродинамические требования. Основное назначение крыла — создание подъемной силы. При этом крыло должно иметь небольшое сопротивление, высокое критическое число Маха, высокое максимальное качество. Все это достигается подбором профилей, выбором рациональной формы крыла в плане, улучшением состояния внешней поверхности. Конструкция крыла должна обеспечивать необходимые взлетно-посадочные характеристики, а также устойчивость и управляемость самолетом на всех допустимых режимах. Кроме того, предлагаемое крыло самолета отвечает требованиям долговечности и надежности.

Также для обеспечения нормальной эксплуатации соблюдены все эксплуатационные требования, в частности требования по наличию люков и отверстий для обслуживания и осмотра состояния конструкции.

Заявленная конструкция крыла самолета позволяет заметно увеличить «удлинение крыла» по сравнению с металлическими конструкциями.

«Удлинение крыла» аэродинамический термин, обозначающий отношение полной длины крыла к его средней ширине. Удлинение крыла оказывает значительное влияние на аэродинамические качества. В результате аэродинамическое качество на больших скоростях полета у заявленной конструкции выше на 5-6%, чем у лучших современных аналогов.

Принципиально важно, что композиционные материалы в заявленной конструкции используются и в высоконагруженных конструкциях. Это в свою очередь оказывает существенное положительное влияние на аэродинамическую компоновку и на аэродинамику самолета. Основное преимущество композитного крыла достигается за счет возможности создания более совершенной аэродинамической формы. Именно это обеспечивает высокую топливную эффективность. Композитное крыло по сравнению с аналогами дает экономию топлива примерно 6-8%. Из них доля веса обеспечивает не более 2% экономии топлива, а остальные 4-6% получаются за счет аэродинамики.

Комплексная оптимизация крыла со сверхкритическими профилями и рациональной механизацией, обеспечивающей необходимый объем для размещения топлива и минимально возможную массу конструкции, обеспечивает существенное скоростное преимущество по отношению к известным самолетам аналогичного класса.

Крыло выполнено с удлинением λ≥11,5 и стреловидностью (по линии 1/4 хорд) Х≥26,5°, углом установки α₀=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой b_a=3,479 м.

Для использования гондол двигателя увеличенного диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

Крыло самолета стреловидное на виде в плане, кессонной конструкции, с изломом по задней кромке. Крыло самолета состоит из центроплана, левой и правой консоли. Консоли крыла самолета герметично состыкованы с центропланом по плоскости бортовых нервюр. Каждая консоль крыла выполнена по двухлонжеронной схеме.

Указанные бортовые нервюры являются минимальным по массе средством обеспечения жесткой связи консолей крыла и центроплана по периметру соединения.

Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции и состоит из верхней и нижней панелей центроплана, переднего и заднего лонжеронов центроплана, шести нервюр: левой и правой внутренних нервюр, левой и правой средних нервюр, левой и правой внешних нервюр, и гермостенки, расположенной между внутренними нервюрами перпендикулярно им. Указанные нервюры расположены параллельно друг другу и под углом к бортовым нервюрам.

Панели центроплана представляют собой обшивки одинарной кривизны, подкрепленные набором Т-образных стрингеров. Обшивки и стрингера изготовлены из полимерного композиционного материала на основе углепластика совместным формованием. Внутренние и внешние поверхности панелей центроплана покрыты стеклотканью. В нижней панели выполнены отверстия под установку клапанов для слива топлива. В стрингерах нижней панели выполнены отверстия под перелив топлива.

Лонжероны центроплана состоят из верхних и нижних титановых поясов и алюминиевых стенок. В стенке лонжерона выполнены отверстия, закрываемые крышками, для доступа внутрь центроплана.

Внутренние нервюры центроплана выполнены стеночной конструкции. Нервюра внутренняя правая выполнена герметичной от переднего лонжерона центроплана до гермостенки, а от гермостенки до заднего лонжерона в стенке правой внутренней нервюры центроплана выполнено отверстие. Нервюра внутренняя левая выполнена герметичной от гермостенки до заднего лонжерона, а от переднего лонжерона до гермостенки в стенке левой внутренней нервюры центроплана выполнено отверстие. Отверстия в стенках левой и правой внутренних нервюр предназначены для доступа в межнервюрное пространство во время технического обслуживания.

Средние и внешние левые и правые нервюры центроплана выполнены ферменной конструкции и состоят из поясов и стоек-раскосов. Пояса нервюр изготовлены из титанового сплава.

Кессон консоли крыла стыкуется с центропланом контурным болтовым соединением по нижней и верхней панелям и поясам лонжеронов. Стык панелей центроплана с панелями кессона консоли крыла осуществляется через бортовые нервюры.

Кессон консоли крыла воспринимает и передает аэродинамическую и массовую распределенные нагрузки, а также сосредоточенные силы через кронштейны от секций предкрылков, закрылков, воздушных тормозов и интерцепторов, а также элерона, шассийной балки, траверсы шасси и пилона двигателя.

Консоли крыла выполнены как единая пространственная система на базе неплоской срединной поверхности с уменьшающейся вдоль полуразмаха крыла относительной толщиной профиля.

Левая и правая консоли крыла выполнены по двухлонжеронной схеме и содержат кессон консоли крыла, с установленными на кессоне каждой консоли крыла носовой части крыла, хвостовой части крыла, законцовки, пятисекционного предкрылка, элерона, четырехсекционного интерцептора, двухсекционного закрылка, воздушного тормоза.

Кессон консоли крыла является основным силовым элементом консоли крыла и состоит из верхней и нижней панелей обшивок кессона крыла, переднего и заднего лонжеронов, двадцати семи нервюр, включая бортовую, гермостенок расходного отсека. При этом нервюры последовательно пронумерованы по порядку, начиная от бортовой нервюры.

Кессон консоли крыла разделен герметичными нервюрами на отдельные топливные емкости. Центроплан самолета, будучи состыкован с правым и левым кессонами крыла, образует герметичный топливный бак между:

внутренней левой и правой нервюрой центроплана и четвертой по счету нервюрой от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

четвертой и двадцатой по счету нервюрами от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;

двадцатой и двадцать второй нервюрами кессона каждой консоли крыла;

первой и четвертой нервюрой, гермостенкой расходного отсека, расположенной параллельно направлению стрингеров, и задним лонжероном кессона каждой консоли крыла,

причем указанные нервюры каждой консоли крыла выполнены герметичными.

Гермоотсеки, образованные герметичными нервюрами, предназначены для размещения топлива.

Верхняя и нижняя панели кессона представляют собой обшивки двойной кривизны, подкрепленные стрингерами.

Стрингеры и панели кессона консоли крыла выполнены совместным формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

Для сборки кессона и доступа в топливные баки на нижней панели кессона выполнены двадцать четыре технологических люка, закрываемых крышками. Для доступа в зону стыка кессона с центропланом в бортовой нервюре выполнены отверстия. Отверстия выполняются фрезерованием. В зоне отверстий на нижней панели обшивка усилена дополнительными слоями и усилены бимсом, что позволяет компенсировать вырезы и увеличить несущую способность панели. Конструктивно усиление в зоне отверстий выполнено совместно с бимсом, имеющим тавровое сечение.

Крышки эксплуатационно-технологических люков в силовом отношении рассмотрены без включения их в восприятие и передачу нагрузок кессона. Это позволяет не выполнять отверстия под крепеж в нижней панели и увеличить ресурс всего изделия. Отсутствие совместного крепежа между композиционной панелью и крышками люков уменьшает трудоемкость производственного цикла, так как исключается разделка отверстий в смешанном пакете и исключается необходимость проведения мероприятий по защите отверстий в композиционной панели от насыщения влагой, а также уменьшена концентрация напряжений в зоне отверстий люков.

Передний лонжерон кессона консоли крыла швеллерного сечения с полками внутрь кессона выполнен формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика. На переднем лонжероне кессона консоли крыла располагаются фитинги крепления нервюр, стойки крепления диафрагм носовой части, элементы, закрывающие отверстия под вход в кессон рельсов предкрылка, узлы навески пилона. Лонжерон конструктивно представляет собой монолитную продольную балку швеллерного сечения, развернутый поясами внутрь кессона

Толщина стенок и поясов лонжерона переменна по длине, лонжерон передний выполнен с утолщением под установку фитингов навески.

Пояса переднего лонжерона выполнены с высокой точностью обработки по внешней поверхности и являются базирующими поверхностями при установке панелей верхней и нижней. Панели соединяются с поясами переднего лонжерона титановыми болтами. Шов соединения двухрядный для обеспечения герметизации. Болты устанавливаются на герметике.

Задний лонжерон кессона консоли крыла состоит из двух частей: корневой и концевой. Корневая часть заднего лонжерона кессона консоли крыла выполнена сборной из титановых поясов и стенки из алюминиевого сплава. Концевая часть заднего лонжерона кессона консоли крыла выполнена формованием из полимерного композиционного материала на основе углепластика. Задний лонжерон расположен от нервюры бортовой до двадцать шестой нервюры и состоит из двух частей, состыкованных по излому в зоне девятой нервюры.

В зоне бортовой нервюры установлен кронштейн крепления подкоса основной опоры шасси. На стенку корневой части заднего лонжерона от четвертой нервюры до девятой нервюры установлены: кронштейн крепления траверсы основной опоры шасси, кронштейн крепления гидроцилиндра уборки-выпуска шасси, кронштейн крепления шассийной балки.

Корневая часть заднего лонжерона швеллерного сечения выполнена фрезерованной со стороны кессона. Внешняя часть стенки гладкая. Для увеличения значений критических напряжений, между нервюрами выполнены вертикальные и горизонтальные ребра. Крепление поясов лонжерона с панелями осуществляется болтами в два ряда. Для обеспечения стыка консоли крыла с центропланом от первой нервюры до бортовой нервюры выполнено расширение поясов лонжерона.

Для обеспечения равнопрочности стыка нервюр со стенкой лонжерона и передачи сил по условию смятия материала в местах установки крепежных изделий нервюры со стенкой лонжерона выполнены утолщения стенки.

На заднем лонжероне кессона консоли крыла расположены фитинги крепления нервюр, кронштейны, стойки, диафрагмы хвостовой части, узлы крепления и навески пилона и элементов механизации: элерона, закрылка воздушного тормоза, интерцептора.

Нервюры кессона консоли крыла стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингера. На герметичных нервюрах кессона консоли крыла вырезы под стрингеры закрываются герметизирующими фитингами.

В кессоне консоли крыла герметичными выполнены четвертая, часть пятой, двадцатая и двадцать первая нервюра имеющая герметизацию только по нижней панели. Герметичные нервюры выполнены из алюминиевого сплава. Конструктивно выполнены фрезерованными и имеют швеллерное сечение с подкреплением стенки ребрами жесткости.

Нервюры крепятся к переднему лонжерону фланцем, а к заднему лонжерону через компенсирующий фитинг.

Полки стрингеров в зонах установки гермонервюр выполнены с расширением и образуют сплошную плоскую площадку.

Между первой и второй, второй и третьей, третьей и четвертой, четвертой и пятой нервюрами кессона консоли крыла выполнен расходный отсек. Он выделен из кессона герметичными стенками, установленными на полки стрингеров верхней и нижней панели.

Пояса бортовой нервюры, на которой выполнен стык консоли крыла с центропланом, изготовлены из титанового сплава, стенка из алюминиевого сплава.

Конструктивно бортовая нервюра выполнена сборной. Пояса и стыковые накладки таврового сечения выполнены из титанового сплава. Пояса соединяются болтами со стенкой, выполненной из алюминиевого сплава. Для соединения переднего и заднего лонжеронов с центропланом на стенке нервюры бортовой установлены титановые фитинги.

В стенке нервюры выполнены отверстия. По поясам бортовой нервюры устанавливаются стыковые накладки для обеспечения двухсрезного соединения с обшивкой фюзеляжа. Для соединения с обшивкой фюзеляжа над бортовой нервюрой сверху верхней стыковой накладки устанавливается бортовой угольник.

Толщины поясов и накладок одинаковые и аналогичны по верхнему и нижнему поясам. В месте стыка с поясами лонжеронов ширина поясов и накладок бортовой нервюры увеличена для размещения дополнительного внешнего ряда стыковых болтов.

Для уменьшения жесткости внешнего ряда стыковых болтов (облегчения работы сечения панели в наиболее нагруженном месте) внешний ряд выполнен уменьшенного диаметра.

Гребенчатая конструкция поясов также позволяет проконтролировать наличие трещин в композитных панелях по внешнему ряду болтов — в местах наиболее вероятного появления указанных трещин.

Носовая часть крыла содержит верхние обшивки, выполненные из полимерного композиционного материала на основе углепластика, нижних обшивок, выполненные из полимерного композиционного материала на основе углепластика, диафрагмы, каретки.

Нижние обшивки носовой части крыла выполнены съемными для доступа к системам, расположенным в носовой части крыла во время ремонта и технического обслуживания.

Верхние обшивки носовой части крыла представляют собой трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем, в которой выполнены вырезы под проход рельсов предкрылка, телескопа противообледенительной системы, упоры предкрылка.

Нижняя обшивка состоит из пятнадцати секций съемных панелей, крышки люка для подхода к горловине централизованной заправки топливом и крышки, закрывающей вход телескопа противообледенительной системы во вторую секцию предкрылка. Секции съемных панелей выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика трехслойной конструкции с сотовым заполнителем.

Конструкция хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка определяется размещением стойки основной опоры шасси и цилиндра привода шасси.

Каркас хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка состоит из верхней и нижней панели, балки траверсы шасси, выполненной из титанового сплава, внутренней и внешней стенок шасси.

В хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка размещены: узлы навески и кронштейны крепления приводов закрылка, интерцептора и воздушного тормоза; узлы навески крыльевой створки ниши шасси.

В хвостовой части консоли крыла в зоне закрылка расположены три буферных отсека:

— от бортовой нервюры до воздушного тормоза;

— от воздушного тормоза до первой секции интерцептора;

— от четвертой секции интерцептора до элерона.

Предкрылок является частью механизации крыла и предназначен для обеспечения требуемых взлетно-посадочных характеристик. Конструктивно предкрылок состоит из пяти секций и выполнен без применения полимерного композиционного материала. Предкрылки — отклоняемые поверхности, установленные на передней кромке крыла. Как правило, предкрылки автоматически отклоняются одновременно с закрылками, но могут и управляться независимо. В целом, эффект предкрылков заключается в увеличении допустимого угла атаки, то есть срыв потока с верхней поверхности крыла происходит при большем угле атаки.

Каждая секция предкрылка состоит из:

— двух силовых нервюр навески предкрылка, установленных параллельно плоскостям механизмов уборки и выпуска;

— силовой нервюры, установленной в середине размаха секции для дополнительной точки фиксации предкрылка в убранном положении;

— двух концевых нервюр;

— лонжерона;

— хвостового профиля;

— наружной и внутренней обшивок;

— двух рельсов.

Третья, четвертая и пятая секции предкрылка оснащены противообледенительной системой.

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

Закрылок состоит из двух секций: корневой и концевой. Секции закрылка конструктивно подобны и отличаются габаритными размерами.

Каждая секция закрылка состоит из:

— обшивки закрылка из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

— продольных стенок двутаврового сечения из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

— поперечных торцевых нервюр из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

— опорных нервюр двутаврового сечения, служащих для крепления опорных кронштейнов и передачи нагрузки на продольные стенки;

— опорных кронштейнов двутаврового сечения, используемых для крепления закрылка к кареткам управления.

Элерон является частью механизации крыла и основным элементом управления самолета по крену.

Элероны — аэродинамические органы управления, симметрично расположенные на задней кромке консолей крыла. Элероны предназначены в первую очередь для управления углом крена самолета, при этом элероны отклоняются дифференциально, то есть, например, для крена самолета вправо правый элерон поворачивается вверх, а левый — вниз, и наоборот. Принцип действия элеронов состоит в том, что у части крыла, расположенной перед элероном, поднятым вверх, подъемная сила уменьшается, а у части крыла перед опущенным элероном подъемная сила увеличивается; создается момент силы, изменяющий скорость вращения самолета вокруг оси, близкой к продольной оси самолета.

Элерон выполнен с применением полимерного композиционного материала на основе углепластика.

Элерон расположен в концевой части крыла между двадцать второй и двадцать пятой нервюрами кессона консоли крыла.

Воздушный тормоз является частью механизации крыла.

Воздушный тормоз — гаситель подъемной силы. Симметричное задействование воздушного тормоза на обеих консолях крыла приводит к резкому торможению самолета и уменьшению подъемной силы. После выпуска воздушного тормоза самолет балансируется на большем угле атаки, начинает тормозиться за счет возросшего сопротивления и плавно снижаться.

Секция воздушного тормоза располагается вдоль внутренней стенки шасси.

Конструктивно секция воздушного тормоза подобна секции интерцептора. Навеска секции воздушного тормоза осуществляется по четырем точкам. Средняя точка жестко связана с конструкцией крыла (без компенсации) и дополнительно используется для крепления цилиндра-привода воздушного тормоза. Крайние точки выполнены с компенсацией вдоль оси вращения.

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

По задней кромке секции (со стороны нижней поверхности) установлена накладка, обеспечивающая защиту задней кромки воздушного тормоза и верхней поверхности закрылка от ударной нагрузки.

Интерцептор является частью механизации крыла.

Интерцепторы — отклоняемые или выпускаемые в поток поверхности на верхней поверхности крыла, которые увеличивают аэродинамическое сопротивление и уменьшают подъемную силу. Поэтому интерцепторы также называют органами непосредственного управления подъемной силой.

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

Интерцептор состоит из четырех конструктивно подобных секций. Каждая секция интерцептора состоит из:

— лонжерона из полимерного композиционного материала на основе углепластика;

— двух торцевых нервюр;

— обшивок из углепластика. Пространство между обшивками и каркасом занимают полимерные соты;

— накладок по задней кромке на нижней поверхности, предназначенных для защиты интерцептора и верхней поверхности закрылка от ударной нагрузки;

— кронштейнов навески интерцептора и привода интерцептора.

Обшивки интерцептора изготавливаются из углепластиков толщиной до 1,4 мм.

По задней кромке секции интерцептора (со стороны нижней поверхности) устанавливается накладка, обеспечивающая защиту задней кромки интерцептора и верхней поверхности закрылка.

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

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что панели центроплана дополнительно покрыты стеклотканью.

3. Крыло по п.1, отличающееся тем, что панели каждой консоли крыла дополнительно покрыты стеклотканью.

4. Крыло по п.1, отличающееся тем, что стрингеры центроплана выполнены в виде Т-образного профиля.

5. Крыло по п.1, отличающееся тем, что стрингеры кессона консоли крыла выполнены в виде Т-образного профиля.

6. Крыло по п.1, отличающееся тем, что кессон каждой консоли крыла содержит двадцать семь нервюр, включая бортовую нервюру.

7. Крыло по п.1, отличающееся тем, что центроплан содержит шесть соединенных со своими передним и задним лонжеронами нервюр:
левую и правую наружные нервюры, расположенные со стороны бортовых нервюр,
левую и правую внутренние нервюры, расположенные со стороны оси симметрии центроплана,
и левую и правую средние нервюры, расположенные между левой и правой внутренней и наружной нервюрой, соответственно,
а между левой и правой внутренней нервюрой центроплана расположена перпендикулярно им гермостенка.

8. Крыло по п.7, отличающееся тем, что правая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от переднего лонжерона центроплана до гермостенки, а левая внутренняя нервюра центроплана выполнена герметичной от гермостенки до заднего лонжерона центроплана.

9. Крыло по п.1, отличающееся тем, что оно конструктивно разделено на гермоотсеки, расположенные:
между внутренней левой и правой нервюрой центроплана и четвертой по счету нервюрой от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;
между четвертой и двадцатой по счету нервюрами от бортовой нервюры кессона каждой консоли крыла;
между двадцатой и двадцать второй нервюрами кессона каждой консоли крыла;
между первой и четвертой нервюрой, гермостенками расходного отсека, и задним лонжероном кессона каждой консоли крыла,
причем указанные нервюры кессона каждой консоли крыла выполнены герметичными.

10. Крыло по п.1, отличающееся тем, что в нижней панели консоли крыла выполнены двадцать четыре технологических люка.

11. Крыло по п.1, отличающееся тем, что лонжероны центроплана выполнены из верхних и нижних титановых поясов, а стенки лонжеронов выполнены из алюминия.

12. Крыло по п.1, отличающееся тем, что в стенке заднего лонжерона центроплана выполнено по меньшей мере одно технологическое отверстие, снабженное крышкой.

13. Крыло по п.1, отличающееся тем, что нервюры кессона стеночной конструкции выполнены из алюминиевого сплава с вырезами под стрингеры, при этом на герметичных нервюрах кессона каждой консоли крыла вырезы под стрингеры снабжены герметизирующими фитингами.

14. Крыло по п.1, отличающееся тем, что бортовые нервюры выполнены с поясами из титанового сплава и со стенками из алюминиевого сплава.

15. Крыло по п.1, отличающееся тем, что в нижней панели центроплана установлены клапаны слива топлива.

16. Крыло по п.1, отличающееся тем, что стрингеры нижней панели центроплана снабжены отверстиями перелива топлива.

17. Крыло по п.1, отличающееся тем, что предкрылок выполнен из 5 секций, при этом каждая секция предкрылка состоит из:
двух силовых нервюр навески предкрылка, установленных параллельно
плоскостям механизмов уборки и выпуска предкрылка,
силовой нервюры, установленной в середине размаха секции предкрылка,
двух концевых нервюр,
лонжерона,
хвостового профиля,
наружной и внутренних обшивок,
двух рельсов.

18. Крыло по п.1, отличающееся тем, что три из пяти секций предкрылка оснащены системой противообледенения.

19. Крыло по п.1, отличающееся тем, что закрылок состоит из корневой и концевой секции, при этом каждая секция закрылка состоит из:
обшивки закрылка, выполненной из полимерного композиционного материала на основе углепластика,
продольных стенок, выполненных в виде двутаврового сечения из полимерного композиционного материала на основе углепластика,
поперечных торцевых нервюр, выполненных из полимерного композиционного материала на основе углепластика,
опорных нервюр двутаврового сечения и опорных кронштейнов двутаврового сечения, посредством которых закрылок закреплен на каретках управления закрылком.

20. Крыло по п.1, отличающееся тем, что элерон состоит из верхний и нижней обшивок, лонжерона, нервюр, при этом верхняя и нижняя обшивки элерона, а также лонжерон элерона выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика.

21. Крыло по п.1, отличающееся тем, что воздушный тормоз содержит лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас воздушного тормоза, а также верхних и нижних обшивок воздушного тормоза, при этом лонжерон и обшивки воздушного тормоза выполнены из полимерного композиционного материала на основе углепластика, а пространство между обшивками и каркасом воздушного тормоза заполнены полимерными сотами.

22. Крыло по п.1, отличающееся тем, что интерцептор состоит из четырех секций, каждая из которых содержит:
лонжерон и две торцевые нервюры, образующие каркас интерцептора,
верхнюю и нижнюю обшивки,
накладки, расположенные по задней кромке на нижней и верхней обшивке,
кронштейны навески и приводов интерцептора,
при этом лонжерон и верхняя и нижняя обшивки интерцептора выполнены из полимерного композиционного материала, а пространство между обшивками и каркасом интерцептора заполнены полимерными сотами.

23. Крыло по п.1, отличающееся тем, что нижняя обшивка носовой части крыла выполнена из пятнадцати съемных панелей и снабжена крышкой люка централизованной заправки топливом и крышкой клапана противообледенительной системы.

24. Крыло по п.1, отличающееся тем, что крыло выполнено с удлинением λ≥11,5 и стреловидностью по линии 1/4 хорд Х≥26,5°, углом установки α₀=3°, сужением η=3,928 и средней аэродинамической хордой b_a=3,479 м, при этом для гондол двигателя большого диаметра крыло выполнено с местным углом поперечного V крыла ψ=5,37°.

4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла

4.1.1 Аналаз конструктивно – технологических особенностей лонжеронов крыла заданного типа самолетов

Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в значительной степени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла самолета в целом. Многообразие расчетных схем и вариантов конструктивного выполнения лонжеронов существующих самолетов отражает различие условий нагружения и работы этих силовых элементов. Основным фактором, который определяет схему, применяемые материалы, конструктивное выполнение и форму поясов, тип стенки и степень ее подкрепления лонжеронов минимальной массы, является интенсивность воспринимаемой лонжероном нагрузки.

Лонжерон крыла современного пассажирского и транспортного самолета представляет собой, как правило, сборную тонкостенную балку, регулярная часть которой состоит из поясов и стенки. Стенка может быть подкреплена стойками. К зонам нерегулярностей относятся стыковые узлы, зоны навески двигателей и элементов управления, агрегатов различных систем, вырезы в стенках.

4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно – силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на лонжерон

Спроектируем передний лонжерон крыла. Для этого рассмотрим данный лонжерон в трех сечениях: b₁=8.04 м, b₂=7,23 b₃=2,67 м. По КСС выбираем балочный одностеночный лонжерон. По форме поперечного сечения – двутавр. Он меньше по массе по сравнению со швеллерным при больших интенсивностях нагрузки. По технологическим признакам выбираем сборный лонжерон, так как он обладает большей надежностью, чем монолитный.

Нагрузки на крыло были определены в разделе 3. Определим нагрузки на лонжерон в каждом из сечений. Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распределяется между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В крыле значения поперечной силы, воспринимаемой первым и вторым лонжеронами, в первом приближении могут быть определены по формулам:

; , (4.1)

где и- строительные высоты первого и второго лонжеронов соответственно.

Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально их изгибной жесткости и может быть определен как:

(1-),(1-), (4.2)

где =0.7 – коэффициент восприятия момента панелями (обшивкой).

Результаты расчетов приведены в таблице 4.1.

Таблица 4.1

	Н1(м)	Н2(м)	Q1(кН)	M1(кН)
1сечение	1,076	0,685	924,44	3046
2сечение	0,969	0,617	787,34	1190
3сечение	0,359	0,229	64,61	15,97

4.

1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов лонжерона из условий обеспечения статической прочности и минимума массы

Материал для лонжерона выбран в разделе 3. Определим проектировочные параметры поясов. Выбор параметров поясов балочного лонжерона проводим в такой последовательности:

1. Назначаем величину уровня расчетных напряжений в зависимости от требуемого ресурса Т=20000 полетов. Для заданного материала Д16Т: нижний пояс , верхний пояс.Определяем по графикам 4.3-4 [] соотношение

2. По уровню определяемmax отношение b/δ;

3. По формуле (4.3) в зависимости от формы поперечного сечения лонжерона вначале определяем величину правой его части, а затем по графику 4.7 [6] величину δ/Н;

Выражение для двутаврового сечения:

(4.3)

4. Поскольку Н задано, то определяем δ, а затем ширину полки b.

Результаты расчетов занесем в таблицу 4. 2.

Таблица 4.2

1 сечение		b/δ		δ/Н	δ( мм)	b( мм)
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00058	0.026	27.98	162.28
Нижний пояс	0.68	6.7	-0. 00061	0.028	30.13	201.87
2 сечение		b/δ		δ/Н	δ	b
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00052	0.024	23.26	134.9
Нижний пояс	0.68	6.7	-0.00055	0. 025	24.22	162.3
1 сечение		b/δ		δ/Н	δ	b
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00082	0.03	10.77	62.47
Нижний пояс	0.68	6.7	-0.00086	0.031	11. 13	75.56

Округляем полученные значения размеров пояса и находим площади поясов. Результаты заносим в таблицу 4.3.

Таблица 4.3

1 сечение	δ( мм)	b( мм)	F( мм²)
Верхний пояс	28	163	9128
Нижний пояс	31	202	12524
2 сечение	δ	B
Верхний пояс	24	135	6480
Нижний пояс	25	163	8150
1 сечение	δ	B
Верхний пояс	11	63	1386
Нижний пояс	12	76	1824

К поясу необходимо прикрепить обшивку крыла и стенку лонжерона. Для этой цели чаще всего у пояса лонжерона выполняют специальные «лапки». Толщину «лапок» из конструктивно-технологических соображений назначают равной от 1,5 до 2,0 толщины обшивки или стенки. Ширину «лапок» выбирается из условия прочности заклепочного шва, чтобы расстояние от оси заклепки до каждого из краев было не меньше двух диаметров.

Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров «лапок» на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности.

Условие прочности – .

Условие жесткости – .

Условие технологичности – 3,0 мм для дуралюминиевых сплавов и2,0 мм – для сталей. В этих условиях:

— предел прочности материала пояса;

— предел прочности материала обшивки;

— толщина обшивки.

Условия выполняются для всех сечений.

Выбираем толщину лапокдля каждого сечения. для каждого сечения приведены в таблице 4.4.

Таблица 4.4

	(мм)
1 сечение	7.5
2 сечение	7
3 сечение	3

Проектирование стенки лонжерона.

В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из собственно стенок и подкрепляющих стоек. Выбор параметров проводим в такой последовательности:

1. Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

h_эфф=H-δ (4.4)

2. Определим параметр нагруженности на балку ;

3. Находим по рис. 5.4 [6] – максимальное полезное напряжение сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).

4.Определяем по рис. 5.5 [6] отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки (минимально потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска ). 5.По рис. 5.6 [6] находим отношение, а по нему – оптимальный шаг стоек; 6.По рис. 5.7 [6] определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку, а по ней – потребную минимальную площадь сечения стойки;

5. По рис.5.8 [6] находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке. Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть:

6. Зная потребную площадь стойки и толщины ее полок,выбираем нормаль профиля. Выбираем профиль ПР100 №4(рис. 2.1.11.):

7. После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить фактический шаг стоек:

(4.5)

Результаты расчетов для трех сечений занесем в таблицу 4.5.

Таблица 4.5

	1сечение	2сечение	3сечение
h_эфф_(М)	1.0465	0.9445	0.3475
	918.75	939.46	731.4
(МПа)	140	142	125
	225	230	350
(мм)	3. 5	3	1,5
	0.25	0.28	0.23
(мм)	260	235	80
	0.39	0.38	0.41
(мм²)	354.9	267.9	32.8
Выбор профиля	ПР100-№59	ПР100-№42	ПР111-№11
	1. 33	1.32	1.47
(мм)	262	271	81

4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов лонжерона

Соединение стенки с ребром пояса

Обычно пояса лонжеронов соединяют со стенками и обшивкой с помощью заклепок или болтов. Величину усилия, действующего на один крепежный элемент по одной плоскости среза, определяем из условия равновесия участка стенки в зоне стыка с поясом по следующему выражению:

, (4.6)

где – число рядов крепежных элементов;

–шаг крепежных элементов в ряду;

–коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в стенке, принимаемый равным 1,1.

Поскольку ,и– величины известные, то, задаваясь шагом заклепоки числом рядов заклепок, следует определить усилие, действующее на одну заклепку, и подобрать материал и диаметр заклепок. При назначении шаганеобходимо принимать одно из стандартных значений: 12,5, 15, 17,5, 20, 25, 30, 35, 40 мм, но таким образом, чтобы. Наивыгоднейший шагt=20мм. Выберем заклепку и материал. Результаты расчетов занесем в таблицу 4.6.

Таблица 4.6

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	9716.9	9169.6	2045.2
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

Шаг между рядами выбираем для сечений 1и2, для сечения 3 -.

Соединение стойки с поясом

Соединение стенки и пояса в зоне присоединения подкрепляющей стойки оказывается более нагруженным. Здесь сказываются усилия, действующие на стойку при ее работе в качестве подкрепляющего элемента. Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле

, (4.7)

здесь – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса,Результаты в таблице 4.7.

Таблица 4.7

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	41398	35904	3053
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

Соединение подкрепляющей стойки со стенкой

В соединении стенки со стойкой чаще всего используют заклепки, которые расположены в один ряд и нагружены усилиями отрыва. Усилие, которое воспринимает одна заклепка в таком соединении, определяют по формуле

, (4.8)

где – шаг крепежных элементов соединения,;

–предел прочности материала стенки;

–коэффициент, принимающий значение 0,22 для односторонних заклепок.

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.8

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	9004.5	7950.2	1922.17
d( мм )	5	4	3. 5

Соединение пояса с панелью

Крепежные элементы продольных соединений поясов и панелей крыла нагружается потоком касательных усилий, возникающих в результате восприятия кессонной частью крыла крутящего момента. Если известен крутящий момент, усилие среза, действующее на один крепежный элемент, определяют по формуле:

, (4.9)

где – крутящий момент в расчетном сечении крыла;

–шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью;

–удвоенная площадь кессонной части крыла;

–число рядов крепежных элементов m=1;

–коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1.

Величина крутящего момента может быть определена как

, (4.10)

где – положение центра жесткости крыла в расчетном сечении;

–положение центра давления крыла в расчетном сечении.

Ω=2(Н₁+Н₂)/2 * b².

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.9

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(кНм)	934,8	768,11	11,76
Ω(мм²	4261.3	2432	528.4
(Н)	6824.3	5932.8	1239. 8
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

4.1.5 Выводы

По конструктивно-силовой схеме лонжерон балочного типа. Он представляет собой двухпоясную балку со стенкой, подкрепленной стойками. По количеству стенок лонжерон относится к одностеночным. По форме поперечного сечения лонжерон относится к двутавровым. По технологическому признаку лонжерон относится к сборным и является клепаной конструкцией. Самим нагруженным является бортовое сечение, а наименьшее нагружение имеет сечение в конце крыла. Поэтому и размеры лонжерона уменьшаются по мере удаления от борта фюзеляжа.

4. 2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления РВ

4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа

При проектировании систем управления рулевыми поверхностями самолета решается целый комплекс задач, связанных с обеспечением разнообразных требований, предъявляемых к управлению с точки зрения его назначения, надежности и безопасности в работе, эксплуатации и производства.

Первая задача – это обеспечение точности передаваемых команд, так как из-за большой протяженности канала механического управления (КМУ) передаваемый сигнал претерпевает значительные изменения, как по амплитуде, так и по фазовому сдвигу, что сказывается на показателях управляемости.

Вторая задача связана с обеспечением достаточной долговечности и надежности всех элементов каналов управления.

Третьей задачей является выбор конструктивно-технологических параметров канала управления, при которых не возникают резонансные явления.

Управлением самолетом называется процесс изменения сил и моментов, необходимых для полета самолета по заданной траектории, а совокупность устройств, обеспечивающих процесс управления, составляет систему управления.

При разработке систем основного управления, проектируемого самолёта, необходимо обеспечить требования Авиационным правилам АП-25:

при отклонении органов управления (рулей, элеронов) усилия в ручке, штурвале и педалях должны возрастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению ручки, штурвала и педалей. Величина усилий не должна превышать пределов, предусмотренных нормами прочности;
должна быть обеспечена независимость действия рулей высоты и элеронов: отклонение ручки ил колонки штурвала при управлении рулем высоты не должно вызывать отклонение элеронов и наоборот;
при деформациях крыла, фюзеляжа и оперения должна быть исключена возможность заклинивания (заедания и зажима) проводки и механизмов управления;
ручки, штурвалы и педали, все рычаги и тяги управления должны быть удобно размещены в кабине. Механизм ножного управления должен допускать его регулировку;
углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать возможность полета на всех требуемых полетных и посадочных режимах, причем должен быть предусмотрен некоторый запас рулей. Механизмы управления должны иметь ограничительные упоры предельных углов отклонения;
система управления должна быть надежной на всех режимах полета;
тяги или тросы проводки не должны попадать в резонансные колебания;
вся система проводки управления должна иметь минимальное трение и люфты в сочленениях, и возможно меньший износ трущихся поверхностей;
детали проводки управления, находящиеся в пассажирских и багажных помещениях, должны быть защищены от поломки и зажима.

4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, разработка ее кинематической схемы

При разработке системы управления рулем высоты (РВ), проектируемого самолета, используем полуавтоматическую систему управления. Система такого вида облегчит пилоту управление самолетом и повысит качество управления.

Полуавтоматические системы включают в себя: штурвальную колонку, отклонением которой пилот вводит в систему управляющие сигналы и осуществляет их дозировку; орган управления (РВ), отклонение которых в соответствии с управляющими сигналами (отклонением штурвальной колонки) создает необходимые для изменения траектории полета силы и моменты; проводку управления, соединяющую штурвал с органами управления.

Штурвальная колонка, показанная на рис.4.1, служит для управления рулем высоты (РВ) неманевренных самолетов (пассажирских) отклонением колонки управления «от себя» и «на себя» и элеронами – поворотом штурвала «влево-вправо».

В системе управления большую роль играет конструкция проводки. Она может быть гибкой, жесткой и смешенной.

Рисунок 4.1 – Штурвальная колонка

На современных самолетах наиболее широко применяется жесткая проводка управления с поступательным движением тяг. Элементами жесткой проводки являются тяги, валы, качалки, рычаги, направляющие устройства и кронштейны.

При разработке системы управления, проектируемого самолета, будем использовать жесткую проводку, так как она имеет меньшее трение в сочленениях, не пружинит и не дает упругого люфта, что делает управление более чувствительным.

В качестве направляющих устройств для жесткой проводки управления применим направляющие, конструктивно состоящие из обоймы с четырьмя роликами.

Рисунок 4.2.– Роликовые направляющие для жесткой проводки управления

Система управления бустерная с гидравлическими приводами. Гидроусилитель представляет собой гидравлическую следящую систему и состоит из исполнительного механизма, следящего элемента и связи между ними. Система обратимая, то есть большая часть шарнирного момента воспринимается гидроусилителем и некоторая доля воспринимается лётчиком.

Так же одной из наиболее важных и трудоёмких задач проектирования системы основного управления является определение его передаточных свойств, позволяющих установить требуемую взаимосвязь между перемещением командного рычага и перемещением рулевой поверхности, а также обеспечение рекомендуемых величин усилий, прикладываемых лётчиком к командному рычагу.

Учитывая выше сказанное и конструкцию самолета, составляем кинематическую схему системы управления рулем высоты.

4.2.3 Кинематический расчет СУ. Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге системы управления

Определим коэффициент кинематической передачи кинематической схемы при нейтральном положении штурвальной колонки.

Отклоним командный рычаг на небольшой угол . Пусть соответствующее этому углу перемещение точки командного рычага (штурвала), к которой приложено усилие летчика, в направлении действия этого усилия будет, а отклонение рулевой поверхности (руля высоты) образует угол.

На отклоненной рулевой поверхности возникнет шарнирный момент от аэродинамических сил.

Применив принцип возможных перемещений и приравняв нулю сумму работ всех активных сил и моментов системы на своих перемещениях, получим выражение:

(4. 11)

где — проекции возможных линейных перемещений всех активных сил(кроме) на направление этих сил;- возможные угловые перемещения активных моментов(кроме). Приняв, что в проводке управления нет механизмов и устройств, через которые на систему передаются дополнительные, помимои, активные силы и моменты, а трением в подвижных звеньях управления можно пренебречь, тогда:

Откуда

Применив правило знаков и разделив обе части выражения на , получим:

где — коэффициент кинематической передачи.

Необходимо обеспечить такое передаточное отношение, при котором будет обеспечиваться заданное отклонение рулевой поверхности, при рекомендуемых перемещениях ручки управления.

В таблице 4.10 приведены ориентировочные значения согласно статистических данных.

Таблица 4.10 – Значения и эксплуатационного усилия на штурвал

Величина	0. 1-0.15
ил и	1.75 –2.6
Эксплуатационное усилие [17]	1335

Руль высоты отклоняется на следующие углы: вверх на 30^о; вниз на 15^о. Согласно Авиационных правил (АП) рекомендуемое перемещение ручки командного рычага в направлении «на себя» (при этом рулевая поверхность отклоняется вверх) =250мм, следовательно, передаточное отношение системы:

м^-1

Полученное передаточное отношение соответствует рекомендациям, приведенным в пособии.

Передаточное отношение системы зависит от передаточного отношения всех звеньев системы:

,(4.12)

Применив равноплечие качалки, можно упростить выражение (4. 14):

где: – передаточное отношение командного рычага;= 720мм – длина штурвальной колонки;= 240мм – длина кронштейна штурвальной колонки.

Таким образом, потребное плечо рулевой поверхности ;

Длина плеч качалок не влияет на кинематический расчет. Плечи выбираются из условия обеспечения минимальных люфтов системы. По статистическим данным выбраны плечи 150мм. Расчетное усилие примем:

где — коэффициент безопасности.

4.2.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчеты тяги и качалки управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления

Крылья — Конструкции самолетов

Конфигурации крыльев

Крылья представляют собой аэродинамические поверхности, которые при быстром движении в воздухе создают подъемную силу. Они построены во многих формах и размерах. Конструкция крыла может варьироваться для обеспечения определенных желаемых летных характеристик. Управление на различных рабочих скоростях, величина создаваемой подъемной силы, баланс и устойчивость меняются по мере изменения формы крыла. И передняя, и задняя кромки крыла могут быть прямыми или изогнутыми, или одна кромка может быть прямой, а другая изогнутой. Один или оба края могут быть сужены, так что крыло будет уже на конце, чем в основании, где оно соединяется с фюзеляжем. Кончик крыла может быть квадратным, закругленным или даже заостренным. На рис. 1 показаны типичные формы передней и задней кромок крыла.

Рис. 1. Крылья различной формы обеспечивают разные характеристики

Крылья самолета могут крепиться к фюзеляжу снизу, вверху или в середине фюзеляжа. Они могут располагаться перпендикулярно горизонтальной плоскости фюзеляжа или слегка наклоняться вверх или вниз.

Этот угол называется двугранным крылом. Двугранный угол влияет на поперечную устойчивость самолета. На рис. 2 показаны некоторые распространенные точки крепления крыла и двугранный угол. 9Рис. 2. Точки крепления крыла и поперечное сечение крыла Их конкретная конструкция для любого конкретного самолета зависит от ряда факторов, таких как размер, вес, использование самолета, желаемая скорость в полете и при посадке, а также желаемая скорость набора высоты. Крылья самолета обозначены левым и правым, что соответствует левой и правой сторонам оператора, сидящего в кабине. [Рисунок 3]

Рисунок 3. «Левая» и «правая» на самолете ориентированы на перспективу пилота, сидящего в кабине. Это означает, что они сконструированы таким образом, что внешние крепления не требуются. Они поддерживаются внутри конструктивными элементами, которым помогает обшивка самолета. Крылья других самолетов используют внешние распорки или тросы, чтобы поддерживать крыло и нести аэродинамические и посадочные нагрузки. Опорные тросы и стойки крыла обычно изготавливаются из стали. Многие стойки и их крепежные детали имеют обтекатели для уменьшения лобового сопротивления. Короткие, почти вертикальные опоры, называемые стойками жюри, находятся на стойках, которые крепятся к крыльям на большом расстоянии от фюзеляжа. Это служит для сдерживания движения стойки и колебаний, вызванных воздушным потоком, обтекающим стойку в полете. На рис. 4 показаны образцы крыльев с использованием внешних связей, также известных как полуконсольные крылья. Также показаны консольные крылья, построенные без внешних связей.
Рис. 4. Крылья с внешними раскосами, также называемые полуконсольными крыльями, имеют тросы или распорки для поддержки крыла. Полностью свободнонесущие крылья не имеют внешних распорок и поддерживаются изнутри
Алюминий является наиболее распространенным материалом для изготовления крыльев, но они могут быть деревянными, покрытыми тканью, а иногда используется магниевый сплав. Более того, современные самолеты стремятся к более легким и прочным материалам во всем планере и в конструкции крыла. Существуют крылья, полностью сделанные из углеродного волокна или других композитных материалов, а также крылья, сделанные из комбинации материалов для максимальной прочности по отношению к массе.
Внутренние конструкции большинства крыльев состоят из лонжеронов и стрингеров, идущих по размаху, и нервюр и шпангоутов или переборок, идущих по хорде (от передней кромки к задней кромке). Лонжероны являются основными конструктивными элементами крыла. Они поддерживают все распределенные нагрузки, а также сосредоточенные веса, такие как фюзеляж, шасси и двигатели. Обшивка, прикрепленная к конструкции крыла, несет на себе часть нагрузок, возникающих во время полета. Он также передает напряжения на нервюры крыла. Ребра, в свою очередь, передают нагрузки на лонжероны крыла. [Рисунок 5]
Figure 5. Wing structure nomenclature
In general, wing construction is based on one of three fundamental designs:
Monospar
Multispar
Box beam
Различные производители могут использовать модификации этих базовых конструкций.
Однолонжеронное крыло имеет в своей конструкции только один основной размах или лонжерон. Ребра или переборки придают аэродинамическому профилю необходимый контур или форму. Хотя строгое монолонжеронное крыло встречается нечасто, иногда используется этот тип конструкции, модифицированный добавлением ложных лонжеронов или легких сдвигающих стенок вдоль задней кромки для поддержки поверхностей управления.
Многолонжеронное крыло имеет в своей конструкции более одного основного лонжерона. Для придания контура крылу часто включают нервюры или переборки.
В конструкции крыла коробчатой балки используются два основных лонжерона с соединительными переборками для придания дополнительной прочности и придания контура крылу. [Рисунок 6] Между переборками и гладкой внешней обшивкой может быть помещен гофрированный лист, чтобы крыло могло лучше выдерживать растягивающие и сжимающие нагрузки. В некоторых случаях гофрированные листы заменяют тяжелыми продольными ребрами жесткости. Иногда используется комбинация гофрированных листов на верхней поверхности крыла и ребер жесткости на нижней поверхности. В самолетах категории воздушного транспорта часто используется конструкция крыла коробчатой балки.
Рисунок 6. Строительство балки коробки
Крыльевые лонжеты
Spars — основные конструктивные элементы крыла. Они соответствуют лонжеронам фюзеляжа. Они проходят параллельно поперечной оси самолета от фюзеляжа к законцовке крыла и обычно крепятся к фюзеляжу с помощью крыльев, простых балок или фермы.

Лонжероны могут быть изготовлены из металла, дерева или композитных материалов в зависимости от конструктивных критериев конкретного самолета. Деревянные лонжероны обычно делают из ели. Обычно их можно разделить на четыре различных типа по конфигурации поперечного сечения. Как показано на рисунке 7, они могут быть (А) сплошными, (В) коробчатыми, (С) частично полыми или (D) в форме двутавровой балки. Ламинирование лонжеронов из цельного дерева часто используется для повышения прочности. Ламинированное дерево также можно найти в лонжеронах коробчатой формы. Из лонжерона на рис. 7E был удален материал для уменьшения веса, но сохраняется прочность прямоугольного лонжерона. Как видно, большинство лонжеронов крыла имеют в основном прямоугольную форму с длинной частью поперечного сечения, ориентированной вверх и вниз в крыле.
Рисунок 7. Типовые сечения деревянных лонжеронов крыла
Более широкое использование композитов и комбинирование материалов должны заставить летчиков проявлять бдительность в отношении лонжеронов крыльев, изготовленных из различных материалов. На рис. 8 показаны примеры поперечных сечений металлических лонжеронов крыла.
Рисунок 8. Примеры металлических форм Spar
. называется шапкой, а вертикальный участок называется паутиной. Весь лонжерон может быть выдавлен из одного куска металла, но часто он состоит из нескольких выдавливаний или формованных углов. Стенка образует основную часть лонжерона по глубине, и к ней крепятся заглушки (вырезы, фигурные углы или фрезерованные участки). Вместе эти элементы несут нагрузки, вызванные изгибом крыльев, а колпачки служат основой для крепления обшивки. Хотя формы лонжеронов на Рисунке 8 типичны, фактические конфигурации лонжеронов крыла принимают разные формы. Например, стенка лонжерона может быть пластиной или фермой, как показано на рисунке 9.. Его можно построить из легких материалов с использованием вертикальных ребер жесткости для прочности. [Рисунок 10]
Рисунок 9. А.

Он также может не иметь ребер жесткости, но может иметь фланцевые отверстия для уменьшения веса, но сохранения прочности. Некоторые металлические и композитные лонжероны крыла сохраняют концепцию двутавровой балки, но используют стенку с синусоидальной волной. [Рисунок 11]

Рис. 11. Синусоидальный лонжерон крыла может быть изготовлен из алюминия или композитных материалов Отказоустойчивость означает, что в случае отказа одного элемента сложной конструкции какая-то другая часть конструкции принимает на себя нагрузку вышедшего из строя элемента и позволяет продолжить работу. Лонжерон отказоустойчивой конструкции показан на рис. 12. Этот лонжерон состоит из двух секций. Верхняя секция состоит из крышки, приклепанной к верхней перемычке. Нижняя секция представляет собой единый профиль, состоящий из нижней крышки и перемычки. Эти две секции соединены вместе, образуя лонжерон. Если какая-либо часть лонжерона этого типа сломается, другая часть все еще может нести нагрузку. Это отказоустойчивая функция.
Рисунок 12. Лонжерон безотказный с клепаной стенкой лонжерона
Как правило, крыло имеет два лонжерона. Один лонжерон обычно располагается ближе к передней части крыла, а другой — примерно на две трети расстояния до задней кромки крыла. Независимо от типа, лонжерон является важнейшей частью крыла. Когда другие конструктивные элементы крыла подвергаются нагрузке, большая часть результирующей нагрузки передается на лонжерон крыла.
Ложные лонжероны обычно используются в конструкции крыла. Они представляют собой продольные элементы, такие как лонжероны, но не проходят по всей длине крыла. Часто они используются в качестве точек крепления шарниров для поверхностей управления, таких как лонжерон элерона.
Нервюры крыла
Нервюры представляют собой структурные поперечины, которые в сочетании с лонжеронами и стрингерами образуют каркас крыла. Обычно они простираются от передней кромки крыла до заднего лонжерона или до задней кромки крыла. Нервюры придают крылу изогнутую форму и передают нагрузку с обшивки и стрингеров на лонжероны. Подобные нервюры также используются в элеронах, рулях высоты, рулях направления и стабилизаторах.
Нервюры крыла обычно изготавливаются из дерева или металла. Самолеты с деревянными лонжеронами крыла могут иметь деревянные или металлические нервюры, в то время как большинство самолетов с металлическими лонжеронами имеют металлические нервюры. Деревянные ребра обычно изготавливаются из ели. Тремя наиболее распространенными типами деревянных ребер являются фанерная сетка, облегченная фанерная сетка и типы ферм. Из этих трех тип фермы является наиболее эффективным, потому что он прочный и легкий, но он также является наиболее сложным в конструкции.
На рис. 13 показаны ребра стенки деревянной фермы и ребро стенки облегченной фанеры. Деревянные нервюры имеют заглушку или планку заглушки, закрепленную по всему периметру нервюры. Обычно изготавливается из того же материала, что и само ребро. Накладка нервюры придает жесткость и укрепляет нервюру и обеспечивает поверхность крепления обшивки крыла. На фиг.13А показано поперечное сечение нервюры крыла со стенкой ферменного типа. Темные прямоугольные секции — передние и задние лонжероны крыла. Обратите внимание, что для усиления фермы используются косынки. На рисунке 13B показано ребро стенки фермы со сплошной косынкой. Он обеспечивает большую поддержку по всему ребру с очень небольшим дополнительным весом. Непрерывная ластовица придает жесткость накладке в плоскости ребра. Это помогает предотвратить коробление и помогает получить лучшие соединения ребер и кожи, когда используется приклеивание гвоздей. Такое ребро может противостоять движущей силе гвоздей лучше, чем другие типы. С непрерывными косынками также легче обращаться, чем с множеством небольших отдельных косынок, которые в противном случае требовались бы. На рис. 13С показано ребро с облегченной фанерной стенкой. Он также содержит косынки для поддержки интерфейса перемычки/заглушки. Полоска крышки обычно приклеивается к полотну, особенно на передней кромке.
Рис. 13. Примеры деревянных нервюр крыла
Нервюра крыла также может называться простой или основной нервюрой. Ребрам крыльев со специальным расположением или функциями даются имена, отражающие их уникальность. Например, нервюры, расположенные полностью впереди переднего лонжерона и используемые для придания формы и усиления передней кромке крыла, называются носовыми нервюрами или ложными нервюрами. Ложные нервюры — это нервюры, которые не охватывают всю хорду крыла, то есть расстояние от передней кромки до задней кромки крыла. Торцевые нервюры крыла можно найти на внутренней кромке крыла, где крыло крепится к фюзеляжу. В зависимости от своего расположения и способа крепления, стыковая нервюра может также называться ребром переборки или ребром сжатия, если она предназначена для приема сжимающих нагрузок, которые стремятся сжать лонжероны крыла вместе.
Поскольку ребра слабы в поперечном направлении, в некоторых крыльях они усилены лентами, вплетенными выше и ниже ребер, чтобы предотвратить боковой изгиб ребер. В крыле также можно найти тросы сопротивления и сопротивления. На рис. 14 они показаны крест-накрест между лонжеронами, образующими ферму для сопротивления силам, действующим на крыло в направлении хорды крыла. Эти натяжные провода также называются стяжками. Проволока, предназначенная для сопротивления обратным силам, называется проволокой сопротивления; проволока против сопротивления сопротивляется поступательным силам в направлении хорды. На рис. 14 показаны конструктивные элементы основного деревянного крыла.
Рисунок 14. Базовая конструкция и компоненты деревянного крыла и безопасный способ крепления крыла к фюзеляжу. Граница между крылом и фюзеляжем часто закрывается обтекателем, чтобы обеспечить плавный поток воздуха в этой области. Обтекатель(и) можно снять для доступа к фитингам крепления крыла. [Рис. 15]
Рис. 15. Корневые обтекатели крыла сглаживают обтекание и скрывают элементы крепления крыла

Конец крыла часто прикрепляется болтом к наружной панели крыла, часто съемным концом крыла. Одной из причин этого является уязвимость законцовок крыла к повреждениям, особенно во время наземного обслуживания и руления. На рис. 16 показана съемная законцовка крыла большого самолета. Другие разные. Законцовка крыла выполнена из алюминиевого сплава. Крышка законцовки крыла крепится к законцовке винтами с потайной головкой и крепится к межлонжеронной конструкции в четырех точках болтами диаметром ¼ дюйма. Чтобы предотвратить образование льда на передней кромке крыльев больших самолетов, горячий воздух от двигателя часто направляется через переднюю кромку от корня крыла к законцовке крыла. Жалюзи на верхней поверхности законцовки крыла позволяют выпускать этот теплый воздух за борт. Габаритные огни крыла расположены в центре законцовки и не видны непосредственно из кабины. В качестве индикации того, что фонарь законцовки крыла работает, некоторые законцовки крыла оснащены стержнем Lucite для передачи света на переднюю кромку. 9Рис. 16. Съемная металлическая законцовка крыла лонжероны и нервюры. Это известно как конструкция с напряженной кожей. Секция цельнометаллического свободнонесущего крыла, показанная на рис. 17, показывает конструкцию одной из таких конструкций. Отсутствие дополнительной внутренней или внешней фиксации требует, чтобы кожа разделяла часть нагрузки. Обратите внимание, что кожа напрягается, чтобы помочь с этой функцией.
Рисунок 17. Обшивка представляет собой неотъемлемую несущую часть конструкции нагруженной обшивки. Стыки в крыле могут быть герметизированы специальным топливостойким герметиком, позволяющим хранить топливо непосредственно внутри конструкции. Это известно как конструкция мокрого крыла. В качестве альтернативы внутри крыла может быть установлена топливная камера или бак. На рис. 18 показана секция крыла с конструктивной конструкцией коробчатой балки, которую можно найти в самолете транспортной категории. Эта структура увеличивает прочность при одновременном снижении веса. Надлежащая герметизация конструкции позволяет хранить топливо в коробчатых секциях крыла.
Рисунок 18. Топливо часто переносятся в крылах
. как ткань, дерево или алюминий. Но не всегда используется один тонкий лист материала. Химически фрезерованная алюминиевая обшивка может обеспечить обшивку различной толщины. На самолетах с конструкцией крыла с напряженной обшивкой в качестве обшивки часто используются панели крыла с сотовой структурой. Сотовая структура состоит из основного материала, напоминающего соты пчелиного улья, который ламинирован или зажат между тонкими внешними листами обшивки. Рисунок 19иллюстрирует сотовые панели и их компоненты. Панели, сформированные таким образом, легкие и очень прочные. Они используются в самолете по-разному, например, в панелях пола, переборках и поверхностях управления, а также в панелях обшивки крыльев. На рис. 20 показано расположение панелей крыла сотовой конструкции на реактивном транспортном самолете.
Рисунок 19. Сотовая панель является основным продуктом в авиастроении. Сердечники могут быть либо постоянной толщины (А), либо конусообразными (В). Сотовые панели с коническим заполнителем часто используются в качестве поверхностей управления полетом и задних кромок крыла
Рисунок 20. Строительство крыла Honeycomb на большом самолете реактивных транспортных средств

Ганна Honeycomb может быть изготовлена из широкого разнообразия материалов. Соты с алюминиевым сердечником с внешней оболочкой из алюминия являются обычным явлением. Но соты, в которых сердцевина представляет собой волокно Arimid®, а внешние листы покрыты Phenolic®, также распространены. На самом деле существует множество других комбинаций материалов, таких как стекловолокно, пластик, номекс®, кевлар® и углеродное волокно. Каждая сотовая структура обладает уникальными характеристиками в зависимости от используемых материалов, размеров и технологий производства. На рис. 21 показана вся передняя кромка крыла, выполненная из сотовой структуры.
Рисунок 21. Передняя кромка крыла, сформированное из сотового материала, связанного со структурой алюминиевой экранины
Nacelles
. двигатель и его компоненты. Обычно они имеют круглый или эллиптический профиль для ветра, что снижает аэродинамическое сопротивление. На большинстве одномоторных самолетов двигатель и гондола находятся в носовой части фюзеляжа. На многодвигательных самолетах мотогондолы встроены в крылья или прикреплены к фюзеляжу в области хвостового оперения. Иногда многодвигательный самолет проектируется с гондолой на одной линии с фюзеляжем позади пассажирского салона. Независимо от своего местоположения гондола содержит двигатель и аксессуары, опоры двигателя, конструктивные элементы, противопожарную перегородку, а также обшивку и кожух снаружи, чтобы нести гондолу по ветру.
Некоторые самолеты имеют гондолы, предназначенные для размещения шасси в убранном состоянии. Убирание шасси для уменьшения сопротивления ветра является стандартной процедурой для высокопроизводительных/высокоскоростных самолетов. Ниша для колес — это место, где шасси крепится и убирается в убранном состоянии. Ниши для колес могут быть расположены в крыльях и/или фюзеляже, если они не являются частью гондолы. На рис. 22 показана гондола двигателя, включающая шасси с колесной нишей, заходящей в корневую часть крыла.
Рис. 22. Ниши шасси в гондоле двигателя крыла с опускающимся шасси (врезка)

Продольные элементы, такие как лонжероны и стрингеры, в сочетании с горизонтальными/вертикальными элементами, такими как кольца, шпангоуты и переборки, придают гондоле форму и структурную целостность. Брандмауэр встроен, чтобы изолировать моторный отсек от остальной части самолета. По сути, это переборка из нержавеющей стали или титана, которая сдерживает огонь в пределах гондолы, а не позволяет ему распространяться по планеру. [Рис. 23] 9Рис. 23. Противопожарная перегородка гондолы двигателя Это конструктивные узлы, к которым крепится двигатель. Обычно они изготавливаются из труб из хромированной / молибденовой стали в легких самолетах и кованых узлов из хрома / никеля / молибдена в более крупных самолетах. [Рис. 24]
Рис. 24. Различные крепления двигателя самолета
Снаружи гондола обтянута кожей или оснащена капотом, который можно открыть для доступа к двигателю и компонентам внутри. Оба обычно изготавливаются из листового алюминия или магниевого сплава, а нержавеющая сталь или титановые сплавы используются в высокотемпературных зонах, например, вокруг выпускного отверстия. Независимо от используемого материала обшивка обычно крепится к каркасу заклепками.
Под капотом понимаются съемные панели, закрывающие те области, доступ к которым должен быть регулярным, например, двигатель и его принадлежности. Он предназначен для обеспечения плавного обтекания мотогондолы воздушным потоком и защиты двигателя от повреждений. Панели капота обычно изготавливаются из алюминиевого сплава. Тем не менее, нержавеющая сталь часто используется в качестве внутренней обшивки в кормовой части силовой части, а также для створок капота и отверстий возле створок капота. Он также используется для воздуховодов масляного радиатора. Створки капота представляют собой подвижные части капота гондолы, которые открываются и закрываются для регулирования температуры двигателя.
Существует множество конструкций капотов двигателей. На рис. 25 показан фрагмент капота горизонтально расположенного двигателя легкого самолета в разобранном виде. Он крепится к гондоле с помощью винтов и/или быстросъемных застежек. Некоторые большие поршневые двигатели закрыты кожухами типа «апельсиновая корка», которые обеспечивают отличный доступ к компонентам внутри гондолы. [Рис. 26] Эти панели капота крепятся к передней противопожарной перегородке с помощью креплений, которые также служат петлями для открывания капота. Нижние крепления капота крепятся к шарнирным кронштейнам с помощью быстросъемных штифтов. Боковые и верхняя панели удерживаются в открытом положении стержнями, а нижняя панель удерживается в открытом положении пружиной и тросом. Все панели капота фиксируются в закрытом положении центральными стальными защелками, которые фиксируются в закрытом положении подпружиненными предохранителями.
Рис.
Пример гондолы турбореактивного двигателя показан на рис. 27. Панели капота представляют собой комбинацию фиксированных и легкосъемных панелей, которые можно открывать и закрывать во время технического обслуживания. Носовой обтекатель также является элементом гондолы реактивного двигателя. Он направляет воздух в двигатель.
Рисунок 27. Каулинг на транспортной категории турбинный двигатель NACELL
Крылья являются основным источником подъемной силы для самолетов с неподвижным крылом, и в основе их конструкции лежит лонжерон крыла самолета.
С точки зрения человека, не очень знакомого с конструкцией самолета, лонжерон крыла был бы новым термином, и он также мог бы задаться вопросом, почему мы обращаемся к нему только, когда речь идет о самолетах с неподвижным крылом. Ну, это потому, что винтокрылые самолеты используют другой механизм.
Лонжерон крыла самолета — это основной конструктивный элемент крыла, предназначенный для восприятия всех нагрузок, возникающих по его размаху во время полета или на земле. Они проходят по размаху вдоль крыла и, в зависимости от стреловидности, под прямым углом к фюзеляжу.
Как самолет может летать — сложный вопрос. Тот, на который можно ответить, посмотрев на функции и компоненты, задействованные в его конструкции. Однако, если бы крылья не учитывались, этот сценарий был бы невозможен.
В этой статье рассматривается лонжерон крыла как основной конструктивный элемент крыла. И он стремится понять, как лонжерон помогает в достижении подъемной силы и распределении нагрузок по крылу.
‍
Как работает лонжерон крыла самолета?
При изучении работы лонжерона предпочтительно для начала изучить силы, воздействующие на поверхность крыльев, чтобы понять, как лонжерон влияет на общие характеристики.
Некоторые из этих сил:
Силы растяжения и сжатия — В любой момент времени на самолет действуют силы, толкающие крыло вверх или тянущие его вниз по размаху. В зависимости от направления силы одна сторона крыла либо растягивается, либо сжимается, а другая остается неизменной.
Фактически, подъемная сила, создаваемая крыльями самолета во время полета, удерживает весь самолет в воздухе. Это приводит к тому, что крыло складывается вверх по всей длине.
Точно так же, когда они находятся на земле, крылья будут испытывать изгибающие силы вниз по всему размаху, так как они подвергаются весу топлива, хранящегося вдоль размаха крыла или на концах крыльев, поскольку в этих областях расположены топливные баки.
Некоторые самолеты также имеют шасси и двигатели, установленные вдоль крыльев, которые также способствуют направленным вниз силам.
Сопротивление — Согласно законам аэродинамики, когда самолет движется вперед, на него действуют силы сопротивления, направленные в направлении, противоположном направлению тяги. Эти силы действуют на крыло и стремятся толкнуть его назад.
Силы кручения — Из-за аэродинамических эффектов во время полета на крыле образуются вихри, которые стремятся его закрутить. Кроме того, когда элероны используются для достижения крена, возникающее в результате изменение управления вызывает крутящие силы на крыле.
Являясь центром всех этих сил, крыло испытывает нагрузки, связанные с подъемной силой в сочетании с соответствующим сопротивлением, использованием элеронов и всеми относительными весами, приложенными к нему. Эти нагрузки должны быть каким-то образом поглощены, иначе будет нарушена структурная целостность крыла.
Основная роль лонжеронов состоит в том, чтобы выдерживать такие нагрузки.
Но хотя лонжероны являются наиболее важными структурными компонентами крыла, они не единственные компоненты, из которых оно состоит. И самолет не может летать без помощи этих других членов (хотя не все они могут быть найдены в каждой конструкции крыла самолета).
Обшивка — это внешний материал, покрывающий крыло и все его внутренние компоненты. Он отвечает за создание подъемной силы, придавая крылу гладкую аэродинамическую форму. Напряжение на обшивке во время полета передается на стрингеры и нервюры.
Стрингеры представляют собой продольные конструкции, проходящие по размаху крыла и крепящиеся к нервюрам. Они передают нагрузки, действующие на кожу, на ребра.
Ребра проходят по хорде вдоль размаха крыла (от передней к задней кромке) и теперь отвечают за передачу нагрузок от обшивки и стингеров на лонжерон крыла самолета.
Как устроен лонжерон?
Как уже было показано, лонжероны крыла самолета играют важную роль в распределении сил и нагрузок, действующих на размах крыла, как в полете, так и на земле.
Существует три основных конструкции лонжерона, вокруг которого строится крыло. К ним относятся:
Монолонжерон
В этой конструкции используется один основной лонжерон. Структура крыла и форма аэродинамического профиля обеспечиваются нервюрами и переборками, которые к нему крепятся. Хотя этот дизайн редко принимается дизайнерами.
Коробчатая балка
Эта конструкция имеет два основных лонжерона, которые соединены с переборками и стрингерами, образующими коробчатую форму для увеличения прочности крыла.
Многолонжеронный
Это наиболее распространенная форма крыла с двумя лонжеронами, один из которых расположен у передней кромки крыла. И почти все нагрузки на крыло ложатся на него.
Другой лонжерон, хотя и меньше основного, расположен в задней части крыла, на расстоянии примерно двух третей от задней кромки. Это то, что удерживает ребра и обшивку на одном уровне и помогает предотвратить скручивание крыла.
Лонжероны крыла соединены с фюзеляжем болтами, а не заклепками, и соединены с основными точками крепления на фюзеляже, что обеспечивает повышенную прочность в этих точках.
Использование болтов особенно важно, поскольку общая нагрузка на корневую часть крыла больше, чем на законцовки крыла. Хотя можно удивиться количеству используемых болтов, они все же обеспечивают необходимую прочность.
Несмотря на то, что они сделаны из разных материалов и имеют разный дизайн, они тем не менее выполняют одну и ту же функцию.
Из каких материалов состоит лонжерон?
Лонжероны могут быть изготовлены из различных материалов, наиболее распространенными из которых являются дерево, металл (чаще всего алюминий) или композиты.
Деревянные лонжероны
Хотя деревянные лонжероны в основном использовались в ранних моделях самолетов, деревянные лонжероны крыльев все еще можно найти на нескольких более поздних самолетах, таких как цельнодеревянный Robin DR400.
Деревянные лонжероны изготовлены из особых пород деревьев, таких как ситхинская ель или ясень. Древесина этих деревьев известна своим прямым, однородным и длинным волокном, которое прессуется и склеивается, чтобы сохранить форму крыла, и ламинируется для повышения прочности.
Первоначальная конструкция этих лонжеронов была выполнена в виде сплошных прямоугольных блоков, именуемых лонжеронными плитами . Но позже было отмечено, что эту конструкцию можно было усовершенствовать.
Было обнаружено, что средняя часть этих толстых плит принимает на себя небольшую долю нагрузок на крыло, при этом большая часть напряжения и деформации сосредоточена на верхнем и нижнем концах лонжерона. Эта дополнительная толщина также означала увеличение веса.
Двутавровая балка была позже разработана как усовершенствование этой конструкции путем сбривания части среднего поперечного сечения, чтобы сформировать форму, напоминающую букву «I». Эта новая конструкция позволила сделать лонжерон легче, к чему всегда стремятся производители самолетов.
Поскольку нагрузки на крыло сосредоточены на двух кромках (крышках лонжеронов), средняя часть (поперечная стенка) остается только в качестве опоры.
Уменьшение толщины этого компонента не влияет на несущую способность лонжерона, но делает его легче.
Несмотря на улучшенные характеристики, деревянный лонжерон крыла имеет несколько недостатков, которые ограничивают его использование, например, уязвимость к биологическим атакам насекомых и грибков. Кроме того, как сухие, так и влажные погодные условия повреждают материал.
Металлические лонжероны
Алюминий является наиболее распространенным материалом для изготовления лонжеронов крыла самолета, и во многих отношениях он лучше дерева. Помимо легкого веса, алюминий не так сильно подвержен влиянию погодных и биологических факторов.
Хотя это не делает его безотказным, так как они также подвержены структурным повреждениям и нуждаются в регулярных проверках и техническом обслуживании для подтверждения их целостности.
Некоторые авиационные происшествия, особенно с самолетами старых моделей, связаны с усталостью металлических лонжеронов крыла.
Такой инцидент произошел с самолетом Cessna 210 во время проведения геологических исследований, который разбился недалеко от Маунт-Айза, Квинсленд, в результате чего два пилота на борту были смертельно ранены. Расследования подтвердили, что лонжерон крыла самолета испытал усталость и сломался, отделив его правое крыло в середине полета.
Самолет 1976 года выпуска, налет более 12 000 часов.
Некоторые старые конструкции лонжеронов изготавливались из толстых ламинированных металлических листов, чтобы избежать необходимости в тяжелых клепках. Это сделало лонжерон прочнее, но также сделало его тяжелее и менее эффективным.
В последних конструкциях металлических лонжеронов используются отдельные большие крышки и тонкие стенки, ламинированные несколькими алюминиевыми листами и соединенные вместе в единую балку.
Это отказоустойчивая функция, помогающая предотвратить разрушение всей лонжеронной конструкции. Его конструкция позволяет одной секции нести всю нагрузку в случае выхода из строя другой секции.
Композитные лонжероны
Композитные материалы из углеродного волокна или кевлара обычно используются в производстве лонжеронов крыла самолета. Эти материалы используются во многих современных самолетах, поскольку они обладают большей прочностью и меньшим весом.
Хотя у них те же принципы и механика, что и у металлических лонжеронов, композитные лонжероны могут выглядеть немного иначе.
Конечно, в этих крыльях по-прежнему можно найти двутавровые конструкции, но у дизайнера больше гибкости в конструкции из-за характера материала.
Можно интегрировать лонжерон в крыло без явных следов лонжерона.
Фальшивые лонжероны
Фальшивые лонжероны могут показаться странными, и это понятно: они вполне реальны. Во многом они похожи на основные лонжероны, которые проходят от одного конца крыла к другому, однако они не проходят по всей длине крыла.
Они обычно используются для перевозки грузов движущихся поверхностей, особенно элеронов.
Краткий обзор нормативных требований — FAA предложило сдвоенные лонжероны крыла Cessna AD комплект модификации лонжерона производства Cessna. Предлагаемые AD затрагивают двухместные самолеты Cessna 401, 402, 411 и 414A.
Важно для наших членов:
Предлагаемые AD затрагивают более 1000 самолетов в реестре США, а оценки соблюдения требований превышают 485 человеко-часов и 70 000 долларов США на самолет. Предлагаемые действия по обеспечению соответствия AD требуют высокоспециализированных инструментов и высококвалифицированных технических специалистов — в настоящее время всего три сдвоенных центра технического обслуживания Cessna способны безопасно выполнять действия, требуемые двумя предложениями AD. Скорее всего, потребуются годы, чтобы завершить действия по обеспечению соответствия, предложенные AD.
Последнее сообщение в Интернете:
FAA выпускает AD для двухлонжеронных самолетов Cessna
Во вторник FAA опубликовало «окончательные правила», в которых принимаются новые директивы по летной годности (AD) для большинства двухмоторных самолетов Cessna моделей 401, 402, 411 и 414. AD (2005-12-12 и 2005-12-13) заменяют аварийные AD, которые требовали повторной проверки лонжерона крыла — и, возможно, ремонта — на наличие усталостных трещин. Объявления вступают в силу 22 июня.
Эти новые объявления исключают повторные проверки с установкой ремня лонжерона крыла. Сроки соблюдения требований варьируются в зависимости от общего времени нахождения на планере, но у большинства частных владельцев, вероятно, будет до 800 часов для соблюдения требований. И после того, как ремешок установлен, владельцы получают еще от 5 500 до 12 000 часов (в зависимости от модели), прежде чем потребуется еще одна проверка.
«FAA работало с отраслью, чтобы в конечном итоге найти решение, которое учитывало бы проблемы безопасности, сохраняя при этом полезность этих самолетов», — сказал Луис Гутьеррес, директор AOPA по вопросам регулирования и сертификации.
Первоначально FAA выпустило две дорогостоящие директивы по летной годности этих самолетов, но отозвало эти предложения после яростных возражений со стороны AOPA и крупных организаций-владельцев Cessna.
Первоначальные AD должны были заземлить большинство моделей 400-й серии двухмоторных самолетов Cessna, пока они проходили проверку и установку комплекта ремней для лонжерона крыла, ориентировочная стоимость которого составляла 75 000 долларов США за самолет. После продолжительного периода общественного обсуждения, включавшего двухдневный саммит правительства и промышленности, FAA решило переосмыслить свое предложение.
AOPA тесно сотрудничала с двумя группами владельцев Cessna, чтобы бороться с оригинальными рекламными объявлениями. Как первоначально предлагалось, AD заставили бы одновременно заземлить почти 1500 близнецов Cessna, поскольку они ожидали дорогостоящего ремонта в нескольких мастерских, квалифицированных для выполнения этой работы. Во многих случаях ремонт превысит стоимость самолета.
Прошлым летом FAA провело несколько публичных встреч, чтобы рассмотреть альтернативы с представителями отрасли и владельцев и разработать стратегию сохранения летной годности самолета.
В то время как для новых AD по-прежнему требуется ремешок-крыло, тем временем стоимость установки ремешка значительно снизилась по мере того, как магазины приобретали опыт.
Новые AD также продлевают сроки соблюдения требований для многих владельцев. Например, самолет с наработкой от 5 500 до 10 000 часов может летать еще 800 часов, прежде чем будет соответствовать AD.
Объявления вступают в силу на следующей неделе, но FAA будет принимать комментарии к ним до 3 августа.
Важные положения:
Предлагаемый AD 2002-CE-05-AD касается самолетов Cessna 401, 401A, 401B, 402, 402A, 402B, 411 и 411A.
Предлагаемый AD 2002-CE-57-AD касается самолетов Cessna 402C и 414A.
Предлагаемые AD требуют осмотра крышек лонжеронов крыла на наличие усталостных трещин, ремонта или замены любых треснутых лонжеронов крыла и установки комплекта модификации лонжерона производства Cessna на каждый лонжерон крыла.
Оценка соблюдения требований превышает 485 человеко-часов и 70 000 долларов США на самолет, и предполагается, что соблюдение требований во всем парке может занять более 6 лет.
FAA заявляет, что предлагаемые AD «предназначены для предотвращения разрушения крышки лонжерона крыла из-за необнаруженных усталостных трещин».
Предложения FAA по AD основаны на финансируемом из федерального бюджета семилетнем инженерном анализе Cessna. Однако на сегодняшний день FAA не ответило на запросы AOPA и отрасли о предоставлении копий технических данных, которые Cessna приводит в качестве основы для принятия необходимых мер по обеспечению летной годности.
Открыт период комментариев. Комментарии должны быть представлены FAA не позднее 5 апреля 2004 г.
Отправить комментарии по адресу: FAA, Центральный регион, офис регионального юрисконсульта, ATTN: Список правил № 2002-CE-05-AD или Список правил № 2002-CE-57-AD, 901 Locust, Room 506, Kansas City, Missouri 64106.
FAA опубликовало SAIB CE-04-08, предупредив владельцев о публичных собраниях.
Позиция AOPA:
AOPA категорически против первоначально предложенных FAA объявлений. AOPA выразила серьезную обеспокоенность по поводу высокотехнологичного характера процедуры установки лонжерона и заявила, что соблюдение положений AD в том виде, в котором они написаны, может привести к простою самолета в течение многих лет или эксплуатационным ограничениям для затронутого самолета.
Статус:
15 мая 2003 г. FAA предложила AD 2002-CE-05-AD и AD 2002-CE-57-AD.
3 сентября 2003 г. AOPA подала запрос на продление периода обсуждения предлагаемых объявлений 2002-CE-05-AD и 2002-CE-57-AD.
3 октября 2003 г. FAA опубликовало расширения для предлагаемых AD 2002-CE-05-AD и 2002-CE-57-AD.
8 декабря 2003 г. AOPA представила комментарии к предложенным объявлениям 2002-CE-05-AD и 2002-CE-57-AD.
21 января 2004 г. FAA опубликовало SAIB CE-04-08, предупреждающее владельцев о публичных встречах, которые состоятся 3 и 4 марта в отеле Hilton, Washington Dulles Airport в Херндоне, штат Вирджиния.
Вступительный взнос или иная плата за посещение или участие в этом собрании не взимается.
Встреча открыта для всех, кто заранее подал заявку на участие или зарегистрировался в день встречи. Это зависит от наличия места в конференц-зале.
Совещание проведут представители FAA.
У них будет группа технических экспертов и менеджеров для обсуждения информации по этому вопросу.
Открытое собрание предназначено для:
Решить вопросы, касающиеся подхода, используемого в нашем определении того, что действие AD необходимо; и
Запрашивайте дополнительные данные и вспомогательные методологии у представителей промышленности, населения и операторов.
Встреча позволит общественности представить дополнительную информацию, которая в настоящее время недоступна для FAA, и возможность для FAA объяснить методологию и технические предположения, которые подтверждают их выводы.
Ожидается, что эксперты FAA, представители отрасли и представители общественности проведут полное обсуждение всех технических материалов, представленных на собрании. Если вы представляете выводы по этому вопросу, вы должны предоставить данные, подтверждающие ваши выводы.
FAA также запрашивает информацию о возможных корректирующих действиях, помимо тех, которые указаны в предлагаемых объявлениях. Все представленные данные будут частью Журнала разработки правил.
11.03.04 Протоколы публичных собраний
FAA представило свои доказательства реализации двух предложенных директив о летной годности двухдверных самолетов Cessna во время двухдневной встречи между агентством и теми, на кого повлияли рекламные объявления.
Данные убедительно доказывали потенциальные структурные проблемы с спаренными лонжеронами крыла Cessna и пошли далеко в оправдание решения агентства двигаться вперед с разработкой директив.
Встреча также продемонстрировала растущую озабоченность FAA по поводу старения парка авиации общего назначения и намекнула на более широкое использование в будущем инженерных моделей для выявления проблемных областей и возможных мер по исправлению положения.
FAA согласилось повторно созвать второе совещание с обновленными предложениями, основанными на обсуждениях на этом совещании.
Федеральное управление гражданской авиации согласилось не выпускать объявления до следующей встречи, исключая какие-либо аварии до этого момента.
20/04/04 Отраслевой обзор
AOPA, Ассоциация пилотов Cessna, Cessna Twin Spar Corp., Организация владельцев Cessna, Twin Cessna Flyers и Региональная ассоциация грузовых авиаперевозчиков создают веб-сайт для сбора данных о флоте и распространения соответствующей информации. Справочные материалы.
Данные, собранные в ходе этого опроса, помогут убедить FAA в том, что предлагаемые сроки соответствия для самолетов Части 91 не обязательно должны определяться инженерным анализом, проведенным Cessna, в котором особое внимание уделялось самолетам 402, находящимся в коммерческой эксплуатации и поддерживаемым шестью или семью реальными самолетами. , все из которых были Cessna 402 в коммерческой эксплуатации.
26.05.04 Федеральное управление гражданской авиации отозвало дорогостоящие предложения по спаренным самолетам Cessna AD
Федеральное управление гражданской авиации отозвало предложенные дорогостоящие директивы по летной годности близнецов Cessna 400-й серии.
FAA намерено переиздать AD после того, как будут разработаны альтернативные решения. FAA также планирует провести вторую открытую встречу этим летом, чтобы рассмотреть альтернативы с представителями отрасли и владельцев и выработать стратегию сохранения летной годности самолета.
22.07.04 FAA проведет второе публичное слушание
FAA проведет второе из двух слушаний по усталостному растрескиванию лонжеронов крыла двухмоторных самолетов Cessna 400-й серии.
Слушание начнется в 8:30 18 августа в отеле Kansas City Marriott Downtown в Канзас-Сити, штат Миссури.
23.08.04 Слушание по делу Twin Cessna – Канзас-Сити
Федеральное управление гражданской авиации (FAA) выпустит уведомление о предлагаемом нормотворчестве (NPRM) к концу года, а к середине 2005 года будет опубликовано объявление.
AD будет вводиться поэтапно в течение примерно пятилетнего периода. Для некоторых самолетов, эксплуатируемых владельцами с меньшим стажем, AD, вероятно, не будет применяться в течение многих лет.
Данные подтверждают наличие проблемы со взломом в моделях 402 и 402A; для остальной части флота мы по-прежнему смотрим на инженерно-статистические прогнозы, а не на реальный полевой опыт.
FAA указало, что оно готово рассмотреть хорошо продуманные альтернативные средства соответствия (AMOC) для решения проблемы, и, похоже, побуждает собравшихся владельцев, представителей группы владельцев и другие заинтересованные стороны придумать дополнительные решения для предстоящая н.э. Инженеры агентства заявили, что рассмотрят как физические, так и инспекционные альтернативы.
План FAA нового NPRM для директивы по летной годности отходит от сроков соответствия с фиксированной датой, которые были частью первого NPRM.
Новое предложение Федерального управления гражданской авиации США по спаренным топливным бакам, таким как модели 401, 401A, 401B, 402, 402A, 402B, 411 и 411A, требует установки комплекта ремней для лонжеронов крыла на самолетах со сроком эксплуатации более 6500 часов. Самолеты с налетом более 18 000 часов должны будут соответствовать AD сразу после его выпуска. Самолеты с налетом от 12 000 до 18 000 часов планера должны будут соответствовать требованиям через 200 летных часов после выдачи; от 10 000 до 11,9У 99-часовых самолетов будет 400 часов, а у всех самолетов с меньшим временем — 800 часов.
Для самолетов 402C и 414A (поздние модели) AD срабатывает через 15 000 часов. Владельцы, наработавшие более 20 000 часов, должны будут выполнить требования в течение 500 часов с даты выпуска AD; У владельцев самолетов от 18 000 до 19 999 часов будет 1000 часов, а у владельцев самолетов от 15 000 до 17 999 часов будет 1500 часов.
Для самолетов 414A (более ранняя версия модели) AD будет применяться на уровне 9,000 часов. Соблюдение AD потребуется в соответствии с поэтапным графиком (подлежит уточнению), аналогичным предложенному для других затронутых моделей.
20.02.05 Аварийное объявление 2005-05-51 Выдано для моделей Cessna 402C, 414A
проверка лонжеронов на всех Cessna 402C и многих Cessna 414A.
03/02/05 Emergency AD 2005-05-52 Выпущено для моделей Cessna 402C, 414A
Это объявление заменяет экстренное объявление 2005-05-51, которое заменяет объявление 23-01-2000. Требуется визуальный осмотр для всех самолетов модели 402C с общей наработкой менее 15 000 часов (TIS): Первоначальный осмотр после накопления 10 000 часов TIS на самолете или при следующей проверке, которая потребовалась бы в 2000-м году нашей эры. 23-01 или чрезвычайная ситуация 2005-05-51, в зависимости от того, что произойдет позже. Повторно проверяйте после этого с интервалами, не превышающими 110 часов TIS, пока не будет накоплено 15 000 часов TIS.
ОБНОВЛЕНИЕ: 14.06.05 FAA выпускает окончательные объявления 2005-12-12 и 2005-12-13, затрагивающие большинство моделей Cessna 401, 402, 411 и 414
52 и AD 79-10-15, которые требовали повторной проверки лонжерона крыла и, возможно, ремонта на наличие усталостных трещин. Новые AD устраняют повторные проверки с установкой ремня лонжерона крыла. И после того, как ремешок установлен, владельцы получают еще от 5 500 до 12 000 часов (в зависимости от модели), прежде чем потребуется еще одна проверка. Объявления вступают в силу 22 июня. FAA должно получить любые комментарии по этим объявлениям до 3 августа 2005 г.
Связанные документы:
Окончательная версия AD 2005-12-12 с запросом комментариев, 14 июня 2005 г. (требует Adobe Reader)
Директива по чрезвычайной помощи AD 2005-05-52 (требует Adobe Reader)
Директива по аварийной воздушности AD 2005-05-51 (требует читателя Adobe)
993-51 (требует читателя Adobe) 993-51 (требует читателя Adobe)
-51 .0875 уведомление об отмене объявлений, 26 мая 2004 г.
Веб-сайт для сбора данных, 8 апреля 2004 г.
Как реагировать на уведомление о предлагаемом нормотворчестве (NPRM)
Уведомление о проведении открытого собрания; возобновление периода комментариев, 27 января 2004 г.
Добавить комментарий Отменить ответ
Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *
Комментарий *
Имя *
Email *
Сайт

Найти:
Лучшие
Последние
Рубрики
Авиа заметки
Авиация
Без рубрики
Вертолет
Вертолеты
Время перелётов
Джет
Класс
Лётное обучение
Полет
Разное
Самолет
Самолеты
Суперджеты
2019 © Все права защищены. Карта сайта