RU2443599C1 - Fuselage central part and beam - Google Patents
Fuselage central part and beam Download PDFInfo
- Publication number
- RU2443599C1 RU2443599C1 RU2010150860/11A RU2010150860A RU2443599C1 RU 2443599 C1 RU2443599 C1 RU 2443599C1 RU 2010150860/11 A RU2010150860/11 A RU 2010150860/11A RU 2010150860 A RU2010150860 A RU 2010150860A RU 2443599 C1 RU2443599 C1 RU 2443599C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- beams
- fuselage
- longitudinal
- section
- frames
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
Description
Заявляемая группа изобретений относится к области авиационной техники, а именно к устройству центральных частей фюзеляжей пассажирских и транспортных самолетов и устройству бимса центральной части фюзеляжа - продольной балки, предназначенной для компенсации выреза фюзеляжа под нишу основных опор шасси. В центральных частях фюзеляжей современных пассажирских и транспортных самолетов, как правило, размещается центроплан крыла, ниша основных опор шасси, бортовое оборудование самолета, что требует наличия в конструкции центральной части фюзеляжа значительных по размерам вырезов и значительных 'внутренних объемов для размещения бортового оборудования и основных опор шасси, а также наличия силовых элементов для восприятия разнообразных сосредоточенных силовых нагрузок. Такая сложная компоновочная структура центральной части фюзеляжа пассажирских и транспортных самолетов требует решения задачи по оптимизации конструкции центральной части фюзеляжа с целью снижения ее массы.The claimed group of inventions relates to the field of aviation technology, namely, the device of the central parts of the fuselage of passenger and transport aircraft and the device of the beam of the central part of the fuselage - a longitudinal beam, designed to compensate for the cutout of the fuselage under the niche of the main landing gear. In the central parts of the fuselages of modern passenger and transport aircraft, as a rule, there is a wing center wing, a niche for the main landing gear, aircraft avionics, which requires the presence of significant cutouts and significant internal volumes in the central part of the fuselage to accommodate the avionics and main supports chassis, as well as the presence of power elements for the perception of a variety of concentrated power loads. Such a complex layout structure of the central part of the fuselage of passenger and transport aircraft requires solving the problem of optimizing the design of the central part of the fuselage in order to reduce its mass.
Из заявки на изобретение WO 2008/043940 (МПК В64С 1/00, заявл. 4.10.2007 г., опубл. 17.04.2008 г.) известна центральная часть фюзеляжа цилиндрообразной формы (фиг.1, 2 материалов патента), которая включает центропланную часть крыла и нишу основных опор шасси. Отсутствие подфюзеляжного обтекателя в этом решении не дает возможности разместить в фюзеляже бортовое оборудование большого объема.From the application for the invention WO 2008/043940 (IPC
Из патента США 6889939 (НКИ 244/131, МПК7 В64С 1/06, заявл. 7.03.2003, опубл. 11.09.2003 г.) известна центральная часть фюзеляжа (см. фиг.1, 2 материалов патента), который включает подфюзеляжный обтекатель. Кроме того, в центральной части фюзеляжа размещена центропланная часть крыла. Подфюзеляжный обтекатель содержит обшивку, подкрепленную поперечным силовым набором.From US patent 6889939 (NKI 244/131, IPC 7
Из патента США 4674712 (НКИ 244/119, МПК В64С 1/00, заявл. 22.01.1985 г., опубл. 23.06.1987 г.) известна центральная часть фюзеляжа самолета с нишей основных опор шасси (см. фиг.10, 11 материалов патента). Для компенсации выреза ниши основных опор шасси центральная часть фюзеляжа содержит бимс - продольную балку. В поперечном сечении бимс образован стенкой, в верхней части соединенной с каркасом пола пассажирского салона, а в нижней части соединенной с двумя полками, отогнутыми от горизонтали вниз на небольшой угол.From US Pat. No. 4,674,712 (NKI 244/119, IPC
Из заявки WO 2006/05550 (МПК7 В64С 1/00, заявл. 8.07.2004 г., опубл. 19.01.2006 г.) известна центральная часть фюзеляжа самолета, содержащая обшивку со шпангоутами, центропланную часть крыла, нишу основных опор шасси, подфюзеляжный обтекатель, снабженный поперечным силовым набором, продольную силовую балку.From the application WO 2006/05550 (IPC 7
Из уровня техники известен патент РФ 2196073 С2 (МПК7 В64С 1/06, опубл. 10.01.2003), в котором раскрывается отсек гидросамолета, который содержит нишу шасси носового колеса, входную дверь, расположенную по левому борту лодки, и загрузочный люк с крышкой по правому борту. Отсек включает обшивку, подкрепленную силовым набором, включающим стрингера, скулы, киль, силовые шпангоуты. Бимс шпангоута является передним силовым ободом окантовки проема загрузочного люка и передним силовым ободом окантовки проема входной двери. Силовой шпангоут является задней стенкой ниши шасси, а его бимс является задним силовым ободом окантовки проема загрузочного люка. Устройство бимса ориентировано на использование в конструкции гидросамолетов.The patent of the Russian Federation 2196073 C2 (IPC 7
Известно решение центральной части фюзеляжа самолета (см. авторское свидетельство СССР №1338250, МПК В64С 1/06, заявл. 15.08.1985 г.), включающее отсеки с вырезами под люки для основных опор шасси. Центральная часть фюзеляжа в соответствии с этим решением содержит обшивку со шпангоутами, центроплан, нишу основных опор шасси и два бимса. Центральная часть фюзеляжа выполнена цилиндрообразной формы. Дополнительно центральная часть фюзеляжа этого решения снабжена обтекателями крыло-фюзеляж. Это решение рассчитано на использование в самолетах большой пассажировместимости. При этом центральная часть фюзеляжа содержит левую, центральную и правую основные опоры шасси. Два бимса этого решения, размещенные симметрично относительно плоскости симметрии самолета, условно делят нишу основных опор шасси на три отсека, каждый из которых предназначен для одной опоры. Каждый из бимсов этого решения состоит из трех секций: носовой, средней и хвостовой. Средние секции бимсов перекрывают нишу основных опор шасси, а носовые и хвостовые секции расположены за границей выреза ниши основных опор шасси. Средние секции бимсов соединены с периферийными секциями кронштейнами или фитингами. Периферийные секции бимсов соединены с обшивкой и шпангоутами фюзеляжа, средние секции бимсов соединены со шпангоутами и с центропланом. Средние секции бимсов в зоне ниши основных опор шасси соединены с балками пола фюзеляжа внутренними продольными балками, расположенными вертикально, и наклонными тягами. Бимсы этого решения выполнены закрытого коробчатого профиля, образованного боковыми балками и верхней перемычкой, соединенной с боковыми балками. Замыкает коробчатое сечение бимсов обшивка фюзеляжа, которая используется в качестве нижней перемычки бимсов. Боковые балки бимсов вертикальными продольными балками и тягами соединены с балками пола фюзеляжа. Кроме этого, бимс содержит размещенные снаружи него средства, обеспечивающие восприятие сосредоточенных внешних силовых нагрузок.The solution to the central part of the fuselage of the aircraft is known (see USSR author's certificate No. 1338250, IPC В64С 1/06, application form 08/15/1985), including compartments with cutouts for hatches for the main landing gear. In accordance with this decision, the central part of the fuselage contains a skin with frames, a center section, a niche of the main landing gear and two beams. The central part of the fuselage is cylindrical in shape. Additionally, the central part of the fuselage of this solution is equipped with wing-fuselage fairings. This solution is designed for use in aircraft of high passenger capacity. In this case, the central part of the fuselage contains the left, central, and right main landing gear legs. Two beams of this solution, placed symmetrically relative to the plane of symmetry of the aircraft, conditionally divide the niche of the main landing gear into three compartments, each of which is designed for one support. Each of the beams of this solution consists of three sections: nasal, middle and tail. The middle sections of the beams cover the niche of the main landing gear, and the bow and tail sections are located outside the cutout of the niche of the main landing gear. The middle sections of the beams are connected to the peripheral sections by brackets or fittings. The peripheral sections of the beams are connected to the skin and fuselage frames, the middle sections of the beams are connected to the frames and to the center section. The middle sections of the beams in the area of the niche of the main landing gear are connected to the beam of the fuselage floor by internal longitudinal beams located vertically, and inclined rods. The beams of this solution are made of a closed box-shaped profile formed by the side beams and the upper bridge connected to the side beams. The box section of the beams is closed by the fuselage skin, which is used as the lower beam of the beams. Beams side beams are connected by vertical longitudinal beams and rods to the fuselage floor beams. In addition, the beam contains means placed outside it, providing the perception of concentrated external power loads.
Недостатком этого решения является большая масса конструкции центральной части фюзеляжа и конструктивная сложность изготовления бимсов. Кроме того, рассмотренное решение ориентировано на использовании в конструкции самолетов большой пассажировместимости с тремя основными опорами шасси.The disadvantage of this solution is the large mass of the design of the central part of the fuselage and the structural complexity of manufacturing beams. In addition, the considered solution is focused on the use of high passenger capacity in the design of aircraft with three main landing gear.
Из уровня техники известна конструкция бимса (см. Житомирский Г.И. «Конструкция самолетов» 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 2005 г, стр.211, рис.6.17), поперечное сечение которого выполнено закрытой формы в виде треугольника. При этом бимс образован тремя продольными уголковыми профилями, соединенными боковой стенкой и верхней перемычкой. В этом решении в качестве второй боковой стенки использована обшивка фюзеляжа. При небольших затратах массы данная конструкция обеспечивает необходимую жесткость бимсов, окантовывающих большой вырез. Два бимса в соответствии с этим решением могут быть использованы для окантовки выреза под нишу основных опор шасси с размещением бимсов симметрично относительно плоскости симметрии самолета. Использование в этом решении в качестве одной из стенок бимса обшивки не дает возможности использовать это решение в конструкции центральной части фюзеляжа, в которой значительная часть бимса должна быть расположена на удалении от обшивки центральной части фюзеляжа.The beams construction is known from the prior art (see Zhitomirsky G.I. “Aircraft Construction” 3rd ed., Revised and enlarged. - M.: Mashinostroenie, 2005, p. 211, Fig. 6.17), the cross section of which made closed in the form of a triangle. In this case, the beam is formed by three longitudinal angular profiles connected by a side wall and an upper jumper. In this solution, the fuselage skin is used as the second side wall. At low mass costs, this design provides the necessary rigidity of the beams that surround a large cutout. Two beams in accordance with this decision can be used to border the cutout under the niche of the main landing gear with the placement of beams symmetrically relative to the plane of symmetry of the aircraft. The use in this solution as one of the walls of the beam of the sheathing does not make it possible to use this solution in the design of the central part of the fuselage, in which a significant part of the beam should be located at a distance from the skin of the central part of the fuselage.
Из авторского свидетельства СССР №1338250 (МПК В64С 1/06, заявл. 15.08.1985 г.) известно устройство бимса закрытого коробчатого профиля в поперечном сечении. Два бимса этого решения включены в центральную часть фюзеляжа летательного аппарата с вырезом под люки для основных опор шасси. Бимсы размещены симметрично от плоскости симметрии самолета. Каждый из бимсов содержит среднюю и две периферийные секции, размещенные вдоль фюзеляжа самолета. Средние секции бимсов расположены в зоне выреза под люк основных опор шасси, а периферийные секции расположены за границей выреза. Секции соединены друг с другом кронштейнами или фитингами.From the USSR author's certificate No. 1338250 (IPC
Каждый из бимсов этого решения выполнен в форме закрытого коробчатого профиля, образованного боковыми продольными балками и верхним перекрытием. Боковые продольные балки средних секций бимсов выполнены из Т-образных профилей, боковые продольные балки периферийных секций образованы из Г-образных профилей.Each of the beams of this solution is made in the form of a closed box-shaped profile formed by lateral longitudinal beams and an upper ceiling. The lateral longitudinal beams of the middle sections of the beams are made of T-shaped profiles, the lateral longitudinal beams of the peripheral sections are formed of L-shaped profiles.
Недостатком этого решения является недостаточная несущая способность бимса.The disadvantage of this solution is the lack of bearing capacity of beams.
Наиболее близким аналогом заявляемого решения центральной части фюзеляжа является решение, известное из заявки на изобретение США №11/798374 (Номер публикации US 2008/0156935, МПК В64С 1/30, НКИ 244/119, заявл. 14.05.2007, опубл. 3.08.2008).The closest analogue of the proposed solution to the central part of the fuselage is the solution known from application for US invention No. 11/798374 (Publication number US 2008/0156935, IPC
В соответствии с этим решением центральная часть фюзеляжа самолета включает обшивку со шпангоутами. Два шпангоута из набора шпангоутов, размещенных в центральной части фюзеляжа, снабжены герметичными стенками, выполненными в форме сегментов и размещенными в нижних частях шпангоутов. Кроме того, центральная часть фюзеляжа самолета включает центроплан, нишу основных опор шасси, контуры которых показаны на фиг.1 материалов рассматриваемой заявки, и бимс.In accordance with this decision, the central part of the fuselage of the aircraft includes skin with frames. Two frames from a set of frames located in the central part of the fuselage are equipped with hermetic walls made in the form of segments and placed in the lower parts of the frames. In addition, the Central part of the fuselage of the aircraft includes a center section, a niche of the main landing gear, the contours of which are shown in figure 1 of the materials of this application, and beams.
Центроплан этого решения ограничен передним и задним лонжеронами, верхней и нижней панелями и размещен над бимсом. Ниша основных опор шасси размещена в центральной части фюзеляжа за центропланом в направлении против полета. В направлении против полета ниша шасси ограничена одним из указанных шпангоутов, снабженных герметичной стенкой.The center section of this solution is limited by the front and rear side members, upper and lower panels and is located above the beam. The niche of the main landing gear is located in the central part of the fuselage behind the center section in the direction opposite to flight. In the direction opposite to flight, the chassis niche is limited by one of these frames equipped with a sealed wall.
Бимс рассматриваемого решения размещен вблизи плоскости симметрии самолета и содержит среднюю секцию с коробчатой формой поперечного сечения, носовую и хвостовую секции. Секции бимса образованы нижним перекрытием и боковыми продольными балками. Средняя секция бимса этого решения дополнительно снабжена верхним перекрытием.The beam of the considered solution is located near the plane of symmetry of the aircraft and contains a middle section with a box-shaped cross-sectional shape, a bow and tail sections. Beams sections are formed by lower overlapping and lateral longitudinal beams. The middle beams section of this solution is additionally provided with an upper floor.
Носовая и хвостовая секции бимса этого решения соединены с внутренней поверхностью обшивки, а нижнее перекрытие средней секции бимса этого решения выполнено заподлицо с обшивкой фюзеляжа.The nasal and tail sections of the beam of this solution are connected to the inner surface of the skin, and the lower overlap of the middle section of the beam of this solution is flush with the skin of the fuselage.
Средняя секция бимса выполнена с постоянной строительной высотой. Небольшие по длине носовая и хвостовая секции выполнены с увеличением строительной высоты при переходе от концов периферийных секций к средней секции бимса. Шпангоуты, снабженные герметичной стенкой, соединены с бимсом, причем герметичные стенки этих шпангоутов заведены во внутренние объемы бимсов.The middle section of the beams is made with a constant building height. Small lengths of the nose and tail sections are made with an increase in the construction height during the transition from the ends of the peripheral sections to the middle section of the beam. The frames equipped with a sealed wall are connected to the beam, and the sealed walls of these frames are brought into the internal volumes of the beams.
Это решение, решая задачу по проектированию центральной части фюзеляжа с вырезом для ниши основных опор шасси и размещением бимса вдоль плоскости симметрии самолета, не решает конструкторской задачи по оптимизации массы конструкции. Кроме того, это решение может быть эффективно использовано в самолетах с диаметром фюзеляжа, превышающим 4…4,5 м, для которых объемы отсеков для размещения различного бортового оборудования не являются критичными: при этом отпадает необходимость наличия дополнительного отсека для размещения такого оборудования в подфюзеляжном обтекателе.This solution, solving the problem of designing the central part of the fuselage with a cutout for the niche of the main landing gear and placing the beam along the plane of symmetry of the aircraft, does not solve the design problem of optimizing the mass of the structure. In addition, this solution can be effectively used in aircraft with a fuselage diameter exceeding 4 ... 4.5 m, for which the volume of compartments for accommodating various on-board equipment is not critical: there is no need for an additional compartment to accommodate such equipment in the ventral fairing .
Наиболее близким аналогом заявляемого бимса является решение, известное из заявки на изобретение США №11/798374. (Номер публикации US 2008/0156935, МПК В64С 1/30, НКИ 244/119, заявл. 14.05.2007, опубл. 3.08.2008).The closest analogue of the claimed beams is a solution known from application for US invention No. 11/798374. (Publication number US 2008/0156935,
В соответствии с этим решением бимс содержит среднюю, хвостовую и носовую секции.In accordance with this decision, the beams contains the middle, tail and nasal sections.
Средняя секция бимса в поперечном сечении выполнена закрытой коробчатой формы. При этом средняя секция бимса образована боковыми продольными балками и соединенными с ними нижним и верхним перекрытиями (см. фиг.4A…4F материалов заявки). Боковые балки этого решения могут быть выполнены в виде Г-образных форм. При выполнении боковых балок в виде Г-образных форм верхнее перекрытие балок выполняется в виде плоской удлиненной пластины, а нижнее основание - в виде профиля П-образной формы. Бимс также может быть образован и двумя балками П-образной формы, полки которых соединены друг с другом и образуют боковые балки бимса.The middle section of the beams in cross section is made of a closed box-shaped. In this case, the middle section of the beam is formed by lateral longitudinal beams and the lower and upper floors connected to them (see Figs. 4A ... 4F of the application materials). The side beams of this solution can be made in the form of L-shaped forms. When performing lateral beams in the form of L-shaped forms, the upper overlap of the beams is made in the form of a flat elongated plate, and the lower base is in the form of a profile of a U-shaped form. Beams can also be formed by two U-shaped beams, the shelves of which are connected to each other and form the side beams of the beams.
В соответствии с этим решением во внутреннем объеме бимса размещены поперечные силовые элементы, выполненные в виде пластин, часть контура которых соединена с внутренними поверхностями боковых балок и перекрытий. Кроме этого это техническое решение включает дополнительные средства восприятия изгибающего момента - уголковые профили небольшой высоты, проложенные вдоль верхнего и нижних перекрытий средней секции вблизи середины ее сечения во внутреннем объеме бимса.In accordance with this decision, transverse force elements made in the form of plates are placed in the internal volume of the beam, part of the contour of which is connected to the inner surfaces of the side beams and ceilings. In addition, this technical solution includes additional means of perceiving a bending moment - corner profiles of small height, laid along the upper and lower floors of the middle section near the middle of its section in the internal volume of the beam.
Небольшой длины носовая и хвостовая секции, примыкающие к средней секции бимса по ее концам, образованы боковыми балками и нижним перекрытием. Стык соединения средней секции бимса этого решения с периферийными секциями в этом решении совмещен с герметичными перегородками, отделяющими герметичную зону фюзеляжа от негерметичной зоны. При этом части герметичных перегородок введены во внутренние объемы бимса.A small length of the nasal and tail sections adjacent to the middle section of the beam at its ends are formed by side beams and a lower overlap. The junction of the connection of the middle section of the beam of this solution with the peripheral sections in this solution is combined with sealed partitions that separate the sealed zone of the fuselage from the leaky zone. In this case, parts of the sealed partitions are introduced into the internal volumes of the beams.
Бимс в этом техническом решении выполнен с постоянной строительной высотой по всей длине его средней секции.Beams in this technical solution is made with a constant building height along the entire length of its middle section.
Недостатком этого решения является значительная масса бимса, что обусловлено, в частности, тем, что части герметичных перегородок фюзеляжа введены во внутренний объем бимса. Недостаточно и сопротивление изгибу конструкции бимса. Кроме того, конструкция бимса этого технического решения ориентирована на использование в составе фюзеляжа с цилиндрической или цилиндрообразной формой и не предназначена для интеграции с подфюзеляжными обтекателями, которые используются в современных конструкциях фюзеляжей пассажирских самолетов.The disadvantage of this solution is the significant mass of beams, which is due, in particular, to the fact that parts of the sealed fuselage walls are introduced into the internal volume of the beams. The bending resistance of the beam structure is also insufficient. In addition, the beams design of this technical solution is focused on the use of a fuselage with a cylindrical or cylindrical shape and is not intended to be integrated with the ventral fairings that are used in modern fuselage designs of passenger aircraft.
Технической задачей, решаемой заявляемой центральной частью фюзеляжа самолета, является разработка устройства центральной части фюзеляжа, снабженной подфюзеляжным обтекателем, минимальной массы в сочетании с повышением безопасности полетов.The technical problem solved by the claimed central part of the fuselage of the aircraft is to develop a device for the central part of the fuselage, equipped with a ventral fairing, of minimum weight in combination with increased safety.
Технической задачей, решаемой заявляемым решением бимса, является разработка конструкции бимса небольшой массы в сочетании с возможностью использования бимса в конструкции фюзеляжа, снабженного подфюзеляжным обтекателем.The technical problem solved by the claimed decision beams, is the design of the beams of small mass in combination with the possibility of using beams in the design of the fuselage, equipped with a ventral fairing.
Поставленная техническая задача заявляемым устройством центральной части фюзеляжа решается следующим образом.The technical task of the claimed device of the central part of the fuselage is solved as follows.
В заявляемом решении центральная часть фюзеляжа самолета включает обшивку со шпангоутами, два из которых снабжены герметичными стенками, центроплан, нишу основных опор шасси, под фюзеляжный обтекатель и бимс.In the claimed solution, the central part of the fuselage of the aircraft includes skin with frames, two of which are equipped with airtight walls, a center section, a niche of the main landing gear, under the fuselage fairing and beam.
Герметичные стенки указанных шпангоутов заявляемого решения выполнены в форме сегментов и размещены в нижних частях шпангоутов.The sealed walls of these frames of the claimed solutions are made in the form of segments and are placed in the lower parts of the frames.
Центроплан заявляемого решения включает передний и задний лонжероны, верхнюю и нижнюю панели. В заявляемом решении первый из указанных выше шпангоутов с герметичной стенкой соединен с передним лонжероном. Ниша основных опор шасси ограничена в направлении против полета вторым из указанных шпангоутов с герметичной стенкой. Подфюзеляжный обтекатель снабжен обшивкой и поперечным силовым набором.The center section of the proposed solution includes the front and rear side members, upper and lower panels. In the claimed solution, the first of the above frames with an airtight wall is connected to the front side member. The niche of the main landing gear is limited against the flight by the second of these frames with an airtight wall. The ventral fairing is equipped with a skin and a transverse force set.
В заявляемом решении бимс содержит носовую, среднюю и хвостовую секции. Секции бимса образованы нижним перекрытием и боковыми продольными балками, выполненными в виде швеллеров. Полки боковых продольных балок ориентированы наружу бимса. Нижние полки боковых продольных балок соединены с нижним перекрытием, причем между нижними полками боковых продольных балок и нижним перекрытием секций бимса проложены продольные ленты. Торцы продольных лент выпущены за торцы нижнего перекрытия и торцы нижних полок боковых балок. В заявляемом решении средняя секция бимса дополнительно снабжена верхним перекрытием. Верхнее перекрытие соединено с верхними полками боковых продольных балок и выполнено вогнутым в поперечном направлении. Кроме того, в заявляемом решении средняя секция бимса снабжена поперечной стенкой и продольным ребром, размещенными на верхнем перекрытии снаружи бимса.In the claimed solution beams contains the nasal, middle and tail sections. Beams sections are formed by the lower overlap and lateral longitudinal beams made in the form of channels. The shelves of the lateral longitudinal beams are oriented outwards of the beam. The lower shelves of the lateral longitudinal beams are connected to the lower overlap, and longitudinal tapes are laid between the lower shelves of the lateral longitudinal beams and the lower overlap of the beam sections. The ends of the longitudinal tapes are released for the ends of the lower floor and the ends of the lower shelves of the side beams. In the claimed solution, the middle section of the beams is additionally equipped with an upper overlap. The upper floor is connected to the upper shelves of the lateral longitudinal beams and is made concave in the transverse direction. In addition, in the claimed solution, the middle section of the beams is provided with a transverse wall and a longitudinal rib placed on the upper floor outside the beams.
Указанные шпангоуты с герметичными стенками размещены над средней секцией бимса. Бимс в заявляемом решении присоединен к обшивке центральной части фюзеляжа по ее внешней поверхности. При этом обшивка фюзеляжа, размещенная над средней секцией бимса, оперта на верхнее перекрытие бимса. Обшивка, размещенная над носовой и хвостовой секциями бимса, оперта на верхние полки боковых продольных балок носовой и хвостовой секций.These frames with sealed walls are placed above the middle section of the beam. Beams in the claimed solution is attached to the casing of the Central part of the fuselage along its outer surface. In this case, the fuselage skin placed above the middle section of the beam is supported by the upper overlap of the beam. The casing placed above the bow and tail sections of the beam is supported on the upper shelves of the side longitudinal beams of the bow and tail sections.
В заявляемом решении задний лонжерон центроплана соединен с поперечной стенкой бимса, верхний торец продольного ребра средней секции бимса соединен с нижней панелью центроплана, а его боковые торцы соединены с герметичной стенкой первого из указанных шпангоутов и поперечной стенкой средней секции бимса.In the claimed solution, the rear wing of the center section is connected to the transverse wall of the beam, the upper end of the longitudinal ribs of the middle section of the beam is connected to the lower panel of the center section, and its side ends are connected to the sealed wall of the first of these frames and the transverse wall of the middle section of the beam.
Обшивка подфюзеляжного обтекателя в заявляемом решении закреплена на продольных лентах бимса.The skin of the ventral fairing in the claimed solution is fixed on the longitudinal beams of the beam.
Выполнение центральной части фюзеляжа в соответствии с заявляемыми признаками позволяет снизить массу конструкции центральной части фюзеляжа на 4…6% по сравнению с аналогами.The implementation of the Central part of the fuselage in accordance with the claimed features allows to reduce the weight of the structure of the Central part of the fuselage by 4 ... 6% compared with analogues.
Кроме того, наличие продольных лент, проложенных между нижними полками боковых продольных балок и нижним перекрытием бимса, в сочетании с выпуском их торцов за торцы нижнего перекрытия и торцы нижних полок боковых балок и креплением к продольным лентам бимса обшивки подфюзеляжного обтекателя не только снижает массу конструкции, но и повышает надежность: разрушение обшивки подфюзеляжного обтекателя не приводит к разрушению силовой конструкции бимса и центральной части фюзеляжа в целом, что повышает безопасность полетов.In addition, the presence of longitudinal tapes laid between the lower shelves of the side longitudinal beams and the lower beam overlap, in combination with the release of their ends for the ends of the lower floor and the ends of the lower shelves of the side beams and fastening to the longitudinal beams of the beam of the skin of the fuselage fairing, not only reduces the weight of the structure, but also increases reliability: the destruction of the skin of the ventral fairing does not lead to the destruction of the power structure of the beam and the central part of the fuselage as a whole, which increases flight safety.
Кроме того, герметичная стенка первого из указанных шпангоутов в заявляемом решении может быть выполнена зацело со стенкой переднего лонжерона, что также дополнительно снижает массу центральной секции фюзеляжа.In addition, the sealed wall of the first of these frames in the claimed solution can be made integrally with the wall of the front side member, which also further reduces the mass of the Central section of the fuselage.
В заявляемом решении, кроме того, верхние полки боковых продольных балок носовой и хвостовой секций бимса могут быть отогнуты от горизонтали вверх на угол 2…7 градусов, что обеспечивает наиболее удобное соединение их с обшивкой и шпангоутами фюзеляжа, размещенными над носовой и хвостовой секциями бимса, что повышает технологичность конструкции.In the claimed solution, in addition, the upper shelves of the lateral longitudinal beams of the nose and tail sections of the beam can be bent from the horizontal upwards at an angle of 2 ... 7 degrees, which provides the most convenient connection with the skin and frames of the fuselage placed above the nose and tail sections of the beam, which increases the manufacturability of the design.
Величину кривизны в поперечном направлении верхнего перекрытия бимса целесообразно выбрать близкой к величине кривизны обшивки фюзеляжа в ее нижней части вблизи плоскости симметрии самолета, что позволяет равномерно распределить нагрузку на бимс и дополнительно снизить массу центральной части фюзеляжа.It is advisable to choose the curvature in the transverse direction of the upper beam overlap close to the curvature of the fuselage skin in its lower part near the plane of symmetry of the aircraft, which allows you to evenly distribute the load on the beam and further reduce the mass of the central part of the fuselage.
Кроме того, в поперечный силовой набор подфюзеляжного обтекателя целесообразно включить поперечные диафрагмы, разместив их под упомянутыми шпангоутами с герметичными стенками и соединив их с этими шпангоутами. Это обеспечивает с минимальными затратами массы конструкции восприятие аэродинамических нагрузок, действующих на обшивку подфюзеляжного обтекателя, и передачу нагрузок на силовую конструкцию центральной части фюзеляжа. Кроме того, диафрагмы предохраняют обшивку центральной части фюзеляжа от аэродинамического воздействия при открытых створках ниши основных опор шасси.In addition, it is advisable to include transverse diaphragms in the transverse power set of the ventral fairing, placing them under the mentioned frames with sealed walls and connecting them with these frames. This ensures, with minimal weight of the structure, the perception of aerodynamic loads acting on the skin of the ventral fairing, and the transfer of loads to the power structure of the central part of the fuselage. In addition, the diaphragms protect the skin of the central part of the fuselage from aerodynamic effects when the openings of the niche of the main landing gear are open.
Для дополнительного решения задачи по увеличению объема подфюзеляжного обтекателя бимс заявляемого решения центральной части фюзеляжа наиболее целесообразно выполнить с переменной по длине строительной высотой, отсчитываемой от верхних полок боковых продольных балок до нижнего перекрытия бимса. Сечение бимса с максимальной строительной высотой наиболее целесообразно удалить от конца носовой секции бимса на расстояние, заключенное в диапазон от одной трети до половины длины бимса, при этом бимс может быть выполнен с увеличением строительной высоты при переходе от его концов к указанному сечению с максимальной строительной высотой. Такое решение бимса центральной части фюзеляжа позволяет увеличить внутренний объем подфюзеляжного обтекателя в сочетании со снижением его аэродинамического сопротивления.For an additional solution to the problem of increasing the volume of the ventral fairing, the beams of the proposed solution to the central part of the fuselage are most expediently performed with a variable construction length measured from the upper shelves of the side longitudinal beams to the lower beam overlap. A section of a beams with a maximum building height is most appropriate to remove from the end of the nose section of a beams by a distance comprised in the range from one third to half the length of a beam, while a beam can be made with an increase in building height when moving from its ends to the specified section with a maximum building height . This decision of the beam of the central part of the fuselage allows you to increase the internal volume of the ventral fairing in combination with a decrease in its aerodynamic drag.
Наиболее предпочтительно в конструкции центральной части фюзеляжа самолета использовать заявляемое решение бимса, хотя в конструкции центральной части может быть использовано и иное конструктивное решение бимса.It is most preferable to use the claimed beam solution in the design of the central part of the fuselage of the aircraft, although another construction solution of the beam can be used in the construction of the central part.
Поставленная техническая задача заявляемым устройством бимса решается следующим образом.The technical problem of the claimed device beams is solved as follows.
Известное решение бимса фюзеляжа содержит среднюю, носовую и хвостовую секции. Секции бимса образованы боковыми продольными балками и соединенным с ним нижним перекрытием. Средняя секция бимса дополнительно снабжена верхним перекрытием, соединенным с боковыми балками, и поперечными силовыми элементами, размещенными во внутреннем объеме средней секции.The known fuselage beams solution contains the middle, nasal and tail sections. Beams sections are formed by lateral longitudinal beams and a lower floor connected to it. The middle section of the beams is additionally equipped with an upper overlap connected to the side beams and transverse force elements located in the internal volume of the middle section.
В заявляемом решении новым является то, что боковые продольные балки бимса выполнены в виде П-образных профилей с отогнутыми наружу бимса полками. Кроме того, секции бимса снабжены средними продольными балками. Средняя продольная балка средней секции выполнена в виде двутаврового профиля, полки которой соединены с верхним и нижним перекрытиями бимса. Кроме того, в заявляемом решении бимс снабжен продольными лентами, помещенными между нижним перекрытием бимса и нижними полками боковых продольных балок, а его средняя секция снабжена продольным ребром, размещенным на верхнем перекрытии над средней продольной балкой.In the claimed solution, the new one is that the lateral longitudinal beams of the beam are made in the form of U-shaped profiles with shelves bent outwards. In addition, the beams sections are equipped with middle longitudinal beams. The middle longitudinal beam of the middle section is made in the form of an I-profile, the shelves of which are connected to the upper and lower floors of the beam. In addition, in the claimed solution, the beam is provided with longitudinal tapes placed between the lower floor of the beam and the lower shelves of the lateral longitudinal beams, and its middle section is equipped with a longitudinal rib located on the upper floor above the middle longitudinal beam.
Наличие в конструкции бимса средней продольной балки, соединенной с верхним и нижним перекрытиями, и продольного ребра, размещенного снаружи средней секции над средней продольной балкой, отгиб наружу бимса полок боковых продольных балок существенно повышает сопротивление изгибу бимса. Это позволяет снизить его массу. Конструкторские проработки показывают, что предлагаемые конструктивные решения позволяют уменьшить массу бимса на 5…8% по сравнению с известными аналогами.The presence in the beams structure of the middle longitudinal beam connected to the upper and lower floors and a longitudinal rib located outside the middle section above the middle longitudinal beam, bending outward of the beams of the shelves of the side longitudinal beams significantly increases the resistance to bending of the beams. This allows you to reduce its weight. Design studies show that the proposed structural solutions can reduce the mass of beams by 5 ... 8% compared with well-known counterparts.
Кроме того, наличие в конструкции бимса продольных лент, помещенных между нижним перекрытием бимса и нижними полками боковых продольных балок, повышает технологичность конструкции бимса.In addition, the presence in the construction of the beam of longitudinal tapes placed between the lower overlap of the beam and the lower shelves of the lateral longitudinal beams, increases the manufacturability of the design of the beam.
Средние продольные балки носовой и хвостовой секций в заявляемом решении могут быть выполнены в виде П-образных профилей, стенки которых соединены с нижним перекрытием бимса, что также повышает сопротивление бимса на изгиб.The middle longitudinal beams of the nasal and tail sections in the claimed solution can be made in the form of U-shaped profiles, the walls of which are connected to the lower floor of the beam, which also increases the resistance of the beam to bending.
Поперечные силовые элементы средней секции бимса могут быть выполнены в виде диафрагм, размещенных симметрично относительно средней продольной балки и соединенных по контуру с балками и перекрытиями, что не только дополнительно повышает несущую способность бимса, но и способствует оптимальному восприятию бимсом сосредоточенных силовых нагрузок.The transverse power elements of the middle section of the beam can be made in the form of diaphragms placed symmetrically relative to the average longitudinal beam and connected along the contour with the beams and ceilings, which not only further increases the bearing capacity of the beam, but also contributes to the optimal absorption of concentrated force loads by the beam.
Верхнее перекрытие средней секции бимса может быть выполнено вогнутым в поперечном направлении, а верхние полки боковых балок носовой и хвостовой секций могут быть отогнуты от горизонтали вверх на угол 2…7 градусов. Это также повышает несущую способность бимса и дает возможность оптимального восприятия нагрузок кольцеобразных шпангоутов фюзеляжа и обшивки фюзеляжа, которые могут быть соединены с бимсом по верхнему перекрытию средней секции и по верхним полкам боковых продольных балок периферийных секций.The upper overlap of the middle section of the beam can be made concave in the transverse direction, and the upper shelves of the side beams of the bow and tail sections can be bent from the horizontal upwards at an angle of 2 ... 7 degrees. It also increases the load-bearing capacity of the beams and makes it possible to optimally absorb the loads of the annular fuselage frames and the fuselage skin, which can be connected to the beams along the upper floor of the middle section and along the upper shelves of the lateral longitudinal beams of the peripheral sections.
Заявляемое техническое решение поясняется следующими иллюстрационными материалами:The claimed technical solution is illustrated by the following illustrative materials:
фиг.1 - схема центральной части фюзеляжа самолета;figure 1 - diagram of the Central part of the fuselage of the aircraft;
фиг.2 - общий вид подфюзеляжного обтекателя в сборке с бимсом в изометрии;figure 2 is a General view of the ventral fairing in the assembly with beams in isometry;
фиг.3 - общий вид бимса в изометрии;figure 3 - General view of the beams in isometry;
фиг.4 - поперечное сечение центральной части фюзеляже в месте стыка обшивки со шпангоутом с периферийной секцией бимса (сечение В-В с фиг.1);figure 4 is a cross section of the Central part of the fuselage at the junction of the casing with the frame with the peripheral section of the beam (section bb in figure 1);
фиг.5 - укрупненный вид (с фиг.4) на узел соединения верхней полки боковой продольной балки периферийной секции бимса с обшивкой и шпангоутом;figure 5 is an enlarged view (with figure 4) on the connection node of the upper shelf of the lateral longitudinal beams of the peripheral section of the beam with the casing and the frame;
фиг.6 - укрупненный вид (с фиг.4) на узел соединения бимса с подфюзеляжным обтекателем;6 is an enlarged view (with figure 4) on the connection node of the beam with the ventral fairing;
фиг.7 - вид в изометрии на узел соединения обшивки и первого шпангоута с герметичной стенкой с бимсом (подфюзеляжный обтекатель условно не показан);Fig. 7 is an isometric view of the junction of the skin and the first frame with a sealed wall with a beam (the ventral fairing is conventionally not shown);
фиг.8 - вид на первый шпангоут с герметичной стенкой и передний лонжерон центроплана (разрез Г-Г с фиг.1);Fig.8 is a view of the first frame with a sealed wall and the front spar of the center section (section G-G with figure 1);
фиг.9 - вид на задний лонжерон центроплана и поперечную стенку бимса (разрез Д-Д с фиг.1);figure 9 is a view of the rear spar of the center section and the transverse wall of the beam (section DD from figure 1);
фиг.10 - вид в изометрии на узел соединения обшивки и второго шпангоута с герметичной стенкой с бимсом (подфюзеляжный обтекатель условно не показаны);figure 10 is a perspective view of the connection node of the skin and the second frame with a sealed wall with beams (dorsal fairing conditionally not shown);
фиг.11 - узел соединения обшивки и второго шпангоута с герметичной стенкой со средней секцией бимса (вид Е-Е с фиг.1);11 is a node connecting the casing and the second frame with a sealed wall with a middle section of the beam (view EE from figure 1);
фиг.12 - укрупненный вид (с фиг.11) на узел соединения верхней полки боковой продольной балки средней секции бимса с обшивкой и вторым шпангоутом с герметичной стенкой;12 is an enlarged view (with FIG. 11) of a connection node of an upper shelf of a lateral longitudinal beam of a middle section of a beam with sheathing and a second frame with an airtight wall;
фиг.13 - укрупненный вид (с фиг.11) на узел соединения верхнего перекрытия средней секции бимса в районе средней продольной балки бимса со вторым шпангоутом с герметичной стенкой;Fig. 13 is an enlarged view (from Fig. 11) of the connection node of the upper floor of the middle section of the beam in the region of the middle longitudinal beam of the beam with the second frame with an airtight wall;
фиг.14 - укрупненный вид (с фиг.11) на узел соединения нижней полки боковой продольной балки средней секции бимса с обшивкой подфюзеляжного обтекателя;Fig. 14 is an enlarged view (from Fig. 11) of the connection unit of the lower shelf of the lateral longitudinal beam of the middle section of the beam with the skin of the ventral fairing;
фиг.15 - общий вид бимса сбоку;Fig - General view of the beams from the side;
фиг.16 - общий вид на хвостовую секцию бимса в изометрии;Fig is a General view of the tail section of the beam in isometry;
фиг.17 - поперечное сечение средней секции бимса (вид А-А с фиг.15);Fig.17 is a cross section of the middle section of the beam (view aa from Fig.15);
фиг.18 - поперечное сечение периферийной секции бимса (вид Б-Б с фиг.15).Fig. 18 is a cross-sectional view of the peripheral section of the beam (view BB from Fig. 15).
Заявляемая центральная часть фюзеляжа самолета устроена следующим образом.The inventive Central part of the fuselage of the aircraft is arranged as follows.
Центральная часть фюзеляжа включает (см. фиг.1, 2, 3) обшивку 1, соединенную по ее внутренней поверхности со шпангоутами 2, центроплан 3, нишу основных опор шасси 4, подфюзеляжный обтекатель, бимс 6.The central part of the fuselage includes (see FIGS. 1, 2, 3) the
Два шпангоута 7 и 8 (см. фиг.1, 7, 8, 10, 11), входящих в набор шпангоутов фюзеляжа, снабжены герметичными стенками 9, выполненными в форме сегментов и размещенными в нижних частях этих шпангоутов.Two
Центроплан 3 включает передний 10 и задний 11 лонжероны и верхнюю и нижнюю 12 панели. Первый из указанных выше шпангоутов 7, снабженный герметичной стенкой 9, соединен с передним лонжероном 10. В наиболее предпочтительном варианте использования изобретения герметичную стенку этого шпангоута целесообразно использовать и как стенку переднего лонжерона, выполнив ее зацело со стенкой переднего лонжерона, как показано на фиг.8, усилив ее вертикальными силовыми элементами.The
Ниша 4 основных опор шасси ограничена по направлению полета задним лонжероном 11, в направлении против полета - герметичной стенкой второго из указанных шпангоутов 8 с герметичной стенкой 9, а сверху - герметичной платой 5 (см. фиг.1, 10, 11).The
Подфюзеляжный обтекатель (см. фиг.2) содержит обшивку 13 и силовой набор, включающий поперечные силовые элементы 14 и продольные силовые элементы. В поперечный силовой набор подфюзеляжного обтекателя могут быть включены поперечные диафрагмы 33. Поперечные диафрагмы 33 подфюзеляжного обтекателя целесообразно разместить под шпангоутами 7, 8 с герметичными стенками и соединить их с этими шпангоутами (см. фиг.8, 11).The ventral fairing (see FIG. 2) comprises a
Бимс 6 - продольная балка центральной части фюзеляжа (см. фиг.2, 3, 15) содержит носовую 16, среднюю 15 и хвостовую 17 секции. Бимс размещен вдоль плоскости симметрии самолета.Beams 6 - a longitudinal beam of the Central part of the fuselage (see figure 2, 3, 15) contains the
Секции бимса 15, 16, 17 образованы (см. фиг.3, 11, 17, 18) нижним перекрытием 18 и боковыми продольными балками 19. Боковые продольные балки выполнены в виде швеллеров с полками 20, 23, ориентированными наружу бимса. Нижние полки 20 боковых продольных балок 19 соединены с нижним перекрытием 18. Между нижними полками 20 боковых продольных балок 19 и нижним перекрытием 18 бимса помещены продольные ленты 21. Вдоль средней секции бимса могут быть протянуты две продольные ленты: соединение каждой из боковых продольных балок с нижним перекрытием может быть снабжено индивидуальной продольной лентой (см. фиг.17). Вдоль периферийных секций целесообразно протянуть одну продольную ленту (см. фиг.18). Торцы 22 продольных лент 21 выполнены выступающими за торцы нижнего перекрытия и нижних полок боковых балок наружу бимса, как показано на фиг.6, 14, 17, 18.
Верхние полки 23 боковых продольных балок 19 носовой и хвостовой секций целесообразно выполнить отогнутыми вверх от горизонтали на небольшой угол α (см. фиг.18), который может составлять 2…7 градусов.The
Средняя секция бимса (см. фиг.3, 7, 10, 16) дополнительно снабжена верхним перекрытием 24, на котором размещены поперечная стенка 26 и продольное ребро 25.The middle section of the beams (see figure 3, 7, 10, 16) is additionally equipped with an
Верхнее перекрытие 24 средней секции бимса соединено с верхними полками 23 боковых продольных балок. Верхнее перекрытие средней секции бимса выполнено вогнутым в поперечном направлении, как показано на фиг.17, с кривизной, близкой кривизне обшивки фюзеляжа в ее нижней части: так при выполнении внешней поверхности обшивки фюзеляжа в ее нижней части в виде цилиндрической формы поверхность верхнего перекрытия средней секции бимса также целесообразно выполнять в форме цилиндрической поверхности такого же радиуса.The
Продольное ребро 25 средней секции бимса размещено вблизи плоскости симметрии самолета на верхнем перекрытии 24 и протянуто по части средней секции бимса под центропланом 3, как показано на фиг.1.The
Поперечная стенка бимса ориентирована поперек бимса (см. фиг.3, 9, 15) и может быть усилена ребрами жесткости (см. фиг.9).The transverse wall of the beam is oriented across the beam (see Fig.3, 9, 15) and can be reinforced with stiffeners (see Fig.9).
Шпангоуты 7, 8 с герметичными стенками в заявляемом решении размещены над средней секцией бимса (см. фиг.1). Бимс присоединен к обшивке центральной части фюзеляжа по ее наружной поверхности. При этом обшивка 1 фюзеляжа, размещенная над средней секцией бимса, оперта на верхнее перекрытие 24 средней секции бимса, как показано на фиг.7, 8, 10, 11, 12, 13). Обшивка 1 центральной части фюзеляжа, размещенная над носовой и хвостовой секциями бимса, оперта на верхние полки 24 боковых продольных балок 19 носовой и хвостовой секций (см. фиг.4, 5).The
Задний лонжерон 11 центроплана соединен с упомянутой поперечной стенкой 26 (см. фиг.9). Нижняя панель 12 центроплана 3 заявляемого решения соединена с верхним торцом продольного ребра 25 средней секции 15 бимса, как показано на фиг.1. При этом один из боковых торцов продольного ребра 25 средней секции соединен с герметичной стенкой 9 шпангоута 7 (см. фиг.7), а другой его торец соединен с поперечной стенкой 26 верхнего перекрытия средней секции бимса (см. фиг.3). При этом продольное ребро бимса размещено под центропланом между первым из указанных шпангоутов с герметичной стенкой и поперечной стенкой, размещенной под задним лонжероном центроплана.The
В узел крепления второго шпангоута 8 с герметичной стенкой с верхним перекрытием бимса целесообразно включить фитинг 27 (см. фиг.10, 11, 16), размещенный на верхнем перекрытии средней секции бимса.It is advisable to include a fitting 27 (see FIGS. 10, 11, 16) located on the upper overlap of the middle section of the beam in the attachment site of the
В заявляемом решении центральной части фюзеляжа обшивка 13 подфюзеляжного обтекателя закреплена на продольных лентах 21 бимса, торцы 22 которых выполнены выступающими за торцы нижнего перекрытия бимса и нижних полок боковых продольных балок (см. фиг.6, 14).In the claimed solution to the central part of the fuselage, the lining of the ventral fairing is fixed on the
Бимс заявляемого решения центральной части фюзеляжа целесообразно выполнить с переменной по длине строительной высотой Н, отсчитанной от верхних полок боковых продольных балок до нижнего перекрытия бимса (см. фиг.17, 18). Сечение бимса с максимальной строительной высотой целесообразно удалить от конца носовой секции бимса на расстояние, заключенное в диапазон от одной трети до половины длины бимса. При этом бимс целесообразно выполнить с увеличением строительной высоты при переходе от его концов к указанному сечению с максимальной строительной высотой.The beams of the proposed solution to the central part of the fuselage are expediently performed with a variable construction length H measured from the upper shelves of the lateral longitudinal beams to the lower beam overlap (see Figs. 17, 18). It is advisable to remove the beam section with the maximum building height from the end of the nose section of the beam by a distance comprised in the range from one third to half the length of the beam. In this case, it is advisable to perform the beams with an increase in the construction height during the transition from its ends to the indicated section with the maximum construction height.
Своими элементами центральная часть фюзеляжа делится на герметичную и негерметичные зоны. Граница между ними при переходе в сторону против направления полета проходит по обшивке фюзеляжа до первого шпангоута 7 с герметичной стенкой, по герметичной стенке 9 шпангоута 7, по нижней панели 12 центроплана, его заднему лонжерону 11, герметичной плате 5 ниши шасси, герметичной стенке 9 шпангоута 8 и далее по обшивке фюзеляжа.With its elements, the central part of the fuselage is divided into airtight and leaky zones. The border between them when moving to the side against the direction of flight passes along the fuselage skin to the
Заявляемый бимс - продольная балка фюзеляжа самолета, устроен следующим образом.The inventive beams - the longitudinal beam of the fuselage of the aircraft, is arranged as follows.
Бимс заявляемого решения содержит среднюю 15, носовую 16 и хвостовую 17 секции (см. фиг.3, 15, 16). Секции бимса образованы боковыми продольными балками 19 и соединенным с ними нижним перекрытием 18 (см. фиг.17 и 18). Боковые продольные балки 19 бимса выполнены в виде швеллеров в поперечном сечении с отогнутыми наружу бимса полками 20, 23. Верхние полки 23 боковых периферийных секций бимса - носовой и хвостовой, целесообразно выполнить отогнутыми от горизонтали вверх на небольшой угол, который может составлять 2…7 градусов.Beams of the proposed solution contains the middle 15, the
Средняя секция бимса 15 выполнена с коробчатой формой поперечного сечения (см. фиг.11, 17). При этом она дополнительно снабжена верхним перекрытием 24, соединенным с верхними полками 23 боковых продольных балок 19. Для интеграции бимса со шпангоутами фюзеляжа целесообразно выполнить верхнее перекрытие средней секции вогнутым в поперечном направлении (см. фиг.17) с кривизной, близкой к значению кривизны обшивки фюзеляжа в нижней его части.The middle section of
Секции бимса 15, 16, 17 заявляемого решения снабжены средними продольными балками 29, 31. Наиболее целесообразно средние продольные балки разместить вдоль оси симметрии сечений секций.
Средняя продольная балка 29 средней секции бимса выполнена в виде двутаврового профиля (см. фиг.11, 17), полки которой соединены с верхним 24 и нижним 18 перекрытиями средней секции бимса (см. фиг.11, 13, 17).The average
Средние продольные балки 31 носовой и хвостовой секций могут быть выполнены в виде П-образных профилей, стенки которых соединены с нижним перекрытием бимса (см. фиг.4, 18).The middle
Боковые продольные балки бимса и среднюю продольную балку средней секции бимса целесообразно выполнять с облегчающими вырезами, которые по периметру могут иметь усиливающую окантовку. Кроме того, боковые продольные балки бимса могут быть снабжены вертикальными ребрами жесткости 34 (см. фиг.5, 6, 7, 16).It is advisable to perform lateral longitudinal beams of the beams and the middle longitudinal beam of the middle section of the beams with lightening cutouts, which around the perimeter can have a reinforcing edging. In addition, the lateral longitudinal beams of the beam can be provided with vertical stiffeners 34 (see Fig. 5, 6, 7, 16).
Бимс в соответствии с заявляемым решением снабжен продольными лентами 21, помещенными между нижним перекрытием 18 бимса и нижними полками 20 боковых продольных балок 19. Торцы 22 продольных лент могут быть выведены за пределы торцов нижнего перекрытия и нижних полок боковых продольных балок бимса, как показано на фиг.11, 14, 17, 18. В средней секции бимса в соединении каждой боковой продольной стенки с нижним перекрытием целесообразно использовать отдельную продольную ленту (см. фиг.17). В носовой и хвостовой секциях в соединении боковых стенок с нижним перекрытием может быть использована одна продольная лента (см. фиг.18).According to the claimed solution, the beams are provided with
Кроме того, среднюю секцию бимса целесообразно дополнительно снабдить продольным ребром 25, размещенным на верхнем перекрытии над средней продольной балкой (см. фиг.17). Ребро может быть протянуто по части длины средней секции бимса. В поперечном направлении продольное ребро целесообразно разместить вблизи оси симметрии поперечного сечения бимса.In addition, it is advisable to additionally equip the middle section of the beams with a
Кроме того, в заявляемом решении средняя секция бимса может быть снабжена поперечными силовыми элементами. Поперечные силовые элементы заявляемого решения выполнены в виде диафрагм 30, которые размещены во внутреннем объеме средней секции между боковыми продольными балками и средней продольной балкой (см. фиг.11). По всему контуру диафрагмы 30 соединены с боковыми продольными балками, средней продольной балкой, верхней и нижним перекрытиями. Диафрагмы - поперечные силовые элементы бимса, целесообразно размещать во внутреннем объеме бимса симметрично относительно средней продольной балки в сечениях, по которым воспринимаются силовые нагрузки, например, от шпангоута 8 с герметичной стенкой, как показано на фиг.11. В диафрагмах бимса могут быть выполнены облегчающие отверстия.In addition, in the claimed solution, the middle section of the beam can be provided with transverse force elements. The transverse power elements of the claimed solution are made in the form of
Кроме указанных элементов бимс может быть снабжен узлами восприятия сосредоточенных сил, например, узлами крепления механизмов открытия створок ниши шасси 32. При этом узлы восприятия сосредоточенных сил, располагаемые на внешних поверхностях бимса, во внутреннем объеме бимса целесообразно подкрепить поперечными силовыми элементами - диафрагмами, а по наружной поверхности боковых продольных балок - ребрами жесткости.In addition to these elements, the beams can be equipped with nodes for the perception of concentrated forces, for example, attachment points for opening mechanisms for opening the wings of the
Заявляемая центральная часть фюзеляжа работает следующим образом.The inventive Central part of the fuselage operates as follows.
Элементы центральной части фюзеляжа изготавливаются, в основном, из алюминиевых сплавов с использованием известных в авиационной промышленности приемов. Сборка центральной части фюзеляжа производится с использованием заклепочных соединений.Elements of the central part of the fuselage are made mainly of aluminum alloys using techniques known in the aviation industry. The assembly of the central part of the fuselage is made using rivet joints.
Центральная часть фюзеляжа в полете воспринимает и уравновешивает аэродинамическую нагрузку от крыла, оперения, подфюзеляжного обтекателя и от всех агрегатов самолета. Герметичная зона центральной части фюзеляжа в полете находится под избыточным давлением. Все силовые элементы центральной части фюзеляжа нагружены циклическими нагрузками в каждом полете: от внутреннего избыточного давления, от общего изгиба фюзеляжа и крыла, от кручения, вызываемого действием аэродинамических нагрузок от вертикального и горизонтального оперения, от стоек шасси при взлете и посадке.The central part of the fuselage in flight perceives and balances the aerodynamic load from the wing, plumage, ventral fairing and from all units of the aircraft. The sealed area of the central part of the fuselage in flight is under overpressure. All power elements of the central part of the fuselage are loaded with cyclic loads in each flight: from internal overpressure, from the general bending of the fuselage and wing, from torsion caused by aerodynamic loads from vertical and horizontal tail, from landing gear during takeoff and landing.
Под действием внешних нагрузок обшивка центральной части фюзеляжа находится под действием изгибающего момента, при этом верхняя часть обшивки центральной части фюзеляжа работает на растяжение, а нижняя часть на - сжатие.Under the influence of external loads, the casing of the central part of the fuselage is under the action of a bending moment, while the upper part of the casing of the central part of the fuselage works in tension, and the lower part in compression.
Центроплан воспринимает аэродинамическую нагрузку от крыла, нагрузку от давления топлива, которое находится во внутреннем объеме центроплана, и от избыточного давления в гермозоне фюзеляжа.The center section receives the aerodynamic load from the wing, the load from the fuel pressure, which is located in the internal volume of the center section, and from overpressure in the fuselage containment area.
Шпангоуты с герметичными стенками и поперечная стенка средней секции передают основные усилия на центроплан. При этом герметичные стенки шпангоутов 7, 8 находятся под действием избыточного давления фюзеляжа.The frames with hermetic walls and the transverse wall of the middle section transmit the main effort to the center section. In this case, the sealed walls of the
Бимс фюзеляжа в процессе эксплуатации воспринимает увеличенные нагрузки, компенсируя вырез в конструктивно-силовой схеме фюзеляжа под нишу основных опор шасси, воспринимая силу от изгибающего момента в вертикальной плоскости. При этом бимс находится под действием сжимающих нагрузок и работает как сжатый стержень. Продольное ребро центроплана, работая на сдвиг, передает сжимающее усилие на центроплан и предохраняет бимс от потери устойчивости от сжимающих нагрузок.The fuselage beams during the operation perceives increased loads, compensating for the cutout in the structural-power scheme of the fuselage under the niche of the main landing gear, perceiving the force from the bending moment in the vertical plane. In this case, the beam is under the action of compressive loads and works as a compressed rod. The longitudinal edge of the center section, working in shear, transfers compressive force to the center section and protects the beam from loss of stability from compressive loads.
Обшивка подфюзеляжного обтекателя воспринимает аэродинамическую нагрузку и передает ее на бимс и через диафрагмы на шпангоуты 7, 8 с герметичными стенками. Кроме того, диафрагмы подфюзеляжного обтекателя воспринимают аэродинамические нагрузки при посадке при открытых створках ниши основных опор шасси и при этом снижают аэродинамическое воздействие на обшивку центральной части фюзеляжа.The skin of the ventral fairing perceives the aerodynamic load and transfers it to the beam and through the diaphragms to the
Заявляемое устройство бимса работает следующим образом.The inventive device beams works as follows.
Технологически наиболее целесообразно выполнить бимс из трех сборочных единиц - носовой, средней и хвостовой секций, осуществив сборку бимса после изготовления каждой из секций.Technologically, it is most expedient to make beams of three assembly units — the bow, middle, and tail sections, by assembling the beams after each section is manufactured.
Боковые продольные балки бимса, средняя продольная балка средней секции, продольные ребро, диафрагмы, поперечная стенка, наружные узлы крепления средней секции бимса могут быть выполнены из заготовок алюминиевых сплавов фрезерованием. В боковых продольных балках, средней продольной балке и диафрагмах средней секции бимса выполняются при этом ребра жесткости и окантованные эллиптические отверстия, что позволяет увеличить местные критические напряжения, обеспечить визуальный осмотр внутренней области бимса и обеспечить прокладку коммуникаций.The lateral longitudinal beams of the beams, the middle longitudinal beam of the middle section, the longitudinal ribs, diaphragms, the transverse wall, the external attachment points of the middle section of the beams can be made from milling of aluminum alloys. In this case, stiffening ribs and edged elliptical holes are made in the lateral longitudinal beams, the middle longitudinal beam and the diaphragms of the middle section of the beam, which allows increasing local critical stresses, providing visual inspection of the inner area of the beam and providing communications.
В качестве средних продольных балок периферийных секций могут быть использованы штампованные профили.As the middle longitudinal beams of the peripheral sections can be used stamped profiles.
Верхнее перекрытие средней секции бимса может быть выполнено из фрезерованного листа переменной толщины цилиндрической формы, радиус наружной поверхности которой соответствует радиусу внешней поверхности обшивки центральной части фюзеляжа в ее нижней части. Нижнее перекрытие бимса также может быть выполнено из фрезерованного листа переменной толщины с формой, соответствующей требуемой форме внешней поверхности подфюзеляжного обтекателя.The upper overlap of the middle section of the beam can be made of a milled sheet of variable thickness of a cylindrical shape, the radius of the outer surface of which corresponds to the radius of the outer surface of the skin of the central part of the fuselage in its lower part. The lower beams overlap can also be made of a milled sheet of variable thickness with a shape corresponding to the desired shape of the outer surface of the ventral fairing.
Конструктивные элементы секций фюзеляжа соединяются с использованием заклепочного соединения. Секции бимса могут быть состыкованы друг с другом с использованием болтовых соединений.The structural elements of the fuselage sections are connected using a rivet joint. Beam sections can be joined to each other using bolted joints.
В полете бимс находится под действием сжимающих (при посадке) и растягивающих нагрузок, сосредоточенных нагрузок, приходящих от наружных узлов крепления, например от узлов навески шасси и привода створок основных опор шасси, которые вызывают изгиб и кручение бимса. Кроме того, на бимс передаются аэродинамические нагрузки от подфюзеляжного обтекателя.In flight, the beams are subjected to compressive (during landing) and tensile loads, concentrated loads coming from external attachment points, for example, from the chassis mount and drive leafs of the main landing gear legs, which cause bending and torsion of the beam. In addition, aerodynamic loads from the ventral fairing are transmitted to the beam.
Продольное ребро средней секции бимса работает на сдвиг и передает на центроплан около 60% продольной нагрузки.The longitudinal edge of the middle section of the beam is shear and transfers about 60% of the longitudinal load to the center section.
Верхнее перекрытие средней секции бимса, примыкая к обшивке фюзеляжа, равномерно распределяет нагрузку от обшивки центральной части фюзеляжа на балки бимса и увеличивает местную потерю устойчивости, а изменение толщины позволяет уменьшить ее массу в зонах изменения нагрузок.The upper overlap of the middle section of the beams, adjacent to the fuselage skin, evenly distributes the load from the sheathing of the central part of the fuselage to the beam beams and increases local stability loss, and changing the thickness reduces its weight in the zones of load changes.
Диафрагмы бимса обеспечивают восприятие местных сосредоточенных нагрузок и передачу их на продольные балки и далее на шпангоуты фюзеляжа и центроплан.Beams diaphragms provide the perception of local concentrated loads and transfer them to the longitudinal beams and further to the fuselage frames and center sections.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010150860/11A RU2443599C1 (en) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Fuselage central part and beam |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010150860/11A RU2443599C1 (en) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Fuselage central part and beam |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2443599C1 true RU2443599C1 (en) | 2012-02-27 |
Family
ID=45852237
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010150860/11A RU2443599C1 (en) | 2010-12-13 | 2010-12-13 | Fuselage central part and beam |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2443599C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2722983C1 (en) * | 2018-05-21 | 2020-06-05 | Зе Боинг Компани | Panel with through passes for plurality of electric connectors and method therefor |
| CN115447763A (en) * | 2022-10-12 | 2022-12-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Main fairing structure of airplane |
| RU2812500C1 (en) * | 2023-06-30 | 2024-01-30 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" | Central part of fuselage and bims in fuselage compartment |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2680350A1 (en) * | 1991-12-19 | 1993-02-19 | Flamant Jean Pierre | Baggage or freight hold with aerodynamic lines which are suitable for reducing the drag "CX", forming a fairing for the main landing-gear bay under the fuselage of aircraft |
| RU2196073C2 (en) * | 2000-12-09 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева | Flying vehicle compartment |
| SU1338250A1 (en) * | 1985-08-15 | 2004-12-27 | И.Я. Катырев | CHILDREN'S FUSELAGE COMPARTMENT WITH CUTTING UNDER HATCHES FOR CHASSIS |
| WO2007122096A1 (en) * | 2006-04-20 | 2007-11-01 | Airbus France | Aircraft floor, use of said floor and aircraft section fitted with said floor |
-
2010
- 2010-12-13 RU RU2010150860/11A patent/RU2443599C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1338250A1 (en) * | 1985-08-15 | 2004-12-27 | И.Я. Катырев | CHILDREN'S FUSELAGE COMPARTMENT WITH CUTTING UNDER HATCHES FOR CHASSIS |
| FR2680350A1 (en) * | 1991-12-19 | 1993-02-19 | Flamant Jean Pierre | Baggage or freight hold with aerodynamic lines which are suitable for reducing the drag "CX", forming a fairing for the main landing-gear bay under the fuselage of aircraft |
| RU2196073C2 (en) * | 2000-12-09 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева | Flying vehicle compartment |
| WO2007122096A1 (en) * | 2006-04-20 | 2007-11-01 | Airbus France | Aircraft floor, use of said floor and aircraft section fitted with said floor |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2722983C1 (en) * | 2018-05-21 | 2020-06-05 | Зе Боинг Компани | Panel with through passes for plurality of electric connectors and method therefor |
| CN115447763A (en) * | 2022-10-12 | 2022-12-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | Main fairing structure of airplane |
| RU2812500C1 (en) * | 2023-06-30 | 2024-01-30 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация" | Central part of fuselage and bims in fuselage compartment |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2438922C2 (en) | Aircraft fuselage floor structural set | |
| US8905352B2 (en) | Aircraft nose structure with landing gear compartment | |
| US9708065B2 (en) | Crown cabin configuration for an aircraft | |
| RU2586768C2 (en) | Rhomboid window for composite and/or metal frame of aircraft | |
| US6138949A (en) | Main rotor pylon support structure | |
| CN105730673B (en) | Landing gear bay roof of improved design | |
| CN106335629B (en) | Fuselage spar structure with continuous integral fastened upper and lower chord sections | |
| US9617013B2 (en) | Rotorcraft fuselage structure incorporating a load-bearing middle floor interposed between a cabin space and an equipment space | |
| CA3054438C (en) | Aircraft cargo floor architecture and method of modifying the aircraft cargo floor architecture | |
| US8899522B2 (en) | Aircraft fuselage with high strength frames | |
| CN105730671B (en) | Aircraft rear structure | |
| US20190112034A1 (en) | Aircraft landing gear bay roof comprising an inclined aft bulkhead | |
| CN107891965B (en) | Unmanned aerial vehicle nose landing gear cabin section based on catapult takeoff | |
| Mukhopadhyay | Blended wing body (BWB) fuselage structural design for weight reduction | |
| RU2549043C1 (en) | Wing box, reinforced with polymer composite material | |
| CN106507751B (en) | SUAV fuselage | |
| RU2443599C1 (en) | Fuselage central part and beam | |
| RU2557638C1 (en) | Aircraft wing | |
| Mukhopadhyay | Structural concepts study of non-circular fuselage configurations | |
| US9688381B2 (en) | Subfloor structure with an integral hull for a rotary wing aircraft | |
| RU2462395C2 (en) | Airframe of multipurpose class vi aircraft | |
| RU2481243C1 (en) | Aircraft wing and outer wing joint assembly | |
| US11697486B2 (en) | Single butt line keel and roof beam | |
| RU2701899C1 (en) | Fuselage of aircraft | |
| RU2349497C2 (en) | Aircraft fuselage of integrated or carrier structure |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130905 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20200407 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20210416 |