Конструктивний елемент крила літака з вільним отвором

Номер патенту: 106089

Опубліковано: 25.07.2014

Автор: Кучерявий Євген Федорович

Завантажити PDF файл.

Формула / Реферат

Конструктивний елемент крила літака, що містить вільний отвір, який виконано у формі кругового циліндра, наприклад стрингер з отвором для переливу пального, який відрізняється тим, що отвір виконано з нахилом до поверхні елемента конструкції, причому так, що лінія проекції осі отвору на площину діючих напружень в елементі співпадає з напрямком дії у ньому максимальних напружень розтягу, що виникають від дії на конструкцію крила зовнішнього перемінного навантаження при експлуатації літака.

Текст

Дивитися

Реферат: Винахід належить до галузі літакобудування і може застосовуватись, як один із конструктивних варіантів при вирішенні проблем втомної міцності планера літака, а також в інших конструкціях, які експлуатуються в умовах перемінного навантаження. Згідно з винаходом, отвір виконано з нахилом до поверхні елемента конструкції, причому так, що лінія проекції осі отвору на площину діючих напружень в елементі співпадає з напрямком дії у ньому максимальних напружень розтягу, виникаючих від дії на конструкцію крила зовнішнього перемінного навантаження при експлуатації літака. За рахунок нових властивостей елемента конструкції крила літака з вільним отвором, забезпечується гарантоване збільшення втомної довговічності елементів конструкції з вільними циліндричними круговими отворами. UA 106089 C2 (12) UA 106089 C2 UA 106089 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до галузі літакобудування і може застосовуватись, як один із конструктивних варіантів при вирішенні проблем втомної міцності планера літака. Оскільки аналогічні проблеми по довговічності конструкцій зустрічаються і в інших галузях техніки, яка експлуатується в умовах перемінного навантаження, наприклад кораблебудуванні, залізничному транспорті, автомобільному, то можливе застосування запропонованого винаходу і в перелічених галузях. В різноманітних відомих конструкціях використовуються вільні, не заповнені циліндричні отвори для конструктивних і технологічних цілей, а також для задоволення вимог експлуатації. У більшості випадків отвори виконані так, що осьова лінія отвору орієнтована по нормалі до поверхні деталі або співпадає з напрямком однієї з осей деталі конструкції. При цьому відомо, що отвір - це значний концентратор напружень (теоретичний коефіцієнт напружень дорівнює трьом). Тому одним із головних недоліків використання отворів в конструкціях є те, що вони знижують опір втоми елементів конструкції в умовах перемінного зовнішнього експлуатаційного навантаження. Аналогом запропонованого технічного рішення може бути давно відоме конструктивне рішення, яке використовується і в наш час, це коли отвір виконаний з нахилом до осі деталі. Наприклад, так звані "косые отверстия" або "каналы" у щоках колінчатих валів двигунів внутрішнього згоряння для подачі масла до підшипників (Двигатели внутреннего сгорания. Изд. в 3-х т. общ. ред. А.С. Орлина. - Μ.: Машгиз, 1962. т. 2. Конструкция и расчет, 380 стр. с илл.: стр. 109-126, а також www.dieselloc.ru/te2/te2_5.html: фиг.22), або, з тією ж метою, отвори з нахилом у маточині колеса (Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя: в 3-х т. Т.З.- 5-е изд., перераб. и доп. - Μ.: Машиностроение, 1980. - 557с, ил.: стр. 381, рис.17). Для підвищення витривалості колінчастих валів у зоні виходу масляного каналу на поверхню використовують конструктивне рішення, згідно з яким враховується овальна форма епюри дійсних дотичних напружень при крученні вала. У відповідності з зазначеною формою епюри, отвір орієнтують так, щоб його вихід на поверхню розміщувався під кутом приблизно 90° (або 270°) до осі щоки. Таким чином, вихід отвору попадає в зону вала з мінімальними напруженнями. Це конструктивне рішення дає змогу збільшити довговічність колін вала приблизно на 15 відсотків. Однак, наведене, як приклад, конструктивне рішення не може бути використане в конструкції крила літака. Причина в тому, що в елементах крила виникає, в основному, плоский напружений стан внаслідок дії експлуатаційного навантаження на конструкцію та самими небезпечними для втомної міцності у зоні концентрації є перемінні напруження розтягу-стиску. Причому напруження розтягу змінюються по товщині конструктивних елементів крила незначно, що вказує на небезпеку концентратора не тільки в зоні виходу на поверхню, а й по всьому перерізу елемента у зоні концентратора. Іншими словами, напружено деформований стан у зоні отвору елемента конструкції крила літака при експлуатації суттєво відрізняється від вказаного вище стану колін вала у зоні "косого" отвору, що й приводить до висновку про непридатність відомого рішення для використання в конструкції крила. Прототипом запропонованого технічного рішення є конструктивний елемент крила літака, в якому є наявним один або декілька вільних (незаповнених) отворів, які виконані у формі кругових циліндрів. Наприклад, у кесонній частині крила стрингер (поздовжнє ребро у монолітній фрезерованій панелі) з отвором для переливу пального або обшивка крила з отвором для дренажу. Причому у відомому рішенні осі вказаних отворів орієнтовані по нормалях до поверхні конструктивних елементів ("Сопротивление усталости элементов конструкцій»/ А.З. Воробьев, В.И. Олькин, В.Н. Стебенев и др. -Μ.: Машиностроение, 1990. -240 с.:ил.: стр.199). Головним недоліком відомого технічного рішення є те, що незаповнені вільні кругові отвори створюють значну концентрацію напружень і визначають нижню границю втомної довговічності конструкції крила літака у цілому. Тому, на практиці круговий циліндричний отвір приймають, як типовий і масовий концентратор напружень для всієї конструкції. Цей факт зниження опору втоми елементів конструкції перешкоджає збільшенню довговічності конструкції при тих же експлуатаційних перемінних навантаженнях. У наведеному технічному рішенні може використовуватись конструктивний прийом, коли циліндричний отвір в елементі конструкції має в поперечному перерізі форму еліпса, з орієнтацією великої осі еліпса по напрямку дії напружень розтягу в тому ж елементі, які виникають при експлуатаційному навантаженні конструкції. Однак, надати отвору точну форму еліпса в поперечному перерізі, при виготовленні конструктивного елемента, технологічно непросто. Особливо при значному збільшенні великої осі еліпса для зниження концентрації напружень на контурі отвору. Тому, через технологічні 1 UA 106089 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 проблеми, на практиці використовують конструктивні елементи з циліндричними отворами кругової форми у поперечному перерізі. Також необхідно відмітити, що є технологічні рішення, які покращують відоме технічне рішення. Це способи зміцнення зони вільного отвору, шляхом пластичного деформування металу в зоні отвору та в результаті створення корисних остаточних напружень. Але такі технологічні рішення не гарантують очікуваного технічного результату, а саме - збільшення втомної довговічності по всіх оброблених отворах. Основною причиною такого недоліку є те, що відсутні надійні методи контролю величини остаточних напружень при виготовленні конструкції і, що дуже важливо, в процесі її експлуатації. У зв'язку з цим, при проектуванні конструкції, вказані технологічні способи розглядаються, як поліпшуючі втомні характеристики конструкції за рахунок усунення на більш тривалий період експлуатації лавинного зростання руйнувань. В основу винаходу поставлена задача гарантованого збільшення втомної довговічності елементів конструкції крила літака, що мають вільні (незаповнені) отвори, які виконані у формі кругових циліндрів, шляхом зменшення максимальних напружень у зоні отвору, які виникають при дії на конструкцію перемінного експлуатаційного навантаження. Поставлена задача вирішується тим, що елемент конструкції крила літака, з наявним у ньому вільним (незаповненим) отвором, який виконаний у формі кругового циліндра, наприклад стрингер (або ребро у монолітній фрезерованій панелі) з отвором для переливу пального, в якому, згідно з винаходом, отвір виконано з нахилом до поверхні елемента конструкції, причому так, що лінія проекції осі отвору на площину діючих напружень в елементі співпадає з напрямком дії у ньому максимальних напружень розтягу, виникаючих від дії на конструкцію крила зовнішнього перемінного навантаження при експлуатації літака. Запропонована орієнтація циліндричного отвору в елементі конструкції проявляє нові корисні властивості при дії на конструкцію перемінного експлуатаційного навантаження і суттєво відрізняє подане технічне рішення від відомих. Так, будь-який перетин кругового циліндричного отвору по товщині елемента конструкції площиною напружень розтягу, діючих у цьому елементі, буде мати вид ідеального еліпса. Причому, коли проекція осі еліпса на площину діючих напружень в елементі співпадає з напрямком напружень розтягу, то й велика вісь еліпса співпадає з напрямком дії напружень розтягу. Таким чином, круговий циліндричний отвір, виконаний згідно з заявленим технічним рішенням, дає у полі діючих напружень розтягу менш небезпечний концентратор напружень, ніж круговий отвір у відомому технічному рішенні. Зменшуючи кут нахилу осі отвору до площини діючих напружень, можна збільшувати велику вісь еліпса, що дає відоме зменшення теоретичного коефіцієнта напружень на контурі отвору. Оскільки геометричні параметри можна надійно контролювати при виготовленні елемента конструкції, то запропоноване технічне рішення дає змогу одержувати гарантоване підвищення втомної міцності конструкції. Таким чином, круговий циліндричний отвір, виконаний в елементі конструкції по запропонованому технічному рішенню, проявляє нову властивість елемента, а саме проявляється гарантоване зменшення концентрації напружень, що виникають у зоні кругового отвору при дії на конструкцію крила експлуатаційного навантаження. Вказана властивість дає можливість досягати головного технічного результату, а саме - гарантованого збільшення втомної довговічності елементів конструкції крила літака з вільними круговими циліндричними отворами, що підтверджується спостереженнями при експериментальних дослідженнях. Також запропоноване технічне рішення дає змогу уникнути складного технологічного завдання по виконанню з високою точністю еліпсного отвору, тим більш зі значною різницею між довжинами великої і малої осі еліпса. Крім цього, необхідно відмітити, що еліпси, утворені по товщині елемента перетинами кругового нахиленого отвору рядом площин напружень, висловлюючись математичною мовою, створюють нерозривний ряд зсунутих відносно один одного еліпсів. Це ще одна відмінність від звичайного еліпсного отвору, коли ось отвору орієнтована по нормалі до елемента конструкції. Відмінність проявляється у тому, що порівняно зі звичайним еліптичним отвором, зона концентрації біля отвору, виконаного по запропонованому технічному рішенню, більш розтягнута по лінії великої осі еліпса і при цьому мала вісь еліпса незмінна при різних кутах нахилу осі отвору. Вказана відмінність створює більш плавну зміну площ поперечних перетинів у зоні отвору, що дає умови для більш плавного обтікання напруженнями зони отвору. Перелік фігур креслення: Фіг. 1 - частина кесона крила; Фіг.2 - вид збоку на стрингер з отвором; Фіг.3 - поздовжній переріз стрингера по осі отвору. 2 UA 106089 C2 5 10 15 20 25 30 35 На фігурі 1 схематично показаний фрагмент кесонної частини 1 крила літака з отвором 2 для переливу пального в ребрі 3 монолітної фрезерованої панелі 4. На фігурі 2 показаний Вид А, на якому видно збоку ребро (стрингер) з отвором і видно, що перетини циліндричного отвору вертикальними поздовжніми площинами формують еліпси. На поверхнях ребра це контури 5 і 6 з великими осями еліпсів 7 і 8. Осі еліпсів співпадають з напрямком дії максимальних напружень розтягу 9 у ребрі. На фігурі 3 показаний поздовжній переріз Б-Б ребра панелі площиною, яка проходить через великі осі еліпсів і одночасно (згідно з технічним рішенням) через осьову лінію 10 отвору. Запропонований конструктивний елемент крила літака з вільним отвором працює таким чином: При експлуатаційному навантаженні на крило літака включається в роботу кесон 1, як силова конструкція крила, і одночасно виникають напруження в панелі 4 (обшивці) і, зокрема, в ребрі 3 (стрингері), яке має отвір 3 для переливу палива. В площинах діючих напружень розтягу 9 циліндричний круговий отвір 3, виконаний з нахилом по запропонованому технічному рішенню, має перетини у вигляді ряду еліпсів, крайні контури яких 5 і 6 видно на поверхнях ребра 3. Великі осі еліпсів 7 і 8 лежать на одній лінії з напрямком дії напружень розтягу 9. Сукупність вказаних факторів призводить до того, що циліндричний круговий отвір створює у полі діючих напружень другий тип концентратора в елементі конструкції ніж отвір виконаний по нормалі до поверхні і який більш безпечний, з точки зору втомної міцності конструкції, причому зі збереженням свого функціонального призначення. Для виявлення ефекту збільшення довговічності елемента конструкції при застосуванні запропонованого технічного рішення були проведені порівняльні експерименти. Наприклад, виконання отворів діаметром 7 мм під кутом 26 градусів до поздовжньої осі зразка (яка співпадала з максимальними напруженнями розтягу) призводить, в середньому, до збільшення довговічності приблизно в 2,4 разу порівняно з такими ж зразками, але зі звичайними отворами (з віссю по нормалі до поверхні). Випробування зразків з діаметром отворів 3 мм показали ще більший приріст довговічності. Для експериментів використовувалися зразки у вигляді пластинсмуг із сплаву Д16АТВ, товщиною 5 мм і шириною 85 мм. Перемінне навантаження задавалось на одному середньому рівні з частотою 10 Гц. Мінімальні номінальні напруження розтягу 2,35 2 2 кг/мм і максимальні 15,25 кг/мм . Як видно з усіх наведених порівнянь запропонованого технічного рішення з відомими, за рахунок суттєвих нових властивостей елемента конструкції крила літака з вільним отвором, забезпечується досягнення головного технічного результату, а саме: гарантоване збільшення втомної довговічності елементів конструкції з вільними циліндричними круговими отворами. Також, запропоноване технічне рішення конструктивним шляхом вирішує технологічну проблему виконання еліптичних отворів. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 40 45 Конструктивний елемент крила літака, що містить вільний отвір, який виконано у формі кругового циліндра, наприклад стрингер з отвором для переливу пального, який відрізняється тим, що отвір виконано з нахилом до поверхні елемента конструкції, причому так, що лінія проекції осі отвору на площину діючих напружень в елементі співпадає з напрямком дії у ньому максимальних напружень розтягу, що виникають від дії на конструкцію крила зовнішнього перемінного навантаження при експлуатації літака. 3 UA 106089 C2 Комп’ютерна верстка О. Рябко Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 4

Додаткова інформація

Автори англійською

Kucheriavyi Yevhen Fedorovych

Автори російською

Кучерявый Евгений Федорович

МПК / Мітки

МПК: B64C 3/26, B64C 3/18

Мітки: конструктивний, елемент, крила, вільним, отвором, літака

Код посилання

<a href="http://uapatents.com/6-106089-konstruktivnijj-element-krila-litaka-z-vilnim-otvorom.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Конструктивний елемент крила літака з вільним отвором</a>

Подібні патенти