Композитная панель в сборе для самолета и способ ее изготовления - RU2017141366A
Код документа: RU2017141366A
Формула
1. Композитная панель (10) в сборе для самолета, содержащая:
первую панель (1), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет углубление (7) на передней боковое стороне (1a) панели (1),
вторую панель (2), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (8) у первой боковой стороны (2a) панели (2), при этом наружный выступ (8) расположен в углублении (7) первой панели (1) с образованием нижней непрерывной стороны,
передний набор слоев (5) из композитного материала, прикрепленный к верхней стороне первой панели (1), причем передний набор слоев (5) имеет край (5a), перекрывающий первую боковую сторону (1a) первой панели (1), при этом число слоев переднего набора слоев (5) уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне (1a) первой панели (1).
2. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 1, в которой нижняя сторона второй панели (2) имеет углубление (9) у второй боковой стороны (2b), противоположной первой боковой стороне (2a) панели (2), при этом панель (10) в сборе также содержит третью панель (3), имеющую верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (11) у первой боковой стороны (3a) панели (3), при этом указанный наружный выступ (11) расположен в углублении (9) второй панели (2) с образованием нижней непрерывной стороны.
3. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 2, которая дополнительно содержит задний набор слоев (6) из композитного материала, прикрепленный к верхней стороне второй и третьей панелей (2, 3), причем число слоев заднего набора слоев (6) уменьшается в направлении боковой стороны, противоположной первой боковой стороне (3a) третьей панели (3).
4. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из п.п. 1-3, в которой передний набор слоев (5) содержит первый и второй слои (5', 5'') прямоугольной формы, U-образный третий слой (5'''), расположенный на втором слое (5''), и L-образный четвертый слой (5''''), расположенный на третьем слое (5'''), причем третий и четвертый слои (5''', 5'''') закрывают по меньшей мере часть верхнего края (1c) первой панели (1).
5. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 3-4, в которой задний набор слоев (6) имеет край (6a), перекрывающий первую боковую сторону (3a) третьей панели (3).
6. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 3-5, в которой задний набор слоев (6) содержит первый и второй слои (6', 6'') прямоугольной формы, третий слой (6'''), расположенный на втором слое (6''), и четвертый слой (6''''), расположенный на третьем слое (6'''), причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') закрывают по меньшей мере часть площади верхней стороны второй панели (2), соответствующей соединению между углублением (9) второй панели (2) и наружным выступом (11) третьей панели (3).
7. Композитная панель (10) в сборе для самолета по п. 6, в которой третий слой (6''') имеет J-образную форму, а четвертый слой (6'''') имеет Z-образную форму, причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') расположены так, что они закрывают по меньшей мере часть верхнего края (3c) третьей панели (3).
8. Композитная панель (10) в сборе для самолета по любому из пп. 1-7, которая дополнительно содержит наружный слой, расположенный на панели (10) в сборе.
9. Самолет, содержащий створку шасси, крыло, имеющее переднюю кромку и заднюю кромку, горизонтальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, вертикальный хвостовой стабилизатор, имеющий переднюю кромку и заднюю кромку, обтекатель нижней части фюзеляжа и композитную панель (10) в сборе по любому из п.п. 1-8, при этом по меньшей мере часть створки шасси и/или передней кромки крыла, и/или задней кромки крыла, и/или передней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки горизонтального хвостового стабилизатора, и/или передней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или задней кромки вертикального хвостового стабилизатора, и/или обтекателя нижней части фюзеляжа содержит композитную панель (10) в сборе.
10. Способ изготовления композитной панели (10) в сборе для самолета, содержащий следующие этапы:
обеспечение наличия первой панели (1), имеющей верхнюю и нижнюю стороны,
обеспечение наличия углубления (7) на первой боковой стороне (1a) нижней стороны первой панели (1),
обеспечение наличия второй панели (2), имеющей верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (8) у первой боковой стороны (2a) панели (2),
обеспечение наличия переднего набора слоев (5) из композитного материала, причем указанный передний набор слоев (5) имеет край (5a) и уменьшающееся число слоев в направлении боковой стороны, противоположной указанному краю (5a),
крепление переднего набора слоев (5) к верхней стороне первой панели (1) так, чтобы край (5a) переднего набора слоев (5) перекрывал первую боковую сторону (1a) первой панели (1),
соединение наружного выступа (8) второй панели (2) с углублением (7) первой панели (1) с образованием нижней непрерывной стороны.
11. Способ по п. 10, который дополнительно содержит:
обеспечение наличия третьей панели (3) имеющей верхнюю и нижнюю стороны, причем нижняя сторона имеет наружный выступ (11) у первой боковой стороны (3a) панели (3),
обеспечение наличия углубления (9) на нижней стороне второй боковой стороны (2b), противоположной первой боковой стороне (2a) панели (2),
соединение наружного выступа (11) третьей панели (3) с углублением (9) второй панели (2) с образованием нижней непрерывной стороны.
12. Способ по п. 11, который дополнительно содержит:
обеспечение наличия заднего набора слоев (6) из композитного материала, причем задний набор слоев (6) имеет уменьшающееся число слоев в направлении одного из его краев,
крепление заднего набора слоев (6) к верхней стороне как второй, так и третьей панелей (2, 3) так, что число слоев уменьшается в направлении, противоположном второй панели (2).
13. Способ по любому из пп. 11-12, в котором передний набор слоев (5) содержит первый и второй слои (5', 5'') прямоугольной формы, U-образный третий слой (5'''), расположенный на втором слое (5''), и L-образный четвертый слой (5''''), расположенный на третьем слое (5'''), причем третий и четвертый слои (5''', 5'''') закрывают по меньшей мере часть верхнего края (1c) первой панели (1).
14. Способ по п. 12, в котором задний набор слоев (6) содержит первый и второй слои (6', 6'') прямоугольной формы, третий слой (6'''), расположенный на втором слое (6''), и четвертый слой (6''''), расположенный на третьем слое (6'''), причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') закрывают по меньшей мере часть площади верхней стороны второй панели (2), соответствующей соединению между углублением (9) второй панели (2) и наружным выступом (11) третьей панели (3).
15. Способ по п. 14, в котором третий слой (6''') имеет J-образную форму, а четвертый слой (6'''') имеет Z-образную форму, причем третий и четвертый слои (6''', 6'''') расположены так, что они закрывают по меньшей мере часть верхнего края (3c) третьей панели (3).
