RU2173654C2

RU2173654C2 - Airframe of multimode monoplane

Info

Publication number: RU2173654C2
Application number: RU97121477/28A
Authority: RU
Inventors: М.П. Симонов; А.И. Блинов; Е.П. Савельевских; М.Е. Лапшин; И.Н. Капралов; В.П. Чмеренко; Ю.А. Рябышкин; В.Н. Пылаев; Р.Н. Емелин; О.Е. Присяжнюк; Б.А. Прокофьев; Б.А. Вахрушев; Ю.А. Коган; В.К. Капцевич; Е.Л. Погребинский; А.Н. Соколов
Original assignee: АООТ "ОКБ Сухого"
Priority date: 1997-12-10
Filing date: 1997-12-10
Publication date: 2001-09-20

Abstract

FIELD: heavier-than-air flying vehicles. SUBSTANCE: airframe has a wing with outer panels center section combined with middle fuselage which includes also crew cabin and compartments for fuel, equipment and retracted undercarriage legs. One or two engine nacelles are located in tail fuselage. One or two air intakes with air supply passages behind each of them are coupled with engine nacelle. Members for interconnected of airframe units and units for connecting each turbojet engine and undercarriage legs are secured to skeleton of airframe units. Skeleton includes longitudinal and transversal members secured to respective panels. Each outer panel and center section is of wing cell-type construction at section along elastic axis. Tail fuselage and its par between crew cabin and center section are made in the form of monocoque. Longitudinal and transversal members of center section skeleton and its upper and lower panels are made integral or coupled with similar members of skeleton and panels of said parts of fuselage are parts of wing outer panels for transmitting the shearing forces, torsional and bending moments of respective units of airframe. Parts of two engine nacelles spaced apart which project below middle one and carry vertical and horizontal tails are included into common semi-monocoque of tail fuselage by means of side beams. Transversal members of skeleton of each air intake and air supply passage are secured respectively to fuselage and center section. EFFECT: reduced mass at retained strength. 2 cl, 24 dwg

Description

Изобретение относится к конструкции планера многорежимного самолета в части средств, обеспечивающих его прочность при воздействии аэродинамических и инерционных нагрузок, а также нагрузок от воздействия маршевого двигателя и шасси. The invention relates to the design of a multimode airplane glider in terms of means for ensuring its strength under the influence of aerodynamic and inertial loads, as well as loads from the impact of the main engine and landing gear.

Преимущественной областью применения изобретения являются многорежимные высокоманевренные самолеты, эксплуатируемые как при до-, так и сверхзвуковых скоростях полета. An advantageous field of application of the invention are multi-mode highly maneuverable aircraft operating both at supersonic and supersonic flight speeds.

Одним из основных критериев совершенства современного многорежимного самолета является рациональность его конструктивно-силовой схемы, во многом определяющей весовое совершенство конструкции планера самолета. При этом рациональность конструктивно-силовой схемы оценивается в связи с плотностью и особенностями компоновки самолета, его тяговооруженностью и маневренностью. One of the main criteria for the perfection of a modern multi-mode aircraft is the rationality of its structural and power scheme, which largely determines the weighted perfection of the design of the airframe. Moreover, the rationality of the structural-power scheme is evaluated in connection with the density and layout features of the aircraft, its thrust-weight ratio and maneuverability.

Из уровня техники известен планер многорежимного самолета, который содержит крыло с консолями и центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, оперение. Фюзеляж включает в себя кабину экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси. Планер содержит по крайней мере один турбореактивный двигатель, установленный в мотогондоле, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, с пристыкованным к ней воздухозаборником с воздухоподводящим каналом за ним. Каркас планера выполнен с продольными и поперечными элементами, скрепленными с соответствующими панелями. Консоли крыла и центроплан выполнены кессонными, а хвостовая часть фюзеляжа и его часть между кабиной экипажа и центропланом выполнены полумонококовыми. Указанный планер раскрыт в полезной модели РФ 4109, кл. B 64 C 30/00, опубл. 16.05.1997. The prior art glider multi-mode aircraft, which contains a wing with consoles and a center section, combined with the middle part of the fuselage, plumage. The fuselage includes the cockpit, compartments for fuel, equipment and landing gear. The glider contains at least one turbojet engine installed in the engine nacelle located in the rear of the fuselage, with an air intake attached to it with an air supply channel behind it. The frame of the glider is made with longitudinal and transverse elements bonded to the respective panels. The wing consoles and the center section are made caisson, and the rear part of the fuselage and its part between the cockpit and the center section are semi-monocoque. The specified glider is disclosed in a utility model of the Russian Federation 4109, cl. B 64 C 30/00, publ. 05/16/1997.

Однако данная конструкция планера не полностью раскрывает особенности конструктивно-силовой схемы таких самолетов, как Cу-27. However, this design of the airframe does not fully reveal the features of the structural-power scheme of such aircraft as the Su-27.

В основу изобретения положена задача рационализации конструктивно-силовой схемы планера многорежимного самолета с позиции ее весового совершенства, т. е. решение задачи снижения веса при обеспечении необходимой прочности. The basis of the invention is the rationalization of the structural power scheme of a multimode airframe from the point of view of its weight perfection, i.e., solving the problem of weight reduction while ensuring the necessary strength.

Решение задачи заключается в том, что планер многорежимного самолета содержит крыло с консолями и центропланом, объединенным со средней частью фюзеляжа, включающего в себя также кабину экипажа, отсеки для размещения топлива, оборудования и опор шасси, хвостовое оперение по крайней мере одну расположенную в хвостовой части фюзеляжа мотогондолу с турбореактивным двигателем и пристыкованным к ней воздухозаборником с воздухоподводящим каналом за ним. Каркас планера выполнен с продольными и поперечными элементами, скрепленными с соответствующими панелями. Консоли крыла и центроплан выполнены кессонными, а хвостовая часть фюзеляжа и его часть между кабиной экипажа и центропланом выполнены полумонококовыми. Продольные и поперечные элементы каркаса центроплана и его верхняя и нижняя панели выполнены заодно или перестыкованы с одноименными элементами каркаса и панелями хвостовой части фюзеляжа и его части между кабиной экипажа и центропланом, а также консолей крыла с возможностью передачи на центроплан перерезывающих сил, моментов кручения и изгиба соответствующих агрегатов планера. Поперечные же элементы каркаса воздухозаборника и воздухоподводящего канала скреплены с фюзеляжем и центропланом посредством шарниров с продольными осями, попарно установленных в верхней части соответствующих поперечных элементов каркаса планера. The solution to the problem lies in the fact that the multimode airplane glider contains a wing with consoles and a center wing combined with the middle part of the fuselage, which also includes the crew cabin, compartments for fuel, equipment and landing gear, tail unit at least one located in the rear fuselage of a nacelle with a turbojet engine and an air intake attached to it with an air supply channel behind it. The frame of the glider is made with longitudinal and transverse elements bonded to the respective panels. The wing consoles and the center section are made caisson, and the rear part of the fuselage and its part between the cockpit and the center section are semi-monocoque. The longitudinal and transverse elements of the skeleton of the center section and its upper and lower panels are made at the same time or overlap with the same elements of the frame and the panels of the rear of the fuselage and its part between the cockpit and the center section, as well as the wing consoles with the possibility of transferring to the center section of the cutting forces, torsion and bending moments appropriate glider units. The transverse elements of the frame of the air intake and the air supply channel are fastened to the fuselage and center wing by means of hinges with longitudinal axes, pairwise installed in the upper part of the corresponding transverse elements of the frame of the airframe.

Кроме того, хвостовая часть фюзеляжа выполнена со средней и двумя несущими хвостовое оперение боковыми балками, при этом выступающие ниже указанных балок части двух разнесенных мотогондол включены в общий с этими балками полумонокок хвостовой части фюзеляжа. In addition, the tail of the fuselage is made with the middle and two tail-bearing side beams, while the parts of two spaced engine nacelles protruding below the beams are included in the half-monocoque of the tail of the fuselage that is common with these beams.

Кессоном является конструкция, в которой стенки, нервюры и обшивка совместно с подкрепляющими ее продольными элементами, т.е. верхняя и нижняя панели, воспринимают все виды нагрузок. Кессонное крыло представляет собой сочетание двух конструктивно-силовых схем: лонжеронного и моноблочного. В моноблочном крыле обшивка работает при изгибе и кручении. A caisson is a structure in which the walls, ribs and sheathing together with the longitudinal elements supporting it, i.e. upper and lower panels, perceive all kinds of loads. The caisson wing is a combination of two structural power schemes: a spar and a monoblock. In a monoblock wing, the skin works in bending and torsion.

В полумонококовой конструкции работает обшивка, подкрепленная каркасом. In the semi-monocoque design, the casing supported by the frame works.

В кессоне центроплана как продольные, так и поперечные элементы каркаса, как верхняя, так и нижняя панели в зависимости от маневра, выполняемого самолетом, работают на восприятие нагрузок в направлениях крыла и фюзеляжа, которые на нем уравновешиваются. In the center section caisson, both longitudinal and transverse frame elements, both the upper and lower panels, depending on the maneuver performed by the aircraft, work on the perception of loads in the directions of the wing and the fuselage, which are balanced on it.

Планер многорежимного самолета может быть выполнен как с одной мотогондолой для установки двигателя, так и с двумя мотогондолами и двумя двигателями. A multi-mode airplane glider can be made with either one engine nacelle for engine installation, or with two engine nacelles and two engines.

В последнем случае предпочтительно, чтобы части двух разнесенных мотогондол, выступающие ниже средней и несущих вертикальное и горизонтальное хвостовое оперение боковыми балками хвостовой части фюзеляжа, были включены в общий с этими балками полумонокок хвостовой части фюзеляжа, а поперечные элементы каркаса каждого из двух разнесенных воздухозаборников и соответствующих воздухоподводящих каналов, расположенные непосредственно под поперечными элементами каркаса фюзеляжа или центроплана, были скреплены соответственно с фюзеляжем и центропланом. In the latter case, it is preferable that the parts of two spaced engine nacelles protruding below the middle and bearing vertical and horizontal tail feathering by the side beams of the fuselage tail are included in the half-monocoque of the fuselage tail portion common with these beams, and the transverse frame elements of each of the two spaced air intakes and corresponding air supply channels located directly below the transverse elements of the fuselage frame or center section, were fastened respectively to the fuselage and center section.

Указанное включение мотогондол, воздухозаборников и воздухоподводящих каналов увеличивает строительную высоту соответствующих частей конструктивно-силовой схемы и тем самым создает условия для восприятия больших нагрузок. The indicated inclusion of engine nacelles, air intakes and air supply channels increases the building height of the corresponding parts of the structural-power scheme and thereby creates the conditions for the perception of large loads.

При этом целесообразно, чтобы поперечные элементы каркаса каждых воздухозаборника и соответствующего воздухоподводящего канала были скреплены с фюзеляжем и центропланом посредством шарниров с продольными осями, попарно установленных в верхней части соответствующих поперечных элементов каркаса. Шарнирные связи обеспечивают включение воздухозаборников и воздухоподводящих каналов в силовую схему наиболее простыми средствами. In this case, it is advisable that the transverse frame elements of each air intake and the corresponding air supply channel are fastened to the fuselage and center wing by means of hinges with longitudinal axes, pairwise mounted in the upper part of the corresponding transverse frame elements. Hinged connections ensure the inclusion of air intakes and air supply channels in the power circuit by the most simple means.

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:
фиг. 1 - планер многорежимного самолета, вид сбоку,
фиг. 2 - планер многорежимного самолета, вид в плане,
фиг. 3 - сечение A-A фиг. 1,
фиг. 4 - сечение Б-Б фиг. 1,
фиг. 5 - сечение B-B фиг. 1,
фиг. 6 - сечение Г-Г фиг. 1,
фиг. 7 - сечение Д-Д фиг. 1,
фиг. 8 - сечение Е-Е фиг. 1,
фиг. 9 - сечение Ж-Ж фиг. 1,
фиг. 10 - сечение И-И фиг. 1,
фиг. 11 - разрез К-К фиг. 2,
фиг. 12 - разрез Л-Л фиг. 2,
фиг. 13 - разрез М-М фиг. 2,
фиг. 14 - разрез Н-Н фиг. 2,
фиг. 15 - разрез П-П фиг. 2,
фиг. 16 - разрез Р-Р фиг. 2,
фиг. 17 - разрез C-C фиг. 2,
фиг. 18 - разрез Т-Т фиг. 2,
фиг. 19 - разрез У-У фиг. 18,
фиг. 20 - разрез Ф-Ф фиг. 3,
фиг. 21 - разрез Ц-Ц фиг. 5,
фиг. 22 - разрез Ш-Ш фиг. 21,
фиг. 23 - схема загружения каркаса на участке средней части фюзеляжа воздухозаборника и воздухоподводящего канала,
фиг. 24 - схема загружения верхней панели центроплана.The invention is further illustrated by specific examples of its implementation with reference to the accompanying drawings, which depict:
FIG. 1 - glider multimode aircraft, side view,
FIG. 2 - glider multimode aircraft, view in plan,
FIG. 3 is a section AA of FIG. 1,
FIG. 4 is a section BB of FIG. 1,
FIG. 5 is a cross section BB of FIG. 1,
FIG. 6 is a section G-D of FIG. 1,
FIG. 7 is a section DD of FIG. 1,
FIG. 8 is a cross-section EE of FIG. 1,
FIG. 9 is a section FJ of FIG. 1,
FIG. 10 is a section II of FIG. 1,
FIG. 11 is a section KK of FIG. 2
FIG. 12 is a section LL of FIG. 2
FIG. 13 is a section MM of FIG. 2
FIG. 14 is a section HH of FIG. 2
FIG. 15 is a section PP of FIG. 2
FIG. 16 is a sectional view of FIG. 2
FIG. 17 is a CC section of FIG. 2
FIG. 18 is a section through a TT of FIG. 2
FIG. 19 is a section Y-U of FIG. 18,
FIG. 20 is a sectional view FF of FIG. 3
FIG. 21 is a cross-sectional view of the center of FIG. 5,
FIG. 22 is a sectional view Sh-W of FIG. 21,
FIG. 23 is a loading diagram of a carcass on a portion of the middle part of the fuselage of the air intake and the air supply channel,
FIG. 24 is a diagram of loading the center panel top panel.

Планер многорежимного самолета содержит крыло (см. фиг. 1, 2), включающее консоли 1, 2 и центроплан 3. Центроплан 3 объединен со средней частью 4 фюзеляжа. Фюзеляж включает в себя также кабину 5 экипажа и отсеки для размещения топлива, оборудования и убранных опор шасси. Топливо размещено в отсеках 6, 7, 8, 9,10. Оборудование размещено в отсеках 11, 12. 13. Передняя опора шасси 15 размещается в отсеке 16. Основные опоры 17 шасси размещены в отсеках 19, 20. Мотогондолы 21, 22 (фиг. 7) расположены в хвостовой части 23 фюзеляжа и предназначены для установки двух турбореактивных двигателей 25 (фиг. 2). Два воздухозаборника 26 с воздухоподводящим каналом 27 за каждым из них пристыкованы к мотогондолам. Средства для соединения между собой агрегатов планера и узлы для присоединения к нему каждого турбореактивного двигателя и опор шасси скреплены с каркасом агрегатов планера, включающим в себя продольные и поперечные элементы, скрепленные с соответствующими панелями. The multi-mode aircraft glider contains a wing (see Fig. 1, 2), including the console 1, 2 and the center section 3. The center section 3 is combined with the middle part 4 of the fuselage. The fuselage also includes a crew cabin 5 and compartments for placing fuel, equipment and retracted landing gear supports. Fuel is placed in compartments 6, 7, 8, 9.10. The equipment is located in compartments 11, 12. 13. The front landing gear support 15 is located in compartment 16. The main landing gear supports 17 are located in compartments 19, 20. Motor nacelles 21, 22 (Fig. 7) are located in the rear part of the fuselage 23 and are designed to install two turbojet engines 25 (Fig. 2). Two air intakes 26 with an air supply channel 27 behind each of them are docked to the engine nacelles. Means for interconnecting the airframe aggregates and nodes for connecting each turbojet engine and landing gear to it are fastened to the frame of the airframe aggregates, which includes longitudinal and transverse elements fastened to the respective panels.

Поперечными элементами каркаса фюзеляжа (фиг. 1), включая воздухозаборники, воздухоподводящие каналы и мотогондолы, являются шпангоуты 18, 24, 28, 31, 34, 38, 42, 45, 46. The transverse elements of the fuselage frame (Fig. 1), including air intakes, air supply channels and engine nacelles, are frames 18, 24, 28, 31, 34, 38, 42, 45, 46.

Поперечными элементами каркаса центроплана являются его передняя - первая, промежуточная - вторая и задняя - третья стенки, расположенные непосредственно над шпангоутами 28, 31 и 34. The transverse elements of the center section frame are its front - first, intermediate - second and back - third walls, located directly above the frames 28, 31 and 34.

Продольными элементами каркаса фюзеляжа являются лонжероны (фиг. 2), в том числе 29, 30, 32 и 33, связывающие между собой шпангоуты соответствующих воздухозаборника, воздухоподводящего канала и мотогондолы. The longitudinal elements of the fuselage frame are the side members (Fig. 2), including 29, 30, 32 and 33, connecting the frames of the corresponding air intake, air supply channel and engine nacelle.

Кроме лонжеронов продольными элементами каркаса фюзеляжа являются стенки 35 и лонжероны 36, 37 между кабиной экипажа и центропланом по каждую из сторон относительно плоскости симметрии планера. In addition to the side members, the longitudinal elements of the fuselage frame are the walls 35 and the side members 36, 37 between the cockpit and the center wing on each side relative to the plane of symmetry of the glider.

Продольными элементами каркаса центроплана являются нервюры, в том числе 39, 40, 41. The longitudinal elements of the center section frame are ribs, including 39, 40, 41.

Каркас каждой из консолей крыла включает в себя лонжерон 43 и стенки 44, 47, 48, нервюры, в том числе 49 и 50, и носки (не показаны). The frame of each of the wing consoles includes a spar 43 and walls 44, 47, 48, ribs, including 49 and 50, and socks (not shown).

Центроплан включает в себя панели: верхнюю 51 и нижнюю 52 (фиг. 5). The center section includes panels: upper 51 and lower 52 (Fig. 5).

Панели кессонов и монококов включают в себя обшивку, подкрепленную стрингерами. The caisson and monocoque panels include sheathing reinforced by stringers.

Продольные и поперечные элементы каркаса центроплана и его верхняя и нижняя панели выполнены заодно или перестыкованы с одноименными элементами каркаса и панелями хвостовой части фюзеляжа и его части между кабиной экипажа и центропланом, а также консолей крыла с возможностью передачи на центроплан перерезывающих сил, моментов кручения и изгиба соответствующих агрегатов планера. The longitudinal and transverse elements of the skeleton of the center section and its upper and lower panels are made at the same time or overlap with the same elements of the frame and the panels of the rear of the fuselage and its part between the cockpit and the center section, as well as the wing consoles with the possibility of transferring to the center section of the cutting forces, torsion and bending moments appropriate glider units.

Части (фиг. 8, 9) двух разнесенных мотогондол 21, 22, выступающие ниже балки 53 и балок 54, несущих кили 55, 56, 57, 58 и половины 59, 60 дифференциального стабилизатора включены в общий с этими балками полумонокок хвостовой части фюзеляжа. Parts (Fig. 8, 9) of two spaced engine nacelles 21, 22, protruding below the beams 53 and beams 54, bearing keels 55, 56, 57, 58 and halves 59, 60 of the differential stabilizer are included in the half-monocoque of the rear fuselage with these beams.

Поперечные элементы каркаса каждых воздухозаборника и соответствующего воздухоподводящего канала скреплены с фюзеляжем и центропланом посредством шарниров 61, 62 с продольными осями, попарно установленных в верхней части соответствующих поперечных элементов каркаса (фиг. 4). The transverse frame elements of each air intake and the corresponding air supply channel are fastened to the fuselage and center wing by hinges 61, 62 with longitudinal axes, pairwise mounted in the upper part of the corresponding transverse frame elements (Fig. 4).

Пример перестыковки каждой из консолей крыла со средней частью фюзеляжа, включающей центроплан, показан на фигурах с 11 по 15. An example of the re-flashing of each of the wing consoles with the middle part of the fuselage, including the center section, is shown in figures 11 to 15.

Перестыковочное соединение содержит верхний наконечник 71 центроплана и верхний наконечник 72 консоли крыла. The docking joint includes an upper tip 71 of the center section and an upper tip 72 of the wing console.

Нижний наконечник центроплана выполнен в виде полки 73, а нижний наконечник консоли выполнен в виде вилки 74. В карманах верхних наконечников 71 и 72 расположены болты. Полка 71 и вилка 74 соединены между собой посредством штырей 75 с фиксаторами 76. Бортовая нервюра 77 центроплана и бортовая нервюра 78 консоли соединены между собой посредством центрирующего штыря 79. The lower tip of the center section is made in the form of a shelf 73, and the lower tip of the console is made in the form of a plug 74. Bolts are located in the pockets of the upper tips 71 and 72. The shelf 71 and the plug 74 are interconnected by means of pins 75 with latches 76. The side rib 77 of the center section and the side rib 78 of the console are interconnected by means of a centering pin 79.

Головные части вертикальных стенок 80, 81, 82, 83 крепятся соединительными болтами. Крепление переднего лонжерона 84 с бортовой нервюрой 77 центроплана осуществлено болтом 85. The head parts of the vertical walls 80, 81, 82, 83 are attached with connecting bolts. The front spar 84 was mounted with the side rib 77 of the center section by bolt 85.

Узлы крепления, показанные на фиг. 13 и 14, подобны и различаются числом болтов. The attachment points shown in FIG. 13 and 14 are similar and differ in the number of bolts.

Примеры перестыковки центроплана со средней частью фюзеляжа перед центропланом приведены на фиг. 16 и 17. На фиг. 16 показана перестыковка агрегатов планера на участке стыковки продольной стенки средней части фюзеляжа с нервюрой центроплана. На фиг. 17 показана перестыковка тех же агрегатов на участке между нервюрами центроплана. Examples of rearrangement of the center section with the middle part of the fuselage in front of the center section are shown in FIG. 16 and 17. In FIG. Figure 16 shows the re-assembly of airframe assemblies at the docking site of the longitudinal wall of the middle part of the fuselage with the center section rib. In FIG. 17 shows the re-clipping of the same aggregates in the area between the ribs of the center section.

В обоих случаях верхние и нижние панели средней части фюзеляжа и центроплана, соответственно 97, 98 и 99, 100 состыкованы "внахлест". Панели 98 и 100 на участке стыковки выполнены с утолщениями 101 и 102, соединенными с передней поперечной стенкой центроплана. Стенка средней части фюзеляжа и нервюра центроплана соединены с поперечной передней стенкой центроплана угольниками. In both cases, the upper and lower panels of the middle part of the fuselage and the center section, respectively 97, 98 and 99, 100, are overlapped. Panels 98 and 100 at the docking section are made with bulges 101 and 102 connected to the front transverse wall of the center section. The wall of the middle part of the fuselage and the rib of the center section are connected to the transverse front wall of the center section by angles.

Пример перестыковочного соединения лонжеронов - продольных элементов 36 и 37 показан на фиг. 18 и 19. Каждый из лонжеронов таврового сечения скреплен с обшивкой 86 и двумя угольниками 87, 88. Каждый из угольников скреплен с обоими лонжеронами во взаимно перпендикулярных направлениях. На участке стыка элементов 36 и 37 каждый из угольников выполнен с ребром жесткости 89. An example of re-connecting spars - longitudinal elements 36 and 37 is shown in FIG. 18 and 19. Each of the T-section spars is bonded to the skin 86 and two squares 87, 88. Each of the squares is bonded to both spars in mutually perpendicular directions. At the junction of the elements 36 and 37, each of the squares is made with a stiffener 89.

Аналогичное соединение может быть использовано для стыковки и других элементов силового набора. A similar connection can be used for docking and other elements of the power set.

Пример перестыковочного соединения панелей приведен на фиг. 20. An example of re-connecting panels is shown in FIG. 20.

Нижняя панель головной части фюзеляжа включает в себя уголок 90, скрепленный со стенкой и обшивкой. Шпангоут 18 скреплен с уголком 90 и нижней панелью 91 средней части фюзеляжа. Панель скреплена с уголком 90 болтами 92. Соединение является типовым. The lower panel of the head of the fuselage includes a corner 90, bonded to the wall and skin. The frame 18 is bonded with a corner 90 and the bottom panel 91 of the middle part of the fuselage. The panel is fastened with a corner 90 bolts 92. The connection is typical.

Аналогичные соединения используются при перестыковке разнотолщинных обшивок и в других узлах. Similar compounds are used for re-clipping of thick-walled casing and in other nodes.

Пример перестыковки участков лонжерона 29 показано на фиг. 21 и 22. An example of re-linking of the spar sections 29 is shown in FIG. 21 and 22.

Часть 93 лонжерона, являющаяся продольным элементом силового набора воздухозаборника скреплена со шпангоутом 28 таким образом, что образован выступ позади шпангоута для соединения с тавровым участком 94 лонжерона, являющегося продольным элементом силового набора воздухоподводящего канала. Тавровая часть лонжерона скреплена со шпангоутом 28 при помощи уголка 95. Обе части лонжерона скреплены с обшивкой 96. The spar part 93, which is a longitudinal element of the air intake power set, is bonded to the frame 28 so that a protrusion is formed behind the frame for connection with the T-section of the spar 94, which is a longitudinal element of the power set of the air supply channel. The T-section of the spar is bonded to the frame 28 using the angle 95. Both parts of the spar are bonded to the skin 96.

В каждой из консолей крыла (фиг. 2) стенка 47 расположена вдоль оси жесткости, а стенки 44 и 48 ограничивают кессонный участок консоли. Кессон консоли крыла соединен с кессоном центроплана моментной заделкой вдоль нервюр 39 центроплана и 50 - консоли крыла. In each of the wing consoles (Fig. 2), the wall 47 is located along the axis of rigidity, and the walls 44 and 48 define a coffered section of the console. The caisson of the wing console is connected to the center wing caisson by momentary sealing along the ribs of the 39 center wing and 50 of the wing console.

Кроме того, каждая консоль крыла соединена с фюзеляжем (фиг. 2) посредством шарнира 63 с продольной осью, связывающим лонжерон 43 с нервюрой 39. Концевая нервюра 49 каждой консоли крыла соединена моментной заделкой с балансиром 64. In addition, each wing console is connected to the fuselage (Fig. 2) via a hinge 63 with a longitudinal axis connecting the spar 43 to the rib 39. The end rib 49 of each wing console is connected by momentary termination to the balancer 64.

Хвостовая часть фюзеляжа представляет собой полумонокок, состоящий из одной или двух мотогондол, средней части с топливным отсеком и двух боковых балок. В случае наличия двух мотогондол средняя часть с топливным отсеком расположена между гондолами. Боковые балки расположены вверху по бокам мотогондол. The tail of the fuselage is a half-monocoque, consisting of one or two engine nacelles, the middle part with a fuel compartment and two side beams. In the case of two engine nacelles, the middle part with a fuel compartment is located between the nacelles. Side beams are located at the top on the sides of the nacelles.

Основными видами нагружения хвостовой части фюзеляжа являются случаи нагружения А', Д', соответствующие выходу из пикирования при максимальном скоростном напоре и полету с максимальными отрицательными перегрузками, а также совместное нагружение горизонтального и вертикального оперений. The main types of loading of the rear part of the fuselage are cases of loading A ', D' corresponding to the exit from the dive at maximum speed head and flight with maximum negative overloads, as well as the combined loading of horizontal and vertical tail units.

В случаях А' и Д' изгибающий момент Mz воспринимается растяжением или сжатием верхних и нижних панелей мотогондол, которые представляют собой обшивки с приклепанными или приваренными к ним стрингерами и лонжеронами. Верхняя панель, в случае А' растянутая, а в случае Д' - сжатая, стыкуется с верхней панелью центроплана в зоне шпангоута 34 и третьей стенки центроплана при помощи болтов и заклепок, соединяющих обшивку и лонжероны панели мотогондол с выступающими назад "фистонами" центроплана. Нижняя панель воздухоподводящего канала стыкуется с нижней панелью воздухозаборника через стыковую ленту (не показана) по шпангоуту 28, причем нижние лонжероны стыкуются "внахлест" с нижними лонжеронами воздухозаборника, выступающими назад и воспринимающими всю нагрузку с панели воздухоподводящего канала и мотогондолы. In cases A 'and D', the bending moment Mz is perceived by stretching or compressing the upper and lower panels of the engine nacelles, which are claddings with stringers and spars riveted or welded to them. The upper panel, in case A 'is stretched, and in case D' is compressed, joins the upper panel of the center section in the area of the frame 34 and the third wall of the center section using bolts and rivets connecting the skin and side members of the panel of the nacelle with the protruding “fistons” of the center section. The lower panel of the air inlet channel is joined to the lower panel of the air intake through a butt tape (not shown) along the frame 28, and the lower side members are overlapped with the lower side members of the air intake, protruding backward and absorbing all the load from the panel of the air supply channel and the engine nacelle.

Таким образом, данная конструкция позволяет использовать суммарную строительную высоту центроплана воздухоподводящих каналов и мотогондол для восприятия максимального момента Mz в зоне первой, второй и третьей стенок центроплана и соответствующих шпангоутов. Thus, this design allows you to use the total construction height of the center section of the air supply channels and engine nacelles to perceive the maximum moment Mz in the area of the first, second and third walls of the center section and the corresponding frames.

При совместном нагружении горизонтального и вертикального оперений усилия приходят на элементы каркаса фюзеляжа, расположенные на боковых балках по шпангоутам 38, 42, 45. Конструкция данных шпангоутов позволяет передавать эти усилия на панели и обшивки не только боковой балки, но и на соответствующие панели и обшивки мотогондол, что, в свою очередь, дает возможность воспринимать крутящий момент Mx суммарной площадью контуров мотогондол и боковой балки. When loading the horizontal and vertical feathers together, the forces come to the elements of the fuselage frame located on the side beams along frames 38, 42, 45. The design of these frames allows you to transfer these forces to the panels and casing not only of the side beam, but also to the corresponding panels and skins of the nacelles , which, in turn, makes it possible to perceive the torque Mx with the total area of the contours of the nacelles and the side beam.

Кроме данных случаев нагружения хвостовая часть фюзеляжа воспринимает местные сосредоточенные нагрузки от двигателя по шпангоутам 38 и 46 и посредством продольных балок между шпангоутами 38-43, от замка (не показан) выпущенного положения шасси, установленного на продольных балках (не показаны) между шпангоутами 31-34. Опора основной опоры шасси в выпущенном положении на указанные шпангоуты через замок выпущенного положения исключает необходимость специального подноса шасси. Ось основной опоры шасси скреплена с балкой 67, являющейся частью каркаса центроплана. In addition to these cases of loading, the tail of the fuselage receives local concentrated loads from the engine through frames 38 and 46 and through longitudinal beams between frames 38-43, from a lock (not shown) of the released chassis position mounted on longitudinal beams (not shown) between frames 31- 34. Supporting the main landing gear in the released position on said frames through the released position lock eliminates the need for a special chassis tray. The axis of the main landing gear is fastened to a beam 67, which is part of the center section frame.

Головная часть фюзеляжа представляет собой полумонокок, состоящий из верхних, нижних и боковых панелей, которые в свою очередь выполнены в виде обшивок с приклепанными к ним стрингерами и лонжеронами. The head of the fuselage is a semi-monocoque, consisting of upper, lower and side panels, which in turn are made in the form of skins with stringers and spars riveted to them.

Основными видами нагружения головной части фюзеляжа являются случаи нагрузок А' и Д', при которых изгибающий момент Mz воспринимается верхними и нижними панелями головной части фюзеляжа, предающими возникающие усилия на верхнюю и нижнюю панели переднего топливного отсека посредством стыковых лент, накладок и фитингов. Возникающие при этих случаях нагружения, перерезывающие усилия Q, воспринимаются в основном вертикальными стенками, которые передают его на вертикальные стенки переднего топливного отсека 6 в зоне шпангоута 18. The main types of loading of the head of the fuselage are cases of loads A 'and D', in which the bending moment Mz is perceived by the upper and lower panels of the head of the fuselage, betraying the emerging forces on the upper and lower panels of the front fuel compartment by means of joint tapes, linings and fittings. The stresses arising in these cases, cutting forces Q, are perceived mainly by vertical walls, which transmit it to the vertical walls of the front fuel compartment 6 in the zone of the frame 18.

Кроме перечисленных случаев нагружения, головная часть фюзеляжа воспринимает местные нагрузки, такие как давление в кабине экипажа, усилия от передней стойки шасси и др. In addition to the above cases of loading, the head of the fuselage perceives local loads, such as pressure in the cockpit, forces from the front landing gear, etc.

Воздухозаборник и соответствующий воздухоподводящий канал представляют собой конструкцию, выполненную из верхней и боковых панелей и нижней панели с двумя лонжеронами, воспринимающими практически всю нагрузку от изгибающего момента Mz, приходящую на данную панель. The air intake and the corresponding air inlet channel are a structure made of the upper and side panels and the lower panel with two spars that absorb almost all the load from the bending moment Mz coming to this panel.

В зоне шпангоута 28 воздухозаборник переходит в воздухоподводящий канал. In the area of the frame 28, the air intake passes into the air supply channel.

Воздухозаборник и воздухоподводящий канал, относящийся к хвостовой части фюзеляжа, стыкуются в зоне шпангоута 28 при помощи стыковых лент и накладок. Воздухоподводящий канал располагается между шпангоутами 28-34, присоединен к шпангоутам хвостовой части фюзеляжа и имеет собственные промежуточные шпангоуты. The air intake and the air supply channel related to the rear of the fuselage are joined in the area of the frame 28 with the help of butt tapes and overlays. The air supply channel is located between the frames 28-34, attached to the frames of the rear fuselage and has its own intermediate frames.

В зоне шпангоута 24 воздухозаборник стыкуется со стенкой переднего топливного отсека, что позволяет ему постепенно включаться в процесс восприятия изгибающего момента Mz. Данная конструкция воздухозаборника, учитывая то, что он жестко состыкован с хвостовой частью фюзеляжа, позволяет планеру самолета воспринимать максимальный изгибающий момент Mz на максимальной строительной высоте, включающей в себя строительные высоты центроплана воздухозаборников, воздухоподводящих каналов и мотогондол. In the zone of the frame 24, the air intake is joined to the wall of the front fuel compartment, which allows it to gradually be included in the process of perceiving the bending moment Mz. This design of the air intake, given that it is rigidly docked with the rear of the fuselage, allows the airframe to perceive the maximum bending moment Mz at the maximum construction height, including the construction heights of the center section of the air intakes, air ducts and engine nacelles.

Крыло состоит из двух консолей, соединенных между собой центропланом, который стыкуется с передним топливным отсеком 6 и хвостовой частью фюзеляжа. Передний топливный отсек является частью фюзеляжа, соединяющей головную часть с центропланом, и конструктивно состоит из верхних, нижних и боковых панелей, набора шпангоутов и продольных стенок. Консоли крыла представляют собой кессонную конструкцию, состоящую из верхних и нижних панелей, трех продольных стенок и поперечного набора. Основными видами нагружения консолей крыла являются случаи нагрузки - А' и Д'. The wing consists of two consoles, interconnected by a center wing, which fits into the front fuel compartment 6 and the rear of the fuselage. The front fuel compartment is part of the fuselage connecting the head to the center section, and structurally consists of upper, lower and side panels, a set of frames and longitudinal walls. The wing consoles are a coffered structure consisting of upper and lower panels, three longitudinal walls and a transverse set. The main types of loading of the wing consoles are load cases - A 'and D'.

В случаях А' и Д' изгибающий момент Mz воспринимается растяжением или сжатием верхних и нижних панелей консолей крыла. Верхняя панель, выполненная в виде цельнофрезерованной вафельной панели, в случае А' - сжатая, при Д' - растянутая, стыкуется с верхней панелью центроплана между шпангоутами 28 и 34 с помощью фланцевого стыка и горизонтальных болтов. Нижняя панель консолей крыла, выполненная в виде обшивки с присоединенными к ней стрингерами, в случае А' - растянутая, в случае Д' - сжатая, стыкуется с нижней панелью центроплана с помощью соединения типа "ухо - вилка" и вертикальных штырей. In cases A 'and D', the bending moment Mz is perceived by stretching or compressing the upper and lower panels of the wing consoles. The upper panel, made in the form of a whole-milled wafer panel, in case A 'is compressed, when D' is stretched, joins the top panel of the center section between frames 28 and 34 using a flange joint and horizontal bolts. The lower panel of the wing consoles, made in the form of a casing with stringers attached to it, in case A 'is stretched, in case D' is compressed, joins the bottom panel of the center section using the ear-plug type and vertical pins.

Верхние и нижние панели также воспринимают крутящий момент Mx и в зоне стыка с центропланом сдают его на верхние и нижние панели центроплана. Перезывающая сила Q воспринимается тремя стенками. The upper and lower panels also receive Mx torque and, in the area of the interface with the center section, pass it on to the upper and lower panels of the center section. The transmitting force Q is perceived by three walls.

Центроплан представляет собой кессонную конструкцию, состоящую из верхних и нижних панелей, трех стенок и набора нервюр. The center section is a caisson construction consisting of upper and lower panels, three walls and a set of ribs.

Основными видами нагружения центроплана являются случаи нагрузки - А' и Д'. Центроплан является агрегатом, который воспринимает нагрузки от консолей крыла, носовой части фюзеляжа через передний топливный отсек 6 и хвостовой части фюзеляжа. The main types of center wing loading are load cases - A 'and D'. The center section is an assembly that receives loads from the wing consoles, the nose of the fuselage through the front fuel compartment 6 and the rear of the fuselage.

В случаях А' и Д' изгибающие моменты воспринимаются растяжением или сжатием верхних и нижних панелей центроплана. Верхняя панель, выполненная в виде цельнофрезерованной вафельной панели, в случае А' испытывает сложное нагружение - она сжата от нагрузок консолей крыла и растянута от нагрузок, приходящих с головной части фюзеляжа через верхние панели переднего топливного отсека 6, которые стыкуются по шпангоуту 28 с помощью болтов, и хвостовой частью фюзеляжа, которая стыкуется по верхним панелям по шпангоуту 34 с помощью болтов. Нижняя панель центроплана, выполненная в виде обшивки с приваренными вдоль шпангоутов стрингерами из титанового сплава, в случае А' - растянута от нагрузок, приходящих с консолей крыла и сжата от нагрузок, приходящих от головной и хвостовой частей фюзеляжа. В случае Д' верхняя панель растянута от крыльевых нагрузок и сжата от нагрузок фюзеляжа, нижняя панель сжата от крыльевых нагрузок и растянута от нагрузок фюзеляжа. In cases A 'and D', bending moments are perceived by stretching or compressing the upper and lower panels of the center section. The upper panel, made in the form of a whole-milled wafer panel, in case A 'experiences difficult loading - it is compressed from the loads of the wing consoles and stretched from the loads coming from the head of the fuselage through the upper panels of the front fuel compartment 6, which are joined along the frame 28 with bolts , and the tail of the fuselage, which is joined along the upper panels on the frame 34 using bolts. The lower center section panel, made in the form of a skin with titanium alloy stringers welded along the frames, in case A ', is stretched from the loads coming from the wing consoles and compressed from the loads coming from the head and tail parts of the fuselage. In the case of D ', the upper panel is stretched from the wing loads and compressed from the loads of the fuselage, the lower panel is compressed from the wing loads and stretched from the loads of the fuselage.

Верхняя и нижняя панели центроплана также воспринимают крутящие моменты М^zкр и М^xкр от консолей крыла, головной и хвостовой частей фюзеляжа. Перерезывающая сила Q от консолей крыла воспринимается тремя стенками (шпангоутами) центроплана, являющимися продолжением трех стенок консолей крыла, сила Q от головной части фюзеляжа через стенки переднего топливного отсека воспринимается нервюрами центроплана, являющимися продолжением стенок переднего топливного отсека.The upper and lower panels of the center section also receive the torques M ^z cr and M ^x cr from the wing consoles, the head and tail parts of the fuselage. The shear force Q from the wing consoles is perceived by the three walls (frames) of the center section, which are a continuation of the three walls of the wing consoles, the force Q from the head of the fuselage through the walls of the front fuel compartment is perceived by the center section ribs, which are the continuation of the walls of the front fuel compartment.

Шарнир 63 и моментные заделки каждой консоли крыла вдоль концевой 49 и бортовой 50 нервюр при нужном числе внутренних нервюр в центроплане придают планеру требуемую жесткость на кручение. The hinge 63 and the momentary terminations of each wing console along the end 49 and side 50 ribs with the required number of internal ribs in the center section give the glider the required torsional rigidity.

Перерезывающие силы в зоне шпангоута 34 передаются посредством книц 69 и 70. Cutting forces in the area of the frame 34 are transmitted by means of knits 69 and 70.

Максимальная весовая отдача достигнута соединением воздухозаборника, воздухоподводящего канала и фюзеляжа в единое целое в силовом отношении. Крепление воздухозаборника и воздухоподводящего канала к фюзеляжу осуществляется по узлам, воспринимающим сосредоточенные вертикальные силы, и продольными швами, передающими поток касательных сил. The maximum weight return is achieved by combining the air intake, the air supply channel and the fuselage into a single unit in a power relation. The air intake and the air supply channel are fixed to the fuselage by nodes that receive concentrated vertical forces and by longitudinal seams that transmit the flow of tangential forces.

Изгибающий момент фюзеляжа в сечении по шпангоуту 24 воспринимается силовыми элементами на строительной высоте части фюзеляжа перед центропланом, а затем, за счет потока касательных усилий и вертикальных сил взаимодействия части фюзеляжа перед центропланом, воздухозаборника и воздухоподводящего канала по узлам навески на шпангоутах 24 и 28, в работу от изгибающего момента включаются нижние силовые элементы воздухозаборника и воздухоподводящего канала, обеспечивая использование полной высоты сечения, как показано на фиг. 23. The bending moment of the fuselage in the section along the frame 24 is perceived by the power elements at the construction height of the fuselage part in front of the center section, and then, due to the flow of tangential forces and vertical forces of interaction of the fuselage part in front of the center section, the air intake and the air supply channel through the hinge nodes on the frames 24 and 28, in operation from bending moment, the lower power elements of the air intake and the air supply channel are switched on, ensuring the use of the full section height, as shown in FIG. 23.

Центроплан в конструктивно силовой схеме планера выполняет функции интегрирующего элемента, который загружается нагрузками как с консолей крыла, так и нагрузками с хвостовой части фюзеляжа и головной части фюзеляжа. При этом, если нижняя панель центроплана в изгибе фюзеляжа практически не участвует, уравновешивая нагрузки с нижних панелей консолей, то верхняя панель замыкает нагрузки с верхних панелей консолей и, одновременно, является основным верхним силовым элементом при изгибе каркаса самолета. The center section in the structural power scheme of the airframe serves as an integrating element, which is loaded with loads from both the wing consoles and loads from the rear of the fuselage and the head of the fuselage. At the same time, if the lower panel of the center section is practically not involved in the bend of the fuselage, balancing the loads from the lower panels of the consoles, the upper panel closes the loads from the upper panels of the consoles and, at the same time, is the main upper power element when bending the aircraft frame.

Нагрузки с верхней панели части фюзеляжа перед центропланом шпангоутами 18 и 28 через поперечный стык по шпангоуту 28 в виде потока нормальных сил qx передаются на верхнюю панель центроплана и уравновешиваются нагрузками с хвостовой частью фюзеляжа, которые на данную панель передаются через стык по шпангоуту 34 в виде сосредоточенных сил S_x и потока нормальных сил q_x.Loads from the upper panel of the fuselage part in front of the center wing of the frames 18 and 28 through the transverse joint along the frame 28 in the form of a stream of normal forces qx are transferred to the upper panel of the center wing and are balanced by the loads from the rear of the fuselage, which are transferred to this panel through the joint through the frame 34 in the form of concentrated forces S _x and the flow of normal forces q _x .

В основном расчетном случае А' верхняя панель центроплана работает в сложном напряженном состоянии, обеспечивая полное использование несущих свойств материала и максимальную весовую отдачу, как показано на фиг. 24. In the main design case A ', the top section of the center section operates in a complex stress state, ensuring full utilization of the load-bearing properties of the material and maximum weight return, as shown in FIG. 24.

При изготовлении описанным образом планера можно достичь хороших показателей отношения веса конструкции к площади омываемой поверхности и отношения веса конструкции к объему конструкции, например менее 21 кг/м² и 100 кг/м² соответственно, что близко к предельно возможным.In the manufacture of a glider in the manner described, it is possible to achieve good ratios of the ratio of the weight of the structure to the area of the surface being washed and the ratio of the weight of the structure to the volume of the structure, for example, less than 21 kg / m ² and 100 kg / m ^2, respectively, which is close to the maximum possible.

Очевидно, что специалисты, используя различные, в том числе вновь создаваемые материалы, могут создать различные конструкции планера многорежимного самолета - моноплана, реализующие патентуемое изобретение, используя его признаки и их возможные эквиваленты в соответствии с формулой изобретения. It is obvious that specialists, using various, including newly created materials, can create various designs of a multimode airframe - a monoplane, implementing the patented invention, using its features and their possible equivalents in accordance with the claims.

Claims

1. A multi-mode airplane glider comprising a wing with consoles and a center wing integrated with the middle part of the fuselage, which also includes the cockpit, compartments for placing fuel, equipment and landing gear, tail unit, at least one nacelle located at the rear of the fuselage with a turbojet engine and an air intake attached to it with an air supply channel behind it, and the frame of the airframe is made with longitudinal and transverse elements fastened to the corresponding panels, a console and the wings and the center section are coffered, and the rear part of the fuselage and its part between the cockpit and the center section are semi-monocoque, characterized in that the longitudinal and transverse elements of the center section frame and its upper and lower panels are integral or overlapped with the same frame elements and panels of the rear section the fuselage and its parts between the cockpit and the center wing, as well as the wing consoles with the possibility of transmitting cutting forces, torsion and bending moments to the center wing a glider, and transverse frame elements and the inlet air supply channel are attached to the fuselage and the center section by means of hinges with the longitudinal axes of the pairs installed at the top of the respective transverse frame members of the airframe.

2. The glider according to claim 1, characterized in that the tail of the fuselage is made with an average beam and two side beams carrying the tail, while the protruding parts of the two separated engine nacelles below the specified beams are included in the half-monocoque of the tail of the fuselage common with these beams.