Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата

Ромбовидное окно для композитного и/или металлического каркаса летательного аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Настоящее изобретение относится в основном окнам летательных аппаратов и, более конкретно, к оптимизированной форме вырезов для фюзеляжа летательного аппарата.

Уровень техники

Обычный пассажирский летательный аппарат, используемый в коммерческой авиации, имеет окна для пассажиров, смонтированные вдоль боковых сторон фюзеляжа летательного аппарата. Обращенные вбок окна обычно скомпонованы в один ряд в окантовке окон, которая продолжается между передним и хвостовым концами на каждой из боковых сторон фюзеляжа. Каждое окно обычно смонтировано в оконном вырезе, сформированном в боковых сторонах.

В период эксплуатации летательный аппарат подвергается воздействию различных нагрузок разной величины и ориентации. Например, во время полета массу летательного аппарата и полезный груз летательного аппарата (например, пассажиры, багаж, грузы) выдерживают крылья летательного аппарата. Во время обычного крейсерского полета масса летательного аппарата и полезный груз вызывают воздействие изгибающего момента на фюзеляж. Изгибающий момент создает поперечную нагрузку в своей плоскости на каждой стороне фюзеляжа. Поперечная нагрузка дает компоненты натяжения и сжатия поперечной нагрузки в боковой области, которые ориентированы под углом приблизительно 45 градусов относительно продольной оси летательного аппарата. Сила воздействия, при поперечной нагрузке, проходит через окантовку окон, присоединяющую верхний полусвод фюзеляжа к полу фюзеляжа.

Обычные окна летательных аппаратов как правило имеют овальную форму и расположены с промежутком вдоль фюзеляжа летательного аппарата с относительно коротким интервалом. Интервал между окнами обычно соответствует расстоянию между окружными шпангоутами, которые обычно расположены с интервалом приблизительно 22-24 дюйма вдоль внутренней боковой стороны обшивки фюзеляжа. Комбинация относительно короткого интервала и овальной формы обычных окон летательного аппарата приводит к лишенному непрерывности или сильно нарушенному пути нагружения для поперечных нагрузок. С этой точки зрения окна овальной формы и интервал между ними не обеспечивают прохождения поперечной нагрузки по прямой линии между окнами, а вместо этого создают разрывность пути поперечного нагружения, что приводит к прохождению поперечной нагрузки вокруг каждого окна овальной формы.

Лишенный непрерывности путь нагружения приводит к концентрации напряжения вдоль краев вырезов окон, что требует увеличения толщины обшивки вокруг вырезов, чтобы напряжение не превышало допустимых пределов для материала обшивки. Увеличенная толщина обшивки повышает стоимость, сложность и увеличивает время изготовления летательного аппарата. Кроме того, увеличение массы, из-за повышенной толщины обшивки, снижает полезную грузоподъемность летательного аппарата и повышает расход топлива.

Как можно видеть, существует необходимость в оконных вырезах оптимизированной формы, которая улучшает путь нагружения между оконными вырезами в области боковой обшивки фюзеляжа. Кроме того, необходима компоновка, которая оптимизирует толщину обшивки в областях, примыкающих к оконным вырезам.

Сущность изобретения

Упомянутые выше проблемы, связанные с оконными вырезами, решаются посредством настоящего изобретения, в котором в одном варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком по меньшей мере с одной боковой стенкой. Цилиндрический отсек может содержать первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке, расположенные рядом друг с другом. Цилиндрический отсек может обеспечивать прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека. Путь нагружения может продолжаться по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом.

Также предлагается фюзеляж летательного аппарата с боковой стенкой, содержащей первый вырез и второй вырез, сформированные рядом друг с другом. По меньшей мере один из первого и второго вырезов может содержать боковой сегмент. Фюзеляж может подвергаться воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке, и нагрузку избыточного давления кабины, создающую кольцевое напряжение в боковой стенке. Боковой сегмент может быть ориентирован по существу параллельно пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

В другом варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком. Цилиндрический отсек может содержать по меньшей мере одну боковую панель. Цилиндрический отсек может содержать первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке и расположенные рядом друг с другом. Цилиндрический отсек может обеспечивать прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека. Путь нагружения может продолжаться по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом.

В настоящем изобретении дополнительно предлагается способ формирования вырезов в боковой стороне фюзеляжа летательного аппарата, такой как боковая стенка цилиндрического отсека. Способ может включать стадии формирования первого выреза и второго выреза, расположенных рядом друг с другом в цилиндрическом отсеке, причем первый вырез расположен с интервалом от второго выреза. Способ дополнительно может включать конструирование первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы прямой путь нагружения продолжался вдоль цилиндрического отсека по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом. Способ может дополнительно включать стадии определения изгибающего момента, действующего на фюзеляж, определения поперечной нагрузки, создаваемой в боковой стенке в ответ на изгибающий момент, и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы путь поперечного нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом. Способ может дополнительно включать определения нагрузки избыточного давления кабины на фюзеляж, определения кольцевого напряжения, создаваемого в боковой стенке нагрузкой избыточного давления кабины, определения пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы результирующий путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

В другом варианте осуществления предлагается фюзеляж летательного аппарата с цилиндрическим отсеком по меньшей мере с одной боковой панелью, первым вырезом и вторым вырезом, сформированными в боковой панели рядом друг с другом, прямым путем нагружения, продолжающимся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом. Летательный аппарат может дополнительно содержать фюзеляж, подвергающийся воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой панели и путь нагружения, включающий путь поперечной нагрузки. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать фюзеляж, который подвергается нагрузке избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой панели и путь нагружения, включающий путь, результирующий поперечную нагрузку и кольцевое напряжение. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать боковую панель, содержащую обшивку, сформированную из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу, и по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать по меньшей мере один из первого и второго вырезов в форме ромба с основной осью и малой осью. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидный каркас с четырьмя боковыми сегментами; и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидный каркас высотой А, измеренной вдоль основной оси, и шириной В, измеренной вдоль малой оси, причем высота А обладает размером в диапазоне от приблизительно 1,3В до приблизительно 5В. Фюзеляж летательного аппарата может дополнительно содержать ромбовидную структуру с высотой А, измеренной вдоль основной оси, ромбовидный каркас обладает скругленными концевыми углами радиусом r_a и скругленными боковыми углами радиусом r_b, концевые радиусы r_a обладают размером в диапазоне от приблизительно 0,05А до приблизительно 0,50A и боковые радиусы r_b обладают размером в диапазона от приблизительно 0,05А до приблизительно 3,0А.

В одном варианте осуществления фюзеляж летательного аппарата содержит цилиндрический отсек с первым вырезом и вторым вырезом, сформированными в цилиндрическом отсеке рядом друг с другом; и прямым путем нагружения, продолжающимся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка цилиндрического отсека в основном под первым вырезом до верхнего участка цилиндрического отсека в основном над вторым вырезом.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке цилиндрического отсека; и путь нагружения включает путь поперечной нагрузки.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается нагрузке избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой стенке; и путь нагружения включает путь в результате поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором боковая стенка содержит обшивку, обладающую номинальной толщиной обшивки; боковая стенка содержит область дополнительных накладок по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами; и толщина обшивки в области дополнительных накладок больше номинальной толщины обшивки.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором первый и второй вырезы образуют сужение в самом коротком расстоянии между ними; и толщина обшивки в области дополнительных накладок в основном возрастает вдоль по меньшей мере одного из направления от верхнего участка к суженой части и направления от нижнего участка к суженой части.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором обшивка сформирована из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; и по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере участок волокон ориентирован под углом приблизительно от 50 до 75 градусов относительно продольной оси летательного аппарата.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере один из первого и второго вырезов обладает формой ромба с основной осью и малой осью.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором основная ось ориентирована под углом в пределах +/ 20 градусов относительно периферийной оси летательного аппарата.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас имеет четыре боковых сегмента и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас обладает высотой А, измеренной вдоль основной оси, и шириной В, измеренной вдоль малой оси; и высота А обладает размером в диапазоне от приблизительно 1,3В до приблизительно 5В.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором ромбовидный каркас обладает высотой А, измеренной вдоль основной оси; ромбовидный каркас обладает скругленными концевыми углами радиусом r_a и скругленными боковыми углами радиусом r_b; концевые радиусы r_a обладают размером в диапазона от приблизительно 0,05А до приблизительно 0,50А; и боковые радиусы r_b обладают размером в диапазоне от приблизительно 0,05А до приблизительно 3,0А.

Другой вариант осуществления фюзеляжа летательного аппарата содержит боковую стенку; первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой стенке и расположенные рядом друг с другом, по меньшей мере один из первого и второго вырезов содержит боковой сегмент; фюзеляж подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой стенке, и нагрузку избыточного давления кабины, создающую кольцевое напряжение в боковой стенке; боковой сегмент ориентирован по существу параллельно пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

В другом варианте осуществления фюзеляж летательного аппарата содержит цилиндрический отсек по меньшей мере с одной боковой панелью; первый вырез и второй вырез, сформированные в боковой панели и расположенные рядом друг с другом; и имеет прямой путь нагружения, продолжающийся вдоль цилиндрического отсека, путь нагружения продолжается по существу непрерывно от нижнего участка боковой панели в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой панели в основном над вторым вырезом.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию изгибающего момента, создающего поперечную нагрузку в боковой панели; и путь нагружения включает путь поперечной нагрузки.

Фюзеляж летательного аппарата подвергается воздействию нагрузки избыточного давления кабины, создающей кольцевое напряжение в боковой панели; и путь нагружения включает путь результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором боковая панель содержит обшивку, сформированную из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; по меньшей мере участок волокон ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором по меньшей мере один из первого и второго вырезов имеет ромбовидную форму с основной осью и малой осью.

Фюзеляж летательного аппарата, в котором каркас ромбовидной формы имеет четыре боковых сегмента; и по меньшей мере один из боковых сегментов ориентирован по существу параллельно пути нагружения.

Способ формирования вырезов в боковой стенке фюзеляжа летательного аппарата включает стадии: формирования первого выреза и второго выреза, расположенных рядом друг с другом в боковой стенке; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы прямой путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка боковой стенки в основном под первым вырезом до верхнего участка боковой стенки в основном над вторым вырезом.

Способ дополнительно включает стадии определения изгибающего момента, действующего на фюзеляж; определения поперечной нагрузки, создаваемой в боковой стенке в ответ на изгибающий момент; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы путь поперечного нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

Способ дополнительно включает стадии определения нагрузки избыточного давления кабины на фюзеляж; определения кольцевого напряжения, создаваемого в боковой стенке нагрузкой избыточного давления кабины; определения пути результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения; и конструирования первого выреза и второго выреза таким образом, чтобы результирующий путь нагружения продолжался вдоль боковой стенки по существу непрерывно от нижнего участка под первым вырезом до верхнего участка над вторым вырезом.

Способ, в котором боковая стенка содержит обшивку с номинальной толщиной обшивки, способ дополнительно включает стадии включения области дополнительных накладок в боковой стенке по меньшей мере в области между первым и вторым вырезами; и увеличение толщины обшивки в области дополнительных накладок относительно номинальной толщины обшивки.

Способ дополнительно включает этапы обеспечения боковой стенки с обшивкой, сформированной из композитного материала с несколькими армирующими волокнами, введенными в матрицу; и ориентирования по меньшей мере участка волокон по существу параллельно пути нагружения.

Способ дополнительно включает стадию формирования первого и второго вырезов в ромбовидном каркасе с основной осью и малой осью.

Способ, в котором каркас ромбовидной формы имеет четыре боковых сегмента, способ дополнительно включает этап ориентирования по меньшей мере одного из боковых сегментов по существу параллельно пути нагружения.

Описанные признаки, функции и преимущества могут быть достигнуты независимо в различных вариантах осуществления настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах осуществления, дополнительные подробности которых можно видеть со ссылкой на следующее описание и чертежи, приведенные далее.

Краткое описание чертежей

Эти и другие признаки настоящего изобретения будут более очевидны со ссылкой на чертежи, на которых аналогичные номера относятся к аналогичным частям, и на которых:

на фиг. 1А показан вид в перспективе летательного аппарата с фюзеляжем, состоящим из нескольких цельных цилиндрических отсеков;

на фиг. 1В показан вид в перспективе летательного аппарата с фюзеляжем, состоящим из нескольких панелей, которые могут быть собраны для формирования по меньшей мере одного цилиндрического отсека;

на фиг. 2 показан вид сбоку летательного аппарата, иллюстрирующий изгибающий момент, приложенный к фюзеляжу;

на фиг. 3 показан вид в сечении вдоль линии 3 по фиг. 2, иллюстрирующий нагрузку избыточного давления кабины, приложенную к цилиндрическому отсеку фюзеляжа;

на фиг. 4 показан вид в перспективе цилиндрического отсека с четырьмя периферийными квадрантами, включающего верхний полусвод, пол и две боковые стенки и иллюстрирующего растягивающую нагрузку в верхнем полусводе и сжимающую нагрузку в области пола под действием изгибающего момента, показанного на фиг. 2;

на фиг. 4А показан вид сбоку участка боковой стенки вдоль линии 4А по фиг. 4, иллюстрирующий два ромбовидных оконных выреза, сформированных в боковой стенке;

на фиг. 5 показан типичный элемент боковой стенки вдоль линии 5 по фиг. 4А, иллюстрирующий компонент натяжения поперечной нагрузки, возникающей в боковой стенке в результате действия изгибающего момента, приложенного к фюзеляжу по фиг. 2, и дополнительно иллюстрирующий напряжение кольцевой нагрузки, возникающее в боковой стенке в результате действия нагрузки избыточного давления кабины, показанной на фиг. 3;

на фиг. 6 показан путь поперечной нагрузки и путь кольцевого напряжения, соответствующие поперечной нагрузке и кольцевому напряжению по фиг. 5;

на фиг. 7 показан путь нагружения в результате поперечной нагрузки и кольцевого напряжения по фиг. 6;

на фиг. 8 показан вид сбоку летательного аппарата, иллюстрирующий изгибающий момент, приложенный к фюзеляжу в направлении, противоположном изгибающему моменту, показанному на фиг. 2;

на фиг. 9 показан репрезентативный элемент боковой стенки, показывающий ориентацию поперечной нагрузки в боковой стенке в результате действия изгибающего момента по фиг. 8 и иллюстрирующий кольцевое напряжение в боковой стенке в результате действия нагрузки избыточного давления кабины по фиг. 3;

на фиг. 10 показан путь поперечной нагрузки и путь кольцевого напряжения, соответствующие поперечной нагрузке и кольцевому напряжению по фиг. 9;

на фиг. 11 показан путь нагружения результирующей поперечной нагрузки и кольцевого напряжения по фиг. 10;

на фиг. 12 показан вид сбоку участка боковой стенки вдоль линии 12 по фиг. 4А, иллюстрирующий два ромбовидных оконных выреза, сформированных в обшивке боковой стенки, и дополнительно иллюстрирующий армирующие волокна, ориентированные по существу параллельно одному или более путям нагружения;

на фиг. 13 показана диаграмма нагрузок и граничных условий применительно к методу конечных элементов (FEM) (фиг. 14) боковой стенки для моделирования и прогнозирования структурного ответа боковой стенки на поперечную нагрузку и кольцевое напряжение;

на фиг. 14 показан FEM боковой стенки, иллюстрирующий распределение напряжений в ответ на действие поперечной силы и силы, вызывающей кольцевое напряжение, и дополнительно иллюстрирующий боковые сегменты вырезов, ориентированные в основном с совмещением с концентрацией напряжений;

на фиг. 15 показан FEM боковой стенки по фиг. 14, иллюстрирующий путь наслоения между вырезами;

на фиг. 16 показан один вариант осуществления области дополнительных накладок, состоящей из слоев дополнительных накладок, вставленных в боковую стенку и сформированных в виде Х-образной структуры, в основном с совмещением с показанными путями нагружения;

на фиг. 17 показана боковая стенка в одном варианте осуществления, в котором область дополнительных накладок содержит расположенные уступами слои дополнительных накладок;

на фиг. 18 показан вид в сечении боковой стенки вдоль линии 18 по фиг. 17, иллюстрирующий постепенное увеличение толщины обшивки боковой стенки из-за расположения слоев дополнительных накладок;

на фиг. 19 показаны боковая стенка и один вариант осуществления области дополнительных накладок с добавочными слоями дополнительных накладок, для обеспечения сопротивления кольцевому напряжению в боковой стенке;

на фиг. 20 показан график смещения модели оптимизации формы скругленного прямоугольного выреза, иллюстрирующий векторы смещения, указывающие тенденцию геометрии выреза для преобразования в вырез ромбовидной формы;

на фиг. 21 показан вырез ромбовидной формы с прямыми боковыми сегментами;

на фиг. 22 показан вырез ромбовидной формы со скругленными острыми углами радиусом r_a и скругленными боковыми (тупыми) углами радиусом r_b;

на фиг. 23 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы с изогнутыми боковыми сегментами;

на фиг. 24 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы со скругленными боковыми сторонами;

на фиг. 25 показан один вариант осуществления выреза ромбовидной формы со скругленными боковыми сторонами и повышенным отношением большей стороны к меньшей относительно этого отношения для выреза по фиг. 24;

на фиг. 26 показан один вариант осуществления вырезов с отклонением относительно периферийной оси летательного аппарата; и

на фиг. 27 показана блок-схема операций, представляющая одну или более операции, которые могут быть включены в технологию формирования выреза в фюзеляже.

Подробное описание

Обращаясь к чертежам, изображения на которых приведены с целью иллюстрации различных предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения, на фиг. 1А показан вид в перспективе пассажирского летательного аппарата 10 с фюзеляжем 16 и двумя крыльями 32, продолжающимися наружу от фюзеляжа 16. Фюзеляж 16 продолжается от носовой части 20 летательного аппарата 10 до хвостового оперения 22 на заднем конце фюзеляжа 16. Хвостовое оперение 22 может содержать горизонтальный стабилизатор 28, руль высоты 30, вертикальный стабилизатор 24 и руль направления 26. Фюзеляж 16 может содержать ряд окон 50, продолжающийся вдоль каждой боковой стороны фюзеляжа 16.

Настоящее изобретение охватывает варианты осуществления фюзеляжа 16 летательного аппарата 10, как показано на фиг. 1А, с одним или более цельными цилиндрическими отсеками 34 с оптимизированными ромбовидными вырезами 52 окон 50. Каждый из цилиндрических отсеков 34 может содержать обшивку 42, продолжающуюся по существу непрерывно вокруг периферии цилиндрического отсека 34. Фюзеляж 16 может содержать боковые стенки 40 на каждой боковой стороне цилиндрического отсека 34. Один или более вырезов 52 окон 50 могут быть сформированы в боковых стенках 40. Вырезы 52 окон 50 могут обладать размером и конструкцией, которые обеспечивают прямой путь нагружения между вырезами 52.

На фиг. 1В показан фюзеляж 16 летательного аппарата 10 в одном варианте осуществления, состоящий из нескольких панелей 36′, 38′, 40′, которые могут быть собраны для формирования одного или более цилиндрических отсеков 34. Например, фюзеляж 16 может содержать одну или более панелей 36′ полусвода, продолжающихся вдоль верхнего участка фюзеляжа 16, одну или более панелей 38′ области пола, продолжающихся вдоль нижнего участка фюзеляжа 16, и боковые панели 40′, продолжающиеся вдоль боковых сторон фюзеляжа 16. Панели 36′, 38′, 40′ могут быть собраны для формирования по меньшей мере одного цилиндрического отсека 34 фюзеляжа 16. В варианте осуществления, показанном на фиг. 1В, каждая из боковых панелей 40′ может содержать один или более оптимизированных ромбовидных вырезов 52 для окон 50, которые могут обладать размером и конструкцией для обеспечения прямого пути нагружения между вырезами 52.

Настоящее изобретение также включает способ (фиг. 27) формирования вырезов 52 ромбовидной формы в фюзеляже 16. Кроме того, настоящее изобретение охватывает варианты осуществления для оптимизации толщины обшивки (фиг. 18) фюзеляжа 16 в областях, примыкающих к вырезам 52. Хотя настоящее изобретение описано в контексте пассажирского летательного аппарата 10 с неизменяемой геометрией крыла, как показано на фиг. 1А и 1В, подразумевается, что описанные варианты осуществления могут быть применены к летательному аппарату любой конструкции, без ограничения. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены к любому гражданскому, коммерческому или военному летательному аппарату и могут включать летательный аппарат с неизменяемой геометрией крыла и винтокрылый летательный аппарат. Кроме того, варианты осуществления могут быть применены к альтернативным конструкциям летательных аппаратов и не ограничиваются конструкцией летательного аппарата 10, использующего силу тяги и снабженного неподвижным относительно других частей крыла, показанного на фиг. 1А и 1В. Например, описанные варианты осуществления могут быть применены для гибридного летательного аппарата (не показан).

Описанные варианты осуществления также могут быть применены к любому средству передвижения или конструкции, которая подвергается поперечным нагрузкам, и которая обладает вырезами 52, сформированными в боковых сторонах средства передвижения или боковых сторонах конструкции. Хотя вырезы 52 ромбовидной формы описаны в контексте окон 50 для пассажиров, описанные варианты осуществления также могут быть применены к дверям, люкам и другим отверстиям, которые могут быть сформированы в средстве передвижения или конструкции, которые подвергаются воздействию комбинированной поперечной нагрузки (фиг. 2) и нагрузке избыточного давления кабины (фиг. 3). Кроме того, варианты осуществления, описанные в настоящем документе, могут быть применены к конструкциям, изготовленным из материала любого типа, без ограничения, включая средства передвижения и конструкции, изготовленные из металлического материала, композитного материала, такого как армированный волокном полимерный материал, и комбинаций металлического материала и композитного материала.

На фиг. 2 показан вид сбоку летательного аппарата 10 с несколькими ромбовидными окнами 50, продолжающимися вдоль фюзеляжа 16. Фюзеляж 16 может подвергаться воздействию изгибающего момента M₁, ориентированного в направлении, показанном на фиг. 2. Изгибающий момент M₁ может быть приложен к фюзеляжу 16 за счет полетных нагрузок. Например, при положительной перегрузке, масса летательного аппарата 10, поддерживаемого крыльями 32. приводит к возникновению изгибающего момента M₁, действующего на фюзеляж 16. Изгибающий момент M₁ также может возникать из-за перегрузок при маневрировании, восходящих воздушных порывов и посадочных нагрузок. Величина изгибающего момента M₁ обычно максимальна около точки пересечения переднего лонжерона крыла (не показан) с фюзеляжем 16 и около точки пересечения заднего лонжерона крыла (не показан) с фюзеляжем 16 и в основном снижается вдоль соответствующих направлений к носовой части 20 и хвостовому оперению 22.

На фиг. 3 показан вид в сечении фюзеляжа 16, разделенного на четыре периферийных квадранта, содержащих верхний полусвод 36, пол 38 и две боковые стенки 40. Верхний полусвод 36, пол 38 и боковые стенки 40 могут составлять часть цельного цилиндрического отсека 34, как показано на фиг. 1А. В альтернативном варианте верхний полусвод 36 может быть сконструирован в виде отдельной панели 36′ верхнего полусвода (фиг. 1В), пол 38 может быть сконструирован в виде отдельной панели 38′ пола (фиг. 1В), и каждая из боковых стенок 40 может быть сконструирована в виде отдельных боковых панелей 40′ (фиг. 1В), которые могут быть соединены для формирования собранного цилиндрического отсека 34′, как показано на фиг. 1В. Для целей настоящего изобретения ссылки на боковые стенки 40 охватывают и применимы в равной степени к боковым панелям 40′ (фиг. 1В). Аналогично, ссылки в настоящем изобретении на верхний полусвод 36 и пол 38 охватывают и применимы в равной степени к соответствующим панели 36′ верхнего полусвода (фиг. 1В) и панели 38′ пола (фиг. 1В).

На фиг. 3 боковые стенки 40 могут включать один или более вырезов 52 для окон 50 для пассажиров. Нагрузка Р избыточного давления кабины может быть приложена к внутренней части фюзеляжа 16. Нагрузка Р избыточного давления кабины представляет собой внутреннее избыточное давление пассажирской кабины на некоторой высоте. Федеральное Авиационное Управление США (FAA) требует, чтобы давление в кабине поддерживалось при барометрической высоте не выше 8000 футов при нормальной крейсерской высоте полета летательного аппарата. С учетом коэффициентов защиты, нагрузка Р избыточного давления кабины, которую должен выдерживать фюзеляж 16, составляет до 18,2 фунтов на кв. дюйм, хотя фюзеляж 16 может быть сконструирован так, чтобы выдерживать более высокие нагрузки избыточного давления. Нагрузка Р избыточного давления кабины, приложенная к летательному аппарату 10 по фиг. 3, дает в результате кольцевое напряжение (не показано), ориентированное в периферийном направлении обшивки 42 фюзеляжа 16, и представлена посредством σ_hoop (σ_{кольцевое}) на фиг. 5, как более подробно описано далее.

На фиг. 4 показан цилиндрический отсек 34 фюзеляжа 16 с верхним полусводом 36, полом 38 и двумя боковыми стенками 40. Цилиндрический отсек 34 может содержать обшивку 42, удерживаемую несколькими расположенными по периферии с промежутком стрингерами 46 и несколькими расположенными аксиально с промежутком шпангоутами 48. Стрингеры 46 могут выдерживать аксиальные силы, такие как осевые растягивающие нагрузки из-за избыточного давления Р кабины (фиг. 3). Шпангоуты 48 могут сохранять форму фюзеляжа 16. Шпангоуты 48 также могут усиливать прочность на продольный изгиб фюзеляжа 16 при изгибе. Стрингеры 46 и шпангоуты 48 могут вместе повышать жесткость при сгибании обшивки 42. Обшивка 42 может содержать несколько вырезов 52, расположенных в ряд вдоль окантовки окон 49. На фиг. 4 показано несколько первичных нагрузок, которые возникают в областях 36, 38 за счет изгибающего момента M₁ (фиг. 2) в фюзеляже 16. Например, верхний полусвод 36 может быть нагружен главным образом растяжением Т, пол 38 может быть нагружен главным образом сжатием С, и каждая из боковых стенок 40 может быть нагружена главным образом поперечно, как показано на фиг. 5. Растягивающая нагрузка Т в верхнем полусводе 36 и сжимающая нагрузка С в полу 38 ориентированы параллельно продольной оси 12 летательного аппарата 10.

На фиг. 4А показан участок боковой стенки цилиндрического отсека по фиг. 4. Участок, показанный на фиг. 4А, может представлять боковую стенку 40 фюзеляжа 16 (фиг. 4) перед местом пересечения крыла 32 и фюзеляжа 16 (фиг. 1А). Участок боковой стенки 40 на фиг. 4А содержит два выреза 52 ромбовидной формы, сформированных в обшивке 42 рядом друг с другом.

На фиг. 5 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40 из местоположения между вырезами 52 (фиг. 4А). Типичный элемент 41 предусмотрен для иллюстрации ориентации нагрузок в боковой стенке 40. Например, компоненты поперечной нагрузки τ_shear-1 (τ_{поперечн-1}) возникают в боковой стенке 40 в результате направленного вниз изгибающего момента M₁ (фиг. 2). Величина поперечной нагрузки τ_shear-1 может соответствовать величине изгибающего момента M₁ (фиг. 2), которая обычно максимальна около точки пересечения лонжеронов крыла (не показаны) с фюзеляжем 16 (фиг. 2), и в основном уменьшается вдоль направления от крыла 32 (фиг. 2). Нагрузка Р избыточного давления кабины (фиг. 3) дает в результате кольцевое напряжение σ_hoop (σ_кольц), возникающее в типичном элементе 41 боковой стенки 40. Кольцевое напряжение σ_hoop показано ориентированным параллельно периферийной оси 14. Величина кольцевого напряжения σ_hoop в основном постоянна вдоль всей длины фюзеляжа 16 (фиг. 2).

На фиг. 6 дополнительно показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, показывающий компонент растяжения пути N_shear-1 (N_{поперечн-1}) поперечной нагрузки в виде результата действия изгибающего момента M₁ (фиг. 2). С этой точки зрения поперечная нагрузка в боковой стенке 40 за счет изгибающего момента M₁ также имеет компонент сжатия (не показан), который может быть ориентирован в основном перпендикулярно ориентации компонента растяжения поперечной нагрузки. Для целей настоящего изобретения ссылки на путь N_shear-1 поперечной нагрузки связаны с компонентом растяжения поперечной нагрузки в боковой стенке 40. На фиг. 6 путь N_shear-1 поперечной нагрузки показан ориентированным под углом α_shear-1 (α_{поперечн-1}) поперечной нагрузки приблизительно +45 градусов относительно продольной оси 12. Как указано выше, ориентация пути N_shear-1 поперечной нагрузки зависит от местоположения вдоль фюзеляжа 16 (фиг. 4) и от направления изгибающего момента. Изгибающий момент M₁ по фиг. 2 может быть описан как отрицательный при нормальных условиях. На фиг. 6 также показан путь N_hoop (N_кольц) кольцевого напряжения, который ориентирован параллельно периферийной оси 14.

На фиг. 7 показан типичный элемент 41 боковой стенки 40, показывающий ориентацию результирующего пути N_result-1 (N_{результирующ-1}) нагружения, который является результатом комбинации пути N_shear-1 поперечной нагрузки (фиг. 6) и пути N_hoop кольцевого напряжения (фиг. 6). Путь N_shear-1 поперечной нагрузки (фиг. 6) и путь N_hoop кольцевого напряжения (фиг. 6) являются слагаемыми в том смысле, что результат (т.е. комбинация) поперечной нагрузки и кольцевого напряжения в основном больше по величине, чем поперечная нагрузка или кольцевое напряжение, действующие по отдельности. Результирующая поперечной нагрузки и кольцевого напряжения включает в себя главное напряжение (не показано), действующее на боковую стенку 40. Результирующий путь N_result-1 ориентирован под углом α_result-1 (α_{результирующ-1}) результирующего нагружения. Угол α_result-1 результирующего нагружения представляет собой ориентацию главного напряжения (не показано) в боковой стенке 40.

Угол α_result-1 результирующего нагружения может быть различен в пределах между углом α_shear-1 поперечной нагрузки в +45 градусов (фиг. 6) и периферийной осью 14. В одном варианте осуществления результирующий путь N_result-1 нагружения может быть ориентирован под углом α_result-1 результирующего нагружения приблизительно +60 градусов относительно продольной оси 12. Ориентация результирующего пути N_result-1 нагружения может зависеть от величины и направления поперечной нагрузки, кольцевого напряжения и дополнительных или других нагрузок, которые могут действовать на фюзеляж 16 (фиг. 4). Такие дополнительные нагрузки могут включать, но, не ограничиваются этим, нагруз