Соединение крыла с фюзеляжем самолета

Изобретение относится к области авиации. Соединение крыла с фюзеляжем самолета, в котором расположенное в верхней области фюзеляжа (1) крыло (2) соединено с фюзеляжем (1) посредством нескольких соединительных элементов (3-6), при этом соединительные элементы (3-6) предусмотрены для восприятия сил в различных направлениях, и каждый из них имеет максимальную способность выдерживать нагрузку, рассчитанную, прежде всего, на номинальную нагрузку при полете и посадке или номинальную аварийную нагрузку. Согласно изобретению способность выдерживать нагрузку отдельных соединительных элементов (3-6) крыла и их направление восприятия сил согласованы так, что при неисправности одного из соединительных элементов (3-6) максимальной способности выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов (3-6) достаточно для безопасного нормального полетного режима. Изобретение направлено на повышение выдерживаемой нагрузки. 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к соединению крыла с фюзеляжем или устройству для соединения крыла и фюзеляжа самолета согласно отличительной части пункта 1 формулы изобретения.

У самолетов с расположенным в верхней области фюзеляжа крылом, что типично для высокоплана, крыло обычно соединено с фюзеляжем посредством нескольких соединительных элементов, при этом соединительные элементы предусмотрены для восприятия сил в различных направлениях. Соединительные элементы рассчитаны на максимальную способность выдерживать нагрузку. К ним относятся полетные нагрузки, посадочные нагрузки, а также аварийные нагрузки с предварительно заданными параметрами ускорения. Возможным принципом конструирования соединительных элементов является форма так называемых качающихся опор, которые как со стороны фюзеляжа, так и со стороны крыла присоединены с помощью шарнирных опор.

Из публикации Майкла С. Ю. Ниу. «Структурная конструкция каркаса летательного аппарата» (Michael С.Y. Niu, "Airframe Structural Design" ISBN 962-7128-09-0) известно соединение крыла с фюзеляжем самолета.

У известного транспортного самолета TRANSALL крыло с каждой стороны фюзеляжа присоединено семью такими качающимися опорами, которые служат для восприятия сил в направлении Z вертикальной оси самолета и в продольном направлении X самолета. Эти соединительные элементы крыла расположены, по существу, в ряд в X-направлении один за другим, при этом со стороны фюзеляжа они закреплены на лонжероне, а со стороны крыла - на усиленном ребре. Присоединение в V-направлении, то есть в направлении размаха крыла, здесь пока во внимание не принимается.

Задача настоящего изобретения заключается в создании соединения крыла с фюзеляжем, которое при небольшом количестве соединительных элементов и небольшом весе обеспечивает достижение максимально возможной способности выдерживать нагрузку и максимально возможного допуска на повреждение.

Эта задача решена соединением крыла с фюзеляжем с признаками пункта 1 формулы изобретения. Предпочтительные формы осуществления и усовершенствования соединения крыла с фюзеляжем согласно изобретению указаны в зависимых пунктах формулы.

Благодаря изобретению создается соединение крыла с фюзеляжем самолета, при котором расположенное в верхней области фюзеляжа крыло соединено с фюзеляжем посредством нескольких соединительных элементов, при этом соединительные элементы предусмотрены для восприятия сил в различных направлениях и имеют максимальную способность выдерживать нагрузку, прежде всего рассчитанную на номинальную полетную и посадочную нагрузку или на номинальную аварийную нагрузку. Согласно изобретению предусмотрено, что способность выдерживать нагрузку отдельных соединительных элементов крыла и их направление восприятия сил согласованы так, что при возникновении дефекта в одном из соединительных элементов максимальная способность выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов достаточна для безопасного нормального полетного режима.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения предусмотрено, что крыло с каждой стороны фюзеляжа присоединено к фюзеляжу посредством четырех соединительных элементов крыла, предусмотренных для восприятия сил, по существу (то есть с отклонением на ±30 градусов, прежде всего, ±15 градусов), в направлении Z вертикальной оси самолета и в продольном направлении Х самолета, и что при возникновении дефекта в одном из соединительных элементов максимальная способность выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов достаточна для безопасного нормального полетного режима.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения соединительные элементы крыла содержат первые соединительные элементы крыла, которые предусмотрены для восприятия сил, по существу, в направлении Z вертикальной оси самолета, и вторые соединительные элементы крыла, которые при исправном состоянии всех соединительных элементов предусмотрены для восприятия сил, по существу, в продольном направлении Х самолета.

Предпочтительно способность выдерживать нагрузку вторых соединительных элементов крыла и их направление восприятия сил относительно их углового положения могут быть предусмотрены такими, что при отказе одного из первых соединительных элементов крыла они вместе по меньшей мере с одним остающимся исправным первым соединительным элементом воспринимают возникающие в соединении крыла с фюзеляжем нагрузки без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку при нормальном полетном режиме.

Кроме того, способность выдерживать нагрузку первых соединительных элементов крыла и их направление восприятия сил могут, предпочтительно, быть предусмотрены такими, что при отказе одного из вторых соединительных элементов крыла они вместе с остающимися исправными вторыми соединительными элементами крыла воспринимают возникающие в соединении крыла с фюзеляжем нагрузки без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку при нормальном полетном режиме.

Согласно одной из форм осуществления соединения крыла с фюзеляжем согласно изобретению с каждой стороны фюзеляжа предусмотрены два первых соединительных элемента крыла и два вторых соединительных элемента крыла.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения оба первых соединительных элемента крыла расположены около переднего лонжерона крыла или же заднего лонжерона крыла, а оба вторых соединительных элемента крыла - между ними.

Согласно одной форме осуществления первые соединительные элементы крыла простираются, по существу, параллельно Z-направлению между фюзеляжем и крылом, а вторые соединительные элементы крыла простираются, по существу, в расположенном в X-Z-плоскости направлении наклонно к Z-направлению между фюзеляжем и крылом, при этом углы наклона вторых соединительных элементов крыла имеют такую величину и так согласованы друг с другом, что вторые соединительные элементы крыла при неисправности одного из первых соединительных элементов крыла принимают на себя их нагрузки без превышения своей максимальной способности выдерживать нагрузку.

Согласно одной форме осуществления направления вторых соединительных элементов крыла простираются наклонно друг к другу так, что линии воздействия их нагрузок пересекаются над ними в области крыла, или так, что вторые соединительные элементы крыла простираются наклонно друг к другу и объединены над ними в области крыла на общей обшивке.

Согласно одному варианту осуществления изобретения соединительные элементы крыла содержат качающиеся опоры, каждая из которых образована обращенной в сторону фюзеляжа опорой, обращенной в сторону крыла опорой и расположенным между ними маятником.

Первые соединительные элементы крыла могут быть образованы качающимися опорами, которые шарнирны, по существу, в Y-Z-плоскости, а вторые соединительные элементы крыла - качающимися опорами, которые шарнирны, по существу, в X-Z- плоскости.

Согласно одному варианту осуществления изобретения соединительные элементы, предусмотренные для восприятия сил, по существу, в направлении Z вертикальной оси самолета и в продольном направлении X самолета расположены с каждой стороны фюзеляжа, по существу, в ряд в продольном направлении X самолета.

Также предусмотрены дополнительные соединительные элементы между фюзеляжем и крылом, служащие для восприятия сил, по существу, в направлении Y размаха крыла.

Дополнительные соединительные элементы могут содержать качающиеся опоры, каждая из которых образована обращенной в сторону фюзеляжа опорой, обращенной в сторону крыла опорой и расположенным между ними маятником.

В одной форме осуществления качающиеся опоры дополнительных соединительных элементов являются шарнирными, по существу, в Y-Z-плоскости.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения предусмотрено соединение крыла с фюзеляжем высокоплана со стреловидным в направлении назад крылом.

Согласно изобретению предусмотрен также самолет с одной из описанных здесь форм осуществления соединения крыла с фюзеляжем.

Кроме того, согласно изобретению предусмотрена также комбинация из крыла или остова крыла, фюзеляжной части и соединения крыла с фюзеляжем.

Далее на чертежах поясняется пример осуществления изобретения, где:

Фиг.1 приведен перспективный вид соединения крыла с фюзеляжем самолета согласно одному примеру осуществления изобретения;

Фиг.2-4 - виды в поперечном сечении представленного на фиг.1 соединения крыла с фюзеляжем для случаев с различными нагрузками;

Фиг.5 - перспективный вид соединения крыла с фюзеляжем по уровню техники, которое нашло применение на транспортном самолете TRANSALL.

Сначала со ссылкой на фиг.5 будет описано известное из уровня техники соединение крыла с фюзеляжем самолета, нашедшее применение в транспортном самолете TRANSALL. На верхней стороне фюзеляжа 1 с помощью нескольких соединительных элементов 103-108, 109 крыла присоединено крыло 2. Каждый из соединительных элементов крыла выполнен в виде шарнирной качающейся опоры или качающейся опоры, которая содержит обращенную в сторону фюзеляжа опору 131, 141, 151, 161, 171, 181, 191, обращенную в сторону крыла опору 132, 142, 152, 162, 172, 182, 192 и расположенный между ними маятник 133, 143, 153, 163, 173, 183, 193. Вблизи передней кромки крыла и задней кромки крыла предусмотрены первые соединительные элементы 103, 104 и 108, 109 крыла, которые служат для восприятия сил в Z-направлении вертикальной оси самолета. Их обращенная в сторону фюзеляжа опора 131, 141 или же 181, 191 установлена соответственно на шпангоуте 113, 114 или же 116, 117. Их обращенная в сторону крыла опора 132, 142 или же 182, 192 установлена в каждом случае на ребре 120 крыла 2. Кроме того, предусмотренный для восприятия сил в Z-направлении вертикальной оси самолета соединительный элемент 106 расположен относительно продольного X-направления самолета в середине между соединительными элементами 104 и 108 крыла. Он установлен с помощью обращенной в сторону фюзеляжа опоры 161 на шпангоуте 115, а с помощью обращенной в сторону крыла опоры 162 - также и на ребре 120 крыла. Для передачи сил в продольном X-направлении самолета в известном соединении крыла с фюзеляжем предусмотрены два дополнительных соединительных элемента 105, 107, которые с помощью своей обращенной в сторону фюзеляжа опоры 151 или же 171 крыла вместе с обращенной в сторону фюзеляжа опорой 161 Z-соединительного элемента 106 крыла установлены на шпангоуте 115, а с помощью своих обращенных в сторону крыла опор 152, или же 172 вместе с обращенными в сторону крыла опорами 142, или же 182 Z-соединительных элементов 104, или же 108 крыла установлены на ребре 120 крыла. Предусмотренные для передачи сил в Z-направлении соединительные элементы 103 и 109 крыла являются шарнирными в Y-Z-плоскости, другие предусмотренные для передачи сил в Z-направлении соединительные элементы 104, 106 и 108 крыла, а также предусмотренные для передачи сил в X-направлении соединительные элементы 105 и 107 крыла являются шарнирными в X-Z-плоскости. Предусмотренные для передачи сил в X-направлении соединительные элементы 105 и 107 крыла проходят по оси X-Z под углом к Z-направлению, а именно так, что их продолжения пересекаются в одной точке в шпангоуте 115.

На фиг.1 показано соединение крыла с фюзеляжем самолета согласно одному примеру осуществления изобретения, в котором расположенное на верхней стороне фюзеляжа 1 крыло 2 соединено с фюзеляжем посредством нескольких соединительных элементов 3-6 крыла, а также посредством дополнительных соединительных элементов 7, 8 крыла. Показаны только предусмотренные со стороны левого борта самолета соединительные элементы 3-6, 25, 7, 8 крыла, направление полета показано стрелкой D1. Соединительные элементы 3-6 крыла предусмотрены для восприятия сил, по существу, в Z-направлении вертикальной оси самолета и продольном X-направлении самолета, дополнительные соединительные элементы 7, 8 предусмотрены для восприятия сил, по существу, в Y-направлении размаха крыла.

Соединительные элементы 3-6 крыла, которые, по существу, расположены в проходящем в продольном X-направлении самолета ряду, содержат два первых соединительных элемента 3, 6 крыла, которые предусмотрены для восприятия сил, по существу, в Z-направлении вертикальной оси самолета, и два вторых соединительных элемента 4, 5 крыла, которые, при всех без исключения исправных соединительных элементах, предусмотрены для восприятия сил, по существу, в продольном X-направлении самолета.

Соединительные элементы 3-6 крыла предусмотрены в виде шарнирных качающихся опор или, в общем, качающихся опор или рычажных соединений с соответственно двумя вращательными шарнирами, которые в каждом случае образованы обращенной в сторону фюзеляжа опорой 31, 41, 51, 61, обращенной в сторону крыла опорой 32, 42, 52, 62 и расположенным между ними маятником 33, 43, 53, 63. Обращенные в сторону фюзеляжа опоры 31 и 61 первых соединительных элементов 3, 6 крыла установлены соответственно на шпангоуте 11 или же 18, обращенные в сторону фюзеляжа опоры 41, 51 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла установлены соответственно на двух шпангоутах, а именно обращенная в сторону фюзеляжа опора 41 соединительного элемента 4 крыла - на шпангоутах 12 и 13, а обращенная в сторону фюзеляжа опора 51 соединительного элемента 5 крыла - на шпангоутах 16 и 17. Термин «установлены» для соединительных элементов крыла на соответствующих шпангоутах означает, что соответствующие обращенные в сторону фюзеляжа опоры через соответствующую соединительную деталь RA фюзеляжа соединены с одним или же двумя шпангоутами 20 либо непосредственно, либо по меньшей мере через одну дополнительную соединительную деталь.

Как показано на фиг.2-4, обращенные в сторону крыла опоры 32, 42, 52, 62 соединительных элементов 3-6 крыла установлены на ребре 20 крыла, которое простирается, по существу, в продольном X-направлении самолета. То есть обе обращенные в сторону крыла опоры 42, 52 соединены через соответствующую соединительную деталь FA крыла либо непосредственно с одним и тем же ребром 20, либо через по меньшей мере через одну дополнительную соединительную деталь с ребром 20 или ближайшим, при рассмотрении в Y-направлении, ребром 20. Как показано на фиг.1, образующие первые соединительные элементы 3, 6 крыла качающиеся опоры являются шарнирными, по существу, в плоскости Y-Z, а образующие вторые соединительные элементы 4, 5 крыла качающиеся опоры являются шарнирными, по существу, в плоскости X-Z.

Соединительные элементы 3-6 крыла посредством качающихся опор представляют собой в каждом случае комбинацию из рычага или рычажной детали или маятника 33, 43, 53, 63, который в двух расположенных в продольном направлении на расстоянии друг от друга местах, предпочтительно, на своих концах, имеет шарнирные опоры, соединительной детали крыла с обращенной в сторону крыла опорой 33, 43, 53, 63 и соединительной детали фюзеляжа с обращенной в сторону фюзеляжа опорой 31, 41, 51, 61. Расположенные, при рассмотрении в продольном Х-направлении самолета, между первыми соединительными элементами 3, 6 крыла вторые соединительные элементы 4, 5 крыла выполнены так, что продольная протяженность рычагов 43, 53 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла образует острый угол к продольной оси Х самолета или к соединительной линии обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 вторых соединительных элементов. При этом продольная протяженность рычагов 43, 53 задана так, что продольное направление рычагов проходит через центр обращенной в сторону крыла опоры и центр обращенной в сторону фюзеляжа опоры соответствующего рычага.

При этом продольная протяженность рычага переднего (то есть расположенного ближе к носу самолета, то есть в отрицательном продольном направлении самолета) второго соединительного элемента 4 крыла, если она исходит из обращенной в сторону фюзеляжа опоры 41, предпочтительно, образует с положительным продольным направлением X самолета или направленной назад соединительной линией центров обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла угол W1 от 10 до 30 градусов. То есть направление продольной протяженности рычага переднего второго соединительного элемента 4 образуется, исходя из положительного продольного направления X самолета или направленной назад соединительной линии центров обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла, путем поворота от -10 градусов до -30 градусов вокруг положительной оси Y.

При этом альтернативно или дополнительно продольная протяженность рычага заднего второго соединительного элемента 5 крыла, если она исходит из обращенной в сторону фюзеляжа опоры 51 того же соединительного элемента, предпочтительно, образует с отрицательным продольным направлением X самолета или направленной вперед соединительной линией центров обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла угол W2 от 15 до 40 градусов. То есть направление продольной протяженности рычага заднего второго соединительного элемента 4 крыла образуется, исходя из отрицательного продольного направления X самолета или направленной вперед соединительной линии центров обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла, путем поворота от +15 градусов до +40 градусов вокруг положительной оси Y.

Эти углы определены для бокового направления, то есть они относятся к направлению взгляда в положительном направлении Y, например, в соответствии с изображением на фиг.4.

Предпочтительно всего предусмотрены два ряда из соответственно двух первых соединительных элементов 3, 6 крыла и соответственно двух расположенных между ними вторых соединительных элементов 4, 5 крыла. Прежде всего, эти ряды расположены симметрично друг к другу по отношению к продольной оси X крыла самолета. Сбоку от каждой продольной оси X самолета могут также быть расположены несколько таких рядов соединительных элементов. Предпочтительно центры обращенных в сторону фюзеляжа опор 41, 51 и обращенных в сторону крыла опор 42, 52 расположены в пределах фиктивной, проходящей в продольном направлении Х самолета полосы шириной 1,0 м.

В особых случаях применения может быть полезно, если центры обращенных в сторону крыла опор 42, 52 вторых соединительных элементов 4, 5 крыла расположены на расстоянии друг от друга не менее 0,2 м при рассмотрении в направлении продольной оси X самолета.

Как видно на фиг.1, а также на фиг.2-4, вторые соединительные элементы 4, 5 крыла или их рычаги 43, 53, которые проходят в расположенном, по существу, в плоскости X-Z направлении, установлены по углом к Z-направлению между фюзеляжем 1 и крылом 2, при этом они проходят под углом друг к другу так, что линии воздействия нагрузки или продольные направления рычагов пересекаются над ними в области крыла 2 и, прежде всего, в пределах окантовки соответствующего ребра 20 крыла. «Соответствующее» ребро 20 крыла - это ребро, на котором опосредованно или непосредственно установлены или закреплены по меньшей мере соединительные детали FA крыла, или с которыми соединены соединительные детали FA крыла. Как было указано выше, «соответствующим» ребром 20 крыла может также быть ближайшее ребро.

Угол наклона вторых соединительных элементов 4, 5 крыла установлен так, что вторые соединительные элементы 4, 5 крыла при неисправности одного из первых соединительных элементов 3, 6 крыла принимают на себя их нагрузки, то есть в значительном объеме, наряду с силами в продольном направлении Х самолета, воспринимают и силы в Z-направлении вертикальной оси самолета без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку.

Каждый из соединительных элементов 4, 5 крыла имеет максимальную способность выдерживать нагрузку, которая в описанном здесь примере осуществления изобретения рассчитана на максимальные нагрузки в полете и при посадке, а также на номинальную аварийную нагрузку, например, на отрицательное ускорение в 9g в прямом направлении.

Способность выдерживать нагрузку отдельных соединительных элементов 3-6 крыла и их направление восприятия сил согласованы так, что при неисправности одного из соединительных элементов 3-6 крыла максимальной способности выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов достаточно для безопасного нормального полетного режима. То есть соединительные элементы крыла так согласованы друг с другом относительно своего углового положения, что нагрузки, воздействующие на все еще исправные соединительные элементы в случае «безопасного отказа» являются приблизительно такими же, как нагрузки, воздействующие в аварийном случае на все соединительные элементы. Отказ одного из соединительных элементов 3-6 мог бы, например, быть вызван усталостью, дефектом двигателя или, прежде всего, в случае с военными самолетами, обстрелом со стороны неприятеля. Нагрузки, которые должны тогда восприниматься соединительными элементами 3-6 крыла в толерантном к повреждению случае или в случае «безопасного отказа», являются приблизительно такими же, как и нагрузки, которые положены в основу указанного выше номинального аварийного случая. Невозможно предположить, что оба случая, то есть отказ одного из соединительных элементов 3-6 крыла и аварийный случай, произойдут одновременно.

Дополнительно для восприятия в направлении Y размаха крыла между фюзеляжем 1 и крылом 2 предусмотрены дополнительные соединительные элементы 7, 8 крыла, которые в представленном примере осуществления образованы качающимися опорами, которые содержат в каждом случае обращенную в сторону фюзеляжа опору 71, 81, обращенную в сторону крыла опору 72, 82 и расположенный между ними маятник 73, 83. Качающиеся опоры дополнительных соединительных элементов 7, 8 крыла являются шарнирными, по существу, в плоскости Y-Z.

Далее со ссылкой на фиг.2-4 рассматривается нагрузка на соединительные элементы 3-6 крыла, которые воспринимают Z-нагрузки и X-нагрузки, для различных частных случаев. При этом принимается положительная стреловидность крыльев, при которой центр тяжести действующих на крыле 2 подъемных сил в продольном направлении X самолета расположен за серединой образованной соединительными элементами 3-6 крыла системы. В результате этого возникает показанный момент My.

На фиг.2 показан случай, когда отказывает расположенный около задней кромки крыла соединительный элемент 6 крыла. Нагрузки, которые обычно выдерживает этот соединительный элемент, распределяются на остальные соединительные элементы 3-5 крыла показанным образом, а именно X-соединительные элементы 4, 5 крыла испытывают более высокую нагрузку на растяжение, а расположенный около передней кромки крыла Z-соединительный элемент 3 крыла испытывает нагрузку на сжатие. Таким образом воспринимается показанный в крыле момент тангажа My, который является результатом принятой положительной стреловидности крыла. Силы растяжения на Х-соединительных элементах 4, 5 величиной 1927 кН или же 2088 кН, и сила сжатия величиной 936 кН на Z-соединительном элементе 3 лишь незначительно превышают нагрузки, принятые во внимание для номинального аварийного случая, который поясняется ниже со ссылкой на фиг.4.

На фиг.3 показан случай, когда отказал расположенный около передней кромки крыла Z-соединительный элемент 3. Возникающие силы воспринимаются остальными соединительными элементами 4-6 крыла, при этом теперь сжимающие нагрузки испытывают оба Х-соединительных элемента 4, 5 крыла, в то время как расположенный около задней кромки крыла Z-соединительный элемент 6 испытывает растягивающие нагрузки. Также и в этом случае возникающие на соответствующих соединительных элементах силы не превышают силы, на которые рассчитаны соединительные элементы 3-6 крыла в расчете на номинальный аварийный случай. На X-соединительных элементах 4, 5 крыла действуют силы сжатия величиной 809 кН или же 1085 кН, на Z-соединительном элементе 6 крыла около задней кромки крыла - силы растяжения величиной 1343 кН. И в этом случае показанный в крыле момент тангажа My воспринимается благодаря стреловидности крыла.

На фиг.4 показана нагрузка на соединительных элементах 3-6 крыла, результирующая из положенного в основу номинального аварийного случая с отрицательным ускорением в 9g в прямом направлении или же 6g в обратном направлении. На принятые здесь в каждом случае исправными соединительные элементы 3-6 крыла воздействуют силы сжатия величиной 1115 кН или же 1118 кН на Z-соединительных элементах 3 и 6 вблизи передней кромки крыла или же задней кромки крыла и силы растяжения величиной 1750 кН или же 1995 кН на соединительных элементах 4, 5.

Как уже было пояснено выше, невозможно предположить, что отказ одного из соединительных элементов 3-6 крыла и аварийный случай произойдут одновременно. Возникающие на дополнительных соединительных элементах 7, 8 крыла силы, которые, по существу, воздействуют в Y-направлении размаха крыла, здесь, по существу, остались неучтенными.

Предусмотренные на обеих сторонах фюзеляжа 1 системы воздействующих в V-направлении и Х-направлении соединительных элементов 3-6, из которых на фиг.1 изображены только расположенные с левого борта, взаимодействуют, так как они через крыло 2 соединены так, что, прежде всего, возникающие на крыле 2 вокруг вертикальной оси Z самолета силы воспринимаются совокупностью всех соединительных элементов с обеих сторон фюзеляжа.

1. Соединение крыла с фюзеляжем самолета, в котором расположенное в верхней области фюзеляжа (1) крыло (2) соединено с фюзеляжем (1) посредством по меньшей мере одного ряда соединительных элементов (3, 4, 5, 6) крыла, при этом соединение крыла с фюзеляжем в каждом случае содержит два первых соединительных элемента (3, 6) крыла и два вторых соединительных элемента (4, 5) крыла, которые расположены между первыми соединительными элементами (3, 6) крыла, при этом соединительные элементы крыла расположены друг за другом при рассмотрении в направлении продольной оси (X) самолета,
отличающееся тем, что
вторые соединительные элементы (4, 5) крыла в каждом случае содержат обращенную в сторону фюзеляжа опору (41, 51), обращенную в сторону крыла опору (42, 52) и шарнирную качающуюся опору (43, 53), которая шарнирно соединена с ними так, что линии воздействия передаваемых шарнирной качающейся опорой (43, 53) нагрузок пересекаются в области крыла (2).

2. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что линии воздействия передаваемых шарнирной качающейся опорой (43, 53) нагрузок образуют острый угол к продольной оси (X) самолета или к соединительной линии обращенных в сторону фюзеляжа опор (41, 51) вторых соединительных элементов.

3. Соединение крыла с фюзеляжем по п.2, отличающееся тем, что линия воздействия соединительного элемента (4) крыла вторых соединительных элементов (4, 5) крыла, который расположен ближе к концу крыла, образует с положительным продольным направлением (X) самолета или направленной назад соединительной линией центров обращенных в сторону фюзеляжа опор (41, 51) вторых соединительных элементов (4, 5) крыла угол W1 от 10 до 30°.

4. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что предусмотрены два ряда соединительных элементов (3, 4, 5, 6) крыла, которые расположены симметрично друг к другу относительно продольной оси (X) крыла самолета.

5. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что предусмотрены более двух рядов соединительных элементов (3, 4, 5, 6) крыла.

6. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что первые соединительные элементы (3, 6) крыла предусмотрены для восприятия сил, по существу, в направлении (Z) вертикальной оси самолета, а вторые соединительные элементы (4, 5) крыла при исправности всех соединительных элементов (3, 4, 5, 6) крыла предусмотрены для восприятия сил, по существу, в продольном направлении (X) самолета.

7. Соединение крыла с фюзеляжем по п.6, отличающееся тем, что способность выдерживать нагрузку вторых соединительных элементов (4, 5) крыла и их направление восприятия сил по отношению к их угловому положению предусмотрены так, что они при отказе одного из первых соединительных элементов (3, 6) крыла вместе с остальными исправными первыми соединительными элементами (6, 3) крыла воспринимают возникающие в соединении крыла с фюзеляжем нагрузки без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку при нормальном полетном режиме.

8. Соединение крыла с фюзеляжем по п.6, отличающееся тем, что способность выдерживать нагрузку первых соединительных элементов (3, 6) крыла и их направление восприятия сил предусмотрены так, что они при отказе одного из вторых соединительных элементов (4, 5) крыла вместе с остальными исправными вторыми соединительными элементами (5, 4) крыла воспринимают возникающие в соединении крыла с фюзеляжем нагрузки без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку при нормальном полетном режиме.

9. Соединение крыла с фюзеляжем по п.6, отличающееся тем, что первые соединительные элементы (3, 6) крыла расположены около переднего лонжерона крыла или же заднего лонжерона крыла, а вторые соединительные элементы (4, 5) крыла предусмотрены между ними.

10. Соединение крыла с фюзеляжем по п.6, отличающееся тем, что первые соединительные элементы (3, 6) крыла простираются, по существу, параллельно Z-направлению между фюзеляжем (1) и крылом (2), и что вторые соединительные элементы (4, 5) крыла простираются, по существу, в лежащем в плоскости X-Z направлении наклонно к Z-направлению между фюзеляжем (1) и крылом (2), при этом углы наклона вторых соединительных элементов (4, 5) крыла имеют такую величину и согласованы друг с другом так, что вторые соединительные элементы (4, 5) крыла при неисправности одного из первых соединительных элементов (3, 6) принимают на себя их нагрузки без превышения их максимальной способности выдерживать нагрузку.

11. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что вторые соединительные элементы (4, 5) крыла проходят наклонно друг к другу и объединены над ними в области крыла (2) на общей обшивке.

12. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что первые соединительные элементы (3, 6) крыла образованы шарнирными качающимися опорами, которые являются шарнирными, по существу, в Y-Z-плоскости, в то время как вторые соединительные элементы (4, 5) образованы шарнирными качающимися опорами, которые являются шарнирными, по существу, в X-Z-плоскости.

13. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что предусмотренные для восприятия сил, по существу, в направлении (Z) вертикальной оси самолета и в продольном направлении (X) самолета соединительные элементы (3, 4, 5, 6) крыла расположены на каждой стороне фюзеляжа (1), по существу, в ряд в продольном направлении (X) самолета.

14. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что между фюзеляжем (1) и крылом (2) также предусмотрены дополнительные соединительные элементы (7, 8) крыла, служащие для восприятия сил, по существу, в направлении (Y) размаха крыла.

15. Соединение крыла с фюзеляжем по п.14, отличающееся тем, что дополнительные соединительные элементы (7, 8) крыла имеют качающиеся опоры, которые в каждом случае образованы обращенной в сторону фюзеляжа опорой (71, 81), обращенной в сторону крыла опорой (72, 82) и расположенным между ними маятником (73, 83).

16. Соединение крыла с фюзеляжем по п.15, отличающееся тем, что качающиеся опоры дополнительных соединительных элементов (7, 8) являются шарнирными, по существу, Y-Z-плоскости.

17. Соединение крыла с фюзеляжем по п.1, отличающееся тем, что оно предусмотрено на высокоплане с крылом (2) с направленной назад стреловидностью.