Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ СБОРКИ ТОНКОСТЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ САМОЛЕТА
СПОСОБ СБОРКИ ТОНКОСТЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ САМОЛЕТА

СПОСОБ СБОРКИ ТОНКОСТЕННЫХ ПАНЕЛЕЙ САМОЛЕТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в самолетостроении, при сборке тонкостенных клепаных и клееклепаных панелей. Сущность изобретения: для сборки обшивки с деталями каркаса в них сверлят отверстия и образуют гнезда под потайные головки заклепок. В процессе клепки осуществляют натяжение обшивки с помощью тандеров. Усилие натяжения контролируют динамометрами. Приведена зависимость для определения оптимальной величины усилия натяжения панели. 1 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2093297
Класс(ы) патента: B21J15/00
Номер заявки: 96104747/02
Дата подачи заявки: 12.03.1996
Дата публикации: 20.10.1997
Заявитель(и): Акционерное общество закрытого типа "Саратовский авиационный завод"
Автор(ы): Тихонов В.М.
Патентообладатель(и): Акционерное общество закрытого типа "Саратовский авиационный завод"
Описание изобретения: Изобретение относится к области самолетостроения и может быть использовано для сборки тонкостенных клепаных и клееклепаных панелей агрегатов самолетов.
Известен способ сборки тонкостенных панелей самолета, включающий сверление отверстий в обшивке и деталях каркаса, образование гнезд под потайные головки заклепок, сопряжение обшивки с деталями каркаса, приложение к ней усилия натяжения с помощью тандеров и клепку.
Традиционные проблемы, которые возникают в процессе сборки и клепки тонкостенных панелей, это неплавность, волнистость, "слабина", "хлопуны", провалы и выпучивание материала вокруг гнезд, радиальные трещины на кромках отверстий, несовпадение осей гнезд сопрягаемых деталей.
Особенно значительные сложности возникают, когда панели имеют большие габариты, большое относительное удлинение (отношение длины панели к ее меньшей ширине больше 5), форму, отличающуюся от прямоугольной, кривизну аэродинамического контура панели, линии перелома контура панели.
В известном способе предусмотрено обеспечение прилегания обшивки к деталям каркаса, что частично уменьшает появление указанных дефектов, но не исключает их полностью, так как усилие натяжения не рассчитывается в зависимости от геометрических параметров панели и не контролируется, следовательно, не всегда обеспечивается достаточно плотное прилегание обшивки в деталям каркаса в процессе сборки.
Задача изобретения состоит в обеспечении плотного прилегания обшивки к деталям каркаса в процессе сборки за счет приложения оптимального усилия натяжения обшивки в зависимости от ее геометрических параметров и его контроля.
Поставленная задача решается тем, что в известном способе сборки тонкостенных панелей самолета, включающем сверление отверстий в обшивке и деталях каркасов, образование гнезд под потайные головки заклепок, сопряжение обшивки с деталями каркаса, приложение к ней усилия натяжения с помощью тандеров и клепку, усилие натяжения обшивки контролируют динамометрами, а оптимальную величину усилия натяжения определяют, исходя из следующей зависимости:
P = (a·δ2·σ+P1·L)·1/n·δ, (1)
где: P оптимальное усилие натяжения панели, кгс;
a меньшая ширина панели, мм;
δ толщина панели, мм;
s напряжение растяжения, равное 1 кгс/мм2;
P1 дополнительное усилие натяжения, равное 0,01 кгс;
L длина панели, мм,
n количество динамометров.
Обеспечение прилегания обшивки к деталям каркаса с помощью тандеров, контроль усилия натяжения динамометрами, а также расчет оптимального усилия натяжения по формуле, учитывающей геометрические параметры панели, позволяют обеспечить плотное прилегание обшивки к деталям каркаса в процессе сборки, за счет чего полностью исключаются указанные выше дефекты сборки.
На чертеже изображена обшивка тонкостенной панели в процессе сборки.
Обшивка 1 имеет технологические припуски 2, на которых закреплены прижимные планки 3, соединенные с тандерами 4 и динамометрами 5.
Детали каркаса (стрингеры, нервюры, кницы) на чертеже не обозначены.
Тандеры 4 и динамометры 5 перед сборкой панели устанавливают соосно осям стрингеров 6.
Процесс сборки тонкостенных панелей самолета включает сверление отверстий в обшивке и деталях каркаса, образование гнезд под потайные головки заклепок (например, методом штамповки с подчеканкой) и клепку. В местах установки деталей каркаса на обшивку 1 наносят клей (например, марки ВК-27).
В процессе сборки и клепки осуществляют натяжение обшивки 1 с помощью тандеров 4. Усилие натяжения контролируют с помощью динамометров 5.
Расчет оптимального усилия натяжения производят по формуле (1).
Например, для обшивки, имеющей толщину d 0,5 мм, меньшую ширину a 335 мм, длину L 2445 мм и количество динамометров n 2, получим оптимальное усилие натяжения, равное:
P (335 · 0,25 · 1 + 0,01 · 2445) · 1/2 · 0,5 108,2 кгс.
Изобретение обеспечивает возможность производства агрегатов самолета с повышенными требованиями к качеству аэродинамического контура.
Формула изобретения: Способ сборки тонкостенных панелей самолета, включающий сверление отверстий в обшивке и деталях каркаса, образование гнезд под потайные головки заклепок, сопряжение обшивки с деталями каркаса, приложение к ней усилия натяжения с помощью тандеров и клепку, отличающийся тем, что усилие натяжения обшивки контролируют динамометрами, а оптимальную величину усилия натяжения определяют, исходя из следующей зависимости:
P = (a·δ2·σ+P1·L)·1/n·δ,
где Р оптимальное усилие натяжения панели, кгс;
а меньшая ширина панели, мм;
δ _ толщина панели, мм;
σ _ напряжение растяжения, равное 1 кгс/мм2;
Р1 дополнительное усилие натяжения, равное 0,01 кгс;
L длина панели, мм;
n количество динамометров.