DE1266136B

DE1266136B - Method for producing aircraft paneling provided with slots

Info

Publication number: DE1266136B
Application number: DEH56505A
Authority: DE
Original assignee: Handley Page Ltd
Current assignee: Handley Page Ltd
Priority date: 1964-07-07
Filing date: 1965-07-07
Publication date: 1968-04-11

Description

Verfahren zur Herstellung einer mit Schlitzen versehenen Flugzeugbeplankung Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung einer mit Schlitzen versehenen Flugzeugbeplankung zur Absaugung der Grenzschicht, wobei die Beplankung vor ihrer Befestigung auf die mit Luftdurchgängen versehenen Platten vorgeformt wird.Method of manufacturing aircraft paneling provided with slots The invention relates to a method for producing a slotted one Aircraft planking for suctioning off the boundary layer, with the planking in front of it Attachment is preformed on the panels provided with air passages.

Die bekannten Verfahren dieser Art bedingen das Verbinden einer vorgeformten dünnen Außenhaut auf eine vorgeformte Unterlageplatte, die Ausnehmungen mit Löchern aufweist, und im Anschluß hieran erfolgt ein Aufschlitzen der Außenhaut über diesen Ausnehmungen. Wenn nun die Schlitze in die Außenhaut nach dem Verbinden derselben mit der Unterlageplatte eingeschnitten werden, haben sich Schwierigkeiten bezüglich des Aufbringens irgendeines Schutzüberzuges auf die Kanten ergeben. Man ist dabei bisher nämlich so vorgegangen, daß man eine Schneidklinge oder dergleichen Schneidwerkzeug in die Beplankung eingebracht hat. Dadurch ergab sich der Nachteil, daß scharfe Kanten an den Schnittflächen entstanden sind, und darüber hinaus war es schwierig, den beim Schnitt entstehenden Grat abzunehmen. Man hat daher auf das Beseitigen des Grates ganz verzichtet, wodurch sich aber aerodynamische Nachteile ergaben.The known methods of this type require the joining of a preformed thin outer skin on a preformed support plate, the recesses with holes has, and then the outer skin is slit over it Recesses. If now the slots in the outer skin after connecting the same are cut with the backing plate, have difficulties with respect to of applying any protective coating to the edges. One is there So far namely proceeded so that you have a cutting blade or the like cutting tool has brought into the planking. This resulted in the disadvantage that sharp Edges on the cut surfaces have arisen, and moreover it was difficult to remove the burr that occurs during the cut. One therefore has to eliminate it of the ridge completely dispensed with, but this resulted in aerodynamic disadvantages.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diesen Nachteil zu beseitigen und glatte abgerundete Kanten an den Schlitzen zu erzielen, wobei auch das Ausmaß der Welligkeit in kleinen Grenzen liegen soll, die durch die Belastung des Flugzeuges durch die Luftkraft während des Fluges entsteht.The invention is based on the object of eliminating this disadvantage and to achieve smooth rounded edges on the slots, including the extent the ripple should be within small limits caused by the load on the aircraft created by the force of the air during the flight.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist erfindungsgemäß vorgesehen, daß die vorgeformte Beplankung in Streifen mit entgrateten Kanten in einem solchen Abstand nebeneinander befestigt werden, daß hierdurch die Schlitze gebildet werden. Dadurch ist es möglich, Schlitze mit abgerundeten glatten aerodynamisch günstigen Kanten herzustellen. Darüber hinaus ist es durch die Erfindung ohne besondere Schwierigkeiten möglich, einen überzug, beispielsweise ein Rostschutzmittel oder einen Farbanstrich aufzubringen. Hierzu soll noch erläutert werden, daß diese Schlitze außerordentlich schmal sind, und zwar liegt die Breite im Bereich von 0,1 mm. Dabei ist es natürlich nicht möglich, etwa mit einem Pinsel od. dgl. in diesen Schlitz einzudringen.To solve this problem, the invention provides that the preformed planking in strips with deburred edges at such a distance be fastened next to each other that the slots are thereby formed. Through this it is possible to have slots with rounded smooth aerodynamically favorable edges to manufacture. In addition, the invention does not present any particular difficulties possible, a coating, for example a rust preventive or a paint to raise. To this end, it should be explained that these slots are extraordinary are narrow, namely the width is in the range of 0.1 mm. It is natural not possible to penetrate this slot with a brush or the like.

Durch die Erfindung wird also das bekannte Einschneiden der Schlitze gänzlich vermieden, und die abschließende Breite der erfindungsgemäß hergestellten Schlitze ist somit auch nicht mehr von der Breite irgendeines Schneidwerkzeuges abhängig, so daß Schlitze verschiedener Breite oder verschieden stark verjüngt zulaufende Schlitze mit dem gleichen Schneidwerkzeug hergestellt werden können, und die kleinste Schlitzbreite ist nicht mehr durch die kleinste Breite des Schneidwerkzeuges begrenzt.The invention thus eliminates the known cutting of the slots completely avoided, and the final breadth of the inventively produced Slot is therefore no longer the same width as any cutting tool dependent, so that slits of different widths or tapered to different degrees Slots can be made with the same cutting tool, and the smallest The width of the slot is no longer limited by the smallest width of the cutting tool.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist unter anderem vorgesehen, daß die beim Flug auftretende stationäre Belastung vor der Befestigung der Streifen durch Vorspannung der Teile nachgeahmt wird, damit die Oberfläche nicht ausbeult. Bekanntlich verbeulen sich die Oberflächen von Tragflügeln durch die Belastung beim Flug häufig so, daß dies aerodynamische Nachteile mit sich bringt. Durch die erfindungsgemäße Maßnahme wird dies weitgehend vermieden.In a further embodiment of the invention it is provided, among other things, that the stationary load occurring in flight prior to the attachment of the strips is imitated by pretensioning the parts so that the surface does not bulge. It is well known that the surfaces of wings are dented by the load Flight often in such a way that it has aerodynamic disadvantages. By the invention Measure this is largely avoided.

Die Erfindung wird im folgenden beispielsweise unter Bezugnahme auf die Zeichnungen erläutert. Es zeigt F i g. 1 schematisch im Querschnitt einen Tragflügel, F i g. 2 eine der F i g. 1 ähnliche Ansicht, die im Querschnitt einen Tragflügel zeigt, bei dem zwei der Platten an den oberen und unteren Oberflächen entfernt sind, F i g. 3 im Querschnitt Einzelheiten im vergrößerten Maßstab des Schnittes zwischen den zwei Linien 111-11I nach der F i g. 1, F i g. 4 eine der F i g. 3 ähnliche Ansicht des vorderen Kantenteils des Tragflügels, F i g. 5 ein Teil der Unterbauvorrichtung, wie sie für den Aufbau der Platten nach den F i g. 3 und 4 angewandt wird, F i g. 6 die aufeinander angepaßten Kanten der Außenhaut, F i g. 7, 8 und 9 jeweils eine Ausführungsform des Aufbaues des Tragflügels. Der Tragflügel wird mittels Bauvorrichtungen (F i g. 1 und 2) aufgebaut, die obere und untere Teile 1, 2 aufweisen, die vorübergehend verbunden sind. Die erforderliche Anzahl derartiger Bauvorrichtungen wird im Abstand zueinander über den Tragflügel in Profilrichtung verteilt. Der Tragflügel besteht aus Holmen 4, die in Profilrichtung liegen, an denen über Stringer 5 die Beplankung an der Stelle 7 (F i g. 3) durch Bolzen oder ähnliche Befestigungsmittel befestigt ist.The invention is described below, for example, with reference to FIG the drawings explained. It shows F i g. 1 schematically in cross section a wing, F i g. 2 one of the F i g. 1 similar view showing, in cross section, an airfoil shows with two of the plates removed on the top and bottom surfaces, F i g. 3 in cross-section details on an enlarged scale of the section between the two lines 111-11I according to FIG. 1, Fig. 4 one of the F i g. 3 similar view of the leading edge portion of the wing, F i g. 5 a part of the substructure device, as they are for the construction of the plates according to the F i g. 3 and 4 is applied, FIG. 6 the matched edges of the outer skin, FIG. 7, 8 and 9 each one Embodiment of the structure of the wing. The wing will constructed using construction devices (Figs. 1 and 2), the upper and lower parts 1, 2 that are temporarily connected. The required number of such Construction equipment is spaced from one another across the wing in the profile direction distributed. The wing consists of spars 4, which lie in the direction of the profile which over stringer 5 the planking at the point 7 (Fig. 3) by bolts or similar fasteners is attached.

Die Flügelnase wird aus massivem Material spanabhebend hergestellt, um so mit Sicherheit ein genaues Nasenprofil zu erhalten. In dieses Bauteil kann eine Enteisungsausrüstung eingebaut werden.The wing nose is made of solid material by machining, in order to get a precise nose profile with certainty. In this component can de-icing equipment can be installed.

Die Tragflügelbeplankung besteht aus (F i g. 3 und 4) einer Sandwichplatte 6, die bei dem hier gezeigten Beispiel aus einem Honigwabenkern 12 und den Deckplatten 13 und 14 besteht. Eine Außenhaut aus Streifen 10 mit angepaßten Kanten 11 wird mit der äußeren Oberfläche der Sandwichplatte verbunden, nachdem die letztere mit Holmen und Stringern versehen und vorbelastet wurde.The wing paneling consists of (FIGS. 3 and 4) a sandwich panel 6 which, in the example shown here, consists of a honeycomb core 12 and the cover panels 13 and 14 . An outer skin of strips 10 with adapted edges 11 is connected to the outer surface of the sandwich panel after the latter has been provided with spars and stringers and preloaded.

Der Honigwabenkern 12 kann aus verstärktem Kunststoff bestehen und ist mittels eines Klebstoffes mit den Deckplatten 13 und 14 verbunden. An den Kanten der Sandwichplatten 6, die sich in Flügelrichtung von der Wurzel bis zur äußeren Flügelspitze erstrecken, sind Öffnungen aufweisende Verstärkungselemente 15 vorgesehen, mittels derer die Sandwichplatte 6 an den Holmen 4 durch die Stringer 5 mit Bolzen 16 befestigt werden kann. über die Deckplatte 14 der Sandwichplatte 6 werden Abstandshalter 17 angeordnet, die an der Deckplatte 14 mit Klebstoff mit Ausnahme des Abstandshalters 17 a befestigt werden, bei dem die Bolzen 16 Anwendung finden.. Der Streifen 17 a überspannt die Verbindung zwischen zwei der Sandwichplatten. Die Abstandshalterstreifen 17 liegen im Abstand zueinander. Um einen genauen Abstand der Abstandshalter 17 zu erreichen, weist die Bauvorrichtung 1 auf ihrer unteren Seite (F i g. 5) einen Flansch 19 auf, an dem in Flügelrichtung Vorsprünge oder Ansätze befestigt sind, und die Abstandshalter 17 sind genau zwischen zwei Vorsprüngen 20 angeordnet. Die Abstandshalter werden mit Bolzen 23, die durch die Bohrungen 22 im Flansch 19 gehen, an der Bauvorrichtung befestigt. Der Flansch 19 entspricht in der Form dem Tragflügelprofil, und somit werden die Abstandshalter auf der Bauvorrichtung mit der richtigen gewünschten Profilform des Tragflügels aufgebaut. Die Deckplatte 14 wird sodann an der unteren Seite der Abstandshalter 17 aufgeklebt, und der Honigwabenkern 12, an dem die Deckplatte 13 während dieser Arbeitsstufe befestigt werden kann, wird mittels Klebstoff an der unteren Fläche der Deckplatte 14 befestigt. Dort wo die Grenzschicht abgesaugt werden soll, sind kleinere Öffnungen 24 in der Deckplatte 14 und größere öffnungen 25 in der Deckplatte 13 vorgesehen, wobei Löcher 24 ausgerichtet mit den Spalten zwischen den Abstandshaltern 17 und den Absaugöffnungen liegen, die durch den Spalt 26 zwischen aufeinander eingestellten Kanten der äußeren Hautstreifen 10 gebildet sind. Bei diesem Aufbau ist ein unter der Beplankung liegendes gewelltes Blech 27 an der unteren Seite der Deckplatte 13 befestigt. Somit werden Kanäle 28 unter den Öffnungen 25 ausgebildet, die sich in Flügelrichtung erstrecken und mit einer Saugquelle in dem Flugzeug in Verbindung stehen, so daß gratet, und gegebenenfalls werden alle Oberflächen, einschließlich der aufeinander angepaßten Streifenkanten, mit einem Schutz- und/oder Farbanstrich, wie einer Anstrichfarbe oder einer anodischen Oxydation, unterworfen. Die Streifen werden sodann an dem Flügel angebracht und verklebt.The honeycomb core 12 can consist of reinforced plastic and is connected to the cover plates 13 and 14 by means of an adhesive. At the edges of the sandwich panels 6, which extend in the direction of the wing from the root to the outer wing tip, reinforcing elements 15 with openings are provided, by means of which the sandwich panel 6 can be fastened to the spars 4 by the stringers 5 with bolts 16. About the cover plate 14 of the sandwich plate 6 spacers 17 are arranged, which are attached to the cover plate 14 with adhesive with the exception of the spacer 17 a, in which the bolts 16 are used .. The strip 17 a spans the connection between two of the sandwich panels. The spacer strips 17 are spaced from one another. In order to achieve a precise distance between the spacers 17, the construction device 1 has a flange 19 on its lower side (FIG. 5), to which projections or lugs are attached in the direction of the wing, and the spacers 17 are exactly between two projections 20 arranged. The spacers are fastened to the construction device with bolts 23 which go through the bores 22 in the flange 19. The shape of the flange 19 corresponds to the airfoil profile, and thus the spacers are built on the jig with the correct desired profile shape of the airfoil. The cover plate 14 is then glued to the lower side of the spacers 17, and the honeycomb core 12, to which the cover plate 13 can be attached during this working stage, is attached to the lower surface of the cover plate 14 by means of adhesive. Where the boundary layer is to be sucked off, smaller openings 24 are provided in the cover plate 14 and larger openings 25 in the cover plate 13, holes 24 being aligned with the gaps between the spacers 17 and the suction openings which are set through the gap 26 between one another Edges of the outer skin strips 10 are formed. In this structure, a corrugated sheet metal 27 lying under the planking is fastened to the lower side of the cover plate 13. Thus, channels 28 are formed under the openings 25, which extend in the wing direction and are in communication with a suction source in the aircraft, so that burrs, and if necessary, all surfaces, including the mutually matched strip edges, are subjected to a protective and / or colored coating, such as a paint or anodic oxidation. The strips are then attached to the wing and glued.

Dort wo die Grenzschicht vorgesehen werden soll, werden die Streifen 10 in der oben beschriebenen Weise an der Tragfläche zusammengesetzt, wobei deren Kanten im Abstand zueinander sind und ausgerichtet mit den Spalten zwischen den Streifen 17 und 17 a und somit mit den Öffnungen 24 liegen. Der Abstand zwischen den Kanten kann sich auf 0,127 mm, gegebenenfalls jedoch auf einen kleineren Wert, wie z. B. 0,076 mm belaufen. Normalerweise werden diese Kanten parallel zueinander vorliegen, erforderlichenfalls können dieselben jedoch mit einem Winkel zueinander angeordnet sein, so daß der Schlitz 26 zwischen denselben in Profilrichtung eine unterschiedliche Breite über die Gesamtlänge oder Teillänge der Tragfläche aufweist.Where the boundary layer is to be provided, the strips are 10 assembled in the manner described above on the wing, the Edges are spaced apart and aligned with the gaps between the Strips 17 and 17 a and thus with the openings 24 are located. The distance between the edges can be reduced to 0.127 mm, but possibly to a smaller value, such as B. 0.076 mm. Usually these edges will be parallel to each other exist, but if necessary they may be at an angle to each other be arranged so that the slot 26 between the same in the profile direction one has different widths over the entire length or part of the length of the wing.

Die poröse Tragflügelbeplankung zur Absaugung der Grenzschicht kann auch die in der F i g. 7 gezeigte Ausführungsform aufweisen, die sich eng an die Bauart nach den F i g. 3 und 4 anschließt, wobei jedoch die gesamte Anordnung durch Klebstoff verbunden ist, oder es kann sich um einen Aufbau wie in der F i g. 8 gezeigt, handeln, wo der Honigwabenkern nicht vorliegt und das Basisplattenteil durch Metallbleche 35 gebildet wird. In diesem Fall kann es erforderlich sein, daß das Wellblech 27 wenigstens teilweise einen tragenden Teil des Flügels bildet, um die Scherbelastung über die Tragfläche zwischen den Holmen aufzunehmen. Schließlich können die Platten auch in der in der F i g. 9 gezeigten Weise ausgebildet sein, wobei ein Basisplattenteil 37 aus Metall mit verdickten Teilen 38 die Öffnungen 25 aufweist und die Streifen 10 trägt.The porous wing paneling for suctioning off the boundary layer can also the one shown in FIG. 7 have embodiment shown, which closely follow the Design according to the F i g. 3 and 4 connects, however, the entire arrangement through Adhesive is connected, or it can be a structure as shown in FIG. 8 shown act where the honeycomb core is not present and the base plate part through metal sheets 35 is formed. In this case, it may be necessary that the corrugated metal sheet 27 at least partially forms a load-bearing part of the wing to support the shear stress to be taken over the wing between the spars. Finally, the panels can also in the FIG. 9 be formed in the manner shown, wherein a base plate part 37 made of metal with thickened parts 38 has the openings 25 and the strips 10 carries.

Claims

Claims: 1. A method for producing one with slots provided aircraft planking for suction of the boundary layer, the planking preformed prior to their attachment to the aerated panels is, that the preformed planking in strips (10) with deburred edges (11) next to one another at such a distance be attached so that the slots (26) are thereby formed.

2. Procedure according to claim 1, characterized in that the strips (10) are laid in such a way that that the slots (26) are perpendicular to the air flow.

3. The method according to claim 1, characterized in that the stationary load occurring during flight before the fastening of the strips (10) is imitated by prestressing the parts so that the surface does not bulge.

4. The method according to claim 1, characterized in that that the elongated strips (10) of thin-walled material on the the airframe sheathing plates (9,13,14) are glued.

5. The method according to claim 4, characterized in that the connecting points of the plates (9, 13, 14) through the strips (10) are covered.

6. The method according to claim 4, characterized in that that the strips (10) including the edges (11) before gluing with a Cover to be provided.