RU2463217C1 - Способ сборки панелей агрегатов самолета - Google Patents
Способ сборки панелей агрегатов самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2463217C1 RU2463217C1 RU2011116058/11A RU2011116058A RU2463217C1 RU 2463217 C1 RU2463217 C1 RU 2463217C1 RU 2011116058/11 A RU2011116058/11 A RU 2011116058/11A RU 2011116058 A RU2011116058 A RU 2011116058A RU 2463217 C1 RU2463217 C1 RU 2463217C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- assembling
- panels
- aeroplane
- units
- stringers
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Automatic Assembly (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиастроению и касается технологии сборки панелей агрегатов самолетов, в частности к технологии сборки центроплана самолета. Способ сборки панелей агрегатов самолета содержит сборку и клепку имеющей заданную кривизну обшивки и прямолинейных стрингеров. Стрингеры перед сборкой и клепкой предварительно формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением от 3,0 мм до 5,0 мм и затем упрочняют на ударно-барабанной установке. Из изготовленных панелей производят сборку агрегатов самолета. Достигается улучшенное качество сборки и обеспечение заданных геометрических параметров клепаных панелей. 2 ил.
Description
Изобретение относится к авиастроению и касается технологии сборки панелей агрегатов самолетов, в частности к технологии сборки центроплана самолета.
Известен способ сборки-клепки панелей агрегатов (Григорьев В.П. Сборка клепаных агрегатов самолетов и вертолетов. Учебное пособие. М.: «Машиностроение», 1975 с.11), при котором собираемые детали устанавливают в сборочное положение и для плотного прилегания обшивки к элементам каркаса прижимают ее рубильниками, специальными зажимами или шнурами. Затем обшивку и элементы каркаса временно закрепляют, не допуская их взаимного перемещения при выполнении операций клепки. Сверлят отверстия под заклепки и отверстия для установки средств временного крепления, производят фиксацию и клепку.
Недостатком известного способа является большая трудоемкость сборки, т.к. пакет деталей предварительно ставится на технологический крепеж, затем на окончательный.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предлагаемому изобретению является технологический способ сборки панелей агрегатов (Бойцов В.В. и др. Сборка агрегатов самолета. М.: Машиностроение, 1988 г., стр.22, стр.120). Способ сборки панелей агрегатов включает сборку и клепку имеющей заданную кривизну обшивки и прямолинейных стрингеров. При клепке панелей агрегатов, где обшивки имеют заданную кривизну (по конструкторской документации отклонение в свободном состоянии от ложементов стапеля допускается не более 1,0 мм), а стрингеры имеют прямолинейную форму (по конструкторской документации отклонение от контура по наружному и внутреннему поясам допускается ±0,2 мм), отклонение панелей (обшивки+стрингера) после клепки от ложементов стапеля должно быть не более 2,0 мм. Основным недостатком способа является то, что после клепки отклонения между панелями и ложементами стапеля в свободном состоянии фактически получаются до 6,0 мм.
Задачей настоящего изобретения является создание более рациональной технологии клепки панелей агрегатов, позволяющей резко улучшить качество сборки и обеспечить геометрические параметры клепаных панелей.
Сущность изобретения заключается в том, что в способе сборки панелей агрегатов, состоящих из обшивки, имеющей заданную кривизну, и прямолинейных стрингеров, включающем сборку и клепку обшивки, в отличие от прототипа, стрингеры перед сборкой и клепкой предварительно формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением от 3,0 мм до 5,0 мм и затем упрочняют на ударно-барабанной установке. После сборки панелей в сборочном стапеле стрингеры, которым задана упреждающая кривизна, не позволяют обшивкам отклоняться от заданного теоретического контура, предусмотренного электронной моделью (отклонение в свободном состоянии от ложементов стапеля уменьшаются до 0÷2,0 мм).
Использование предлагаемого изобретения в сравнении с прототипом позволяет улучшить качество сборки, и обеспечить заданные геометрические параметры клепаных панелей обшивок.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами. На фиг.1 в качестве примера представлена панель, состоящая из обшивки (1) и стрингеров (2). На фиг.2 показан стрингер до формообразования (3) (стрингер прилегает к контуру обшивки) и стрингер после формообразования (4) (после ввода прогиба).
Способ сборки панелей агрегатов самолета осуществляют следующим образом. Стрингеры 2 формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением 3-5 мм, затем стрингеры упрочняют на ударно-барабанной установке. Стрингеры 2 и обшивку 1 устанавливают в сборочное положение на ложементы стапеля (не показаны), временно закрепляют, например, с помощью рубильников, сверлят отверстия под заклепки, производят фиксацию и клепку. Из панелей, изготовленных с учетом введения упреждающей кривизны по стрингерам, производят сборку агрегатов самолета, например центроплана.
Claims (1)
- Способ сборки панелей агрегатов самолета, включающий сборку и клепку имеющей заданную кривизну обшивки и прямолинейных стрингеров, отличающийся тем, что стрингеры перед сборкой предварительно формообразовывают с учетом упреждающей кривизны, затем упрочняют.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011116058/11A RU2463217C1 (ru) | 2011-04-22 | 2011-04-22 | Способ сборки панелей агрегатов самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011116058/11A RU2463217C1 (ru) | 2011-04-22 | 2011-04-22 | Способ сборки панелей агрегатов самолета |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2463217C1 true RU2463217C1 (ru) | 2012-10-10 |
Family
ID=47079484
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011116058/11A RU2463217C1 (ru) | 2011-04-22 | 2011-04-22 | Способ сборки панелей агрегатов самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2463217C1 (ru) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1076691A1 (ru) * | 1982-01-06 | 1984-02-29 | Днепропетровский Ордена Трудового Красного Знамени Государственный Университет Им.300-Летия Воссоединения Украины С Россией | Тонкостенна панель с усиливающими элементами |
RU2144487C1 (ru) * | 1999-07-06 | 2000-01-20 | Закрытое акционерное общество "Интеллект" | Стрингер летательного аппарата |
RU2271304C2 (ru) * | 2000-06-28 | 2006-03-10 | Эадс Эйрбас Гмбх | Структурный элемент конструкции самолета |
-
2011
- 2011-04-22 RU RU2011116058/11A patent/RU2463217C1/ru active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1076691A1 (ru) * | 1982-01-06 | 1984-02-29 | Днепропетровский Ордена Трудового Красного Знамени Государственный Университет Им.300-Летия Воссоединения Украины С Россией | Тонкостенна панель с усиливающими элементами |
RU2144487C1 (ru) * | 1999-07-06 | 2000-01-20 | Закрытое акционерное общество "Интеллект" | Стрингер летательного аппарата |
RU2271304C2 (ru) * | 2000-06-28 | 2006-03-10 | Эадс Эйрбас Гмбх | Структурный элемент конструкции самолета |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9669919B2 (en) | Highly integrated infused box made of composite material and method of manufacturing | |
JP6403774B2 (ja) | 補強複合材パネル | |
EP2301840B1 (en) | Integrated aircraft structure in composite material | |
EP2889211B1 (en) | Aircraft structure made of composite material | |
JP6681049B2 (ja) | 航空機の操縦翼面の組立方法 | |
EP3000719A1 (en) | Composite wing edge attachment and method | |
EP2589531B1 (en) | Internal structure of aircraft made of composite material | |
US20150375846A1 (en) | Leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof | |
US9856008B2 (en) | Composite structure and methods of forming thereof | |
EP2128017A1 (en) | Structure of composite material for aircraft fuselages and method for manufacture thereof | |
WO2012001207A3 (es) | Fuselaje de aeronave en material compuesto y procedimientos para su fabricacion | |
EP3078585B1 (en) | Rib structure and method of forming thereof | |
US20110185555A1 (en) | Method for the orbital assembly of aircraft sections made of composite material | |
US10633116B2 (en) | Preventing cracks at bolted or riveted joints of aircraft structural parts | |
US20110168840A1 (en) | Aircraft frame and method for obtaining the same | |
RU2463217C1 (ru) | Способ сборки панелей агрегатов самолета | |
EP2774854A1 (en) | An improved monolithic fan cowl of an aircraft engine and a manufacturing method thereof | |
EP2281745B1 (en) | Coupling system intended for use between cladding and structural elements supporting same | |
US11167835B2 (en) | Aircraft rear fuselage section and manufacturing method thereof | |
EP3530452B1 (en) | Composite structural element | |
CN112644734B (zh) | 一种飞机长桁与蒙皮连接细节疲劳额定值的确定方法 | |
Cosentino et al. | Nonlinear analytical approach for preliminary sizing of discrete composite stringer terminations | |
RU2431189C2 (ru) | Способ оптимизации процесса проектирования конструкции композиционной панели, усиленной элементами жесткости | |
EP2524795A2 (en) | Joining arrangement for two boxes of composite material with an intermediate part and method for producing said intermediate part | |
US20120107435A1 (en) | Re-usable retainers for co-bonding uncured stringers |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20140701 |