RU2649779C2 - Способ соединения узлов конструкции летательного аппарата - Google Patents

Способ соединения узлов конструкции летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2649779C2
RU2649779C2 RU2013156854A RU2013156854A RU2649779C2 RU 2649779 C2 RU2649779 C2 RU 2649779C2 RU 2013156854 A RU2013156854 A RU 2013156854A RU 2013156854 A RU2013156854 A RU 2013156854A RU 2649779 C2 RU2649779 C2 RU 2649779C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
parts
guide holes
holes
permanent
fuselage
Prior art date
Application number
RU2013156854A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013156854A (ru
Inventor
Даниэлла Йада НЕГРОНИ
Луис Гонзага ТРАБАССО
Original Assignee
Эмбраер С.А.
ИТА-Институту Текнуложику де Аэронаутика
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эмбраер С.А., ИТА-Институту Текнуложику де Аэронаутика filed Critical Эмбраер С.А.
Publication of RU2013156854A publication Critical patent/RU2013156854A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2649779C2 publication Critical patent/RU2649779C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
    • B23P19/04—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes for assembling or disassembling parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J15/00—Riveting
    • B21J15/02—Riveting procedures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21J—FORGING; HAMMERING; PRESSING METAL; RIVETING; FORGE FURNACES
    • B21J15/00—Riveting
    • B21J15/10—Riveting machines
    • B21J15/14—Riveting machines specially adapted for riveting specific articles, e.g. brake lining machines
    • B21J15/142—Aerospace structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23B—TURNING; BORING
    • B23B35/00—Methods for boring or drilling, or for working essentially requiring the use of boring or drilling machines; Use of auxiliary equipment in connection with such methods
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23B—TURNING; BORING
    • B23B2215/00—Details of workpieces
    • B23B2215/04—Aircraft components
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P19/00—Machines for simply fitting together or separating metal parts or objects, or metal and non-metal parts, whether or not involving some deformation; Tools or devices therefor so far as not provided for in other classes
    • B23P19/10—Aligning parts to be fitted together
    • B23P19/12—Alignment of parts for insertion into bores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P21/00—Machines for assembling a multiplicity of different parts to compose units, with or without preceding or subsequent working of such parts, e.g. with programme control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/01—Aircraft parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23Q—DETAILS, COMPONENTS, OR ACCESSORIES FOR MACHINE TOOLS, e.g. ARRANGEMENTS FOR COPYING OR CONTROLLING; MACHINE TOOLS IN GENERAL CHARACTERISED BY THE CONSTRUCTION OF PARTICULAR DETAILS OR COMPONENTS; COMBINATIONS OR ASSOCIATIONS OF METAL-WORKING MACHINES, NOT DIRECTED TO A PARTICULAR RESULT
    • B23Q35/00—Control systems or devices for copying directly from a pattern or a master model; Devices for use in copying manually
    • B23Q35/02—Copying discrete points from the pattern, e.g. for determining the position of holes to be drilled
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B25—HAND TOOLS; PORTABLE POWER-DRIVEN TOOLS; MANIPULATORS
    • B25J—MANIPULATORS; CHAMBERS PROVIDED WITH MANIPULATION DEVICES
    • B25J9/00—Programme-controlled manipulators
    • B25J9/16—Programme controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B19/00—Programme-control systems
    • G05B19/02—Programme-control systems electric
    • G05B19/418—Total factory control, i.e. centrally controlling a plurality of machines, e.g. direct or distributed numerical control [DNC], flexible manufacturing systems [FMS], integrated manufacturing systems [IMS] or computer integrated manufacturing [CIM]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49826—Assembling or joining
    • Y10T29/49947—Assembling or joining by applying separate fastener

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу соединения узлов конструкции летательного аппарата и касается соединения обшивки фюзеляжа с несущей конструкцией фюзеляжа. Для соединения деталей между собой необходимо разместить и временно зажать детали и просверлить некоторое количество направляющих отверстий через временно зажатые детали. Затем устанавливают временные фиксаторы в количестве направляющих отверстий. При этом временные фиксаторы удаляют путем просверливания и последующей установки в них постоянных фиксаторов. Достигается сокращение времени соединения деталей между собой. 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Раскрытые в настоящем документе варианты осуществления относятся в общем к способам соединения узлов конструкции летательного аппарата и в частности к стыковке панелей фюзеляжа летательного аппарата и секций, например к соединению обшивки фюзеляжа с несущей конструкцией фюзеляжа (например, соединителями по окружности фюзеляжа и продольными стрингерами или крыльевыми нервюрами).
Уровень техники
Обычно сборка конструкции деталей фюзеляжа летательного аппарата (например, секций фюзеляжа, подлежащих стыковке, или для соединения крыльевых нервюр с обшивкой крыла) включает в себя использование временных крепежных деталей (например, «фиксаторов Cleco») для обеспечения временного усилия зажима в узле из деталей, подлежащих соединению. Зажатые таким образом детали узла затем просверливают полуавтоматическими системами сверления или системами, известными в данной области техники, например системами и способами, раскрытыми в патентах США №№ 5560102 и 6073326, каждый из которых в полном объеме включен в настоящий документ путем ссылки. Временно соединенные детали узла после этого разбирают для удаления заусенцев и стружек, возникающих на этапе сверления, которые могли застрять между подлежащими соединению деталями блока. В случае сборки секции фюзеляжа соединители по его окружности и продольные соединители стрингеров обычно устанавливают на отделенных стадиях (этапах).
В качестве одного иллюстративного примера для понимания уровня техники, относящегося к описанным в настоящем документе вариантам осуществления, соединители по окружности и продольные стрингеры являются элементами соединения, которые используют для обеспечения соединения двух секций фюзеляжа летательного аппарата. Эти два элемента конструкции (то есть соединители по окружности и продольные стрингеры) соединяют с элементами обшивки фюзеляжа в области соединения двух секций фюзеляжа, и таким образом они становятся частью конструкции фюзеляжа. Поскольку этап соединения соединителей по окружности с обшивкой фюзеляжа включает в себя сверление через соседние элементы конструкции, может происходить накопление заусенцев между деталями (например, между обшивкой фюзеляжа и соединителями по его окружности). Такая же проблема может возникать во время процесса соединения продольных стрингеров с обшивкой фюзеляжа.
Сопровождающие чертежи фиг. 1A и 1B схематично изображают процесс сверления для соединения обшивки 10 летательного аппарата с несущей конструкцией 12 фюзеляжа летательного аппарата. Как видно, обшивку 10 и несущую конструкцию 12 временно соединяют друг с другом посредством фиксаторов 14 Cleco, расположенных в отверстии, образованном в деталях, и подлежащих замещению позже постоянной заклепкой. При сверлении, например, сверлом 16 возможно временное застревание металлических стружек (показанных схематично ссылочной позицией 20 на фиг. 1B) между обшивкой 10 и несущей конструкцией 12, например, из-за недостаточных усилий зажима фиксаторов 14 Cleco, которые могут обеспечивать возможность сгибания обшивки 10 наружу от несущей конструкции 12. Поэтому эту стружку 20 необходимо удалить перед окончательной сборкой, которая, таким образом, обеспечивает увеличение времени сборки и стоимости.
Поэтому было бы особенно желательным создать способ сборки, который решает проблемы, указанные выше в отношении обычных способов сборки деталей конструкции летательного аппарата. Таким образом, раскрытые в настоящем документе варианты осуществления направлены именно на обеспечение решений этих проблем.
Раскрытие изобретения
Раскрытые в настоящем документе варианты осуществления относятся к способу соединения деталей, который является более экономичным и эффективным по сравнению с обычными способами. В соответствии с некоторыми вариантами осуществления способ соединения деталей обеспечивают, помещая и временно зажимая детали, подлежащие соединению. Затем количество (n) направляющих отверстий можно просверлить через временно зажатые детали (например, детали можно временно зажимать посредством фиксаторов Cleco), причем количество (n) направляющих отверстий меньше, чем общее количество (N) отверстий, которые необходимо просверлить для обеспечения возможности соединения деталей постоянными фиксаторами. Тогда временные фиксаторы можно установить в упомянутом количестве (n) направляющих отверстий, которые просверлены. Оставшееся количество (η) отверстий, которые требуются в дополнение к количеству (n) направляющих отверстий, чтобы достигнуть общего количества (N) отверстий, требуемых для деталей, подлежащих соединению постоянными фиксаторами, можно после этого просверлить таким образом, чтобы постоянные фиксаторы можно было установить и в количестве (n) направляющих отверстий, и в оставшемся количестве (η) отверстий, которые просверлены к таким образом постоянно соединенным деталям.
В соответствии с некоторыми вариантами осуществления временные фиксаторы, установленные в количестве (n) направляющих отверстий, можно удалить, просверливая и после этого устанавливая в это место постоянные фиксаторы. Временные фиксаторы могут быть, например, временными заклепками.
В некоторых вариантах осуществления этапы сверления оставшегося количества (η) отверстий и удаления временных фиксаторов в количестве (n) направляющих отверстий можно достигать автоматизированным робототехническим сверлением и сборкой установки. Установки постоянных фиксаторов можно аналогично достигать такой автоматизированной системой.
В соответствии с некоторыми вариантами осуществления, временно зажатые детали можно отодвигать друг от друга и затем очищать (например, удалять заусенцы и/или металлические опилки от операции сверления). После этого очищенные детали можно повторно размещать для совмещения направляющих отверстий, чтобы таким образом обеспечить возможность сверления оставшегося количества отверстий, как описано выше.
В некоторых вариантах осуществления одна из деталей, подлежащих соединению, включает в себя несущую конструкцию фюзеляжа, состоящую из соединителей по окружности и продольных стрингеров, а другая деталь является обшивкой летательного аппарата, подлежащей соединению с ней. В соответствии с такими вариантами осуществления соединители по окружности и продольные стрингеры можно сначала разместить и временно зажать на обшивке фюзеляжа. Как только количество (n) направляющих отверстий было просверлено, временно зажатые соединители по окружности и продольные стрингеры можно отделить от обшивки летательного аппарата для очистки деталей и удаления заусенцев. Несущую конструкцию фюзеляжа, которая содержит соединители по окружности и продольные стрингеры, можно затем разместить на обшивке фюзеляжа, чтобы совместить направляющие отверстия друг с другом на этой же стадии (этапе).
Эти и другие аспекты и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после тщательного рассмотрения нижеследующего подробного описания его предпочтительных примерных вариантов осуществления.
Краткое описание чертежей
Раскрытые варианты осуществления настоящего изобретения будут лучше и более основательно поняты при обращении к нижеследующему подробному описанию примерных неограничивающих иллюстративных вариантов осуществления в сочетании с чертежами, на которых:
фиг. 1A и 1B схематично изображают обычный этап сверления во время сборки обшивки летательного аппарата с несущей конструкцией; и
фиг. 2 - принципиальная блок-схема этапов, используемых в способе соединения деталей друг с другом в соответствии с раскрытым в настоящем документе вариантом осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
Одним примерным вариантом осуществления способа сборки конструкции является соединение по окружности секций фюзеляжа, которое представляет собой соединение соединителей по окружности и продольных стрингеров с обшивкой фюзеляжа в области соединения стыкуемых секций фюзеляжа. В соответствии с этим вариантом осуществления установку соединителей по окружности и продольных стрингеров выполняют одновременно, чтобы повысить жесткость конструкции (то есть чтобы увеличить усилие для соединения деталей узла) и избежать застревания стружек и заусенцев между деталями, что может происходить в результате этапа сверления.
Принципиальная блок-схема примерного варианта осуществления сборки конструкции секций фюзеляжа показана на сопровождающем чертеже фиг. 2. Как показано, способ сборки обычно включает в себя этап 20 размещения вручную соединителей по окружности и продольных стрингеров на обшивке фюзеляжа в области соединения двух секций фюзеляжа. Размещенные вручную соединители по окружности и продольные стрингеры временно соединяют с обшивкой фюзеляжа при помощи временных фиксаторов (Cleco) для обеспечения усилия зажима на деталях узла (например, обшивку фюзеляжа, соединители по окружности и продольные стрингеры).
В то время, когда детали соединены усилием зажима временных фиксаторов (Cleco), на этапе 24 вручную просверливают выбранное количество направляющих отверстий через прилегающие друг к другу временно зажатые детали. При этом выбранное количество просверленных направляющих отверстий будет составлять процентную долю от общего количества отверстий, необходимых для соединения деталей введением постоянных фиксаторов, таких как постоянные заклепки и/или штифты. Количество направляющих отверстий будет изменяться в зависимости от узла из деталей, подлежащих соединению, и конкретного размера такого узла из деталей. В общем, однако, оно может составлять между приблизительно 5% и приблизительно 50% от общего количества необходимых отверстий.
Как только количество направляющих отверстий просверлено, временные фиксаторы (Cleco) удаляют на этапе 26 для обеспечения возможности удаления соединителей по окружности и продольных стрингеров. Тогда узел из деталей может быть очищен для удаления каких-либо заусенцев и/или стружки, которые могут присутствовать в результате сверления на этапе 24. Поскольку просверленные направляющие отверстия составляют процентную долю от общего количества отверстий, необходимых для соединения деталей, время, необходимое для очистки деталей, является более коротким.
Как только детали очищены, они готовы для уплотнения (установки уплотнения) на этапе 28. После этого соединители по окружности и продольные стрингеры уплотняют на этапе 30 в соответствии со способами, известными в данной области техники.
Затем соединители по окружности и продольные стрингеры повторно размещают одновременно на обшивке фюзеляжа на этапе 32 в области соединения между двумя секциями фюзеляжа таким образом, чтобы соответствующие направляющие отверстия в обшивке, соединителях по окружности и продольных стрингерах были совмещены. Одновременное повторное размещение соединителей по окружности и продольных стрингеров на обшивке фюзеляжа повышает жесткость конструкции (то есть увеличивает усилие для соединения деталей узла). Временные (монтажные) заклепки можно затем устанавливать в совмещенных направляющих отверстиях в соответствии с этапом 34. Таким образом обеспечивается усиленная целостность и жесткость конструкции между обшивкой с одной стороны и несущей конструкцией (то есть соединителями по окружности и продольными стрингерами) с другой стороны, чтобы полностью исключить стружки и заусенцы, застрявшие между деталями, которые могут возникать в результате сверления, происходящего на следующем этапе.
Соединенные таким образом детали можно затем подвергать автоматизированному сверлению и наклепке на этапе 36. Конкретно на этом этапе 36 будет просверлено оставшееся количество необходимых отверстий. Таким образом, количество (η) оставшихся отверстий, которое должно быть просверлено на этапе 36, будет равно общему количеству (N) отверстий, требуемых для соединения деталей постоянными фиксаторами, за вычетом количества (n) направляющих отверстий, ранее просверленных и занятых временными (монтажными) заклепками на этапе 34 (η=N-n).
Количество (η) оставшихся необходимых отверстий предпочтительно будет просверлено автоматизированной робототехнической системой сверления и сборки, известной в данной области техники. Такая автоматизированная система сверления и сборки также удалит путем просверливания временные (монтажные) заклепки, установленные ранее на этапе 34, таким образом, чтобы постоянные фиксаторы (например, постоянные заклепки и/или штифты) можно было установить во всех отверстиях (то есть общее количество (N) отверстий), включая количество (η) отверстий, просверленных в соответствии с этапом 36, и количество (n) направляющих отверстий, имеющих временные (монтажные) заклепки, установленные в этом месте, которые удаляются (уничтожаются) сверлением на этапе 36. Автоматизированное сверление и установку постоянных фиксаторов можно выполнять с помощью робота посредством обычной автоматизированной системы сверления и сборки. Со всеми постоянными фиксаторами, установленными в общем количестве отверстий, требуемых для соединения обшивки с соединителями по окружности и продольными стрингерами, требуемые манжеты можно затем устанавливать вручную на этапе 38 для завершения процесса установки.
Способы, описанные выше в настоящем документе, относятся к сборке соединителей по окружности и продольных стрингеров с обшивкой фюзеляжа. Однако способы могут быть аналогичным образом использованы для соединения друг с другом других деталей конструкции, например для соединения обшивки крыла с крыльевыми нервюрами.
Поэтому, хотя изобретение было описано в отношении того, что в данный момент предполагается наиболее практически осуществимым и предпочтительным вариантом осуществления, следует понимать, что изобретение не ограничивается раскрытым вариантом осуществления, но, напротив, подразумевает охват различных модификаций и эквивалентных конфигураций в рамках его сущности и объема.

Claims (18)

1. Способ соединения деталей между собой, содержащий этапы, на которых:
(i) размещают и временно зажимают детали, которые должны быть соединены между собой,
(ii) просверливают некоторое количество (n) направляющих отверстий через временно зажатые детали, причем количество (n) направляющих отверстий является меньшим, чем общее количество (N) отверстий, которые требуется просверлить, чтобы обеспечить возможность соединения деталей между собой постоянными фиксаторами,
(iii) устанавливают временные фиксаторы в количестве (n) направляющих отверстий,
(iv) просверливают оставшееся количество (η) отверстий, которые требуются в дополнение к количеству (n) направляющих отверстий для достижения общего количества (N) отверстий, требуемых для соединения деталей между собой постоянными фиксаторами, и
(v) устанавливают постоянные фиксаторы в количестве (n) направляющих отверстий и оставшемся количестве (η) отверстий, просверленных на этапе (iv), для постоянного соединения деталей между собой таким образом,
при этом этап (v) включает в себя этап, на котором удаляют временные фиксаторы, установленные в количестве (n) направляющих отверстий, путем просверливания и последующей установки в них постоянных фиксаторов.
2. Способ по п.1, в котором временные фиксаторы содержат монтажные заклепки.
3. Способ по п.1, в котором этап (i) включает в себя зажатие деталей вместе фиксаторами Cleco.
4. Способ по п.1, в котором этапы (iv) и (v) осуществляют, используя автоматизированную робототехническую систему сверления и сборки.
5. Способ по п.1, в котором этап (ii) осуществляют вручную.
6. Способ по п.1, в котором этап (ii) дополнительно содержит этапы, на которых:
(iia) отделяют временно зажатые детали друг от друга после того, как в них просверлено количество (n) направляющих отверстий, и
(iib) очищают детали от заусенцев и/или металлических опилок.
7. Способ по п.1, в котором этап (iii) содержит этап, на котором повторно размещают очищенные детали таким образом, чтобы совместить количество (n) направляющих отверстий.
8. Способ по п.1, в котором одна из деталей является несущей конструкцией фюзеляжа летательного аппарата, состоящей из соединителей по окружности и продольных стрингеров, а другая деталь является обшивкой летательного аппарата, при этом этап (i) содержит этапы, на которых:
(ia) размещают соединители по окружности и продольные стрингеры на обшивке фюзеляжа, и
(ib) временно прижимают соединители по окружности и продольные стрингеры к обшивке фюзеляжа.
RU2013156854A 2012-12-21 2013-12-20 Способ соединения узлов конструкции летательного аппарата RU2649779C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/725,855 2012-12-21
US13/725,855 US9102019B2 (en) 2012-12-21 2012-12-21 Process for joining aircraft structural components

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013156854A RU2013156854A (ru) 2015-06-27
RU2649779C2 true RU2649779C2 (ru) 2018-04-04

Family

ID=49911219

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013156854A RU2649779C2 (ru) 2012-12-21 2013-12-20 Способ соединения узлов конструкции летательного аппарата

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9102019B2 (ru)
EP (1) EP2745955B1 (ru)
CN (1) CN103879566B (ru)
BR (1) BR102013032814B1 (ru)
RU (1) RU2649779C2 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9828083B2 (en) * 2014-11-14 2017-11-28 The Boeing Company Methods and components for wing-to-fuselage integration
US11370036B2 (en) * 2016-10-25 2022-06-28 The Boeing Company One up assembly aircraft panel drilling system
FR3090053B1 (fr) 2018-12-14 2021-05-14 Airbus Operations Sas Procédé d’assemblage d’au moins deux pièces grâce à des liaisons définitives principales et secondaires et assemblage obtenu à partir de ce procédé
US11806941B2 (en) * 2020-08-21 2023-11-07 Divergent Technologies, Inc. Mechanical part retention features for additively manufactured structures
CN112743861A (zh) * 2020-12-17 2021-05-04 中航沈飞民用飞机有限责任公司 一种用于后机身/垂尾复合材料的多种材料夹层结构件的自动钻铆方法
EP4119446A1 (en) * 2021-07-15 2023-01-18 Airbus Operations, S.L.U. Method for the assembly of frames in an aircraft shell
EP4215444A1 (en) 2022-01-20 2023-07-26 Airbus Operations GmbH Method of assembling a structure in aircraft or spacecraft production
US11851213B1 (en) * 2022-10-14 2023-12-26 The Boeing Company Methods and structural gap filler for one-up assembly
US12005537B1 (en) 2023-04-11 2024-06-11 Lockheed Martin Corporation Fastener removal assembly for automated temporary fastener removal

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1348051A1 (ru) * 1985-07-22 1987-10-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Способ ремонта заклепочного соединени с потайной головкой
SU1532177A1 (ru) * 1988-03-14 1989-12-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Способ ремонта заклепочного соединени с потайной головкой
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
US20100308171A1 (en) * 2009-06-04 2010-12-09 Lockheed Martin Corporation Method of Manufacturing Aircraft Using Temporary Fasteners
RU2442910C2 (ru) * 2005-12-16 2012-02-20 Эйрбас Оперейшнз Лимитед Узел крепления и способ крепления сборочных единиц
RU2448876C2 (ru) * 2006-07-14 2012-04-27 Аления Аэронаутика С.П.А. Способ, устройство и установка для изготовления конструкций обшивки

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6073326A (en) 1998-11-24 2000-06-13 The Boeing Company Lap splice mini-riveter system
CA2254508C (en) 1997-11-26 2010-05-25 The Boeing Company Lap splice mini-riveter system
JP2000135541A (ja) * 1998-10-28 2000-05-16 Fuji Heavy Ind Ltd 打鋲方法及び打鋲装置
US6357101B1 (en) * 2000-03-09 2002-03-19 The Boeing Company Method for installing fasteners in a workpiece
US6413022B1 (en) * 2000-09-18 2002-07-02 The Boeing Company Vacuum clamp device
US6772500B2 (en) * 2001-10-25 2004-08-10 Allfast Fastening Systems, Inc. Method of forming holes for permanent fasteners
US6855099B2 (en) * 2001-10-31 2005-02-15 The Boeing Company Manufacturing system for aircraft structures and other large structures
US20060010689A1 (en) * 2004-07-14 2006-01-19 Ali Salour Automated drill process for two-diameter holes in multi-layer variable thickness composite materials
US7524154B2 (en) * 2005-11-28 2009-04-28 The Boeing Company Eccentric fastening device

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1348051A1 (ru) * 1985-07-22 1987-10-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Способ ремонта заклепочного соединени с потайной головкой
SU1532177A1 (ru) * 1988-03-14 1989-12-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Способ ремонта заклепочного соединени с потайной головкой
US5560102A (en) * 1992-10-13 1996-10-01 The Boeing Company Panel and fuselage assembly
RU2442910C2 (ru) * 2005-12-16 2012-02-20 Эйрбас Оперейшнз Лимитед Узел крепления и способ крепления сборочных единиц
RU2448876C2 (ru) * 2006-07-14 2012-04-27 Аления Аэронаутика С.П.А. Способ, устройство и установка для изготовления конструкций обшивки
US20100308171A1 (en) * 2009-06-04 2010-12-09 Lockheed Martin Corporation Method of Manufacturing Aircraft Using Temporary Fasteners

Also Published As

Publication number Publication date
EP2745955A3 (en) 2017-08-30
BR102013032814A2 (pt) 2015-12-08
CN103879566A (zh) 2014-06-25
US20140173879A1 (en) 2014-06-26
US9102019B2 (en) 2015-08-11
EP2745955B1 (en) 2024-04-24
BR102013032814A8 (pt) 2021-03-09
CN103879566B (zh) 2017-08-08
RU2013156854A (ru) 2015-06-27
BR102013032814B1 (pt) 2022-02-15
EP2745955A2 (en) 2014-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2649779C2 (ru) Способ соединения узлов конструкции летательного аппарата
JP6629525B2 (ja) エンドエフェクタのためのクランプ脚
JP6359094B2 (ja) 自動位置合わせフィッティングアセンブリ、並びに、これを含むシステム及び方法
US11370036B2 (en) One up assembly aircraft panel drilling system
RU2009134490A (ru) Способ соединения двух узлов, таких как узлы фюзеляжа летательного аппарата
US20060201995A1 (en) Bore alignment tool
US20140208656A1 (en) Vehicle door and door module with multi-portion door carrier
US10828760B2 (en) Method for aligning a first hole of a first part with a second hole of a second part and kit for its implementation
CN104265997A (zh) 液压管道酸洗、冲洗、压力试验整体施工方法
JP2019031265A (ja) 圧力隔壁システム
EP2927513B1 (en) Blind tack bolt with higher clamp-up strength
US20190242421A1 (en) Arranging a composite element at a component
CN110039460B (zh) 同心定位临时固定夹具以及方法
US9097003B1 (en) Saddle bracket assemblies
US20080156941A1 (en) Methods and apparatus for aircraft structural length of service enhancement
US20200262586A1 (en) Method for assembling two components and method for assembling two portions of an aircraft
US20180022436A1 (en) Magnetic union of access panels and fairings of aircraft to its resistant structure
US10005565B2 (en) Stabilized wing rib components and methods for assembling such stabilized wing rib components with at least one other aircraft airfoil structural component
EP3631274B1 (en) A device for operation on a pressurized bolt connection between first and second flanged tubulars, corresponding method and corresponding use
JP2022145637A (ja) 胴体バレルアセンブリ及び胴体バレルアセンブリを組み立てる方法
CN204976423U (zh) 一种汽车电子助力转向测试设备快速换型夹具
US20200376613A1 (en) Method of assembling members of an assembly
JP2021107213A (ja) 航空機の翼を航空機本体に接合する接合部
JP2013224851A (ja) 原子炉用蒸気乾燥器及びその据付方法

Legal Events

Date Code Title Description
HC9A Changing information about inventors