RU2767084C1 - Method for installing the panel reinforcement - Google Patents
Method for installing the panel reinforcement Download PDFInfo
- Publication number
- RU2767084C1 RU2767084C1 RU2021131693A RU2021131693A RU2767084C1 RU 2767084 C1 RU2767084 C1 RU 2767084C1 RU 2021131693 A RU2021131693 A RU 2021131693A RU 2021131693 A RU2021131693 A RU 2021131693A RU 2767084 C1 RU2767084 C1 RU 2767084C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- panel
- overlay
- lining
- hole
- holes
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 15
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 title abstract description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 14
- 230000009471 action Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000008439 repair process Effects 0.000 abstract description 9
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 7
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 4
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000009412 basement excavation Methods 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
- F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
- F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Connection Of Plates (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к технологии сборки соединений конструктивных элементов планера самолета с усиливающими или ремонтными накладками для усиления отдельных участков силовых элементов типа панелей, работающих в напряженных условиях. Ослабление этих участков может быть вызвано нарушением целости или сплошности материала (разрушение, трещины, глубокие забоины, царапины) (см. Алябьев А.Я., Болдырев Ю.М., Запорожец В.В. и др. Ремонт летательных аппаратов. М., Транспорт, 1984 г. 422 с.).The invention relates to the field of aviation technology, and in particular to the technology of assembling connections of structural elements of an aircraft airframe with reinforcing or repair linings to strengthen individual sections of power elements such as panels operating in stressful conditions. The weakening of these areas can be caused by a violation of the integrity or continuity of the material (destruction, cracks, deep nicks, scratches) (see Alyabyev A.Ya., Boldyrev Yu.M., Zaporozhets V.V. and others. Repair of aircraft. M. , Transport, 1984. 422 p.).
Современные требования к весовому совершенству авиационных конструкций требуют разработки новых путей увеличения усталостной прочности соединений. Одним из известных способов является использование начальных сил, которые создают в нагруженных отверстиях при изготовлении соединений. Согласно исследованиям, приведенным в работе (Кошелев Н.В. Влияние начальной силы в отверстии под заклепку на долговечность элемента конструкции. Сообщение 1 и 2. Проблемы прочности, №1, Киев, 1988 г. С. 93-102) для повышения долговечности нагруженного отверстия необходимо создать начальную силу, направленную против усилия от внешней нагрузки. Начальная сила в отверстии уменьшает амплитудные напряжения и не изменяет величину средних напряжений, что приводит к повышению долговечности нагруженного отверстия.Modern requirements for the weight perfection of aircraft structures require the development of new ways to increase the fatigue strength of joints. One of the well-known methods is to use the initial forces that are created in the loaded holes during the manufacture of connections. According to the studies given in the work (Koshelev N.V. Influence of the initial force in the hole for the rivet on the durability of the structural element.
На основе этого принципа разработаны способы ремонта силовой конструкции планера самолета (панелей) с помощью предварительно напряженного соединения усиливающей накладки и подкрепляющего элемента для увеличения долговечности соединения (Зайцев М.Д., Русаков В. А., Куликов И.К. Использование предварительно напряженного соединения при ремонте крыла натурного самолета. «Экспериментальное оборудование и сертификация авиационной техники» (Тезисы докладов НТК). Жуковский, ЦАГИ, 1995 г. С. 45.).Based on this principle, methods have been developed for repairing the power structure of an aircraft airframe (panels) using a prestressed connection of a reinforcing lining and a reinforcing element to increase the durability of the connection (Zaitsev M.D., Rusakov V.A., Kulikov I.K. Using a prestressed connection during the repair of the wing of a full-scale aircraft. "Experimental equipment and certification of aviation equipment" (Abstracts of reports of the Scientific and Technical Committee. Zhukovsky, TsAGI, 1995, p. 45.).
Известен также способ повышения усталостной прочности болтового соединения путем создания в нем сборочных напряжений (Е.Ф. Кучерявый, А.И. Макеев и С.В. Шкараев, Авторское свидетельство СССР №866937 1980 г.). Болтовое соединение силовой конструкции и усиливающего элемента содержит ряд болтов с шайбами и гайками, которые устанавливают в отверстия соединяемых деталей, оно снабжено двумя парами сопряженных по сферическим поверхностям концентричных втулок, запрессованных в крайние отверстия соединяемых деталей и охватывающих стержень болта, при этом шайбы этого болта выполнены косыми. После размещения всех болтов в отверстия соединяемых деталей производят затяжку болтов, кроме крайних, которые затягивают в последнюю очередь. При затяжке этих болтов необходимо наблюдать за положением косых шайб, чтобы угол скоса шайб указывал направление деформаций соответственно каждой соединяемой детали, с которой она соприкасается. В процессе затяжки крайних болтов в соединении создаются сборочные напряжения за счет отклонения стержня болта в требуемую сторону. После затяжки болта на крайнем болте образуются начальные силы, направление которых будет противоположно усилиям на болт от внешней нагрузки, что приводит к увеличению долговечности силового элемента в этом сечении.There is also a method of increasing the fatigue strength of a bolted joint by creating assembly stresses in it (E.F. Kucheryavy, A.I. Makeev and S.V. Shkaraev, USSR Author's certificate No. 866937 1980). The bolted connection of the load-bearing structure and the reinforcing element contains a number of bolts with washers and nuts that are installed in the holes of the parts to be connected, it is equipped with two pairs of concentric bushings mated along spherical surfaces, pressed into the extreme holes of the parts to be connected and enclosing the bolt shaft, while the washers of this bolt are made oblique. After placing all the bolts in the holes of the parts to be joined, the bolts are tightened, except for the extreme ones, which are tightened last. When tightening these bolts, it is necessary to observe the position of the oblique washers so that the angle of the bevel of the washers indicates the direction of deformation according to each connected part with which it comes into contact. In the process of tightening the extreme bolts, assembly stresses are created in the connection due to the deviation of the bolt shaft in the required direction. After the bolt is tightened, initial forces are formed on the extreme bolt, the direction of which will be opposite to the forces on the bolt from the external load, which leads to an increase in the durability of the power element in this section.
Недостатком данного способа сборки является то, что для его реализации необходимо изготовление высокоточных деталей для крайнего отверстия и болта - двух пар концентричных втулок со сферическими поверхностями, пары втулок для запрессовки в отверстия соединяемых деталей и пары косых шайб.The disadvantage of this assembly method is that its implementation requires the manufacture of high-precision parts for the extreme hole and the bolt - two pairs of concentric bushings with spherical surfaces, a pair of bushings for pressing the connected parts into the holes and a pair of oblique washers.
Наиболее близким аналогом - прототипом является способ ремонта силового элемента (обшивки, панели) с усталостной трещиной или другим видом повреждения путем наложения подкрепляющих накладок - (усилений) на неисправный участок силового элемента. Накладка сдерживает дальнейшее развитие усталостной трещины или дефекта. Существующие методы расчета накладок включают определение эксплуатационных/ рабочих нагрузок, действующи на элемент, выбор материала, определение места итогового наложения накладки на панель и оптимальных геометрических параметров, конфигурацию накладки, способ крепления к силовой конструкции, выполнение направляющих отверстий в накладке, а также тип и количество крепежных элементов для обеспечения статической и усталостной прочности соединения (см. Алябьев А.Я., Болдырев Ю.М., Запорожец В.В. и др. Ремонт летательных аппаратов. М., Транспорт, 1984 г. 422c.).The closest analogue - the prototype is a method of repairing a power element (skin, panel) with a fatigue crack or other type of damage by applying reinforcing pads - (reinforcements) on the faulty section of the power element. The overlay restrains the further development of a fatigue crack or defect. Existing methods for calculating overlays include determining the operational / working loads acting on the element, choosing the material, determining the location of the final overlay on the panel and the optimal geometric parameters, overlay configuration, method of fastening to the structural structure, making pilot holes in the overlay, as well as the type and number fasteners to ensure static and fatigue strength of the connection (see Alyabiev A.Ya., Boldyrev Yu.M., Zaporozhets V.V. and others. Repair of aircraft. M., Transport, 1984 422c.).
Последовательность установки подкрепляющей (ремонтной, усиливающей) накладки на силовой элемент (обшивку, панель) состоит в следующем:The sequence of installation of a reinforcing (repair, reinforcing) lining on a power element (sheathing, panel) is as follows:
1. В накладке выполняют направляющие отверстия. Диаметр отверстий меньше диаметра крепежного элемента.1. Guide holes are made in the overlay. The diameter of the holes is less than the diameter of the fastener.
2. Накладку с направляющими отверстиями накладывают на неисправный участок силового элемента на место итогового наложения накладки, например, на панель. Используя направляющие отверстия в накладке, сверлят два отверстия в панели, и соединяют накладку с панелью технологическими фиксаторами.2. An overlay with guide holes is applied to the faulty section of the power element at the place of the final overlay of the overlay, for example, on a panel. Using the pilot holes in the overlay, drill two holes in the panel, and connect the overlay to the panel with technological clamps.
3. Через оставшиеся направляющие отверстия в накладке рассверливают совместно накладку и панель до номинальных размеров диаметра крепежных элементов.3. Through the remaining guide holes in the overlay, the overlay and the panel are drilled together to the nominal dimensions of the diameter of the fasteners.
4. Вынимают фиксаторы, устраняют стружку между ремонтной накладкой и панелью.4. Remove the clamps, remove the chips between the repair pad and the panel.
5. Устанавливают ремонтную накладку на панель и жестко их соединяют крепежными элементами (болтами, заклепками).5. Install a repair pad on the panel and rigidly connect them with fasteners (bolts, rivets).
6. Рассверливают два отверстия до номинальных размеров крепежных элементов, в которые ранее были установлены фиксаторы и устанавливают в них крепежные элементы.6. Drill two holes to the nominal dimensions of the fasteners in which the retainers were previously installed and install the fasteners in them.
Соединение подкрепляющей накладки с панелью является статически неопределимой системой, образованной соединяемыми деталями и крепежными элементами. Распределение продольных усилий между крепежными элементами от действия внешних нагрузок оказывает существенное влияние на характеристики сопротивления усталости панели, при этом разрушение, как правило, происходит в сечении по крайнему ряду крепежных элементов накладки.The connection of the reinforcing strip with the panel is a statically indeterminate system formed by the parts to be joined and the fasteners. The distribution of longitudinal forces between the fasteners from the action of external loads has a significant impact on the fatigue resistance characteristics of the panel, while destruction, as a rule, occurs in the section along the extreme row of fasteners of the lining.
При действии на соединение внешней нагрузки сила на крайний болт будет больше, чем на последующие за ним ряды болтов, следовательно, долговечность панели по этому ряду отверстий всегда меньше долговечности панели последующих рядов. Из этой особенности работы соединения можно сделать следующий вывод, что по сравнению с крайним нагруженным отверстием панели последующие за ним нагруженные отверстия имеют резерв по долговечности. Этим обстоятельством и предлагается воспользоваться при сборке соединения накладки с панелью.When an external load acts on the connection, the force on the outermost bolt will be greater than on the rows of bolts following it, therefore, the durability of the panel along this row of holes is always less than the durability of the panel of subsequent rows. From this feature of the operation of the connection, the following conclusion can be drawn that, compared with the extreme loaded hole of the panel, the subsequent loaded holes after it have a reserve for durability. This circumstance is proposed to be used when assembling the connection between the lining and the panel.
Недостатком способа является низкая долговечность подкрепляемого элемента в районе крайнего нагруженного отверстия панели.The disadvantage of this method is the low durability of the reinforced element in the area of the extreme loaded opening of the panel.
Техническим результатом является повышение усталостной прочности соединения накладки с панелью.The technical result is to increase the fatigue strength of the connection between the lining and the panel.
Технический результат достигается тем, что в способе установки подкрепляющей накладки на панель, включающем определение действующих на панель эксплуатационных нагрузок и места итогового наложения накладки на панель, выполнение как минимум трех расположенных треугольником направляющих отверстий в накладке и соответствующих отверстий в панели, наложение накладки на панель и жесткое их соединение крепежными элементами, после выполнения трех направляющих отверстий в накладке выполняют отверстие в панели, соответствующее одному из указанных трех отверстий с учетом места итогового наложения накладки на панель, затем в указанное отверстие накладки и панели устанавливают крепежный элемент с возможностью поворота накладки по панели, затем накладку поворачивают по панели относительно места итогового наложения накладки в сторону действия определенных на начальном этапе нагрузок, в панели выполняют технологическое отверстие, соответствующее положению одного из свободных отверстий в накладке, и устанавливают в него технологический крепежный элемент, затем, прикладывая усилие и вызывая упругую деформацию крепежных элементов, смещают накладку на место итогового наложения и, используя третье направляющее отверстие в накладке, выполняют соответствующее отверстие в панели, устанавливают в нем крепежный элемент, после чего удаляют технологический крепежный элемент и устанавливают оставшиеся крепежные элементы. В результате после сборки в соединении образуются начальные полезные напряжения.The technical result is achieved by the fact that in the method of installing a reinforcing overlay on a panel, including determining the operational loads acting on the panel and the place of the final overlay of the overlay on the panel, making at least three pilot holes arranged in a triangle in the overlay and the corresponding holes in the panel, applying the overlay to the panel and their rigid connection with fasteners, after making three guide holes in the overlay, a hole is made in the panel corresponding to one of the indicated three holes, taking into account the place of the final overlay of the overlay on the panel, then a fastener is installed in the specified hole of the overlay and panel with the possibility of turning the overlay along the panel, then the overlay is rotated along the panel relative to the place of the final overlay in the direction of the loads determined at the initial stage, a technological hole is made in the panel corresponding to the position of one of the free holes in the overlay, and a technological fastener is inserted into it, then, applying force and causing elastic deformation of the fasteners, the overlay is displaced to the place of the final overlay and, using the third guide hole in the overlay, a corresponding hole is made in the panel, a fastener is installed in it, after which the technological fastener is removed element and install the remaining fasteners. As a result, after assembly, initial useful stresses are formed in the joint.
Перечень фигур:List of figures:
• фиг. 1 - последовательность сборки предварительно-напряженного соединения панели (обшивки панели) и ремонтной накладки;• fig. 1 - the assembly sequence of the pre-stressed connection of the panel (panel sheathing) and the repair lining;
• фиг. 2 - последовательность образования усилий на болтах на различных этапах сборки соединения и их схематическое взаимодействие с усилиями от внешних нагрузок;• fig. 2 - the sequence of the formation of forces on the bolts at various stages of the assembly of the connection and their schematic interaction with the forces from external loads;
• фиг. 3 - Геометрические параметры накладки для примера расчета начальных сил;• fig. 3 - Geometric parameters of the overlay for an example of calculating the initial forces;
• фиг. 4 - Результаты расчета начальных усилий на болтах после приложения к накладке силы для совмещения отверстия накладки с отверстием в панели и установки с противоположной стороны накладки болта;• fig. 4 - The results of the calculation of the initial forces on the bolts after applying a force to the lining to align the lining hole with the hole in the panel and install it on the opposite side of the bolt lining;
• фиг. 5 - Результаты расчета усилий на болтах после выемки технологического болта;• fig. 5 - The results of the calculation of the forces on the bolts after the excavation of the technological bolt;
• фиг. 6 - Результаты расчета самоуравновешенных начальных усилий на болтах после сборки соединения накладки с обшивкой.• fig. 6 - The results of the calculation of the self-balanced initial forces on the bolts after assembling the connection of the lining with the skin.
На фигурах 1 и 2 обозначено:Figures 1 and 2 indicate:
1 - подкрепляющая накладка;1 - reinforcing pad;
2 - панель (обшивка, силовой элемент);2 - panel (sheathing, strength element);
3 - предварительное отверстие в панели, выполненное через направляющее отверстие в накладке;3 - preliminary hole in the panel, made through the guide hole in the overlay;
4 - крайнее отверстие в накладке;4 - extreme hole in the overlay;
5 - номинальный крепежный элемент (болт, заклепка), жестко соединяющий накладку и панель;5 - nominal fastener (bolt, rivet), rigidly connecting the lining and panel;
6 - направляющее отверстие второго ряда в накладке;6 - guide hole of the second row in the overlay;
7 - направляющие отверстия в накладке;7 - guide holes in the lining;
8 - технологический крепежный элемент (болт), соединяющий накладку с панелью;8 - technological fastener (bolt) connecting the lining with the panel;
9 -усилие, приложенное к накладке, для смещения ее на место итогового наложения;9 - the force applied to the overlay to shift it to the place of the final overlay;
10 - номинальный крепежный элемент, жестко соединяющий накладку и панель через крайнее отверстие;10 - nominal fastener, rigidly connecting the lining and panel through the extreme hole;
11 - усталостная трещина с засверленными концами;11 - fatigue crack with drilled ends;
12 - величина смещения накладки А до приложения усилия к накладке;12 - the amount of displacement of the lining A before applying force to the lining;
13 - начальные усилия на крайних крепежных элементах после выемки технологического болта;13 - initial forces on the extreme fasteners after the removal of the technological bolt;
14 - эксплуатационное усилие на крайнем крепежном элементе;14 - operational force on the extreme fastener;
15 - эксплуатационные напряжения а в панели;15 - operating voltages a in the panel;
16 -направляющее отверстие в накладке.16 - guide hole in the lining.
Перед сборкой соединения накладки с панелью выполняют расчет нагрузок на элементы соединения и крепежные элементы (болты) от эксплуатационных нагрузок, выбирают материал накладки, определяют геометрические параметры накладки, размечают и выполняют направляющие отверстия в накладке. Зная усилие на крайнем крепежном элементе, расчетом определяют величину начального смещения накладки Δ, которая обеспечит необходимую величину начальной силы на крайних крепежных элементах после сборки соединения.Before assembling the connection of the overlay with the panel, the load on the connection elements and fasteners (bolts) is calculated from operational loads, the material of the overlay is selected, the geometric parameters of the overlay are determined, and guide holes in the overlay are marked and made. Knowing the force on the extreme fastener, the calculation determines the value of the initial displacement of the lining Δ, which will provide the required initial force on the extreme fasteners after assembling the connection.
Предлагаемый способ соединения панели планера самолета и подкрепляющего элемента (накладки) осуществляют следующим образом:The proposed method of connecting the aircraft airframe panel and the reinforcing element (lining) is carried out as follows:
1. Определяют место итогового наложения накладки на панель.1. Determine the location of the final overlay on the panel.
2. Выполняют минимум три расположенных треугольником направляющих отверстия в накладке 4, 16 и 6 (фиг. 1а) и выполняют два отверстия в панели 3 и 16. УРазворачивают одно отверстие 16 до номинальных размеров крепежного элемента с возможностью поворота накладки по панели и устанавливают номинальный крепежный элемент 5.2. At least three pilot holes located in a triangle are made in the
3. Поворачивают накладку 1 по панели 2 на расстояние Δ12 относительно места итогового наложения накладки в сторону действия определенных на начальном этапе нагрузок.3.
4. Через направляющее отверстие второго ряда 6 в накладке 1 выполняют технологическое отверстие в панели, и соединяют панель 2 с накладкой с помощью технологического крепежного элемента 8 (фиг. 1б).4. Through the guide hole of the
5. Прикладывают внешнее усилие 9 к накладке 1 и смещают накладку по часовой стрелке относительно оси, проходящей через крепежный элемент 5,на место итогового наложения в обратную сторону на расстояние Δ12, что приводит к образованию упругой деформации крепежного элемента 5 и технологического крепежного элемента 8 (фиг. 1б).5. An external force 9 is applied to the
6. Используя третье направляющее отверстие 4 в накладке, разворачивают отверстия 3 и 4 до номинальных размеров крепежного элемента и устанавливают в нем крепежный элемент 10 (фиг. 1в). Устраняют внешнее усилие 9 (фиг. 1б).6. Using the
7. Удаляют технологический крепежный элемент и устанавливают оставшиеся крепежные элементы (фиг. 1в).7. Remove the technological fastener and install the remaining fasteners (Fig. 1c).
После установки крепежного элемента 10 (фиг. 2а) и устранения усилия 9 на крепежный элемент 10 будет действовать сила, равная по величине усилию 9 и противоположная по направлению, а на крепежном элементе 5 и технологическом крепежном элементе 8 начальные силы х0i, у0i. Направление этих сил показано на фиг. 2а.After installing the fastener 10 (Fig. 2a) and removing force 9, a force equal in magnitude to force 9 and opposite in direction will act on the
После удаления технологического крепежного элемента 8 на крайних болтах 5 и 10 образуются начальные силы 13 (фиг. 2б). Направление этих сил x0 показано на фиг. 2б. Процесс сборки заканчивается установкой остальных крепежных элементов.After removing the
Начальные силы 13 и силы 14 от эксплуатационных нагрузок 15 в отверстиях панели действуют в противоположных направлениях (фиг. 2в). В этом случае в сечении панели по крайним отверстиям (крепежные элементы 5 и 10) ожидается повышение долговечности (Кошелев Н.В. Влияние начальной силы в отверстии под заклепку на долговечность элемента конструкции. Сообщение 1 и 2. Проблемы прочности, №1, Киев, 1988 г. С. 93-102).
Предлагаемое техническое решение позволяет путем изменения последовательности сборки соединения накладки и панели создать начальные силы на крайних крепежных элементах требуемой величины и противоположного направления усилиям от внешних нагрузок. Это подтверждает достижение технического результата, который заключается в повышении долговечности соединения.The proposed technical solution allows, by changing the assembly sequence of the connection of the lining and the panel, to create initial forces on the extreme fasteners of the required size and opposite direction to the forces from external loads. This confirms the achievement of the technical result, which is to increase the durability of the connection.
Пример расчета начальных сил в накладкеAn example of calculating the initial forces in the overlay
В качестве примера расчета полезных начальных усилий в соединении подкрепляющей накладки с панелью рассмотрено соединение прямоугольной накладки с обшивкой панели с помощью трех крепежных элементов. Расчет соединения накладки и абсолютно жесткой на растяжение обшивки выполнен методом конечного элемента.As an example of calculating the useful initial forces in the connection of the reinforcing strip with the panel, the connection of a rectangular strip with the panel sheathing using three fasteners is considered. The calculation of the connection between the lining and the absolutely rigid skin in tension was performed by the finite element method.
Соединение состоит из прямоугольной накладки длиной B=200 мм, шириной L=60 мм и толщиной t=6 мм (фиг. 3), которая разбита на изгибно-мембранные элементы (моделируют изгиб, растяжение-сжатие-сдвиг в плоскости). При сборке, накладка будет соединена с обшивкой тремя крепежными элемента (4, 9 и 5, фиг. 3), которые моделировали балочными элементами (моделируют изгиб, кручение, поперечный сдвиг, растяжение-сжатие). Координаты установки болтов A=20 мм и Д=10 мм Нумерация болтов и отверстий соответствует фиг. 1. Характеристики крепежных элементов одинаковые - длина Л=10 мм, площадь поперечного сечения F=0,8 мм, моменты инерции сечения крепежного элемента Jxx=Jyy=0,05 мм4, Jp=0,098 мм4. Также считаем известным, что усилие на крайнем крепежном элементе от вешних нагрузок, приложенных к обшивке, будет составлять 1,5 единиц, а направление действия этих сил приводит к растяжению накладки. Для создания начальной силы такой величины необходимо сместить накладку на величину Δ=0,0023 мм или приложить усилие Р=1 единицы (фиг. 4б.The connection consists of a rectangular lining with a length B=200 mm, a width L=60 mm and a thickness t=6 mm (Fig. 3), which is divided into flexural-membrane elements (modeling bending, tension-compression-shear in the plane). During assembly, the lining will be connected to the skin with three fasteners (4, 9 and 5, Fig. 3), which were modeled by beam elements (modeling bending, torsion, transverse shear, tension-compression). Bolt installation coordinates A=20 mm and D=10 mm Numbering of bolts and holes corresponds to Fig. 1. The characteristics of fasteners are the same - length L=10 mm, cross-sectional area F=0.8 mm, moments of inertia of the fastener section Jxx=J yy =0.05 mm 4 , J p =0.098 mm 4 . We also consider it known that the force on the outer fastener from external loads applied to the skin will be 1.5 units, and the direction of these forces leads to stretching of the lining. To create an initial force of this magnitude, it is necessary to shift the pad by Δ=0.0023 mm or apply a force P=1 unit (Fig. 4b.
Для расчета начальных сил в соединении составляют две расчетные схемы. Первая расчетная схема показана на фиг. 4, а вторая на фиг. 5. Накладку соединяют с обшивкой с помощью крепежного элемента 4 и смещают по обшивке на величину Δ (фиг. 4). В смещенном состоянии накладки через отверстие 5 выполняют отверстие в обшивке и устанавливают технологический болт. После к накладке прикладывают внешнее усилие в 1 единицу, как показано на фиг. 4б. Этого усилия достаточно для устранения начального смещения Δ.To calculate the initial forces in the connection, two calculation schemes are made. The first calculation scheme is shown in Fig. 4 and the second in Fig. 5. The overlay is connected to the skin using the
Устанавливают крепежный элемент 9 (фиг. 4в) и устраняют усилие Р. Величины реакций R4y=1, R4x=3 и R5y=2, R5x=3 направление реакций на крепежных элементах показаны на фиг. 4в. Fixing element 9 is installed ( Fig . 4c ) and force P is removed . 4c.
Как показано на фиг. 5а, выемка технологического болта будет равносильна действию реакций на стенку отверстия 5 в накладке в противоположном направлении. Направление и величины реакций на крепежных элементах R4y=1, R4x=1,5, R5y=2, R5x=3 R9y=1, R9x=1,5 от действия этих усилий показаны на фиг. 5б.As shown in FIG. 5a, the recess of the technological bolt will be equivalent to the action of reactions on the wall of the
Суммируя реакции на крепежных элементах от двух расчетных случаев (фиг. 4в и фиг. 5б), определяем начальные самоуравновешенные усилия на крайних крепежных элементах 4 и 9 R4x=1,5, R9x=l,5 (фиг. 6).Summing up the reactions on the fasteners from two design cases (Fig. 4c and Fig. 5b), we determine the initial self-balanced forces on the
Как видно из фиг. 6, направление суммарных реакций будет противоположно усилию на крайних крепежных элементах от внешних нагрузок, приложенных к обшивке, что приведет к повышению долговечности обшивки в месте крайних нагруженных отверстий.As can be seen from FIG. 6, the direction of the total reactions will be opposite to the force on the extreme fasteners from external loads applied to the skin, which will lead to an increase in the durability of the skin in the place of the extreme loaded holes.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021131693A RU2767084C1 (en) | 2021-10-29 | 2021-10-29 | Method for installing the panel reinforcement |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021131693A RU2767084C1 (en) | 2021-10-29 | 2021-10-29 | Method for installing the panel reinforcement |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2767084C1 true RU2767084C1 (en) | 2022-03-16 |
Family
ID=80736973
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021131693A RU2767084C1 (en) | 2021-10-29 | 2021-10-29 | Method for installing the panel reinforcement |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2767084C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1201567A1 (en) * | 1984-04-25 | 1985-12-30 | Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Н.Е.Жуковского | Bolted joint |
| SU1127223A1 (en) * | 1983-07-13 | 1992-01-23 | Предприятие П/Я В-2739 | Panel |
| CN1177561A (en) * | 1996-10-07 | 1998-04-01 | 王新云 | Prestressing structure of aircraft and making method thereof |
| US20020133950A1 (en) * | 2001-03-26 | 2002-09-26 | Lockheed Martin Corporation | Hole misalignment compensation system and method |
| RU2661326C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-07-13 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Threaded joint assembly |
-
2021
- 2021-10-29 RU RU2021131693A patent/RU2767084C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1127223A1 (en) * | 1983-07-13 | 1992-01-23 | Предприятие П/Я В-2739 | Panel |
| SU1201567A1 (en) * | 1984-04-25 | 1985-12-30 | Харьковский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Н.Е.Жуковского | Bolted joint |
| CN1177561A (en) * | 1996-10-07 | 1998-04-01 | 王新云 | Prestressing structure of aircraft and making method thereof |
| US20020133950A1 (en) * | 2001-03-26 | 2002-09-26 | Lockheed Martin Corporation | Hole misalignment compensation system and method |
| RU2661326C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-07-13 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Threaded joint assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Clifton | Semi-rigid joints for moment-resisting steel framed seismic-resisting systems | |
| Yang et al. | Stress-strain analysis of single-lap composite joints under tension | |
| Li et al. | Shear performance of bolted side-plated reinforced concrete beams | |
| KR100722400B1 (en) | Connecting structure for steel girder segments | |
| Brière | Higher capacity cold-formed steel sheathed and framed shear walls for mid-rise buildings: Part 2 | |
| CN111395146A (en) | Steel box girder structure and method for repairing steel box girder welding seam cracking | |
| RU2767084C1 (en) | Method for installing the panel reinforcement | |
| Balkos et al. | Static and fatigue tests of steel-precast composite beam specimens with through-bolt shear connectors | |
| Xiaoqi et al. | Tensile properties of a composite–metal single-lap hybrid bonded/bolted joint | |
| Bendigo et al. | Long bolted joints | |
| Abou El-Hamd et al. | Experimental and numerical study of the parameters controlling the behavior of double-lap connections of steel plates bolted to hybrid FRP strips | |
| JP6690178B2 (en) | Steel member repair structure and repair method | |
| Özkılıç | Experimental and numerical studies on replaceable links for eccentrically braced frames | |
| CN113654882B (en) | Experimental loading device of horizontal tail | |
| CN212505801U (en) | Steel box girder structure | |
| Bohlmann et al. | Bolted field repair of graphite/epoxy wing skin laminates | |
| KR102411465B1 (en) | Method for installing vessel anker chain compressor | |
| Welch | An Analytical Study of Asymmetrical Preloaded Bolted Joints | |
| Uang et al. | Performance evaluation of shear links and orthotropic bridge deck panels for the new san francisco–oakland bay bridge | |
| US20230392404A1 (en) | Systems, Methods and Apparatus for Resilient Gert Haunch Moment Frame Connection | |
| Nguyen et al. | Solutions for reinforcing steel structures of industrial plants without using welded bonding | |
| Alibrahemy et al. | Finite element analysis of cover plate joint under ultimate loading | |
| Abbasi et al. | Load Spread in Gusset Plates Connected with One and Two Bolts | |
| Charkasov | Calculation of Equal Resistance Riveted Joint | |
| Zhou | Fatigue problems in steel bridge structures |