RU2783796C1 - Method for manufacturing hull of high-speed aircraft - Google Patents

Method for manufacturing hull of high-speed aircraft Download PDF

Info

Publication number
RU2783796C1
RU2783796C1 RU2021130223A RU2021130223A RU2783796C1 RU 2783796 C1 RU2783796 C1 RU 2783796C1 RU 2021130223 A RU2021130223 A RU 2021130223A RU 2021130223 A RU2021130223 A RU 2021130223A RU 2783796 C1 RU2783796 C1 RU 2783796C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
carbon
fasteners
assembly
manufacturing
screw
Prior art date
Application number
RU2021130223A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Николаевич Горяев
Вадим Вадимович Назаренко
Виктор Александрович Каверин
Юрий Юрьевич Ширшов
Дмитрий Анатольевич Щукин
Максим Владимирович Крутов
Владимир Юрьевич Чунаев
Павел Александрович Судюков
Игорь Иванович Тетерин
Виктор Михайлович Носков
Original Assignee
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Application granted granted Critical
Publication of RU2783796C1 publication Critical patent/RU2783796C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to aviation and concerns the structures of the components of the hulls of high-speed aircraft (AC) (outer shells or panels of aerodynamic surfaces) made of a composite material based on carbon fabric and silicon carbide. Manufacturing of a component part of the body includes the manufacture of carbon-carbon blanks for the outer shell or panel of the aerodynamic surface with the elements of the power set, followed by assembly using fasteners. In this case, carbon-carbon blanks undergo mechanical processing, mutual adjustment and assembly using fasteners. Fasteners are made from carbon-carbon blanks. Moreover, the fasteners form screw-nut pairs, where the heads of the screws that come out on the surface of the outer bypass are made with protruding parts to ensure assembly, including tightening the screw-nut connections with a torque. After that, the protruding parts are cut off flush with the outer circumference and the assembled structure is silicified.
EFFECT: manufacturing of structures of AC body components operating in high-speed oxidizing flows, increasing manufacturability of manufacturing and assembly, and increasing the reliability of the structure.
5 cl, 4 dwg

Description

Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к конструкциям составных частей корпусов высокоскоростных летательных аппаратов - наружным оболочкам или панелям аэродинамических поверхностей из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния, а также к способам их изготовления.The claimed technical solution relates to the field of aircraft (LA), namely to the structures of the components of the hulls of high-speed aircraft - outer shells or panels of aerodynamic surfaces made of a composite material based on carbon fabric and silicon carbide, as well as to methods for their manufacture.

Известен способ (см., например, патент РФ №2058964) получения композиционного материала на основе углеродного волокна и карбида кремния, включающий изготовление и силицирование углерод-углеродной заготовки.A known method (see, for example, RF patent No. 2058964) for obtaining a composite material based on carbon fiber and silicon carbide, including the manufacture and siliconization of a carbon-carbon blank.

Известен также способ изготовления узла летательного аппарата типа крыла по патенту РФ №2385258, включающий изготовление обшивок и элементов силового набора, предусматривающее формирование их каркасов из волокнистого материала, пропитку связующим, и сборку узла со скреплением обшивок и элементов силового набора, при этом формирование каркасов ведут в матрицах с протяженными сквозными щелями с перемычками в стенках притягиванием каркасов технологическими петлями к перемычкам с последующей прошивкой их волокнами через протяженные сквозные щели матриц, после чего технологические петли срезают, извлекают каркасы из матриц с протяженными сквозными щелями, пропитывают связующим, устанавливают в формующие матрицы и выполняют полимеризацию, затем извлекают каркасы из формующих матриц, выполняют их механическую обработку и производят сборку узла со скреплением обшивок и элементов силового набора винтами.There is also known a method for manufacturing a wing-type aircraft assembly according to the patent of the Russian Federation No. in matrices with extended through slots with bridges in the walls by attracting the frames with technological loops to the jumpers, followed by flashing them with fibers through the extended through slots of the matrices, after which the technological loops are cut, the frames are removed from the matrices with extended through slots, impregnated with a binder, installed in the forming dies and polymerization is performed, then the frameworks are removed from the forming dies, they are machined and the unit is assembled with fastening of the skins and elements of the power set with screws.

Способ изготовления узла летательного аппарата типа крыла по патенту РФ №2385258 имеет следующие недостатки:The method for manufacturing a wing-type aircraft assembly according to RF patent No. 2385258 has the following disadvantages:

- не указан материал винтов, что не позволяет сделать вывод о возможном диапазоне применения такой конструкции в высокоскоростных ЛА;- the propeller material is not specified, which does not allow us to draw a conclusion about the possible range of application of such a design in high-speed aircraft;

- не представлено техническое решение, позволяющее проводить высокотемпературную обработку собранной на вышеуказанном крепеже конструкции;- no technical solution is presented that allows high-temperature processing of the structure assembled on the above fastener;

- указанный способ не описывает техническую возможность изготовления конструкций составных частей корпуса ЛА, работающих в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более.- this method does not describe the technical feasibility of manufacturing structures of aircraft body components operating in high-speed oxidizing flows at temperatures of 1500°C or more.

Данный способ принят за ближайший аналог.This method is taken as the closest analogue.

Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является:The technical problem to be solved by the claimed technical solution is:

- изготовление конструкций составных частей корпуса ЛА, материал которых позволяет работать в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более;- fabrication of structures of aircraft body components, the material of which makes it possible to operate in high-speed oxidizing flows at temperatures of 1500°C and more;

- повышение технологичности изготовления и сборки;- increasing manufacturability and assembly;

- повышение надежности конструкции.- increasing the reliability of the design.

Поставленная задача достигается тем, что способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного летательного аппарата (ЛА), из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния, заключается в изготовлении углерод-углеродных заготовок для наружной оболочки или панели аэродинамической поверхности с элементами силового набора и силицировании углерод-углеродных заготовок, при этом углерод-углеродные заготовки проходят механическую обработку, взаимную подгонку и сборку с помощью крепежных деталей, выполненных из углерод-углеродных заготовок, при этом крепежные детали образуют пары винт-гайка, головки винтов, выходящие на поверхность внешнего обвода, выполнены с выступающими частями для обеспечения сборки, включая затяжку моментом соединений винт-гайка, и с последующим срезанием выступающих частей заподлицо с внешним обводом и силицированием собранной конструкции.The task is achieved by the fact that the method of manufacturing an integral part of the body of a high-speed aircraft (LA), from a composite material based on carbon fabric and silicon carbide, consists in the manufacture of carbon-carbon blanks for the outer shell or panel of the aerodynamic surface with elements of the power set and siliconization of carbon - carbon blanks, while the carbon-carbon blanks are machined, mutually adjusted and assembled using fasteners made of carbon-carbon blanks, while the fasteners form screw-nut pairs, the screw heads facing the surface of the outer contour are made with protrusions to ensure assembly, including tightening the torque of screw-nut connections, and then cutting off the protrusions flush with the outer contour and siliconizing the assembled structure.

Во всех элементах силового набора, образующих замкнутые полости, выполнены дренажные отверстия для устранения возможности повышения давления в этих полостях при высокотемпературном нагреве в ходе силицирования, а также в ходе полета ЛА.In all elements of the power set, forming closed cavities, drainage holes are made to eliminate the possibility of pressure increase in these cavities during high-temperature heating during siliconization, as well as during the flight of the aircraft.

Контровка соединений винт-гайка обеспечивается за счет монолитизации по контактирующим поверхностям деталей в процессе высокотемпературного нагрева в ходе силицирования.The locking of the screw-nut connections is ensured by monolithization along the contact surfaces of the parts in the process of high-temperature heating during siliconizing.

Сборку производят на стапеле, при этом предварительная сборка выполняется с применением технологического крепежа, а после сборки и взаимной подгонки деталей производится демонтаж технологического крепежа в последовательности, обеспечивающей технологичность сборки, с заменой этого крепежа на углерод-углеродный крепеж.The assembly is carried out on a slipway, while the preliminary assembly is carried out using technological fasteners, and after assembly and mutual adjustment of the parts, the technological fasteners are dismantled in a sequence that ensures the manufacturability of the assembly, with the replacement of these fasteners with carbon-carbon fasteners.

Технологический крепеж выбран меньшего диаметра, чем углерод-углеродный крепеж и соответствующие отверстия под технологический крепеж выполнены меньшего диаметра, а в ходе сборки технологический крепеж последовательно удаляется и производится рассверловка отверстий под углерод-углеродный крепеж с возможным смещением от оси первоначального отверстия в пределах разности диаметров двух отверстий и с последующей установкой углерод-углеродного крепежа.Technological fasteners are selected with a smaller diameter than carbon-carbon fasteners and the corresponding holes for technological fasteners are made of a smaller diameter, and during assembly, technological fasteners are sequentially removed and holes for carbon-carbon fasteners are drilled with a possible displacement from the axis of the original hole within the difference between the diameters of two holes and followed by the installation of carbon-carbon fasteners.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.The proposed technical solution is illustrated by drawings.

На фиг. 1 дан вид на составную часть корпуса, где показаны оболочка 1, набор шпангоутов 2 и крепление шпангоутов к оболочке гайками 3 и винтами 4, у которых после затяжки моментом срезана выступающая часть. Позицией 5 показан винт с выступающей частью для обеспечения сборки и затяжки моментом, после чего выступающую часть срезают.In FIG. 1 is a view of the component part of the hull, which shows the shell 1, a set of frames 2 and the fastening of the frames to the shell with nuts 3 and screws 4, in which the protruding part is cut off after torque tightening. Position 5 shows a screw with a protruding part to ensure assembly and tightening with a torque, after which the protruding part is cut off.

На фиг. 2 дан разрез А-А по одному из шпангоутов 2, где показано крепление этого шпангоута к оболочке 1 по замкнутому периметру гайками 3 и винтами 4, выступающие части которых уже срезаны.In FIG. 2 shows a section A-A along one of the frames 2, which shows the fastening of this frame to the shell 1 along a closed perimeter with nuts 3 and screws 4, the protruding parts of which have already been cut off.

На фиг. 3 дан вид по выноске Б, где в увеличенном масштабе показано крепление шпангоута 2 к оболочке 1 гайкой 3 и винтом 4, у которого срезана выступающая часть.In FIG. Figure 3 shows a view from callout B, which shows on an enlarged scale the fastening of the frame 2 to the shell 1 with a nut 3 and a screw 4, in which the protruding part is cut off.

На фиг. 4 дан вид по выноске В, где показано крепление шпангоута 2 к оболочке 1 гайкой 3 и винтом 5, у которого выступающая часть еще не срезана.In FIG. Figure 4 shows a view along the callout B, which shows the fastening of the frame 2 to the shell 1 with a nut 3 and a screw 5, in which the protruding part has not yet been cut off.

Способ сборки заключается в следующем.The assembly method is as follows.

Углерод-углеродные заготовки деталей составной части корпуса, включая углерод-углеродные заготовки крепежных деталей проходят механическую обработку для вовлечения в сборку.The carbon-carbon blanks of the hull component parts, including the carbon-carbon blanks of the fasteners, are machined to be included in the assembly.

Сборка происходит в стапеле, где производится взаимная подгонка деталей с использованием дополнительной механической обработки, а после этого углерод-углеродные детали собираются с применением технологического крепежа в виде металлических винтов и гаек с резьбой меньшего диаметра. Предварительная сборка в стапеле составной части корпуса на металлическом крепеже позволяет обеспечить взаимную подгонку деталей, повысить производительность и технологичность сборки. Кроме того, использование крепежа меньшего диаметра позволяет, при необходимости, окончательные отверстия под углерод-углеродный крепеж выполнять со смещением в пределах разности диаметров предварительного и окончательного отверстия, чтобы обеспечить необходимую соосность пакета отверстий в сопрягаемых деталях.The assembly takes place in a slipway, where the parts are mutually adjusted using additional machining, and after that the carbon-carbon parts are assembled using technological fasteners in the form of metal screws and nuts with a smaller diameter thread. Preliminary assembly in a jig of a component part of the body on a metal fastener allows for mutual adjustment of parts, increasing productivity and manufacturability of the assembly. In addition, the use of fasteners of a smaller diameter allows, if necessary, the final holes for carbon-carbon fasteners to be offset within the difference between the diameters of the preliminary and final holes in order to ensure the necessary alignment of the hole package in the mating parts.

В ходе сборки во всех элементах силового набора, образующих замкнутые полости, выполняются дренажные отверстия для устранения возможности повышения давления в этих полостях при высокотемпературном нагреве в ходе силицирования, а также в ходе полета ЛА. Таким образом устраняется дополнительная нагрузка на силовые элементы составной части корпуса, и, тем самым, повышается надежность конструкции.During assembly, drainage holes are made in all elements of the power set that form closed cavities to eliminate the possibility of pressure increase in these cavities during high-temperature heating during siliconization, as well as during the flight of the aircraft. Thus, additional load on the power elements of the housing component is eliminated, and, thereby, the reliability of the structure is increased.

После завершения предварительной сборки технологический крепеж заменяют на углерод-углеродный в последовательности, обеспечивающей сохранение точности и качества сборки. После затяжки моментом соединений винт-гайка, головки винтов, выступающие за внешний обвод срезаются заподлицо с внешним обводом.Once the pre-assembly is completed, the process fasteners are replaced with carbon-carbon fasteners in a sequence that maintains the accuracy and quality of the assembly. After tightening the screw-nut connections with a torque, the screw heads protruding beyond the outer contour are cut flush with the outer contour.

Окончательно собранная составная часть корпуса проходит силицирование. Контровка соединений винт-гайка обеспечивается за счет монолитизации по контактирующим поверхностям деталей в процессе высокотемпературного нагрева в ходе силицирования.The final assembled part of the hull is siliconized. The locking of the screw-nut connections is ensured by monolithization along the contact surfaces of the parts in the process of high-temperature heating during siliconizing.

Предложенный способ прошел отработку в условиях производства, а изготовленные по этому способу составные части корпуса успешно прошли лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе ЛА.The proposed method has been tested under production conditions, and the hull components manufactured by this method have successfully passed laboratory bench and flight design tests as part of an aircraft.

Использование предлагаемого технического решения позволит:The use of the proposed technical solution will allow:

- изготавливать конструкции составных частей корпуса ЛА, работающие в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более;- to manufacture structures of aircraft body components operating in high-speed oxidizing flows at temperatures of 1500°C or more;

- повысить технологичность изготовления и сборки;- improve manufacturability and assembly;

- повысить надежность конструкции.- increase the reliability of the design.

Claims (5)

1. Способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного ЛА из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния, включающий изготовление углерод-углеродных заготовок для наружной оболочки или панели аэродинамической поверхности с элементами силового набора с последующей сборкой с помощью крепежных деталей, отличающийся тем, что углерод-углеродные заготовки проходят механическую обработку, взаимную подгонку и сборку с помощью крепежных деталей, выполненных из углерод-углеродных заготовок, при этом крепежные детали образуют пары винт-гайка, головки винтов, выходящие на поверхность внешнего обвода, выполнены с выступающими частями для обеспечения сборки, включая затяжку моментом соединений винт-гайка, и с последующим срезанием выступающих частей заподлицо с внешним обводом и силицированием собранной конструкции.1. A method for manufacturing an integral part of the body of a high-speed aircraft from a composite material based on carbon fabric and silicon carbide, including the manufacture of carbon-carbon blanks for the outer shell or airfoil panel with elements of the power set, followed by assembly using fasteners, characterized in that carbon - carbon blanks are machined, mutually adjusted and assembled using fasteners made of carbon-carbon blanks, while the fasteners form screw-nut pairs, the screw heads facing the surface of the outer contour are made with protruding parts to ensure assembly, including torque tightening of the screw-nut connections, and then cutting off the protruding parts flush with the outer contour and siliconizing the assembled structure. 2. Способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного ЛА по п.1, отличающийся тем, что во всех элементах силового набора, образующих замкнутые полости, выполнены дренажные отверстия для устранения возможности повышения давления в этих полостях при высокотемпературном нагреве в ходе силицирования.2. A method for manufacturing a component part of a high-speed aircraft body according to claim 1, characterized in that all elements of the power set forming closed cavities have drainage holes to eliminate the possibility of pressure increase in these cavities during high-temperature heating during siliconizing. 3. Способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного ЛА по п.1, отличающийся тем, что контровка соединений винт-гайка обеспечивается за счет монолитизации по контактирующим поверхностям деталей в процессе высокотемпературного нагрева в ходе силицирования.3. A method for manufacturing an integral part of the body of a high-speed aircraft according to claim 1, characterized in that the locking of the screw-nut connections is ensured by monolithization along the contact surfaces of the parts during high-temperature heating during siliconizing. 4. Способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного ЛА по п.1, отличающийся тем, что сборку производят на стапеле, при этом предварительная сборка выполняется с применением технологического крепежа, а после сборки и взаимной подгонки деталей производится демонтаж технологического крепежа в последовательности, обеспечивающей технологичность сборки, с заменой этого крепежа на углерод-углеродный крепеж.4. A method for manufacturing an integral part of the body of a high-speed aircraft according to claim 1, characterized in that the assembly is carried out on a slipway, while the preliminary assembly is performed using technological fasteners, and after assembly and mutual adjustment of the parts, the technological fasteners are dismantled in a sequence that ensures the manufacturability of the assembly , with the replacement of this fastener with a carbon-carbon fastener. 5. Способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного ЛА по п.4, отличающийся тем, что технологический крепеж выбран меньшего диаметра, чем углерод-углеродный крепеж, и соответствующие отверстия под технологический крепеж выполнены меньшего диаметра, а в ходе сборки технологический крепеж последовательно удаляется и производится рассверловка отверстий под углерод-углеродный крепеж с возможным смещением от оси первоначального отверстия в пределах разности диаметров двух отверстий и с последующей установкой углерод-углеродного крепежа.5. A method for manufacturing an integral part of the body of a high-speed aircraft according to claim 4, characterized in that the technological fasteners are selected with a smaller diameter than the carbon-carbon fasteners, and the corresponding holes for the technological fasteners are made of a smaller diameter, and during assembly, the technological fasteners are sequentially removed and produced reaming holes for carbon-carbon fasteners with a possible offset from the axis of the original hole within the difference between the diameters of the two holes and with the subsequent installation of carbon-carbon fasteners.
RU2021130223A 2021-10-18 Method for manufacturing hull of high-speed aircraft RU2783796C1 (en)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2783796C1 true RU2783796C1 (en) 2022-11-17

Family

ID=

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2385258C1 (en) * 2008-10-14 2010-03-27 Федеральное Государственное Унитарное предприятие "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Method to produce wing-type aircraft
US20100119299A1 (en) * 2007-05-29 2010-05-13 Sgl Carbon Se Composite fastener for ceramic components
RU2510386C1 (en) * 2012-09-13 2014-03-27 Вячеслав Максимович Бушуев Method of making articles from composite material
RU2624707C1 (en) * 2016-06-28 2017-07-05 Акционерное общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Method of producing sealed products from composite materials
RU2704900C2 (en) * 2015-07-17 2019-10-31 Сафран Эркрафт Энджинз Mounting assembly formed by means of mechanical connection, including at least one part made of composite material

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100119299A1 (en) * 2007-05-29 2010-05-13 Sgl Carbon Se Composite fastener for ceramic components
RU2385258C1 (en) * 2008-10-14 2010-03-27 Федеральное Государственное Унитарное предприятие "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Method to produce wing-type aircraft
RU2510386C1 (en) * 2012-09-13 2014-03-27 Вячеслав Максимович Бушуев Method of making articles from composite material
RU2704900C2 (en) * 2015-07-17 2019-10-31 Сафран Эркрафт Энджинз Mounting assembly formed by means of mechanical connection, including at least one part made of composite material
RU2624707C1 (en) * 2016-06-28 2017-07-05 Акционерное общество "Уральский научно-исследовательский институт композиционных материалов" Method of producing sealed products from composite materials

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE68907881T2 (en) Manufacturing or repair process for an integrated blade rotor assembly.
DE69102600T2 (en) Diffusion welding repair technology.
DE60123860T2 (en) Manufacturing method for the rotor of a turbocharger
DE3535197C2 (en)
US10119547B2 (en) Housing device for a compressor stage of a compressor device that is embodied with multiple stages and method for manufacturing a housing device
EP1216785A2 (en) Method for the rapid manufacturing of hollow components of turbomachines for the development of the fabrication
JP2010535986A (en) Riveting screw 鋲 that temporarily fixes the boring rod to the element to be assembled and its use
RU2783796C1 (en) Method for manufacturing hull of high-speed aircraft
EP2738470A1 (en) Shingle attachment assembly of a gas turbine combustion chamber
DE112016006189B4 (en) Removal method of a turbine blade, removal device for carrying out the method and rotor set with the removal device
WO2010000238A1 (en) Process for producing gas turbine blades or vanes
Abdullah et al. Bearing strength and progressive failure analysis of the punched hole of CFRP under tensile loading
EP3181918A1 (en) Mounting assembly
WO2007095902A1 (en) Method for producing and repairing an integrally bladed rotor
EP0086505B1 (en) Method for preventing enlargement of the bore of the hub of an element of a turbo machine due to plastic deformation during the centrifugation test
EP3147069A1 (en) Method for producing a hybrid rotor blade of a thermal fluid flow engine using built-up welding
DE112015006449T5 (en) Method for producing a metal element
DE102011055942A1 (en) Steam turbine singlet connection for nozzles of a limit stage with pinned or bolted inner ring
EP2601010B1 (en) Production of blades of a turbomachine from cold-formed base material
DE102010020368B4 (en) Method and tool for equipping a fuselage shell with a window frame
EP2229258A1 (en) Method for producing integrally blade-mounted rotors
CN109622712B (en) Thrust chamber forming method for rocket engine
RU2635304C1 (en) Aircraft load-bearing structures bolted-type connections installation method
Batista et al. Mechanical joining of composites: drilling related aspects
DE102010012779B3 (en) Method for manufacturing and/or repairing of e.g. blisk for aircraft engine, involves producing joint connection between hub element and rotor blade, where connection comprises joining zone with smaller cross-section thickness