Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ СБОРКИ ПАНЕЛЕЙ АГРЕГАТОВ САМОЛЕТА

Изобретение относится к авиастроению и касается технологии сборки панелей агрегатов самолетов, в частности к технологии сборки центроплана самолета.

Известен способ сборки-клепки панелей агрегатов (Григорьев В.П. Сборка клепаных агрегатов самолетов и вертолетов. Учебное пособие. М.: «Машиностроение», 1975 с.11), при котором собираемые детали устанавливают в сборочное положение и для плотного прилегания обшивки к элементам каркаса прижимают ее рубильниками, специальными зажимами или шнурами. Затем обшивку и элементы каркаса временно закрепляют, не допуская их взаимного перемещения при выполнении операций клепки. Сверлят отверстия под заклепки и отверстия для установки средств временного крепления, производят фиксацию и клепку.

Недостатком известного способа является большая трудоемкость сборки, т.к. пакет деталей предварительно ставится на технологический крепеж, затем на окончательный.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предлагаемому изобретению является технологический способ сборки панелей агрегатов (Бойцов В.В. и др. Сборка агрегатов самолета. М.: Машиностроение, 1988 г., стр.22, стр.120). Способ сборки панелей агрегатов включает сборку и клепку имеющей заданную кривизну обшивки и прямолинейных стрингеров. При клепке панелей агрегатов, где обшивки имеют заданную кривизну (по конструкторской документации отклонение в свободном состоянии от ложементов стапеля допускается не более 1,0 мм), а стрингеры имеют прямолинейную форму (по конструкторской документации отклонение от контура по наружному и внутреннему поясам допускается ±0,2 мм), отклонение панелей (обшивки+стрингера) после клепки от ложементов стапеля должно быть не более 2,0 мм. Основным недостатком способа является то, что после клепки отклонения между панелями и ложементами стапеля в свободном состоянии фактически получаются до 6,0 мм.

Задачей настоящего изобретения является создание более рациональной технологии клепки панелей агрегатов, позволяющей резко улучшить качество сборки и обеспечить геометрические параметры клепаных панелей.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе сборки панелей агрегатов, состоящих из обшивки, имеющей заданную кривизну, и прямолинейных стрингеров, включающем сборку и клепку обшивки, в отличие от прототипа, стрингеры перед сборкой и клепкой предварительно формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением от 3,0 мм до 5,0 мм и затем упрочняют на ударно-барабанной установке. После сборки панелей в сборочном стапеле стрингеры, которым задана упреждающая кривизна, не позволяют обшивкам отклоняться от заданного теоретического контура, предусмотренного электронной моделью (отклонение в свободном состоянии от ложементов стапеля уменьшаются до 0÷2,0 мм).

Использование предлагаемого изобретения в сравнении с прототипом позволяет улучшить качество сборки, и обеспечить заданные геометрические параметры клепаных панелей обшивок.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами. На фиг.1 в качестве примера представлена панель, состоящая из обшивки (1) и стрингеров (2). На фиг.2 показан стрингер до формообразования (3) (стрингер прилегает к контуру обшивки) и стрингер после формообразования (4) (после ввода прогиба).

Способ сборки панелей агрегатов самолета осуществляют следующим образом. Стрингеры 2 формообразовывают на плазе с введением прогиба с упреждением 3-5 мм, затем стрингеры упрочняют на ударно-барабанной установке. Стрингеры 2 и обшивку 1 устанавливают в сборочное положение на ложементы стапеля (не показаны), временно закрепляют, например, с помощью рубильников, сверлят отверстия под заклепки, производят фиксацию и клепку. Из панелей, изготовленных с учетом введения упреждающей кривизны по стрингерам, производят сборку агрегатов самолета, например центроплана.