Способ производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности

Способ производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к способу производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности, а также к составной обшивке.

Хотя оно может быть использовано в любых областях авиационной и космической промышленности, настоящее изобретение и техническая задача, лежащая в его основе, будут описаны более подробно со ссылкой на соединение двух секций фюзеляжа коммерческого самолета.

Фюзеляж современного коммерческого самолета изготавливают путем соединения некоторого количества секций, которые производят отдельно. Для этой цели обшивка 1 секции фюзеляжа должна быть соединена со следующей обшивкой 2 следующей секции фюзеляжа, как показано в продольном разрезе фюзеляжа на Фиг.1. В настоящее время это осуществляется с помощью поперечной стыковой накладки 3, которая проходит по окружности обшивки фюзеляжа и крепится к обшивке 1 или следующей обшивке 2 некоторым количеством рядов заклепок (обозначенных, например, ссылочным номером 4) на противоположных концевых частях 5, 6.

Было выявлено, что тот факт, что большое количество заклепок требуется для известной составной обшивки, показанной на Фиг.1, является недостатком, поскольку заклепки увеличивают массу самолета и влекут удорожание производства, например из-за необходимости просверлить большое количество отверстий под заклепки.

Поэтому цель настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить способ производства составной обшивки и составную обшивку, благодаря которой масса самолета уменьшается и которая проста в производстве.

Эта цель достигается способом согласно изобретению, имеющим признаки, указанные в пункте 1, и/или составной обшивкой, имеющей признаки, указанные в пункте 7 формулы изобретения.

Соответственно, предложен способ производства составной обшивки в области авиационной и космической промышленности, включающий следующие этапы: удаления лишнего материала со стыковой пластины для того, чтобы образовать стыковую накладку на одном ее конце, соединения другого конца стыковой пластины с пластиной обшивки путем создания связи "вещество-вещество" и крепления следующей обшивки к стыковой накладке для образования составной обшивки.

Также предложена составная обшивка для авиационной и космической промышленности, которая содержит стыковую пластину со стыковой накладкой на одном из ее концов, пластину обшивки, которая соединена с другим концом стыковой пластины связью "вещество-вещество", и еще одну пластину обшивки, которая прикреплена к стыковой накладке.

Идея, лежащая в основе настоящего изобретения, заключается в соединении вышеописанной поперечной стыковой накладки на одном из ее концов с пластиной обшивки связью "вещество-вещество" вместо использования заклепок.

Таким образом можно прекратить использовать большое количество заклепок. Этим снижается масса самолета и достигается экономия производственных издержек, связанных с креплением заклепками.

Предпочтительные варианты осуществления и усовершенствования изобретения изложены в зависимых пунктах формулы изобретения.

Согласно предпочтительному варианту осуществления способа согласно изобретению, соединение другого конца стыковой пластины с пластиной обшивки связью "вещество-вещество" достигается путем сварки трением с перемешиванием, лазерной сварки и/или электронно-лучевой сварки. Сварка трением с перемешиванием отличается тем, что структура сварного шва, получаемого этим способом, изменяется только незначительно, поскольку металл не наплавляют при этом типе сварки. Изменение структуры обычно неприемлемо в области авиационной и космической промышленности по причинам техники безопасности. В этом отношении сварка трением с перемешиванием особенно подходит для настоящего изобретения.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления способа согласно настоящему изобретению связь "вещество-вещество" образуется как шов встык. Шов встык этого типа может быть легко получен известным способом сварки, в частности сварки трением с перемешиванием. Шов встык кроме того отличается тем, что две пластины, соединенные швом встык, могут образовать плоскую поверхность, которая является почти обязательной в области поверхностей фюзеляжа.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления способа согласно настоящему изобретению стыковую накладку крепят к следующей пластине обшивки заклепками. При соединении первой и второй секций фюзеляжа, когда первая секция фюзеляжа содержит пластину обшивки и стыковую пластину с соединенной с ней стыковой пластиной, и вторая секция фюзеляжа содержит вторую пластину обшивки, соединение заклепками все же является предпочтительным способом крепления, поскольку такое крепление отличается высокой степенью надежности и простым контролем качества.

В еще одном варианте осуществления способа согласно настоящему изобретению, удаление лишнего материала включает удаление лишнего материала на другом конце стыковой пластины для образования стыковой пластины приблизительно Z-образного поперечного сечения. Путем удаления дополнительного лишнего материала можно еще снизить массу самолета. Термин "Z-образное поперечное сечение" должен пониматься в настоящей патентной заявке как поперечное сечение, которое образовано из двух в сущности параллельных прямоугольных частей, которые находят друг на друга частями в продольном направлении. Шов встык в данном случае предпочтительно находится на конце стыковой пластины, удаленном от перекрывающейся части.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления способа настоящего изобретения, удаление лишнего материала и/или дополнительного лишнего материала осуществляют путем механической или химической обработки. В частности, химическая обработка отличается очень высокой степенью точности.

В одном варианте осуществления составной обшивки согласно изобретению пластину обшивки и/или следующую пластину обшивки формируют как секцию обшивки фюзеляжа. На секциях фюзеляжа можно сэкономить большое количество заклепок путем использования составной обшивки согласно изобретению.

Согласно еще одному предпочтительному варианту осуществления составной обшивки настоящего изобретения, стыковая пластина, пластина обшивки и/или следующая пластина обшивки состоят из алюминия или алюминиевого сплава. Алюминий или алюминиевые сплавы предпочтительны в авиационной и космической промышленности по сравнению с другими металлами из-за их высокой прочности и малой массы. Также подразумевается, что стыковая пластина, пластина обшивки и/или следующая пластина обшивки могут быть изготовлены из других металлов или сплавов металлов.

Теперь изобретение будет описано ниже более подробно со ссылками на конкретные варианты осуществления и прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - вид в разрезе примера составной обшивки, известной из уровня техники; и

Фиг.2 - вид в разрезе составной обшивки согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения.

Одинаковые ссылочные номера на чертежах относятся к аналогичным или функционально аналогичным компонентам, если не указано иное.

На Фиг.2 показан разрез составной обшивки 10 согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения.

Составная обшивка 10 содержит пластину 11 обшивки, например, первой секции фюзеляжа, стыковую пластину 12, соединенную с ней связью "вещество-вещество", и следующую пластину 13 обшивки, например, второй секции фюзеляжа, которая прикреплена к стыковой пластине 12. Пластина 11 обшивки, следующая пластина 13 обшивки и стыковая пластина 12 предпочтительно изготовлены из алюминиевого сплава.

Стыковая пластина 12 имеет в сущности Z-образное поперечное сечение 15 и собрана из двух параллельных прямоугольных частей 16, 17, которые перекрывают друг друга в области 18 в продольном направлении. Ссылочные номера 19 и 20 относятся к противоположным концам стыковой пластины 12.

Область стыковой пластины 12, которая обозначена ссылочным номером 22, образует стыковую накладку, которая прикреплена к концевой части 26 следующей пластины 13 обшивки некоторым количеством заклепок в три ряда 23, 24, 25, которые проходят в плоскости, показанной на Фиг.2.

Пластина 11 обшивки соединена со стыковой пластиной 12 швом 14, выполненным способом сварки трением с перемешиванием, как показано на разрезе. Шов 14, выполненный способом сварки трением с перемешиванием, выполнен как шов встык и соединяет один конец 27 пластины обшивки, а именно край пластины 11 обшивки, с концом 19, который удален от области перекрытия 18, части 16 стыковой пластины 12. Теперь будет описан способ производства составной обшивки 10 согласно одному варианту осуществления настоящего соглашения.

Пластину с по существу прямоугольным поперечным сечением (показана как стыковая пластина 12 с дополнительными областями 32, 33, показанными пунктирными линиями) первоначально химическим обрабатывают так, чтобы удалить области 32, 33. Области 32, 33 находятся на противоположных концах 19, 20 стыковой пластины 12. В еще одном варианте осуществления изобретения абсолютно понятно, что необходимо удалить только область 33, но не область 32.

Пластину 11 обшивки впоследствии соединяют на ее конце 27 с концом 19 стыковой пластины 12 сваркой трением с помешиванием, выполняя шов 14. Шов 14, выполненный способом сварки трением с помешиванием, проходит в плоскость, показанную на Фиг.2.

На следующем этапе следующую пластину 13 обшивки располагают так, чтобы перекрыть стыковую накладку 22, как показано на Фиг.2. На следующем этапе концевую часть 26 прикрепляют к стыковой накладке рядами 23, 24, 25 заклепок.

Хотя настоящее изобретение было описано со ссылками на предпочтительный вариант осуществления, оно им не ограничено и может быть модифицировано в широких пределах.

В частности, может быть изменена последовательность отдельных этапов.

Настоящее изобретение используется для производства составной обшивки в авиационной и космической промышленности, а также предлагает способ производства составной обшивки этого типа. Способ содержит следующие этапы: удаления лишнего материала со стыковой пластины на ее одном конце, последующего соединения другого конца этой стыковой пластины с пластиной обшивки связью "вещество-вещество" и последующего крепления следующей пластины обшивки к этой стыковой пластине для получения составной обшивки. Идея, лежащая в основе изобретения, заключается в замене соединительных заклепок связью "вещество-вещество". Преимущество заключается в уменьшении массы составной обшивки и снижении производственных издержек.

Перечень ссылочных номеров

1 - Пластина обшивки

2 - Пластина обшивки

3 - Поперечная стыковая накладка

4 - Ряд заклепок

10 - Составная обшивка

11 - Пластина обшивки

12 - Стыковая пластина

13 - Следующая пластина обшивки

14 - Сварной шов

15 - Поперечное сечение

16 - Часть

17 - Часть

18 - Область перекрытия

19 - Конец

20 - Конец

22 - Стыковая пластина

23 - Ряд заклепок

24 - Ряд заклепок

25 - Ряд заклепок

26 - Концевая часть

27 - Конец

32 - Область

33 - Область.

1. Способ производства состоящей из металла или сплава металла обшивки (10) для авиационной и космической промышленности, включающий следующие этапы:удаления лишнего материала (33) со стыковой пластины (12) для получения стыковой накладки (22) на одном конце (20) упомянутой стыковой пластины,соединения другого конца (19) стыковой пластины (12) с пластиной (11) обшивки связью "вещество-вещество", причем способ осуществления связи "вещество-вещество" выполняют как способ выполнения шва встык (14), и крепления следующей пластины (13) обшивки со стыковой накладкой (22) для получения обшивки (10).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что связь "вещество-вещество" между другим концом (19) стыковой пластины (12) и пластиной (11) обшивки осуществляют путем сварки трением с перемешиванием, лазерной сварки и/или электронно-лучевой сварки.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что стыковую накладку (22) крепят к следующей пластине (13) обшивки с помощью заклепок (23, 24, 25).

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что этап удаления лишнего материала (33) включает удаление лишнего материала (32) на другом конце (19) стыковой пластины (12) для получения стыковой накладки (22), имеющей в сущности Z-образное поперечное сечение (15).

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что лишний материал (33) и/или следующий лишний материал (32) удаляют механическим или химическим способом.

6. Обшивка для авиационной и космической промышленности, состоящая из металла или сплава металла и содержащая: стыковую пластину (12), которая имеет стыковую накладку (22) на ее одном конце (20), пластину (11) обшивки, которая соединена с другим концом (19) этой стыковой пластины (12) связью "вещество-вещество", где связь "вещество-вещество" пластины (11) обшивки с другим концом (19) стыковой пластины представляет собой шов встык (14), и следующую пластину (13) обшивки, которая прикреплена к стыковой накладке (22).

7. Обшивка по п.6, отличающаяся тем, что пластину (11) обшивки соединяют связью "вещество-вещество" с другим концом (19) стыковой пластины путем сварки трением с перемешиванием, лазерной сварки и/или электронно-лучевой сварки с образованием шва (14).

8. Обшивка по п.6, отличающаяся тем, что следующую пластину (13) обшивки крепят к стыковой накладке (22) с помощью заклепок (23, 24, 25).

9. Обшивка по п.6, отличающаяся тем, что стыковая пластина (12) имеет в сущности Z-образное поперечное сечение (15).

10. Обшивка по п.6, отличающаяся тем, что пластину (11) обшивки и следующую пластину (13) обшивки формируют как секции обшивки фюзеляжа.

11. Обшивка по п.6, отличающаяся тем, что стыковая пластина (12), пластина (11) обшивки и/или следующая пластина (13) обшивки выполнены из алюминия или алюминиевого сплава.