ЛЕКЦИЯ 1. Введение в технологию сборки летательных аппаратов

Особенности процессов сборки летательных аппаратов

В результате сборки формируется окончательный облик самолета, вертолета, ракеты.

Можно сказать, что уровень сборочного производства характеризуется тремя основными показателями:

- достижимой точностью и качеством поверхности собранного изделия;

- качеством выполнения соединений;

- экономичностью производства.

Ввиду особенностей конструкции летательных аппаратов и предъявляемых к ним требованиям авиационное сборочное производство существенно отличается от сборки других изделий машиностроения. В первую очередь существенно большей трудоемкостью и специфическим сборочным оснащением.

Если в других областях машиностроения основной удельный вес по трудоемкости составляет изготовление деталей, а процессы сборки вносят в общую трудоемкость 10-20%, то в производстве ЛА стоимость сборочных процессов превышает 50%.

Например, для самолета Ил-86, по имеющейся статистике, распределение трудоемкости по видам технологических процессов следующее:

Виды процессов: трудоемкость %

Заготовительные процессы 10,2

Обработка резанием 23,7

Слесарно-сборочное 6,0

Агрегатно-сборочное 33,0

Сборочно-сварочное 2,3

Монтажно-сборочное 17,8

Испытания 5,0

Прочие процессы 2,0

Как видно из таблицы, на сборочные процессы приходится 59% от общей трудоемкости изготовления самолета.

Основными факторами, определяющими специфику сборочных работ, являются:

а) Многодетальность планера. Например, планер Ил-86 включает:

литых деталей 5670

горячештампованных 12470

из листа 12000

из профилей 59600

деталей трубопровода 2400

деталей интерьера 785

В общей сложности в состав планера входит более 93 тысяч деталей.

б) Малая жесткость элементов конструкции. Большинство деталей имеют малую жесткость и при сборке самопроизвольно могут изменить свою форму под действием веса или технологических усилий, возникающих при выполнении соединений.

В связи с этим, для придания заданной формы собираемому объекту из нежестких деталей нужны формозадающие приспособления. Сами по себе они являются сложными техническими конструкциями.

Стоимость их проектирования и изготовления иногда выше, чем стоимость собираемого агрегата.

в) Сложность пространственных форм. По требованиям аэродинамики планер имеет очень сложную форму. Практически отсутствуют простые поверхности (присущие изделиям большинства видов машиностроения) плоскость, цилиндр, конус.

Сборка агрегатов и узлов с нелинейчатой поверхностью сопряжена с большими проблемами точной увязки входящих деталей.

г) Большие размеры некоторых летательных аппаратов. Например, размах крыльев сверхтяжелых самолетов приближается к 80 метрам (Ан-124, В 747, А-380), а габаритные размеры кабины к 6 метрам.

д) Наличие большого количества подвижных частей, которые изменяют форму планера в полете, на взлете и посадке. В первую очередь, это: органы управления и механизации, шасси, вооружение и т.п.

е) Высокие требования к точности изготовления планера. Например, при размахе крыльев около 70 метров допуск на обводы не превышает 2-3-х миллиметров.

ж) Высокие требования к герметичности как пассажирских кабин, так и гидравлических и топливных систем с учетом вибрационного нагружения планера.

з) Требования к комфорту пассажирских салонов, т.е. решение проблем звукоизоляции и звукопоглощения.

и) Многообразие применяемых материалов: металлические сплавы большой номенклатуры, композиционные материалы, неметаллы и т.п.

к) Многообразие видов соединений: клепаных, болтовых, сварных, паяных, клеевых и т.п. Сложные условия для выполнения соединительных швов - замкнутость объема агрегатов и отсутствие двухстороннего доступа. Высокие требования к надежности соединительных швов.

л) Высокое кооперирование производства. Считается целесообразной схема работы, при которой отдельные узлы и агрегаты изготавливаются на разных заводах, а потом поступают на общую сборку на один завод (рис. 1.1).

м) Малая серийность производства. Это обстоятельство ограничивает применение очень дорогих специальных средств производства для сборки (например, сборочных роботов, применяемых в автомобилестроении). Доля ручного труда в производстве ЛА в сравнении с другими машиностроительными отраслями остается высокой.

Рис. 1.1. Кооперация производства А400.

Конструктивно-технологическое членение летательного аппарата

В связи с тем, что конструкция планера ЛА состоит из громадного количества деталей (рис.1.2), то целесообразно собирать его фрагменты по отдельности, а затем стыковать между собой.

Размер этих фрагментов и соответственно процедура сборки могут быть выбраны в различных вариантах. Поэтому всегда существует проблема рационального выбора типов фрагментов ЛА и последовательности их сборки. Решение проблемы существенно зависит от принятого членения планера на отдельные части.

Основными элементами конструкции планера являются агрегаты, отсеки, узлы и детали.

Рис. 1.2. Членение А400

Агрегат – часть планера, выполняющая одну из основных функций самолета. Обычно агрегат представляет собой законченный в конструктивном и технологическом отношении элемент конструкции. Для самолета это фюзеляж, крыло, центроплан, оперение, шасси, гондолы двигателя.

Для вертолета – фюзеляж, хвостовая балка, винт несущей системы, взлетно-посадочное устройство и т.п.

Для ракеты – головная часть; баки окислителя и топлива, двигательный отсек.

Отсек – часть агрегата, выделенная в отдельную конструктивную единицу по технологическим или эксплуатационным соображениям.

Примером отсеков могут служить носовой, центральный и хвостовой отсеки крыла.

Узел – это несколько соединенных между собой деталей. Узел выполняет, как правило, какие-нибудь локальные функции, например, воспринимает нагрузку (лонжерон, нервюра, шпангоут). Узел, представляющий собой обшивку, подкрепленную силовым набором, называется панелью.

Необходимость членения планера изделия на агрегаты, отсеки, узлы и детали диктуются требованиями самой конструкции методами и условиями эксплуатации.

Поэтому различают членение:

- конструкционное;

- технологическое;

- эксплуатационное.

Конструкционное членение определяется функциональным назначением элементов планера. Например, откидывающийся грузовой люк, отклоняемый нос фюзеляжа, цельно-поворотный стабилизатор, поворотная часть крыла и т.п.

Технологическое членение осуществляется из условий удобства изготовления самолета и экономичности изготовления. Примеры технологического членения: фюзеляж, крыло, киль, фюзеляж на Ф1, Ф2, Ф3; крыло на центроплан, отъемную часть крыла и т.п.

Эксплуатационное членение – создается с целью замены, осмотра или регулирования различных механизмов и систем в процессе эксплуатации самолета. Например, для установки двигателя фюзеляж истребителя может иметь эксплуатационный разъем. Для осмотра служат различные лючки и т.п.

Проблема членения – одна из интереснейших задач в самолетостроении. От того, насколько правильно оно осуществлено, зависит не только стоимость, но и технические данные изделия.

Преимущества, которые дает высокая степень членения:

1. Расширяется фронт работ, что приводит к сокращению цикла изготовления изделия.

2. Повышается качество за счет удобства подхода и использования средств механизации.

3. Повышается производительность труда за счет выполнения пункта 2.

4. За счет специализации работ повышается опыт и квалификация исполнителей.

5. Может использоваться дорогое оборудование с учетом специализации выполняемых работ. Пример – клепальные автоматы GYMCOR.

Недостатки членения:

1. Увеличивается вес объекта за счет разъемов.

2. Снижается надежность и живучесть конструкции, т.к. вероятность разрушения по соединительным швам выше, чем по сплошному материалу.

3. Увеличивается трудоемкость за счет выполнения разъемов, их разделки с последующим соединением.

4. Увеличивается количество оснастки.

5. Увеличивается потребная площадь цехов.

Сейчас наблюдается тенденция к уменьшению частей, на которые делится корпус. Например: фюзеляж намотанный и отформованный из ПКМ для самолетов А-350 и В787 имеет существенно меньше стыков, чем клепаные фюзеляжи предшествующих самолетов.

Крылья современных самолетов собираются из панелей, протяженность которых соизмерима с полуразмахом консолей.

Конструкция многих легких самолетов характеризуется интегральностью фюзеляжа и корневой части крыла.

В значительной степени интеграция конструкции, то есть сведение к минимуму стыкуемых деталей и соответственно соединений определяется возможностями технологии и используемыми материалами.

Например, изготовление крупногабаритного головного обтекателя ракеты носителя (рис.1.3) из металлических сплавов потребует его членения как минимум на три части: носовую двойной кривизны, коническую и цилиндрическую с последующей их стыковкой. Тот же обтекатель из композитов может быть изготовлен без соединительных швов, как одно целое.

В результате достигается снижение массы на 25-40% и повышение жесткости на 10-15%.

Рис. 1.3. Головной обтекатель ракеты.

Достижением советского авиапрома были панели для крыла Ан-124. Их длина составляла более 27 м, а также трехслойные створки грузолюка длиной 13 м и шириной 2,2 м.

В плане интеграции большие перспективы у композиционной технологии. Она позволяет делать агрегаты без соединительных швов. Примером служит фюзеляж BOEIG 787 (рис.1.4), полученный из углеплатика приемами намотки.

Рис. 1.4. В787 с применением композитов.

ОТРАСЛЕВАЯ НОРМАЛЬ 57АО

«Разбивка чертежей летательных аппаратов

на конструктивные комплексные группы»

Госком С.М. СССР по А.Т.

Для систематизации технической документации разработана схема разбивки конструкции летательных аппаратов на комплексные группы. Отраслевая нормаль 57АО «Разбивка чертежей летательных аппаратов на конструктивные комплексные группы» устанавливает разбивку чертежей самолетов, вертолетов и специзделий на конструктивные комплексные группы.

Каждому изделию присваивается индекс. Комплексное изделие с индексами А20, А21…А30.

Нумерация чертежей производится согласно разбавке по таблице. Номера конструктивных групп, узлов и деталей устанавливаются организациями-разработчиками.

Общие виды корпус №/п

Схемы нивелировки 00

1-я часть корпуса 01

2-я часть корпуса 02

3-я часть корпуса 03

n-я часть корпуса 0n

1. Центроплан, трансмиссия, несущий винт

Центроплан 10

1-я часть центроплана 11

2-я часть центроплана 12

3-я часть центроплана 13

4-я часть центроплана 14

Трансмиссия вертолета 15

 «  16

 «  17

2. Несущие поверхности

Крыло 20

1-я часть крыла 21

2-я часть крыла 22

23

 « 

 « 

28

Лопасти несущего винта 29

3. Оперение 30

Стабилизатор 31

Руль высоты 32

Руль направления 33

Киль, форкиль 34

Элероны, элевоны,

интерцепторы 35

Предкрылки. Отклоняющиеся

хвостовые части крыла 37

Воздушные тормозы 38

Хвостовой винт 39

4. Взлетно-посадочные устройства 40

Шасси основное 41

Шасси переднее 42

Опора хвостовая 43

Шасси предкрылков 44

Шасси поплавковое 45

Шасси сбрасываемое 46

Лыжи 47

Обтекатели, створки шасси 48

Установка тормозного парашюта 49

5. Управление 50

У. ручное вертикальное 51

У. ножное (горизонтальное) 52

Гидросистема 53

54

Управл. выпуском (подъемом) шасси 55

Установка автоматич. управления 56

Упр. закрылками, стабилизат. 57

Пневмосистема 58

Упр-е шаг-га 59

6. Силовая установка 60

Система питания 61

Сист. смазки 62

Сист. охлаждения 63

Установка двигателя 64

Управление двигателем 65

Противопожарное устройство 66

установки, ускорит. 67

Подача воздуха, газоотвод 68

Мотогондолы, обтекатели 69

7. Оборудование 70

Радиосвязь, телевидение 71

Электрооборудование 72

Фотооборудование 73

Противообледенители 74

Сидения бытовые оборудов. кабин. 75

Системы кондициониров.

охлажд. воздух. ТЗИ 76

Аэронавигация 77

Кислородное 78

Прочее 79

8. Вооружение 80

Установки стрелков неподвижн. 81

 «  подвижные 82

Управление огнем 83

Бомбоустановка 84

Система подъема и подвески

бомб и грузов 85

Прицельные устройства 86

Спец. вооружение 88

9. Борт. инструмент, чехлы 91

Катапульт 92

Морское снаряжение 93

Десант, санитарное оборудование 94

Контрольно-испыт. 95

Бортовое ПТМ подъемно-трансорт. 96

Ср-ва транспортировки 98

Аэродромное 99

Наименование свободных комплексных групп устанавливается ОКБС по предложениям ОКБ.

Вопросы для самоконтроля:

1. Какими показателями характеризуется уровень сборочного производства?

2. Какие факторы определяют специфику сборочных работ?

3. Назовите основные элементы конструкции планера.

4. На какие виды различают членение планера?

5. Какие преимущества дает высокая степень членения?

6. В чем заключаются недостатки членения?

7. Для чего разработана схема разбивки конструкции летательных аппаратов на комплексные группы?

ЛЕКЦИЯ 2. Требования к геометрическим параметрам планера летательных аппаратов

В производстве летательных аппаратов, в силу особенностей конструкции и условий их эксплуатации, используются специфические методы задания допусков на геометрические параметры и требования к качеству поверхности. К ним можно отнести:

- разбиение поверхности агрегатов на зоны с разными допустимыми поверхностями изготовления;

- задание точности агрегатов не с помощью систем допусков, а указанием допустимых отклонений от теоретического контура;

- использование реперных точек и специальной системы координирования для определения взаимного расположения агрегатов;

- требования к волнистости и шероховатости поверхности, включая ограничения на выступание и западание крепежа, величину уступов на стыков листов обшивки, крышек створок люков, фонарей и иллюминаторов, невписываемость органов механизации и управления в контуры крыла и оперения и т.п.;

- требования к расположению деталей и узлов каркаса в зависимости от их назначения и формы.

Накопленный в отрасли опыт складывается в настоящее время в систему документов и нормативов, обеспечивающих минимальные потери тактико-технических показателей летательных аппаратов за счет производственных погрешностей, при экономически обоснованных затратах. Появление в самолетостроении специальных приемов сборки и оснастки связано, в первую очередь, с тонкостенностью деталей конструкций, сложностью форм агрегатов и высокими требованиями по точности.

Методы сборки, находясь в достаточно большой зависимости от конструкции самолета, в то же время могут активно влиять на нее.

Примером служит широкое использование деталей специального назначения – компенсаторов, позволяющих добиться высокой точности сборки изделия при минимальных затратах. Точность сборочной единицы является одним из определяющих критериев при выборе метода сборки.

Поэтому перед проектированием технологического процесса и оснастки очень важно убедиться в возможности достижения с помощью выбранных средств обводов изделия, не выходящих за предельно допустимые отклонения. Ввиду сложности конструкций большинства агрегатов летательных аппаратов, а также большого числа операций техпроцесса изготовления в авиастроении используются специальные методы точностного анализа, базирующиеся на теории размерных цепей и оценки накопления погрешностей на этапах переноса размеров от первоисточника до готового изделия.

В данном разделе учебного пособия предпринята попытка систематезированно изложить в сжатой форме вопросы, связанные с требованиями по точности и качеству внешней поверхности самолетов и вертолетов, а также методикой оценки ожидаемой точности сборки при существующих методах базирования.

Требования по точности, предъявляемые к планеру летательного аппарата

Прежде чем приступить к проектированию сборочного процесса, необходимо ознакомиться с допустимыми отклонениями геометрических параметров собираемого объекта от номинальных. Допуски на изготовление планера задаются в конструкторском бюро, исходя из обеспечения заданных летных характеристик и возможностей технологии. Условия, накладываемые на изготовление планера, можно объединить в четыре группы:

- требования к внешней поверхности;

- допуски на геометрические размеры агрегатов и расположение деталей каркаса;

- требования к взаимному расположению агрегатов;

- другие (специальные) требования.

Требования к качеству внешней поверхности

Требования качества внешней поверхности формируются в технических условиях (ТУ) на агрегаты самолета или вертолета. Основным документами для разработки ТУ являются отраслевые стандарты:

- Самолеты сверхзвуковые маневренные и ограниченно маневренные ОСТ 102581-86.

- Самолеты дозвуковые ОСТ 102507-84.

Для вертолетов таких отраслевых стандартов нет.

Требования к качеству внешней поверхности определены из условия снижения дополнительного сопротивления, обусловленного производственными неровностями и выступающими в поток деталями до 3% от значения сопротивления аэродинамическими гладкого самолета при нулевой подъемной силе.

Качество внешней поверхности характеризуется:

- допустимыми отклонениями аэродинамических обводов от заданных теоретически;

- волнистостью поверхности;

- шероховатостью;

- допустимым выступанием крепежа;

- допустимыми уступами на стыках листов;

- допустимыми уступами на крышках створок, люков, фонарях и иллюминаторах;

- невписываемостью органов механизации и управления в контуры крыла и оперения.

Допустимые отклонения от заданного теоретического контура

Требуемая точность изготовления аэродинамических обводов ЛА зависит в первую очередь от скорости обтекания потоком, а также от зоны обтекания агрегата (т.е. требований к характеру обтекания – ламинарное, турбулентное и т.д.).

В соответствии с этим поверхность планера сверхзвуковых самолетов делится на 2 зоны (см. рис. 2.1).

Рис.2.1. Зоны точности для сверхзвукового самолета

Зона 1 – это верхняя и нижняя поверхности крыла центроплана, оперения от носка до 60% местной хорды и соответственно поверхности фюзеляжа от носа и мотогондол двигателей от передней кромки. Границы 1-й зоны могут быть привязаны к какому-либо конструктивному элементу (например, лонжерону крыла), но должны быть не менее указанных.

Зона 2 – вся остальная поверхность.

Для дозвуковых самолетов внешняя поверхность разбивается на зоны 0, 1, 2 (рис. 2.2).

Нулевая зона – передние участки агрегатов и узлов самолета, на которых существует ламинарный режим обтекания. Границы нулевой зоны определяются на каждый конкретный самолет.

Первая зона:

- верхняя поверхность крыла, 15% хорды нижней поверхности носков крыла и элементов механизации, верхняя поверхность зализа крыла и его нижняя поверхность до 15% бортовой хорды;

- поверхность от носа фюзеляжа до хвостика бортовой хорды крыла над верхней поверхностью крыла и от носа фюзеляжа до 15% бортовой хорды под плоскостью крыла;

- на хвостовом оперении: поверхность от носка до 50% хорды, а также поверхность рулей направления и высоты;

Рис.2.2. Зоны точности для дозвуковых самолетов

- на гондолах двигателей и пилонах: поверхность от носка до 50% длины гондол и хорды пилонов; - границы первой зоны могут быть уточнены для конкретного типа самолета, но должны быть не менее указанных. Вторая зона – вся остальная внешняя поверхность самолета. Числовое значение допуска [δ] на отклонение от теоретического контура задаются по зонам для каждого конкретного самолета свое. Характер изменения величины [δ] от скорости полета для зоны 1 и зоны 2 показаны на рис.2.3. Для вертолетов, в силу небольшой скорости их полета, планер не делится на зоны, а в ТУ на отдельные агрегаты указывается допустимое отклонение от теоретического контура

или от лекал сборочного приспособления.

При этом в местах расположения силовых шпангоутов требования более жесткие, чем по всей остальной поверхности.

Рис.2.3. Зависимость допуска на обводы агрегата от скорости полета

Рис. 2.4. Допуски на лопасть несущего винта

В целом, допуски на фюзеляж вертолета соответствуют допускам на планер самолета при М < 0,6 / 2 /. Лопасти несущего и хвостового винтов требуют более точного изготовления. Их поверхность разбивается на две зоны (рис. 2.4), при этом допуски ужесточаются с удалением от оси вращения. Кроме допусков на точность контура задается допуск на закрутку лопасти винта. Допуски на аэродинамический контур могут быть симмет-

ричными относительно теоретического контура и ассиметричными.

Например: на рис. 2.5, а показаны допуски на крыло сверхзвукового самолета со скоростью полета, близкой к ЗМ; на рис.2.5, б  на фюзеляж транспортного самолета Ан-124; на рис.2.5, в  на фюзеляж вертолета Ми-8 в зоне силового шпангоута и в зоне рядового шпангоута.

Рис. 2.5. Примеры задания допусков на обводы

Вопросы для самоконтроля:

1. Какие методы задания допусков на геометрические параметры и требования к качеству поверхности используются в производстве летательных аппаратов?

2. Какой из критериев является определяющим при выборе метода сборки?

3. На какие группы можно разделить условия, накладываемые на изготовление планера?

4. Чем характеризуется качество внешней поверхности?

5. На сколько зон делится поверхность планера сверхзвуковых самолетов?

6. На сколько зон разбивается поверхность планера для дозвуковых самолетов?

7. Почему для вертолетов планер не делится на зоны?

ЛЕКЦИЯ 3. Конструктивно-технологические особенности клепаных авиационных конструкций

Клепаные конструкции, входящие в состав планера самолета или вертолета, можно разделить на две основные группы. К первой группе относятся обводообразующие панели одинарной и двойной кривизны, состоящие из листов обшивки и профильного силового набора, соединяемых с помощью заклепочных, болт-заклепочных, болтовых соединений или их комбинаций. Ко второй группе относятся плоские каркасные элементы (шпангоуты, секции шпангоутов, нервюры и др.), которые состоят из плоских листов и силового набора различного сечения, размеров, соединяемых аналогичным образом.

Методы сборки авиационных конструкций, находясь в достаточно большой зависимости от конструкции летательного аппарата, одновременно могут влиять на нее. Конструкция самолета, вертолета и технология их изготовления находятся в тесной взаимосвязи со структурой технологического процесса сборки, схемой базирования и рядом других факторов. На механизацию и автоматизацию клепально-сборочных работ существенно влияют конструктивные особенности и предъявляемые технические требования, к которым можно отнести:

- сложность геометрических форм;

- малую жесткость;

- наличие большой гаммы типоразмеров и форм панелей для каждого агрегата, узла и секции планера летательного аппарата;

- ограниченный односторонний, а в некоторых случаях и двухсторонний доступ к рабочей зоне для образования заклепочного соединения;

- высокую точность внешних поверхностей, контурных и контактных поверхностей, обеспечивающих взаимное пространственное расположение частей планера летательного аппарата;

- высокую точность расположения осей заклепок по дистанциям и клепаных швов;

- большие габаритные размеры собираемых панелей и узлов;

- наличие в пакете деталей с разными физико-механическими свойствами.

Эти особенности во много предопределяют выбор технологических процессов сборки клепаных панелей, использование при этом соответствующего технологического оборудования, оснастки, инструмента и в конечном итоге возможные уровни механизации и автоматизации операций образования заклепочных соединений и технологических процессов сборки клепаных панелей и узлов.

В производстве летательных аппаратов клепаных конструкций, исходя из особенностей их сборки и условий эксплуатации, применяются специфические методы задания допусков на геометрические размеры, форму и расположение поверхностей сопряжений. К ним относятся:

- разбиение поверхностей агрегатов на зоны с разными допустимыми отклонениями изготовления;

- задание точности агрегатов не с помощью допусков, а указанием допустимых отклонений от теоретического контура;

- использование реперных точек и специальных систем координирования определения заданного расположения агрегатов;

- требования к волнистости наружной поверхности агрегатов, ограничения на выступание и западание крепежных деталей (заклепок, винтов и т.п.).

Поэтому детали, узлы и агрегаты, поступающие на сборку, должны удовлетворять условиям общей или функциональной взаимозаменяемости.

Для обеспечения взаимозаменяемости жестких конструкций с правильной геометрической формой поверхностей геометрическая точность размеров, формы и расположения задается единой системой допусков и посадок (ЕСДП). При изготовлении конструкций малой жесткости, значительных габаритных размеров и сложной формы, а также при сборке сборочных единиц и агрегатов из недостаточно жестких деталей и узлов, изготовленных из листового и профильного материала, применение системы допусков невозможно. В самолето- и вертолетостроении для обеспечения взаимозаменяемости конструкций малой жесткости используется метод взаимной увязки их с оснасткой и инструментом.

Согласование размеров, формы и расположения поверхностей деталей, узлов и агрегатов с оснасткой производится при помощи плоских и пространственных носителей формы и размеров и математических моделей. Роль жестких носителей размеров и форм выполняют взаимоувязанные между собой плазы, шаблоны, эталоны поверхности, макеты стыков и мастер-плиты. С этих жестких носителей передаются размеры и формы на элементы сборочной оснастки методом прямого копирования или обработкой поверхностей на стенках с копировально-следящими системами программного управления.

Требования к качеству внешней поверхности планера летательного аппарата определены из условия снижения дополнительного лобового сопротивления, обусловленного производственными неровностями, и выступающими в поток деталями до 3% от значения сопротивления аэродинамически гладкого самолета. Точность изготовления аэродинамических обводов летательного аппарата зависит в первую очередь от скорости обтекания воздушным потоком, а также от зоны обтекания агрегата.

Авиационные клепаные панели и узлы, подлежащие сборке на сверлильно-клепальном оборудовании, должны соответствовать определенным требованиям и ограничениям:

- по материалу – они должны быть из алюминиевых и магниевых сплавов;

- по габаритам – должны соответствовать технико-эксплуатационным характеристикам сверлильно-клепаного оборудования и сортаменту выпускаемого в отрасли листового и профильного проката и соответствующих материалов;

- по диаметру заклепки – от 2,5 до 8 мм, а по толщине соединяемого клепкой пакета от 2,5 до 30 мм;

- количество типоразмеров заклепок должно быть минимальным и унифицированным по формам головок, диаметрам и длине;

- по доступности подхода оснастки и инструмента в рабочую зону – подход может быть открытого и закрытого типов;

- по специальным требованиям, оговариваемым в конструкторской документации и технических условиях, допуск на величину перемычки (расстояние от кромки профиля силового набора до оси заклепки) (рис. 3.1), допуск на размер шага клепки t, допуск на перпендикулярность оси заклепки относительно поверхности клепки º.

При этом важными требованиями после клепки панели являются сохранение ею заданных пространственных форм. На поверхности панелей не должно быть местных деформаций и выпукло-вогнутых зон (хлопунов). Одновременно с этим должны быть сохранены перпендикулярности осей отверстий для стыков нервюр и шпангоутов.

Обязательными требованиям к клепальным панелям является наличие припусков на обработку после клепки:

- процесс сборки элементов должен обеспечивать все требования технологического процесса сборки, исключающего дополнительную разборку;

- в узлах с переменной толщиной пакета, где нельзя избежать применения заклепок двух, трех и более типоразмеров, унифицировать швы по зонам. При проектировании панелей рекомендуется не применять клиновидных пакетов;

- в конструкциях узлов, подлежащих соединению на клепальных автоматах и установках, не применять двустороннее расположение элементов жесткости закрытого типа;

- при проектировании сборочного узла целесообразно выделять элементарные подсборки с разработкой чертежа под автоматическую клепку на каждую подсборку в отдельности.

Рис. 3.1. Участок клепаной панели: 1 – обшивка; 2 – стрингер; 3 – заклепка.

Основные конструктивно-технологические параметры клепаных панелей предопределяют схему сборки, виды сборочного оборудования и оснастки, структуру технологических процессов, организацию производства и пр. Для определения оптимального технологического процесса внестапельной сборки клепаных панелей и выбора соответствующего сверлильно-клепального оборудования. На рис. 3.2 представлена их классификация.

В классификации объекты сборки подразделяются по следующим признакам: габаритным размерам, форме обвода, наличию составных частей и проемов на поверхности панели, толщине пакета, расположению силового набора и форме его сечения, виду заклепочного соединения и типу закладной головки заклепки, форме клепаного шва.

Основными конструктивно-технологическими параметрами собираемого изделия, определяющими степень автоматизации технологического процесса сборки, являются его габаритные размеры и форма обвода. В результате проведенного анализа сборочных единиц и сверлильно-клепального оборудования, выпускаемого в отрасли и находящего в эксплуатации на предприятиях, клепаные панели и узлы по габаритным размерам можно разделить на три группы: малые (1000 мм  2000 мм), средние (1500 мм  4000 мм) и большие (2500 мм  12000 мм). Форма панели определяет технологическое оснащение процесса сборки и группу сложности сверлильно-клепаного оборудования.

Собираемая панель может быть односекционной, состоящей из листа обшивки и силового набора, или многосекционной, состоящей из нескольких секций. Сборка многосекционной панели может быть осуществлена с использованием оборудования, на котором собираются секции, или с помощью других видов оборудования.

Расположение силового набора во многом определяет последовательность и трудоемкость процесса сборки. Так, в случае продольного, поперечного и продольно-поперечного расположения набора в плоской панели позиционирование при механизированном сверлении или клепке осуществляется по одной из двух взаимно перпендикулярных координатных осей с корректировкой по другой. При сходящемся и произвольном расположении набора позиционирование происходит одновременно по двум координатам.

Рис. 3.2. Классификация клепаных панелей.

Рис. 3.3: а – технологическое членение шпангоута на секции 1, 2, 3, 4; 5, 6 – поясные стрингеры; б, в, г, д – типовые сечения стенки шпангоута и силового набора.

Существует ряд типовых сечений профиля силового набора. К ним относятся: Z-образный, Z-образный со скошенной стенкой, П-образный, трапециевидной и специальных форм. На рис. 3.3 показано членение шпангоута и типовые сечения силового набора.

Данная классификация объектов сборки по конструктивно-технологи-ческим параметрам может использоваться при разработке технологических процессов с оптимизацией схемы сборки, режимов обработки, систем управления оборудованием. В ее основе лежат признаки, используемые при выборе необходимой группы и типа сверлильно-клепального оборудования для сборки клепаных панелей и узлов и определения степени его автоматизации.

Вопросы для самоконтроля:

1. Какие методы задания допусков существуют в самолетостроении?

2. Какие основные факторы влияют на механизацию и автоматизацию клепально-сборочных работ?

3. Какие требования и ограничения характерны для авиационных клепаных конструкций?

4. Назовите основные классификационные признаки клепаных панелей.

5. Для чего необходимо технологическое членение клепаных конструкций в самолетостроении?

6. Какие основные параметры и критерии определяют последовательность и трудоемкость процесса сборки клепаных конструкций?

7. Какие основные параметры заклепочного соединения и клепального шва контролируются в процессе сборки клепаных панелей?

ЛЕКЦИЯ 4. Требования к волнистости, шероховатости и выступающим в поток деталям планера

На внешней поверхности планера допускаются выступающие в поток детали в минимальном количестве и только те из них, которые по своему назначению работают в набегающем потоке и необходимы для нормального функционирования самолетного оборудования. Эти детали должны иметь наименьшие размеры и оптимальные аэродинамические формы.

Общие требования

- Крепеж выступающих деталей необходимо обеспечить без крепежных площадок, а детали, используемые только на земле, следует выполнять съемными или убирающими во время полета.

- Головки несъемных болтов и винтов выполнять утопленными. Углубления более 0,05 мм заполнить специальной пастой. Выступание пасты за контур обшивки не допускается. Западные пасты – не более 0,05 мм.

- Зазоры на стыках листов обшивки и несъемных панелей должны быть заполнены заподлицо специальной пастой.

- Риски и царапины на обшивках и панелях после окончательной отделки самолета не допускаются. Требования к качеству внешней поверхности после окончательной отделки в серийном производстве и при ремонте приведены в табл. 4.1. (Взяты фрагменты из ОСТ 1.02507-84).

- Шлицы головок винтов замков эксплуатируемых люков должны быть повернуты по потоку.

- Щели и зазоры с перетеканием воздуха в крейсерском полете по контуру элементов механизации крыла, органов управления, створок, дверей, люков подлежат закрытию.

- На фюзеляже допускаются продольные стыки обшивки внахлест с образованием фаски или сглаживания уступа специальной пастой с уклоном более 1:5.

Окончательный контроль указанных в стандарте геометрических параметров дверей и люков фюзеляжа и т.д. производить на самолете в отнивелированном теоретическом положении.

На верхней поверхности хвостовой части фюзеляжа (по длине не более 15% длины фюзеляжа) допускаются заклепки с выступающими головками.

Допуски на геометрические размеры агрегатов и расположение деталей каркаса

Допуски на размеры агрегатов

Допустимые отклонения в сечениях от теоретического контура являются определяющими требованиями к планеру. В то же время в технических условиях задается и максимально допустимая погрешность линейных размеров агрегатов при их изготовлении (рис. 4.1).

Таблица 4.1

Рис. 4.1. Допуски на линейные размеры самолета и положение деталей каркаса

В табл. 4.2 приведены среднестатистические данные допусков на длину хорды крыла ΔВк, оперение ΔВо, размаха крыла ΔLк и оперения ΔLо, длину фюзеляжа ΔLф, в зависимости от скорости полета самолета.

Таблица 4.2.

На рис. 4.2 показан контур вертолета с линейными размерами агрегатов, на которые в ТУ задаются допуски. Для вертолета среднего класса, типа Ми-8, допуски на длину кабины пилотов ΔLк, средней части фюзеляжа ΔLф, хвостовой балки ΔLб находятся в пределах ±5 мм.

При сборке агрегатов летательных аппаратов кроме обеспечения точности формы и размеров наружных поверхностей необходимо выполнить условия правильного взаимного расположения деталей и узлов каркаса. На рис. 4.1, 4.2 обозначено: Zшр – расстояние между рядовыми шпангоутами, Zшс – расстояние между силовыми шпангоутами, Zнр, Zнс – соответственно дистанция между рядовыми и силовыми нервюрами, tc – расстояние между стрингерами.

Допуск на позиционирование узла (детали) каркаса зависит от его назначения и сложности обводов обшивки, с которой он соединяется.

В табл. 4.3 приведены среднестатистические данные по допустимым отклонениям шпангоутов, нервюр, стрингеров от номинального положения. Наиболее жесткие требования предъявляются к расположению силовых элементов, так как они в наибольшей степени влияют на эксплуатационные параметры агрегата. Допуски на положение рядовых шпангоутов и нервюр в полтора-два раза больше.

В силу технологических сложностей изготовления точных деталей каркаса, имеющих криволинейную форму с круткой, а также сборки агрегатов двойной кривизны, допуски на положение подкрепляющего набора для таких конструкций менее жесткие, чем для панелей, имеющих одинарную кривизну.

Рис. 4.2. Допуски на линейные размеры агрегатов вертолета

Таблица 4.3.

Для шпангоутов и нервюр в ТУ оговаривается допустимый перекос их плоскостей, которые находятся, как правило, в пределах допуска на местоположение. Повышение требования предъявляются к стыковым шпангоутам и нервюрам, допуск на перекос плоскостей которых менее 1 мм.

Вопросы для самоконтроля:

1. Какие требования предъявляются к выступающим в поток деталям планера?

2. Какие условия, кроме обеспечения точности формы и размеров наружных поверхностей, необходимо выполнить при сборке?

3. Почему шлицы головок винтов замков эксплуатируемых люков должны быть повернуты по потоку?

4. Какие условия при сборке агрегатов летательных аппаратов, кроме обеспечения точности формы и размеров наружных поверхностей, необходимо выполнить?

5. От чего зависит допуск на позиционирование узла (детали) каркаса?

6. К расположению каких элементов предъявляются наиболее жесткие требования?

7. Какое условие для нервюр и шпангоутов оговаривается в ТУ?

ЛЕКЦИЯ 5. Требования к взаимному расположению агрегатов самолета и вертолета

Допуски на взаимное расположение агрегатов летательного аппарата указываются на нивелировочной схеме. Схема представляет собой общий вид самолета (вертолета) в нескольких проекциях. При этом на каждом агрегате нанесены так называемые реперные или нивелировочные точки. Взаимное расположение агрегатов, как линейное, так и угловое определяется превышением реперных точек одна над другой или расстоянием между ними в плане. Допуски на взаимное расположение агрегатов, по существу, выражаются в допусках на взаимное положение соответствующих точек.

Схема расположения реперных точек для основных агрегатов самолета показана на рис. 5.1.

Положение крыла определяют следующие размеры:

угол атаки α – превышение точки 1 над точкой 2, или точки 4 над точкой 5 в другом сечении;

поперечное V крыла – превышение точки 4 над точкой 1;

центроплан по высоте – превышает точки 10 над точкой 1;

центроплан в плане – расстояние от правой и левой точек 3 до точки 14;

отъемная часть крыла – расстояние от правой и левой точек 4 до точки 14.

Положение фюзеляжа:

по высоте – превышение точки 13 над точкой 12;

спереди – превышение точки 10 правой над точкой 10 левой.

отклонение положения фюзеляжа от строительной горизонтали определяется выходом точек 10, 11 слева и справа из горизонтальной плоскости;

отклонение от плоскости симметрии определяются точками 12, 13.

Положение стабилизатора:

по высоте – превышение точки 6 над точкой 1, превышение точки 9 правой над 9 левой;

по углу заклинивания – превышение точки 7 над точкой 6;

поперечное V стабилизатора – превышение точки 9 над точкой 7;

в плане – разность расстояний между точками 3 и 8 с правой и левой сторон.

Нивелировочная схема сопровождается таблицей, в которой указываются абсолютные значения превышения реперных точек и расстояния между ними, а также допуски на этот размер. Если важен угловой параметр, то допуск задается дополнительно и в угловых величинах.

Для транспортного самолета допуск на угол атаки крыла Δα и на угол заклинивая стабилизатора находится в пределах ±10°, допуск на поперечное Vк крыла (ΔVк) и поперечное V стабилизатора (ΔVс) – в пределах ±4°. Допуски на линейные размеры находятся в диапазоне от 2 до 20 мм в зависимости от расстояния между реперными точками и составляют, в среднем, от 0,02 до 0,05% от абсолютного значения линейного размеры.

Рис. 5.1. Нивелировочная схема самолета

На рис. 5.2 изображена нивелировочная схема вертолета.

Положение фюзеляжа определяется:

по высоте – превышением точек 1,2 справа и слева над строительной горизонталью фюзеляжа;

спереди – отклонением точек 12, 13, 4 от оси симметрии вертолета;

Положение хвостовой балки относительно фюзеляжа:

по высоте – превышением точки 5 над точками 1-2, определяющими строительную горизонталь вертолета;

в плане – отклонением точки 14 от оси симметрии вертолета, задаваемую точками 12, 13.

Положение концевой балки:

по высоте – превышением точки 6 над точкой 5;

в плане – отклонением точки 6 от оси симметрии вертолета.

Рис. 5.2. Нивелировочная схема вертолета

Положение стабилизатора:

в плане – расстоянием точек 9 слева и справа до точки 3.

Положение главных ног шасси:

относительно продольной оси симметрии – расстоянием точек 7 и 8 относительно точек 1 и .Установка главного редуктора определяется по углу наклона вала несущего винта – отклонению его оси от вертикали в продольном и поперечном направлениях.

Установка хвостового редуктора определяется углом отклонения оси его вала от горизонтали.

Специальные требования по точности

Кроме перечисленных выше требований, относящихся к точности выполнения аэродинамических обводов летательного аппарата, его линейных размеров, расположения деталей каркаса и взаимного расположения агрегатов имеет место ряд специальных требований, связанных с процессом сборки самолета или его эксплуатацией. К ним можно отнести:

- допуски на выполнение поверхностей стыков и разъемов;

- допуски на совпадение отверстий под стыковые болты, осей трубопроводов и коммуникаций различных систем;

- допустимые отклонения на установку агрегатов трансмиссий, органов управления, многочисленных приборов;

- требования к соконусности лопастей несущего винта вертолета и ряд других условий.

Наиболее жесткие допуски предъявляются при установке навигационного оборудования и систем вооружения.

Вопросы для самоконтроля:

1. На какой схеме указываются допуски на взаимное расположение агрегатов летательного аппарата?

2. Как, согласно этой схеме, определяется взаимное расположение агрегатов?

3. Какие размеры определяют положение крыла?

4. Какие допуски существуют для транспортного самолета?

5. Какие размеры определяют положение хвостовой балки вертолета относительно фюзеляжа?

6. Как определяется установка хвостового редуктора?

7. Какие специальные требования, связанные с процессом сборки самолета или его эксплуатацией существуют?

Лекция 6. Базирование при сборке

Сборочные базы, схемы базирования

Для того чтобы собрать узел или отсек изделия, его детали надо расположить в пространстве относительно друг друга и выбранных осей так, как указано на чертеже. Практически это реализуется с помощью базирования деталей.

Базированием называется придание детали требуемого положения относительно выбранной системы координат. Базирование осуществляется путем координирования в пространстве так называемых баз в виде точек, линий или поверхностей, принадлежащих детали.

В зависимости от назначения выделяют несколько типов баз.

Конструкторская база – совокупность точек, линий или поверхностей, относительно которых закоординированы другие поверхности. Координирование осуществляется, в основном, путем простановки размеров.

Технологическая база – совокупность точек, линий и поверхностей, на которые деталь устанавливается при ее обработке или сборке. Применительно к процессам сборки технологическую базу иногда называют сборочной.

Установочная база – совокупность точек, линий или поверхностей, принадлежащих ранее установленным деталям или элементам приспособления, находящихся в контакте с технологическими базами собираемого объекта и реализующих его координацию в пространстве.

Конструкторские базы не всегда материальны. Ими могут быть оси собираемых объектов или оси отверстий, плоскости симметрии, плоскости хорд и т.п.

Технологические и установочные базы принадлежат деталям или узлам приспособления и всегда материальны. Для сохранения неизменного положения относительно сборочной базы при наличии возмущающих сил к базируемому элементу прикладываются силы, создающие силовое замыкание. Эти силы должны быть не меньше возмущающих сил при сборке.

Условные обозначения установочных баз регламентируются ГОСТ 3.1107-81 или СТ СЭВ 1803-79 ЕСТД.

При сборке летательных аппаратов используются условные обозначения, узаконенные отраслью (рис. 6.1).

Точечные установочные базы (рис. 6.1, а) могут быть реализованы в трех вариантах: как опора фиксатора, ограничивающая перемещение в одном направлении; в виде координатного отверстия – ограничивает перемещение в двух направлениях; в виде вильчатого фиксатора, накладывающего ограничение по трем направлениям.

Рис. 6.1. Условное обозначение установочных баз: а – точечные базы; б - линейные

Следует отметить, что при базировании жесткого объекта (рис. 6.2), его достаточно лишить шести степеней свободы: трех поступательных (вдоль осей X, Y, Z) и трех вращательных перемещений относительно этих же осей.

Из рис. 6.2, а видно, что для жесткого объекта достаточно шести точечных опор. Три нижних опоры препятствуют перемещению вдоль оси 0Z и вращению относительно осей 0Х и 0Y. Опора на левой грани ограничивает перемещение вдоль оси 0Х. Две опоры по боковой грани ограничивают перемещение вдоль 0Y и вращение относительно 0Z.

Рис. 6.2. Схема базирования: а – жесткого объекта; б – тонкостенного

Для тонкостенного объекта, например, тонкой обшивки, следует учитывать не только перемещение объекта как целого тела, но и его деформацию под действием собственного веса и усилий сборки, сопутствующих выполнению соединений. Шести точечных опор для фиксации положения и формы тонкостенной детали оказывается недостаточно. Необходимо вводить большое количество опор или заменять их линейчатой опорой.

Линейчатые установочные базы применяют в виде рубильников или макетных элементов (рис. 6.1, б). Принципиального отличия между ними нет: рубильником обычно называют элемент приспособления, располагаемый по аэродинамической поверхности обшивки, макетный элемент располагается с внутренней стороны обшивки и часто имитирует узел каркаса (шпангоут или нервюру), откуда и получил свое название.

В качестве вспомогательной линейчатой базы используют ложемент. Ложемент не обеспечивает точность контура изделия, а служит для удобства установки деталей, входящих в собираемый объект.

Для базирования деталей, определенные поверхности которых должны лежать в одной плоскости, используют установочные базы в виде плоских плит, которые часто называют стапельными плитами (рис. 6.3, а).

Рис. 6.3. Установочные базы в виде базовой поверхности: а – стапельные плиты – неподвижная и подвижная; б – криволинейные поверхности

В случаях, когда отдельные пространственные детали имеют незначительную изгибную жесткость, в качестве установленной базы используют криволинейную поверхность, задающую форму и размеры собираемого изделия. Примерами могут служить сборка-склейка многослойных конструкций, состоящих из тонких обшивок и сотового заполнителя.

Сборка объектов из полуотвержденных полуфабрикатов по типу сборки "мокрого с мокрым" или "мокрого с сухим" также предполагает базирование отформованных деталей или отвержденных не до конца с базированием на поверхность оснастки (рис. 6.3, а, б).

Технолог, еще не определив окончательно, как будет выглядеть приспособление для сборки и что будут представлять собой конкретно установленные базы, схематично изображает фиксацию в пространстве каждой детали с помощью условных обозначений баз.

Совокупность единичных сборочных баз каждой детали для всего собираемого объекта в целом называется схемой базирования.

Для составления схемы базирования используется эскиз или чертеж собираемого изделия в нужном количестве проекций, на котором с помощью условных обозначений изображаются установочные базы, фиксирующие положение каждой детали.

В дальнейшем схема базирования служит основой для проектирования приспособления, где условные обозначения заменяют конкретными базовыми элементами приспособления.

На рис. 6.4 изображена схема базирования при сборке стабилизатора. Согласно данной схеме предполагается следующая фиксация основных деталей и узлов. Передний лонжерон 1 базируется по вильчатому фиксатору 10 и точечной фиксации штырем 12 по координатно-фиксирующему отверстию в стенке лонжерона. Задний лонжерон 2 базируется своим узлом навески по вильчатому фиксатору и двумя узлами навески 8 руля по вильчатым фиксаторам 11.

Нервюры 6 базируются путем совмещения сборочных отверстий в нервюрах и стойках 5 лонжеронов с помощью штырей 13. Носок 4, центральная обшивка 15 и хвостик 9 базируются по лонжеронам и рубильникам 14. Законцовка стабилизатора 7 базируется по рубильнику 16.

Рис. 6.4. Схема базирования при сборке стабилизатора

Вопросы для самоконтроля:

1. Что представляет собой базирование?

2. Какие типы баз в зависимости от назначения существуют?

3. В каких вариантах могут быть реализованы точечные установочные базы?

4. Сколько степеней свободы необходимо для базирования жесткого объекта?

5. Что используется в качестве линейных установочных баз?

6. Что представляет собой схема базирования?

7. Для чего служит схема базирования?

ЛЕКЦИЯ 7. Базирование при сборке (продолжение)

Рекомендации по выбору технологических баз. Схема базирования для одного и того же собираемого объекта может быть реализована во многих вариантах. При этом от выбранного варианта могут существенно зависеть различные показатели сборки и, в первую очередь, точность изделия. Существуют правила, которыми необходимо пользоваться при разработке схем базирования.

Правило совмещения конструкторских и технологических баз. Содержание этого правила заключается в том, что детали должны устанавливаться на те поверхности, относительно которых задается размер собираемого изделия.

На рис. 7.1 показаны три возможных варианта базирования при сборке сегментов, составляющих кольцо: по наружным дугам сегментов, по координатным отверстиям в сегментах, по внутренним поверхностям сегментов. Очевидно, последний вариант будет предпочтительней, так как позволит реализовать при сборке более точно размер  D. Именно в данном случае конструкторская база совпадает с технологической.

Рис. 7.1. Варианты схем базирования сегментов кольца: а – по наружному диаметру; б – по координатно-фиксирующим отверстиям; в – по внутреннему диаметру

Другим аспектом этого правила является использование в качестве координатных осей приспособления координатные оси собираемого изделия.

Правило единства и постоянства баз рекомендует на различных этапах сборки использовать одни и те же базы. Таким образом, желательно, чтобы технологические базы, используемые для узловой, секционной и агрегатной сборки, были одними и теми же.

Правило компенсации при базировании заключается в копировании размеров собираемого изделия с приспособления. Правило компенсации может быть реализовано различными приемами:

 перемещением одной детали относительно другой (рис. 7.2, а);

 введением компенсирующей детали (рис. 7.2, б);

 заполнением зазоров прокладками (рис. 7.2, в);

 снятием припусков (рис. 7.2, г);

 упругой компенсацией (рис. 7.2, д).

Использование приемов компенсации позволяет, в принципе, из неточно изготовленных деталей собрать изделие с малой погрешностью, в предположении, что приспособление изготовлено точно.

Рис. 7.2. Способы компенсации: а – смещение одной из деталей; б – введением компенсатора; в – установкой прокладок; г – снятием припуска; д – упругой компенсацией; е – упругая компенсация профиля при базировании по рубильнику; 1 – обшивка; 2 – профиль; 3 – базовые поверхности приспособления

Копирование размеров с приспособления позволяет также собрать с высокой точностью агрегаты, состоящие из нежестких тонкостенных деталей.

В то же время приемы компенсации имеют и негативную сторону. Так, разделение одной детали на две или введение компенсатора (варианты "а" и "б" на рис. 7.2), а также установка прокладок снижают прочность и надежность конструкции и увеличивают ее вес. Снятие припусков увеличивает трудоемкость и не всегда реализуемо. На упругую компенсацию накладываются ограничения, связанные с возможностью детали деформироваться без разрушения. Кроме того, после выемки изделия из приспособления, упругая компенсация может привести к короблению конструкции или сохранению в ее элементах остаточных напряжений. Поэтому в технологических процессах сборки применительно к конкретным конструкциям даются ограничения на деформации, реализующие упругую компенсацию. Это особенно важно для деталей, выполненных из хрупких материалов, например, таких как углепластик.

Правило разъемов и стыков предписывает использование в качестве технологических баз, в первую очередь, разъемов и стыков – вильчатого, фланцевого или других типов.