ЗМІСТ
Вступ…………………………………………………………………....................5
Розділ 1. Призначення, будова та принцип дії лонжеронного крила...............7
Розділ 2. Основні матеріали що використовують для виготовлення вузла....17
Розділ 3. Технічна вимога щодо складання лонжеронного крила...................23
Розділ 4. Технологічний процес складання лонжеронного крила...................26
Розділ 5. Інструменти та обладнання які використовують при складанні..... 54
Розділ 6. Передові методи складання................................................................59
Розділ 7. Організація робочого місця.................................................................63
Розділ 8. Техніка безпеки при складанні лонжеронного крила.......................67
Література.............................................................................................................70
Графічна частина
ВСТУП
Створення такого складного виробу, як літак, представляло б собою надзвичайно складну задачу, якщо б в процесі ескізного та технічного проектування його не поділяли на закінчені в конструктивному й технологічному сенсі частини.
В літакобудуванні прийнято членувати вироби на агрегати, відсіки, вузли, деталі часто звані збірними одиницями.
В процесі розробки конструкції спочатку виконують членування планера на агрегати, вузли та з'єднувальні деталі, які входять в планер, потім агрегати поділяють на відсіки, вузли та з'єднувальні деталі, які входять до відсіків, та нарешті, вузли відсіків, агрегатів і планера — на їх складові деталі.
Вочевидь, метод членування літака на частини буде визначати і членування загального технологічного процесу виготовлення літака на відповідні складові. Після членування для виготовлення кожного окремого агрегату, відсіку, вузла розробляють самостійний технологічний процес.
З метою ув'язки технологічних процесів виготовлення частин літака проектування загального технологічного процесу його виготовлення виконується в два етапи. На першому етапі проектування розробляють директивні технологічні матеріали, які включають основні вимоги до частин, що виготовляються. На другому етапі розроблюють докладні технологічні процеси виготовлення частин літака в цілому.
Технологічний процес виготовлення літака завершується складанням-монтажем його з агрегатів, вузлів і з'єднувальних деталей з подальшим регулюванням та випробуванням.
Темою даної роботи є розробка технологічного процесу складання одного з агрегатів літака, а саме, лонжеронного крила.
Дана робота включає наступні розділи: призначення, будова та принцип дії лонжеронного крила; основні матеріали які використовують для виготовлення вузла; технічна вимога щодо складання лонжеронного крила; технологічний процес складання лонжеронного крила; інструменти та обладнання що використовують при складанні; передові методи складання; організація робочого місця слюсаря-складальника літальних апаратів; правила техніки безпеки при складанні лонжеронного крила та список використаної літератури.
РОЗДІЛ 1. Призначення, будова та принцип дії лонжеронного крила
Крило в авіаційній техніці — поверхня для створення підйомної сили.
Крило — основне призначення якого створення підйомної сили (сила, яка перпендикулярна напрямку вектора швидкості). Наявність крила — відмінна частина літака. У гелікоптера підйомну силу створює гвинт. У гвинтокрила — обидва (гвинт і крило) створюють підйомну силу.
Підйомна сила крила створюється за рахунок різниці тисків повітря на нижній та верхній поверхнях. Тиск повітря залежить від розподілу швидкостей повітряних потоків поблизу цих поверхонь.
Завдяки поступальному руху, крило здійснює роботу по розгону частини потоку. Досягнувши точки відриву біля задньої кромки, повітря продовжує свій рух вниз по інерції разом з масою, відхиленої нижньої поверхні крила, що в сумі викликає скіс потоку і виникнення реактивного імпульсу. Вертикальна частина цього імпульсу і викликає підйомну силу, яка врівноважує силу тяжіння, горизонтальна частина врівноважується лобовим опором.
Обтікання крила є дуже складним тривимірним нелінійним, і часто нестаціонарним, процесом. Підйомна сила крила залежить від його площі, профілю, форми в плані, а також від кута атаки, швидкості та щільності потоку і від цілого ряду інших факторів.
Додатково крило використовується для забезпечення поперечної стійкості та керованості літака, а також як ємність для пального та база кріплення стійок шасі та двигунів літаків.
Для сприйняття згинального та крутного моментів і поперечної сили, яка діє в перерізах крила, в його конструкції є спеціальні силові елементи. Вони повинні розташовуватися вздовж усього крила для того, щоб передати навантаження, що діють на крило, на вузли кріплення його до фюзеляжу.
Сукупність цих елементів є силовою конструкцією або схемою крила. В залежності від того, якими елементами сприймаються згинальні моменти,
силові конструкції поділяються на: лонжеронні, кесонні та моноблочні.
Лонжеронним крилом є крило, в якому згинальний момент в основному сприймається лонжеронами, які мають потужні пояси. Таке крило включає один або кілька поздовжніх силових елементів — лонжеронів, які сприймають згинальний момент і поперечну силу. Згинальний момент сприймають пояси лонжеронів, в яких виникають великі осеві навантаження. Стінки лонжеронів, сприймаючи практично всю поперечну силу, працюють на зсув. Крім того, стінки спільно з обшивкою утворюють замкнуті контури, що сприймають крутний момент.
Лонжерони являють собою поздовжні балки (мал. 1.1), що складаються з поясів і стінок. Їх частка в масі крила може доходити до 30-40%. Більша ж частина маси самого лонжерона припадає на його пояси, в яких при згині виникають найбільші нормальні напруги, так як їх матеріал найбільш віддалений від нейтральної осі.
Мал. 1.1. Конструкція лонжеронів балочного і ферменного типів: а, б – балочні: 1 – стінки, 2 – пояси, 3 - стійки; в - ферменні
Лонжерони
балочного типу виконуються у вигляді
складових або монолітних конструкцій
( мал.1.2).
Мал.1.2. Конструкція складового (а,б) та монолітного (в) лонжеронів
При
такій простій конструкції лонжерона
досягається найбільш ефективне
використання матеріалу, а отже, і
мінімальна маса. Пояси лонжеронів
являють собою катані або пресовані
профілі різного перерізу, зручні для
з'єднання з обшивкою і стіною (мал.1.3).
З умови однакової 
міцності
площин перерізу поясів до кінця крила
повинні зменшуватися.
Мал. 1.3. Перерізи лонжеронів
Завдяки лапкам на поясах лонжеронів (мал. 1.2, а та мал. 1.3, з,и) спрощується кріплення обшивки і стінки до поясу, стають менше витрати перерізу під отвори. Кореневі частини лонжеронів закінчуються потужними стикувальними вузлами, які передають сили і моменти з консолей крила на центроплан або безпосередньо на фюзеляж. Крім лонжеронів в такому крилі можуть бути поздовжні стінки. Вони відрізняються від лонжеронів. Панелі обшивки зі стрингерним набором, кріпляться до лонжеронів. Лонжерони передають навантаження на шпангоути фюзеляжу літака за допомогою моментних вузлів. Лонжеронні крила мають порівняно тонку обшивку, підкріплену стрингерами та нервюрами. Товщина обшивки та підкріплюючого його набору, визначаються з умов роботи на зрушення та кручення. При зміні крила обшивка в стислій зоні має низьке значення критичної напруги. У підсумку участь обшивки в сприйманні згинаючого моменту обмежується роботою її в розтягнутій зоні, де вона лише розвантажує нижні пояси лонжеронів.
В крилі, де застосовується один лонжерон, зазвичай його розташовують у місці максимальної будівної висоти профілю (у літаках з малою швидкістю польоту на 30 - 40 % хорди, у швидкісних на 45 - 60 % хорди).
Для отримання контуру здатного сприймати кручення, а також бази
для кріплення елеронів й засобів механізації на крилі з одним лонжероном на 65 — 70 % його хорди від носка розташовується поздовжня стінка.
В дволонжеронних крилах передній лонжерон зазвичай розташовується на 15 - 25 % хорди, задній на 60 — 70 %, максимальна будівельна висота профілю у такого крила не використовується для раціонального розподілу матеріалу в конструкції, тому вага дволожеронного крила при різних параметрах завжди більша за однолонжеронне. На кручення працює контур, який створений обшивкою та стінками переднього та заднього лонжеронів (мал.1.4)
Мал.1.4. Конструктивно-силові схеми крил: І – лонжеронні; П- кесонні; Ш – моноблочні; а,б – з одним лонжероном; в – без поздовжніх стінок; г, д – з двома лонжеронами; е – з двома поздовжніми стінками; ж,з – з трьома лонжеронами (і більше); и – з трьома поздовжніми стінками (і більше); 1-лонжерони; 2 – поздовжні стінки; 3 – стрингери; 4 – обшивка
Крило однолонжеронне з працюючою обшивкою, має в плані форму двох трапецій і складається з трьох частин:
центроплану;
двох відокремлених консолей.
Стиковка консолі крила з центропланом здійснюється вузлами підвіски на основному і допоміжному лонжеронах.
Центроплан (мал. 1.5) складається з двох половин, з'єднаних загальним основним лонжероном. Каркас кожної половини центроплана утворений основним лонжероном 1, переднім 2 і заднім 3 допоміжними лонжеронами, стрингерами 4 і 5, вісьмома нервюрами і працюючою обшивкою (мал.1.5).
Основний лонжерон центроплана 1 встановлений в місці максимальної товщини профілю крила, він сприймає згинальний момент і поперечну силу. Поперечна сила сприймається стінкою лонжерона, а згинальний момент - його полками. Основний лонжерон проходить через середню частину фюзеляжу, і його стінка приклепується до 15-го і 16-го шпангоутам. У стінці основного лонжерона є два окантованих вирізи для проходу каналів повітрозбірника. Вхідні канали повітрозбірника кріпляться гвинтами до передньої кореневій частини центроплану.
На
передній стінці основного лонжерона
кріпляться сталеві вузли навішування
основних стійок шасі. На торцях основного
лонжерона розташовані по два вузла
кріплення консолей крила. За допомогою
болта він кріпиться до шпангоуту № 11
фюзеляжу (мал.1.5).
Коренева частина лонжерона з'єднується
зі шпангоутом № 19 фюзеляжу за допомогою
заклепок і болтів. Задній допоміжний
лонжерон сприймає частину згинального
моменту і поперечної сили крила. Стрингер
4 розташований між основним лонжероном
і заднім допоміжним лонжероном, служить
опорою для обшивки. Крім того, він виконує
силову задачу: працює на розтягування
і стиснення, сприймаючи частина
згинального моменту крила.
Мал. 1.5. Центроплан: 1 - основний лонжерон; 2 - передній допоміжний лонжерон; 3 - задній допоміжний лонжерон; 4, 5 - стрингери; 6, 7 - вузли кріплення консолі до центроплану; 8 - підшипник управління щитками-закрилками: 9, 10 - напрямні на нервюрах 1«а» і 8«б» кареток щитків-закрилків; 11 - стінка; 12 - вузол кріплення циліндра щитків-закрилків; 13 - балка вузла кріплення циліндра щитків шасі; 14 - повітрозбірник; 15 - обтічник; 16 - вузол кріплення переднього допоміжного лонжерона; 17 - стикова (щілинна) стрічка
Нервюри призначені для утворення і збереження в польоті форми профілю крила у всіх його перетинах. Середні частини нервюр кріпляться заклепками до основного і допоміжного лонжеронів за допомогою вертикальних жорсткостей, виготовлених з пресованих профілів. Посилені нервюри кріпляться до основного лонжерону крім заклепок додатковими лапками. Хвостовики нервюр своїми відбортівками кріпляться до заднього допоміжного лонжерону. Форма їх нижньої частини відповідає контуру закрилка. Обшивка призначена для утворення поверхні, необхідної для обтікання крила потоком повітря з метою створення підйомної сили. Будучи складовою частиною силової схеми крила, обшивка сприймає крутний момент, а також частково і згинальний момент, працюючи при цьому на розтяг-стиск.
У задній частині центроплана встановлено внутрішній закрилок (мал. 2.6). У хвостовиках нервюр № 1 і 8 вирізаними фрезеруванням напрямні рейки. При відхиленні закрилок переміщується назад, при цьому ролики, закріплені на закрилку, рухаються по напрямних рейках. На нервюрах № 8 встановлений циліндр управління закрилками. Внизу центроплана є ніші для розміщення в прибраному положенні основних стійок шасі. Внизу правої половини центроплана встановлена антена радіовисотомір.
Основний
лонжерон консолі (мал. 1.6)
є основною несучою частиною крила,
складається з полиць і приклепаних до
нього стінок, виготовлених з дюралюмінієвого
листа. До основного лонжерону кріпиться
стикового вузол, який передає з консолі
на центроплан згинальний момент і значну
частину поперечної сили. Передній
допоміжний лонжерон розташований в
носовій частині крила. Задній допоміжний
лонжерон проходить від нервюри № 9 до
нервюри № 14 і несе на собі задній
стикувальний вузол консолі.
Мал. 1.6. Закрилок внутрішній: 1 - лонжерон; 2, 3 - торцеві нервюри; 4 - носок нервюри; 5, 11 - обшивка; 6 - болти кріплення каретки; 7 - каретка; 8 - направляючі ролики; 9 - хвостовики нервюр; 10 - обтічник; 12 - стрингер; 13 - направляючий штир
При такій простій конструкції лонжерона досягається найбільш ефективне використання матеріалу, а отже, і мінімальна маса. Консолі крила (мал. 1.7) складаються з каркаса і працюючої обшивки. Поздовжній набір каркаса крила складають:
основний лонжерон,
передній і задній допоміжні лонжерони,
стрингери.
У поперечний набір каркаса входить 12 нервюр.
Стиковка консолей крила з центропланом здійснюється за допомогою вузлів підвіски на основному і задньому допоміжному лонжеронах. Стик консолі крила з центропланом закривається щілинної стрічкою, яка встановлюється на гвинтах.
Кріплення нервюр консолей крила до лонжеронів і обшивці аналогічно кріпленню нервюр центроплана. Верхні і нижні полки нервюр в місці з'єднання з полицею лонжеронів посилені дюралюмінієвим куточком. Хвостові частини нервюр крила в зоні посадкового щитка мають форму його профілю.
Нервюри № 15 і 19 посилені куточками під вузли підвіски елерона. Між нервюрами № 9 і 10 встановлено бомботримачів; між нервюрами № 17 і 18 знаходиться кронштейн кріплення трубки ПВД ( мал.1.10).
М
ал.
1.7. Консоль крила: 1
- передній лонжерон; 2 – основний лонжерон;
3 - задній допоміжний лонжерон; 4, 5, 6 -
нервюри; 7 - оглядовий лючок; 8 - стрингер;
9 - турбулізатор потоку; 10 – хвостові
частини нервюр; 11, 12 - вузли підвіски
елерона; 13 - закінцівки крила; 14 - вузол
підвіски
У задній частині консолі між нервюрами № 9 і 14 мається зовнішній закрилок, а в хвостовиках нервюр № 9 і 14 вирізаними фрезеруванням напрямні рейки закрилка. Між нервюрами № 14 і 20 встановлено елерон.
До нервюри № 20 гвинтами кріпиться закінцівка крила, на якій розташовані аеронавігаційний вогонь АНО і розрядник статичної електрики.
На консолях знаходяться антени відповідача. На лівій консолі встановлена посадкова фара і антена радіовисотомір, в правій консолі - датчик ГИК-1. На носках лівої і правої консолей крила в районі елеронів маються пластинки-турбулнзатори, що викликають місцевий передчасний зрив потоку, які застережуть льотчиків про наближення до швидкості звалювання (по трясці ручки керування).
Елерон (мал. 1.8) підвішений до крила на двох вузлах, служить для поперечного керування літаком. Каркас елерона складається з:
з лонжерона,
11 Нервюр;
задньої рейки.
Обшивка товщиною 1 мм пов'язує каркас в жорстку конструкцію. На задній кромці лівого елерона встановлений некерований компенсатор. Елерон має аеродинамічну компенсацію.
Мал. 1.8. Елерон: 1 - лонжерон; 2 - вузли підвіски; 3 - нервюри; 4 - задня рейка; 5 - балансувальний «ніж»; 6 - балансувальний вантаж
Закрилки (мал.1.9). На літаку встановлені два внутрішніх (на центроплані) і два зовнішніх (на консолях) висувних закрилки, що мають три фіксованих положення: прибрано, злітне (випущені на 15°) і посадочне (випущені на 30 °). Кожне положення закрилків має світлову і механічну сигналізацію: прибрано - горить червона лампочка, механічний покажчик прибраний; злітне - горить помаранчева лампочка, механічний покажчик в першому проміжному положенні; посадочне - горить зелена лампочка, механічний покажчик в другому, повністю випущеному положенні.
Система прибирання закрилків має пристосування для автоматичної їх прибирання при швидкості 290 ± 10 км / год. по приладу.
Мал.
1.9 Закрилок зовнішній:
1
- напрямні ролики; 2 - каретка; 3 - направляючий
штир; 4 - лонжерон; 5
- нервюри; 6 - задня рейка; 7 – обшивка
Закрилки виконують два завдання: при випуску на 15° зменшують довжину розбігу літака при зльоті, під час випуску на 30° зменшують довжину пробігу і посадкової дистанції.
По конструкції всі закрилки аналогічні. Каркас закрилка складається з:
лонжерона,
нервюр;
задньої рейки.
На торцях кожного закрилка закріплені чотири пластини. На передніх пластинах встановлені ролики для переміщення закрилків в напрямних рейках і штирі для кріплення тяг управління закрилками. На задніх пластинах встановлені штирі, які при прибраних закрилках входять в спеціальні гнізда, вирізаними фрезеруванням в хвостовиках нервюрах крила, в результаті чого зменшується вібрація закрилків.
М
ал.1.10.
Конструкція
дволожеронного крила: 1 - передній
лонжерон; 2 - кришка
люка заправної горловини паливного
бака; 3 - кришка люка підходу до датчика
ІД-3; 4 - контурна нервюра; 5- швартувальний
вузол;
6 - закінцівка; 7- аеронавігаційний вогонь; 8 – распорна нервюра; 9 – кінцевий вузол навіски елерона; 10 – стрічкова розчалка; 11 – середній вузол навіски елерона; 12 – люк підходу до середнього вузла навіски елерона; 13 – обшивка;14–задній стикувальний вузол; 15- задній лонжерон; 16-кришка люка паливоміра; 17 – передній стикувальний вузол; 18 – верхній косинець переднього лонжерона; 19 – бокова нервюра; 20 – верхній пояс переднього лонжерона
РОЗДІЛ 2. Основні матеріали що використовуються для виготовлення деталей лонжеронного крила
Прагнення збільшити корисне навантаження літака за рахунок зменшення його ваги обумовлює необхідність використання витривалих та легких матеріалів.
Можливість використання в літакобудуванні того або іншого металу або сплаву визначається його фізичними, хімічними, механічними та технологічними властивостями.
Найбільш широке використання в літакобудуванні мають такі метали та сплави:
1. прості вуглецеві сталі
спеціальні леговані, сталі з добавкою хрому, нікелю, вольфраму,
молібдену, титану та ін.
мідь та її сплави (латунь, бронза)
алюміній та його сплав (дюралю мін, силумін та ін.)
сплави на основі магнію
сплави олова, міді та сурми (баббіти)
Широке розповсюдження в літакобудуванні знайшли такі матеріали як:
алюмінієво-літієві сплави, які використовують в якості легіруючого
елементу літій (вагова щільність 534 кг/м3) та забезпечує зниження ваги конструкції при підвищенні питомої міцності та жорсткості за рахунок підвищення на 5-8% модуля пружності. Ці сплави підтримують частку алюмінієвих сплавів в якості основних авіаційних матеріалів;
полімерні композиційні матеріали (ПКМ) майже вдвічі дозволять поряд з підвищенням вагової ефективності вирішити проблеми ресурсу при статичних і динамічних навантаженнях;
нові композиційні матеріали (КМ) на підставі алюмінієвих і титанових сплавів з використанням наповнювачей: SiC, Al2O3, інтерметаліди та ін. дозволять підвищити ресурсні та теплофізичні характеристики, модуль
пружності та ін. властивості.
З позицій забезпечення безпеки польотів пасажирських і транспортних літаків необхідні матеріали з підвищеною довговічністю. До таких матеріалів відносяться металоорганопласти – алори. В конструкціях з алору тріщина досягне свого критичного значення при кількості польотів ЛА в п`ять разів більшому порівняно з традиційними матеріалами.
Як вже було відмічено в розділі 3 крила літаків в багатьох випадках визначають статичну витривалість, жорсткість, ресурс і живучість літаків.
Ресурс крила літака, його жорсткість і живучість визначають лонжерони, які є одними з відповідальних силових елементів.
Матеріал, який застосовується для виготовлення елементів лонжерона, повинен забезпечувати мінімальну вагу конструкції при достатній міцності, ресурсі та можливо більшої жорсткості, допускати застосування високопродуктивної технології, бути зручним при ремонті та недорогим. При виборі матеріалу з високою ваговою ефективністю використовують питомі показники, які визначаються для кожного виду навантаження.
За статистикою для виготовлення поясів лонжерона пасажирських і транспортних літаків найчастіше застосовують алюмінієво-мідні сплави. Ці сплави мають хороші характеристики витривалості та живучості, малочуттєвості до концентраторів напружень, що виникають при складанні.
Лонжерони крила, як вже відзначалось раніше, є одним з найбільш відповідальних силових елементів крила, які багато в чому визначають статичну міцність, жорсткість, ресурс і живучість не тільки крила але й взагалі літака.
Лонжерони крила являють собою збірні тонкостінні балки регулярна частина яких складається з поясів і стінок, підкріплених стійками. До зон нерегулярностей належать зони з`єднань, вирізів й отворів, монолітних потовщень і підсилюючих накладок гампельних переходів та ін.
Будівельна висота лонжеронів сучасних літаків знаходиться в діапазоні від 150 до 1200 мм. По вазі лонжерони складають від 25 до 50 % ваги крила,
або 4-5% злітної ваги літака. Кількості у лонжеронів залежить від конструктивно-силової схеми і ступеня навантаженості крила. Розташовуються лонжерони на відстані: 15...25% від довжини хорди крила – передній і 60...70% – задній. Це розташування дозволяє більш рівномірно розподілити навантаження між лонжеронами.
Крім переднього і заднього лонжеронів в конструкції кесона крила деяких літаків застосовуються додаткові проміжні лонжерони, розташовані між лонжеронами, які обмежують кесон. Розташування лонжеронів і, відповідно, ширина кесона зазвичай визначаються на етапі загального проектування при аеродинамічному компонуванні крила з урахуванням геометричних параметрів механізації передньої і задньої крайок крила, забезпечення потрібного об'єму паливних баків.
Аналіз особливостей конструкції лонжеронів літаків показав, що основні силові елементи регулярної частини лонжеронів — пояси, стінки, підкріплюючі стійки — виконуються переважно з алюмінієвих сплавів, таких, як 1161Т, 1973Т2, 1163Т, 1933Т3. Нижні пояси (розтягнута зона) виготовляються зі сплавів 1161Т, 1163Т. Ці сплави мають меншу межу міцності при розтягнутості, але в той же самий час вони мають кращими усталостними характеристиками порівняно з матеріалами верхніх поясів 1973Т3 (стиснута зона).
Пояси лонжеронів є геометрично складними елементами конструкції лонжерона зі змінними товщинами за розмахом. Їх виготовляють з пресованих профілів таврового або кутового перерізу механічним фрезеруванням. З’єднуються вони між собою в місцях перестиковки та стикування вузлів за допомогою заклепочних і болтових з`єднань.
Стінки збірних лонжеронів виконуються з листового матеріалу (алюмінієвого сплаву 1163Т) механічним або хімічним фрезеруванням по контуру та товщині. Вони мають монолітні потовщення в зонах поздовжніх і поперечних стиків, вирізів і отворів, зонах приєднання підкріплюючих стійок, силових нервюр, приєднань вузлів навішування агрегатів і систем.
Товщина стінки змінюється, як правило, в межах від 0,8 до 8 мм. В регулярній зоні товщина стінки змінюється від 1,2 до 3,5 мм. В зоні установки підкріплюючих стійок або кронштейнів залежно від їх призначення товщина стінки збільшена в 1,25...1,75 рази. Радіуси переходів знаходяться в межах від 3 до 5 мм, висота стінок – в проміжку від 0,9 до 0,95 висоти лонжеронів. Для забезпечення мінімуму ваги в стінці виконують утонення. Підкріплюючі стійки стінок лонжерона виготовлюються з пресованих профілів таврового або кутового перерізу, і допрацьовуються механічних фрезеруванням.
В якості кріпильних елементів у сполуках збірних лонжеронів використовуються заклепки, болти та болт-заклепки. Вибір типу, нормалі та діаметру кріпильних елементів проводять з умов забезпечення заданої статичної міцності, втомної довговічності, живучості, герметичності. Для забезпечення довговічності і герметичності з'єднань застосовують високоресурсні заклепки з компенсатором. Для забезпечення більш рівномірного радіального натягу по висоті пакету, використовують клепку підвищеним тиском і клепку стержнями, а також постановку болтів з радіальним натягом до 1,2% діаметра болта. У разі застосування болтів крім рівномірного радіального натягу реалізується велика осьова стяжка пакета.
Болтові з'єднання мають більш високі ресурсні характеристики, чим заклепувальні, проте вважаються менш технологічними. Застосовують анодирувані заклепки з алюмінієвих сплавів В65. Для виготовлення болтів використовуються сталь 30ХГСА, титановий сплав ВТ16, а також сплави 16ХСН, 14Х17Н2 і ін.
Всі деталі конструкції лонжеронів, виконані з алюмінієвих сплавів, анодирують, поза зони паливних баків додатково покривають ґрунтом (грунт ФЛ-086-204 ТУ 16302-79, грунт ЄП-0214 ТУ 6-10-2141-88, грунт ХП-0206 ТУ 6-10-1934-89).
Герметизацію з`єднань виконують поверхневої і внутрішньої при допомозі герметиків, гумових стрічок і прокладок спеціального профілю.
Герметизацію сполук в лонжеронах, що входять в баки-кесони, виконують при допомозі герметиків У-30МЭС-5M, УТ-32НТ, ВИТЭФ-1НТ, ВГФ-2.
Для внутрішньої герметизації болтових і заклепочних з`єднань в лонжеронах застосовуються герметики У-2-28НТ, УТ-32НТ, ущільнювальна стрічка У-20А. При виконанні складальних операцій клепку заклепок виконують на пресі, а у важкодоступних місцях - ручним багатовдарним інструментом у відповідності з інструкцією заводу-виробника. Постановку та затяжку болтів і гайок суворо регламентують.
Полиці лонжерона виготовлені з профільованого дюралюмінію. Верхня і нижня полиці пов'язані між собою стінкою з дюралюмінію товщиною 2,5 мм. У стінці основного лонжерона є два окантованих вирізи для проходу каналів повітрозбірника. Вхідні канали повітрозбірника кріпляться гвинтами до передньої кореневої частини центроплану.
На передній стінці основного лонжерона кріпляться сталеві вузли навішування основних стійок шасі.
На торцях основного лонжерона розташовані по два вузли кріплення консолей крила. Передній допоміжний лонжерон виготовлений з листового дюралюмінію товщиною 1,6 мм. За допомогою болта він кріпиться до шпангоуту фюзеляжу.
Задній допоміжний лонжерон виготовлений з листового дюралюмінію товщиною 2 мм. На торцях лонжерона розташовані дюралюмінієві фрезеровані вузли для з'єднання з допоміжним лонжероном консолі крила. Коренева частина лонжерона з'єднується зі шпангоутом фюзеляжу за допомогою заклепок і болтів.
Стрингер виготовлений з пресованого дюралюмінієвого профілю, приклепаний по всій довжині до обшивки.
Нервюри виготовлені з листового дюралюмінію. Середні частини нервюр кріпляться заклепками до основного і допоміжного лонжеронів за допомогою вертикальних жорсткостей, виготовлених з пресованих профілів.
Посилені нервюри кріпляться до основного лонжерону крім заклепок додатковими сталевими лапками.
Хвостовики нервюр, штамповані з листового матеріалу, своїми
відбортівками кріпляться до заднього допоміжному лонжерону. Форма їх нижньої частини відповідає контуру закрилка. Обшивка виготовлена з дюралюмінію. Товщина верхньої і нижньої обшивки між лонжеронами - 2 мм, верхній обшивки за заднім допоміжним лонжероном - 1 мм.
Дюралюмінієва обшивка товщиною 1 мм пов'язує каркас в жорстку конструкцію.
Розділ 3. Технічна вимога щодо складання вузла
Слюсар-складальник при виконані робіт користується кресленнями, технічними умовами, виробничими інструкціями, технологічними картами.
На деталі каркаса планера літака (обшивка, стрингери, нервюри або їхні частини) креслення не виготовляються, і їх конструктивні параметри вказуються безпосередньо на складальних кресленнях. Ці деталі виготовляються за робочими шаблонами, знятими з плаза, та за оснащенням.
На складальних кресленнях наводяться технічні вимоги до вузла що складається, вказуються його габаритні розміри, визначається взаємне розташування деталей, містяться вимоги щодо якості поверхні, допустимі зазори, вимоги до процесу складання, умови і методи випробувань, вказівки про маркування, посилання на інші документи.
До складальних креслень додається специфікація, в якій наводиться перелік усіх деталей що входять до даного складання. Специфікація доповнює складальне креслення и дозволяє виготовити деталь каркасу планера за шаблонами та оснастці без креслення деталі.
В технічних умовах містяться вимоги до виробу або його частинам. Вони включають в себе міцнісні, експлуатаційні, технологічні, тобто міцнісні характеристики (рівень розрахункових навантажень, запас міцності та жорсткості виробу або вузла); експлуатаційні вимоги спрямовані на забезпечення простоти і зручності експлуатації майбутнього літака та його складових; технологічні вимоги забезпечують простоту та оптимальну вартість виготовлення, ремонту, технічного обслуговування (виготовлення літака та його вузлів - за простою технологією та з оптимальною вартістю виготовлення, ремонту, технічного обслуговування та оптимізування вартості — виготовлення деталей, вузлів літака на основі сучасної технології виготовлення по математичному та електронному моделюванню).
Виробничі інструкції регламентують послідовність виконання певного виду робіт (герметизація, клепка, випробування та ін.). В них наводяться дані
про застосовуване обладнання, оснащення та інструмент, контроль, випробування та ін.
Складання планера організовується за схемою паралельно-послідовних операцій, починаючи зі складання підвузлів, вузлів, панелей, агрегатів і закінчуючи загальним складанням літака в цілому.
На підставі розробленої послідовності складальних операцій створюється схема складання, яка є одним з основних технологічних документів для складальних цехів.
В схему складання вносять вказівки про послідовність комплектування виробу, що складається, деталями і вузлами, а також технічні вимоги на деталі й вузли, що визначають, в якому вигляді вони подаються на складання.
Крім цього, технологічна схема складання, визначаючи послідовність збірки (складання), є в той же самий час і основним вихідним документом для розробки технічних вимог на складальні одиниці — деталі, вузли, панелі та агрегати.
Зміст технологічних процесів і об'єм робіт, які виконуються при складанні відсіків та агрегатів, визначається:
конструкторсько-технологічними параметрами виробів, які збираються;
масштабом виробництва, від якого залежить глибина опрацювання технологічних процесів, оснащення виробництва спеціальним устаткуванням
і форма організації виробництва;
прийнятим методом забезпечення взаємозамінності й точності геометричних розмірів деталей, панелей, вузлів і відсіків.
До конструкторсько-технологічних параметрів відсіків відносяться:
поперечний переріз (профіль) відсіку;
форма обводу в плані;
наявність панелювання;
технологія складальних робіт, яка залежить від герметизації швів у відсіку;
вид стиків і роз'ємів при з'єднанні відсіку з іншими відсіками;
підхід в зону стикових клепаних, зварних швів (двосторонній і односторонній).
Питома вага того або іншого виду робіт в загальній трудомісткості процесу складання залежить від конструкції агрегату і прийнятого методу з'єднання.
РОЗДІЛ 4. Описання технологічного процесу складання лонжеронного крила
Технологічний процес (ТПВ) — основа будь-якого виробництва.
ТПВ це комплекс підготовчих робіт конструкторсько-технологічного характеру, які забезпечують здійснення технологічного процесу на всіх етапах виробництва.
Державними стандартами встановлена єдина система організації та управління процесом ТПВ, які передбачають широке використання прогресивних типових технологічних процесів, стандартного технологічного обладнання та оснащення засобів механізації та автоматизації технологічних процесів.
Технологічний процес виготовлення літака завершується складанням - монтажем його з агрегатів, вузлів і з`єднувальних деталей з подальшим регулюванням і випробовуванням. Він являє собою складний комплекс взаємодій обладнання та виконавців з перетворення вихідних матеріалів у літак.
Із-за особливостей конструкції літальних апаратів і вимог, що до них пред'являються, авіаційне складальне виробництво значно відрізняється від складання інших виробів машинобудування.
Головна відмінність - велика трудомісткість і специфічне складальне обладнання. Якщо в інших галузях машинобудування основну питому вагу в трудомісткості складає виготовлення деталей, а процеси складання вносять у загальну трудомісткість 10-20%, то у виробництві літальних апаратів вартість складальних процесів перевищує 50%.
Основними факторами, що визначають специфіку складальних робіт, є:
багатодетальність літального апарату;
мала жорсткість елементів конструкції. Більшість деталей мають малу жорсткість і при складанні мимовільно можуть змінювати свою форму під дією ваги або технологічних зусиль, що виникають при виконанні з'єднань. У зв'язку з цим, для додання заданої форми об'єкту, який
складається з нежорстких деталей потрібні пристосування, які задають форму;
складність просторових форм. Практично відсутні прості поверхні (які властиві виробам більшості видів машинобудування) плоскість, циліндр, конус. Складання таких агрегатів пов`язане з великими проблемами точної ув`язки всіх деталей;
великі розміри деяких летальних апаратів;
наявність великої кількості рухливих частин, які змінюють форму летальних апаратів у польоті, на злеті та при посадці. В першу чергу це: органи управління і механізації, шасі та ін.;
високі вимоги до точності виготовлення ЛА;
різноманітність матеріалів, які використовуються: металеві сплави великої номенклатури, композиційні матеріали, неметали та ін.;
різноманітність видів з`єднань: клепаних, болтових, зварних, паяних, клеєних і таке ін. Складні умови для виконання з`єднувальних швів - замкнутість об`єму агрегатів і відсутність двостороннього доступу. Високі вимоги до надійності швів, що з`єднують;
мала серійність виробництва. Ця обставина обмежує використання дуже дорогих спеціальних засобів для складання (наприклад, складальних роботів, які використовуються в автомобілебудуванні). Доля ручної праці в виробництві ЛА порівняно з іншими машинобудівними галузями залишається високою;
Процес складання є кінцевим етапом виготовлення ЛА має визначальне значення для всього виробництва.
Складання організовується за схемою паралельно-послідовних операцій. В схему складання вносять вказівки про порядок комплектування зібраного виробу деталями і вузлами, а також технічні вимоги на деталі та вузли, що визначають, в якому вигляді вони подаються на складання.
Середньостатистичний літальний апарат складається на 70% з алюмінієвих та інших легких сплавів, на 20% з неметалів.
При складальних роботах широко використовуються наступні операції:
обробка спряжених поверхонь;
обробка отворів під болти і заклепки;
зварювання;
правка при складанні (пружні деформації);
штампування гнізд під потаємні головки болтів і заклепок.
Таким чином, для складання літальних апаратів потрібні оптимальні технологічні процеси складання складних виробів, необхідні трудомісткі обчислення, пов'язані з вибором схеми складання, з розрахунком точності складання, нормування трудомісткості і розрахунку технологічної собівартості збірки і т. п. Ефективність вирішення багатьох конструктивних і виробничих проблем багато в чому залежить від рівня технічного, технологічного та організаційного розвитку складальних виробництв. Цей рівень визначається, насамперед, тими методами складання, які закладаються при підготовці виробництва і використовуються в серійному виробництві нових виробів, зокрема авіаційної техніки.
У літаків і інших летальних апаратів можна в якості основних агрегатів виділити:
планер;
органи приземлення (шасі);
двигуни;
системи керування, які обслуговують планер, двигуни та шасі;
механізми та агрегати, які забезпечують виконання спеціальних функцій;
спеціальне обладнання та засоби зв`язку.
За
конструкцією та в технологічному
відношенні вказані агрегати значно
відрізняються один від одного, тому
виготовлення їх потребує спеціалізації
виробництва.
Планер літака складається з деталей, вузлів, панелей, відсіків і агрегатів (мал. 4.1).
Мал. 4.1. Членування літака: 1 - обтічник антени; 2 – передня та задня частини фюзеляжу; 3 – крило; 4 – силова установка; 5 – кіль; 6, 16 – носок кіля та стабілізатора; 7,14,33,35 – кесони кіля, стабілізатора, ОЧК та центроплану; 8 – обтічник стабілізатора; 9 – стабілізатор; 10,18 – кок стабілізатора й фюзеляжу; 11, 17, 30 – тримери; 12 – руль висоти; 13, 32 – закінцівка стабілізатора й ОЧК; 15 – руль напряму; 19- хвостова частина фюзеляжу; 20 – гідропідйомник трапу; 21 – гондола двигуна; 22 – стулка гондоли; 23 – повітрозбірник двигуна; 24, 43 – трапи; 25, 26, 42 – двері; 27 – інтерцептор; 28 – закрилки; 29 – хвостова частина центроплану; 31 – елерон; 34,36 – носок і підкрилок ОЧК і центроплану; 37, 39, 45 – щитки шасі; 38, 40, 44 – шасі; 41 - підкесонна панель.
Деталлю називається елементарна частина виробу, виготовленого з цільного шматка матеріалу. Деталь є первинним елементом складання.
Вузол - декілька з`єднаних між собою деталей каркаса: збірні лонжерони, шпангоути, нервюри і таке інше.
Панель це з`єднання декількох деталей каркасу з обшивкою.
Агрегат — закінчена в конструктивному та технологічному відношеннях частина планера, яка складається з панелей, вузлів і деталей. Агрегати це крила, фюзеляж, елерон, стабілізатор та ін.
Відсік це частина агрегату.
В складальних цехах літакобудівних заводів виконуються складальні та монтажні роботи.
Об`єм складальних і монтажних робіт залежить від кількості деталей, які входять до конструкції планера та кількості механізмів, приладів та спеціальної апаратури, які встановлюється на планері.
Необхідність членування планера літака на деталі, вузли, панелі, відсіки, агрегати обумовлено вимогами виробництва та необхідністю мати конструктивні, експлуатаційні роз’єми та стики. Технологічні стики створюються з урахуванням можливостей виробництва на даному етапі його розвитку і визначаються, зокрема, габаритними розмірами устаткування. На мал. 5.1. показано технологічні стики крила, які поділяють його на носок 34, кесон 35, хвостову частину центроплана 29 та закінцівку 32. З`єднання деталей, вузлів, панелей і відсіків під час складання виконуються нероз`ємними, тобто у вигляді технологічних стиків.
Експлуатаційні роз'єми і стики створюються з метою заміни, огляду або регулювання різноманітних механізмів і систем під час експлуатації літака.
Складання планера організовується за схемою паралельно-послідовних операцій, починаючи зі складання підвузлів, вузлів, панелей, агрегатів і закінчуючи загальним складанням літака в цілому.
На підставі розробленої послідовності складальних операцій створюється схема складання, яка є одним з основних технологічних документів для складальних цехів.
В схему складання вносять вказівки про послідовність комплектування виробу, що складається, деталями і вузлами, а також технічні вимоги на деталі й вузли, що визначають, в якому вигляді вони подаються на складання. Крім цього, технологічна схема складання, визначаючи послідовність збірки (складання), є в той же самий час і основним вихідним документом для розробки технічних вимог на складальні одиниці — деталі, вузли, панелі та агрегати.
При розробці технологічних процесів складання, пристосувань й інструментів при виборі обладнання для складальних робіт необхідно керуватися вимогами, які ставляться до точності вузла або агрегату, що збираються.
При складанні планера розрізняють такі основні види робіт: вузлове складання, яке включає складання окремих панелей, нервюр, лонжеронів, шпангоутів і ін.; агрегатне складання — складання окремих відсіків і агрегатів;
загальне складання, тобто складання планера з агрегатів із наступним монтажем на ньому різноманітного обладнання, приладів, механізмів.
Об'єм складальних робіт визначається конструкцією планера, фізико-механічними властивостями матеріалів, з яких він виготовлений, та видами заготовок, з яких виготовлені окремі деталі та вузли.
Трудомісткість складальних робіт для металевих літаків клепаної конструкції складає приблизно 45...50 % загальної трудомісткості при виготовленні літака. При виготовленні літака вузлова збірка складає 12...25%, агрегатна — 18...20% і загальна — 12...15%.
Складання являє собою сукупність технологічних операцій по встановленню деталей в положення збирання й з'єднання їх в панелі, вузли,
агрегати і літак в цілому.
Послідовність виконання складальних робіт багато в чому залежить від конструкції, габаритних розмірів і жорсткості зібраних деталей.
Існує декілька методів складання, які відрізняються виглядом інструменту, який застосовується при складанні, а також складальних пристосувань і обладнання.
Найбільш розповсюдженими є: складання за базовою деталлю, за розміткою, за складальними отворами і складання з використанням спеціальних складальних пристосувань.
Застосування складання за складальними отворами (СО) — процес, при якому взаємоположення деталей, які складаються, визначається
положенням існуючих на них складальних отворів. При базуванні по СО складальні деталі поєднують одне з одним і на період з'єднання в складальні отвори вставляють фіксатори. Базування по СО можливо при встановлені в складальне положення елементів поздовжнього та поперечного наборів.
Місця розположення СО зазначаються в кресленнях і схемах, складених у конструкторському бюро літакобудівного (серійного) заводу.
Відповідно з технологічним процесом складання-клепки на схематичних кресленнях крім СО вказують місця розташування направляючих отворів (НО) і настановних базових отворів (НБО).
Складальні пристосування забезпечують потрібне взаємоположення деталей, що з'єднуються, визначене положення обробляючого інструменту відносно деталі, надання форми недостатньо жорстким деталям і вузлам під час складання. При цьому створюється наступні переваги в зрівнянні зі складанням за розміткою: виключається розмітка й підгонка деталей; прискорюється і становиться простішим процес складання; досягається взаємозамінність зібраних вузлів, панелей і агрегатів; можлива механізація процесу складання.
Цим і пояснюється широке використання складальних пристосувань на
серійних заводах при виготовленні літаків. При складанні в пристосуванні з базою «внутрішня поверхня обшивки» панель встановлюється в складальне
положення,спираючись внутрішньою поверхнею на базові поверхні складального пристосування або на поверхні спеціальних макетних нервюр
(мал. 5.2).
Мал.
5.2.
Схема
базування по внутрішній поверхні обшивки
Зібрані лонжерони 1 і 5 встановлюють на НБО на фіксатори в кронштейнах 6 та закріплюють їх в складальному пристосуванні.
Потім встановлюють між лонжеронами макетні нервюри 7 на технологічні болти, базуючи їх відносно лонжеронів по СО в приклепаних до лонжеронів профілів 9 и нервюрах 7.
Між макетними нервюрами встановлюють нервюри літака 4 з базою по СО, єднаючи їх з лонжеронами заклепками. На складений таким чином каркас встановлюють панелі 2 з укріпленими компенсаторами 3.
Для встановлення панелей існують два етапи — попередній і остаточний. Попередньо одну з панелей (ліву) накладають на базову поверхню макетних нервюр 7 і притискають стрічкою 8 до макетних нервюр. В такому положенні панелі по НО в компенсаторах 3 просвірлюють отвори під заклепки в літакових нервюрах 4. Після цього в усіх встановлених нервюрах літака панель виймають з пристосування, встановлюють другу панель (праву) і свердлять за НО в компенсаторах отвори під заклепки в нервюрах літака. Після цієї операції єднають заклепками компенсатори 3 з нервюрами літака 4. Потім знімають макетні нервюри і встановлюють на їх місце нервюри літака, базуючи їх на лонжеронах по СО. Знову встановлені літакові нервюри єднають з лонжеронами заклепками. Потім в стрингерах за НО свердлять отвори під заклепки в усіх встановлених літакових нервюрах і єднають їх заклепками з компенсаторами.
Виконав усі з’єднання по правій панелі з каркасом, остаточно
встановлюють ліву панель і заклепками єднають встановлені на ній компенсатори з нервюрами літака.
Після виконання всього об’єму складальних робіт кесон виймають з
пристосування.
Єднання деталей, вузлів, панелей і агрегатів літаків при складанні виконується різноманітними способами. Застосовувані в літакобудуванні з’єднання розподіляють на: нерухомі нероз’ємні (клепка, зварка, пайка, склеювання), нерухомі роз’ємні (болтові, гвинтові) та рухомі роз’ємні (шарнірні єднання, болтові, вали та підшипники).
Нерухомі нероз’ємні з’єднання та нерухомі роз’ємні з’єднання забезпечують незмінне положення зібраних деталей і вузлів відносно одне до одного, в той час як рухомі з’єднання дозволяють таке пересування.
За конструктивно-технологічними ознаками з’єднання розподіляють на:
з’єднання, які виконують силовими точками (заклепками, болтами,
зварними точками). Характерними ознаками таких з'єднань є: ослаблення з'єднувальних деталей із-за отворів під заклепки та болти і сугріву деталей в зоні постановці зварних точок; концентрація напружень в деталі в зоні постановці силової точки при напруженні конструкції; невисока продуктивність труда при постановці силових точок внаслідок уривчастості виконання з'єднань;
з'єднання безперервним швом (зварка роликова та плавленням, склеювання, пайка). Характерні ознаки таких з'єднань: послаблення з'єднувальних деталей при їхньому сугріві в процесі зварки, склеювання, пайки; значна концентрація напружень в деталі в зоні шва; безперервність процесу з'єднання, полегшує механізацію й автоматизацію;
комбіновані з'єднання (точечне зварювання + склеювання, клепка + склеювання, клепано-болтове з'єднання). Такі з'єднання мають усі ознаки з'єднань силовими точками і безперервним швом.
Вибір того чи іншого з'єднання залежить від конструкції літака і матеріалів, з яких виготовленні його відсіки, вузли та деталі.
В конструкціях літаків з легких сплавів переважаючим видом з'єднання є клепка. При виготовленні літаків із сталі та титану (мається на увазі обшивка) з'єднання виконуються електроконтактною та дуговою зваркою.
При використанні в конструкції літака монолітних панелей і вузлів кількість клепаних і зварних з'єднань зменшується, але збільшується кількість болтових з'єднань. Монолітні вузли і панелі в цих випадках з'єднують між собою та з обшивкою болтами.
Для конструкцій з композиційних матеріалів (КМ) найбільше використання знаходять клепані, клеєно-клепані та штифто-болтові з'єднання.
При складанні вузлів, панелей і агрегатів літаків з легких сплавів клепка до теперішнього часу залишається найбільш розповсюдженим видом нероз'ємного з'єднання, так як вона забезпечує необхідну надійність і ресурс роботи агрегатів планера.
В літакобудуванні застосовується велика кількість різноманітних типів
заклепок. Для відкритих місць конструкції, де можливий двосторонній підхід в зону клепки, застосовують звичайні стержневі заклепки. При клепці закритих місць, коли підхід до однієї з головок заклепок неможливий, застосовують спеціальні заклепки для односторонньої клепки.
Звичайні — стрижневі заклепки виготовляють з легких сплавів і сталей з потаємними або виступаючими закладними голівками.
Найбільш розповсюджені типи заклепок приведені на мал. 5.3.
Мал.
5.3. Види
заклепок: 1 — з плоскою закладною голівкою
— ЗП; 2 — з потайною закладною голівкою
ЗУ-900
або ЗУ-1200;
3 — з компенсатором ЗУК; 4 — стрижнева;
5- компенсатор; 6 — маркування матеріалу
Д18 на голівці заклепки; 7 — маркування
матеріалу Д19П на голівці заклепки
Усі застосовувані в літакобудуванні заклепки стандартизовані, мають шифр, який вказує форму закладної голівки, марку матеріалу, діаметр і
довжину.
Заклепки з алюмінієвих сплавів мають межі міцності на зріз τ = 180..280 МПа, сталеві заклепки — τ = 350...500 МПа.
Заклепки зі сплавів В65 і Д18П термічно оброблюються один раз при виготовленні та ставляться в конструкцію після природного старіння.
Заклепки з термічно стійкого сплаву Д19П ставляться в конструкцію у свіже загартованому стані не пізніше 2 годин після гарту і їх застосовують лише в тих конструкціях, які нагріваються в процесі польоту.
В з'єднаннях обтічних повітряним потоком, зазвичай застосовуються заклепки з потаємними головками.
На сучасних літаках такі заклепки складають приблизно 65...70% від загальної кількості заклепок в літаку.
Технологічній процес клепки, склад операцій і їхня послідовність багато в чому визначаються вимогами забезпечення ресурсу та герметичності, типом заклепок, методом складання.
Отвори для заклепок в з'єднувальних деталях свердлять або пробивають. Найбільш розповсюдженим засобом є свердлення отворів, бо при цьому вони виходять більш якісними.
Міцність заклепочних з'єднань з пробитими для заклепок отворами менша, чим таких самих з'єднань з отворами, які свердлять.
Сучасні тенденції в удосконаленні процесів клепки пов'язаних, в першу чергу, зі створенням процесів клепки. Які забезпечують щільне заповнення гнізда та отвору тілом заклепки, забезпеченням гарантованого натягу заклепок протягом усього строку експлуатації.
При передачі зусиль повз клепаний шов в матеріалі листа виникають напруження, які розподіляються нерівномірно по ширині листа. В зоні отвору ці напруження мають найбільшу величину і є джерелом виникнення тріщин і руйнування з’єднання при роботі в умовах змінних навантажень. Існує декілька технологічних методів зниження найбільшого напруження – концентрації напруження: зміцнення стінок отворів в деталях, підвищення чистоти поверхні при утворенні отвору, зняття та зміцнення фасок на кромках отворів. Найбільш ефективним методом є зміцнення матеріалу – стінок отвору.
При виконанні клепаних з’єднань зміцнення отворів виконують за рахунок деформації листа – збільшення діаметру отвору стрижнем заклепки.
В процесі утворення замикаючої головки заклепки стрижень збільшується в діаметрі та збільшує діаметр отвору, тобто зміцнює матеріал деталі в зоні отвору під заклепку.
В практиці літакобудування застосовується декілька засобів клепки, які мають різну ступінь зміцнення і відповідну до неї витривалість з’єднань.
На
мал. 5.4 наведено графік, який відображає
характер зміцнення при різних засобах
клепки.
Мал. 5.4. Витривалість потаємних клепаних з’єднань, виконаних різними засобами
Засіб Д – постановка звичайних потаємних заклепок (зміцнюється в основному лист зі сторони замикаючої головки), витривалість умовно прийнята за 100%.
Засіб ПЗГ (потаємна замикаюча головка) призводить до зміцнення
зенкованого листа и дає деяке підвищення витривалості при руйнуванні з’єднання під час вібраційних навантажень по зенкованому листу.
Заклепки з компенсатором (ЗУК) і стрижневі (ЗУС) забезпечують більш рівномірне зміцнення деталей, які з’єднують, і призводить до значного підвищення витривалості.
Найбільше і практично рівномірне зміцнення по товщині деталей можливо отримати при клепці КЗО-ЗУС. При цьому засобі клепки утворення головок заклепок відбувається в замкнутому об’ємі.
Окрім описаних вище типів заклепок в літакобудуванні застосовуються і спеціальні – заклепки з високим опором зрізу та заклепки для односторонньої клепки.
Технологія клепки такими заклепками і застосовуваний на деяких
операціях і переходах інструмент трохи відрізняються.
Такі заклепки використовуються в заклепочних з’єднаннях, які сприймають великі зрізні навантаження. В таких з’єднаннях міцність на зріз заклепок з легких сплавів недостатня, а при використанні звичайних сталевих заклепок їх необхідно перед постановкою в отвір нагріти, що значно ускладнює виконання робіт. Технологічний процес утворення з’єднання заклепками з високим опором зрізу включає такі основні операції: свердлення, зенкування, розгортання або протягування отворів, постановка заклепок в отвори, установка кілець і утворення замикаючих головок заклепок. Усі ці операції виконуються на звичайному клепувальному обладнанні, окрім обтискача 3 (мал. 5.5). Цей обтискач має отвір для виходу зайвого матеріалу після осадки кільця на стрижень заклепки.
Мал. 5.5. Схема технологічного процесу постановки заклепок з високим опором зрізу: а) установка заклепки в отвір; б) надівання кільця; в) обтиснення кільця; г) заклепка після обтиснення кільця; 1 – стрижень заклепки; 2- кільце; 3- обтискач; 4 – відхід (зайвий матеріал)
Мал. 5.6. Схема технологічного процесу постановки заклепок із сердечником: 1–свердління отвору; 2-вставка заклепки в отвір; 3– утворення замикаючої головки; 4 – обрив сердечника; 5 – видалення виступаючої частини сердечника;6 – готовий виріб
Заклепки з високим опором зрізу клепають на пресах одинарної клепки або пневмомолотком. Заклепки для односторонньої клепки застосовують в місцях, де немає доступу до замикаючої головки заклепки.
В таких випадках використовують заклепки з сердечником (мал. 5.6.) або гайкопістони. Отвори та гнізда для головок таких заклепок виконуються звичайним інструментом.
В літаках герметизують кабіни, приладові та вантажні відсіки. Призначення герметизації — підтримання надлишкового тиску в кабінах, запобігання витоку палива з кесон-баків, захист різних відсіків і агрегатів від проникнення в них агресивних рідин і газів і попадання води під час дощу. Витоки повітря, газів або рідини в швах в основному відбувається через зазори між контактними поверхнями листів, між елементами заклепок (стрижень, головки) та стінками отворів в деталях.
Зменшити або повністю усунути витоки можливо шляхом нанесення герметизуючих матеріалів в зони витоку і використанням щільної посадки заклепок в отвори.
Замість звичайних заклепок постановка заклепок з компенсатором і
стрижневих призводить к значному підвищенню герметичності шва.
Найбільший ефект в частині герметизації швів досягається поєднанням щільної посадки заклепок з наступним нанесенням герметизуючих матеріалів – спеціальних герметиків.
Герметизуючи матеріали мають адгезію до з’єднувальних деталей и можуть застосовуватися у вигляді плівок, паст та рідини, допускають взаємне переміщення з’єднувальних деталей без порушення герметизації. До герметиків пред’являють наступні вимоги:
Вони повинні володіти пластичністю, тобто зберігати герметизуючи властивості при перепадах тиску робочого тіла, деформаціях шва, впливу високої і низької температур;
Повинні мати зчеплення не менш 0,98 МПа з поверхнями деталей, яке не повинно порушуватися при впливі статистичних та змінних навантажень, різних температур, атмосферних явищ і повітря, газів і палива;
Не повинні надавати шкідливого впливу на людей і викликати корозійні процеси в зоні герметизації.
В літакобудуванні використовується велика кількість різноманітних марок герметиків.
Герметики ВГФ-1 і У-2-28 працюють при температурі від -60 (70) до +250 (300)0 С на літаках зі швидкістю М = 2…3, а герметики У-30М, УТ-32, У-30мєс-5, ВТУР - від -50 до +1300 С на літаках зі швидкістю польоту до 277,8 м/с.
Герметик може бути у вигляді пасто образної маси, розчину, пасти, рідини, стрічки або тканини, яка просочена герметиком.
Стан герметика залежить від кількості компонентів, які до нього входять, і визначають засіб його нанесення та вид застосовуваного при цьому інструменту й обладнання.
Стрічки в зону шва укладають вручну, умовний індекс засобу
н
анесення
позначається літерою (Л). На кресленні
герметичного шву вказують марку
герметика, товщину стрічки та засіб
нанесення, наприклад, якщо було взято
герметик У-20А у вигляді стрічки, то
зображено У-20А(Л) (див. Мал. 5.7, а).
Мал. 5.7. Зона герметизації швів і засоби нанесення герметика: а — укладання стрічки; б — нанесення пасти шпателем; в — нанесення герметика пензлем; г — нанесення герметика поливом; 1 — звичайний джгут; ІІ — джгут з напливом; ІІІ- форма шпателів для нанесення джгутів; IV – місцева герметизація стику; V — місцева герметизація заклепки (болта)
Герметики у вигляді пасти наносять шпателем або шприцом, яким
присвоєно індекс (Ш). Герметики, які наносяться пензлем, розчиняють до в'язкотекучої рідини, їм надано індекс (К) (на мал.5.7, в).
Для нанесення герметика поливом, пульверизатором або окупанням його розчиняють до стану рухомої рідини, яка має в'язкість, цьому процесу надано індекс (П) (мал. 5.7, г). Важливою властивістю герметика є його життєздатність, тобто час, протягом якого герметик наноситься на поверхню деталей, зберігаючи свої адгезійні властивості — здатність прилипати до поверхні деталей.
Враховуючи життєспроможність герметиків, виготовляють його безпосередньо в цеху герметизації перед видачею на робочі місця