Спосіб виготовлення крила літака

Изобретение относится к области машиностроения, строительства, в частности к авиастроению, и может быть использовано для эффективного применения высокопрочных материалов в авиационных конструкциях из дюралевых сплавов с целью повышения их прочности. Известно большое количество способов усиления конструкций предварительно растянутыми элементами из высокопрочных матгериалов, например, затяжками из высокопрочной проволоки Гак, более 40 лет назад в США были предложены двутавровые балки несимметричного профиля (балки "Грет"), несущую способность которых повышали путем завальцовки в пазы на нижней полке высокопрочной предварительно натянутой проволоки [1]. Недостатком этого способа является то, что неизвестно как создать переменные начальные напряжения по длине балки. Известны балки, в которых увеличивают ступенчато количество затяжек в сторону увеличения момента, возникающего от действия эксплуатационной нагрузки [2]. Недостатками таких способов являются: - ступенчатое изменение по длине балки начальных напряжений; - концентрация напряжений в зоне узлов крепления затяжек; - проволока работает только на растяжение. Известно улучшение конструкции с помощью установки дополнительных элементов, по которому, для предотвращения катастрофического развития трещин в крыле, вдоль крыла, к поверхностям панелей крепят ленты из высокопрочных материалов, например, с использованием углеволокна, борволокна и др. [3]. В ненагруженной конструкции ленты находятся в "прослабленном" состоянии с таким расчетом, чтобы при возникновении и распространении трещины в конструкции, дополнительный элемент воспринял на себе растягивающую нагрузку. Недостаток указанного технического решения заключается в неэффективном использовании дополнительных элементов при нормальной работе конструкции. Наиболее близким по сути техническим решением к предлагаемому способу является способ изготовления составной предварительно напряженной конструкции [4]. Этот способ включает, на этапах проектирования и выполнения, членение конструкции вдоль действия главных нормальных напряжений на составные элементы так, что часть элементов, например, панелей крыла самолета, содержит опасные концентраторы напряжений, а другая часть элементов не имеет концентраторов напряжений опасных для прочности конструкции при действии на нее переменных эксплуатационных нагрузок. При сборке, перед соединением деталей в одну конструкцию, элементы с концентраторами сжимаются, а без концентраторов растягиваются в продольных направлениях или выполняется одна из указанных операций. Приведение, таким образом, усталостной выносливости составных элементов к одному значению дает возможность повысить усталостную прочность всей составной конструкции. Для одновременного снижения веса конструкции, элементы без опасных концентраторов напряжений изготавливают из материала с коэффициентом удельной прочности равным или большим, чем для материала элементов с концентраторами напряжений. Недостаток рассматриваемого прототипа заключается в сложности технологии при его использовании для крыльев с обшивкой и продольным набором переменного сечения по размаху крыла, так как требуется обеспечить постоянные начальные напряжения по всей длине. Следовательно, начальные продольные деформации составляющего элемента переменного сечения должны быть одинаковы по всей его длине, что достичь механическим деформированием практически очень сложно. Использование температурных деформаций при сборке затруднительно и трудно контролировать стабильность техпроцесса. Если предположить установку предварительно растянутых элементов постоянного сечения на крыло переменного сечения по размаху, то после присоединения и снятия предварительной нагрузки, получим неравномерное распределение напряжений в элементах крыла, что не будет соответствовать оптимальному снижению напряжении в конструктивных элементах с концентраторами напряжений при действии эксплуатационных нагрузок, а также приведет к увеличению веса. В основу изобретения поставлена задача создания способа изготовления крыла самолета, в котором, за счет использования предварительно растянутых элементов из высокопрочных материалов, путем понижения уровня напряжений и одновременным уменьшением размаха колебаний напряжений в элементах переменного поперечного сечения по размаху крыла с опасными концентраторами напряжений, обеспечивается увеличение их усталостной долговечности и за счет этого увеличивается ресурс всего крыла, а также может быть уменьшен его вес. Поставленная техническая задача решается тем, что в известном способе изготовления крыла самолета, заключающемся в проектировании и выполнении крыла самолета или его основного силового отсека, например, кессона составленного из отдельных составляющих элементов (например, панелей), продольное направление которых ориентировано по направлению действия главных нормальных напряжений в крыле, причем все концентраторы напряжений, обусловленные конструктивной, технологической и эксплуатационной необходимостью, и создающие опасность усталостного разрушения при действии эксплуатационных переменных нагрузок, находятся только в некоторых элементах, а также включающим сжатие элементов с опасными концентраторами напряжений и/или растяжение элементов без концентраторов напряжений в регулярной зоне, сборку в единую конструкцию с сохранением напряженного состояния предварительно деформированных элементов, согласно изобретению, элементы без концентраторов напряжений устанавливают одинакового поперечного сечения по всей длине присоединения, а после сборки с конструктивными элементами, содержащими опасные концентраторы напряжений, уменьшают площадь поперечного сечения элементов без концентраторов напряжений в продольных направлениях пропорционально уменьшению по размаху крыла площади поперечного сечения элементов с концентраторами напряжений. Рассмотрим конкретно отличительные признаки изобретения. Для этого желательно иметь ввиду некоторые существующие особенности конструкций, которые рассчитываются на разрушающие нагрузки. Потребность обеспечения минимального веса конструкции обуславливает выполнение деталей переменных сечений. В крыле, из-за переменного изгибающего момента по размаху, в его элементах, возникают переменные усилия. Для поддержания в регулярных зонах по всей длине крыла одинаковых напряжений используют разные подходы. Например, для свободнонесущего моноплана (консольный вариант нагружения конструкции) используют: 1) плавное увеличение к корню крыла поперечного сечения конструктивных элементов, например, путем увеличения толщины элементов и/или увеличения хорды крыла; 2) увеличение к корню толщины крыла (строительной высоты). Второй вариант, как известно, ограничен в использовании оптимальным законом изменения относительной толщины крыла по размаху. Таким образом, существуют продольные конструктивные элементы переменного поперечного сечения по длине, но испытывающие равномерные относительные деформации при работе конструкции. Растяжение элемента с одинаковым поперечным сечением по всей длине присоединения перед сборкой в одну конструкцию с другими элементами также приводит к одинаковым относительным деформациям на рассматриваемом участке. Но в случае снятия растягивающей нагрузки, после соединения с элементом переменного поперечного селения, образуются переменные остаточные деформации (напряжения) в элементах составной конструкции. Удаление некоторой чисти материала поперечного сечения присоединенного элемента, приводит к перераспределению остаточных деформаций и в случае уменьшения поперечного сечения в продольном направлении пропорционально уменьшению поперечного сечения конструктивного элемента по размаху крыла, например, панели с опасными концентраторами напряжений, достигается образование постоянных по длине остаточных относительных деформаций, как в панелях, так и в присоединенных предварительно растянутых элементах без опасных концентраторов в регулярной зоне. Таким образом, удается обеспечить одинаковое, равномерное уменьшение средних и амплитудных напряжений по всей длине элемента с опасными концентраторами напряжений при эксплуатационном нагружении крыла. Для улучшения качества способа изготовления в последующих пункта х формулы изобретения представлены возможные дополнительные операции. По п.2 формулы, растягивающую нагрузку с присоединенного элемента снимают после уменьшения поперечного сечения по длине присоединения. Такая последовательность операций необходима в случае опасности возникновения пластических деформаций в элементах конструкции на участках с площадью поперечного сечения меньшей сечения предварительно растянутого элемента, а также для уменьшения касательных усилий при разгрузке. Удалением материала уменьшается жесткость поперечного сечения присоединенного элемента, что дает уменьшение остаточных напряжений в элементе конструкции после снятия предварительной нагрузки. Окончательное уменьшение сечения до расчетной величины, пропорционально изменению поперечного сечения усиливаемого элемента, можно выполнить после снятия предварительного растяжения. Ослабление поперечного сечения, как указано в п.3 формулы изобретения, дает возможность в некоторых случаях упростить те хнологию удаления материала элемента, а также уменьшить опасность возникновения микротрещин при механической обработке. В последнем пункте предусмотрен возможный расчетный случай возникновения упругого изгиба панели после снятия предварительного растяжения. Для облегчения дальнейшей обработки и сборки в одну конструкцию с другими элементами крыла, производят фиксацию геометрической формы панели перед снятием предварительной нагрузки на присоединенный элемент. Для иллюстрации примеров конкретного выполнения представлены фиг.1-12. На фиг.1-8 показан пример изготовления, когда предварительно растянутые элементы завальцовываются в ребра цельно фрезированных панелей; на фиг.9-12 - второй пример, в котором предварительно растянутые стальные листы приклеиваются к поверхности крыла. Рассмотрим первый пример. На фиг.1 представлен участок монолитной панели с ребрами жесткости и содержащей опасные концентраторы напряжений; на фиг.2 показано сечение этой панели (ребра жесткости расположены так, что образуются пазы для установки предварительно растянутого элемента); на фиг.3 панель с установленными в пазы предварительно растянутыми элементами; на фиг.4 - сечение панели; на фиг.5 дан вид сбоку рассматриваемого фрагмента панели переменного сечения по длине с установленными в сборочное положение напряженными элементами постоянного поперечного сечения: на фиг.6 представлено сечение панели в том же месте после завальцовки установленных элементов; на фиг.7 - вид сбоку после того, как часть присоединенного элемента удалена; на фиг.8-часть гипотетической конструкции кессона крыла с использованием заявляемого способа. Для реализации предлагаемого способа используют данные из проектировочного расчета крыла, в котором требование по ресурсу определяется усталостной долговечностью регулярных зон панелей без концентраторов напряжений. Такую же долговечность и статическую прочность панели 1, содержащей концентраторы напряжений, например отверстия 2, можно обеспечить путем уменьшения амплитудных напряжений с одновременным уменьшением средних и неизменными минимальными напряжениями. Таким образом, циклограммы напряжений, возникающих от действия переменной эксплуатационной нагрузки на крыло, в панелях с концентраторами и без концентраторов напряжений будут разные. Исходя из требуемых по долговечности Минимальных и максимальных напряжений в панели с концентраторами, определяется материал, поперечное сечение дополнительных элементов 4 и, соответственно, размеры паза 3 в панели, а также усилия предварительного натяжения Ρ элементов 4. В пазы 3 устанавливают предварительно напряженные элементы 4 (фиг.3 и 4), которые имеют постоянное поперечное сечение и равное максимальному расчетному (фиг.5), а затем, не снимая усилий растяжения Р, производят завальцовку 5 растянуты х элементов (фиг.6). После этого, снимают предварительную нагрузку Ρ и удаляют часть присоединенного элемента так, что образуется элемент 6, площадь поперечного сечения которого изменяется пропорционально изменению площади поперечного сечения панели брутто. Усиленные таким способом панели 7 с концентраторами напряжений стыкуются 8 с панелями 9 без опасных концентраторов напряжений и имеющие обычные ребра жесткости 10 (фиг.8). За счет применения способа, панели 7 с концентраторами напряжений имеют по всей своей длине постоянное значение долговечности (как и на показанном выше фрагменте панели 1), а при соответствующем выборе жесткости поперечного сечения и величины предварительного напряжения устанавливаемых элементов, удается достичь усталостную долговечность, равную долговечности панелей без концентраторов напряжений. В этом случае, ресурс крыла может определяться усталостной долговечностью регулярных зон панелей без концентраторов напряжений. При использовании существующих конструкционных материалов увеличение количества циклов до возникновения первой трещины может быть увеличено на порядок и более. Рассмотрим второй пример. На фиг.9 упрощенно изображено крыло в плане (верхняя и нижняя панели сплошные, без продольных стыков); на фиг. 10 показана лента постоянной толщины из высокопрочной стали с технологическими канавками по линии уменьшения поперечного сечения; на фиг.11 - натяжение лент постоянной ширины по длине перед их соединением с поверхностями крыла; на фиг.12 -технологическая операция удаления части ленты для образования переменной ширины присоединенной ленты. Поверхность крыла 1 выполнена из одной монолитной панели, которая имеет концентраторы типа отверстия 2. На поверхностях определяют зоны установки 3 подкрепляющих элементов из стальных лент в соответствии с предлагаемым способом. Подбирают марку стали и толщину лент 4. В соотве тствии с требуемым изменением площади поперечного сечения ленты определяют линии 5 изменения ширины ленты и по линиям прокатывают канавки 6. Перед установкой в сборочное положение готовят поверхности лент и крыла к склеиванию и защиту удаляемых поверхностей лент от склеивания с поверхностью крыла. Ленты приклеиваются одновременно к верхней и нижней поверхности. Перед приклейкой всех лент одновременно, к ним прикладывают расчетные усилия растяжения Р1 и Р2, Производят склеивание. Концы лент можно дополнительно фиксировать по концам крыла. Предварительное растяжение снимают после полной полимеризации клеевого слоя. Затем удаляют часть ленты по канавке путем скручивания ее в рулон 7. Для предотвращения повреждений клеевого слоя, осуществляют прижим 8 приклеенной части ленты. Прижим передвигается совместно с перемещением зоны среза ленты. Далее могут выполняться другие технологические операции, например, удаление концов лент 9 и т.п. Возможность создания постоянных остаточных напряжений в элементе переменного сечения по длине и управления уровнем остаточных напряжений, при осуществлении заявляемого способа изготовления, можно показать на простом решении статически неопределимой системы из двух стержней, один из которых перед соединением с другим был предварительно растянут. Из решения можем найти такую зависимость где ε1сб -относительная деформация предварительно растянутого стержня перед установкой; ε20 - остаточная относительная деформация в другом стержне переменного сечения после установки предварительно растянутого стержня. Можно заметить, что ε20 будет постоянной по длине стержня переменного сечения, если отношение площадей F2/F1 и значение ε1сб постоянно, ε1сб задается постоянной по предлагаемому способу за счет предварительного растяжения стержня постоянного сечения по длине, а постоянное значение отношения площадей за счет уменьшения F1 по длине стержня после его присоединения. В итоге предлагаемый способ позволяет достичь равномерное повышение усталостной прочности элементов с концентраторами напряжений по всему размаху крыла, составленном из конструктивных элементов переменных сечений по длине, что дает возможность увеличить ресурс всего крыла. Технологические операции возможно осуществи ть известными в технике и строительстве механизмами и приспособлениями. Например, фрезирование, прокатка, технология выполнения клеевых соединений и т.д. Предварительное растяжение стержней, лент можно осуществить с помощью устройств, которые разработаны и нашли широкое применение при изготовлении объектов в строительстве.