СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ СОСТАВНОЙ ЧАСТИ КОРПУСА ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
METHOD FOR MANUFACTURING HULL OF HIGH-SPEED AIRCRAFT

Заявляемое техническое решение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к конструкциям составных частей корпусов высокоскоростных летательных аппаратов - наружным оболочкам или панелям аэродинамических поверхностей из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния, а также к способам их изготовления.
Известен способ (см., например, патент РФ №2058964) получения композиционного материала на основе углеродного волокна и карбида кремния, включающий изготовление и силицирование углерод-углеродной заготовки.
Известен также способ изготовления узла летательного аппарата типа крыла по патенту РФ №2385258, включающий изготовление обшивок и элементов силового набора, предусматривающее формирование их каркасов из волокнистого материала, пропитку связующим, и сборку узла со скреплением обшивок и элементов силового набора, при этом формирование каркасов ведут в матрицах с протяженными сквозными щелями с перемычками в стенках притягиванием каркасов технологическими петлями к перемычкам с последующей прошивкой их волокнами через протяженные сквозные щели матриц, после чего технологические петли срезают, извлекают каркасы из матриц с протяженными сквозными щелями, пропитывают связующим, устанавливают в формующие матрицы и выполняют полимеризацию, затем извлекают каркасы из формующих матриц, выполняют их механическую обработку и производят сборку узла со скреплением обшивок и элементов силового набора винтами.
Способ изготовления узла летательного аппарата типа крыла по патенту РФ №2385258 имеет следующие недостатки:
- не указан материал винтов, что не позволяет сделать вывод о возможном диапазоне применения такой конструкции в высокоскоростных ЛА;
- не представлено техническое решение, позволяющее проводить высокотемпературную обработку собранной на вышеуказанном крепеже конструкции;
- указанный способ не описывает техническую возможность изготовления конструкций составных частей корпуса ЛА, работающих в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более.
Данный способ принят за ближайший аналог.
Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое техническое решение, является:
- изготовление конструкций составных частей корпуса ЛА, материал которых позволяет работать в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более;
- повышение технологичности изготовления и сборки;
- повышение надежности конструкции.
Поставленная задача достигается тем, что способ изготовления составной части корпуса высокоскоростного летательного аппарата (ЛА), из композиционного материала на основе углеродной ткани и карбида кремния, заключается в изготовлении углерод-углеродных заготовок для наружной оболочки или панели аэродинамической поверхности с элементами силового набора и силицировании углерод-углеродных заготовок, при этом углерод-углеродные заготовки проходят механическую обработку, взаимную подгонку и сборку с помощью крепежных деталей, выполненных из углерод-углеродных заготовок, при этом крепежные детали образуют пары винт-гайка, головки винтов, выходящие на поверхность внешнего обвода, выполнены с выступающими частями для обеспечения сборки, включая затяжку моментом соединений винт-гайка, и с последующим срезанием выступающих частей заподлицо с внешним обводом и силицированием собранной конструкции.
Во всех элементах силового набора, образующих замкнутые полости, выполнены дренажные отверстия для устранения возможности повышения давления в этих полостях при высокотемпературном нагреве в ходе силицирования, а также в ходе полета ЛА.
Контровка соединений винт-гайка обеспечивается за счет монолитизации по контактирующим поверхностям деталей в процессе высокотемпературного нагрева в ходе силицирования.
Сборку производят на стапеле, при этом предварительная сборка выполняется с применением технологического крепежа, а после сборки и взаимной подгонки деталей производится демонтаж технологического крепежа в последовательности, обеспечивающей технологичность сборки, с заменой этого крепежа на углерод-углеродный крепеж.
Технологический крепеж выбран меньшего диаметра, чем углерод-углеродный крепеж и соответствующие отверстия под технологический крепеж выполнены меньшего диаметра, а в ходе сборки технологический крепеж последовательно удаляется и производится рассверловка отверстий под углерод-углеродный крепеж с возможным смещением от оси первоначального отверстия в пределах разности диаметров двух отверстий и с последующей установкой углерод-углеродного крепежа.
Предложенное техническое решение поясняется чертежами.
На фиг. 1 дан вид на составную часть корпуса, где показаны оболочка 1, набор шпангоутов 2 и крепление шпангоутов к оболочке гайками 3 и винтами 4, у которых после затяжки моментом срезана выступающая часть. Позицией 5 показан винт с выступающей частью для обеспечения сборки и затяжки моментом, после чего выступающую часть срезают.
На фиг. 2 дан разрез А-А по одному из шпангоутов 2, где показано крепление этого шпангоута к оболочке 1 по замкнутому периметру гайками 3 и винтами 4, выступающие части которых уже срезаны.
На фиг. 3 дан вид по выноске Б, где в увеличенном масштабе показано крепление шпангоута 2 к оболочке 1 гайкой 3 и винтом 4, у которого срезана выступающая часть.
На фиг. 4 дан вид по выноске В, где показано крепление шпангоута 2 к оболочке 1 гайкой 3 и винтом 5, у которого выступающая часть еще не срезана.
Способ сборки заключается в следующем.
Углерод-углеродные заготовки деталей составной части корпуса, включая углерод-углеродные заготовки крепежных деталей проходят механическую обработку для вовлечения в сборку.
Сборка происходит в стапеле, где производится взаимная подгонка деталей с использованием дополнительной механической обработки, а после этого углерод-углеродные детали собираются с применением технологического крепежа в виде металлических винтов и гаек с резьбой меньшего диаметра. Предварительная сборка в стапеле составной части корпуса на металлическом крепеже позволяет обеспечить взаимную подгонку деталей, повысить производительность и технологичность сборки. Кроме того, использование крепежа меньшего диаметра позволяет, при необходимости, окончательные отверстия под углерод-углеродный крепеж выполнять со смещением в пределах разности диаметров предварительного и окончательного отверстия, чтобы обеспечить необходимую соосность пакета отверстий в сопрягаемых деталях.
В ходе сборки во всех элементах силового набора, образующих замкнутые полости, выполняются дренажные отверстия для устранения возможности повышения давления в этих полостях при высокотемпературном нагреве в ходе силицирования, а также в ходе полета ЛА. Таким образом устраняется дополнительная нагрузка на силовые элементы составной части корпуса, и, тем самым, повышается надежность конструкции.
После завершения предварительной сборки технологический крепеж заменяют на углерод-углеродный в последовательности, обеспечивающей сохранение точности и качества сборки. После затяжки моментом соединений винт-гайка, головки винтов, выступающие за внешний обвод срезаются заподлицо с внешним обводом.
Окончательно собранная составная часть корпуса проходит силицирование. Контровка соединений винт-гайка обеспечивается за счет монолитизации по контактирующим поверхностям деталей в процессе высокотемпературного нагрева в ходе силицирования.
Предложенный способ прошел отработку в условиях производства, а изготовленные по этому способу составные части корпуса успешно прошли лабораторно-стендовые и летно-конструкторские испытания в составе ЛА.
Использование предлагаемого технического решения позволит:
- изготавливать конструкции составных частей корпуса ЛА, работающие в высокоскоростных окислительных потоках при температурах 1500°С и более;
- повысить технологичность изготовления и сборки;
- повысить надежность конструкции.