крыло. курсовой проект. 2. Общие сведения о крыла Основное назначения крыла
 Скачать 1.58 Mb.
|
|
1.В в е д е н и е  К самолету, как летательному аппарату, предъявляются весьма сложные и разнообразные требования. Все системы самолета являются очень важными, и каждая выполняет свои ответственные задачи. К более подробному рассмотрению возьмем высотную систему, а именно – основную систему регулирования давления. Так как одним из решающих моментов в авиации является скорость, 2.Общие сведения о крылаОсновное назначения крыла – создать подъемную силу в полете. Оно также обеспечивает поперечную управляемость самолета; на крыле подвешены элероны, органы механизации, главные опоры шасси, а его внутренний объем является емкостью для топлива. Крыло (рис. 1 ) самолета ТУ-134А – свободнонесущее, кессонной конструкции со стреловидностью 35°по линии одной четвертой хорды и чистой аэродинамической поверхностью. Кессонное крыло в отличии от других конструктивных схем (лонжеронное, моноблочное) обеспечивает эфиктивное использования обшивки со стрингерным набором в работе крыла на изгиб. Элементы конструкции крыла, воспринимающие нормальное напряжения на изгиб, расположена на значительной части контора профиля и на большом удалении нейтральной оси , поэтому материал используется наиболее рационально вес крыла удается уменьшить. В стреловидном крыле происходит перераспределения нагрузок путем увеличения нагрузки на задние элементы (стрингеры, обшивку, задний лонжерон) и уменьшения ее на переднике. Это связано с различной длиной задних и передних силовых элементов. Усилия в верхней и нижней панелях от изгибающего момента в плоскости излома раскладывается на составляющие , которые направлены вдоль продольных элементов и обшивки внутри фюзеляжа и в плоскости бортовой нервюры. Это и обуславливает установку мошной бортовой нервюры, которая нагружается распределенными силами от излома стрингеров плане. Передача передних сил происходит по переднему и заднему лонжерону на борт фюзеляжа в место их излома. Передача крутящего момента происходит через разъемную нервюру по борту фюзеляжа, и передний лонжерон. Для повышает продольной устойчивости крыло имеет аэродинамичискую и геометрическую крутку. Аэродинамическая крутка крыла заключается в том что сечения крыло постепенно закручено относительно корневого с угла установки +1° до -1°55 в конце крыла. В этом случае изменяется распределение подъемной силы по размаху в сторону   Рис 1. Схема крыла:I – центроплан; II – средняя часть крыла (СЧК); III – отъемная часть крыла (ОЧК);  1,3- соединительные ленты носков; 2- съемные носки; 4- аэродинамические ребра;5-концевой обтекатель; 6- хвостовая часть крыла; 7- внешний отсек элеронов; 8- флетнер элерона; 9- внутренний отсек элерона; 10- триммер-флетнер ; 11- внешний закрылок; 12-интерцептор; 13- гондола шасси; 14- внутренний закрылок; 15, 16 – шторки; 17- передний лонжерон центроплан; 18-верхнияя панель центроплана; 19- задний лонжерон центроплана; 20 – Нижняя панель центроплана. Большого нагружения корневой части крыла и разгрузки корневой части . Поэтому СУ несущую у корневых профилей остался постоянным и крыло в полете может достичь больших углов атаки, прежде чем на концах крыла начнется срыв потока. Геометрическая крутка заключается в наборе крыла из не однотипных профилей: менее несущих в корне крыла и более несущих в конце. Установкой на конце крыла более несущих профилей ( с большей вытолшиной) достигнута увеличение их СУ несущей а следовательно, и увеличения угла атаки крыла, при котором СУ мести становится разным СУ несущей т.е. увеличиваются углы атаки крыла , при которых появляется срыв потока на его концах. Крыло на верхней поверхности имеет четыре аэродинамические перегородки ( по две на полу крыло), что улучшает характеристики продольной устойчивости самолета. Они делят крыло на отдельные участки ив полете создает сходящий с крыла вихри, с которого стекает пограничный слой, перемещающийся в данном участке вдоль размаха крыла. Вместе с тем перегородки устраняют накопления  больших масс пограничного слоя на концывых участках крыла и повышению распределения подъемной силы по его размаху, вследствие чего зона срыва смещается на среднею и даже на корневую часть .Поперечная V установки крыла, способствует путевой и поперечной устойчивости и и управляемости самолета, составляет: до нервюры №15- минус 1°30 а далее – минус 0°33. Для удобства сборки крыло разделено на пять частей технологических частей: центроплан, две средние части крыла (СЧК) и две отъемные части крыла(ОЧК). 2.1Центроплан (рис. 2.) представляет собой двухлонжеронный кессон с работающей обшивкой, подкрепленная стрингерами . Он состоит из переднего и заднего лонжеронов, верхней и нижней панелей(продольный набор). Нервюры делят центроплан на четыре отсека.  Рис. 2 Центроплан: 1 – передний лонжерон; 2 – верхняя панель; 3 – задний лонжерон; 4- осевая нервюра; 5- промежуточная нервюра; 6- разъемная нервюра; 7- съемная нижняя панель; 8- гермоканалы.  Рис. 3. Соединение центроплана с фюзеляжа: и средней частью крыла;  1 – стыковая стойка; 2- фентинги переднего лонжерона крыла; 3, 10- фитннги; 4- передний лонжерон центроплана; 5- уголковый профиль: 6- шпангоут № 28; 7- верхней панель центроплана; 8- угловай профиль стыковки центроплана с фюзеляжем: 9- шпангоут № 34: 11- профиль разъема верхней панели центроплана; 12- профиля разъема верхней панели крыла: 13-задний лонжерон крыла: 14- обшивка фюзеляжа: 15-передний лонжерон крыла: 16-разъемная нервюра центроплана: 17- гайка стыкового болта : 18- стыковой болт: 19- профиль разъема нижней панели центроплана: 20- профиль разъема нижней панели крыла.В двух крайних проходят тяги управления самолетом, магистрали гидрооборудования и гермоканалы, предназначенные для проводок системы управления электро и радиооборудования. Два центральных отсека могут быть использованы для установки мягких топливных баков. На участке, находящемся внутри фюзеляжа, верхняя панель и лонжероны центроплана выполнены герметичными, нижняя панель негерметичная. Верхняя панель состоит из трех технологических панелей, образованных обшивкой, стрингерами и профилями разъема. Обшивка панели выполнена из листового материала 1395 методом химического фрезерования. Профили разъема изготовлены из материала Д16'Т и имеют колодцы с горизонтально расположенными отверстиями для установки стыковочных болтов. К профилям разъема крепятся обшивка, разъемные нервюры и стрингеры. Стрингеры участвуют в работе крыла на изгиб` подкрепляют обшивку при ее работе на сжатие и поддерживают нервюры, препятствуя их изгибу в поперечном направлении. Нижняя панель центроплана по конструкции аналогична верхней  панели, но имеет люк доступа в отсеки центроплана, который закрывается съемной панелью. рис.4.Срелняя часть крыла: 1,4- носки крыла: 2- перекрывная лента: 3,5 – съемные панели: 6- аэродинамические ребра; 7- интерцептор: 8- шторка верхнего закрылка: 9- внешний закрылок: 10- внутренний закрылок: 11- шторка внутреннего закрылка: 12- хвостовая часть крыла: 13- узел навески шасси: 14- верхняя панель. 2.2 Силовые элементы крыла Лонжероны (передний и задний) — балочного типа, однотипны по конструкции, состоят из верхних и нижних поясов и стенок, подкреп- ленных стойками. Пояса лонжеронов воспринимают изгибные нагрузки. Они изготовлены из материала Д16Т. Стенки соединены с поясами лонжеронов и участвуют в работе крыла на кручение, воспринимают усидня на изгиб. Стойки служат для подкрепления стенок и крепления нервюр. Разъемные нервюры замыкают центроплан по размаху. Они изготовлены из стенок переменной толщины, подкрепленных стойками. Толщина стенки увеличивается к заднему лонжерону, поэтому конструкция нервюры равнопрочная. В стенке имеются вырезы под трубы топливной системы. Разъемные нервюры нагружены средними и отъемными частями крыла и перераспределяют усилия от нагрузок на крыло на элементы центроплана.  Рис.5.Отъмная часть крыла: 1 – носок: 2- верхняя съемная панель: 3- концевой оптекатель: 4- внешняя секция элерона: 5- флетнер-элерона: 6-внутреняя секция элерона: 7- триммер - флейтнер: 8- верхняя несъемная панель: 9- хвостовая часть.  Осевая и промежуточные нервюры образуются стенками и пояса-ми (верхними и нижними). Эти нервюры воспринимают усилия от избыточною давления на верхнюю панель в гермокабине. Гермоканалы центроплана выполнены в виде труб, которые крепятся к стенкам лонжеронов и промежуточным нервюрам. Для удобства монтажных работ в каждом канале имеется шесть лючков. закрываемых крышками. Гермоканалы для тросов управления аналогичны, ноне имеют лючков. Стыки центроплана со средними частями крыла (рис. 3) осуществляются по контурам разъемных нервюр и выполнены болтами из стали 40ХНМА. Стыки закрываются заливами. Соединение центроплана с фюзеляжем по контуру верхней панели осуществляется уголковыми профилями, по контуру нижней панели — профилями и фитингами. Передний и задний лонжероны связаны при помощи фитингов по шпангоутам Не 28 и 3-1 фюзеляжа. 2.3Средние и отъемные части (рис. 4 и 5) стыкуются по нервюре №15 между собой и крепятся к центроплану. По конструкции они представляют собой силовые кессоны, образованные верхними и нижними панелями, задними и передними лонжеронами, внутри которых помещен набор из 25 нервюр, придающих форму крылу и обеспечивающих необходимую ему жесткость. К передним лонжеронам крепятся носки обогрева, а к заднему съемные и несъемные хвостовые части крыла. К заднему лонжерону и хвостовой части крыла крепятся закрылок  (внутренний и внещний) с винтовыми подъемниками, трансмиссией и монорельсами, подвижные шторки закрылков. интерцепторы с гидроподъемниками и элероны.К средней части крыла крепится главная нога шасси с гондолой. Для подъема самолета домкратами на переднем лонжероне снизу у нервюры № 7 установлен съемный узел со сферической чашкой, закрытый съемным обтекателем шасси. Лонжероны крыла —- балочного типа. по конструкции аналогичны лонжеронам центроплана. имеют переменную высоту по размаху. Для обеспечения равнопрочности конструкции стенки и пояса лонжеронов сделаны переменного сечения. На заднем по лонжероне по нервюрам№12, 12,14 , 16, 8, 22 и 24 установлены кронштейны крепления: рельсов закрылков. подъемников внешнего закрылка, качалок системы управления интерцептором, гидроцилиндров управления интерцептором‚шторок внешнего закрылка, пружин шторок, петель навески интерцептора. главной ноги, элерона, электромеханизма триммера - флетнера. Тяги управления флетнером. качалки системы управления элероном. Все кронштейны изготовлены из сплава АК-З. У нервюр М: 15 и 19 выполнены вырезы для слива избытка герметика при герметизации и установки гермокожухов для прохода тяг управления. На переднем лонжероне установлены кронштейны крепления оборудования топливной системы и кронштейны системы управления элеронами. Панели крыла являются силовыми. Они образуют верхнюю и нижнею поверхности кессона, которые воспринимают крутящие и изгибающие моменты. Верхняя поверхность крыла образована шестью технологическими и тремя съемными панелями. Съемные панели предназначены для доступа внутрь кессона при сборке крыла. Нижняя поверхность кессона образована четырьмя технологическими панелями.Панели состоят из обшивки и стрингеров. Стрингеры— двутаврового сечения, расположены параллельно заднему лонжерону н к концу размаха их сечение уменьшается. Листы верхних панелей выполнены из материала ВЭбА-ТНВ, устойчивого к сжимающим нагрузкам, нижних—- из Д1'6А-ТВ, имеющего высокий предел прочности на разрыв. Толщина обшивки меняется ступенчато, что достигается химическим фрезерованием. Обшивка панели крепится к стрингерам заклепками, к поясам лонжеронов — болтами с легкопрессовой посадкой и заклепками, а  к профилям разъема — только болтами.Нервюры средней и отъемной частей Крыла, за исключением герметических стенок у нервюр № 1, 9 и 15, — балочной конструкции, со- стоят из верхних и нижних поясов и стенок, подкрепленных стойками. Все нервюры, кроме нервюр № 1 и 25. установлены перпендикулярно заднему лонжерону. Нервюры №:1 и 25 расположены параллельно про` дольной оси самолета. Силовыми являются нервюры №: 1. 7, 8, 9 и 15 (ОЧК). Нервюра №1 воспринимает часть усилии от стыка с центропланом и нагрузки от давления топлива в кессон-баке. На стенке нервюры вы- полнены отверстия для прохода трубопроводов топливной системы и технологические люки. Нервюры же № 7. 8, 9 нагружены усилиями от узлов крепления основ- пых ног шасси и от их гондол. Задние части нервюр № 8 и 9 воспринимают усилия от амортизационной”: стоики шасси и узла подвески ноги шасси, передняя часть нервюры № 7 воспринимает усилия от подъемника главной ноги шасси. Нервюра № 9 выполнена герметической, разделяет среднюю часть крыла на два кессон-бака I и II и имеет четыре отверстия для прохода труб топливной системы. Нервюра № 15 (ОЧК) является разъемной, воспринимает часть усилий от стыка двух частей крыла и веса топлива. На стенках нервюры установлены фланцы для соединения трубопроводов дренажной системы и перекачки топлива, а также выполнен технологический люк. Нервюры № 7. 8. 9 нагружены усилиями от узлов крепления основных ног шасси и от их гондол. Задние части нервюр № 8 и 9 воспринимают усилия от амортизационной стойки шасси и узла подвески ноги шасси, передняя часть нервюры № 7 воспринимает усилия от подъемника главной ноги шасси. Нервюра № 9 выполнена герметической, разделяет среднюю часть крыла на два кессон-бака I и II и имеет четыре отверстия для прокола труб топливной системы. Нервюра №9 и 15 (ОЧК) является разъемной. воспринимает часть усилий от стыка двух частей крыла и веса топлива. На стенках  нервюры установлены фланцы для соединения трубопроводов дренаж-ной системы и перекачки топлива. а также выполнен технологический люк. Таким образом, силовые нервюры воспринимают сосредоточенные нагрузки. передаваемые на крыло от закрепленных на них главных пог шасси и их гондол, a также нагрузки от веса топлива. Внутренние полости СЧК и ОЧК представляют собой герметический объем, образованный лонжеронами, гермостенками у нервюр № 1 и 25 и разделенный на три отсека (кессон-баки) герметическими стенками у нервюр № 9 и 15. Кессон-баки герметизированы специальными самовулканизирующимся герметиками на основе жидких тиоколов У-ЗОМЭС и УТ-32. что позволило заливать топливо непосредственно в кессон-баки, т. е. избавиться от необходимости устанавливать мягкие резиновые баки. Для герметизации кессон-баков осуществлены три линии герметизации: внутриние швы — нанесением пастообразного герметика У-ЗОМЭС: поверхность всех сопрягающихся деталей; внешние швы — прокладкой жгутов в углах сопрягающихся деталей и кистевая — промазкой болтовых и заклепочных швов изнутри кессона герметиком .УT-32; поверхностная, выполненная жидким герметиком УТ-32 путем двукратного полива. Герметизация достигнута также применением двухрядных заклепочных швов и выноса всех монтажом за пределы кессон- баков. Носки средней и отъемной частей крыла — съемные, состоят из трех основных частей и трех соединительных лент, установленных по нервюрам № l, 9 п 15. Носки — несиловые. служат для образования профиля крыла. Нагрузки, возникающие на носках от аэродинамических сил, передаются на кессон крыла. Для предотвращения льдообразования носки обогреваются горячим воздухом. поступающим от компрессоров двигателей. Конструктивно все носки выполнены одинаково и состоят из обшивки. внутреннего гофра, продольной балки п поперечного набора диафрагм. Гофр по размаху — разрезной, состоит из двух панелей, предназначенных для равномерного обогрева обшивки носков крыла. Продольной балкой носок по размаху разделен на две полости-камеры. Горячий воздух подводится в камеру А и через зазоры гофра выходит в камеру Б, а затем через щели (жабры) концевого обтекателя ОЧК- в атмосферу. Камеры герметизируются уплотнительной лентой УССЛ. Хвостовая часть СЧК расположена за задним лонжероном и состоит из двух частей: внутренней и внешней. Она предназначена для выравнивания  контура крыла в местах установки закрылков —- закрывает образовавшиеся сверху крыла щели. Внутренняя хвостовая часть несъемная, расположена между бортом фюзеляжа и гондолой шасси.Она состоит из продольной балки, верхней и нижней обшивок набора поперечных диафрагм и хвостовой части за балкой. На продольной балке установленной под прямым углом к плоскости разъема и закрепленной на заднем лонжероне между нервюрами № 6 и 7, имеются кронштейны для крепления пружин шторок, винтового подъемника и рельса подвески внутреннего закрылка. На нижней обшивке хвостовой части установлен профиль, к которому крепятся кронштейны подвески шторок. Внешняя хвостовая часть, которая Является продолжением внутренней за гондолой шасси до интерцептора, расположена между гондолой и нервюрой № 15. Она состоит из верхней и нижней обшивок, двух диафрагм и законцовочного профиля. Обшивка перед интерцептором является продолжением технологической панели крыла. Хвостовая часть ОЧК — несъемная, состоит из верхней II нижней обшивок, предэлеронной зашивки, диафрагм и окантовочных профилей. Она предназначена для размещения элементов управления элеронами и перекрывает щели между задним лонжероном крыла и разрезным элероном. Таким образом, хвостовая часть крыла улучшает аэродинамические характеристики крыла и расширяет конструктивные возможности по компоновке и размещению отдельных элементов конструкции: крыла. 3 Ремонт и обслуживание Ремонт обшивки клепкой. При ремонте обшивки планера самолета (вертолета) приходится устранять такие характерные дефекты, как ослабление заклепок, волнистость, трещины, пробоины, вмятины. В отдельных случаях при значительных повреждениях заменяют листы (панели) или части листов обшивки. Ослабление заклепок наиболее часто встречается в местах потайной клепки, особенно там, где клепка выполнена с зенкованием гнезда под заклепку. Степень ослабления заклепок и необходимость их подтяжки устанавливаются по таким внешним признакам, как дымление заклепок, образование венчика закладной головки, перекос и др. Ремонт обшивки с ослабленными заклепками заключается в их подтяжке с применением обычных методов клепки. Подтяжку заклепок производят на 0,4—,6 мм. При клепке обычными заклепками возможны следующие дефекты: - подсечка материала детали со стороны закладной головки ( причина: обжимка с молотком установлены не под прямым углом; велика лунка обжимки);  - скошена замыкающая головка (причина: при ударной клепке рабочая поверхность поддержки установлена не параллельно детали; при прессовой клепке скошена рабочая поверхность инструмента); - смещена замыкающая головка (причина: длина заклепки не соответствует толщине пакета); - стержень заклепки расклепан между соединяемыми деталями ( причина: соединяемые детали плохо сжаты; наличие посторонних предметов между соединяемыми деталями); - высота замыкающей головки меньше минимального размера, оговоренного документацией (причина: мала длина заклепки; отверстие под заклепку больше требуемого) - трещины на закладной и замыкающей головках заклепки ( причина: недостаточная пластичность материала заклепки); - замыкающая головка не соответствует установленным в документации размерам (причина: заклепка переклепана или недоклепана); - неправильная форма замыкающей головки (причина: малая мощность клепального молотка; недостаточная масса поддержки); - закладная потайная головка выступает над поверхностью пакета больше допустимого (причина: гнездо под потайную головку меньше требуемого размера; высота закладной головки заклепки больше допустимого размера); - зазор между соединяемым пакетом и закладной головкой заклепки (причина: при клепке подручный слишком сильно нажал поддержкой на торец заклепки; диаметр отверстия меньше предусмотренного технологической документацией); - закладная головка с одной стороны выступает над поверхностью обшивки ( причина: гнездо под закладную головку некруглое, имеет эксцентриситет); - неплотное прилегание закладной головки к поверхности гнезда (причина: глубина гнезда больше требуемой); 2 - провалы обшивки по заклепочным швам (причина: мощность клепального молотка слишком велика; несогласованная работа клепальщика и подручного); - хлопуны на обшивке (причина: несоблюдение порядка постановки заклепок; недостаточное число установленных технологических крепежных деталей. Свои специфические дефекты и причины их вызывающие имеются при соединении деталей пустотелыми заклепками, заклепками с сердечником, заклепками с высоким сопротивлением срезу. Результаты испытания механических свойств образцов с различными дефектами клепки показывают снижение показателя усилия на разрыв до 30 % при малой толщине закладной головки и усилия на срез до 15% при наличии зазора в пакете деталей.  Волнистость (гофрообразование) обшивки обычно возникает в пределах клетки, образованной стрингерами, нервюрами, шпангоутами и другими силовыми элементами каркаса. Причиной этого дефекта является потеря устойчивости листа обшивки из-за деформаций конструкции вследствие больших перегрузок в полете или грубых посадок. При небольшой величине гофра (или «хлопунов») обшивка подкрепляется уголками, приклепанными с внутренней стороны. В случае потери устойчивости обшивки на большом участке она полностью заменяется в одной или нескольких клетках. Трещины обшивки длиной до 50 мм для предотвращения их дальнейшего развития засверливают по концам сверлом диаметром 2— мм. С внутренней стороны приклепывают усиливающую накладку, которая на 25— мм должна перекрывать концы трещин. При пробоинах размером до 15 мм в обшивке вырезают круглое или овальное отверстие с удалением деформированных (рваных) краев пробоины; с внутренней стороны приклепывают усиливающую накладку. Наружную поверхность накладки заполняют клеем ВК-9 и после его подсыхания поверхность закрашивают. Ремонт обшивки с трещинами длиной более 50 мм или пробоинами размером свыше 15 мм при отсутствии повреждений силового каркаса включает следующие операции: — вырезка дефектного участка обшивки по плавному прямоугольному контуру с закруглениями по углам, круглому или овальному; при этом для заклепочного шва необходимо оставлять часть старой обшивки на расстоянии не менее 25— мм от деталей каркаса; — изготовление и приклепка изнутри опорной поверхности в виде сплошной подкладки или разрезной подкладки , перекрывающей на 20— мм вырезанное в обшивке окно; — изготовление, подгонка по контуру выреза и приклепка накладки-заполнителя (вкладыша) к опорной поверхности. Подкладки (опорные элементы) обычно приклепывают нормальными заклепками. Приклепку накладок-заполнителей в случае отсутствия двустороннего подхода к месту клепки выполняют с помощью взрывных, штырьковых и других специальных заклепок. Иногда применяют винты с потайной головкой и анкерные гайки. Материал заклепок выбирают по таблицам. Заделка вмятин обшивки заполнительной пастой. Вмятины на дюралюминиевой обшивке дозвуковых самолетов и вертолетов глубиной не более 1 см и площадью до 100 см .кв. можно заделывать специальной пастой на основе эпоксидной смолы. Данный метод рекомендуется для заделки не менее трех вмятин на 1 м. кв.обшивки в тех случаях, когда нет подхода к дефектному участку изнутри, особенно если к обшивке прикреплены теплоизоляционные элементы.  С дефектного участка, включая зону на расстоянии 20 мм от вмятины, удаляют старое лакокрасочное покрытие смывкой АФТ-1, СД или смесью из 30% разжижителя Р-5 и 70% бензина Б-70. Поверхность вмятины зачищают, обезжиривают бензином БР-1 («Галоша») или ацетоном и просушивают в течение 30 мин. Пасту наносят на поврежденный участок и заглаживают ее шпателем заподлицо с обшивкой. После затвердевания пасты ее поверхность зачищают шлифовальной шкуркой № 16— и окрашивают. Ремонт силовых элементов каркаса планера. Характерными повреждениями элементов каркаса планера могут быть частичное или полное разрушение полок и ребер поясов лонжерона по всему сечению, деформация поясов и стенок лонжеронов, частичное или полное разрушение стрингеров, нервюр, шпангоутов. Ремонт лонжеронов. При частичном повреждении полки или ребра пояса лонжерона дефектный участок удаляют и на его место подгоняют вкладыш. Для восстановления прочности на пояс устанавливают усиливающий уголок или накладку, либо оба эти элемента одновременно. Ремонтные детали усиления должны изготовляться из того же материала, что и усиливаемые конструктивные элементы. Детали из алюминиевого сплава должны быть закалены и состарены, детали из стали ЗОХГСА или ЗОХГСНА — термически обработаны на соответствующий предел прочности. Отверстия под заклепки и болты сверлятся в ремонтных деталях до их термической обработки с припуском на развертывание при сборке соединения. Перед сборкой лонжерона на всех ремонтных деталях должны быть зачищены риски, забоины и другие дефекты, после чего эти детали покрываются грунтом АЛГ-1.Некоторые особенности имеет ремонт двустеночного балочного лонжерона. После постановки наружных накладок на обе поврежденные стенки между последними вставляют дюралюминиевый вкладыш. Соединение накладок с ребрами поясов лонжерона выполняется с помощью удлиненных болтов, а со стенками и вкладышем — с помощью заклепок. Ремонт стрингеров. При наличии на стенке стрингера трещин, забоин на место обнаруженного дефекта ставят усиливающую накладку из прессованного профиля. В случае разрушения одной из стенок дефектный участок вырезают, изготавливают вставку (вкладыш) и приклепывают усиливающую накладку. При разрушении стрингера по всему поперечному сечению вместо удаленного дефектного участка устанавливают вкладыш. Для соединения обрезанных концов стрингера с вкладышем устанавливают симметрично накладку из прессованного профиля того же типа, которая устанавливается симметрично восстанавливаемой детали. Ремонт нервюр и шпангоутов. Наряду с восстановлением первоначальной прочности  большое внимание при ремонте элементов поперечного набора планера должно быть обращено на точность выполнения обводов восстанавливаемого объекта, особенно при ремонте крыла. При частичном повреждении нервюр и шпангоутов усиливающие детали ставят с внутренней стороны. Постановка деталей усиления на наружных поверхностях полок нервюр и шпангоутов, сопрягаемых с обшивкой, запрещается. После ремонта сильноповреж-денной нервюры или изготовления новой взамен разрушенной необходимо тщательно производить ее установку на место, обращая особое внимание на увязку ее обводов с обводами соседних нервюр. Восстановление полок нервюр и шпангоутов производится такими же методами, которые применяются для ремонта лонжеронов и стрингеров. В случае повреждения стенки устанавливаются усиливающие накладки обычно изогнутые и подогнанные по контуру сечения стенки.4 Список литературе Самолёт Ту-134А. Особенности технической эксплуатации\ Н.А. Семёнов, В.Т.Соловей. В.П. Фадеев и др. Москва,» Машино строения, 1978» Самолет Ту-134 А конструкция и экплуатация. В.А.Бороденко, Москва,» Машино строения, 1975». Шульженко М.Н, мостовой А.С. Курс конструкции самолета Москва,» Машино строения, 1965»  В.А. Бореденко, Л.В.Коломиец. конструкция и экплуатация Ту-134 А Москва,» Машино строения, 1972» |