ВВЕДЕНИЕ

На всех этапах создания новых изделий – от проектирования до изготовления, приходится решать разнообразные геометрические задачи. В одних областях эти задачи играют подчиненную роль, в других – функциональные качества изделия решающим образом зависят от внешних форм отдельных узлов и взаимной их компоновки. Особенно важны задачи формообразования в проектировании аэро- и гидродинамических обводов агрегатов летательных аппаратов, рабочих колес, направляющих и отводящих каналов турбин. Здесь ни одна из существенных физических и технологических задач не может быть решена в отрыве разработки формы.

От формы изделия зависит его эстетическое восприятие, которое может меняться под воздействием различных факторов. Прагматическая и эстетическая компоненты входят в геометрию различных изделий в неодинаковых пропорциях. Иногда они достигают полного единства, например, в совершенных обводах современного воздушного лайнера или сверхзвукового истребителя, а иногда отдельные детали конструкций могут не обладать эстетическим воздействием, но выполнять важные функции.

Создание геометрических форм продолжается и на этапе подготовки производства, когда проектируется и изготовляется различная технологическая оснастка, включающая материальные носители геометрической информации: шаблоны, эталоны, стапели…

Потребности современной техники необычайно расширили диапазон используемых геометрических форм. В последние десятилетия распространены задачи, связанные с автоматической реализацией самого процесса формообразования на станках с числовым программным управлением (ЧПУ). Наиболее трудоемкой из этих задач является расчет траектории обработки сложной поверхности с учетом требуемой точности, геометрии режущего инструмента и кинематических особенностей станка.

Уже несколько лет с развитием вычислительной техники появилась возможность решать инженерно-геометрические задачи путем численного моделирования. В памяти компьютера создаются на цифровой основе геометрические объекты и геометрические отношения, адекватные реальным, а решение сводиться к численному оперированию с информационными, или, как принято говорить, математическими моделями.

Особенностью современного этапа развития техники является качественно новый подход к проектированию и разработке новых видов изделий, базирующийся на принципе оптимизации параметров изделия на этапе предварительного проектирования. Глубокий и всесторонний анализ решений, принимаемых на стадии проектирования, позволяет существенно снизить сроки и затраты на проведение испытаний, доводку и внедрение изделия в серийное производство. Сокращение сроков разработки новых образцов и ускорение научно-технического прогресса невозможны без самого широкого внедрения вычислительной техники в процесс проектирования.

1 Развитие автоматизации технологической подготовки производства и ее современное состояние

Одним из основных способов использования вычислительной техники является применение совершенных систем автоматизированного проектирования (САПР) на базе все более мощных ЭВМ, периферийной техники и широко развитого математического и программного обеспечения.

В нашей стране эти системы впервые появились в начале 60-х годов. Первый период характеризовался созданием систем, автоматизирующих традиционно сложившиеся методы и приемы в проектировании и на производстве. Например, в авиастроении в первую очередь автоматизация коснулась весьма трудоемких, но легко формализуемых плазовых работ. Другим направлением стало применение вычислительной техники и устройств машинной графики для изготовления технической документации. Из нетрадиционных работ этого периода важное место заняла автоматизация расчета управляющих программ для оборудования с ЧПУ. Подобные системы, с одной стороны, автоматизировали лишь отдельные звенья производственного цикла, а с другой, - как правило, были приспособлены к условиям конкретного производства. Это сужало область применения разработок и ограничивало возможности кооперации в их развитии.

В начале 70-х годов стала очевидной необходимость создания интегрированных систем, обеспечивающих автоматизацию проектирования и технологической подготовки производства (ТПП) в едином цикле. При создании таких систем подразумеваются определенные изменения технологии в направлении стандартизации технической информации и усовершенствования производственных процессов за счет применения ЭВМ и оборудования с ЧПУ.

На уровне плазовых работ автоматизация, реализуемая в CAD/CAM/CAE¹–системах, на сегодняшний день достигла уровня, при котором детали и узлы не просто увязываются в единую конструкцию, а, по существу, заново проектируются (т.е. восстанавливаются математические модели в памяти компьютера) в САПР по имеющимся опытным чертежам. Затем уже созданные электронные модели служат основой для создания технологической оснастки и для составления программ обработки для оборудования с ЧПУ.

В данной работе рассматриваются вопросы автоматизации ТПП с использованием CAD/CAM-систем (ниже приведено описание используемых систем) на примере подготовки производства деталей и узлов крыла; особый акцент поставлен на верхнюю панель крыла, представляющую собой типовой элемент конструкций, выполняемых из композиционных материалов.

2 Обзор САПР и их краткое описание

На всех этапах создания изделия происходит обработка в той или иной форме различной геометрической информации, относящейся к этому изделию. При проектировании исходные данные об объекте преобразуются в геометрические образы его отдельных агрегатов, и синтезируется образ самого изделия – математическая модель объекта. Предварительная оценка проектного решения и этап конструирования включают комплекс расчетов для выявления характеристик (прочностных, гидродинамических и т.п.) изделия и его элементов. Источником информации на этом этапе, а также при подготовке производства, когда проектируется и изготавливается необходимая технологическая оснастка, и, наконец, в процессе контроля изготовленных узлов и деталей является математическая модель объекта. Таким образом, все расчеты, выполняемые в процессе создания объекта, базируются на геометрической информации об изделии, которая как бы объединяет все этапы указанного процесса. Это обстоятельство находит свое отражение в автоматизированных системах проектирования и технологической подготовки производства. Основной компонентой этих систем является подсистема геометрического моделирования. Такие системы включают также подсистемы создания программ траекторий инструмента для оборудования с ЧПУ.

В настоящее время в нашей стране наиболее широкое распространение получили системы «Cimatron it», «Unigraphics» и «Астра».

«Астра» это автоматизированная система геометрических расчетов, ее назначение – геометрическое обеспечение процессов автоматизированного проектирования и ТПП изделий, имеющих сложные пространственные обводы. К ним непосредственно относятся объекты авиастроительной отрасли.

Система «Астра» универсальна, т.е. ее можно адаптировать к различным предметным областям. В связи с этим программное обеспечение системы многоуровневое. Первый уровень – базовый – не зависит от конкретной области применения. Он включает системные блоки, набор обслуживающих программ, пакет стандартных модулей. Второй и третий уровни – проблемные – создаются в процессе адаптации системы к конкретной предметной области. Второй уровень объединяют программы, наиболее общие для данной области. К ним относятся программные средства математического моделирования объектов этой области и программы, реализующие операции над ними. Третий уровень обеспечивает решение задач предметной области в конкретных условиях конструкторского бюро или предприятия. Этот уровень наиболее подвержен изменению.

В настоящее время в авиационной промышленности система «Астра» не находит широкого применения и используется в основном для расчетов программ движения инструмента, как постпроцессор для преобразований объемов информации, для расчетов малок и т.п. Ее заменили более мощные и развитые системы автоматизированного проектирования и изготовления.

Следующую систему – систему «Unigraphics» - называют интерактивной системой автоматизации проектирования и изготовления. Подсистема CAD данного продукта предназначена для автоматизации проектных, конструкторских и чертежных работ на современных промышленных предприятиях. Подсистема CAM обеспечивает автоматизированную подготовку управляющих программ для оборудования с ЧПУ на основе математической модели детали, созданной в подсистеме CAD. В дальнейшем наряду с ЧПУ будет использоваться аббревиатура NC (Numerical Control), что дословно переводится как «числовое управление».

Система Unigraphics имеет модульную структуру. Каждый модуль выполняет определенные функции. Все функциональные модули вызываются из управляющего модуля, который называется Unigraphics Gateway. Каждый пользователь Unigraphics обязательно должен иметь модуль Gateway, тогда как все остальные модули являются необязательными и могут быть подобраны для удовлетворения индивидуальных потребностей производства.

Unigraphics - это трехмерная система, которая позволяет идеально воспроизвести почти любую геометрическую форму, оперируя числами с удвоенной точностью. Комбинируя эти формы, можно спроектировать изделие, выполнить инженерный анализ и выпустить чертежи. После завершения проектирования модуль Manufacturing позволит Вам указать геометрию детали, задать технологические параметры (например, диаметр инструмента) и автоматически сформировать траекторию движения инструмента в виде файла CLSF (Cutter Location Source File), что дословно переводится как «исходный файл положения инструмента». Позднее этот файл, используется в качестве исходных данных для расчета управляющих программ.

Геометрическое моделирование в UNIGRAPHICS дает конструктору возможность быстро выполнить как концептуальный проект, так и детальное проектирование. Используется подход, основанный на типовых элементах формы, типовых операциях эскизах, дающий возможность создать и интерактивно редактировать сложную твердотельную модель. Твердотельное моделирование дает конструктору метод моделирования, который интуитивно легче и понятнее, чем традиционное проволочное и поверхностное моделирование.

Старые CAD системы использовали методы проектирования каркаса кривых и поверхностей. Такая модель могла редактироваться, но полностью теряла информацию о взаимосвязи геометрических элементов, участвовавших в построении твердого тела.

Более поздние параметрические системы ввели методы построения модели, сохраняющие соотношения между элементами геометрии. Такая техника основана на явном введении геометрических ограничений и параметров, используемых в процессе построения модели. Такой подход более разумен, но может также натолкнуться на ограничения. Ограничения не допускают такие изменения конструкции, которые не были заранее спланированы. Параметрическая техника основана на использовании эскизов и операций их вытягивания и не обладает полным набором методов конструирования и редактирования.

Модуль геометрического моделирования в UNIGRAPHICS реализует новый подход, сочетающий традиционное и параметрическое моделирование. Это дает пользователю свободу в выборе методов построения в наилучшей степени отражающих его потребности. Иногда вполне достаточно каркасной модели и нет необходимости в более сложном твердом теле. Однако одновременно в системе присутствует богатый набор методов параметрического и традиционного твердотельного моделирования. Все вместе дает возможность быстро создать и легко управлять реалистичной твердо тельной моделью.

После того, как модель построена, она может быть отредактирована в технике управления параметрами, даже если в ее построении и не использовались эскизы. Система способна наложить на модель автоматические ограничения, однако такие ограничения работают, как бы вторым планом и могут быть легко преодолены прямым редактированием модели. С помощью такого подхода удается избежать ситуации, когда не пользователь управляет системой, а она диктует ему свои условия. Этот недостаток присущ чисто параметрическим системам моделирования.

«Cimatron it» - еще одна система, имеющая широкое распространение на территории России, на предприятиях авиационной, автомобильной промышленности, энергетического машиностроения, а также литейно-штамповочных производств различных областей.

«Cimatron it» - трехмерная графическая CAD/CAM-система, позволяющая проводить любые геометрические построения: каркасные, поверхностные, твердотельные. Также система позволяет проводить инженерный анализ, подготавливать техническую документацию и программы управления для 2, 3, 4 и 5-ти координатного оборудования с ЧПУ.

Система отличается удобным, легко восприимчивым, построенном на основе логических взаимосвязей между модулями и командами, интерфейсом. Это сказывается на быстроте обучения работы в данной системе.

3 Описание конструкции крыла

Крыло трапециевидной формы в плане выполнено по двухлонжеронной схеме с силовой обшивкой и поперечным набором из 11 нервюр. В конструкцию крыла входит ниша основной стойки шасси, фара, элерон с сервокомпенсатором и закрылок.

Первый лонжерон крыла в сечении представляет собой двутавр, проходящий через левую и правую консоли сквозь фюзеляж. Полки лонжерона – многослойные углеорганопластиковые панели, склеиваемые под прямым углом с сэндвичевой плоской стенкой, изготавливаемой из двух многослойных лицевых панелей швеллерного сечения, между которыми – сотовый заполнитель – полимерсотопласт (ПСП) толщиной 8мм. Второй лонжерон имеет швеллерное сечение, полученное соответствующей выклейкой слоев углеорганопластика. Он также проходит от концевой нервюры №9 правой консоли и, сквозь фюзеляж, до концевой нервюры левой консоли и одновременно служит задней стенкой крыла в районе элеронов (от нервюры №6 до нервюры №9).

Нервюры крыла механообрабатываемые и листовые детали, состоящие из лобика (все нервюры крыла), средней части (все нервюры) и задней части (нервюры №1, 2, 2а, 3, 3а, 4 и 5).

Лобовые кромки крыла (их две – от нервюры №1 до фары, расположенной между нервюрами №4 и 5, и от фары до нервюры №9), стенка, расположенная перед элероном и законцовка также многослойные конструкции из чередующихся слоев стеклоткани и углеродной ленты.

Верхняя и нижняя обшивки представлены сэндвичевыми панелями, состоящими из внутренних и наружных обшивок, окантовок и сотового заполнителя (ПСП толщиной 8мм). В верхней панели имеется два окна под заправочные горловины (топливные баки расположены в крыле между нервюрами №2 и 4, и между лобиком и первым лонжероном). В нижней панели имеется окно под нишу стойки шасси.

Зализы также представляют собой сэндвичевую конструкцию с сотовым заполнителем.

Для предохранения от разлахмачивания торцы многослойных деталей обрабатываются шпатлевкой ЭП-0020. Крепление сопрягающихся деталей между собой осуществляется их склеиванием и усилением клеевых швов заклепочными швами и, в отдельных местах, соединениями типа «болт – гайка» или «болт – анкерная гайка». Каркас собирается на клее ВК-27 и заклепочными швами, гермозона (зона топливных баков) обрабатывается кистевым герметиком … Обшивки и лобовики крыла ставятся на каркас на клее ВК-27. В гермозоне конструкция изнутри также покрывается кистевым герметиком.

В консолях крыла расположено по два топливных бака. Стенками первого топливного бака служат нервюры №2 и №3, лобик и первый лонжерон. Стенками второго бака – нервюры №3 и №4, также лобик и лонжерон №1. Все заклепочные швы и болтовые соединения покрываются одним – двумя слоями кистевого герметика.

Крепление крыла к фюзеляжу осуществлено при помощи двух силовых кронштейнов, расположенных на лонжеронах, и при помощи силовой стенки, расположенной между первой и второй нервюрами; также крепление осуществляется через зализы.

4 Плазово-шаблонный метод производства

Конструктивными особенностями деталей летательных аппаратов является их большие габариты, малая жесткость, сложность геометрических обводов. Начиная с этапа предварительного проектирования, проблема оптимизации основных параметров изделия, особенно в самолетостроении, неразрывно связана с решением задач проектирования поверхностей сложных форм. При этом к поверхностям предъявляются различные требования. Основными требованиями к внешним поверхностям летательного аппарата являются: -

• обеспечение требуемого порядка гладкости поверхности и заданных локальных дифференциально-геометрических характеристик (аэродинамические и технологические требования);

• обеспечение необходимых объемов, ограниченных поверхностью изделия, и размеров (площадей) поперечных сечений (компоновочные и конструктивные требования).

Проектирование этих поверхностей представляет немалые трудности, т.к. приходиться решать целый ряд оптимизационных задач по увязке зачастую взаимопротиворечащих требований аэродинамики, размещения оборудования, конструкции и технологии.

Вследствие перечисленных выше особенностей в самолетостроении применяют специальные методы и средства проектирования поверхностей и обеспечения взаимозаменяемости агрегатов, отсеков, панелей, узлов и деталей. При этом к технологическим особенностям относят точное воспроизведение геометрических форм и размеров деталей, и обеспечение взаимозаменяемости (взаимозаменяемость – свойство деталей, панелей, узлов и т.п. одного и того же типоразмера заменять друг друга с сохранением функциональных качеств) при сборке и ремонтных работах.

В первые три десятилетия развития авиации проектирование поверхностей осуществлялось целиком графическими способами с применением так называемой плазовой увязки обводов. В этом случае теоретические чертежи заменялись каркасом сечений во взаимно перпендикулярных плоскостях, вычерченным в натуральную величину на металлических панелях – плазах, и затем методом последовательных приближений обводы сечений уточнялись таким образом, чтобы координаты точек в узлах пересечений ортогональных семейств каркаса совпадали с заданной точностью. При этом рабочие чертежи деталей заменялись плоскими рабочими и контрольными шаблонами и технологическая оснастка и детали изготовлялись по шаблонам и контролировались ими. Такой метод получил название плазово-шаблонного. Описанный выше способ проектирования и увязки поверхностей применялся для увязки теоретических обводов изделия, при этом создавались теоретические плазы. Конструктивные плазы составлялись, базируясь на теоретические, и содержали уже не только информацию наружных поверхностей изделия, но и информацию о формах и размерах всех деталей агрегата, также конструктивные плазы служили источниками для изготовления рабочих и контрольных шаблонов.

Возросшие требования к точности воспроизведения обводов и производительности труда привели к возникновению графоаналитических методов и аналитических методов описания обводов летательных аппаратов. Наибольшее распространение получил метод кривых второго порядка. Простота геометрических построений и аналитического описания кривых обеспечила этому методу широкое внедрение. Применение графоаналитического метода задания внешних обводов оказало влияние на характер технологических процессов изготовления плазово-шаблонной оснастки. Во-первых, этот метод позволил отказаться от теоретических плазов путем изготовления шаблонов непосредственно по данным теоретического чертежа. Во-вторых, благодаря этому методу открываются широкие возможности для автоматизации и механизации технологических процессов изготовления, как оснастки, так и самих деталей по данным теоретического чертежа, т.к. автоматические станки позволяют обрабатывать контуры по координатам точек или уравнениям сечений. Однако при всех своих преимуществах метод кривых второго порядка обладал и существенными недостатками, что заставило ученых и инженеров искать другие способы и методы описания обводов и поверхностей летательных аппаратов.

Дальнейшим совершенствованием плазово-шаблонного метода явилось применение макетно-эталонной оснастки. При макетно-эталонном методе по шаблонам, снятым с плаза, создается макет или эталон поверхности агрегата. С помощью эталона поверхности получают обводы рабочей и контрольной оснастки, а также монтируют сборочные приспособления. По эталону изготавливают слепки, по которым воспроизводят пуансоны и матрицы для формовки деталей каркаса и обшивок, а также изготавливают контрольные приспособления для этих деталей и эталоны отдельных деталей. По эталону поверхности агрегата изготавливают контрэталон, по которому создают эталоны отдельных узлов, входящих в агрегат, и по ним - приспособления для сборки узлов. По контрэталону создают разъемный монтажный эталон агрегата и по нему, в свою очередь, изготавливают монтажные эталоны панелей, а затем и приспособления для сборки панелей. Формирование контура агрегата осуществляется рубильниками, установленными по эталону поверхности. Монтажно-эталонный метод получил широкое распространение при производстве самолетов легкого типа, т.к. небольшие габариты агрегатов самолета позволяют изготовлять удобные в производстве эталоны и контрэталоны поверхностей, а также монтажные эталоны.

Развитие вычислительной техники, математического и программного обеспечения, создание средств автоматизации ввода и вывода графической информации позволили, к сегодняшнему дню, полностью отказаться от конструктивных и технологических плазов, а также от шаблонов основной груп пы (шаблоны контрольно-контурные (ШКК) и отпечатки контрольные (ОК)). Первоисточником для производства рабочих шаблонов теперь служит математическая модель детали, созданная в памяти компьютера. Изготовление шаблонов, технологической оснастки, эталонов поверхностей, а также деталей осуществляется на станках с ЧПУ, контроль шаблонов – по размерам снятым с ЭВМ, а контроль оснастки и, в случае сложных контуров, механообрабатываемых деталей – по шаблонам, например, формовочная оснастка контролируется по шаблонам КШКС (контрольный шаблон контура сечения). В ближайшем будущем развитие технологических процессов производства оснастки и шаблонов, и внедрения контрольно-измерительных машин позволит также отказаться от ряда производственных шаблонов, подобный опыт уже имеется у Комсомольск-на-Амуре Авиационного Производственного Объединения (КНААПО), где было организовано полностью бесшаблонное производство фонаря кабины пилотов самолета Су-27. К тому же, подобная технология подготовки производства уже сегодня позволяет в некоторых случаях уходить от объемного плаза за счет математического моделирования трубопроводов, этот опыт имеет Новосибирское Авиационное Производственное Объединение (НАПО) при запуске в серийное производство контейнеров с оборудованием. Все это ведет к снижению сроков и затрат на подготовку производства.

5 Автоматизированное проектирование деталей крыла

В настоящем разделе проекта рассматривается автоматизированное проектирование деталей и узлов с целью увязки конструкции и подготовки информации для изготовления шаблонов, технологической оснастки и самих деталей. Данная, уже развитая, технология увязки основана на самом широком применении вычислительной техники с использованием рассмотренных программных продуктов «Cimatron it», «Unigraphics» и «Астра». Причем моделирование деталей, создание сборочных проектов проводиться в системе «Unigraphics». «Cimatron it» служит для проектирования шаблонов уже созданных моделей и расчета траекторий движения инструмента обработки и разметки шаблонов. Моделирование шаблонов именно в системе «Cimatron it» связано с тем, что он имеет ряд дополнительных функций¹, позволяющих рассчитывать любые малки, разворачивать практически любые по кривизне поверхности и т.п. А система «Астра» необходима для преобразования программ траекторий, созданных в «Cimatron it», в программы «понятные» станкам с ЧПУ. Это обусловлено тем, что «Астра» имеет прямой интерфейс с такими станками.

Конструктивная увязка заключается в графическом построении деталей, входящих в какой-либо узел (как это было на плазах и ШКК или в двумерных графических компьютерных системах). Этот способ увязки осуществлялся в плоских сечениях, в которых по чертежам восстанавливались проекции контуров деталей. Хотя этот способ был хорошо отработан, но он был достаточно производителен лишь при увязке плоских конструктивных элементов (шпангоуты, нервюры, различные диафрагмы) и к тому же обладал рядом существенных недостатков:

• такой способ не предоставлял возможности обзора общего объема узла, т.е. чтобы проверить конструкцию целиком («со всех сторон») необходимо было строить несколько сечений узла, в каждом из которых прорисовывать все детали; это отнимало огромное количество времени, а в случае проведения каких-либо конструктивных изменений заново приходилось прорабатывать каждое сечение;

• способ практически не был пригоден для проведения увязки узлов, имеющих сложные внешние обводы и небольшое количество либо отсутствие плоских осей.

Эти качества сыграли ключевую роль в переходе на трехмерные графические системы, предоставляющие эффективные способы увязки криволинейных пространственных конструкций. Кроме того, такие системы, как правило, снабжены пакетами, позволяющими составлять управляющие программы изготовления смоделированных поверхностей на оборудовании с ЧПУ.

В настоящей работе рассматриваемый агрегат (крыло) был полностью смоделирован в системе «Unigraphics».

5.1Анализ конструкции крыла и используемых материалов, необходимый для производства шаблонов и оснастки

Необходимость проведения предварительного анализа конструкции крыла и используемых материалов обусловлена тем, что на производстве увязка конструкции крыла (или какого-либо другого агрегата) начинается до того, как выпускаются рабочие технологические процессы на изготовление той или иной детали или узла. Это связано с выпуском серийных чертежей, по которым будут работать все отделы и службы предприятия. А серийные чертежи это те же опытные чертежи, но с внесенными изменениями, которые возникают в результате проведения конструктивной увязки. Без чертежей цехи-изготовители не могут знать, что им делать и, тем более, какие шаблоны и их комплекты заказывать у плазового цеха.

При построении математических моделей поверхностей (ММП) деталей выполняемых из металлов не возникает противоречивых ситуаций, т.е. ММП детали можно создать однозначным образом и при изготовлении шаблонов и оснастки не возникает ни каких вопросов. А при проектировании ММП деталей выполненных из композиционных материалов возможно два пути: моделировать деталь, создавая модель каждого слоя, друг за другом, и моделировать деталь как одно целое. Во втором случае информационная модель детали будет обладать достаточной наглядностью и значительной, по сравнению с первым случаем, легковесностью (т.е. не будет требовать выделения больших ресурсов ЭВМ). А в первом случае модель будет содержать в себе достаточно большие объемы информации, что, несомненно, сказывается на производительности компьютера не в лучшую сторону, однако в случае заказов на схему раскроя или шаблонов развертки слоев другими цехами не возникнет проблем, чего не скажешь про второй случай. По этому приходиться анализировать чертежи деталей, прежде чем браться за их восстановление в электронном виде.

Подобный анализ чертежей крыла показал, что наружную обшивку верхней панели¹ и одну из внутренних, например, следует выполнять, моделируя каждый слой. Этот вывод продиктован сложными контурами обрезов слоев, что может повлечь за собой заказ схемы раскроя слоев. А модель второй из внутренних обшивок верхней панели (между обшивками сотовый заполнитель) и лобиков² крыла можно выполнять единым телом, без прорисовки каждого слоя в отдельности, экономя тем самым ресурсы машины. Такой метод моделирования называется смешанным: одни детали полностью повторяют реальные (моделирование каждого слоя), другие – лишь внешними поверхностями (моделирование единого тела).

Еще одним этапом предварительного анализа является поиск ответа на вопрос: «С чего начать?». Дело в том, что, не имея готовых моделей обшивок, как в нашем случае, и лонжеронов, нельзя смоделировать нервюры, потому что контуры нервюр сопряженные с поверхностями обшивок, заданы в чертежах нервюр с базой на поверхности обшивок. К тому же, моделируя нервюры, полезно иметь готовые, не только обшивки, но и лонжероны, чтобы сразу, на этапе создания модели, увязывать нервюры с другими деталями. А не переделывать, в случае неточных чертежей, созданную модель после стыковки с другими сопряженными деталями.

5.2Проектирование деталей

Для проектирования деталей крыла опорной информацией служит теоретическая информация¹ крыла. Теоретическая информация включает: -

• математические модели поверхностей теоретических (аэродинамических) обводов крыла;

• самолетные базовые плоскости (ПСС, СГФ, плоскость дистанции «0» ²);

• крыльевые базовые плоскости (плоскость хорд крыла, плоскость симметрии крыла, как правило, совпадает с самолетной);

• конструктивно-силовая разбивка крыла (плоскости нервюр, лонжеронов; оси фар, качалок управления, вращения элеронов, закрылков и т.п.).

Подробно процесс моделирования в системе «Unigraphics» рассмотрим на примере наружной обшивки верхней панели крыла (сборочный чертеж ДП 1301.02.07.10.10.00 СБ и результат построения – аксонометрическая проекция детали ДП 1301.02.07.10.10).

Обшивка склеивается из 19 чередующихся слоев ткани СВМ, углеродной ленты ЭЛУР-0,08ПА и ткани УТ-900-2,5А. Первые 7 слоев образуют саму обшивку, остальные – усиления вдоль лонжерона №2, и по кромкам обшивки. Толщина обшивки рассчитана из условия толщины монослоя материала, которые заданны в технологических требованиях на чертежах:

• для ткани СВМ - ;

• для углеродной ленты ЭЛУР-0,08ПА - ;

• для ткани УТ-900-2,5А - .

Обшивка имеет подсечки по передней кромке под лобики крыла, по концевой кромке под законцовку крыла, по корневой кромке под зализ, а также две подсечки глубиной 5мм вокруг окон под заправочные горловины. Первый слой, выполненный из ткани СВМ, образует аэродинамическую поверхность. Второй и шестой слои (ЭЛУР-0,08ПА) – усиление, простирающееся по всей ширине обшивки, от корневого обреза обшивки (корневой обрез образует линия пересечения теоретических поверхностей крыла и зализа) до оси нервюры №5 (заходит за ось на 20мм). Третий и пятый слои (ЭЛУР-0,08ПА) – усиления обшивки по осям нервюр. Четвертый слой (ЭЛУР-0,08ПА) – усиление в области топливных баков, проходит между лобовой кромкой обшивки и заходит за ось лонжерона №1 на 45мм – по ширине, и от корневого обреза до оси нервюры №4 (заходит за ось на 40мм) – в продольном направлении. Седьмой слой (ткань СВМ) обкладывает все слои со второго по шестой и имеет обрезы такие же, как у первого слоя. Слои с 8-го по 19-й образуют, как уже было сказано, усиления обшивки по кромкам и вдоль лонжерона №2.

Построение математической модели обшивки сводиться к моделированию ее слоев. Методика создания многослойных конструкций в памяти компьютера схожа с технологией изготовления таких конструкций, т.е. каждый последующий слой нельзя наклеить (или смоделировать) если отсутствуют предыдущие слои. Общая схема моделирования представлена на рис. 5.1. в виде блок-схемы. По представленной схеме моделировались все обшивки крыла.

Создание математической модели наружной обшивки верхней панели можно представить в виде следующей последовательности этапов моделирования.

1. Моделирование базовой поверхности, это наружная поверхность обшивки, являющаяся рабочей поверхностью оснастки. От этой поверхности восстанавливаются все слои один за другим.

   1. Определим контуры обрезов обшивки и контуры начала подсечек при помощи команд Intersection curve¹, Section² и Offset on face³, принадлежащих модулю Curve.

   2. Строим поверхности нормальные теоретической поверхности крыла и проходящие через кривые созданные на предыдущем шаге, для этого используем команды модуля Free Form Feature.

   3. Строим эквидистантные поверхности подсечек командой Offset sheet body⁴ модуля Free Form Feature.

   4. Обрезку основной поверхности и поверхностей подсечек согласно чертежу по поверхностям созданным в пункте 1.2. осуществляем командой Trim body⁵ модуля Feature Operation.

   5. Строем поверхности перехода с основной поверхности к поверхности подсечки командой Ruled⁶ модуля Free Form Feature.

   6. Обрезку всех созданных поверхностей (кроме поверхностей созданных в пункте 1.2.) друг о друга выполняем, вновь используя команду Trim body.

   7. «Сшивание» всех поверхностей в одну осуществим командой Sew⁷ модуля Feature Operation. Таким образом, заканчивая моделирование базовой поверхности.

2. Моделирование первого слоя обшивки осуществляется командой Thicken sheet¹ модуля Form Feature от базовой поверхности с заданием первой эквидистанты, равной 0, и с заданием второй, – равной ².

3. Второй слой обшивки получается в результате следующих действий:

   1. Через линию, полученную командой Offset on face от линии пересечения плоскости нервюры №5 с теоретической поверхностью крыла, строим нормальную к теоретической поверхность.

   2. Используя команду Thicken sheet, строим тело второго слоя с заданием первой эквидистанты, равной и второй - .

   3. Полученное тело¹ обрезаем поверхностью полученной в пункте 3.1. командой Trim body, тем самым, заканчиваем моделирование второго слоя.

4. Третий слой обшивки представляет собой 11 полос материала, расположенных вдоль нервюр.

   1. Строим линии, образующие обрезы полос слоя командой Offset on face от кривых пересечения плоскостей нервюр и теоретической поверхности.

   2. Строим к теории крыла через каждую из полученных линий нормальные поверхности к теоретической поверхности крыла.

   3. Вновь используя команду Thicken sheet, строим 11 тел с заданием первой и второй эквидистант, равными и , соответственно.

   4. Обрезаем полученные тела поверхностями (команда Trim body), полученными в пункте 4.2. так, чтобы получить 11 полос вдоль каждой нервюры.

5. Моделирование четвертого слоя обшивки.

   1. Выделяем внутренние поверхности ранее смоделированных слоев (2 и 3) командой Extract Geometry модуля Form Feature.

   2. Объединяем полученные поверхности командой Sew. Таким образом, получаем базовую поверхность для моделирования слоя 4.

   3. Строим нормальную к теоретической поверхности поверхность через кривую, образованную командой Offset on face от кривой пересечения теории и плоскости лонжерона №1.

   4. Вновь используя команду Thicken sheet с заданием первой и второй эквидистант, равными 0 и , соответственно, моделируем тело четвертого слоя.

   5. Полученное тело обрезаем поверхностью (команда Trim body) из пункта 5.2. и одной из поверхностей созданных в процессе создания модели третьего слоя согласно чертежу.

6. Моделирование пятого слоя обшивки. Пятый слой является усиливающим слоем, как и третий, и представляет собой полосы ткани вдоль нервюр №2, 2а, 3, 3а, 4 и 6.

   1. Используя команду Extract Geometry, выделяем внутренние поверхности слоев 1, 2, 3 и 4 и объединяем (сшиваем) эти поверхности, тем самым получаем базовую поверхность пятого слоя.

   2. От полученной поверхности командой Thicken Sheet строим 6 тел.

   3. Обрезав эти тела поверхностями из пункта 4.2. (команда Trim body), получим полосы материала вдоль нервюр №2, 2а, 3, 3а, 4 и 6.

7. Моделирование шестого слоя обшивки.

   1. Вновь командой Extract Geometry выделяем внутренние поверхности ранее созданных слоев (2 – 5) и сшиваем их командой Sew.

   2. От полученной поверхности строим тело шестого слоя (команда Thicken sheet).

   3. Созданное тело обрезаем поверхностью, полученной в пункте 3.1.

8. Моделирование седьмого слоя обшивки.

   1. Командой Extract Geometry выделяем внутренние поверхности слоев 1, 2, 3, 5 и 6 и командой Sew сшиваем их.

   2. Строим тело седьмого слоя от поверхности, созданной в предыдущем пункте, используя команду Thicken Sheet.

Седьмой слой – последний слой обшивки. Остальные слои обшивки являются, как уже было отмечено, усиливающими. Внутренняя поверхность седьмого слоя является базовой поверхностью для моделирования остальных слоев. Методику моделирования оставшихся слоев можно коротко описать следующей последовательностью действий.

1. Кривыми на теоретической поверхности размечаем контур обрезов слоев при помощи