СПОСОБ И СИСТЕМА ПРИДАНИЯ КОНТУРА ДЛЯ ПАНЕЛЕЙ ФЮЗЕЛЯЖА И ОСНАСТКА КОНТУРА ФЮЗЕЛЯЖА Российский патент 2020 года по МПК B64C1/26 

Область техники

Изобретение относится к области летательных аппаратов и, в частности, к сборке компонентов фюзеляжа летательного аппарата.

Уровень техники

Фюзеляжи летательных аппаратов образуют внутреннюю часть летательного аппарата и обеспечивают конструктивную целостность для гарантии того, что летательный аппарат имеет достаточную прочность, чтобы выдерживать суровые условия полета. Для летательных аппаратов, выполненных из алюминия, части фюзеляжа могут быть созданы в виде панельных узлов, которые затем собирают в цилиндрические секции. Цилиндрические секции крепят друг к другу в продольном направлении с образованием продольной трубы.

Для выполнения каждого панельного узла, части обшивки летательного аппарата, известные как детали обшивки, прикрепляют к соответствующим продольным стрингерам в соответствии с контуром. Данная комбинация деталей обшивки и стрингеров известна как узел обшивки. Данные узлы обшивки могут также содержать каркасные элементы (также известные как каркасные части/элементы), расположенные по окружности относительно стрингеров, которые способствуют сохранению контура. Множество узлов обшивки могут крепиться при помощи продольных стыков обшивки и кольцеобразных каркасных элементов, дающих в результате готовую суперпанель, соответствующую контуру. Другими словами, комбинация узлов обшивки и каркасных элементов известна, как суперпанель. Суперпанели могут быть изготовлены из множества узлов обшивки и могут быть соединены с другими суперпанелями с образованием цилиндрической секции. Другими словами, отдельные суперпанели прикрепляют друг к другу с образованием цилиндрической секции (например, части фюзеляжа, имеющей, по существу круглое поперечное сечение), состоящей из множества суперпанелей. Например, каждая суперпанель может образовывать проходящую по кольцу дугу в девяносто градусов цилиндрической секции, и четыре суперпанели могут быть прикреплены друг к другу с образованием готовой цилиндрической секции. Ниже в данном документе "суперпанели" могут называться просто "панелями". Панели с желаемым контуром формируют с помощью способов и/или конструкций для сборки.

Однако после удаления панели из конструкции для ее сборки и объединения панели с другими панелями в цилиндрическую секцию контур панели нередко изменяется нежелательным образом. Данное изменение формы контура, заданной во время сборки панели, нежелательно, поскольку это усложняет процесс сборки нескольких панелей в одну объединенную цилиндрическую секцию. Таким образом, чтобы устранить этот недостаток, желательно усовершенствовать технологию изготовления цилиндрических секций.

Раскрытие сущности изобретения

Варианты осуществления, описанные в данном документе, используют усовершенствованные элементы жесткости, которые способны сохранять/удерживать/придавать требуемый контур в пределах панели (например, для того, чтобы удерживать панель в пределах контура, образованного опорной конструкцией для панели, независимо от того, прикреплена ли панель к опорной конструкции). Элементы жесткости меньше и легче опорной конструкции, используемой для удержания контура панели во время сборки/закрепления. Поэтому элементы жесткости в состоянии перемещаться вместе с панелью к месту, где панель объединяют с другими панелями в цилиндрическую секцию. Кроме того, элементы жесткости являются временными и крепятся с возможностью снятия, что гарантирует, что элементы жесткости не будут занимать пространство внутри готовой цилиндрической секции летательного аппарата.

Один вариант осуществления представляет собой способ придания контура частям летательного аппарата. Способ включает в себя крепление с возможностью снятия выполненных в виде части кольца деталей летательного аппарата к деталям обшивки, крепление стрингеров к деталям обшивки для создания узлов обшивки, размещение узлов обшивки на опорной конструкции, задающей контур, и крепление каркасных элементов к узлам обшивки с образованием панели. Способ также включает в себя установку на панель с возможностью снятия распорной секции для завершения сборки элемента жесткости до снятия панели, транспортировку панели с обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости, крепление элемента жесткости к элементам жесткости других панелей для формирования цилиндрической секции фюзеляжа летательного аппарата с обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости, и удаление элемента жесткости из цилиндрической секции после ее образования.

Другой вариант осуществления представляет собой устройство для придания контура частям летательного аппарата. Устройство содержит элемент жесткости, установленный на конце панели фюзеляжа летательного аппарата и придает панели контур, причем элемент жесткости обеспечивает сохранение контура во время транспортировки с панелью. Элемент жесткости содержит выполненный в виде части кольца узел, прикрепленный к деталям обшивки панели, распорную штангу, прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках дуги, образованной выполненным в виде части кольца узлом, и подкосы, которые крепят распорную штангу к выполненному в виде части кольца узлу.

Другой вариант осуществления представляет собой еще одно устройство. Устройство включает в себя опорную конструкцию, задающую контур для придания формы панелям фюзеляжа летательного аппарата, и панель, установленную на опорах. Панель содержит множество деталей обшивки, проходящих по контуру, и стрингеры и каркасные элементы, скрепляющие детали обшивки друг с другом. Устройство также содержит элемент жесткости, который установлен на конце панели, отделен от опор и обеспечивает сохранение контура во время транспортировки панели. Элемент жесткости включает в себя выполненный в виде части кольца узел, прикрепленный к деталям обшивки, распорную штангу, прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках дуги, образованной выполненным в виде части кольца узлом, и подкосы, прикрепляющие распорную штангу к выполненному в виде части кольца узлу.

Другие примерные варианты осуществления (например, способы и машиночитаемый носитель, относящийся к вышеприведенным вариантам осуществления) могут быть описаны ниже. Признаки, функции и преимущества, которые были обсуждены, могут быть получены независимо в различных вариантах осуществления или могут быть объединены также и в других вариантах осуществления, дополнительные подробности которых можно увидеть со ссылкой на последующее описание и чертежи.

Краткое описание чертежей

Некоторые варианты осуществления настоящего изобретения описаны только в качестве примера и со ссылкой на прилагаемые чертежи. Одинаковая ссылочная позиция на всех чертежах представляет один и тот же элемент или один и тот же тип элемента.

На фиг. 1 представлена схема летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 2 представлен вид внутренней части летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 3 представлен вид панели летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 4 представлена схема, иллюстрирующая отклонения панелей от требуемых контуров в примерном варианте осуществления.

На фиг. 5 представлена схема, иллюстрирующая нахлест обшивки между двумя панелями фюзеляжа летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 6 представлена схема, иллюстрирующая сборку панели на опорной конструкции в примерном варианте осуществления.

На фиг. 7 представлена схема, иллюстрирующая элемент жесткости, прикрепленный к панели, которая прикреплена к опорной конструкции, в примерном варианте осуществления.

На фиг. 8 представлена схема элемента жесткости в примерном варианте осуществления.

На фиг. 9 представлена схема элемента жесткости, прикрепленного к панели, в примерном варианте осуществления.

На фиг. 10 представлена схема, иллюстрирующая крепление между двумя элементами жесткости в примерном варианте осуществления.

На фиг. 11 представлена схема, иллюстрирующая увеличенный вид крепежного элемента, удерживающего два элемента жесткости друг с другом, в примерном варианте осуществления.

На фиг. 12 представлена схема, дополнительно иллюстрирующая элемент жесткости в примерном варианте осуществления.

На фиг. 13 представлена схема, иллюстрирующая множество элементов жесткости, скрепленных вместе, чтобы удерживать множество панелей в цилиндрической секции, в примерном варианте осуществления.

На фиг. 14 представлена схема, иллюстрирующая крепежные отверстия для элемента жесткости в примерном варианте осуществления.

На фиг. 15 представлена схема последовательности операций, иллюстрирующая способ сборки цилиндрической секции фюзеляжа во время придания контура панели, в примерном варианте осуществления.

На фиг. 16 представлена блок-схема элемента жесткости для панели фюзеляжа летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 17 представлена схема изготовления и технического обслуживания летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

На фиг. 18 представлена блок-схема летательного аппарата в примерном варианте осуществления.

Осуществление изобретения

Фигуры и последующее описание иллюстрируют конкретные примерные варианты осуществления изобретения. Таким образом, будет понятно, что специалисты в данной области техники могут разработать различные устройства, которые, хотя явно не описаны или не показаны в данном документе, воплощают принципы изобретения и включены в объем изобретения. Кроме того, любые примеры, описанные в данном документе, предназначены для содействия пониманию принципов изобретения и должны рассматриваться, как не ограниченные этими конкретно указанными примерами и условиями. В результате, изобретение не ограничено конкретными вариантами осуществления или примерами, описанными ниже, но только формулой изобретения и ее эквивалентами.

На фиг. 1-3 показана конструкция летательного аппарата 100, включающего в себя цилиндрические секции фюзеляжа, собранного из отдельных панелей, в примерном варианте осуществления. Летательный аппарат 100 включает в себя нос 110, крылья 120, фюзеляж 130 и хвост 140. На фиг. 1 также показано направление вниз (Z) для летательного аппарата 100. В данном варианте осуществления фюзеляж 130 летательного аппарата 100 изготовлен с использованием усовершенствованных элементов жесткости (описанных ниже).

На фиг. 2 представлен вид поперечного сечения летательного аппарата 100, показанного стрелками 2 на фиг. 1. В частности, на фиг. 2 показана "цилиндрическая" секция 132 фюзеляжа 130 по фиг. 1. Цилиндрическая секция 132 служит опорой для пола 233, потолка 232 и боковых стенок 231, образующих салон 230. Кроме того включены сидения 280 и багажное отделение 270, а также дренаж 260. Салон 230 окружен деталями 210 обшивки цилиндрической секции 132. При использовании в данном документе, деталь обшивки содержит одну единую секцию обшивки летательного аппарата 100, которая обеспечивает конструктивную прочность летательного аппарата 100. Панель доступа, например, не является деталью обшивки. На фиг. 2 дополнительно показано, что направление «за борт» проходит в сторону наружной поверхности (например, деталей 210 обшивки) летательного аппарата 100, а направление «на борт» проходит в сторону внутренней части (например, салона 230) летательного аппарата 100.

На фиг. 3 представлена схема, иллюстрирующая панель 300 фюзеляжа 130 на фиг. 1 в примерном варианте осуществления. На фиг. 3 представлен вид внутренней части секции 3 на фиг. 1. На фиг. 3 показаны различные конструктивные компоненты (310, 320, 330, 210). Например, на фиг. 3 показано, что панель 300 включает в себя стрингеры 320 и каркасные элементы 310. Стрингеры 320 обеспечивают продольную опору для деталей 210 обшивки (например, для алюминиевых листов), а каркасные элементы 310 (например, ребра жесткости летательного аппарата) обеспечивают кольцеобразную опору для обшивки. В одном варианте осуществления каркасные элементы 310 соединены друг с другом внахлест, чтобы охватывать фюзеляж в кольцевом направлении, и стрингеры 320 соединены друг с другом внахлест и проходят в продольном направлении от носа к хвосту. Таким образом, стрингеры 320 и каркасные элементы 310 ориентированы перпендикулярно друг к другу. Вырезы 330 (например, для окон) проходят сквозь детали 210 обшивки. С учетом данного понимания геометрии летательного аппарата описаны отклонения цилиндрической секции 132 от требуемой формы.

На фиг. 4 представлена схема, иллюстрирующая отклонения панелей от требуемых контуров в примерном варианте осуществления. На фиг. 4 представлен вид, показанный стрелками 2 на фиг. 1. В соответствии с фиг. 4 все панели 410, 420, 430 и 440 выполнены с возможностью составлять дугу в девяносто градусов готовой цилиндрической секции 132. Панели 410-440 изначально выполнены так, чтобы соответствовать контуру 450/согласовываться с контуром 450 (например, требуемому контуру Внешнего Обвода Корпуса (BOK), в данном варианте осуществления, окружности), но когда панели 410-440 удаляют с опорной конструкции, которая изначально придала им форму, панели 410-440 могут быть недостаточно или избыточно изогнуты. Это означает, что когда панели 410-440 размещают на дугах для сборки, панели должным образом не выравниваются друг с другом или с требуемой формой цилиндрической секции 132. Это, в свою очередь, создает проблему при попытке собрать панели 410-440 в цилиндрическую секцию 132 посредством нахлесточных соединений обшивки.

На фиг. 5, где представлен вид сечения 5 по фиг. 4, показано нахлесточное соединение 500 обшивки. Нахлесточное соединение 500 обшивки создают путем наложения панелей 410 и 420 и последующего введения множества рядов 512 крепежных элементов 510 (например, заклепок, болтов, штифтов) в наложенные участки панелей. Однако, несмотря на то, что панели 410 и 420 удерживаются в дугах 520, они все еще могут иметь отклонение формы от контура 450. Это приводит к отклонению Δ положения на поддерживающей конструкции 520, что, в свою очередь, затрудняет наложение рядов 512 крепежных элементов 510 для фиксации нахлесточного соединения 500 обшивки. Отклонение также означает, что вся цилиндрическая секция 132 летательного аппарата 100 не будет иметь должного изгиба и, следовательно, не поместится над гермошпангоутом смежной цилиндрической секции, усложняя сборку фюзеляжа 130. Кроме того, возникают проблемы при соединении обшивки и стрингеров последующих цилиндрических секций, заключающиеся в том, что неточно выровненные секции могут потребовать регулировки и других средств соединения для преодоления любых несоответствий. А также, плотно стянутые/совпадающие области на смежных цилиндрических секциях могут выгибаться/сдвигаться.

Для решения данной проблемы, связанной с соблюдением контура панели, предложен усовершенствованный элемент жесткости, обеспечивающий придание контура панели цилиндрической секции. Размещение элемента жесткости панели относительно опорной конструкции (например, сборочного стапеля, используемого для первоначальной сборки/изготовления панели) описано со ссылкой на фиг. 6-14. Элемент жесткости удерживает концы полученного цилиндра в пределах допуска для требуемого контура, чтобы облегчить соединение цилиндрических секций.

На фиг. 6 представлена схема, иллюстрирующая сборку панели 410 на опорной конструкции 600 в примерном варианте осуществления. В данном варианте осуществления опорная конструкция 600 представляет собой сборочный стапель, на котором панель (например, панель 410) удерживается в контуре 450. Однако в дополнительном варианте осуществления опорная конструкция 600 может содержать множество опор, используемых для облегчения определенных процессов сборки. В этот момент времени панель 410 содержит множество узлов обшивки, включая узел 412 обшивки (который скрыт на дальней стороне опорной конструкции 600, но показан на фиг. 9), узел 414 обшивки и узел 416 обшивки. До того как узлы 412-416 обшивки установлены на опорную конструкцию 600, узлы 412-416 обшивки могут быть созданы путем крепления стрингеров 320 и проходящих по кольцу деталей 852-856 к деталям 210 обшивки. Определенные монтажные отверстия 610, используемые для выполнения нахлеста обшивки, совмещают, чтобы разместить панели относительно друг друга. Это позволяет выполнить крепление узлов обшивки 412-416 с каркасными элементами 310 (как показано на фиг. 3) в соответствии с контуром 450. На фиг. 6, стрингеры 320 и каркасные элементы 310 не видны, поскольку данные элементы расположены на нижней стороне панели 410.

После того как прикреплены каркасные элементы 310, но до того как с опорной конструкции 600 удалена панель 410, элемент 700 жесткости может быть прикреплен к панели 410 на конце 411 панели 410, как показано на фиг. 7. На фиг. 7 представлен вид, показанный стрелками 7 на фиг. 6. Дополнительные детали элемента 700 жесткости показаны на фиг. 8-12, где проиллюстрированы взаимосвязи между панелью 410 и элементом 700 жесткости, и дополнительно показаны варианты конструкции элемента 700 жесткости. Элемент 700 жесткости, прикрепленный к панели 410, является шарнирным. Данные стыки (описанные далее в данном документе как точки крепления) совпадают со стыками, поскольку данные места соединения можно соединять, когда стыки стыкуются друг с другом в рамках сохранения требуемого контура по мере того, как панели 410-440 соединяют для формирования цилиндрической секции. Элементы жесткости суперпанелей можно в дальнейшем соединять внахлестку друг с другом для формирования одного отдельного элемента жесткости. Стыки элементов 700 жесткости, описанные в данном документе, могут при этом совпадать с нахлесточными соединениями обшивки, описанными в данном документе.

На фиг. 8 представлена схема элемента 700 жесткости в примерном варианте осуществления, в соответствии с видом, указанным стрелками 8 на фиг. 7. На фиг. 8 элемент 700 жесткости содержит распорную секцию 800 и выполненный в виде части кольца узел 850. В данном варианте осуществления проходящий по кольцу узел 850 имеет такие размеры, чтобы непосредственно и с возможностью снятия крепиться к панели (например, посредством болтов или других крепежных элементов, которые можно удалять из проходящего по кольцу узла 850 не повреждая панели 410-440, проходящий по кольцу узел 850 и/или их самих), и соответствовать контуру, придаваемому панели при помощи опоры 600. При этом распорная секция 800 удерживает проходящий по кольцу узел 850 в требуемом контуре (например, в контуре 450), изначально образованном опорной конструкцией (например, опорной конструкцией 600). Распорная секция 800 включает в себя распорную штангу 810, прикрепленную с возможностью поворота и/или снятия (например, при помощи штифтового соединения с резьбовой концевой муфтой) к проходящему по кольцу узлу 850 в точке 812 крепления (также упоминаемую выше как "стыки"). Точки 812 крепления представляют собой концевые точки дуги 858, образованной проходящим по кольцу узлом 850. Распорная секция 800 также включает в себя основание 814, к которому в точках крепления 824 прикреплены с возможностью поворота подкосы 820. Подкосы 820 дополнительно прикреплены с возможностью поворота к проходящему по кольцу узлу 850 в точках 822 крепления. Точки 822 крепления могут также располагаться вдоль дуги 858. Проходящий по кольцу узел 850 включает в себя множество проходящих по кольцу частей 852, 854, и 856, каждая из которых прикреплена с возможностью снятия к соответствующему узлу (412, 414, 416, как показано на фиг. 9) обшивки и выровнена с контуром 450 по фиг. 7. Каждая проходящая по кольцу часть (852, 854, 856) может также содержать соединительное звено 855, которое обеспечивает возможность крепления проходящих по кольцу частей друг с другом для формирования проходящего по кольцу узла 850. Зона 1000 на фиг. 8 является местом, где элемент 700 жесткости может прикрепляться к другому элементу жесткости другой панели, и которое будет более подробно описано ниже. По существу, проходящей по кольцу узел 850 может крепиться во время или до сборки панели, в то время как распорная секция 800 может сохранять контур на собранной панели.

На фиг. 9 показаны механические соединения/сопряжения между элементом 700 жесткости и панелью 410. В частности, на фиг. 9 представлена схема элемента 700 жесткости, прикрепленного к концу 411 панели 410, в примерном варианте осуществления. В соответствии с фиг. 9 панель 410 содержит узлы обшивки 412, 414 и 416. Проходящие по кольцу части 852, 854 и 856 прикреплены с возможностью снятия (например, посредством болтов, винтов или других съемных крепежных элементов) к узлам 412, 414 и 416 обшивки, соответственно. Распорная секция 800 удерживает проходящей по кольцу узел 850 в контуре 450. Таким образом, когда элемент 700 жесткости прикреплен к панели 410, он придает панели 410 контур 450 независимо от опорной конструкции 600. Это обеспечивает возможность снятия панели 410 с опорной конструкции 600 и ее транспортировку без нежелательного изменения контура. Множество панелей (например, 410, 420, 430 и 440), удерживаемых при помощи элементов 700 жесткости, можно затем располагать вместе и выполнять постоянное крепление (например, при помощи заклепок, штифтов и т.п.) для формирования цилиндрической секции 132 по фиг. 4.

Соединения между элементами 700 жесткости, прикрепленными к панелям (например, к панелям 410-440), могут быть полезны при совмещении панелей друг с другом, чтобы гарантировать, что для формирования цилиндрической секции 132 панели собраны надлежащим образом. Элементы 700 жесткости могут использоваться, чтобы обеспечить цилиндрической секции сохранение допусков по окружности такими, чтобы одна цилиндрическая секция могла присоединяться к соответствующей цилиндрической секции с минимальными усилиями по подгонке и выравниванию. На фиг. 10 представлена схема, иллюстрирующая крепление между двумя элементами 700 жесткости для фиксации панели 410 к панели 420 в примерном варианте осуществления. В частности, на фиг. 10 представлен увеличенный вид зоны 1000 на фиг. 9. Как показано на фиг. 10, первая распорная штанга 810 первого элемента 700 жесткости прикреплена к проходящей по кольцу части 856 первого элемента 700 жесткости, в то время как вторая распорная штанга 810 второго элемента 700 жесткости прикреплена к проходящей по кольцу части 852 второго элемента 700 жесткости. Соединительное звено 1050 используется для присоединения первого элемента 700 жесткости ко второму элементу 700 жесткости, соединяя элементы жесткости друг с другом в зоне 1100. Кроме того, соединительное звено 1050 образует пространство 1020, через которое может проходить стрингер 320, чтобы облегчить процессы изготовления крепления обшивки внахлест. На фиг. 11 представлен увеличенный вид зоны 1100 на фиг. 10. На фиг. 11 показан крепежный элемент 1120, удерживающий два элемента жесткости вместе, в примерном варианте осуществления. Как показано на фиг. 11, проходящая по кольцу часть 852 второго элемента 700 жесткости остается видимой за соединительным звеном 1050 проходящей по кольцу части 856 первого элемента 700 жесткости. Кроме того, как показано на фиг. 11, крепежный элемент 1120 может по желанию скользить в боковом направлении, в соответствии с допусками, связанными с каждой панелью. Чтобы помочь элементам жесткости сохранять требуемый контур панели, могут выполняться регулировки. В данном варианте осуществления крепежный элемент 1120 представляет собой эксцентриковую втулку, установленную с возможностью скольжения, для обеспечения возможности регулировки допуска между элементами 700 жесткости.

На фиг. 12 представлена схема, иллюстрирующая дополнительный элемент 700 жесткости в примерном варианте осуществления. В данном варианте осуществления элемент 700 жесткости является нелинейным (то есть не является прямым) и включает в себя вырезанную область 1260. При использовании на верхней и нижней панелях фюзеляжа летательного аппарата 130 вырезанная область 1260 обеспечивает дополнительное пространство для движения головы и/или ног авиатехника внутри фюзеляжа 130, чтобы он не наталкивался или ударялся об элемент 700 жесткости. То есть, вырезанная область 1260 обеспечивает лучший доступ на уровне головы механика, когда элементы 700 жесткости расположены в цилиндрической секции 132. В данном варианте осуществления элемент 700 жесткости содержит распорную секцию 1200 и выполненный в виде части кольца узел 1250. Узел 1250 крепится непосредственно (и с возможностью снятия) к панели (например, к панели 410), в то время как распорная секция 1200 удерживает узел 1250 в требуемом контуре, изначально образованном опорной конструкцией 600. В данном варианте осуществления распорная секция 1200 включает в себя распорную штангу 1210, прикрепленную к узлу 1250 с возможностью поворота в точках 1212 крепления. Распорная секция 1200 также включает в себя основания 1214, к которым прикреплены с возможностью поворота подкосы 1220 в точках крепления 1224. Подкосы 1220 также прикреплены с возможностью поворота к проходящему по кольцу узлу 1250 в точках крепления 1222. Проходящей по кольцу узел 1250 включает в себя множество проходящих по кольцу частей 1252, 1254 и 1256, каждая из которых прикреплена с возможностью снятия к соответствующему узлу обшивки (например, 412, 414, 416, как показано на фиг. 9). Каждая проходящая по кольцу часть может также включать соединительное звено 1255, которое обеспечивает возможность крепления проходящих по кольцу частей друг с другом в один жесткий выполненный в виде части кольца узел 1250.

Оба типа элемента 700 жесткости, показанные на вышеупомянутых фигурах, могут использоваться для того, чтобы задавать контуры для цилиндрической секции летательного аппарата. На фиг. 13 представлена схема, иллюстрирующая множество элементов жесткости, соединенных друг с другом, чтобы удерживать множество панелей в цилиндрической секции, в примерном варианте осуществления. Как показано на фиг. 13, панели 410-440 расположены так, что множество нахлесточных соединений 1000 обшивки могут завершаться вместе для образования цилиндрической секции 132. В данном варианте осуществления выбор элемента 700 жесткости, используемого для каждой панели, зависит от того, будет ли панель занимать верхнюю/нижнюю часть цилиндрической секции 132 (например, панели 410 и 430), или боковую часть цилиндрической секции 132.

Крепление элемента жесткости к панели, как показано в данном документе, также не требует новых крепежных изделий, изменений или других физических изменений отдельной панели. Поэтому, элементы жесткости, описанные в данном документе, не требуют увеличения времени изготовления, связанного с окончательным изготовлением отдельной панели. На фиг. 14 представлена схема, иллюстрирующая крепежные отверстия для элемента жесткости в примерном варианте осуществления. В частности, на фиг. 14, элементы жесткости уже удалены из цилиндрических секций 1430 и 1440, которые сейчас соединены посредством гермошпангоута 1420 (например, путем перемещения цилиндрической секции 1430 над гермошпангоутом 1420).

На фиг. 14 показаны отверстия 1410 для сборки корпусной части, которые уже внесены в конструкцию панелей 410 и 420. В частности, отверстия 1410 для сборки корпусной части уже размещены в панелях 410 и 420 в местах, предназначенных для приема части корпуса летательного аппарата 100. В данном варианте осуществления участком корпуса является гермошпангоут 1420, который прикрепляет готовую цилиндрическую секцию фюзеляжа к другой цилиндрической секции фюзеляжа. Данные отверстия 1410 для сборки корпусной части, предназначенные для гермошпангоута 1420 (или любой другой соответствующей части корпуса), могут использоваться для крепления выполненного в виде части кольца узла элемента 700 жесткости к концу панели (например, к панели 410 или панели 420) до того, как панели собраны в цилиндрическую секцию 132. Поэтому, отверстия 1410, предназначенные для гермошпангоута 1420, могут с пользой использоваться элементом 700 жесткости, чтобы облегчить формирование нахлесточных соединений обшивки между панелями, а отверстия 1410 могут также использоваться, чтобы облегчить стыковку цилиндрических секций с минимальными отклонениями от контура и минимальной подгонкой. Элемент 700 жесткости можно удалять до того, как для установки гермошпангоута 1420 потребуются отверстия 1410.

Иллюстративные подробности установки и/или работы элемента 700 жесткости будут описаны со ссылкой на фиг. 15. Для данного варианта осуществления предполагается, что кольцеобразную цилиндрическую секцию 132 фюзеляжа собирают из комплекта деталей 210 обшивки.

На фиг. 15 представлена схема последовательности операций, иллюстрирующая способ 1500 использования элемента 700 жесткости в примерном варианте осуществления. Этапы способа 1500 описаны со ссылкой на элементы 700 жесткости, показанные на предыдущих фигурах, но специалисты в данной области техники поймут, что способ 1500 может по желанию применяться для других элементов жесткости. Этапы описанных в данном документе схем последовательности операций не являются всеобъемлющими и могут включать в себя не показанные другие этапы. Описанные в данном документе этапы могут также выполняться в альтернативном порядке.

Детали 210 обшивки приобретают для сборки, например, получая детали 210 обшивки от продавца (этап 1502). Выполненные в виде части кольца детали 852-856 прикрепляют с возможностью снятия к деталям 210 обшивки, чтобы сохранить контур деталей 210 обшивки (этап 1504). При использовании в данном документе, съемное крепление относится к виду крепления, которое не требует разрушающей работы для того, чтобы его снять. Кроме того, при использовании в данном документе съемное крепление не предполагает постоянных изменений/деформации прикрепляемых частей. Например, в одном варианте осуществления технология съемного крепления не включает сверления дополнительных отверстий в деталях 210 обшивки или другого повреждения деталей 210 обшивки. Чтобы собрать панель фюзеляжа, деталям 210 обшивки для фюзеляжа 130 необходимо придать форму и затем прикрепить к каркасным элементам 310 и стрингерам 320. Таким образом, стрингеры 320 прикрепляют к деталям 210 обшивки (этап 1506), формируя узлы (например, 412, 414, 416) обшивки. Затем узлы обшивки располагают/размещают на опорной конструкции 600 (этап 1508) и скрепляют нахлесты обшивки и каркасные элементы для создания панели 410, которая удерживается в контуре 450 (например, при помощи опор, сборочного стапеля и т.п.) (этап 1510). Панель 410 удерживается в контуре 450 при помощи опорной конструкции 600, однако панель 410 можно изготовить так, что ее внутренние напряжения (или то, как панель будет удерживаться при удалении) будут заставлять ее деформироваться наружу или внутрь от контура. Таким образом, удаление панели 410 с опорной конструкции 600 приводит к нежелательному изменению контура панели 410.

Поскольку панель 410 удаляют с опорной конструкции 600 до ее транспортировки на место, где ее собирают в цилиндрическую секцию 132, то произойдет изменение контура, если форма панели 410 не будет сохранена при помощи независимого от опорной конструкции 600 устройства. Для этого элемент 700 жесткости завершают путем установки на панель 410 (этап 1512) распорной секции 800 (включая распорную штангу 810) так, что распорная штанга 810 крепится к проходящей по кольцу детали на панели 410. В этом случае, элемент 700 жесткости придает панели 410 контур (этап 1506). В дополнительном варианте осуществления компоненты элемента 700 жесткости могут прикрепляться, например, путем крепления с возможностью снятия каждой детали 852-856 выполненного в виде части кольца узла 850 к различным узлам (412, 414, 416) обшивки панели 410, крепления распорной штанги 810 к концевым точкам дуги, образованной проходящим по кольцу узлом 850, и крепления подкосов 820 между распорной штангой 810 и выполненным в виде части кольца узлом 850. В одном варианте осуществления элемент 700 жесткости прикреплен к каждому концу панели 410 для гарантии того, что контур 450 придан на обоих концах панели 410. В дополнительном варианте осуществления отверстия расположены в панели 410 в том месте, где панель 410 крепится к выполненному в виде части кольца узлу 850. Например, данные отверстия могут быть отверстиями 1410 для сборки корпусной части на фиг. 14. За счет крепления элемента 700 жесткости к существующим отверстиям, образованным для панели 410, элемент 700 жесткости прикрепляется к каждому из узлов 412-416 обшивки без непосредственного крепления к опорной конструкции 600.

С установленным элементом 700 жесткости контур обеспечен независимо от того, остается ли панель 410 прикрепленной к своей опорной конструкции (например, элемент 700 жесткости обеспечивает сохранение контура независимо от того, удерживает ли опорная конструкция 600 панель 410 в требуемом контуре). Поэтому, панель 410 (содержащая любой прикрепленный элемент(ы) 700 жесткости) транспортируют, в то время как элемент(ы) 700 жесткости придают контур (этап 1514). При поступлении в требуемое назначенное место панель 410 прикрепляют к другим панелям (например, 420, 430, 440) для формирования цилиндрической секции 132 фюзеляжа для летательного аппарата, в то время как элементы 700 жесткости придают контуры их соответствующим панелям (этап 1516). Например, элементы 700 жесткости различных панелей прикрепляют друг к другу, и затем панели 410-440 прикрепляют посредством нахлесточных соединений 500 обшивки и стыков каркасного элемента. После окончательного изготовления цилиндрической секции, с панелями, зафиксированными в положении путем крепления нахлестов обшивки и стыков каркасного элемента, элементы 700 жесткости удаляют с цилиндрической секции 132 (этап 1518). Это может происходить, например, сразу после окончательного изготовления цилиндрической секции 132 или после того, как цилиндрическая секция 132 транспортирована вместе с элементами 700 жесткости в новое место, выровнена с другой цилиндрической секцией 132 и готова для соединения с другой цилиндрической секцией 132.

При использовании способа 1500 контуры, которые опорная конструкция, используемая для изготовления панели, образует для панели (например, панели 410), могут с пользой временно придаваться элементом 700 жесткости для обеспечения правильного соединения панели с другими панелями. Данное временное придание контура/формы может, таким образом, продолжаться, даже когда панели удалены с их соответствующих опор и их транспортируют для сборки цилиндрической секции 132. Элемент 700 жесткости затем может быть удален после того, как он выполнил свое временное предназначение. Это сокращает время сборки цилиндрической секции 132 за счет обеспечения того, что нахлесточные соединения обшивки могут быть легко завершены.

Примеры

В следующих примерах описаны дополнительные процессы, системы и способы в контексте элементов жесткости, которые задают контуры для панелей фюзеляжа летательного аппарата.

На фиг. 16 представлена блок-схема части цилиндрической секции 1660 в примерном варианте осуществления. Как показано на фиг. 16, цилиндрическая секция 1660 включает в себя панель 1610 и элемент 1620 жесткости. Другие панели и элементы жесткости на данном чертеже опущены в целях ясности, и по существу цилиндрическая секция 1660 может включать в себя множество панелей 1610 и соответствующих элементов 1620 жесткости для формирования целой кольцеобразной/круглой формы. В данном примере панель 1610 включает в себя детали 1602 обшивки, которые удерживаются вместе при помощи каркасных элементов 1604 и стрингеров 1606. Элемент 1620 жесткости прикрепляют к панели 1610 (например, к деталям 1602 обшивки) при помощи выполненного в виде части кольца узла 1630, включающего в себя части 1632 и соединительные звенья 1634, которые прикрепляют проходящие по кольцу части друг к другу. Элемент 1620 жесткости дополнительно включает в себя распорную секцию 1640, включающую в себя распорную штангу 1642 и основание 1644, к которому в точках 1647 крепления крепят подкосы 1646. Подкосы 1646 крепят к проходящей по кольцу части 1632 в точках 1645 крепления, а распорную штангу 1642 крепят к проходящим по кольцу частям 1632 в точках 1643 крепления. В данном варианте осуществления непосредственное крепление частей 1632 к деталям 1602 обшивки не показано, поскольку это привело бы к наложению частей 1632 и каркасного элемента 1604.

Со ссылкой на конкретные чертежи, варианты осуществления данного изобретения могут быть описаны в контексте способа 1700 изготовления и технического обслуживания летательного аппарата, как показано на фиг. 17, и летательного аппарата 1702, как показано на фиг. 18. Во время подготовки к изготовлению примерный способ 1700 может включать в себя разработку спецификации и проектирование 1704 летательного аппарата 1702 и поставку 1706 материалов. Во время производства выполняют изготовление 1708 компонентов и сборочных узлов и системную интеграцию 1710 летательного аппарата 1702. После чего летательный аппарат 1702 проходит через стадию сертификации и доставки 1712 для ввода в эксплуатацию 1714. При эксплуатации заказчиком летательного аппарата летательный аппарат 1702 подпадает под регулярное техническое обслуживание и текущий ремонт 1716 (что может также включать в себя модернизацию, перенастройку, переоборудование и так далее).

Каждый из процессов способа 1700 может быть выполнен или осуществлен системным интегратором, третьей стороной и/или оператором (например, заказчиком). В целях настоящего описания системный интегратор может включать в себя, без ограничения, любое количество производителей летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам; третья сторона может включать в себя, без ограничения, любое количество продавцов, субподрядчиков и поставщиков; и оператор может представлять собой авиакомпанию, лизинговую компанию, военную организацию, обслуживающую организацию и так далее.

Как показано на фиг. 18, летательный аппарат 1702, созданный с помощью примерного способа 1700, может включать в себя корпус 1718, имеющий множество систем 1720 и внутреннюю часть 1722. Примеры высокоуровневых систем 1720 включают в себя одну или несколько систем: движительную систему 1724, электрическую систему 1726, гидравлическую систему 1728 и систему 1730 управления условиями окружающей среды. Может быть включено любое количество других систем. Несмотря на то, что показан пример, относящийся к аэрокосмической области, принципы изобретения могут применяться в других областях промышленности, таких как автомобилестроительная промышленность.

Устройства и способы, реализуемые согласно настоящему документу, могут быть использованы во время любого одного или более этапов способа 1700 производства и технического обслуживания. Например, компоненты или сборочные узлы, соответствующие производственному этапу 1708, могут быть изготовлены или произведены аналогично компонентам или сборочным узлам, изготовленным во время эксплуатации летательного аппарата 1702. Кроме того, во время производственных этапов 1708 и 1710 могут быть использованы один или несколько вариантов осуществления устройств, вариантов осуществления способа или их комбинация, например, за счет существенного ускорения сборки или снижения стоимости летательного аппарата 1702. Подобным образом, один или более примеров реализаций устройств или реализации способа или их комбинация могут быть использованы во время эксплуатации летательного аппарата 1702, например, и без ограничения, во время регламентного техобслуживания и ремонта 1716. Например, технические средства и системы, описанные в данном документе, можно использовать для этапов 1706, 1708, 1710, 1714 и/или 1716, и/или можно использовать для корпуса 1718 и/или внутренней части 1722. Данные технические средства и системы можно использовать для систем 1720, включающих в себя, например, движительную систему 1724, электрическую систему 1726, гидравлическую систему 1728 и/или систему 1730 управления условиями окружающей среды.

В одном варианте осуществления элемент 700 жесткости придает панели 400 контур во время сборки проходящего по кольцу узла цилиндрической секции корпуса 1718, и изготавливается в ходе изготовления 1708 компонентов и сборочных узлов. Элемент 700 жесткости затем может быть удален после окончательного изготовления цилиндрической секции на этапе 1708.

Любой из различных элементов управления (например, электрических или электронных компонентов), показанных на чертежах или описанных в данном документе, может быть реализован в виде аппаратного обеспечения, процессора, реализующего программное обеспечение, процессора, реализующего программно-аппаратное обеспечение, или их комбинации. Например, элемент может быть реализован, как выделенное аппаратное обеспечение. Элементы выделенного аппаратного обеспечения могут упоминаться как «процессоры», «контроллеры» или называться некоторыми подобными терминами. Если функции предоставляются процессором, они могут предоставляться одним выделенным процессором, одним общим процессором или несколькими отдельными процессорами, некоторые из которых могут использоваться совместно. Кроме того, явное использование термина «процессор» или «контроллер» не следует истолковывать, ссылаясь исключительно на аппаратные средства, способные выполнять программы, но может неявно включать в себя, без ограничения, аппаратные средства цифрового сигнального процессора (DSP), сетевой процессор, специализированную интегральную схему (ASIC) или другую схему, программируемую вентильную матрицу (FPGA), постоянное запоминающее устройство (ROM) для хранения программного обеспечения, оперативную память (RAM), энергонезависимую память, логику или какой-либо другой физический компонент или модуль.

Кроме того, элемент может быть реализован в виде инструкций, исполняемых процессором или компьютером для выполнения функций элемента. Некоторыми примерами инструкций являются программное обеспечение, программный код и прошивка. Команды являются рабочими, когда их выполняет процессор, чтобы направить процессор на выполнение функций элемента. Инструкции могут храниться на запоминающих устройствах, которые могут быть прочитаны процессором. Некоторые примеры запоминающих устройств представляют собой цифровые или твердотельные запоминающие устройства, магнитные носители данных, такие как магнитные диски и магнитные ленты, жесткие диски или оптически считываемые цифровые носители данных.

Таким образом, в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения в целом обеспечен:

А1. Способ, включающий:

крепление с возможностью снятия выполненных в виде части кольца деталей к деталям обшивки летательного аппарата (1504);

крепление стрингеров к деталям обшивки для создания узлов обшивки (1506);

размещение узлов обшивки на опорной конструкции, задающей контур (1508);

крепление каркасных элементов к узлам обшивки для создания панели (1510);

установку на панель с возможностью снятия распорной секции для завершения сборки элемента жесткости до снятия панели (1512);

транспортировку панели с обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости (1514);

крепление элемента жесткости к другим элементам жесткости других панелей с образованием цилиндрической секции фюзеляжа для летательного аппарата и обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости (1516) и

удаление элемента жесткости из цилиндрической секции после ее образования (1518).

А2. Также обеспечен способ по пункту А1, в котором:

контур (450) задают опорной конструкцией (600), которая удерживает детали (412, 414, 416) обшивки на месте относительно друг друга, и

элемент жесткости (700) обеспечивает сохранение контура независимо от того, удерживает ли опорная конструкция панель согласно контуру.

A3. Также обеспечен способ по пункту А1, в котором:

крепление элемента жесткости включает:

крепление выполненного в виде части кольца узла элемента жесткости к деталям обшивки для придания контура каждой детали обшивки (1504) и

крепление распорной штанги элемента жесткости к выполненному в виде части кольца узлу (850) в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой панелью (410) с обеспечением, таким образом, сохранения контура (450) комбинации деталей (412, 414, 416) обшивки в указанной панели.

А4. Также обеспечен способ по пункту A3, в котором:

крепление элемента жесткости включает крепление подкосов (820) между распорной штангой (810) и выполненным в виде части кольца узлом (850).

А5. Также обеспечен способ по пункту A3, дополнительно включающий:

размещение отверстий 1410 в панели в местах, в которых панель крепят к выполненному в виде части кольца узлу.

А6. Также обеспечен способ по пункту A3, в котором:

проходящий по кольцу узел содержит множество проходящих по кольцу деталей (852, 854, 856), причем

способ дополнительно включает крепление каждой из проходящих по кольцу деталей к другой детали (412, 414, 416) обшивки панели обеспечения сохранения контура.

А7. Также обеспечен способ по пункту А1, в котором:

крепление стрингеров (320) и каркасных элементов (310) к панели (410) включает ориентацию стрингеров перпендикулярно каркасным элементам.

А8. Также обеспечен способ по пункту А1, в котором:

крепление панели (410) к другим панелям (420, 430, 440) включает выполнение нахлесточных соединений (500) обшивки между панелями.

А9. Также обеспечен способ по пункту А8, в котором:

выполнение нахлесточных соединений обшивки включает наложение панелей и введение множества рядов (512) заклепок (510) в наложенные панели.

А10. Также обеспечен способ по пункту А8, дополнительно включающий:

крепление элементов жесткости каждой из панелей друг с другом до выполнения нахлесточных соединений обшивки.

A11. Также обеспечен способ по пункту А1, дополнительно включающий:

выбор элемента жесткости (700) из множества типов элементов жесткости (1200) на основе местоположения панели в цилиндрической секции.

А12. Также обеспечен способ по пункту А1, дополнительно включающий:

крепление цилиндрической секции к другой цилиндрической секции.

А13. Также обеспечен способ по пункту А1, в котором:

крепление элемента жесткости включает крепление элемента жесткости к каждой из деталей обшивки без непосредственного крепления элемента жесткости к опорной конструкции, которая располагает детали обшивки по контуру (1512).

В соответствии с дополнительным аспектом настоящего изобретения обеспечена:

B1. Оснастка контура фюзеляжа, содержащая:

проходящий по контуру элемент жесткости (700), устанавливаемый с возможностью снятия на конце (411) панели (410) и придающий панели контур (450), при этом элемент жесткости содержит:

выполненный в виде части кольца узел (850), прикрепленный к деталям (412, 414, 416) обшивки панели;

распорную штангу (810), прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой выполненным в виде части кольца узлом.

B2. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

элемент жесткости обеспечивает сохранение контура независимо от того, отделена ли панель от опорной конструкции (600), используемой для изготовления панели.

B3. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

элемент жесткости включает в себя точки (812) крепления на выполненном в виде части кольца узле, которые обеспечивают возможность крепления элемента жесткости к элементам жесткости других панелей.

B4. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

выполненный в виде части кольца узел содержит множество частей (852, 854, 856), каждая из которых прикреплена к различным деталям (412, 414, 416) обшивки панели.

B5. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

распорная штанга (1210) имеет нелинейную форму.

B6. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

распорная штанга прикреплена с возможностью поворота к выполненному в виде части кольца узлу.

B7. Также предложена оснастка по пункту В1, в которой:

панель является участком фюзеляжа летательного аппарата (130), а

элемент жесткости обеспечивает сохранение контура (450) панели во время ее транспортировки.

B8. Также предложена оснастка по пункту В1, дополнительно содержащая:

подкосы (820), которые прикрепляют распорную штангу к выполненному в виде части кольца узлу.

В соответствии с дополнительным аспектом настоящего изобретения обеспечена:

С1. Система, содержащая:

- опорную конструкцию (600), задающую контур (450) для придания формы панелям (410-440);

- панель (410), установленную на опоры и содержащую:

множество деталей (412, 414, 416) обшивки, которые проходят по контуру; и

стрингеры (320) и каркасные элементы (310), которые прикрепляют детали обшивки друг к другу; и

- элемент жесткости (700), установленный на конце (411) панели, выполненный отдельно от опор и обеспечивающий сохранение контура во время транспортировки панели, при этом элемент жесткости, содержит:

выполненный в виде части кольца узел (850), прикрепленный к деталям обшивки; и

распорную штангу (810), прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой выполненным в виде части кольца узлом.

С2. Также обеспечена система по пункту С1, в которой:

элемент жесткости обеспечивает сохранение контура независимо от того, отделена ли панель от опорной конструкции.

С3. Также обеспечена система по пункту С1, в которой:

каждая деталь обшивки содержит алюминиевый лист.

С4. Также обеспечена система по пункту С1, в которой:

выполненный в виде части кольца узел содержит один проходящий по кольцу элемент (852, 854, 856), прикрепленный к каждой детали обшивки в панели.

С5. Также обеспечена система по пункту С1, в которой:

распорная штанга прикреплена с возможностью поворота к выполненному в виде части кольца узлу.

С6. Также обеспечена система по пункту С1, дополнительно содержащая:

подкосы (820), прикрепленные с возможностью поворота к распорной штанге и прикрепленные с возможностью поворота к выполненному в виде части кольца узлу.

Хотя в данном документе описаны конкретные варианты осуществления, объем изобретения не ограничен данными конкретными вариантами осуществления. Объем изобретения определен следующей формулой изобретения и любыми ее эквивалентами.

Изобретение относится к области летательных аппаратов и, в частности, к сборке компонентов фюзеляжа летательного аппарата. Система придания контура для панелей фюзеляжа содержит опорную конструкцию, задающую контур для придания формы панелям, панель, установленную на опоры, стрингеры, каркасные элементы и элемент жесткости, установленный на конце панели, выполненный отдельно от опор и обеспечивающий сохранение контура во время транспортировки панели. Панель содержит множество деталей обшивки, которые проходят по контуру. Стрингеры и каркасные элементы прикрепляют детали обшивки друг к другу. Элемент жесткости содержит узел, выполненный в виде части кольца и прикрепленный к деталям обшивки, и распорную штангу, прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках дуги, задаваемой выполненным в виде части кольца узлом. Упрощается изготовление цилиндрических секций. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

1. Способ придания контура для панелей фюзеляжа, включающий

крепление с возможностью снятия выполненных в виде части кольца деталей к деталям обшивки летательного аппарата (1504);

крепление стрингеров к деталям обшивки для создания узлов обшивки (1506);

размещение узлов обшивки на опорной конструкции, задающей контур (1508);

крепление каркасных элементов к узлам обшивки для создания панели (1510);

установку на панель с возможностью снятия распорной секции для завершения сборки элемента жесткости до снятия панели (1512);

транспортировку панели с обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости (1514);

крепление элемента жесткости к другим элементам жесткости других панелей с образованием цилиндрической секции фюзеляжа для летательного аппарата и обеспечением при этом сохранения контура с помощью элемента жесткости (1516) и

удаление элемента жесткости из цилиндрической секции после ее образования (1518).

2. Способ по п. 1, согласно которому контур (450) задают опорной конструкцией (600), которая удерживает детали (412, 414, 416) обшивки на месте относительно друг друга, и элемент жесткости (700) обеспечивает сохранение контура независимо от того, удерживает ли опорная конструкция панель согласно контуру.

3. Способ по п. 1, согласно которому крепление элемента жесткости включает крепление выполненного в виде части кольца узла элемента жесткости к деталям обшивки для обеспечения сохранения контура каждой деталью обшивки (1504) и

крепление распорной штанги элемента жесткости к выполненному в виде части кольца узлу (850) в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой панелью (410) с обеспечением, таким образом, сохранения контура (450) комбинации деталей (412, 414, 416) обшивки в указанной панели.

4. Способ по п. 3, согласно которому крепление элемента жесткости включает крепление подкосов (820) между распорной штангой (810) и выполненным в виде части кольца узлом (850).

5. Способ по п. 3, дополнительно включающий:

размещение отверстий 1410 в панели в местах, в которых панель крепят к выполненному в виде части кольца узлу.

6. Способ по п. 3, согласно которому:

проходящий по кольцу узел содержит множество проходящих по кольцу деталей (852, 854, 856), причем

способ дополнительно включает крепление каждой из проходящих по кольцу деталей к другой детали (412, 414, 416) обшивки панели для обеспечения сохранения контура.

7. Способ по п. 1, согласно которому:

крепление стрингеров (320) и каркасных элементов (310) к панели (410) включает ориентацию стрингеров перпендикулярно каркасным элементам.

8. Способ по п. 1, согласно которому крепление панели (410) к другим панелям (420, 430, 440) включает выполнение нахлесточных соединений (500) обшивки между панелями.

9. Способ по п. 8, дополнительно включающий крепление элементов жесткости каждой из панелей друг с другом до выполнения нахлесточных соединений обшивки.

10. Способ по п. 1, дополнительно включающий крепление цилиндрической секции к другой цилиндрической секции.

11. Оснастка контура фюзеляжа, содержащая

проходящий по контуру элемент жесткости (700), устанавливаемый с возможностью снятия на конце (411) панели (410) и придающий панели контур (450), при этом элемент жесткости содержит:

выполненный в виде части кольца узел (850), прикрепленный к деталям (412, 414, 416) обшивки панели;

распорную штангу (810), прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой выполненным в виде части кольца узлом.

12. Оснастка по п. 11, в которой элемент жесткости обеспечивает сохранение контура независимо от того, отделена ли панель от опорной конструкции (600), используемой для изготовления панели.

13. Оснастка по п. 11, в которой элемент жесткости включает в себя точки (812) крепления на выполненном в виде части кольца узле, которые обеспечивают возможность крепления элемента жесткости к элементам жесткости других панелей.

14. Оснастка по п. 11, в которой выполненный в виде части кольца узел содержит множество частей (852, 854, 856), каждая из которых прикреплена к различным деталям (412, 414, 416) обшивки панели.

15. Система придания контура для панелей фюзеляжа, содержащая

опорную конструкцию (600), задающую контур (450) для придания формы панелям (410-440);

панель (410), установленную на опоры и содержащую

множество деталей (412, 414, 416) обшивки, которые проходят по контуру; и

стрингеры (320) и каркасные элементы (310), которые прикрепляют детали обшивки друг к другу; и

элемент жесткости (700), установленный на конце (411) панели, выполненный отдельно от опор и обеспечивающий сохранение контура во время транспортировки панели, при этом элемент жесткости содержит

выполненный в виде части кольца узел (850), прикрепленный к деталям обшивки; и

распорную штангу (810), прикрепленную к выполненному в виде части кольца узлу в концевых точках (812) дуги (858), задаваемой выполненным в виде части кольца узлом.