Загрузил Александр Шумейко

Диплом

Реклама
1
ЗМІСТ
1.
КОНСТРУКТОРСЬКИЙ РОЗДІЛ ..........................................................................................................3
1.1.
АВТОМАТИЗОВАНЕ ФОРМУВАННЯ ВИГЛЯДУ ЛІТАКА .....................................................3
Вступ, постановка цілі й задач проектування............................................................................................3
1.1.1 Розробка концепції створення проектованого літака й науково-технічної програми
досягнення його характеристик. ............................................................................................................3
1.1.2 Призначення, тактико-технічні вимоги до літака, умови його виробництва й
експлуатації, обмеження, що накладаються авіаційними правилами при проектуванні літака. 5
1.1.3 Збір, обробка й аналіз статистичних даних. Вибір основних відносних початкових
параметрів літака. ....................................................................................................................................6
1.1.4
Вибір і обґрунтування схеми літака, типу його силової установки. ....................................12
1.1.5 Розрахунок маси літака в трьох наближеннях и визначення й оптимізація проектних
параметрів літака і його агрегатів........................................................................................................14
1.1.6
Підбір двигунів і перевірка довжини розбігу. .......................................................................35
1.1.7 Розробка аеродинамічного, об'ємно-вагового, конструктивно-силового компонувань.
Розрахунок центрування і моментів інерції літака...........................................................................37
1.1.8 Ув'язування форми агрегатів, побудова зализів і обтічників літака. Оформлення
результатів розрахунків. .......................................................................................................................45
1.2.
Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета ....................................................47
1.2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской
конфигурациях самолета. ......................................................................................................................47
1.2.2
Расчет летных характеристик самолета методом тяг .............................................................48
1.2.3
Выводы ........................................................................................................................................50
1.3.
Інтегроване проектування й комп'ютерне моделювання кіля проектованого літака ...............50
1.3.1
Розробка майстер-геометрії агрегату. ......................................................................................50
1.3.2
Визначення навантажень, що діють на агрегат. ......................................................................50
1.3.3
Уточнення конструктивно-силової схеми агрегату..................................................................50
1.3.4
Вибір матеріалів для елементів конструкції агрегату. ............................................................50
1.3.5 Проектувальний розрахунок геометричних параметрів конструктивно-силових елементів
агрегату в регулярних і нерегулярних зонах з урахуванням заданого ресурсу. ...............................50
1.3.6
Дослідження впливу параметрів агрегату на його масу. ........................................................50
1.3.7
Проектувальний розрахунок з'єднань і стиків агрегату з фюзеляжем. .................................50
1.3.8
Прогнозування ресурсу агрегату в регулярних і нерегулярних зонах. ..................................50
1.3.9
Уточнення геометричних і конструктивних параметрів агрегату...........................................50
1.3.10
Посібник з технічної експлуатації проектованого агрегату літака. ...................................50
1.1.2 Конструктивно-технологический анализ базовой конструкции киля ..........................50
2
1.1.3 Конструктивно-технологический анализ модифицированного варианта
конструкции киля ....................................................................................................................................53
1.4.
2.
Інтегроване проектування й комп'ютерне моделювання однієї з систем літака .......................70
1.3.11
Проектування і моделювання силової установки. .............................................................70
1.3.12
Проектування і моделювання системи керування.............................................................70
1.3.13
Проектування і моделювання гідравлічної системи. .........................................................71
1.3.14
Проектування і моделювання пневматичної системи. ......................................................71
1.3.15
Проектування і моделювання систем життєзабезпечення. ..............................................71
1.3.16
Посібник з експлуатації проектованої системи. .................................................................71
Технологічний розділ .............................................................................................................................91
Розробка технології виготовлення агрегату літака ..................................................................................91
2.1
Аналіз вихідних конструкторських документів проектованого агрегату: технічні умови на
виготовлення, аналіз технологічності агрегату. .......................................................................................91
2.2
Розробка схеми конструктивно-технологічного членування, схеми збирання й ув'язування
заготівельно-складального оснащення. ...................................................................................................91
2.3
Розробка укрупненого технологічного процесу збирання агрегату: підбор інструмента й
устаткування, технічні умови на постачання деталей і складальних одиниць, розробка
технологічних карт процесу збирання, нормування, цикловий графік збирання. ...............................91
2.4
Проектування складального пристосування: розробка схеми базування, складання технічних
умов на проектування стапеля, вибір і обґрунтування прийнятих засобів виготовлення й монтажу
складального пристосування, опис конструкції складального пристосування, монтаж складального
пристосування. ............................................................................................................................................91
2.5
Організація робочого місця й техніка безпеки. ............................................................................91
2.1.4 Схема сборки киля .............................................................................................................................98
2.1.5 Методы и средства обеспечения взаимозаменяемости и точности увязки
оснастки для объекта ...................................................................................................................98
2.1.6 Разработка технологического процесса сборки киля ..................................................................103
2.1.7 Разработка технических условий поставки ...................................................................................104
2.1.8 Технические условия на сборку киля.............................................................................................104
2.2.1 Разработка схемы базирования при сборке киля ........................................................................107
2.2.2 Технические требования к сборочному приспособлению ...................................107
2.2.3 Описание конструкции стапеля ....................................................................................108
2.2.4 Технические условия на проектирование стапеля сборки киля ......................109
2.2.5 Монтаж стапеля сборки стабилизатора .................................................................110
2.2.6 Разработка оснастки второго порядка...........................................................................................111
2.3.3 Разработка циклового графика сборки киля.................................................................................117
2.4.3 Методы контроля киля ...................................................................................................................124
3
2.4.4 Мероприятия по повышению качества в цехе..............................................................................124
2.5 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЦЕХА СБОРКИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ ..................................126
2.5.1. Анализ производственного процесса цеха..............................................................126
2.5.2 Производственная программа цеха .............................................................................126
2.5.3 Фонды времени ......................................................................................................................127
2.5.4 Расчет количества оборудования................................................................................128
2.5.5 Расчёт количества работающих в цехе ...................................................................131
2.5.5 Расчёт площадей и объём цеха .....................................................................................133
2.5.6 Планировка цеха сборки хвостового оперения .......................................................136
3.
Економічний розділ..............................................................................................................................141
Розрахунок характеристик економічної ефективності .............................................................................141
4.
Охорона праці та безпека в надзвичайних ситуаціях .......................................................................142
5.
Спеціальне завдання ............................................................................................................................142
1. КОНСТРУКТОРСЬКИЙ РОЗДІЛ
1.1.
АВТОМАТИЗОВАНЕ ФОРМУВАННЯ ВИГЛЯДУ ЛІТАКА
Вступ, постановка цілі й задач проектування
1.1.1 Розробка концепції створення проектованого літака й науковотехнічної програми досягнення його характеристик.
Проектування нового літака починається з розробки концепції - загального
задуму його створення. Концепція визначає, якими шляхами і засобами, якими
параметрами
будуть
забезпечені
висока
ефективність
і
конкурентоспроможність проектованого літака, його перевага в порівнянні з
літаками, що знаходяться в експлуатації або в процесі розробки.
Концепція майбутнього літака закладається вже при розробці замовником
технічного завдання на проектування відповідним вибором функціональних і
льотно-технічних характеристик, зазначених в цьому завданні. Далі в процесі
розробки проекту виконавцем концептуальні ідеї виражаються в
обгрунтованому виборі перспективних значень основних параметрів літака при
складанні тактико-технічних вимог і при виборі його схеми. Всі основні
параметри, які обираються і призначаються в цих розділах, повинні спиратися
на статистику і враховувати динаміку розвитку авіації шляхом прогнозування
змін найбільш важливих параметрів і характеристик літаків з плином часу. Це
вимагає знання останніх досягнень в основних областях авіаційної науки і
техніки - аеродинаміці, двигунобудування, конструкції і конструкційних
матеріалах, обладнанні, озброєнні, технології, експлуатації та ін.
4
Як приклад оцінки позитивного впливу нових рішень на властивості літака
можна привести науково-технічний прогноз п'ятнадцятирічної давності однієї
зарубіжної літакобудівної фірми, згідно з яким магістральні пасажирські літаки,
спроектовані і побудовані в технологіях 2010 року, повинні мати злітну масу на
23-25% менше, ніж літаки 1995 року. Це істотне зниження злітної маси буде
досягнуто шляхом використання таких компонентів технічного прогресу:
ламинаризации обтікання крила - 4-6%; аеродинамічна компоновка - 6%;
конструкція - 8-10% за рахунок застосування нових матеріалів; силова
установка - 3%; обладнання та системи - 1%. Наведені чисельні дані вказані в
якості прикладу і зараз їх значення можливо дещо застаріли. Більш свіжі
прогнози слід шукати в новій і особливо в періодичній літературі за останні
роки, поєднуючи цей пошук зі збором статистичного матеріалу. Хороший
оглядовий матеріал з розвитку авіаційної науки і техніки, новітніх технічних
розробок можна знайти у випусках Технічної інформації ЦАГІ за останні роки,
а також в довідкових сайтах в мережі Інтернет.
5
1.1.2
Призначення, тактико-технічні вимоги до літака, умови його
виробництва й експлуатації, обмеження, що накладаються
авіаційними правилами при проектуванні літака.
Призначення літака: літак призначений для перевезення пасажирів на
відстань до 4000км.
1. Аеродинамічні вимоги. Для літака повинні бути визначені оптимальні
форми, параметри і взаємне розташування агрегатів, що забезпечують
отримання заданих льотних і злітно-посадочних характеристик. Літак має бути
досить стійкий і мати хорошу керованість на всіх режимах польоту; повинна
бути забезпечена повна безпека зльоту і посадки.
2. Вимоги міцності. Всі силові елементи і вузли повинні витримувати всі
види навантажень відповідно до вимог норм міцності, які передбачають різні
випадки навантаження агрегатів в польоті, а також при зльоті, посадці і русі по
аеродрому.
3. Вимоги жорсткості. Необхідно забезпечити збереження заданої форми
агрегатів, не допускати надмірних деформацій конструкції в польоті (прогинів і
кутів крутки, які можуть привести до виникнення небезпечних вібрацій
конструкції) і залишкових деформацій. Недостатня жорсткість конструкції
може привести до її передчасного руйнування.
4. Вимога найменшої ваги (маси). При вибраних параметрах агрегатів
необхідно раціонально визначити їх конструктівносіловие схеми, причому слід
прагнути до ефективного використання посилених елементів поздовжнього і
поперечного наборів крила, фюзеляжу і оперення. Мала вага (маса) конструкції
агрегатів літака є одним з основних показників її досконалості.
5. Вимоги живучості. Під живучістю конструкції агрегатів літака
розуміється здатність її виконувати свої функції (витримувати навантаження),
не перериваючи польоту, при часткових руйнування. Застосування конструкцій
з працюючою обшивкою при вигині і крученні істотно підвищує її живучість.
6. Експлуатаційні вимоги задовольняються цілим комплексом якостей
конструкцій агрегатів і літака в цілому. До такого комплексу відносяться:
а) надійність, т. е. здатність літака виконувати поставлені перед ним
завдання зі збереженням своїх льотних і експлуатаційних показників в заданих
межах протягом заданого проміжку часу.
б) хороший доступ до всіх частин і деталей, що підлягають поточному та
періодичному огляду та надання послуг; можливість ремонту конструкції;
можливість зберігання літака під відкритим небом і експлуатації його в різних
метеорологічних умовах;
в) відповідність компонування літака особливостям його призначення,
можливість швидко проводити його завантаження і розвантаження;
г) можливість заміни основних агрегатів і вузлів конструкції в процесі
експлуатації літака;
6
1.1.3
Збір, обробка й аналіз статистичних даних. Вибір основних
відносних початкових параметрів літака.
Вихідними даними для проектування літака нульового наближення
послужили:
- призначення: пасажирський літак;
- тип двигуна: ТРДД;
- маса платній навантаження: 5000 кг;
- дальність польоту: 4000 км;
- довжина розбігу: 1000 м.
Керуючись цими параметрами, був проведений збір статистичних даних.
Збір та обробка статистичних даних в ході проектування літака
дозволяє:
1. Отримати наочне уявлення про сучасний рівень розвитку
літакобудування з урахуванням:
а) типів літаків, необхідних сучасній авіації;
б) завдань, які вони виконують;
в) льотно-технічних якостей;
г) засобів досягнення цих якостей: застосовуваних схем літаків,
геометричних і масових параметрів, силової установки, конструкційних
матеріалів, засобів виробництва і ін.
2. Визначити тенденції та перспективи розвитку розробляється типу
літака, кількісні і якісні зміни ТТТ до літака, еволюцію його призначення,
умови виробництва і експлуатації.
3. Визначити ряд параметрів літака.
Аналіз статистичного матеріалу дає можливість розробити ТТТ до
проектованого літака, вибрати його схему.
Для збору статистичних даних необхідно використовувати дані літаків,
аналогічних проектованому і мають близькі льотно-технічні характеристики і
умови експлуатації.
Для збору статистичних даних в таблицю 1.1 про літаки такого класу
було обрано такі літаки:
1) Ан-74ТК300, Україна, "АНТК ім. Антонова ";
2) Ан-148, Україна, "АНТК ім. Антонова ";
3) Сухий Superjet 100, Росія, ВАТ "Компанія" Сухой ";
4) CRJ700, Канада, фірма "Bombardier".
5) ERJ170, Бразилія, фірма "Embraer".
7
Похідні величини
Геометричні дані
Дані СУ
Масові дані
Льотні дані
Таблиця 1.1 – Статистичні данні
Найменува
ння літака
Ан74ТК300
Ан-148
Сухой
Superjet 100
CRJ700
ERJ170
Vmax, км/ч
Hmax, км
Vкрейс, км/ч
Hкрейс,км
Vвзл, км/ч
L(mт max), км
L(mгр max),км
Lразб, км
Lпроб, км
m0(mвзл), кг
m0 max, кг
mпос, кг
mпуст, кг
mгр, кг
Nпас, чел
mт, кг
Число и тип
двигателя
750
11
700
10.1
250
5300
1250
1.900
1.900
37500
37500
34000
22450
10000
52
13210
2 ТРДД
Прогресс
Д-36 серия
4А
6380
1150
98.62
31.89
16
10.3
4.05
25.735
3.1
8.3
7.54
11.1
24,5
16.1
373
870
12.5
820
11.0
190
5400
3250
1.800
1.800
37780
37780
35500
24510
9000
80
12100
2 ТРДД
Прогресс
Д-436-148
950
12.5
840
11.5
230
4420
2950
1.530
1.400
42500
42500
39400
22190
12250
95
6830
1400
87.32
28.91
25
9.45
4.04
26.45
3.35
7.89
8.809
9.774
18.87
19.86
424
7080
875
12.5
830
11.5
210
3350
2650
1.560
1.550
33000
33000
30390
19730
8530
70
8820
2 ТРДД
General
Electric
CF34-8C1
5750
0.82М
12.5
890
11.4
200
3890
3420
1.690
1.160
36000
36000
32800
21040
9000
70
9340
2 ТРДД
General
Electric
CF34-8E
6200
68.8
23.2
30
5.2
3.3
32.5
3
10.83
7.065
9.6
18.3
15.1
215
78
26
28
6.8
2.6
28.6
3.35
8.54
8.809
10
21
18.4
261
0.35
2.93
0.26
0.36
2.76
0.24
0.34
3
0.29
0.35
2.87
0.26
0.35
2.9
0.25
Р, даН
mдв, кг
S, м2
l, м
X
λ
η
Lф, м
Dф, м
λф, м
Sф, м
ΣSМИД, м2
Sго
Sво
P0=m0g/10S,
даН/м2
t0=10P0/m0g
γдв=m0/P0
Kгр.полезн=mгр/
m0
2 ТРДД
PowerJet
SaM146
27.8
29.8
3.45
8.64
9.34
8
Малюнок 1.1 - Літак Ан-74ТК300
У 2001 році на Харківському державному авіаційному виробничому
підприємстві (ХДАВП) був створений принципово новий, високоекономічний
варіант вантажопасажирського літака Ан-74ТК300. 20 квітня 2001 року у
Харкові відбувся перший політ літака Ан-74ТК300 на аеродромі ХДАВП
Ан-74ТК300 - вантажопасажирський літак. На літаку, на відміну від
базової моделі, двигуни Д36 серії 4А (з реверсом тяги) встановлені під крилом
на пілонах. Нова компоновка дозволила значно збільшити швидкість, дальність
і економічну ефективність літака. Ан-74ТК300 оснащений сучасним
радіозв'язковим і пілотажно-навігаційним обладнанням відповідно до вимог
ICAO 2015 року, що забезпечує польоти літака на обладнаних трасах у всіх
регіонах, в простих і складних метеоумовах, вдень і вночі. Літак має кілька
модифікацій, в тому числі пасажирську, санітарну, VIP.
Літак Ан-74ТК300 максимально враховує зростаючі вимоги авіакомпаній і
пасажирів до економічності і безпеки експлуатації, до комфорту на борту,
доступному до останнього часу, тільки в трансконтинентальних лайнерах.
Досконалість аеродинамічного компонування літака в поєднанні з високою
економічністю двигунів дозволяють Ан-74ТК300 здійснювати протяжні
польоти за мінімальний час.
Незважаючи на те, що модель Ан-74ТК300 є модернізацією базової
машини Ан-74, фактично створена машина з новими характеристиками,
оскільки дальність польоту збільшена до 5300 км, крейсерська швидкість до
750 км / ч. і майже на чверть підвищена ефективність використання палива.
Літак оснащений турбореактивними двоконтурними двигунами модульної
конструкції Д36 серія 4А, які відповідають міжнародним нормам щодо рівня
шуму і викидів шкідливих речовин.
Великий внутрішній об'єм фюзеляжу, який Ан-74ТК300 успадкував від
свого попередника, дозволив дизайнерам створити просторий салон, що
наближує середньомагістральний літак за рівнем комфорту пасажирів до
широкофюзеляжному міжконтинентального лайнеру. Висока стеля, оптимальна
відстань між кріслами, ємні багажні полиці як наслідок природних розмірів
салону доповнюють вдалі рішення глибинно-просторової композиції інтер'єру.
9
Малюнок 1.2 - Літак Ан-148
Двомоторний турбореактивний літак, побудований за аеродинамічною
схемою свободнонесущего високоплана з крилом помірної стреловидности і
однокільовим Т-образним оперенням. Фюзеляж суцільнометалевий, типу
полумонокок круглого перетину. Шасі забирається трехопорное, з носовою
стійкою.
Система управління - електродистанційна з механічним резервом розробки
МІЕА, на відміну від змішаної бустерний-річний системи управління Ан-74.
Система складається з двох підсистем ЕДСУ-А і ЕДСУ-Б, кожна з яких має два
канали.
Кермові поверхні літака:
пара елеронів на кінцевих частинах крила, лівий і правий, відхиляються
керманичами агрегатами РА;
дві пари гальмівних інтерцепторів у центроплана, відхиляються
гидроцилиндрами ГЦ тільки на повний кут;
три пари елерон-інтерцепторів, розташовані між гальмівними
інтерцепторами і елеронами і відхиляються автономними керманичами
машинами АРМ;
цілісний кермо напряму (на відміну від двухзвенного у Ан-74), що
відхиляється двома керманичами приводами РП і одним автономним рульовим
приводом АРП резервного механічного контуру управління РМКУ;
дві секції керма висоти, ліва і права, кожна відхиляється двома РА і одним
АРП РМКУ.
РА елеронів і РМ, РП РН і ГЦ інтерцепторів харчуються від літакових
гідросистем ГС1 і ГС2, АРМ і АРП мають в своєму складі електричний насос.
Обидва елерона і обидві половини РВ мають по два РА, один з яких живиться
від ГС1, другий - від ГС2, ГЦ 1-х інтерцепторів харчуються від ГС2, 2-х
інтерцепторів - від ГС1.
10
Малюнок 1.3 - Літак Sukhoi Superjet 100
Літак побудований за нормальної компонувальною схемою - двомоторний
низкоплан із стрілоподібним крилом і однокільовим оперенням.
Два турбовентиляторних двигуна SaM146-1S18 виробництва компанії
PowerJet (спільне підприємство російського НВО «Сатурн» і французької
«Snecma»).
У конструкції крила сверхкритического профілю [29] застосовані
однощілинні закрилки. Частина механізації крила, а також носовий обтічник і
обтічник кореневій частині крила виконані з композиційних матеріалів [30].
Опрацьовується можливість установки аеродинамічних законцовок крила,
причому передбачається обладнати ними як нові, так і вже здані в експлуатацію
літаки.
Конструктори вважали за краще бічну ручку керування літаком
традиційному штурвалу, в результаті чого «Суперджет-100» став першим
російським серійним цивільним пасажирським літаком з «сайдстіком».
На літаках Superjet 100 використовується алгоритмічна захист від торкання
хвостом злітно-посадкової смуги, що дозволило відмовитися від використання
механічних амортизаторів.
Малюнок 1.4 - Літак CRJ700
11
CRJ700 - середньомагістральний пасажирський літак для місцевих
авіаліній, розроблений канадською фірмою Bombardier Regional Aircraft
(входить в корпорацію Bombardier Aerospace). У 1997 р фірма офіційно
розпочала програму розробки 70-місного літака CRJ700 (раніше мав
позначення CRJ-X), роботи по якому вона вела з 1995 Він розроблявся на
основі літака CRJ200 і мав збільшену довжину (32.41 м), більший розмах крила
(24.07 м) і двигуни General Electric CF34-8C1 тягою по 6510 кгс. Літак являє
собою вільнонесучий низкоплан з силовою установкою в хвостовій частині
фюзеляжу і Т-подібним оперенням. Літак має трехопорное шасі з носовою
стійкою, основні опори прибираються в крило. Максимальна злітна маса складе
32.8 т, платна навантаження - 8.52 т. Літак CRJ-700 призначений для польотів
за маршрутами довжиною 3000-3200 км.
Малюнок 1.5 - Літак ERJ170
ERJ-170 - середньомагістральний пасажирський літак для місцевих
авіаліній, розроблений бразильської фірмою Embraer. Літак є новою розробкою
фірми Embraer в класі зі збільшеною пасcажіровместімостью в порівнянні з
літаками ERJ-135/140/145. Літак являє собою низкоплан з розташованої на
пілонах під крилом силовою установкою. Літак має класичну схему оперення і
трехопорное шасі з носовою стійкою, основні опори прибираються в крило. У
розробці літака беруть участь фірми: General Electric (турбореактивні двигуни
CF34-8E / 10E), Hamilton Sundstrand (розробка хвостовій частині), Honeywell
(авіоніка Primus Epic), Kawasaki, Latecoere, Liebherr, Gamesa, Sonaca (різні
частини фюзеляжу), Parker Hannifin (гідродинаміка і паливна система). Роботи
над літаком були розпочаті в 1998 році. Вперше літак був представлений 11
лютого 1999 року і показаний в червні 1999 року на Паризькій авіавиставці.
Перший політ літака був запланований на 2001 рік. Серійне виробництво
заплановано на кінець 2002 року. Вартість літака оцінюється в 21 мільйонів
доларів.
12
1.1.4
Вибір і обґрунтування схеми літака, типу його силової установки.
Після збору статистичних даних переходимо до розробки ТТТ. Цей етап
буде проводитися на основі аналізу статистичних матеріалів, доповнивши
задані ТТТ проектованого літака.
Так як заданий пасажирський літак для 52 пасажирів з дальністю польоту
L = 4000 км, довжиною розбігу Lразб = 1000 м, то призначаємо висоту
крейсерського польоту Нкрейс = 10.1 км, крейсерську швидкість Vкрейс = 700
км / ч.
Підберемо кількість членів екіпажу: на салон ІІ і ІІІ класу необхідно 1
бортпровідник на 25-30, тобто за все потрібно 4 члени екіпажу.
Отримані ТТТ заносимо в таблицю 1.2.
Таблиця 1.2 - Тактико-технічні вимоги
Vmax
км/ч
800
LН=10.1
км
4000
nпас
чел
52
Lр
м
1000
Нmax
м
11000
Vкрейс
км/ч
700
Нкрейс м
10.100
nэк
чел
4
Після уважного вивчення всіх літаків, обраних для збору статистичних
даних, я вибрав для проектованого літака нормальну аеродинамічну схему,
тому що вона дає наступні переваги:
- плавне обтікання крила;
- ГО не затінює крило;
- носова частина коротка, що призводить до кращої шляхової стійкості.
В даний час всі магістральні та регіональні літаки мають нормальну
аеродинамічну схему.
По розташуванню крила була обрана схема високоплан - літак, у якого
крило кріпиться до верхньої частини фюзеляжу. Інтерференція між крилом і
фюзеляжем виходить мінімальної, крім того:
- забезпечується дуже хороший огляд нижньої півсфери льотчикам і
пасажирам;
- конструктивно спрощуються усередині фюзеляжу пасажирські салони і
вантажні відсіки.
Оскільки можлива експлуатація літака на непідготовлених ВПП, при
розміщенні двигунів на пілонах під крилом (обгрунтування цього вибору см.
Нижче), високе розташування крила захищає двигуни від засмоктування в
повітрозабірники каменів і сміття з поверхні ЗПС. Крім того, високоплан
володіє і іншими перевагами, найважливішими з яких є: зменшення опору
інтерференції, більш раціональне використання внутрішніх обсягів фюзеляжу.
Досить істотним недоліком високого розташування крила є неможливість
прибирання шасі в крило. Ця проблема вирішується шляхом установки в
нижній частині фюзеляжу спеціальних гондол для прибирання шасі (недолік невелика колія і, як наслідок, менша стійкість на рулінні).
13
Щоб уникнути затінення горизонтального оперення крилом, ГО винесено
вгору від спутной струменя, на кіль (Т-подібна схема оперення). Таке
розміщення горизонтального оперення має наступні переваги: збільшення
плеча LГО від центра ваги літака до центру тиску горизонтального оперення
дозволяє зменшити площу ГО, а отже і його масу. Крім того, розташоване на
кінці кіля горизонтальне оперення грає роль кінцевий шайби, збільшуючи
ефективне подовження вертикального оперення, що дозволяє зменшити площу
кіля і його масу. Загальний виграш маси може скласти до двадцяти відсотків
маси (20%) всього оперення, проте складність конструкції оперення, передача
навантажень на фюзеляж, що вимагає посилення кіля, можуть значно знизити
цей ефект. Основним недоліком Т-образного оперення є втрата стійкості при
попаданні оперення в зону спутной струменя крила на великих кутах атаки. І
хоча політ на великих кутах атаки не є режимним для літака такого класу,
застосування Т-образного оперення багато в чому є вимушеним рішенням.
Розміщення двигунів на пілонах під крилом дає можливість розвантажити
в польоті крило, що дозволяє зменшити його масу, збільшує критичну
швидкість флаттера, так як двигуни грають роль протівофлаттерних вантажів,
також при такому розташуванні двигунів спрощується їх обслуговування.
Можливе утруднення через втрату площ для розміщення механізації
дозволяється, по-перше, застосуванням більш потужної та ефективної
механізації, а по-друге, великим виносом гондол двигунів на пілонах по
відношенню до передньої кромці крила.
Схема шасі триколісні, з носовою стійкою. Для літаків подібного класу
така схема є найбільш поширеною, що пояснюється кращими умовами посадки
і більш ефективним використанням гальм.
Отже, літак має нормальну аеродинамічну схему, високе розташування
крила (високоплан), двигуни розташовуються в гондолах під крилом, оперення
Т-образне,, система шасі триколісні, з носовою стійкою.
Нижче наведена таблиця, яка визначає основні геометричні параметри
літака з урахуванням статистичних даних.
За статистичними даними були визначені основні параметри крила λ, χ, η,
bз 
bз
b , кути відхилення закрилків  з , відносна
с , відносна хорда закрилки
S
S эл  эл
S , параметри фюзеляжу, ГО, ВО, і занесені в таблицю 1.3.
площа елерона
Таблиця 1.3 - Основні параметри літака
λ
χ°
η
c
10.31
S го
0.2484
16
S во
0.162
4.05
λго
4.08
з
0.14
λво
bз
0.6
χ°го
30
χ°во
0.8
18
34
S эл
0.04
с го
0.12
λф
Dф,м
Lф,м
8.3
с во
3.1
ηго
25.735
ηво
0.12
2.5
1.25
14
1.1.5
Розрахунок маси літака в трьох наближеннях и визначення й
оптимізація проектних параметрів літака і його агрегатів.
Визначення злітної маси літака в нульовому наближенні
Злітна маса літака в нульовому наближенні визначається за формулою:
m0 
m гр +m эк
1-(m к +m с.у. +m Т +m об.упр. )

5000  320
 35000 [кг].
1  (0.28  0.1  0.368  0.1)
Використовуючи статистичні дані, обчислюємо:
маса екіпажу: mэк=80·nэк=80·4=320 [кг];
маса комерційного навантаження: mгр=95·nпас=95·52=4940≈5000 [кг];
відносна маса палива mт  a 
bL
, где
V
L– дальність польоту, L=4000[км],
V- швидкість польоту, V=700[км/ч],
a=0.05, b=0.06, тоді mò  0.368 ;
Розрахунок маси конструкції основних агрегатів літака, маси силової
установки, палива, обладнання та управління
Відносна маса конструкції: mк  0.28 ;
Відносна маса силової установки: mñó  0.1 ;
Відносна маса обладнання: mî á  0.1
Визначаємо масу конструкції літака: mê  0.28  35000  9800 [кг].
Маса крила: mêð  0.337  9800  3303 [кг].
Маса фюзеляжу: mô  0.4  9800  3920 [кг].
Маса оперення: mî ï  0.08  9800  784 [кг].
Маса шасі: mø  0.184  9800  1803 [кг].
Маса палива: mò  0.368  35000  12900 [кг].
Маса силової установки: mñó  0.1 35000  3500 [кг].
Всі значення мас заносимо в таблицю 1.4.
Таблица 1.4 – Значение масс агрегатов самолета
m0 ,
кг
35000
mгр,
кг
5000
mэк,
кг
320
mк ,
кг
9800
mкр,
кг
3303
mф,
кг
3920
mоп,
кг
784
mш ,
кг
1803
mт,
кг
12900
mсу,
кг
3500
mдв,
кг
1450
15
Визначення геометричних розмірів основних агрегатів літака (крила,
фюзеляжу, оперення, шасі). Визначення положення центра мас. Розробка
загального виду літака
Визначення геометричних параметрів крила
Питома навантаження на крило при зльоті Р0=348.15 [даН/м2].
Визначаємо площу крила зі співвідношення
S
m0  g 35000  9.81

 98.62 [м2].
10  P0 10  348.15
Розмах крила l    S  10.31 98.62  31.89 [м], где
λ=10.31 – подовження крила.
Коренева b0 і кінцева bк хорди крила визначаються з умов значень S, l, η:
η=4.05– звуження крила,
b0 
S 2  98.62 2  4.05



 4.960 [м];
l   1 31.89 4.05  1
b
4,960
bê  0 
 1, 225 [м].

4.05
Середня аеродинамічна хорда обчислюється:
ba 
2
 2  1 2
16.4  4.05  1
 b0 
  4.960 
 3.467 [м].
3
4.05   4.05  1
  1  3
Визначаємо координату САХ за розмахом крила:
l   2 31.89 4.05  2
Za  


 6.367 [м].
6  1
6
4.05  1
Координата носка СAX по осі ОХ визначається:
Xа 
b 2

tg пк , где
6  1
пк=16° - кут по передній крайці крила,
X a  Z a  tg ï ê  6.367  0.2568  1.64 [м].
Визначення геометричних параметрів фюзеляжу
Довжина фюзеляжу lô  ô  Dô  8.3  3.1  25.735 [м].
Довжина носової частини фюзеляжу lô  í .÷.  Dô  1.71 3.1  5.323 [м].
Довжина хвостовій частині фюзеляжу lõâ.÷  õâ.÷.  Dô  3.0565  3.1  9.475 [м].
Визначення геометричних параметрів ГО і ВО
Також, як і для крила, визначаються l го , l в о , b0 го , b0 в о , bк.го , bк.во :
Площа ГО: Sãî  Sãî  S  0.248  98.62  24.50 [м2].
Розмах ГО: lãî  Sãî  ãî  24.50  4.09  10 [м].
16
S ãî  ãî  2 24.50 2.5  2



 3.5 [м].
lãî  ãî  1
10 2.5  1
b
3.5
 0 ãî 
 1.4 [м].
 ãî 2.5
Коренева хорда ГО: b0 ãî 
Кінцева хорда ГО: bê .ãî
Середня аеродинамічна хорда ГО:
ba.ãî 
 2   ãî  1 2
2
6.25  2.5  1
 b0 ãî  ãî
  3.5 
 2.6 [м].
3
2.5   2.5  1
ãî  1 ãî 3
l  ãî  2 10 2.5  2
 
 2.14 [м].
6  ãî  1 6 2.5  1
Координата Сах за розмахом ГО: Z a.ãî  
Координата носка САХ по осі ОХ: X a.ãî  Za.ãî  tg ï êãî  2.14  0.3249  0.695 [м].
Площа ВО: Sâî  Sâî  S  0.163  98.62  16.10 [м2].
Розмах ВО: lâî  Sâî  âî  16.10  0,8  3.58 [м].
Sâî âî  2 16.10 1.25  2



 4.996 [м].
lâî âî  1 3.58 1.25  1
b
4.996
 0 âî 
 3.996 [м].
âî
1.25
Коренева хорда ВО: b0âî 
Кінцева хорда ВО: bê .âî
Середня аеродинамічна хорда ВО:
ba.âî 
 2  âî  1 2
2
1.5625  1.25  1
 b0  âî
  4.996 
 4.4964 [м].
3
âî  1âî 3
1.25  11.25
l âî  2
 0.86 [м].
6 âî  1
Координата САХ за розмахом ВО: Z a.âî  
Координата носка САХ по оси ОХ: X à.âî  Z à.âî  tg 34  0.58 [м].
Визначення геометричних параметрів шасі
Параметри шасі включають в себе базу шасі (відстань між основними
опорами і носовою опорою), колію (відстань між головними опорами), винос
головних опор і винос передньої стійки, висоту шасі і висоту центру мас, а
також похідну від останніх величину посадкового кута , величину
протівокапотажного кута .
База шасі повинна знаходитися в межах (0.3…0.4)·Lф, где Lф – довжина
фюзеляжу. У нашому випадку база становить 8.2 м, т.е. 0.318·Lф.
Висота шасі визначається з умови забезпечення мінімального зазору між
поверхнею ЗПС і планером літака - (200 ... 250) мм. Приймаємо висоту шасі 500
мм. Висоту ЦМ над ЗПС приймаємо рівною 2.075м.
Посадковий кут  (Кут між віссю фюзеляжу і дотичній до головних опор і
хвостовій частині фюзеляжу) лежить в межах 10…16. Приймаємо в нашому
випадку  = 12.
Противокапотажний кут  (Кут між нормаллю до осі літака, проведеної
через ЦМ, і прямий, що з'єднує ЦМ з точкою перетину осі головних опор з
ВПП) повинен перевищувати кут  хоча б на (2..3), і лежить в межах 8 - 18,
[3]. приймаємо  = 14.
17
Винесення головних коліс визначається з умови навантаження передньої
опори на стоянці e = 0,12Lбазы = 0.984[мм].
Колія шасі значною мірою визначає поперечну стійкість при русі по землі,
а також впливає на маневреність і керованість. Її величина лежить в межах
2НВ15[м]. Однак для високоплана з основними стійками шасі, що
забираються в гондоли фюзеляжу, важко забезпечити більшу величину колії,
тому приймаємо мінімально допустиму: B = 2H, где H – висота ЦМ над ВПП.
Тогда : B = 22.075 = 4,150 [м].
Дослідження впливу параметрів крила і механізації на величини 𝐶𝑦отр , 𝐾отр
Дослідити вплив на величину коефіцієнта підйомної сили крила і
аеродинамічного якість літака при зльоті наступних параметрів крила і його
механізації:
– середньої відносної товщини профілю крила с̅ ;
– подовження крила λ ;
– звуження крила ŋ ;
– стрілоподібності крила по передній кромці 𝜒пк ;
– відносний розмах закрилка (щитка) ℓ̅з ;
– відносної хорди закрилка 𝑏̅з ;
– кута відхилення закрилки при зльоті 𝛿з0взл .
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних
Символ
с̅
λ
ŋ
𝜒пк
ℓ̅з
𝑏̅з
𝛿з0взл
𝑘з
̅̅̅̅
ℓ
пр
𝑘пр
∆С̅у
Найменування
Відносна товщина
профілю крила
Подовження крила
звуження крила
Стреловидность 𝜒пк ,
град.
Відносний розмах
закрилка
Відносна хорда закрилки
Кут відхилення закрилки
при зльоті, град.
Коефіцієнт якості
закрилка
Відносний розмах
предкрилка
Коефіцієнт якості
предкрилка
Приріст Су от механізації
Значення
Символ
14
𝛼отр
10.31
4.05
16
Мотр
𝐷ф
𝜆ф
0.6
Кмид
0.3
𝑘инт
20
𝑘оп
0.165
𝑚ком
0.68
𝑘отд
0.12
2
Найменування
Кут атаки при зльоті,
град.
Число М відриву
Діаметр фюзеляжу, м
подовження фюзеляжу
Значенн
я
10
0.24
3.1
8.3
Навантаження на
мидель, даН/м2
Коефіцієнт
інтерференції
Коефіцієнт оперення
2476
5000
ℎ̅
Маса комерційного
навантаження, т
Коефіцієнт корисної
віддачі
Відносна висота 𝑏𝑐𝑎𝑥
ℓ̅
Відносний розмах крила
8.51
1
1.41
0.27
1.08
18
Пользователь :
Группа
:
Дата расчета :
Время расчета :
Shumeyko
150
28.11.2016
12ч26м
Лаб. работа N_3.
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; LZ= 0.60;
BZ= 0.30; DZB= 20.00 град; KZ= 0.16; LP= 0.68; KP= 0.12;
DCY= 2.00; AOT= 10.00 град; MOT= 0.24; DF= 3.10 м; LF= 8.30;
KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т; KOTD=
HOT= 1.08; LOT= 8.51;
0.27;
Результаты расчета :
Влияние yдлинения крыла на коэфф. подъемной силы и качество при отрыве.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
Cy
1.07 1.57 1.76 1.86 1.91 1.95 1.98 2.00 2.01 2.03 2.04
P,[Дан/м¤]
100.0
4.32
200.0
4.05
300.0
3.87
400.0
3.72
500.0
3.60
600.0
3.50
700.0
3.41
800.0
3.33
900.0
3.26
_Котр_
8.21 10.74 12.76 14.49 15.98 17.27 18.40 19.39 20.27 21.06
7.79 10.24 12.19 13.86 15.30 16.54 17.62 18.57 19.41 20.16
7.48 9.85 11.75 13.36 14.75 15.95 16.99 17.90 18.70 19.41
7.22 9.53 11.37 12.94 14.28 15.43 16.43 17.30 18.07 18.75
7.01 9.25 11.04 12.56 13.85 14.96 15.93 16.77 17.50 18.15
6.82 9.00 10.74 12.21 13.47 14.54 15.47 16.27 16.98 17.60
6.64 8.78 10.47 11.90 13.11 14.15 15.04 15.82 16.50 17.09
6.49 8.57 10.22 11.60 12.78 13.78 14.64 15.39 16.05 16.62
6.35 8.38 9.98 11.33 12.47 13.44 14.27 14.99 15.62 16.17
Суотр
2,2
2
1,86
1,91
1,95
2
1,98
2,01
2,03
2,04
1,76
1,8
1,57
1,6
1,4
1,2
1,07
1
0
5
10
15
20
λ
Рис. 1.6- Залежність коефіцієнта підйомної сили від відносного подовження
крила.
19
Котр
17
15,98
16
15,3
15
14,75
14,49
14,28
13,86
14
13,85
13,11
12,94
12,76
13
12,78
12,56
12,47
12,21
12,19
11,9
11,75
12
3
13,47
13,36
11,37
11,04
11
11,6
11,33
2
10,74
10,47
10,22
1
9,98
10
9
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
1000
Р,даН/м2
Рис. 1.7 Залежність аеродинамічного якості при відриві від подовження крила.
1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12.
Висновок:
При збільшенні подовження крила коефіцієнт підйомної сили зростає.
При λ=12 коефіцієнт підйомної Суотр =1,95.
При збільшенні питомої навантаження Котр зменшується.
При р=490 Р,даН/м2 Аеродинамічний якість Котр = 13,95.
Дослідження впливу параметрів літака на величину потрібних стартових
тяговооруженности дозвукового пасажирського літака з ТРДД
Рассчитать стартовые тяговооруженности самолёта
t 0крейс = f(Mкрейс , Нкрейс ), t 0взл = f(Lразб ), t 0без = f(θ);
Определяемые требованиями крейсерской скорости Мкрейс на высоте
крейсерского полёта Нкрейс , заданной длины разбега перед взлётом Lразб и
величины угла набора высоты θ после отрыва при одном отказавшем двигателе.
Исследовать влияние на t 0крейс , t 0взл , t 0без величины удельной нагрузки на
крыло р, геометрических параметров крыла λ, с̅, 𝜒, ŋ и его механизации
ℓ̅з , ̅̅̅
𝑏з , 𝛿з .
20
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; LZ= 0.60;
BZ= 0.30; DZB= 20.00 град; KZ= 0.16; LP= 0.68; KP= 0.12;
DCY= 2.00; AOT= 10.00 град; MOT= 0.24; DF= 3.10 м; LF= 8.30;
KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т; KOTD= 0.27;
HOT= 1.08; LOT= 8.51;
ND= 2; ZW= 0.97; ZDO= 0.85; ZD= 0.50; DM= 4.98;
MX= 0.74; HN=
10.10 км; HK=
10.10 км; FTR= 0.03; LR= 930.00 м;
Результаты расчета :
Стартовая тяговооруженность, определяемая длиной разбега.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.270
200.0 0.405
300.0 0.539
400.0 0.671
500.0 0.803
600.0 0.935
700.0 1.066
800.0 1.198
900.0 1.328
0.173
0.263
0.353
0.442
0.531
0.619
0.708
0.796
0.885
0.150
0.229
0.308
0.387
0.466
0.545
0.623
0.702
0.781
0.138
0.213
0.288
0.363
0.437
0.512
0.586
0.661
0.735
0.131
0.204
0.276
0.349
0.421
0.493
0.565
0.637
0.709
_TOW_
0.127
0.198
0.269
0.339
0.410
0.481
0.552
0.622
0.693
0.123
0.193
0.263
0.333
0.403
0.472
0.542
0.612
0.682
0.121
0.190
0.259
0.328
0.397
0.466
0.535
0.604
0.673
0.119
0.188
0.256
0.325
0.393
0.461
0.530
0.598
0.667
0.117
0.186
0.254
0.322
0.390
0.458
0.526
0.594
0.662
0.116
0.184
0.252
0.319
0.387
0.455
0.522
0.590
0.657
Стартовая тяговооруженность, определяемая безопасностью взлета.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.774
200.0 0.821
300.0 0.857
400.0 0.887
500.0 0.914
600.0 0.939
700.0 0.962
800.0 0.983
900.0 1.004
0.442
0.462
0.478
0.492
0.505
0.518
0.529
0.540
0.550
0.355
0.369
0.380
0.391
0.400
0.409
0.418
0.427
0.435
0.310
0.321
0.331
0.339
0.347
0.355
0.362
0.370
0.377
_TOB_
0.282 0.263
0.292 0.271
0.300 0.278
0.307 0.285
0.314 0.292
0.321 0.298
0.328 0.304
0.334 0.310
0.340 0.316
0.248
0.256
0.263
0.269
0.275
0.281
0.287
0.293
0.298
0.238
0.245
0.251
0.257
0.263
0.269
0.274
0.280
0.285
0.229
0.236
0.242
0.248
0.254
0.259
0.265
0.270
0.275
0.222
0.229
0.235
0.241
0.246
0.251
0.257
0.262
0.267
0.217
0.223
0.229
0.235
0.240
0.245
0.250
0.255
0.260
Стартовая тяговооруженность, определяемая крейсерской скоростью полета.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
_TOK_
100.0 0.773 0.852 0.895 0.924 0.946 0.963 0.978 0.991 1.002 1.012 1.021
200.0 0.446 0.495 0.522 0.540 0.553 0.564 0.573 0.581 0.587 0.593 0.599
300.0 0.339 0.376 0.396 0.410 0.420 0.428 0.435 0.441 0.446 0.450 0.454
400.0 0.286 0.317 0.334 0.345 0.353 0.360 0.365 0.370 0.374 0.378 0.381
500.0 0.255 0.282 0.296 0.306 0.313 0.318 0.323 0.327 0.331 0.334 0.337
600.0 0.235 0.258 0.271 0.279 0.286 0.291 0.295 0.299 0.302 0.304 0.307
700.0 0.221 0.242 0.253 0.261 0.266 0.271 0.275 0.278 0.281 0.283 0.285
800.0 0.210 0.229 0.240 0.247 0.252 0.256 0.260 0.263 0.265 0.267 0.269
900.0 0.203 0.220 0.229 0.236 0.241 0.245 0.248 0.250 0.253 0.255
0.257
t0
21
1
0,963
0,946
0,924
0,9
0,8
0,735
0,709
0,693
0,7
10,661
2
3
0,637
0,622
0,586
0,565
0,552
0,6
0,564
0,553
0,54
0,512
0,493
0,481
0,5
0,437
0,421
0,41
0,428
0,42
0,41
4
0,4
0,31
0,282
0,263
0,3
0,321
0,292
0,271
0,331
0,3
0,288
0,278
0,276
0,269
0,363
0,36
0,353
0,349
0,345
0,339
0,307
0,285
0,347
0,318
0,314
0,313
0,306
0,292
5
6
0,37
0,377
0,355
0,362
0,328
0,334
0,34
0,321
0,304
0,31
0,316
0,298
0,291
0,286
0,279
0,271
0,266
0,261
0,256
0,252
0,247
0,245
0,241
0,236
0,213
0,204
0,198
0,2
7
8
9
0,138
0,131
0,127
0,1
0
100
200
300
400
500
600
700
800
р, даН/м2
900
Рис. 1. Залежність споживаних тяговооруженности від величини питомого
навантаження на крило і відносного подовження крила: 1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12
при стартовій тяговооруженности, яка визначається довжиною розбігу;
4–λ=8; 5–λ=10; 6–λ=12– при стартовій тяговооруженности, яка визначається
безпекою зльоту; 7–λ=8; 8–λ=10; 9–λ=12 – при стартовій тяговооруженности
визначається крейсерською швидкістю польоту.
22
Висновок:
При збільшенні питомої навантаження стартова тяговооруженность, яка
визначається довжиною розбігу збільшується.
При р=490 Р,даН/м2 , 𝑡0𝐿разб = 0,4.
При збільшенні питомої навантаження стартова тяговооруженность, яка
визначається безпекою зльоту збільшується.
При р=490 Р,даН/м2 , 𝑡0бзп взл = 0,29.
При збільшенні питомої навантаження стартова тяговооруженность
визначається крейсерською швидкістю польоту зменшується.
При р=490 Р,даН/м2 , 𝑡0взл = 0,32.
Дослідження впливу параметрів літака відносну масу силової установки
дозвукового пасажирського літака з ТРДД
Визначити чисельну значення відносної маси силової установки в
залежності від конкретних значень стартових тяговооруженности, а також
числа і розташування двигунів, ступеня двоконтурності двигунів і наявності
тяги на кожному з них.
Оскільки тяговооруженности залежать від літніх характеристик
Мкрейс , Нкрейс , 𝐿з , 𝜃з питомого навантаження на крило р, геометрії крила λ,
0
с̅, 𝜒пк
, ŋ і його механізації ℓ̅з , 𝑏̅з , 𝛿з0 то і величина відносної маси силової
установки буде залежати від усіх параметрів, перерахованих в п. 1 і 2.
Завданням виконавця і є аналіз цих залежностей, а також використання їх в
подальших роботах.
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; LZ= 0.60;
BZ= 0.30; DZB= 20.00 град; KZ= 0.16; LP= 0.68; KP= 0.12;
DCY= 2.00; AOT= 10.00 град; MOT= 0.24; DF= 3.10 м; LF= 8.30;
KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т; KOTD= 0.27;
HOT= 1.08; LOT= 8.51;
ND= 2; ZW= 0.97; ZDO= 0.85; ZD= 0.50; DM= 4.98;
MX= 0.74; HN=
10.10 км; HK=
10.10 км; FTR= 0.03; LR= 930.00 м;
NDR= 2; K11= 0.95;
Результаты расчета :
23
Стартовая тяговооруженность дозвукового транспортного самолета с ТРДД.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.774
200.0 0.821
300.0 0.857
400.0 0.887
500.0 0.914
600.0 0.939
700.0 1.066
800.0 1.198
900.0 1.328
0.852
0.495
0.478
0.492
0.531
0.619
0.708
0.796
0.885
0.895
0.522
0.396
0.391
0.466
0.545
0.623
0.702
0.781
0.924
0.540
0.410
0.363
0.437
0.512
0.586
0.661
0.735
_TO_
0.946 0.963
0.553 0.564
0.420 0.428
0.353 0.360
0.421 0.410
0.493 0.481
0.565 0.552
0.637 0.622
0.709 0.693
0.978
0.573
0.435
0.365
0.403
0.472
0.542
0.612
0.682
0.991
0.581
0.441
0.370
0.397
0.466
0.535
0.604
0.673
1.002
0.587
0.446
0.374
0.393
0.461
0.530
0.598
0.667
1.012
0.593
0.450
0.378
0.390
0.458
0.526
0.594
0.662
1.021
0.599
0.454
0.381
0.387
0.455
0.522
0.590
0.657
Относительная масса СУ дозвукового транспортного самолета с ТРДД.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.243
200.0 0.257
300.0 0.269
400.0 0.278
500.0 0.287
600.0 0.294
700.0 0.334
800.0 0.375
900.0 0.416
𝑡0
0.267
0.155
0.150
0.154
0.166
0.194
0.222
0.250
0.277
0.280
0.164
0.124
0.123
0.146
0.171
0.195
0.220
0.245
0.290
0.169
0.129
0.114
0.137
0.160
0.184
0.207
0.230
_SU_
0.296 0.302
0.173 0.177
0.132 0.134
0.111 0.113
0.132 0.129
0.155 0.151
0.177 0.173
0.200 0.195
0.222 0.217
0.307
0.180
0.136
0.115
0.126
0.148
0.170
0.192
0.214
0.311
0.182
0.138
0.116
0.125
0.146
0.168
0.189
0.211
0.314
0.184
0.140
0.117
0.123
0.145
0.166
0.188
0.209
0.317
0.186
0.141
0.118
0.122
0.143
0.165
0.186
0.207
0.320
0.188
0.142
0.119
0.121
0.143
0.164
0.185
0.206
0,963
0,946
0,924
1
0,9
0,8
3
0,7
2
1
0,735
0,709
0,693
0,661
0,637
0,622
0,586
0,565
0,552
0,564
0,553
0,54
0,6
0,512
0,493
0,481
0,5
0,437
0,421
0,41
0,428
0,42
0,41
0,363
0,36
0,353
0,4
0,3
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
даН
р, м2
Рис. 1. Залежність найбільших тяговооруженности від величини питомого
навантаження на крило і відносного подовження крила: 1–λ=8; 2–λ=10; 3–
λ=12.
24
𝑚с.у.
̅̅̅̅̅̅
0,302
0,296
0,29
0,3
1
0,25
2
3
0,2
0,23
0,222
0,217
0,207
0,2
0,195
0,184
0,177
0,173
0,177
0,173
0,169
0,16
0,155
0,151
0,15
0,137
0,132
0,129
0,134
0,132
0,129
0,114
0,113
0,111
0,1
0
100
200
300
400
500
600
700
800
900
даН
р, м2
Рис. 2. Залежність відносної маси силової установки від величини питомого
навантаження на крило при подовженні крила: 1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12.
Висновок
Найбільш оптимальна тяговооруженность дорівнює при питомому
навантаженні λ=12 і при питомого навантаження р=490 Р,даН/м2 ,
𝑡0опт =0,4036. А відносна маса силової установки при питомому навантаженні
λ=12 і при питомого навантаження р=490 Р,даН/м2 , ̅̅̅̅̅̅=0,127.
𝑚с.у.
Впливу параметрів літака відносну масу палива дозвукового пасажирського
літака з ТРДД
Визначити величину відносної маси палива для заданої дальності польоту
L і режиму крейсерського польоту Мкрейс , Ннач , Нкон .
Дослідити вплив на величину відносної маси палива геометричних
параметрів крила λ, с̅, 𝜒, ŋ і питомого навантаження на крило р.
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; DF= 3.10 м;
LF= 8.30; KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т;
KOTD= 0.27; DM= 4.98; MX= 0.74; HN=
10.10 км;
HK=
10.10 км; L= 4000.00 км;
Результаты расчета :
25
Влияние yдлинения крыла на отн. массу топлива транспортного самолета.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.341
200.0 0.369
300.0 0.394
400.0 0.418
500.0 0.441
600.0 0.464
700.0 0.485
800.0 0.506
900.0 0.527
0.243
0.259
0.273
0.287
0.299
0.312
0.323
0.335
0.346
0.216
0.228
0.239
0.250
0.260
0.269
0.279
0.288
0.296
0.201
0.211
0.221
0.230
0.238
0.246
0.254
0.262
0.269
0.190
0.200
0.208
0.216
0.224
0.231
0.238
0.244
0.251
_Mт_
0.183
0.191
0.199
0.206
0.213
0.219
0.225
0.231
0.237
0.177
0.185
0.192
0.198
0.204
0.210
0.216
0.221
0.226
0.172
0.179
0.186
0.192
0.198
0.203
0.208
0.213
0.218
0.168
0.175
0.181
0.187
0.192
0.197
0.202
0.206
0.211
0.164
0.171
0.177
0.182
0.187
0.192
0.196
0.201
0.205
0.161
0.168
0.173
0.178
0.183
0.188
0.192
0.196
0.200
m
̅̅̅̅т
0,29
1
0,27
2
0,254
0,246
0,25
0,238
0,23
0,216
0,211
0,21
0,19
0,201
0,2
0,19
0,183
0,191
100
200
0,208
0,238
0,237
0,231
0,225
0,224
0,221
0,251
0,244
0,231
0,23
0,269
0,262
0,219
0,213
3
0,206
0,199
0,17
0
300
400
500
600
700
800
900
даН
р, м2
Мал. 1 Залежність відносної маси палива від питомого навантаження на крило
при подовженні крила: 1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12.
Висновок
Залежність маси палива при збільшенні питомого навантаження на крило
збільшується.
При р=490 Р,даН/м2 ,равна ̅̅̅̅=0,213.
mт
26
Дослідження впливу параметрів літака на відносну масу конструкції
дозвукового пасажирського літака з ТРДД
Визначити чисельні значення відносної маси крила ̅̅̅̅̅
𝑚кр і залежність від
питомого навантаження на крило р геометричних характеристик крила:
подовження λ, стрілоподібності 𝜒пк , відносної товщини профілю с̅ і звуження ŋ.
Розрахувати відносну масу фюзеляжу 𝑚
̅̅̅̅
ф і її залежність від діаметра 𝑑ф і
подовження фюзеляжу 𝜆ф .
Визначити відносну масу оперення ̅̅̅̅̅
𝑚оп і її залежність від питомого
навантаження на крило.
Знайти відносну масу шасі 𝑚
̅̅̅̅̅.
ш
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних для крила і фюзеляжа
Тип паливних баків:
( ) м'які
(*) З герметизацією поливом
Символ Найменування
Маса комерційного
𝑚Ком
навантаження, т
Коефіцієнт корисної
𝑘Отд
віддачі
Діаметр фюзеляжу, м
𝐷Ф
Тип панелей:
(*) Клепані
( ) Монолітні
Значення Символ Найменування
5000
Λ
Подовження крила
0.27
Ŋ
Звуження крила
3.1
С̅
Відносна товщина
профілю крила
Ступінь
двоконтурності
Розрахункове число
Маха
Початкова висота
польоту, км
Кінцева висота
польоту, км
Дальність польоту
𝜆Ф
Подовження фюзеляжу
8.3
Y
КМид
Навантаження на мидель
дан/М2
Коефіцієнт
інтерференції
Коефіцієнт оперення
2476
МРасч
1
ННач
1.41
НКон
16
L
𝑘Инт
𝑘Оп
Стреловидность 𝜒Пк ,
град.
Відносний розмах
ℓ̅З
закрилка
Крепление стоек:
𝜒Пк
0.6
Коефіцієнт механізації
крила
Уборка главных стоек шасси:
КМех
(*) к фюзеляжу
(*) в фюзеляж
Транспортировка багажа:
(*) без контейнеров
Компоновка двигателей:
(*) на крыло
𝑚Ком
Масса коммерческой нагрузки, т
5000
𝑘Отд
Коэффициент полезной отдачи
0.27
Значення
10.31
4.05
14
4,98
0,74
10100
10100
4000
1,6
27
Кфд =0,02728
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних для шасі
Кількість головних стояк:
(..) Ровно двум
Символ Найменування
𝑚Ком Маса комерційного
навантаження, т
Коефіцієнт корисної
𝑘Отд
віддачі
(*) больше двух
Значення
5000
0.27
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних для оперення
Горизонтальне оперення:
(*) Т-образне
(..) Низкорасположенное
Символ
Найменування
̅̅̅̅
Відносна площа горизонтального оперення
𝑆го
̅̅̅̅
Відносна площа вертикального оперення
𝑆
во
значення
0,248
0,1632
Маса комерційного навантаження, т
Коефіцієнт корисної віддачі
𝑚ком
𝑘отд
5000
0.27
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних для маси обладнання
Символ
𝑛эк
𝑚ком
𝑘отд
L
Пользователь :
Группа
:
Дата расчета :
Время расчета :
Найменування
Число членів екіпажу
Маса комерційного навантаження, т
Коефіцієнт корисної віддачі
Дальність польоту
Термін введення в експлуатацію, років
значення
4
5000
0.27
4000
5
Shumeyko
150
5.12.2016
11ч7м
Лаб. работа N_7_a.
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; DF= 3.10 м;
LF= 8.30; KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т;
KOTD= 0.27; DM= 4.98; MX= 0.74; HN=
10.10 км; KGE=1.05;
HK=
10.10 км; L= 4000.00 км; KPA=1.00; KNID=1.60; KD=0.87;
Результаты расчета :
28
Влияние yдлинения крыла на отн. массу крыла самолета.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Lk
2.00 4.00 6.00 8.00 10.00 12.00 14.00 16.00 18.00 20.00 22.00
P,[Дан/м¤]
100.0 0.188
200.0 0.087
300.0 0.059
400.0 0.046
500.0 0.039
600.0 0.034
700.0 0.031
800.0 0.029
900.0 0.027
0.288
0.123
0.078
0.059
0.048
0.041
0.036
0.033
0.031
0.390
0.159
0.098
0.071
0.057
0.048
0.042
0.038
0.034
0.493
0.195
0.118
0.084
0.066
0.055
0.048
0.042
0.038
0.596
0.231
0.137
0.097
0.075
0.062
0.053
0.047
0.042
_Mкр_
0.699
0.268
0.157
0.110
0.085
0.069
0.059
0.051
0.046
0.802
0.304
0.177
0.123
0.094
0.076
0.064
0.056
0.050
0.905
0.341
0.197
0.136
0.103
0.083
0.070
0.060
0.054
1.009
0.377
0.217
0.149
0.112
0.090
0.075
0.065
0.057
1.112
0.414
0.237
0.162
0.121
0.097
0.081
0.070
0.061
1.215
0.450
0.257
0.174
0.131
0.104
0.087
0.074
0.065
𝑚кр
̅̅̅̅̅
0,8
0,699
0,7
0,596
0,6
3
0,493
0,5
2
1
0,4
0,268
0,231
0,195
0,3
0,2
0,157
0,137
0,118
0,1
0,11
0,097
0,084
0,085
0,075
0,066
0,069
0,062
0,055
0,059
0,053
0,048
0,051
0,047
0,042
0,046
0,042
0,038
500
600
700
800
900
0
0
100
200
300
400
1000
даН
р, м2
Мал. 1. Залежності відносної маси крила від питомого навантаження на крило
при подовженні крила: 1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12.
Пользователь :
Группа
:
Дата расчета :
Время расчета :
Shumeyko
150
5.12.2016
11ч15м
Лаб. работа N_7_б.
Исходные данные :
PKD=1.0000; KSF=0.0100; KB=0.0000; KSU=0.0040;
MKO= 5.00 т; KOTD= 0.27;
Результаты расчета :
29
Влияние удлинения и диаметра фюзеляжа на массу фюзеляжа.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
Df,m
1.00 2.00 3.00 4.00 5.00 6.00 7.00 8.00 9.00 10.00 11.00
LF
5.0
7.0
9.0
11.0
13.0
15.0
17.0
19.0
21.0
0.025
0.030
0.034
0.038
0.043
0.047
0.052
0.056
0.061
0.054
0.070
0.086
0.102
0.118
0.134
0.150
0.166
0.182
0.094
0.126
0.158
0.190
0.222
0.254
0.286
0.318
0.350
0.138
0.188
0.237
0.287
0.337
0.386
0.436
0.485
0.535
0.180
0.246
0.312
0.379
0.445
0.511
0.578
0.644
0.710
_Mф_
0.311
0.430
0.548
0.667
0.786
0.905
1.023
1.142
1.261
0.359
0.498
0.636
0.774
0.912
1.050
1.188
1.326
1.465
0.388
0.538
0.688
0.838
0.987
1.137
1.287
1.436
1.586
0.391
0.541
0.692
0.843
0.993
1.144
1.295
1.445
1.596
0.359
0.497
0.635
0.773
0.911
1.049
1.187
1.325
1.463
0.286
0.395
0.504
0.613
0.722
0.831
0.940
1.049
1.158
𝑚ф
̅̅̅̅
0,8
0,71
0,7
0,644
0,6
3
2
0,5
0,578
0,445
0,312
0,3
0,246
0,18
0,20,138
0,094
0,1
0,188
0,126
0,436
0,337
0,287
0,237
0,158
0,485
0,386
0,379
0,4
0,535
0,511
0,19
0,222
0,254
0,286
0,318
0,35
1
0
5
7
9
11
13
15
17
19
21
𝜆ф
Мал. 2. завісемості відносної маси фюзеляжу від його діаметра і подовження:
1– 𝑑ф =3; 2– 𝑑ф =4; 1– 𝑑ф =5.
Исходные данные :
KGO=1.0; SGO=
0.25; SVO=
0.16; KOTD=
0.27; MKO=
5.00 т;
Результаты расчета :
Влияние удельной нагрузки на массу оперения.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
P,
[Дан/м¤] 100.00 200.00 300.00 400.00 500.00 600.00 700.00 800.00 900.00
MOP
0.0766 0.0491 0.0351 0.0269 0.0180 0.0148 0.0125 0.0107 0.0093
30
𝑚оп
̅̅̅̅̅
0,0766
0,08
0,07
0,06
0,0491
0,05
0,04
0,0351
0,0269
0,03
0,018
0,02
0,0148
0,0125
0,0107
0,0093
800
900
0,01
0
0
100
200
300
400
500
600
700
даН
м2
р,
Мал. 3. Залежність питомої маси оперення від питомого навантаження на
крило.
Исходные данные :
KS=1.1; KFD=0.02728; MKO=
5.00 т; KOTD=
0.27;
Результаты расчета :
Относительная масса шасси Мш =
0.068
Висновок
Залежність відносної маси крила при зменшується питомого навантаження
на крило збільшується. При р=490 Р,даН/м2 , ̅̅̅̅̅=0,086.
𝑚кр
Відносної маса фюзеляжу збільшується від його діаметра і подовження
фюзеляжу. При λ=12, 𝑚
̅̅̅̅=0,41.
ф
Питома маса оперення зменшується при питомого навантаження на крило.
при р=490 Р,даН/м2 , ̅̅̅̅̅=0,0185.
𝑚оп
31
Визначення маси екіпажу, обладнання та комерційної навантаження літака з
ТРДД
Для дослідження залежностей злітної маси літака від його параметрів
необхідно мати абсолютні величини мас екіпажу 𝑚эк , обладнання 𝑚об і
комерційного навантаження 𝑚ком . Дослідження проводять за фіксованою
чисельності екіпажу, пасажирів і незмінному складі обладнання. Тому сумарну
масу 𝑚эк , 𝑚об , 𝑚ком визначають в абсолютному вираженні у вигляді константи.
Ця маса не залежить від варійованих в попередніх роботах параметрів р, λ, с̅ …
Исходные данные :
NEK= 4; KOTD= 0.27; L= 4000.00 км;
MKO= 5.00 т; DT= 5 лет;
Результаты расчета :
Масса экипажа + масса ком. нагрузки
Относительная масса оборудования
М
=
Моб =
5320.00 кг;
0.09
Дослідження впливу параметрів на злітну масу дозвукового пасажирського
літака з ТРДД
Визначити злітну масу літака 𝑚0 , відповідає комплексу тактико-технічних
вимог, при різних значеннях питомого навантаження на крило. Виявити якісну і
кількісну залежності злітної маси літака від комерційних параметрів крила λ,
𝜒пк ,с̅ и т.п.
У завдання включають розрахунки і побудову графічних залежностей
𝑚0 = 𝑓(𝑝, 𝜆, с̅, 𝜒пк … ), їх аналіз, а також визначення 𝑚0𝑚𝑖𝑛 , 𝑝опт , 𝜆опт … з
урахуванням обмежень по посадкової швидкості і величиною нормального
перевантаження при польоті в турбулентної атмосфері
Алгоритм розрахунку
Злітна маса літака в першому наближенні визначається формулою,
отриманої з рівняння відносних мас
𝑚0 =
𝑚эк + 𝑚об + 𝑚ком
1 − (𝑚
̅̅̅̅к + ̅̅̅̅̅
𝑚с.у + 𝑚
̅̅̅̅)
т
где 𝑚зок = 𝑚эк + 𝑚об + 𝑚ком – сумарна маса екіпажу, обладнання та
комерційної навантаження,
32
𝑚
̅̅̅̅к = 𝑓(𝑝, 𝜆, с̅, 𝜒пк … ), ̅̅̅̅̅
𝑚с.у = 𝑓(𝑝, 𝜆, с̅, 𝜒пк … ), ̅̅̅̅
𝑚т = 𝑓(𝑝, 𝜆, с̅, … ) – відносні
маси конструкції, силової установки та палива. Дослідження залежностей
відносних мас від р, 𝜆, с̅
Таблиця 1.5 – Список вихідних даних
Символ Найменування
С̅
Λ
Відносна товщина
профілю крила
Подовження крила
Ŋ
Звуження крила
𝜒пк
ℓ̅з
̅
𝑏з
𝛿з0взл
𝑘з
̅̅̅̅
ℓпр
𝑘пр
∆С̅У
𝛼отр
МОтр
Стреловідность 𝜒пк ,
град.
Відносний розмах
закрилка
Відносна хорда закрилки
Кут відхилення закрилки
при зльоті, град.
Коефіцієнт якості
закрилка
Відносний розмах
предкрилка
Коефіцієнт якості
предкрилка
Приріст су від
механізації
Кут атаки при зльоті,
град.
Число М відриву
Значення Симво
л
14
𝑘оп
10.31
𝑚ком
4.05
𝑘отд
16
ℎ̅
0.6
ℓ̅
0.3
20
𝑛дв
§Вз
0.165
§Др.взл
0.68
§Др.расч
0.12
Y
2
Мрасч
10
Ннач
0.24
НКон
Найменування
Коефіцієнт
оперення
Маса комерційного
навантаження, т
Коефіцієнт корисної
віддачі
Відносна висота
𝑏𝑐𝑎𝑥
Відносний розмах
крила
Число двигунів
Коефіцієнт
повітрязабірників
Коефіцієнт дросс.
На зльоті
Коефіцієнт дросс. У
польоті
Ступінь
двоконтурності
Розрахункове число
маха
Початкова висота
польоту, км
Кінцева висота
польоту, км
Коефіцієнт тертя
пневматиків
Довжина розбігу, м
Значення
1.41
5000
0.27
1.08
8.51
2
0,97
0,85
0,5
4,98
0,74
10100
10100
𝐷ф
Діаметр фюзеляжу, м
3.1
F
𝜆ф
Подовження фюзеляжу
8.3
𝐿разб
КМид
Навантаження на
мидель, дан/М2
Число членів екіпажу
2476
𝑘Инт
Коефіцієнт
інтерференції
1
4
̅̅̅̅
𝑆го
Відносна площа
горизонтального
оперення
0,248
̅̅̅̅
𝑆во
Відносна площа
вертикального
оперення
0,1632
𝑛эк
𝑘отд
Коефіцієнт корисної
віддачі
0.27
L
Дальність польоту
4000
Термін введення в
експлуатацію, років
0,025
930
5
33
Исходные данные :
C= 14.00 %; LKR= 10.31; TK= 4.05; XP= 16.00 град; LZ= 0.60;
BZ= 0.30; DZB= 20.00 град; KZ= 0.16; LP= 0.68; KP= 0.12;
DCY= 2.00; AOT= 10.00 град; MOT= 0.24; DF= 3.10 м; LF= 8.30;
KMI= 2476.00 Дан/м¤; KIN= 1.00; KOP= 1.41; MKO= 5.00 т; KOTD= 0.27;
HOT= 1.08; LOT= 8.51;
ND= 2; ZW= 0.97; ZDO= 0.85; ZD= 0.50; DM= 4.98;
MX= 0.74; HN=
10.10 км; HK=
10.10 км; FTR= 0.03; LR= 930.00 м;
NDR= 2; K11= 0.95;
NEK= 4; L= 4000.00; KGE=1.05; KB=0.000;
KPA=1.00; KSF=0.01; KSU=0.004; KD=0.87; KS=1.10;
KGO=1.00; PKD=1.000; SGO= 0.25; SBO= 0.16; KFD=0.02728; KNIP=1.60;
Результаты расчета :
Влияние yдлинения крыла на взл. массу транспортного самолета с ТРДД.
────────────────────────────────────────────────────────────────────────────
P,[Дан/m¤] 100.0 200.0 300.0 400.0 500.0 600.0 700.0 800.0 900.0
Lk
M,т
2.00
────── ────── ────── ────── ────── ────── ────── ────── ──────
4.00
────── 41.30 32.08 31.18 32.63 40.53 54.56 84.93 196.18
6.00
────── 42.79 25.25 23.17 24.63 27.76 32.29 39.03 49.75
8.00
────── 49.14 25.33 21.36 22.20 24.21 27.05 30.99 36.57
10.00
────── 60.50 26.03 20.79 21.07 22.54 24.67 27.55 31.47
12.00
────── 81.61 27.14 20.94 20.49 21.63 23.34 25.67 28.77
14.00
────── 129.98 28.62 21.26 20.21 21.09 22.53 24.52 27.14
16.00
────── 340.14 30.47 21.70 20.10 20.78 22.02 23.76 26.06
18.00
────── ────── 32.75 22.25 20.12 20.62 21.69 23.24 25.31
𝑚0 т
85
83
81
79
77
75
73
71
69
67
65
63
61
59
57
55
53
51
49
47
45
43
41
39
37
35
33
31
29
27
25
23
21
19
17
15
3
2
1
100
150
200
250
300
350
400
450
500
550
600
650
700
750
800
850
900
даН
р, м2
Мал. 1. Залежності злітної маси літака від питомого навантаження на крило і
подовження крила:1–λ=8; 2–λ=10; 3–λ=12.
34
𝑚0 т
35
33
1
31
29
2
27
25
23
21
19
17
3
15
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
λ
Мал. 2. Залежність злітної маси літака від подовження крила при різних
питомих навантаженнях на крило: 1-р=300
даН
м2
; 2-р=400
даН
м2
даН
; 3-р=500
м2
.
Обробка і використання результатів розрахунків
За допомогою графіка зображеному на рис. 1. ми визначили оптимальну
злітну масу 𝑚0 = 30500 кг; відповідна їй оптимальна питоме навантаження на
крило р=490
даН
м2
оптимальне подовження λ=12.
(𝑚0 )𝑚𝑖𝑛 𝑔
30500∗9,8
= 61 м2 ;
Площа крила
𝑆=
Розмах крила
ℓ = √𝜆Опт 𝑆=√12 ∗ 61= 27.055 м;
Кінцева хорда крила
𝑏К =
Коренева хорда крила
𝑏0 = ŋ𝑏К = 4,05 ∗ 0,892 = 3,6126 м;
Довжина фюзеляжу
ℓФ = 𝜆Ф 𝑑Ф = 8,3 ∗ 3,1 = 25,73 м;
10𝑝Опт
2𝑆
ℓ(ŋ+1)
=
=
10∗490
2∗61
27,055∗(4.05+1)
= 0.892 м;
Площа горизонтального оперення 𝑆Г.о = ̅̅̅̅̅
𝑆Г.о S=0.248*61=15,128 М2 ;
Площа вертикального оперення
𝑆в.о = ̅̅̅̅
𝑆в.о S=0,1632*61=9,9552 м2 ;
35
1.1.6
Підбір двигунів і перевірка довжини розбігу.
Використовуючи результати визначення стартових тяговооруженности і
злітної маси літака, визначити мінімальну потрібну тягу двигуна (двигунів) і
підібрати по каталогу «існуючий» двигун. Якщо в каталозі або спеціальній
літературі відсутнє відповідний двигун, то необхідно виконати пропорційний
перерахунок найближчого двигуна або правильно скласти заявку на двигун з
необхідними характеристиками.
Викладено визначення мінімальної злітної маси літака і відповідної
оптимальної навантаження на крило і одного з геометричних параметрів рила
𝜆Опт 𝜒Опт ̅̅̅̅̅̅
СОпт . Для заданого типу літака ці значення злітної маси і питомого
навантаження на крило задовольняють трьом основним тактико-технічним
вимогам (ТТТ). Завдання полягає в підборі двигуна з такою тягою, що б
забезпечити виконання цих тактико-технічних вимог при мінімальній злітній
масі літака з оптимальною питомою навантаженням на крило.
Оптимальна злітна маса 𝑚0 = 30500 кг; відповідна їй оптимальна питоме
навантаження на крило р=490
навантаження на крило λ=12.
даН
м2
відповідна їй оптимальна питоме
На графіку залежності найбільших тяговооруженности від величини
питомого навантаження на крило і відносного подовження крила визначаємо
опредиляется значення оптимальної тяговооруженности 𝑡0опт =0,4036.
Потрібну тягу одного двигуна слід визначити за формулою:
/
𝑔𝑚0𝑚𝑖𝑛 𝑡0опт 9,8 ∗ 30500 ∗ 0,4036
𝑃0потр =
=
= 6031,802
10𝑛дв
10 ∗ 2
Выбираем двигатель Д-36 серия 1
36
Мал. 1. Д-36
Технические характеристики:
Д-36 серий 1 и
2A
Д-36 серии
3A
Чрезвычайный режим (Н=0; Мп=0; МСА+15°C):
Тяга, кгс (кН)
6500 (63,76)
6500 (63,76)
Тяга, кгс (кН)
6500 (63,76)
6500 (63,76)
Удельный расход топлива, кг/кгс·ч
(кг/кН•ч)
0,350 (35,7)
0,350 (35,7)
Взлётный режим (Н=0; Мп=0; МСА):
Крейсерский режим (Н=8000 м; Мп=0,75; МСА):
Тяга, кгс (кН)
1600 (15,69)
1600 (15,69)
Удельный расход топлива, кг/кгс·ч
(кг/кН•ч)
0,630 (64,2)
0,630 (64,2)
Сухая масса, кг
1124
1124
После подбора двигателя проверяют выполнения требование требования по
длине разбега 𝐿разб .
𝐿разб =
0,832𝑝опт
∑ 𝑃0расп 1 1
Суотр (§взл
− 3 (𝐾 + 2𝑓))
/
отр
𝑚 𝑔
0
37
1.1.7
Розробка аеродинамічного, об'ємно-вагового, конструктивносилового компонувань. Розрахунок центрування і моментів інерції
літака.
Вибір конструктивно-силової схеми крила
Вибір конструктивно-силової схеми крила визначається:
1) компонуванням крила - наявністю в обшивці люків для обслуговування
розташованих в крилі агрегатів обладнання, наявністю в крилі бака для палива;
2) компонуванням фюзеляжу - наявністю достатніх обсягів для
центральній частині крила в фюзеляжі (при однолонжеронне крилі обсяги в
фюзеляжі потрібні мінімальні);
3) вимогою жорсткості.
Для наближеного вибору конструктивно-силової схеми крила
скористаємося поняттям умовного лонжерона. У завданні береться коренева
хорда b0. Товщина пояса умовного лонжерона визначається за формулою:

P0  S  mкр  g zа  2mi  g  zi  n p
у 
, де
2
0,96  c  b0  р
Р0 – питоме навантаження на крило;
S – площа крила;
Za - координата середньої аеродинамічної хорди літака за розмахом крила;
mi – маса вантажу, розташованого на крилі;
zi – координата центру мас вантажу, розташованого на крилі, від
поздовжньої осі літака по розмаху крила;
np – коэффициент расчетной перегрузки;
mкр – маса крила;
c - відносна товщина профілю крила;
b0 – коренева хорда крила.
Для виготовлення пояса лонжерона вибираємо матеріал з алюмінієвого
сплаву Д16Т, для якого
р =330МПа=330106Па;
Запишемо вихідні дані для визначення у:
c =0.14;
Р0=3481.5Н/м2;
zтб1=1.251м;
Gтб1=5496 Н;
zтб2=3.05м;
b0=4.960м;
Gтб2=24582 Н;
zтб3=6.5м;
S=98.62м2;
Gтб3=22822.5 Н;
zтб4=11.99м;
mкр=3303кг;
Gтб4=11780 Н;
zдв=4.0072м;
Gдв=14210Н;
za=6.367м;

ó 

([3481.5  98,62  3303  9.81]  6.367  2  5496 1.251  24582  3.05  228225  6.5  11780 11.99  14210  4.0072)  3.75
0.96  0.14  4.9602  330 106
 0.00376( ì )
38
Визначимо величину інтенсивності моментной навантаження і перерізують
сили:
p
M  P0  S  mêð  g  zà  2mi  g  zi   n


H3
1.03  (c  b0 )3

([3481.5  98.62  3303  9.81]  6.367  2  5496 1.251  24582  3.05  228225  6.5  11780 11.99  14210  4.0072)  3.75
1.03  (0.14  4.960)3
 11.89  Ì Ï à .
p
Q  P0 S  mêð g  2mi g  n (3481.5  98.62  3784  9.81  2  5496  24582  22822.5  11780  14210)  3.75


 1.38  Ì Ï à 
H2
1.28(cb0 )2
1.28  (0.14  4.960) 2
Так як товщина пояса умовного лонжерона трохи більше, ніж 3 мм і
величина інтенсивності моментной навантаження виходить за межі 10 ... 15
МПа, то, як показує досвід проектування літака, обшивка крила буде досить
товстою, з високими критичними напруженнями, тобто зможе сприймати
більшу частину згинального моменту (до 50%). Тому в масовому відношенні
вигідно застосувати кесонне крило.
Кесонне крило у ваговому відношенні виграє у порівнянні з
моноблоковим, що пов'язано з меншою потрібної площею перетинів крила,
оскільки слабкі лонжерони, на відміну від поздовжніх стінок моноблочного
крила, сприймають частину згинального моменту.
Застосування кесонного, а не Лонжерон, крила має в даному випадку ще
один важливий аспект: кесонне крило дозволяє використовувати свої внутрішні
обсяги для розміщення палива, що вкрай важливо, коли небажано задіяти під
паливні баки внутрішні обсяги фюзеляжу.
Підбір поздовжнього силового набору
Поздовжній силовий набір складається з 2-х лонжеронів, розташованих на
20% і 70% хорд крила і 14 стрингерів.
Відстань між стрінгерами в кесонних крилах bстр=100200 мм. приймаємо
bстр=100 мм.
Підбір поперечного силового набору
Поперечний набір консолі крила складається з 34 нервюр, з них 20
посилених (№2, №3, №4, №7, №8, №9, №10, №12, №14, №15, №17, №19, №20,
№21, №23, №25, №28, №31, №33, №34). Нервюри №2, №3, - належать
центроплану, №1-коренева, №34-кінцева, до нервюрам №4, №7, №12, №14,
№17, №19 кріпляться вузли навішування закрилків, до нервюрам №25, №28,
№31 - вузли навішування елерона. Вузли кріплення двигунів кріпляться до
нервюрам №9, і №10, Так як крило має невелику стреловидность нервюри
розташовані по потоку, що в свою чергу забезпечує більшу жорсткість при
згині в порівнянні з нервюрами, розташованими перпендикулярно до
лонжерону.
39
У крилах зі стрингерного набором відстань між нервюрами а вибирають в
залежності від потужності стрингерного набору і обшивки а=400600 мм.
Приймаємо а=460мм.
Закрилків зроблений розрізним і складається з двох секцій, для
виключення великих шарнірних моментів в системі управління закрилками.
Крило кріпиться до центроплану, встановленому на фюзеляжі.
Конструктивно-силова схема крила представлена на малюнку 1.11.
Малюнок 1.11 - Конструктивно-силова схема крила
Вибір конструктивно-силової схеми фюзеляжу
При проектуванні фюзеляжу необхідно враховувати наступні вимоги та
рекомендації:
- зосереджені сили, прикладені до елементів каркаса, необхідно якомога
більш плавно розподіляти по обшивці фюзеляжу;
- великі зосереджені сили (від двигунів, оперення, крила, шасі) необхідно
передавати на обшивку елементів каркасу спрямованими паралельно силі. Сили
уздовж фюзеляжу повинні передаватися на обшивку через стрингери і
поздовжні балки, а сили, що діють поперек фюзеляжа- через посилені
шпангоути;
- зосереджені сили, спрямовані під гострим кутом до осі фюзеляжу, слід
передавати на обшивку через стрингери і шпангоути;
- при конструкції герметичних відсіків фюзеляжу необхідно правильно
призначити кордон зони герметизації (з урахуванням вирізів під шасі, крило і
т.п.); слід уникати застосування плоских поверхонь для сприйняття
40
надлишкового внутрішнього тиску. Поперечні перерізи герметизованих відсіків
повинні, як правило, мати форму кола.
Сучасні літаки в переважній більшості мають балочний стрингерного
фюзеляж, що складається з обшивки, стрингерів і шпангоутів. Можуть
застосовуватися також фюзеляжі лонжеронной і бесстрінгерной схем.
В процесі проектування літака в якості КСС фюзеляжу була обрана
балочно-стрингерного схема. Це найлегший варіант з балкових КСС. Така
схема забезпечує достатню міцність і жорсткість конструкції фюзеляжу при
найменших витратах маси. Фюзеляж проектованого літака має круглий
поперечний переріз, яке забезпечує хорошу аеродинаміку, мінімальне лобове
опір, мінімальну масу конструкції. Конструкція балкових фюзеляжів дозволяє
надавати їм найбільш вигідні аеродинамічні форми, забезпечувати отримання
гладкої поверхні, отримувати найкращі умови для більш повного використання
внутрішніх обсягів фюзеляжу, розміщувати в них герметизовані кабіни та ін.
Балочно-стрингерного КСС через товстої обшивки допускає малі вирізи в
фюзеляжі і має високу живучістю. Технологічними роз'ємами фюзеляж
розділений на носову, середню і хвостову частини. Фюзеляж також розділений
площиною підлоги на верхню і нижню частини.
Підбір поздовжнього силового набору
Поздовжній силовий набір включає 72 стрингера. Відстань між
стрінгерами в фюзеляжі вибирають з тих міркувань, щоб якомога повніше
використовувати об'єкт підкріплення обшивки, тобто відстань приймають
100150 мм. Приймаємо крок стрингерів рівний 135мм.
Підбір поперечного силового набору
Поперечний силовий набір складається з 49 шпангоутів, з них 20
посилених (№1, №4, №5, №8, №10, №11, №12, №14, №18, №20, №21, №23, №
24, №31, №32, №35, №36, №41, №42). Ніша передньої стійки шасі розташована
між шпангоутами №1 і №5, основних стійок - №18 і №24. До шпангоутам №18 і
№23 кріпиться центроплан крила. Між шпангоутами №8- №10 та №32-№34
встановлено вхідні двері-трапи. До шпангоутам №41 і №44 лонжеронами
кріпиться хвостове Т - образне оперення.
Відстань між шпангоутами залежить від товщини обшивки фюзеляжу,
компонування і маси. Для даного літака відстань між шпангоутами доцільно
взяти за межі 400650 мм.
Конструктивно-силова схема фюзеляжу представлена на малюнку 1.12.
41
Малюнок 1.12 - Конструктивно-силова схема фюзеляжу
Вибір конструктивно-силової схеми горизонтального оперення
Конструктивно-силова схема горизонтального оперення-двухлонжеронное.
Підбір поздовжнього силового набору
Поздовжній силовий набір складається з 2-х лонжеронів, розташованих на
20% і 60% хорд оперення і 7 стрингерів. Відстань між стрінгерами приймемо
рівним 200 мм.
Підбір поперечного силового набору
Поперечний набір складається з 17 нервюр, з них 5 посилених (№0, №2,
№7, №11, №16). Нервюра №0 - коренева, №16-кінцева. До нервюрам №2, №7,
№11, №16 кріпляться вузли навішування керма висоти. Так як горизонтальне
оперення стреловидное, то, виходячи з технологічності, нервюри
розташовуються перпендикулярно заднього лонжерона. Крок нервюр приймемо
рівним 275 мм.
Конструктивно-силова схема горизонтального оперення представлена на
малюнку 1.13.
42
Малюнок 1.13 - Конструктивно-силова схема горизонтального оперення
Вибір конструктивно-силової схеми вертикального оперення
Вертикальне оперення складається з кіля і керма напряму. Кіль
стрілоподібний, двухлонжеронной конструкції.
Підбір поздовжнього силового набору
Поздовжній силовий набір складається з 2-х лонжеронів, розташованих на
20% і 60% хорд крила і 5 стрингерів. Відстань між стрінгерами приймемо
рівним 200 мм.
Підбір поперечного силового набору
Поперечний набір складається з 17 нервюр, з них 6 посилених (№0, №2,
№4, №9, №14, №15а). Нервюра №0-коренева, №15а-кінцева. До нервюрам №4,
№9, №14 кріпляться вузли навішування керма напряму. Нервюри
розташовуються перпендикулярно переднього лонжерона. Крок нервюр
приймемо рівним 300 мм.
Конструктивно-силова схема вертикального оперення представлена на
малюнку 1.14.
43
Малюнок 1.14 - Конструктивно - силова схема вертикального оперення
Вибір конструктивно-силової схеми шасі
Конструктивно-силова схема шасі і схема його прибирання повинні
забезпечувати:
- найменшу масу шасі (з урахуванням посилення вирізів під шасі в
конструкції планера);
- найменший обсяг шасі в прибраному положенні;
- простоту кінематичної схеми механізмів випуску та прибирання шасі.
На більшості сучасних літаків носові стійки шасі прибираються в передню
частину фюзеляжу рухом вперед-вгору.
У нормальних експлуатаційних умовах випуск шасі здійснюється
гідравлічною системою. В аварійних випадках певні переваги має схема
прибирання вперед-вгору, що забезпечує випуск носової стійки під дією сили
тяжіння і швидкісного напору.
Схеми прибирання головних стійок шасі можна розбити на три групи:
1) головні стійки, що кріпляться до крила, а забираються частково в крило,
частково в фюзеляж.
2) головні стійки, що кріпляться до крила і забираються в крило (або в
гондоли, розташовані на крилі).
3) головні стійки, що кріпляться до фюзеляжу і забираються в фюзеляж.
Схема 3 найбільш прийнятна на даному літаку з високо розташованим
крилом.
Схема шасі - трьох опорна з передньою опорою. Трьох опорна шасі з
передньою стійкою найбільш вдало вирішує питання безпеки при посадці
літака. Рух літака з шасі такої схеми є досить стійким як в поздовжньому, так і
в дорожньому відношенні.
Схема передньої опори шасі балочна з підкосом. Складається передня
опора з пневматика, телескопічної стійки з вбудованим амортизатором, вузлів
підвіски, циліндра прибирання і випуску шасі. Колесо винесено назад для
44
зменшення ефекту шіммі. Передня стійка має балочную КСС, яка раціональна
при невеликій висоті стійок і при інших одержуваних при цьому переваги,
наприклад, в простоті кінематики прибирання і компонування опори в
випущеному і прибраному положеннях. Забирається передня опора вгору вперед в носову частину фюзеляжу.
Схема основної опори шасі балочна з підкосом. Основна опора шасі в себе
включає: пневматики, стійки, винесені амортизатори, циліндр прибираннявипуску, вузли кріплення, замки фіксації шасі в прибраному і випущеному
положеннях. Стійка підкріплена бічним складним підкосом, що розвантажує
верхню частину стійки від вигину. Основна опора забирається у фюзеляж, для
чого передбачені бічні ніші, які є розширеннями нижній частині фюзеляжу.
Конструктивно-силова схема шасі представлена на малюнку 1.15.
Малюнок 1.15- Конструктивно-силова схема шасі
Висновки
В результаті роботи над цим розділом був розроблений і спроектований
пасажирський літак з кількістю пасажирів n = 52 осіб і дальністю польоту L =
5500 км. Дані розрахунки не слід приймати як остаточні, так як вони
проводилися в нульовому наближенні.
За статистичними даними літаків аналогів були визначені тактико-технічні
вимоги проектованого літака.
Виходячи з отриманих ТТТ, були визначені масові характеристики літака і
його основні геометричні параметри.
Також була обрана, обгрунтована, розроблена і ув'язана конструктивно-силова
схема літака, як в цілому, так і окремих його агрегатів. За отриманими
результатами будуємо креслення загального вигляду літака (додаток А) і
креслення конструктивно-силової схеми літака (додаток Б).
45
Ув'язування форми агрегатів, побудова зализів і обтічників літака.
Оформлення результатів розрахунків.
Всі три процеси компонування в кінцевому рахунку об'єднуються,
завершуються побудовою зовнішніх обводів літака, наданням проектованого
літака конкретної, завершеної форми.
Формування, побудова зовнішніх обводів літака зазвичай проводиться в
два етапи. На першому етапі виконується попередня ув'язка форми і
визначається положення основних конструктивно-силових елементів агрегату.
На другому етапі проводиться остаточне завдання форми агрегату в
теоретичному кресленні за допомогою різних математичних методів.
Для ув'язки повинні бути задані: форма крила в плані, розбивка нервюр,
профілі крила біля кореня і на кінці крила, профілі проміжні, якщо форма крила
утворюється не одним або двома профілями, і довжини перехідних зон (від
одного профілю до іншого).
У найбільш досконалих автоматизованих системах проектування літальних
апаратів попередня ув'язка обводів проводиться конструктором в режимі
діалогу з ЕОМ, що здійснюється за допомогою дисплея і світлового пера.
Конструктор з урахуванням різних аеродинамічних і конструктивних вимог
може скорегувати обрис поверхні ЛА безпосередньо на екрані дисплея, а ЕОМ
врахує цю корекцію при апроксимації поверхні одним з математичних методів.
У цьому випадку досвід і інтуїція конструктора доповнюються великим
об'ємом пам'яті і величезними обчислювальними можливостями сучасних
ЕОМ.
Після закінчення попередньої ув'язування поверхні літального апарату
необхідно зафіксувати її форму в теоретичному кресленні, описавши за
допомогою одного або декількох математичних методів. Розглянемо основні
вимоги, що пред'являються до цих методів.
Аеродинамічна гладкість поздовжніх контурів (перетинів) больщінства
агрегатів забезпечується збереженням в цих перетинах безперервності першої
похідної. Для особливо відповідальних агрегатів, які суттєво впливають на
характер обтікання літака в цілому (крило, носові частини, гондоли двигунів і т.
П.) Необхідно забезпечити в поздовжніх перетинах безперервність другої
похідної і обмежені величини третьої похідної. Як загальне правило можна
відзначити, що вимога до гладкості поперечних перерізів ЛА зазвичай на
порядок нижче, ніж до гладкості поздовжніх. Наприклад, якщо профілі крила
по польоту вигладжуються до безперервності другої похідної, то в перетинах
крила по лонжеронам бажано мати безперервної першу похідну.
При опрацюванні форми поверхні літака з точки зору експлуатаційних,
конструктивних і технологічних вимог математичні методи опису обводів
повинні забезпечувати:
- плавне включення в створювану поверхню літака циліндричних,
конічних, параболічних та інших аналітично описаних поверхонь, таких як
лобові циліндричні скла пілотських кабін, елементи поверхні крила і оперення з
конічним освітою, обтічники спеціальних антен заданої форми і т. Д .;
1.1.8
46
- плавне включення в проектовану поверхню плоских ділянок, що
представляють собою люки під скла фотоапаратів і астронавігаційних приладів,
скління кабін, плити спеціальних датчиків;
- прямолінійність заданих перетинів деяких силових елементів, наприклад
перетину по стислій верхній полиці лонжерона крила.
Поряд із зазначеними вимогами математичні методи формування обводів
ЛА повинні повністю і однозначно описувати поверхню літального апарату, не
допускаючи зон, приводяться на плавність на Плаза або згладжувати на макетах
поверхні. Ця вимога стала обов'язковим останнім часом у зв'язку з широким
впровадженням в практику літакобудування обробки деталей, пов'язаних з
обводами, а також шаблонів, рубильників стапелів і інших деталей оснастки на
верстатах з числовим програмним управлінням.
Слід зазначити і такі вимоги до математичних методів завдання поверхні
літального апарату, як наочність і графоаналітічность, т. Е. Можливість
отримати на кожному етапі проектування наочне уявлення про форму
створюваної поверхні або у вигляді ескізу, отриманого на графобудівнику, або
у вигляді зображення на екрані дисплея в разі роботи конструктора з ЕОМ в
режимі діалогу. Різноманітність вимог до математичних методів завдання
поверхні агрегатів літального апарату, а також різноманітність типів самих
агрегатів породили безліч методів опису обводів, з яких найбільш вживаними в
даний час є:
- метод кривих другого порядку;
- метод завдання контуру літака дугами кіл;
- завдання поздовжніх контурів літака статечними рівняннями;
- методи завдання поверхні літака за допомогою сплайн-функцій;
- аналітичне завдання контуру літака за допомогою поліномів.
47
1.2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета
1.2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и
крейсерской конфигурациях самолета.
При расчетах взлетно-посадочных характеристик ЛА необходимы его
поляры, построенные с учетом выпуска шасси, механизации крыла и др.
Аналитически можно представить зависимости изменения
аэродинамических коэффициентов Суа, Сха следующим образом:
Cya  Cya  (   0   0 );
Cxa  Cx0  Cxø  Cxì åõ  À   Cya  Cy ì
2
,
где приближенные значения Δα0, ΔСхш, ΔСхмех, ΔСуш берут из таблиц 1.1 и
1.2 пособия соответственно для взлетной и посадочной поляр. Расчет
представлен в виде таблицы 2.1 для взлетной конфигурации и таблицы 2.2 – для
посадочной.
Таблица 2.1 – Значение коэффициентов при взлете
Сх0
ΔСх ш
ΔСх м
А
Суа
Сха (м+ш)
Сха (М)
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
1,69241
0,168252
0,1565256
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
1,4
0,135156
0,12343
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
1,2
0,116124
0,104398
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
1
0,10002
0,088294
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
0,8
0,086844
0,075118
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
0,6
0,076596
0,06487
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
0,4
0,069276
0,05755
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
0,2
0,064884
0,053158
0,02132
0,011726
0,030374
0,0366
0
0,06342
0,051694
Таблица 2.2 – Значение коэффициентов при посадке
Сх0
ΔСх ш
ΔСх м
А
Суа
Сха (м+ш)
Сха (М)
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
2,13841
0,275784
0,264058
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
1,6
0,202116
0,19039
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
1,2
0,161124
0,149398
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
1
0,14502
0,133294
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
0,8
0,131844
0,120118
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
0,6
0,121596
0,10987
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
0,4
0,114276
0,10255
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
0,2
0,109884
0,098158
0,02132
0,011726
0,075374
0,0366
0
0,10842
0,096694
48
Зависимости Суа=f(α) и Суа=f(Сха) для
конфигурации представлены в приложении В.
взлетной
и
посадочной
Расчет летных характеристик самолета методом тяг
Метод тяг Жуковского осваивается на сравнении тяг и мощностей,
необходимых для обеспечения горизонтального прямолинейного полета ЛА на
заданном режиме (Н, М), с располагаемыми тягами, которые может развить
двигатель.
Расчет потребных тяг
1.2.1
Для решения задачи можно принять упрощенный метод тяг. Из этого
следует, что в горизонтальном прямолинейном установившемся полете ЛА на
высоте Н с заданным число М потребная тяга в первом приближении равняется
величине лобового сопротивления
Рпг (Н, М)=Хаг (Н, М),
который можно определить по зависимости:
Хаг= СХаг·q·S.
Представим рассчитанные потребные тяги в виде таблицы 2.3.
Таблица 2.3 – Значения Рпг
Н
М
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
1.2
0
57257
19882
19308
26472
39187
66707
159613
394450
3113363
6
120287
32773
19667
18672
22772
34784
77789
187239
1458164
10
213419
54909
27369
19823
18978
24110
47369
108337
825239
12
291268
73963
35083
23039
19443
21628
37754
81841
609382
Расчет располагаемых тяг для ЛА с ТРДД
Располагаемая тяга – это суммарная тяга всех двигателей на ЛА на
номинальном режиме работ двигателя.
Располагаемая тяга на любом режиме равна:
Ррасп (Н, М)=Р0·ξр (Н, М) ,
где Р0=2·75=150 кН – суммарная тяга 2-х двигателей;
ξр=коэффициент тяги.
Расчет располагаемых тяг представлен в виде таблицы 2.4
Таблица 2.4 – Значения Ррасп
Н
М
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
1.2
0
125789
110654
102535
102226
110517
128200
156067
194910
457877
6
90583
79638
73837
73614
79585
92319
112386
140358
342686
10
70666
62163
57602
57428
62086
72020
87675
109497
267338
12
56502
49704
46057
49642
57585
70103
87551
213757
45918
Зависимости Рпг= f(М)Н=const и Ррасп= f(М)Н=const представлены в приложении
49
В.
Определение характерных скоростей горизонтального прямолинейного
установившегося полета
В качестве исходных данных для определения характерных скоростей
которые относятся к ЛТХ ЛА используют зависимости потребных и
располагаемых тяг от чисел Маха для нескольких высот.
Максимальная скорость
Максимальному числу М соответствует точка пересечения кривых
потребных и располагаемых тяг для фиксированной высоты Н. Из зависимостей
Рпг= f(М)Н=const и Ррасп= f(М)Н=const (приложение В) находим Мmax и занесем
значения в таблицу 2.5.
Таблица 2.5 – Значения Мmax
Н
0
6
10
12
Мmax
0.7
0.747
0.8
0.807
Минимальная теоретическая скорость
Минимальная теоретическая скорость – это наименьшая теоретически
возможная скорость установившегося горизонтального полета ЛА на режиме
Суаг= Суа max. Ее можно определить из условия.
M min ò åî ð 
Расчет приведен в таблице 2.6.
Таблица 2.6 – Значения Mminтеор
Н
0
Mminтеор
0.18
m g
0.7  pH  S  Cya max
6
0.27
10
0.36
12
0.42
Наивыгоднейшая скорость
Mнв – это числа Маха, соответствующие минимальной потребной тяге и
может быть определено как точка касания горизонтальной прямой на
зависимости Рпг= f(М)Н=const и Ррасп= f(М)Н=const (приложение В). Значения занесем
в таблицу 2.7.
Таблица 2.7 – Значения Mнв
Н
0
6
10
12
Mнв
0.24
0.36
0.47
0.54
Крейсерская скорость
Иногда крейсерской называют скорость, которая соответствует
приблизительно минимальному километровому расходу топлива. М кр
соответствует точка касания прямой, проведенной с начала координат к Рпг=
=f(М)Н=const (приложение В). Значения занесем в таблицу 2.8.
Таблица 2.8 – Значения Мкр
50
Н
Мкр
1.2.2
0
0.33
6
0.46
10
0.56
12
0.58
Выводы
В данном разделе рассмотрена аэродинамика и динамика полета пассажирского самолета в полетной
конфигурации (шасси и механизация крыла находятся в убранном положении) при установившемся
горизонтальном полете без углов крена и скольжения, рассчитаны его поляры во взлетной и посадочной
конфигурациях, а также летно-технические характеристики с помощью метода тяг.
Інтегроване проектування й комп'ютерне моделювання кіля
проектованого літака
1.3.1 Розробка майстер-геометрії агрегату.
1.3.2 Визначення навантажень, що діють на агрегат.
1.3.3 Уточнення конструктивно-силової схеми агрегату.
1.3.4 Вибір матеріалів для елементів конструкції агрегату.
1.3.5 Проектувальний розрахунок геометричних параметрів конструктивносилових елементів агрегату в регулярних і нерегулярних зонах з
урахуванням заданого ресурсу.
1.3.6 Дослідження впливу параметрів агрегату на його масу.
1.3.7 Проектувальний розрахунок з'єднань і стиків агрегату з фюзеляжем.
1.3.8 Прогнозування ресурсу агрегату в регулярних і нерегулярних зонах.
1.3.9 Уточнення геометричних і конструктивних параметрів агрегату.
1.3.10 Посібник з технічної експлуатації проектованого агрегату літака.
1.3.
1.1.2 Конструктивно-технологический анализ базовой конструкции киля
Оперение транспортного самолета свободнонесущее, однокилевое, Т- образной
схемы. Состоит из горизонтального и вертикального оперения.
Вертикальное оперение (рис 1.2) состоит из кессонной (межлонжеронной),
носовой и хвостовой частей. В хвостовой части расположены кронштейны руля
направления и проводка управления рулем направления.
51
Рисунок 1.2
Стабилизатор крепиться к килю по переднему и заднему лонжеронам.
Каждая половина руля высоты навешена на стабилизатор в четырех точках.
Кессон киля - клепаной конструкции, выполнен из продольного и поперечного
наборов и панелей обшивки.
Продольный набор состоит из двух лонжеронов, переднего и заднего, и
стрингеров. Передний и задний лонжероны сборно-клепаной конструкции
собираются из поясов, выполненных из профилей из Д16чТ, стенок из Д16-АТ2,
стоек из Д16чТ, фитингов из АК-6Т1. Стрингеры таврового сечения из Д16чТ.
Поперечный набор состоит из типовых и силовых нервюр. Нервюры клепанные из
поясов таврового сечения из Д16чТ, стенок из Д16чТ толщиной 11,5 мм, стоек из
Д16чТ, компенсаторов из Д16чТ.
Киль с фюзеляжем имеет крепление, связывающее лонжероны киля с силовыми
шпангоутами фюзеляжем.
Правая панель обшивки имеет съёмные секции для обеспечения доступа к
кессону. К стрингерам и нервюрам панель крепится болтами и анкерными
гайками. Носовая часть киля представляет собой носок клёпаной конструкции.
Носок состоит из набора нервюр и обшивки.
Хвостовая часть киля состоит из диафрагмы и обшивки. В хвостовой части
предусмотрены откидные панели для доступа к концевому узлу крепления руля
направления (РН). В закрытом положении фиксируется болтами и анкерными
гайками. Также в хвостовой части киля находятся кронштейны узлов навески РН,
которые крепятся к силовым нервюрам.
52
53
1.1.3 Конструктивно-технологический анализ модифицированного варианта
конструкции киля
Киль состоит из носовой части, кессонной и хвостовой частей, а также из РН,
состоящего из двух звеньев и триммера. Членение киля показано в графической части
дипломного проекта.
В данной конструкции подвергаем изменению кессонную часть киля, где вместо
панелей обшивки со стрингерным набором ставим трёхслойную панель с сотовым
заполнителем (рисунок 1.3).
Рисунок 1.3
Применение таких панелей позволит убрать часть рядовых нервюр, не использовать
стрингерный набор, что позволит выиграть в массе.
54
1.2 Определение нагрузок действующих на киль
Исходные данные для расчетов:
Ро  65кН - стартовая тяга одного двигателя;
Н крейс  10000 м - крейсерская высота полета;
Vмах  700км / ч - максимальная скорость полета;
Voмах  245км / ч - максимальная скорость полета у земли;
S BO  16.1м 2 - площадь вертикального оперения (ВО);
S К  10, 02 м 2 - площадь киля;
S Р. Н  6, 08 м 2 - площадь руля направления (РН);
Определим величины нагрузок для нескольких случаев нагружения.
1.2.1 Определение демпфирующей нагрузки
Согласно требованиям НЛГС демпфирующая нагрузка определяется по формуле:
Р эд =±19q max SВО , но не менее 0,145qmax max SBO
Где qmax 
2
qVmax
- скоростной напор.
2
qmax max  1, 2qmax ;
  0, 4135кг / м2 - плотность воздуха на крейсерской высоте полета.
qmax 
2
qVmax
0, 4135(700 / 3,6) 2
 кг 

 7816,94 
2 
2
2
 мс 
55
 кг 
qmax max  1, 2qmax  1, 2  7816,94  9380,3 
2 
 мс 
Проверка условия:
Рдэ  0,145qmax max S BO
0,145qmax max SBO  0,145  9380,3 16,1  21898  H 
Рдэ  0,19qmax SBO  0,19  7816,94 16,1  23912  H 
Окончательно принимаем:
Рдэ  23,9  kH 
Расчетная нагрузка определяется по формуле:
Рдэ  Pдэ  f , где
f  2 - коэффициент безопасности.
Рдp  23,9  47,8  kH 
1.2.2 Определение нагрузок при полете в неспокойной атмосфере
Величина эксплуатационной нагрузки при полете в неспокойной атмосфере
определяется по формуле:
Рнвэ  1, 6cV0 max S BO
Где с=1,3
 245 
Рнвэ  1, 6 1,3 
 16,1  2279,1 H 
 3, 6 
Рнвэ  22,79  kH 
56
Расчетное значение нагрузки:
Рнвp  Рнвp  f  22,79  2  45,58  kH 
1.2.3 Определение нагрузок в случае отказа одного из двигателей
Для расчета используем формулу:
э
Рyp

h  P0
, где
LBO
h – расстояние от продольной оси самолета до оси тяги двигателя
( h  2,3 м).
Lвo - плечо вертикального оперения ( Lвo  15 м).
э
Рyp

h  P0 2,3  65

 10  kH 
LBO
15
э
Рypp  Рyp
 f  10  2  20  kH 
1.2.4 Определение маневренной нагрузки
Маневренная нагрузка определяется по формуле:
Рмэ  0,37qmax S BO , но не более 0, 22qmax max S BO
Рмэ  0,37  7816,94 16,1  46,57  kH 
Проверка условия:
Рмэ  0, 22qmax max SBO  0, 22  9380,3 16,1  33, 2  kH 
Принимаем:
Рмэ  33, 2  kH 
57
Расчетное значение нагрузки:
Рмp  Pмэ  f  33, 2  66, 4  kH 
1.2.5 Определение нагрузок при комбинированном нагружении
Для расчета используем следующие формулы:
Р1э  0,67 Pурэ  0,145qmax max SBO
Р2э  0,67Pурэ  8cV0max SBO
Р1э  0,67  20  0,145  9,38 16,1  29,53  kH 
 245 
Р2э  0, 67  20  2 1,3  
 16,1  14, 77  kH 
 3, 6 
Определим расчетные значения:
Р1p  29,53  2  59,06  kH 
Р2p  14,77  2  29,54  kH 
Из всех рассмотренных выше случаев нагружения, максимальной является
маневренная нагрузка. Поэтому для дальнейших расчетов принимаем её в качестве
расчетной.
Распределение нагрузки между килем и РН производится пропорционально их
хордам.
Распределение нагрузки по хорде показано на рисунке 1.4.
58
Рисунок 1.4
Определим расчетную нагрузку на киль и РН.
Рkp  P p 
Sk
10, 02
 66, 4 
 41,3  kH 
Sb
16,1
p
РPH
 Pp 
Sh  н
6, 08
 66, 4 
 25,1 kH 
Sbb
16,1
59
1.3 Построение эпюр
Для построения эпюр перерезывающей силы, крутящего и изгибающего моментов
необходимо определить реакции в узлах навески РН. Расчетная схема РН представлена на
рисунке 1.5.
Рисунок 1.5
Так как корневая хорда РН не отличается от кольцевой, то для упрощения расчетов
принимаем нагрузку по размаху постоянной.
Величина распределенной нагрузки определяется по формуле:
qPH 
Где bcp 
p
PPH
 bcp
S PH
S PH
- средняя геометрическая хорда руля направления.
lPH
lPH = 3,87 м.
60
bcp = 6,08/3,87=1,57 м.
q
25,1 1,57
 kH 
 9,947 

6, 08
 м 
Это задача из курса сопротивления материалов о многоопорной балке и решается,
разбиением её на межопорные участки и приложением фиксированных моментов в точках
раздела.
Рисунок 1.6
Определив реакции опор в узлах навески РН, строим эпюры перерезывающей силы и
изгибающего момента киля, предварительно рассчитав распределенную нагрузку по его
размаху. Так как хорда киля постоянна по размаху, то распределенная нагрузка будет
постоянной и считается как:
Pкв  bk
qK 
, где bk =2,293 м – хорда киля.
SK
qK 
63, 4  2, 293
 kH 
 14, 42 

10, 02
 м 
61
Расчетная схема и эпюры представлены на рисунке 5.
Qz5  qk  x
x 0
0
 14, 42  0,165  2,38  kH 
x 0,165
 8, 78  14, 42 1,115  24,8  kH 
Qz4  Q5  R4  qk  x
x 0
 8, 78
Qz3  Q4  R3  qk  x
x 0
 35, 72
x 1,11
 66,73
x 1,48
Qz2  Q3  R2  qk  x
Qz1  Q2  R1  qk  x
M y1  qk
x 0
x 0
x 1,115
 94, 07
x 1,18
 24,8  10,92  14, 42 1,115  51, 72  kH 
 88,07  kH 
 111, 08  kH 
0,1652
 0,196  kH  м 
2
M y2  R4 1,115  qk
 0,165  1,115 
2
2
 18,882  kH  м 
M  R3 1,11  R4  1,115  1,11  qk
3
y
 0,165  1,115  1,11
2
2
4
M y  R2 1, 48  R3  1,11  1, 48   R4  1,115  1,11  1, 48  
 0,165  1,115  1,11  1, 48 
2
 67, 412  kH  м 
 181,956  kH  м 
2
M y0  R1 1,18  R2  1, 48  1,18   R3  1,11  1, 48  1,18   R4  1,115  1,11  1, 48  1,18  
 qk
 qk
 0,165  1,115  1,11  1, 48  1,18 
2
2
 302,992  kH  м 
62
Рисунок 1.7
Для построения эпюры крутящего момента необходимо определить координаты
центра жёсткости и центра давления киля. Для определения координат центра жесткости
воспользуемся приближенной формулой:
X цж 
Н12  х1  Н 22  х2
, где
Н12  Н 22
Н1 , Н 2 - высоты профиля в районе размещения, соответственно, переднего и заднего
лонжеронов киля.
х1 , х2 - расстояния от носка киля до переднего и заднего лонжеронов, соответственно
(рисунок 6).
63
Рисунок 1.8
Координата центра давления является координатой центра тяжести эпюры
распределения внешней нагрузки. Так как распределенная нагрузка постоянна по хорде
киля, то расстояние от носка киля до центра давления будет равно:
1
1
1
хцд   bk/   bk  cos 350   2, 293  cos 350  0,939 м
2
2
2
Здесь bk - проекция хорды на плоскость перпендикулярную плоскостям стенок
лонжеронов.
Определяем погонный момент от аэродинамической нагрузки:
m  qk   xцт  хцд   14, 42  1, 223  0,939   4, 095  кН 
Рассчитываем момент от реакций в узлах навески руля направления:
1
M kp
 R1  l  6  0,841  5, 046  kH  м 
M kp2  R2  l  10,92  0,841  12, 615  kH  м 
M kp3  R3  l  6,34  0,841  5,332  kH  м 
Здесь l  0,841м - расстояние от оси навески руля направления до оси жесткости
киля.
64
Погонный момент и момент от реакций в узлах навески направлены в разные
стороны.
Расчет крутящего момента киля:
M kp5  m  x
x 0
0
x  0,165
 4, 095  0,165  0, 675  kH  м 
M kp4  m   x  0,165   M 4
x 0
 4, 656
M kp3  m   x  1, 28   M 4  M 3
x 0
x 1,115
 9, 274
M kp2  m   x  2,39   M 4  M 3  M 2
x 0
 0, 09  kH  м 
x 1,115
 4, 729  kH  м 
 17,344
M kp2  m   x  3,87   M 4  M 3  M 2  M 1
x 0
x 1,48
 16,329
Эпюры M kp приведены на рисунке 1.7.
 11, 283  kH  м 
x 1,18
 11, 497  kH  м 
65
1.4 Проектировочный расчет
1.4.1 Проектировочный расчет лонжерона
В качестве расчетного сечения берём сечение, которое лежит на расстоянии 5,05м от
концевой хорды киля (участок I).
Определим для этого сечения M изг и Q :
Q  111,08  kH  ;
M изг  302,99  kH  м .
Предполагаем, что лонжероны воспринимают 80% M изг и Q :
л
рс
M изг
 0,8M изг
 242, 4  kH  м 
Q л  0,8Q рс  88,9  kH 
Определим долю изгибающего момента, воспринимаемую передним и задним
лонжеронами.
Полный M изг распределяется между лонжеронами пропорционально их жесткостям
на изгиб:
М 1  EI1 

М 2  EI12 
л
M изг
 М1  М 2
Так как Е1  Е2 (считаем, что лонжероны выполнены из одного материала), а при
проектировочном расчете можно принять, что:
I1 H12
M
H2
 2 , тогда 1  12
I2 H2
M 2 H2
М изг1 
0,8  М изг  Н12 0,8  242, 4  0, 452

 144, 63  kН  м  ;
Н12  Н 22
0, 452  0,372
66
М изг 2 
0,8  М изг  Н 22 0,8  242, 4  0,37 2

 117, 06  kН  м 
Н12  Н 22
0, 452  0,37 2
Аналогично для перерезывающей силы:
Н12
Q1  Q
 53, 04  kН 
Н12  Н 22
л
Q2  Q л
Н 22
 42, 67  kН 
Н12  Н 22
Расчет лонжеронов проведен на ЭВМ в аудитории 225с кафедры 103. Результаты
расчетов приведены в приложении.
Для стенок лонжеронов принимаем параметры, соответствующие соотношению L/H=0,5.
Зная площадь поперечного сечения подкрепляющей стойки и ее момент инерции - по
сортаменту подбираем стандартный профиль.
1.4.2 Проектирование панелей с сотовым заполнителем
Расчет панели выполняем на ЭВМ.
Рисунок 1.9
В качестве расчетного сечения принимаем то, для которого эквивалентный момент
имеет максимальное значение:
2
M экв  M экв
 3М кр2 , где
сеч
- изгибающий момент, воспринимаемый панелью в расчетном сечении.
M изг  0, 2М изг
M кр - крутящий момент, воспринимаемый панелью в расчетном сечении.
67
Схема расположения панелей на киле представлена на рис.8. Результаты расчета
первой панели представлены в “Приложении”.
1.4.3 Проектирование кронштейнов узлов навески руля направления
Расчет кронштейнов выполняем на ЭВМ. Для навески руля направления на киле
выполнены три узла навески, в которых необходимо рассчитать три кронштейна и подобрать
соответствующие параметры кронштейнов. Зная величину сосредоточенной нагрузки Р, мы
можем рассчитать все эти параметры. Расчеты всех трех кронштейнов приведены
“Приложении”.
68
1.5 Весовой анализ обеих конструкций киля
Выполним расчет коэффициентов снижения массы конструкции за счет применения
сотовых панелей. Коэффициент снижения массы рассчитывается по формуле:

 экв.сот.пан  обш.с   зап   кл

 экв.карк.пан  обш.к   стр   пер
Где  обш.с  1   2 - толщина несущих слоев.
 зап 
2  h   зап
 обш
- приведенная толщина сотового заполнителя.
 кл  3,12 106 м - толщина клеевого слоя.
 обш.к  2 103 м - толщина каркасной обшивки.
 стр 
 нер 
G
- приведенная толщина стрингеров.
G
- приведенная толщина нервюр.
стр
2 Sобш   обш
нер
2 Sобш   обш
 с 
   с  А1 - удельная масса сотового заполнителя.
 r 
 зап  1,54 
А1  1,01 1,04 для материала Амг2-Н;
 зап  2, 64 103 кн / м3
 обш  2, 78 103 кг / м3 - удельный вес обшивки из материала Д16Т.
Gпер  0.5t - эмпирическая зависимость.
t – шаг между нервюрами(t=0,36м).
Рассчитаем коэффициент массы для первой панели. В результате установки этой
панели удалось убрать три нервюры. Рассчитаем вес этих нервюр и определим
приведенную толщину:
69
Gнер  0.5t  0,5  0,36  0,18кг
G
нер
 нер 
 3Gнер  3  0,18  0,54кг
G
нер
2 Sобш   обш

0,54
 0, 67 104  м 
3
2 1, 45  2, 78 10
Где Sобш  1, 45 м 2 - площадь обшивки.
В качестве стрингеров на каркасном варианте был установлен профиль Д16Т-Пр 11316 с площадью поперечного сечения F  1,09 103 м2 . Зная поперечную площадь сечения
стрингеров, их длину и количество, а также удельный вес материала, определим их вес и
рассчитаем приведенную толщину.
lстр  1, 45 м
стр
 5lстр  Fстр  5 1, 45 1, 499 104  1, 09 10 3  м3 
стр
  Vстр   стр
V
G
 стр
1, 09 103  2, 78 103

 3,8 104  м 
3
2 1, 45  2, 78 10
Определим удельную массу сотового заполнителя и рассчитаем его приведенную
толщину:
 с
 r
 зап  1,54 
 0, 03 

 2, 64 103 1, 01  28,8  кг / м3 
   с  А1  1,54  


 5, 7 
2h  Н   обш.с  0, 03  2 103  0, 028 м
 зап 
0, 028  28,8
 2,9 104  м 
3
2, 78 10
Таким образом, коэффициент снижения массы для первой панели:
1 
2,7 103  2,9 104  3,12 106
 0,9
2 103  3,8 104  0,67 106
Из расчетов видно, что эффект снижения массы весьма незначителен. Однако
применение сотовой панели позволяет уменьшить количество входящих деталей, что, в
свою очередь, снижает трудоемкость сборки. Кроме того, сотовая панель обладает рядом
преимуществ:
а) удельная статическая прочность выше на 20..40%;
70
б) устойчивость при продольном сжатии выше в 2..4 раза;
в) возможность получения более гладкой поверхности агрегата;
г) теплоизоляционные свойства выше в 3..5 раз;
д) акустические характеристики лучше в 3..5 раз.
1.6 Общий анализ конструкции киля
В результате проведенных расчетов и принятых конструкторских решений получили
следующую модифицированную модель киля: двухлонжеронная, где лонжероны имеют Т –
образное сечение и располагаются на 0,35 вк и 0,8 вк , соответственно. В межлонжеронной
части киля предлагаются к применению трехслойные панели с сотовым заполнителем,
которые крепятся к поясам лонжеронов и поясам силовых нервюр заклепками.
Носовая и хвостовая части киля остаются неизменными.
Інтегроване проектування й комп'ютерне моделювання однієї з
систем літака
1.3.11 Проектування і моделювання силової установки.
1.3.12 Проектування і моделювання системи керування.
1.4.
71
1.3.13 Проектування і моделювання гідравлічної системи.
1.3.14 Проектування і моделювання пневматичної системи.
1.3.15 Проектування і моделювання систем життєзабезпечення.
1.3.16 Посібник з експлуатації проектованої системи.
1.4.3.4. Проектування паливної системи
Паливна система є однією з найважливіших систем СУ літака. Вона
призначена для забезпечення надійної подачі палива до двигунів на всіх
режимах його роботи і у всіх очікуваних умовах польоту літака.
На сучасних літаках паливна система виконує ще ряд важливих функцій:
- забезпечення охолодження інших систем (наприклад, гідравлічної,
кондиціонування та ін.);
- підтримання положення центра ваги літака в певному діапазоні,
забезпечення подачі палива до допоміжних силових установок і ін.
У зв'язку з цим, а також, маючи на увазі, що паливна система пов'язана з
іншими системами літака, проектування паливної системи вимагає великої
уваги, прийняття компромісних рішень, що забезпечують створення
раціональної системи.
- повинна бути забезпечена надійна подача палива до двигунів на всіх
можливих режимах його роботи і при всіх властивих даному літаку режимах
польоту (по висоті, швидкості, перевантаженнях і т.д.) незалежно від
атмосферних умов;
- паливо повинне бути очищено від механічних домішок і води;
- повинна бути забезпечена протипожежна безпека;
- вироблення палива повинна бути повною і не викликати порушення
необхідної центрування літака;
- розміщувати паливо у всіх вільних обсягах крила;
- в наслідок конструктивних особливостей паливних систем на борту
літака існує не виробляється залишок палива, який повинен бути мінімальним;
- система повинна мати достатню живучістю;
- система повинна бути компактною, простою, зручною в експлуатації під
час польоту і на землі;
- система повинна бути герметичною, вібростійкою, міцної;
Дані вимоги повинні виконуватися при мінімальній масі паливної системи.
1.4.3.4.1. Визначення запасу палива, схеми розміщення
паливних баків, схеми подачі палива
до двигунів
Визначення кількості палива.
Визначаємо необхідний запас палива для заданої дальності польоту літака
виходячи з кілометрового витрати палива:
mò . çàäàí .äàëüí .  L  qêì
72
де L=5500 (км) – задана дальність польоту літака;
qêì  2.077 (êã / êì ) - кілометровий витрата палива двох двигунів.
mò . çàäàí .äàëüí .  5500  2.077 11423(êã)
Визначимо максимальний запас палива виходячи з Авіаційних правил АП25
m ò  (m ò . çàäàí .äàëüí .  3%)  m àýðî í àâ.
де mò . çàäàí .äàëüí . 11423(êã) - маса палива для заданого польоту;
3% - запас палива, який витрачається при прогріванні двигунів, рулінні
літака, а також залишок палива;
mаеронав - аеронавігаційний запас палива.
Аеронавігаційний запас палива визначається за такою формулою:
m àýðî í àâ  Làýðî í àâ  qêì
де Lаэронав = Lмин · tаэронав = 11.667·45=525 (км)
Lмин = Vкр/60=11.667 (км)- відстань, яке пролетить літак за 1 хвилину;
tаэронав =45 (Хв) - час аеронавігаційного польоту (час для виходу на
найближчий сусідній аеродром) відповідно до АП-25.
Визначимо mаэронав :
m àýðî í àâ  525  2.077  1090 (êã)
Обчисливши всі дані визначимо кількість палива виходячи з АП-25:
m ò  (11423  3%)  1090  12900 (êã)
Розрахунок ємності баків.
Паливні баки маємо в місцях, вільних від двигунів або шасі, між переднім і
заднім лонжеронами.
Площі перерізів паливних баків оцінюємо за формулою:
S т.б. (z) = b2
(4.3.1)
Множник  дорівнює:
=µ0.5[(Нпл+Нmax)(Хmax− Хпл) + (Нmax+Нзл)(Хзл− Хmax)],
де Нпл- відносна висота переднього лонжерона;
Нзл- відносна висота заднього лонжерона;
Нmax- відносна максимальна висота профілю;
Хпл- відносна довжина від носка профілю до переднього лонжерона;
Хзл- відносна довжина від носка профілю до заднього лонжерона;
Хmax- відносна довжина від носка профілю до максимальної висоти
профілю;
73
µ = 0.95 коефіцієнт, що враховує, що площа перетину паливного бака
трохи менше площі зазначеної трапеції.
=µ0.5[(0.1338+0.14)(0.3− 0.2) + (0.14+0.0852)(0.7− 0.3)]=0.05579.
Максимальний запас палива mт = 12900 кг. Оскільки ρ т = 0.8 т / м 3 = 800 кг
/ м 3 (Щільність застосовуваного палива ТС-1), має місце
V т = mт / ρ т = 12900/0.8 = 16.125 (м 3).
(4.3.2)
У кожній консолі крила має розташовуватися половина потрібного палива:
V потр = 0.5 V т = 0.5 · 16.125= 8.0625 (м 3).
Щоб підвищити живучість паливної системи, весь кесон крила необхідно
розділити на баки, довжини яких визначаються по конструктивному кроці
нервюр. Довжини хорд на кордонах секцій визначаємо з виду консолі в плані
(рисунок 4.3.3).
Малюнок 4.3.3 - Вид консолі в плані
Розглядаємо праву консоль. Починаємо розміщувати паливні баки від
бортової нервюри до 3 нервюри від кінця консолі. Резервний бак встановимо в
центроплане. Нумерацію баків виконаємо також від бортової нервюри.
Також відразу визначимо розташування витратного бака.
Бак або секцію вважаємо усіченої пірамідою з висотою l т.б. , площа
більшого підстави якої дорівнює S 1 , меншого - S 2 .
V т.б. = l т. б · [ S 1 + S 2 + ( S 1 · S 2 ) 0,5 ] / 3.
(4.3.3)
При обчисленні площ S1 і S2 використовуємо співвідношення 4.3.1.
За формулою 4.3.1 і 4.3.3 визначимо обсяг паливних баків.
Результати розрахунків обсягу баків занесемо в таблицю 4.3.2.
Таблиця 4.3.2 - Обсяги баків
№
т.б.
рез.
бак
1
2
3
0,33
α
L, м
bб, м
bк, м
Vтб, м3
V∑
0.33
0.33
0.33
0.33
0.05579
0.05579
0.05579
0.05579
1.01384
2.75422
2.76
3.22
4.751
4.608
4.448
3.535
4.608
4.448
3.535
2.02
0.6815
3.1507
2.4639
1.4202
8.0625
74
4
0.33
0.05579
4.6
2.02
1.574
0.832349
Визначимо сумарний обсяг паливних баків розташованих в консолях
крила:
Vт.б. рапс.кр. = 2∙Vт.б. расп. конс. = 2∙8,0625 = 16,125 ( м3).
Отже, Vрасп. кр. = V т. Це означає, що все паливо розташовується в крилі.
В даний час на ЛА застосовують такі типи паливних баків: жорсткі, м'які і
баки-кесони.
У проектованої силовій установці обраний тип баків - баки-кесони.
Використання відсіків, утворених елементами конструкції крила, як
паливного бака набуло широкого поширення в зв'язку з поширенням паливних
герметиків, зварних конструкцій і великими потребами запасу палива.
переваги:
- гарне використання обсягу, який виділяється для палива;
- хороші масові характеристики;
- не потрібні монтажні та демонтажні роботи;
- при втраті герметичності баки-кесони виконують роль сигналізатора.
Серед недоліків основним є складність герметизації і вироблення палива зза малої висоти бака.
Існують дві основні схеми паливної системи:
- без витратного бака;
- з витратним баком.
Схема з витратним баком має наступні переваги:
- підвищена надійність;
- один бак простіше обладнати спеціальними пристроями для забезпечення
харчування при негативних перевантаженнях;
- один бак простіше обладнати пристроями, що забезпечують певний
порядок вироблення палива з баків;
- перемикання різних кранів не впливає на систему подачі палива до
двигунів;
- видатковий бак дає можливість забезпечити посадковий резерв палива,
знизити і виробити температуру палива;
- один бак простіше обладнати дегазацією палива;
- схема менше по масі, ніж без витратного бака (це пов'язано з тим, що
насоси перекачування менше по масі, у них менша потужність, трубопроводи
перекачування під меншим тиском).
Недоліком цієї схеми є її мала живучість.
З огляду на те, що в силову установку входить два двигуна і два витратних
бака, паливна система буде мати схему автономного живлення з краном
перехресного харчування (КПП) - малюнок 4.3.4.
75
Малюнок 4.3.4 - Схема автономного живлення з КПП
Принципова схема системи подачі палива до двигуна показана на
кресленні (додаток Ж).
Робота системи подачі палива до двигуна.
Паливо з витратного бака 3 подається насосом по трубопроводах до
паливного акумулятора через перекривний кран. Потім, паливо подається до
фільтру грубого очищення палива. У разі засмічення фільтра передбачено
дублювання у вигляді перекривного крана і обхідного трубопроводу. Далі
паливо через підкачує паливний насос подається до паливо-масляного
радіатора, де в свою чергу охолоджує масло із системи змащення двигуна. З
паливо-масляного радіатора палив проходить через датчик температури палива
і фільтр тонкого очищення палива. При засміченні фільтра тонкої очистки
також присутній дублювання, аналогічне дублювання фільтра грубої очистки
палива. Далі паливо проходить через витратомір і подається до автомата
дозування, який регулює кількість і тиск палива. Паливо проходить через
датчик тиску і потім надходить до форсунок, які розташовуються
безпосередньо в камері згоряння двигуна.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.4.2. Схема системи дренажу паливних баків
Завдання дренажної системи - підтримання тиску всередині бака в заданих
межах на всіх режимах, що забезпечує надійне живлення двигуна, заправку і
злив палива.
Дренажна система, що з'єднує повітряний простір бака з атмосферою
називається відкритою, в іншому випадку - закритою. При виробленні палива з
бака при недостатню роботу дренажної системи в паливному баку виходить
розрядження, і як наслідок - бак може зім'яти. При закритій заправці бак може
розірвати при недостатню роботу дренажної системи.
Вимоги до дренажної системи:
- забезпечення однакового тиску в баках;
- заборники дренажу не повинні піддаватися обмерзання і засмічення;
76
- повинен бути відсутнім викид палива через дренаж.
Для проектованої паливної системи виберемо дренаж колекторної схеми з
паралельним з'єднанням (див. Додаток Ж).
Робота системи дренажу паливних баків.
Дренаж паливних баків здійснюється за рахунок наддуву нейтральним
газом (азотом). Нейтральний газ подається з балонів через зворотний клапан і
кран в трубопроводи. Далі газ надходить до редукційне клапану, в якому
відбувається зменшення тиску газу до 3,5 кгс / см2. Потім газ проходить через
зворотний клапан до датчика вимірювання тиску нейтрального газу. Далі газ
через воздухоотделітель, кран і зворотний клапан подається до колектора
форсунок, які встановлені безпосередньо в паливних баках. У разі підвищення
тиску нейтрального газу в паливних баках, відбувається його підбурювання, яке
здійснюється через редуктор тиску. Зайвий газ стравливается в атмосферу.
Нейтральний газ спочатку подається в баки першої черги вироблення, а потім в
баки другої черги вироблення.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.4.3. Схема заправки паливом
Для літаків цивільної авіації доцільно застосовувати закриту заправку.
Схема заправки зображена на кресленні (див. Додаток Ж).
На сучасних літаках застосовується різні схеми заправки паливом. На
цивільних літаках з кількістю баків більше одного застосовується
централізована схема заправки паливом. Система централізованої заправки має
світлову і звукову сигналізацію про небезпечне підвищення тиску в баках.
Робота системи централізованої заправки паливом
Заправка баків паливом проводиться під тиском через заправний штуцер.
Заправний штуцер встановлений в правому обтічнику шасі, виконаний за
міжнародним стандартом.
При необхідності заправку можна робити через заливні горловини, наявні
у верхній частині кожного бака.
Заправка баків проводиться одночасно в усі баки.
Система централізованої заправки забезпечує заправку всіх баків паливом
з продуктивністю 1500 л / хв при тиску до 3 кгс/см2 (0,3 МПа). Заливна
горловина з'єднується з трубопроводом, перекривного електрокерованими
кранами заправки. Кожен кран і клапан служить для заправки одного бака.
Управління централізованої заправкою електричне, здійснюється з
електрощитка.
Умовні позначення см. На кресленні.
77
1.4.3.4.4 Схема аварійного зливу палива
Аварійний злив палива застосовується:
- коли посадковий вага літака більше допустимого з умови міцності шасі
літака;
- в аварійних випадках для зміни центрування;
- перед вимушеною посадкою (відмова двигуна, шасі);
- посадка на аеродром з недостатньою посадковою смугою;
Вимоги до системи аварійного зливу:
1. Час аварійного зливу.
2. Паливо при зливі не повинно потрапляти на небезпечні в пожежному
відношенні місця і в зону відходу вихлопу.
3. Центровка літака повинна знаходитися в певних межах при аварійному
зливі.
4. Дренаж паливної системи повинен забезпечити злив і необхідний тиск в
баках, щоб не відбувалося їх зминання.
Злив палива може проходити:
- самопливом;
- витісненням;
- за допомогою насоса.
Система зливу повинна бути такою, щоб можна було припинити його в
будь-який момент.
Так як схема установки крила проектованого літака - високоплан, то
приймемо паралельну схему аварійного зливу (див. Додаток Ж).
Робота системи аварійного зливу палива
Злив палива з баків-кесонів літака проводиться через трубопровід
перекачування палива. В кінці трубопроводу варто кран і витратомір.
Злив виробляється синхронним включенням насосів перекачування, які
розташовані в трубопроводі системи перекачування палива. Включення самих
же насосів проводиться з приладових панелей, які знаходяться в кабіні пілотів.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.4.5 Розрахунок паливної системи на висотність
Висотність - найбільша висота польоту, до якої паливна система
забезпечує безперебійну подачу палива в двигун.
Висота польоту і скоропідйомність літака сильно впливають на роботу
паливної системи. У насосах, трубопроводах можуть виникати кавитационні
явища, що призводять до розривів потоку, парогазовим пробках потоку,
пульсаціям тиску, перебоїв в роботі насосів і до зупинки двигуна.
Кавітація - процес утворення в рідині парогазових бульбашок в зоні
низького тиску і подальшого їх скорочення в зоні високого тиску.
Розрахункові випадки:
78
1.Полет на высоте с Vmax - нижче стелі на 1..2 км. При цьому змінюється
щільність і зростає величина тиску насичених парів палива.
2. Перевірочний розрахунок на стелі.
3. Політ на режимі, відповідному максимальній витраті палива. Це
максимальна злітна режим. При цьому небезпечні великі гідравлічні опору.
Зазвичай на цьому режимі робиться підбір НПС. При цьому витрата палива
береться при відмові донного НПС.
Шляхи збільшення висотності:
1) Брати паливо з невеликим тиском пружності парів, тобто тиск Pt 4 / 1 має
бути якомога менше.
2) Оберігати паливо від перегріву:
- теплоізоляція баків;
- заправка холодним паливом;
- певний порядок вироблення палива.
3) Скорочення довжини паливних магістралей;
4) Прокладка трубопроводів з великими радіусами вигину;
5) Перехід від відкритої дренажної системи до витіснювальний;
6) Застосування насосів з хорошими кавітаційними характеристиками;
7) Сепарація (дегазація) палива - відділення повітря з палива за допомогою
воздухоотделітеля;
8) Установка дублюючих насосів в видатковому баку.
Для проектувального розрахунку паливної системи на висотність з
відомою висотою польоту використовується залежність для тиску біля входу в
насос, що підкачує ( Pвх )на двигуні 
 v
  Т  y б  y дв    P2  Т Т  Pj  Pt 4  Pкав .н.д.
1
2g
2
Pвх  Pн  Pб  Pп.н.
де Pн - тиск на розрахунковій висоті
Pб
- тиск, що створюється в баку за рахунок швидкісного напору на
заданій висоті або за рахунок системи наддуву баків газом
Pп.н.
- тиск (надлишковий), що створюється насосом, що підкачує бака
 т , v т - питома вага і швидкість руху палива в трубопроводах, відповідно
y б y дв
,
- мінімальний рівень палива в баку і рівень розташування насоса, що
підкачує на двигуні щодо прийнятої лінії відліку
g- прискорення вільно падаючого тіла
Pt 4 / 1
- тиск насичених парів для заданого палива
Pкав .н.д
- кавітаційний запас тиску, необхідний для бескавитационной
роботи підкачує паливного насоса двигуна.
Сумарні втрати на гідравлічний опір
Pтр
P
складаються з опору від тертя
r
і місцевих гідравлічних опорів PМ 
 P
r
 Pтр  PМ
.
79
Втрати тиску через опір тертя визначаються по формулі:
Pтр   
l  Т  v 2т

dТ 2  g ,
де - коефіцієнт опору тертя
l - довжина трубопроводу
 т , v т - відповідно питома вага і швидкість руху палива.
Коефіцієнт опору тертя  змінюється в залежності від режиму руху палива,
що визначається числом Рейнольдса
Re 
vт  dт
т ,
де v т - швидкість руху палива,
 т - коефіцієнт кінематичної в'язкості.
Для ламінарного режиму руху палива, коли Re  2300 , коефіцієнт опору
тертя

64
Re .
3
5
Для турбулентного режиму руху, коли 3  10  Re  10 , коефіцієнт опору
тертя

0.316
4
Re .
Місцеві опору виникають при зміні перетину (швидкості) або напрямку
потоку, що супроводжується вихреобразование, зміною поля швидкостей по
перетину потоку і призводить до втрат тиску PМ .
 v
PМ    М  Т Т
2g ,
2
де v т - швидкість палива (зазвичай за місцем втрат)
 M - коефіцієнт місцевого опору, який визначається експериментально.
Інерційні втрати тиску викликаються силами інерції в паливній магістралі,
що виникають при русі літака з прискоренням, і визначаються за формулою
Pji   Т  n i   l i
,
де n i - коефіцієнт перевантаження в напрямку відповідної осі, який
визначається виходячи з аеродинамічного розрахунку літака
l
- сумарні проекції на вісь i всієї довжини магістралі.
Для магістралі подачі палива
i

Pj   Т  n x  l x  n y  1  l y  n z  l z
,
де l x , l y , l z - сумарні проекції на осі x, y, z всієї довжини магістралі.
Інерційні втрати можуть бути як позитивними, так і негативними. У
напрямку осей x і z перевантаження зазвичай невеликі, але зате довжини
80
трубопроводів можуть бути великими, в напрямку ж осі y істотною виявляється
перевантаження.
Стосовно до насоса, що підкачує, встановленому безпосередньо на баку,
по тиску на вході ( Pвс )повинна виконуватися умова
Pвс  Pн  Pб  Pt 4  Pкав .н.б
1
,
де Pкав .н.б - реквізит кавітаційний запас насоса, що підкачує бака.
Розрахунок паливної системи на висотність наведено в додатку Ж.
1.4.3.4.6 Розрахунок дренажної системи
Розрахунок дренажної системи наведено в додатку Ж.
1.4.3.4.7 Розрахунок системи аварійного зливу палива
Розрахунок системи аварійного зливу наведено в додатку Ж.
1.4.3.5 Протипожежна система
Для забезпечення протипожежної безпеки на літаку є спеціальні засоби
протипожежного захисту (ППЗ).
Протипожежна система силової установки призначена для сигналізації про
виникнення пожежі, виявлення і ліквідації вогнищ пожежі в найбільш
пожежонебезпечних відсіках крила, його своєчасної локалізації та гасіння.
Склад пожежного обладнання.
- Пожежне обладнання літака складається з стаціонарної пожежної
системи і двох переносних ручних вогнегасників які відповідають вимогам
діючих норм.
- На літаку також встановлена система подачі нейтрального газу (азоту) в
кесони крила.
Склад протипожежної системи.
Система складається з чотирьох балонів з вогнегасної сумішшю. Балони
призначені для того, щоб ліквідувати вогнище загоряння в гондолі двигуна, а
також для ліквідації вогнища загоряння у відсіку ВСУ. З'єднуються балони з
колекторами форсунок трубопроводами в яких є електромагнітні крани і
зворотні клапани. У двигуні колектора розташовані в зоні КНД, КВД, камер
згоряння і в зоні турбіни. Таке розташування дозволяє швидко і ефективно
локалізувати пожежу в гондолі двигуна. Подача протипожежної вогнегасної
суміші здійснюється за допомогою розблокування електромагнітних кранів, які
безпосередньо пов'язані з системою сигналізації про виникнення пожежі.
Для зменшення небезпеки виникнення пожежі та її локалізації на літаку
конструкцією необхідно передбачити:
81
- Протипожежні перегородки, що перешкоджають поширенню пожежі і
захищають найбільш відповідальні елементи конструкції літака від руйнування
під час пожежі;
- Компонування агрегатів, систем і устаткування, що знижує можливість
виникнення пожежі;
- Застосування вогнестійких, негорючих і важкогорючих матеріалів;
- дренажірованія місць можливого скупчення горючих рідин і т.п.
Схема протипожежної системи показана кресленні (див. Додаток Ж).
Робота протипожежної системи
В пожежонебезпечних відсіках встановлена апаратура системи сигналізації
перегріву і пожежі, по одному комплекту в кожному відсіку. Вона складається з
датчиків температури і полум'я, блоків посилення і обробки сигналів (БУОС).
Сигнали про пожежу і перегрів, що видаються БУОС у вигляді електричного
сигналу, поступають в коробку реле для автоматичного відкриття
електромагнітних кранів централізованої системи пожежогасіння. При
відкритті електромагнітних кранів РЕАЛИЗАЦІЯ суміш через зворотні клапани
подається до колектора форсунок протипожежної системи, які і нейтралізують
саме полум'я. Для запобігання виникненню пожеж у таких відсіках не
застосовуються деталі з горючих матеріалів і обладнання, що не задовольняє
вимогам з вибухобезпеки. Для локалізації пожежі в пожежонебезпечних
відсіках встановлені пожежні перегородки та екрани з вогнестійких матеріалів.
Управління протипожежною системою - електричне та проводиться з
кабіни екіпажу. Контроль роботи системи здійснюються з пульта управління і
індикації, встановленого в кабіні пілота. На пульті встановлені табло місця
перегріву, лампи.
Переносні ручні вогнегасники призначені для гасіння пожежі в кабіні
екіпажу і в пасажирському салоні.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.5.1 Система нейтрального газу
Система нейтрального газу (НГ) призначена для зберігання, розподілу та
подачі нейтрального газу (азоту) в надтоплівное простір баків з метою
створення в них вибухобезпечної середовища.
Система балонного типу. Вона забезпечує подачу НГ безпосередньо в
паливні баки, з яких відбувалася регулярна подача палива, а так само в усі баки
одночасно через систему дренажу при зниженні літака.
Система НГ є засобом пожежогасіння. НГ подається по трубопроводах
дренажної системи через колектори форсунок в паливні баки.
Управління та контроль за роботою системи здійснюється з щитка
управління системи пожежогасіння і системи НГ, розташованих кабіні пілотів.
Схема системи НГ показана на кресленні (див. Додаток Ж).
82
Робота системи нейтрального газу
Систему включають після зльоту в режимі набору висоти на висоті 5001000 м. При включенні системи нейтральний газ з балонів через електричний
обігрівач і фільтр надходить в редуктор, в якому його тиск знижується до 3,5
кгс / см2. Потім газ проходить через зворотний клапан до датчика вимірювання
тиску нейтрального газу. Далі газ через воздухоотделітель, кран і зворотний
клапан подається до колектора форсунок, які встановлені безпосередньо в
паливних баках.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.6 Профілювання повітрозабірника
Системи
всмоктування
складаються
з
вхідних
пристроїв
(повітрязабірників, дифузорів), механізмів регулювання витрати повітря і
пристосувань для захисту двигуна від попадання в нього сторонніх предметів.
Вхідні пристрої призначені для підведення до двигуна необхідної кількості
повітря. Вони можуть бути складовою частиною двигуна або частиною
конструкції літака. Ці пристрої повинні забезпечувати можливо має більше
значення коефіцієнта збереження повного тиску, мале зовнішнє опір, достатню
рівномірність потоку на вході в компресор, стійку і надійну роботу двигуна на
всіх режимах польоту ЛА і роботи двигунів. При цьому вони повинні володіти
малою вагою, технологічністю, необхідної міцністю, жорсткістю і
герметичністю.
Підведення необхідної кількості повітря забезпечується правильним
вибором площі входу.
Вхідний пристрій повинен мати малі гідравлічні втрати і лобове опір.
Профіль дифузора вибирають таким, щоб він мав плавні обводи з великим
радіусом кривизни в миделевого перетині і плавне наростання кривизни по
довжині.
Малюнок 4.3.5 - дозвукових повітрозабірник.
83
Для даного літака застосуємо дозвуковій повітрозабірник, так як цей літак
є дозвуковим (Mmax = 0.8). Повітрозабірник буде складатися з 3 частин
(рисунок 4.3.5):
1) Обечайка - основна частина повітрозабірника. Її функція - загальмувати
потік повітря перед подачею його в двигун. Обичайки зазвичай виготовляють з
матеріалу Д16АТ;
2) Канал подачі повітря до компресора двигуна. Канал по всій своїй
довжині має отвори, які призначені для відбору прикордонного шару потоку
повітря. Такий канал називається перфарірованним. Канал в основному
виготовляють з сталей, так, як він має значний нагрів при русі через його
повітря;
3) Обшивка зовнішнього контуру. Обшивка виготовляється з
композиційних матеріалів.
Розрахунок повітрозабірника наведено в додатку Ж.
1.4.3.7 Розробка схеми маслосистеми
Загальні відомості про масляній системі.
У конструкції сучасних авіаційних ГТД широке застосування знаходять
зубчасті передачі та підшипники кочення, деталі яких працюють в умовах
тертя. Деталі, які працюють в умовах тертя, вимагають мастила. Призначення
змащення укладає в підтримці нормального температурного стану деталей, що
труться, в зменшенні їх зношування і втрат на тертя, оберігання деталей від
корозії і відведення продуктів зносу із зони тертя. Крім того, часто масло
використовується і як робоче тіло в гідромеханізму, розташованих на двигуні.
Тому двигуни оснащуються масляною системою.
Масляна система виконує наступні функції:
- зберігання масла;
- постійну подачу масла під необхідним тиском до вузлів тертя;
- відведення масла від цих вузлів;
- охолодження і підтримання необхідної чистоти масла;
- контроль параметрів масла.
До масляній системі двигуна ставляться такі вимоги:
- забезпечення надійної подачі масла при запуску і на всіх режимах роботи
двигуна в польоті при різних температурах зовнішнього повітря;
- автоматичне підтримання необхідної температури, тиску і чистоти масла;
- зручність підходу до елементів системи і простота її обслуговування;
- надійний контроль параметрів системи;
- мінімальний витрата масла.
Нагрівання підшипників кочення, що застосовуються в ТРДД,
обумовлюється пружною деформацією кульок або роликів і бігових доріжок
кілець підшипників під діючої на них навантаженням. При деформації
елементів підшипника і повернення з деформованих ділянок в початкове
84
положення виникає внутрішнє тертя між частинками металу, що і призводить
до нагрівання підшипника.
Підшипники, розташоване поблизу гарячих деталей двигуна, додатково
нагріваються теплом, переданим від цих деталей. Кількість тепла, переданого
підшипників від гарячих деталей, залежить від місця розташування
підшипника, від наявності та якості теплоізоляційних пристроїв. Воно може
перевищувати тепло, що виділяється в підшипнику під дією навантажень, в
кілька разів. Для запобігання перегріву підшипників система змащення повинна
забезпечити подачу до них такої кількості масла, при якому температура
підшипників не перевищуватиме 140...150°С.
Кількість тепла, яке повинно бути відведено з маслом для підтримки
нормального температурного стану підшипників і зубчастих передач,
називається тепловіддачею в масло.
Для підтримки температури підшипників в необхідних межах
рекомендується підтримувати температуру масла на виході не вище 130°С і на
вході в межах 60-80°С на сталому режиму роботи двигуна. Витрата (втрата)
масла в ТРДД невеликий. Він обумовлюється відходом масла через лабіринтові
ущільнення і суфлер в навколишнє середовище. На двигуні Д-436 ТП витрата
масла не більше 0,5 л / год.
Оскільки до підшипників кочення підводиться масло головним образок для
їх охолодження, то з цією метою доцільно застосовувати маловязкие масла, що
мають низьку температуру застигання, що зменшує втрати на тертя кульок і
роликів про масло і полегшує запуск двигуна при низьких температурах
навколишнього повітря. На двигуні Д-436 ТП в якості основного застосовується
масло ІПМ-10, а в якості резервного - ВНІІІМП 50-1-4Ф.
Двигун Д-436 ТП забезпечений автономною циркуляційної масляною
системою. У масляну систему входять наступні основні вузли:
- маслобак;
- паливно-масляний агрегат, що складається з паливно-масляного
радіатора і термоклапана;
- маслоагрегат, що складається з нагнітальним секції, чотирьох відкачують
секцій, редукційного і зворотного клапанів, фільтра тонкого очищення і
датчика з сигналізатором перепаду тиску на маслофільтра (сигналізатора
засмічення маслофільтра).
- воздухоотделітель з вхідними в його склад фільтром грубого очищення,
перепускним клапаном і датчиком перепаду тиску на фільтрі грубого
очищення;
- стружкосігналізатор;
- термостружкосігналізатори;
- датчик і покажчик температури масла на вході в двигун;
- датчик з покажчиком тиску масла на вході в двигун;
- сигналізатор мінімального тиску масла на вході в двигун;
- датчик з покажчиком рівня масла в баку;
- сигналізатори рівня масла в баку;
85
- трубопроводи, канали масленой системи і форсунки.
Схема маслосистеми і системи суфлювання двигуна показана на кресленні
(див. Додаток Ж).
Робота масляної системи
Маслосистема працює наступним чином.
Масло з маслобака надходить самопливом в нагнітаючу секцію
маслоагрегата, звідки під тиском подається в фільтр тонкого очищення,
розміщений в корпусі маслоагрегата. Тиск масла на вході в двигун
підтримується редукційним клапаном.
Вийшовши з маслоагрегата, масло по зовнішньому трубопроводу
подається до бічного ребру проміжного корпусу, проходить через порожнину
ребра і розділяється на 4 потоки. Один потік йде на мастило та охолодження
підшипника ротора вентилятора, інший - на мастило та охолодження
підшипників КНД, третій - на мастило та охолодження підшипників КВД,
четвертий-на мастило та охолодження підшипників турбіни.
Масло на підшипники подається форсунками. Перед форсунками
встановлені запобіжні фільтри. Решта вузли змащуються барбатажем. Масло з
порожнин підшипників вентилятора, компресора низького тиску і турбін
відкачується секціями. З порожнини підшипників ротора компресора ВД і НД
масло самопливом зливається в коробку приводів, по шляху змащуючи і
охолоджуючи деталі центрального приводу і колонки приводів.
Відкачувати масло з усіх порожнин зливається в масляну порожнину
коробки приводів. З піддону коробки приводів все масло, пройшовши
стружкосігналізатор, відкачується основний відкачує секцією і по каналу в
коробці приводів направляється в відцентровий воздухоотделітель.
Відокремлене в воздухоотделітель від повітря масло надходить для
охолодження в паливно-масляний агрегат і звідти повертається в маслобак.
Тиск масла на вході в двигун змиритися з допомогою датчика і покажчика,
а мінімальний тиск фіксується за допомогою сигналізатора. Тиск масла на вході
в двигун підтримується в межах:
- 3,5 ± 0,5 кгс/см - на землі при частоті обертання двигуна 95% і
температурі масла на вході в двигун 70 ± 15°С;
- 2,0...4,5 кгс/см2 - на всіх режимах і висотах польоту.
Температура масла на вході в двигун контролюється за показаннями
датчика
і
покажчика.
В
магістралях
відкачування
встановлені
термостружкосігналізатори, що видають сигнали при появі в маслі
феромагнітних частинок
або перевищенні
граничної
температури
відкачуваного масла.
Поява феромагнітних частинок в відкачують з коробки приводів олії
виявляється стружкосігналізатором.
На приладовій дошці пілотів є табло контролю параметрів маслосистеми:
"Мінімальний тиск масла" - загоряється при мінімально допустимому
тиску масла на вході в двигун;
86
"Стружка" - загоряється при наявності феромагнітних частинок і
перевищенні температури відкачуваного масла;
"Заблоковано маслофільтр" - загоряється при заданому перепаді тисків на
маслофільтра тонкого очищення;
"Мінімальний рівень масла" - загоряється при заданому мінімальному рівні
масла в маслобаку.
На щитку централізованої заправки маслобака, який знаходиться в
хвостовій частині фюзеляжу з правого борту, розташовані: індикатор рівня
масла в баку і табло "Мінімальний рівень масла", "Додай масла",
"Максимальний рівень масла". Для зливу масла з двигуна є крани в нижній
частині коробки приводів, на маслобаку.
При максимальній заправці маслобака загальний обсяг масла в
маслосистемі становить 27 л, з них 16 л. в маслобаку, 2 л. в ТМА і інше в
масляних порожнинах двигуна, агрегатах і трубопроводах.
Табло "Додай масла" спалахує при рівні масла в маслобаку 8 л.
Табло "Мінімальний рівень масла" спалахує при рівні масла в маслобаку 4
л.
Умовні позначення см. На кресленні.
1.4.3.8 Система запуску двигунів
Загальні відомості про запуск.
Запуск двигуна є процесом, в забезпеченні якого бере участь ряд систем:
- повітряна система;
- електрична і електронна;
- паливна, займання і регулювання.
Повітряна система призначена для примусової розкрутки ротора ТРДД в
процесі запуску. Електрична система забезпечує автоматичне включення і
відключення по заданій циклограмме всіх агрегатів, що беруть участь в процесі
запуску, починаючи з моменту натискання на кнопку «Запуск» до виходу
двигуна на частоту обертання режиму малого газу. Паливна система забезпечує
подачу пускового і робочого палива за прийнятим законом. Система запалення
здійснює займання паливно-повітряної суміші в заданий момент. Електронна
система і система регулювання забезпечують управління процесом запуску і
захист двигуна під час запуску від механічних і теплових навантажень.
Двигун Д-436 ТП обладнаний автономною, автоматичної повітряної
пускової системою (малюнок 4.3.6), що забезпечує запуск двигуна від джерела
стисненого повітря. Джерелом стисненого повітря може бути як допоміжна
силова установка так і один з працюючих двигунів. Джерелом стисненого
повітря можуть також служити аеродромні повітряні засоби запуску з
параметрами повітря, рівноцінними параметрами бортового енерговузла.
87
Малюнок 4.3.6 - Блок-схема повітряної системи запуску
1-Фланець відбору повітря від КВД; 2-Стартер повітряний СВ-36; 3-Парк
літаків клапан повітряний; 4-перекривання заслінка; 5-Роз'єм літакових рухових
систем; 6-Штуцер підключення аеродромного джерела стисненого повітря; 7Допоміжна силова установка.
У момент запуску двигуна Д-436 ТП залишаються відкритими три клапана
перепуску повітря через 3 ступені КНД і три клапана перепуску повітря через 4
ступені КВД.
Запуск або холодна прокрутка двигунів Д-436 ТП можливі тільки в
послідовному порядку, так як на літаку встановлена одна автоматична панель
запуску АПД-45.
Повітряний стартер СВ-36.
Повітряний стартер СВ-36 (малюнок 4.3.7) являє собою високо оборотного
повітряну турбіну, що працює на стисненому повітрі, і призначений для
розкрутки ротора КВД двигуна Д-436 ТП при його запуску, холодної
прокручуванні і хибному запуску.
Стартер встановлений на коробці приводів двигуна і передає розвивається
потужність за допомогою храповой муфти ротора високого тиску і трансмісії
двигуна.
Основні технічні дані СВ-36:
- Мощность, кВт:
51,5
- Расход воздуха, кг/с: 0,6
- Давление воздуха, кгс/см2 (избыточное): 2,0
- Температура воздуха, °С: 180
- Максимальная частота вращения ротора турбины: 41500
У конструкцію повітряного стартера входять наступні вузли: повітряний
клапан з командним агрегатом, редуктор з механізмом зчеплення з ротором
двигуна, повітряна турбіна, аварійна перекривного заслінка.
88
Малюнок 4.3.7 - Стартер повітряний і командний агрегат
1. Датчик вимикання СВ по граничної частоті; 2. Корпус сателітів; 5. Шестерня
внутрішнього зачеплення; 4. Шестерня ведуча; 5. Підшипник; 6. Фланець
кріплення; 7. Манжета ущільнювальна; 8. Храповик; 9. Валик запобіжний; 10.
Підшипник; 11. Підшипник; 12. сателіт; 13. Підшипник; 14. Шток; 15. Турбіна;
16. Вантаж; 17. Штуцер; 18. Сигналізатор відкритого положення; 19.
Штепсельний роз'єм; 20. Поршень; 21. Пружина; 22. Корпус клапана, 23.
Покажчик положення заслінки; 24. Пружина; 25. Стакан; 26. Ось, 27. Кільце;
28. Фланець підведення повітря; 29. Аварійна заслінка; 30. Храповик; 31. Шток;
32. Електромагніт; 33. Шток; 34. перекривного циліндр; 55. Командний агрегат;
36. соплову апарат; 37. Вимикач СВ по граничної частоті обертання; 38. Шток;
39. Електромагніт СВ; 40. Тарілка; 41. Пружина; 42. Стягнутий болт; 43.
Поршень; 44. Пружина; 45. Тарілка; 46. перепускний втулка; 47. Втулка; 48.
Фільтр; 49. Поршень; 50. Шток; 51. Тарілка; 52. Пружина; 55. Корпус; 54.
Гвинт; 55. стравлювати жиклер.
1.4.3.9. Система управління двигуном
Система управління двигуна забезпечує управління режимами роботи
двигуна, управління зупинкою двигунів і управління реверсом тяги.
Управління
режимами
роботи
двигунів
здійснюється
вручну
переміщенням важеля керування двигуном (РУД), встановленого на
центральному пульті в кабіні пілотів.
Система регулювання роботи двигуна включає в себе топливорегулююча
апаратуру і електронну систему управління.
Топливорегулююча апаратура здійснює дозування палива при запуску,
зміні режиму і на робочих режимах, а також припиняє подачу палива при
примусовому або автоматичному зупинці двигуна.
Електронна система управління обмежує максимально допустиму
температуру газів за турбіною низького тиску (обмеження по температурі) і
обороти вентилятора і компресора високого тиску (обмеження по оборотам),
89
автоматично знижуючи режим роботи двигуна при досягненні їх граничних
значень, а також при виникненні помпажа і відмовах вузлів автоматики .
Управління зупинкою двигунів здійснюється також вручну з центрального
пульта з допомогою важелів СТОП.
Управління реверсом тяги забезпечує:
- роздільне управління реверсивними пристроями обох двигунів; управління режимом роботи кожного двигуна при реверсі тяги;
- сигналізацію положення реверсивних пристроїв і несправностей в
системі.
Управління реверсом тяги - комбіноване, з використанням механічних,
електричних і гідравлічних елементів. Управління реверсом здійснюється
вручну з центрального пульта важелями, встановленими на важелях управління
двигунами.
Проводка управління від центрального пульта до паливних важелів і
важелів зупинки на двигуні - механічна (тросові з тягами на кінцевих ділянках).
Вона обеспечіваетраздельное управління режимом роботи і зупинкою кожного
двигуна і управління замками приводів реверсивних пристроїв.
1.4.3.10. Технічний опис силової установки літака
Силова установка літака призначена для створення тяги, приводу
електрогенераторів і насосів гідравлічної системи і подачі повітря в системи
літака. Силова установка складається з двох двігатепьних установок з
двигунами Д-436 ТП і допоміжної силової установки з двигуном ТА-12.
Кожна рухова установка включає в себе двигун Д-436 ТП, гондолу двигуна
і системи, що забезпечують роботу двигунів. це:
- паливна система, в яку входять паливні баки, система заправки паливних
баків, система вироблення палива з баків і система подачі палива до двигунів;
- система дренажу паливних баків;
- система аварійного зливу палива;
- система нейтрального газу;
- Противопожежна система;
- маслосистема і система суфлювання двигунів;
- система всмоктування і подачі повітря до компресорів двигуна;
- система запуску двигунів;
-система управління двигунами.
Рухові установки розташовані під крилом на пілоні з виносом вперед.
Двигун ВСУ розташований в правому обтічнику шасі.
90
1.4.3.11. Висновки
В данном разделе было разработано ряд систем обеспечивающих
надежную работу силовой установки самолета, таких как:
- паливна система літака, в яку входять паливні баки і система подачі
палива до двигунів;
- система дренажу паливних баків;
- система заправки паливом;
- система аварійного зливу палива;
- Противопожежна система;
- система нейтрального газу;
- система всмоктування і подачі повітря до двигунів;
- маслосистема двигуна;
- система запуску двигунів;
- система управління двигунами.
Після розробки систем були проведені наступні розрахунки:
- розрахунок паливної системи на висотність;
- розрахунок системи аварійного зливу;
- розрахунок дренажної системи;
- розрахунок і профілювання дозвукового повітрозабірника.
При розробці систем силової установки було досягнуто ряд переваг для
кожної системи, серед яких є:
- підвищена живучість систем;
- надійність систем;
- безпека систем при їх експлуатації;
- довговічність систем.
Також суттєвою перевагою можна назвати принципово нову розробку
протипожежної системи, яка визначає вогнище спалаху, сигналізує пілотів про
пожежу і самотужки локалізує осередки займання.
У всіх системах застосовані новітні електронні системи управління ними
ж, які дозволяють даному літаку мати велику конкурентоспроможність на
світовому ринку цивільної авіації.
До недоліків даних систем силової установки можна віднести головний
недолік-відносно велика вартість електрообладнання, яке застосовується в усіх
системах силової установки.
Але незважаючи на цей недолік, все вище згадане обладнання необхідно
застосовувати на літаку, так, як воно значно полегшує роботу льотчиків в
польоті і тим самим підвищує надійність польоту пасажирського літака.
91
2. Технологічний розділ
Розробка технології виготовлення агрегату літака
2.1
2.2
2.3
2.4
2.5
Аналіз вихідних конструкторських документів проектованого агрегату:
технічні умови на виготовлення, аналіз технологічності агрегату.
Розробка схеми конструктивно-технологічного членування, схеми
збирання й ув'язування заготівельно-складального оснащення.
Розробка укрупненого технологічного процесу збирання агрегату:
підбор інструмента й устаткування, технічні умови на постачання
деталей і складальних одиниць, розробка технологічних карт процесу
збирання, нормування, цикловий графік збирання.
Проектування складального пристосування: розробка схеми базування,
складання технічних умов на проектування стапеля, вибір і
обґрунтування прийнятих засобів виготовлення й монтажу складального
пристосування, опис конструкції складального пристосування, монтаж
складального пристосування.
Організація робочого місця й техніка безпеки.
2.1 РАЗРАБОТКА ТЕХНОЛОГИИ СБОРКИ КИЛЯ
ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА
2.1.1 Оценка технологичности объекта производства
Под
технологичностью
понимают
совокупность
свойств
конструкции
изделия,
обеспечивающих оптимальное использование различных видов народнохозяйственных
ресурсов при технической подготовке производства, изготовлении, эксплуатации и ремонте
по сравнению с соответствующими показателями однотипных изделий с учетом
обеспечения
установленных
изготовления, эксплуатации и
значений
ремонта.
показателей
По
качества
областям
и
принятых
проявления
условий
различаются
следующие виды технологичности: производственная, эксплуатационная и ремонтная.
Производственная технологичность имеет весьма существенное значение при выборе
рациональных конструктивно-технологических решений на ранних стадиях конструкторской
подготовки производства. Производственную технологичность целесообразно оценивать по
процессу изготовления (видам производства), размерам, материалам, а также в целом по
конструкции изделия.
Эксплуатационная технологичность проявляется на этапе эксплуатации и при
техническом обслуживании изделия. Этот вид технологичности оказывает существенное
влияние на конкурентоспособность изделия.
92
Ремонтная
технологичность
характеризует
приспособленность
конструкции
к
ремонту. Часто её рассматривают как составную часть эксплуатационной технологичности.
В соответствии с ГОСТом 14.202-73 ЕСТПП Правила выбора показателей
производственной технологичности конструкции изделия эти показатели составляют
несколько групп:

трудоемкость изготовления изделия Т п ;

уровень технологичности конструкции по трудоемкости изготовления К ут ;

технологическая себестоимость изделия С т ;

уровень технологичности конструкции по себестоимости К ус .
Дополнительные показатели разделяются на две группы: технико-экономические и
технические.
К технико-экономическим показателям относятся.

относительная трудоемкость процесса изготовления по видам работ Т ой ;

относительная трудоемкость заготовительных работ Т зр ;

удельная трудоемкость изготовления изделия Т н ;

коэффициент эффективности взаимозаменяемости К вз ;

удельная технологическая себестоимость изделия С т ;

удельная технологическая себестоимость изготовления изделия С тп .
Дополнительные технические показатели качества разделяются на пять подгрупп в
зависимости от области применения критериев технологичности. Первая подгруппа
характеризует унификацию конструкции. Сюда входят:

коэффициент унификации изделия К у ;

коэффициент унификации конструктивных элементов К уэ ;

коэффициент стандартизации изделия К ст ;

коэффициент повторяемости К пов .
Вторая
подгруппа
определяет
унификацию
применяемых
технологических
процессов. В неё входит коэффициент применения типовых технологических процессов
К тп .
93
Третья подгруппа характеризует расход материала и состоит из следующих
показателей:
• массы изделия М;
• удельной материалоемкости Кум;
• коэффициент использования материала Ким;
• коэффициент применяемости материала КомЧетвертая подгруппа включает следующие показатели, характеризующие состав
конструкции:

коэффициент сборности КСв',

коэффициент перспективного использования в других изделиях К™
Рассмотрим технологичность конструкции вертикального оперения
самолета Ан-74.
Конструкция вертикального оперения самолета Ан-74 типична для самолетов
марки АН и обеспечивает преемственность конструкции, что позволяет использовать все
универсальное оборудование, а в отдельных технологических процессах (сборка
нервюр, сборка лонжеронов) позволяет использовать спецоснастку.
Рациональные размеры деталей и узлов, то есть отсутствие слишком мелких или
слишком габаритных, позволяют оптимизировать техпроцесс, более рационально
использовать производственные площади. Рационально выполнены технологические
стыки и разъёмы:
• плоский стык с фюзеляжем, что позволяет использовать плоские шаблоны и
кондукторы;
• разъёмы панели выполнены по прямым линиям;
Используется большой объем типовых технологических процессов (сверления,
клёпки, покрытие грунтом и тому подобное).
В конструкции вертикального оперения используется большая номенклатура
деталей, заготовками к которым служат стандартные изделия (профильный уголок,
листы обшивок, кницы и тому подобное).
Обеспечивается простота форм деталей. Большая часть обшивок имеет одинарную
кривизну, фитинги и кронштейны имеют стандартные, хорошо изученные конструкции.
Основным материалом конструкции является широко распространенный
алюминиевый сплав Д16Т.
94
Большинство деталей и подсборок киля отвечают требованиям технологичности.
Конструкция стенок рядовых нервюр, компенсаторов, книц позволяет использовать
прогрессивные технологические процессы – штамповку. Окончательная сборка
стабилизатора производиться в стапеле с базированием по КФО, что обеспечивает
удобный подход к элементам конструкции.
Конструкция киля позволяет осуществить конструктивно-технологическое членение
на отдельные подсборки: панели, лонжероны, нервюры, секции носков, что
позволяет механизировать и автоматизировать сверлильно-зенковальные,
клепальные работы.
Основные узлы, снижающие технологичность конструкции – это узлы навески Р.Н.,
кронштейны, узлы крепления стабилизатора к килю, которые имеют сложную форму
и требуют изготовления на станках с ЧПУ.
На основании выше сказанного можно сделать выводы, что по большинству
параметров конструкция киля отвечает требованиям технологичности.
95
2.1.2 Разработка схемы конструктивно-технологического членения
Схема конструктивно-технологического членения вертикального оперения
разработана исходя из следующих основных факторов:
-
обеспечение
сокращения
цикла
сборки
за
счет
параллельности
изготовления подсборок;
-
максимально возможное упрощение и уменьшение количества сборочной
оснастки при обеспечении высокого качества работ;
-
сокращение трудоемкости сборки;
-
обеспечение
применения
наиболее
прогрессивных
и
экономически
эффективных методов и средств сборки, оборудования и оснастки.
Исходя из этих условий вертикальное оперение состоит из следующих
сборочных единиц:
-
носок;
-
носовая часть;
-
диафрагмы носовой части;
-
передний лонжерон I;
-
задний лонжерон II;
-
нервюры силовые;
-
трехслойные панели с сотовым заполнителем;
-
хвостовая часть киля;
-
узлы навески первого звена РН;
-
первое звено РН;
-
узлы навески второго звена РН;
-
второе звено РН, верхняя часть;
-
второе звено РН, нижняя часть;
-
триммер;
-
законцовка;
-
зализ.
На окончательную сборку киля подаются:
-
носовая часть киля;
-
межлонжеронная (средняя) часть киля;
-
хвостовая часть киля.
96
2.1.3 Выбор и обоснование схемы сборки киля
Схема сборки устанавливает последовательность общей сборки планера, агрегата,
секции, панели или узла (в данном случае стабилизатора) из отдельных сборочных единиц.
Как правило, схемы сборки самолета разрабатываются последовательно, начиная
от цеха окончательной сборки, с учетом требований и условий сборочных цехов.
В зависимости от схемы и степени членения конструкции на сборочные единицы
и степени дифференциации, сборочных и монтажных работ -
технологический
процесс может выполняться по последовательной, параллельной или параллельнопоследовательной схемам.
Последовательная схема не предусматривает членение на панели. Агрегат
собирается непосредственно из отдельных отсеков, секций, узлов и деталей, после чего в
собранном агрегате выполняются монтажные работы. Сборка и монтаж при этой схеме
ведутся
в
неудобных
количество
условиях,
одновременно
крайне
занятых
затруднено
рабочих
применение
ограничено.
В
механизации,
результате
этого
трудоемкость сборки агрегата получается наибольшая, а производственный цикл самый
продолжительный. Данная схема характерна для единичного или (реже) мелкосерийного
производства.
Параллельная
схема
сборки
предусматривает
вычленение
панелей
и
их
параллельную сборку. Кроме того на панелях параллельно выполняется основной объём
монтажных работ. А в стапеле общей сборки производится только стыковка и соединение
панелей. Применение этой схемы обеспечивает широкий фронт работ и возможность
механизации и автоматизации процессов сборки. За счет этого производственный цикл и
трудоёмкость получаются минимальными. По сравнению с последовательной схемой
они меньше в 3-4 раза и 2,5-3 соответственно.
Параллельно-последовательная
схема
также
предусматривает
членение
конструкции на панели, но монтажные работы выполняются после стыковки панелей в
отдельный отсек или агрегат. Таким образом, преимущества панелирования при данной
схеме сборки используется только для сборочных работ. Общий цикл и трудоемкость
сборочных работ при этой схеме сборки занимают промежуточное место между
последовательной и параллельной. Высокая степень панелирования проектируемого
агрегата и низкие характеристики последовательной схемы сборки исключают возможность
её применения. Таким образом, для сборки киля самолета
Ан-74 наиболее приемлемой
является параллельно-последовательная схема, позволяющая максимально расширить
97
фронт работ, сократить общий цикл сборки и обеспечить необходимое качество
собираемого изделия при невысокой трудоёмкости.
Сборка самолётных конструкций состоит из установки собираемых элементов
в положение, предусмотренное чертежом (сборочное положение), скрепления их, образования
соединений (заклёпочных, клеевых, сварных и тому подобное).
Установочные работы в значительной степени влияют на точность обводов и
прочность изделия, определяют величину затрат на сборку изделия. В зависимости от
способа базирования деталей в процессе сборки возможны две различные группы методов
сборки:
1. Детали устанавливаются по базам, расположенным на основной (базовой) детали. К
этой группе относятся следующие методы сборки: по сборочным отверстиям (СО); по
базовым отверстиям (БО); по разметке на базовой детали: по привалочным поверхностям.
2. Детали или узлы устанавливаются по базам, расположенным на специальном
носителе
размеров
-
сборочном
приспособлении.
Сюда
относится
сборка
в
приспособлении с компенсацией погрешностей входящих деталей. Например, известная
сборка «от обшивки», сборка «от каркаса» без компенсации, сборка «от каркаса» с
использованием систем фиксирующих отверстий (КФО или БФО).
В современном самолетостроении наиболее широко распространены следующие
методы сборки:
1)
по сборочным или базовым отверстиям (СО или БО):
2)
по разметке на базовой детали;
3)
по привалочным поверхностям;
4)
в приспособлении с базированием деталей и узлов на контуры;
Каждый собранный агрегат должен отвечать требованиям взаимозаменяемости по
стыкам и обводам, длине и сборочным отверстиям.
Для сборки узлов и подсборок киля принимают метод сборки в приспособлении с
использованием КФО. Детали не выходящие на теоретический контур собираются по
сборочным отверстиям (сборка по СО).
Общая сборка киля в стапеле осуществляется по координатно-фиксирующим
отверстиям (КФО). Метод сборки по КФО предусматривает наличие в узлах,
поступающих на сборку, специальных взаимосвязанных отверстий, служащих для
фиксации этих узлов в стапеле.
Применение метода сборки по КФО дает следующие преимущества с другими
методами:
-
значительное упрощение конструкции сборочной оснастки;
98
-
возможность снизить трудоемкость изготовления оснастки, снизить ее
металлоемкость;
-
применить конструкции универсальных приспособлений этим самым,
освобождая значительные производственные площади.
2.1.4 Схема сборки киля
Исходными данными для выбора схемы сборки являются следующие параметры:
программа выпуска, степень конструктивно-технологического членения, возможные
методы сборки узлов и величин затрат по различным вариантам схемы членения. С
целью расширения фронта работ, снижения трудоемкости, применения средств
механизации и автоматизации, увеличения производительности и высоких
показателей качества труда, киль собирают из подсборок, которые в свою очередь
собираются в своих приспособлениях и подаются на окончательную сборку
стабилизатора в максимально законченном виде.
Сборка агрегата осуществляется по специально последовательно- параллельной
схеме. Схема сборки определяет порядок поступления подсборок на общую сборку
киля и степень их законченности.
Руководствуясь вышеперечисленными факторами принимаем следующую
последовательность сборки:
-
установка переднего и заднего лонжеронов;
-
установка силовых нервюр;
-
установка кронштейнов навески РН;
-
установка левых трехслойных панелей;
-
установка правых трехслойных панелей;
-
установка носовой части;
-
установка хвостовой части;
-
установка элементов оборудования;
-
предварительная навеска РН;
-
разделка стыка с фюзеляжем.
Пункты с первого по пятый производятся в стапеле сборки средней части киля,
остальные при внестапельной сборке.
2.1.5 Методы и средства обеспечения взаимозаменяемости и точности увязки
оснастки для объекта
В настоящее время существует несколько наиболее распространенных методов
увязки и обеспечения взаимозаменяемости. Каждый из них имеет свои достоинства и
недостатки, по-разному обеспечивает точность изготовления и увязку, определяет свои
99
сроки подготовки производства и себестоимость изделия.
1.Эталонно-шаблонный метод (ЭШМ).
Обеспечивает самую высокую точность увязки оснастки по стыкам и обводам.
Однако цикл подготовки производства и затраты оказываются наибольшими. Этот метод
применим, главным образом, для машин малого тоннажа, характеризующихся высокими
скоростями полёта
2.Координатно-шаблонный метод (КШМ).
Обеспечивает высокую точность увязки оснастки по контурам и обводам, но менее
точен по стыкам. Цикл подготовки производства и затраты сокращаются. Метод находит
применение в производстве машин тяжёлого и среднего тоннажа, преимущественно средних
и высоких скоростей полёта.
3.Плазово-шаблонный метод (ПШМ).
Прост и дёшев, однако наименее точен при увязке приспособлений для сборки
агрегатов. Применяется для сборки плоских узлов (лонжеронов, шпангоутов, нервюр) и
монтажа коммуникаций.
4. Метод координатно-аналитической увязки (МКАУ).
Новый комплекс, построенный на сочетании координатной увязки сборочных баз
агрегата
с
поверхностей.
аналитическими
Этот
метод
методами
является
расчёта
наиболее
сложных
аэродинамических
приемлемым
в
изготовлении
технологической оснастки из-за рационального совмещения перечисленных методов с
чередованием ручных и автоматизированных операций.
Совмещение конструкторских работ с плазовыми существенно сокращает сроки
подготовки производства.
Автоматизация расчёта и проектирования
геометрических
характеристик контуров и преобразование их в цифровую информацию содействует
широкому внедрению в самолётостроении оборудования с ЧПУ.
При производстве самолетов, аналогичных проектируемому, наиболее широко
применяется координатно-шаблонный метод увязки оснастки (КШМ). В данном случае этот
метод выгоднее эталонно-шаблонного (ЭШМ), который предполагает изготовление эталонов и
контр эталонов поверхностей значительных размеров, что в свою очередь трудоёмко,
дорогостояще, и затрудняет практическое использование эталонов.
КШМ проще, чем ЭШМ, так как его точность сборки приспособления обеспечивается
шаблонами, монтажными плитами и, оптическими приборами. Применение КШМ позволяет
100
значительно
сократить
длительность
процесса
подготовки
производства.
Однако
погрешность изготовления изделия при КШМ больше, чем при ЭШМ, то есть метод является
менее точным.
Для увязки панелей и агрегатов по разъёмам применяют мастер-плиты и калибры
стыковых узлов. Изготовленные по мастер-плитам стапельные плиты монтируют в
приспособлениях по монтажным плитам. Фиксаторы пространственных стыковых узлов
выполняют в приспособлении по калибрам стыковых узлов, которые изготавливаются с
помощью ИС.
2.1.5.1Расчет точности сборки киля по обводам для двух сборки и
увязки
Определим точность киля в приспособлении для двух вариантов сборки и увязки
(МКАУ, КШМ).
Погрешность
сборки
киля
в
приспособлении
определяется
следующими
составляющими:
1. Погрешность  пр. носителя размеров, то есть приспособления;
2. Погрешность  баз. базирования детали;
3. Погрешность  проч. от поводок и смещений, вызванных образованием соединений,
прогибами приспособления в процессе сборки и прочими не зависящими от метода сборки
причинами.
Величина погрешности базирования характеризуется зазором между рубильником
приспособления и поверхностью детали. Этот зазор можно уменьшить, прижав деталь к
поверхности рубильника. Итак, погрешность сборки определяется по формуле:
 сб   пр   баз   проч ,
где  проч  0,4 сб
Зазор между лекалом и деталью (при наличии прижима)  баз равен:
 баз  К приж  Сконтр.пр  дет
101
Величину k приж принимают в зависимости от шага прижимов, характеризуемого
отношением l фикс / l дет . При отсутствии компенсации k приж  1 .
Итак, допуск на сборку в приспособлении с компенсацией погрешности определяется
по формуле:
 сб   пр  К приж С конт.прдет  проч
1. Расчёт точности сборки киля в приспособлении (МКАУ).
Рис. 2.1. Схема увязки приспособления киля и детали по МКАУ.
Погрешности отдельных этапов подчинены закону нормального
распределения, т.е.   0, k  1 .
Согласно схеме увязки МКАУ (рис. 2.1):
 пр
  ТП прис 
   0.12  5  0.02 2  0.028 2  0.107 2  0,25 мм
   
2
 2 
2
  несвязан. этапав 
   0,12  4  0,02 2  2  0,32  0,028 2  2  0,107 2  2 
С контур прдет    
2


 0,394 мм
2
Учитывая, что  проч  0,4
 сб
2
 сб
2
, получим
 сб
2
 0,25  0,394k приж  0,4
 (0,416  0,656k приж ); k приж  1
Тогда условие заданного допуска выполняется:
 сб  1,072 мм ;
 стаб  1,5 мм  ;
 сб   стаб
2. Координатно-шаблонный метод (КШМ).
 сб
2
;
102
Рис. 2.2. Схема увязки приспособления киля и детали по КШМ
Погрешности отдельных этапов подчинены закону нормального
распределения, т.е.   0, k  1 .
Согласно схеме увязки КШМ (рис. 2.2):
 пр
  ТП  прис 
   0,2 2  4  0,12  3  0,436 мм
   
2
2


2
  несвязан. этапав 
   0,2 2  4  0,12  3  0,32  0,529 мм
   

2


2
С контур прдет
Учитывая, что  проч  0,4
 сб
2
, получим:
 сб
2
 сб
2
 0,436  0,529k приж  0,4
 сб
2
;
 (0,727  0,88k приж );
При k приж  1 , получим  сб  1,607 мм . Так как  стаб   сб , значит необходимо
применить прижимы. Рассчитаем допуск на сборку в приспособлении с компенсацией. В
итоге получим:
 cб
2
 0,436  0,529K приж  0,4
 cб
или
2
 cб
2
 0,727  0,88K приж  .
k приж определим из условия выполнения заданного допуска на киль.
 сб   стаб .
Тогда
Откуда
 0,727  0,88K приж   1,5
К приж 
1,5  0,727
 0,878.
0,88
По таблице 42[1] находим количество прижимных точек и шаг фиксаторов:
n=2; l фикс  l дет .
Проанализировав полученные результаты, можно сделать вывод, что оба
рассмотренных метода увязки (КШМ и МКАУ) позволяют обеспечить требуемую
103
точность сборки. Большую точность сборки обеспечит метод МКАУ, а метод КШМ
является более дешевым. Метод увязки МКАУ предполагает использование
оборудования
с
ЧПУ,
компьютерной
техники
и
др.
и
является
наиболее
прогрессивным на сегодняшний момент методом увязки.
2.1.6 Разработка технологического процесса сборки киля
Технологический процесс сборки киля – это последовательность установки в
сборочное приспособление в нужном положении сборочных единиц, узлов, деталей
и панелей, их фиксация и соединение между собой способами предусмотренными
чертежом, определение специальности, разряда и количества рабочих, а также норм
времени, выбор инструмента и оборудования.
Разработку рабочего технологического процесса сборки для серийного производства
с программой запуска 63 комплектов в год осуществляется в соответствии с
чертежами конструкции изделия и схемы сборки
1. Суть операций и переходов техпроцесса. Последовательность их
должна соответствовать определенному плану. В общем случае процесс сборки
выполняется в следующем порядке:
-
подготовка деталей к сборке;
-
установка деталей в заданном чертежами положении;
-
фиксация деталей;
-
подготовка деталей к соединению и соединение;
-
контроль точности и качества соединений;
-
заключительные работы.
2. Инструмент и оборудование, необходимое для каждой операции.
3. Нормы
времени
на
выполняемые
виды
работ.
Нормирование
сборочных работ учитывает условие сборки, вес и габариты изделия, а также
соединяемых деталей и узлов. Нормирование ведется согласно нормативов НИАТ.
4. Специальность, количество и разряд рабочих. Определение разряда
производят по тарифно-квалифицированному справочнику.
5. Операции контроля. Технолог разрабатывает контроль на основании
чертежа и технических условий в следующей последовательности:
-
отбор параметров, подлежащих контролю;
-
выбор средств и методов контроля.
Операционный технологический процесс сборки межлонжеронной части киля
представлены в «Приложении».
104
2.1.7 Разработка технических условий поставки
Условия поставки узлов и деталей разрабатывают технологи агрегатных цехов. В
этом документе устанавливают степень законченности деталей и узлов при подаче
их в сборочный цех: укомплектованность данного узла, наличие стыковочных
отверстий на узле и их готовность, наличие припусков на деталях из листов и
профилей или труб или их отсутствие, наличие НО и др.
Технические условия поставки подсборок представлены в таблице 2.1.7.
Таблица 2.1.7
№ п/п
Наименование детали, Стапель окончательной сборки детали, узла
узла
1.
Лонжерон передний
В собранном виде с НО и БО, согласно
чертежу
2.
Лонжерон задний
В собранном виде с НО и БО, согласно
чертежу
3.
Силовая нервюра
В собранном виде с НО и БО, согласно
чертежу
4.
Панель с сотовым
В собранном виде, без припусков, с НО и БО,
согласно чертежу
заполнителем
2.1.8 Технические условия на сборку киля
1.
Допуск на отклонение поверхности киля  2мм.
2.
Допуск на смещение осей лонжеронов относительно теоретических
осей ±1мм, нервюр ±2мм.
3.
Допустимая погрешность измерения линейных величин  5% .
4.
Общая длина киля должна быть выдержана по чертежу с допускаемыми
предельными отклонениями  5 мм .
5.
Положение узлов навески руля направления по нервюрам №2,3,4,5
согласовать с ответными узлами руля.
6.
По средним узлам навески Р.Н по нервюрам №3,4 допускается
отклонение оси вращения от прямой линии, проходящей через крайние узлы по
нервюрам №2,5 ±0,5мм в перпендикулярном направлении.
7.
Отверстия по 1-му лонжерону и отверстия по 2-му лонжерону под болты
стыка киля со стабилизатором согласовать с общей мастер-плитой.
105
8.
Отклонение в шаге болтов допускается  2 мм (кроме отверстий под
болты стыка стабилизатора с килем).
9.
Покрытие головок болтов, гаек и выступающих резьбовых частей
болтов 9МХВ-16 (серо-голубая) ОСТ 1 90055-85.
10.
Допускается смещение стойки рядовых нервюр от оси  1мм , стойки
силовых нервюр  2 мм .
11.
Допускается смещение стенки нервюр вдоль хорды  1мм .
12.
Плоскость стыка стабилизатора с килем выполнять по ТУ на стыковку
хвостового оперения.
13.
Чистота стыковки не ниже Rz 20.
14.
Болты
и гайки должны устанавливаться с плотным прилеганием
головок к поверхностям стыкуемых деталей.
15.
При затяжке болтов не допускается боковое касание гаек к стыкуемым
узлам.
16.
При сборке киля перемычки выдержать с допускаемыми предельными
отклонениями по болтам  1мм , по заклепкам  0,5 мм .
17.
Выполнить установку на шпательном герметике У30МЭС-5М по ТУ 38-
1051436-88 по 72ПИ24-85”Х”, обеспечив съемность съемных элементов: носовой и
хвостовой частей киля, панелей (правой и левой).
18.
Установку несъемного крепежа (болты, зуклепки) выполнить на сыром
грунте ЭП-0215, кроме заклепок металлизации.
19.
После сборки киля обработать пленко-образующими составами типа
«Динитрол» или «АУ-100»: полки поясов 1-го и 2-го лонжеронов киля, подошвы узлов
навески руля направления.
2.1.9 Разработка технологического процесса силовой нервюры.
Технологический процесс сборки силовой нервюры:
01.Установить на стенку нервюры киля стойки и пояса, совместить СО и рассверлить 20 отв.
с  2,6 до  3,1, устанавливая последовательно 20 тех. болтов  3 мм по НО в стойках
и поясах. Сверлить в стенке 155 отв.  3,1,
05. Установить на стенку нервюру накладку, совместить СО и скрепить её двумя тех.
болтами  2,5 мм по НО, в накладке сверлить 24 отв.  2,7 мм.
106
10. Разметить и сверлить согласно чертежу 38 отв.  3,1 мм под заклепки крепления стоек
нервюры с накладкой и поясами нервюры.
15.Рассверлить ранее просверленные отверстия окончательно на накладке, стойкам и
поясам: 24 отв.  3,05 мм; 73 отв.  3,55 мм; 120 отв.  4,05 мм. Снять заусенцы с
просверленных отверстий.
20.Контроль БТК.
25.Подготовить пресс КП-204 к работе.
30.Клепать согласно чертежу стенку нервюры киля с поясами, стойками и накладкой
заклепками:

3-7 Ан.Окс. ОСТ 134040-79 = 24 шт;

3,5-7 Ан.Окс. ОСТ 134040-79 = 63 шт;

3,5-9 Ан.Окс. ОСТ 134040-79 = 10 шт;

4-9 Ан.Окс. ОСТ 134040-79 = 90 шт;

4-10 Ан.Окс. ОСТ 134040-79 = 28 шт;
35.Снять 28 тех. болта, крепящих стенку нервюры киля с поясами и накладкой и
рассверлить эти отверстия  3,05 – 2 отв.;  3,55 – 14 отв.;  4,05 – 6 отв.
40.Клепать согласно чертежу по остальным отверстиям стенку нервюры киля с поясами,
стойками и накладкой.
45.Очистить от стружки, пыли и других загрязнений собранную нервюру киля.
50.Контроль БТК.
55.Произвести защитное покрытие головок заклепок грунтом АК-069 согласно чертежу.
60.Контроль БТК защитного покрытия.
107
2.2 ПРОЕКТИРОВАНИЕ СРЕДСТВ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОСНАЩЕНИЯ
СБОРКИ КИЛЯ ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА
2.2.1 Разработка схемы базирования при сборке киля
Самолетные конструкции собираются из деталей и узлов, характеризующиеся
сравнительно большими габаритами и незначительным уровнем жесткости. После
сборки они становятся достаточно жесткими и соответствуют заданной точности.
Следовательно, сборочное приспособление призвано обеспечить требуемую
точность при малой жесткости изделия. Точность обеспечивается фиксаторами и
зажимами, установленными в определенном положении на жестких элементах
каркаса приспособления.
Правильный выбор расположения и количества фиксаторов и зажимов определяет
качество приспособления.
Особенностью сборки киля являются повышенные требования к точности
выполнения наружных обводов. Схема базирования киля представлена на
рисунке 2.2.1.
Рисунок 2.3.
2.2.2 Технические требования к сборочному приспособлению
Сборочное приспособление - устройство, конструкция которого обеспечивает
правильное взаимное расположение и фиксацию, а также соединение сборочных единиц
(узлов, деталей, агрегатов).
Непрерывное повышение требований к точности и взаимозаменяемости собираемых
элементов конструкции самолета, рост производительности труда обуславливает не
только увеличение количества сборочных приспособлений в производстве, но и более
высокие технические требования к ним. Основные требования:
108
 обеспечение заданной техническими условиями точности собираемого агрегата,
которая должна быть увязана с точностью сборки сборочного приспособления;
 сохранение точности сборочного приспособления в течение всего периода
эксплуатации между регламентными осмотрами и ремонтом;
 сохранение стабильного положения базовых точек, узлов, поверхностей, заданных
ТУ на сборку агрегата;
 надёжность фиксации собираемых элементов в течении всего периода эксплуатации
приспособления;
 постоянство заданных размеров, независимо от колебаний температуры;
 использование в конструкции сборочного приспособления возможно большего
количества стандартизованных элементов для удешевления стоимости его производства и
эксплуатации, а также сокращения сроков проектирования;
 обеспечение наиболее свободных подходов для выполнения сборочных работ,
хорошего освещения, удобства использования инструмента и средств механизации труда,
а также съёма собранного агрегата;
 соблюдение правил техники безопасности.
2.2.3 Описание конструкции стапеля
Конструкция сборочного приспособления обуславливается применяемым методом
увязки оснастки, схемой базирования, а также конструкцией и размещением собираемого
агрегата.
109
Рисунок 2.4. Стапель сборки киля
Стапель сборки киля проектируемого самолёта балочной конструкции из
швеллеров, труб, пластин и состоит из следующих основных элементов (рис. 2.4):
 из четырех продольных балок и четырех поперечных, изготавливаемых из
сварных швеллеров и установленных на подставки. Установка происходит на
предварительно залитые цементом НИАТ-МЦ репера;
 подставок сварной конструкции под продольную балку, забетонированных в
фундамент;
 сварной конструкции для фиксации рубильников в рабочем положении;
 рубильников по теоретическому контуру киля в зоне нервюр. На рубильниках
имеются уголки для крепления панелей по крепёжным отверстиям на пересечении осей и
нервюр;
 фиксаторов по БО в стенках нервюр;
 ложементов с упорами для установки лонжеронов 1 и 2;
 фиксаторов по отверстиям навески РН в кронштейнах;
 колонн сборной конструкции (две колонны);
 съёмных эквидистантных лекал для контроля.
Рубильники монтируются на предварительно залитые в стаканах вилки и крепятся
классными болтами.
Сборочное приспособление, предназначенное для сборки киля, представлено
на чертеже К104.ДП.165.003.СБ.
2.2.4 Технические условия на проектирование стапеля сборки киля
1. Стапель предназначен для сборки киля.
2. Положение киля в стапеле — вертикальное.
3. Основными технологическими базами в киле являются: ось 1-го лонжерона, ось 2-го
лонжерона киля.
110
4. Взаимозаменяемыми элементами конструкции киля являются: лонжероны киля;
элементы геометрии обшивки; кронштейны навески механизации и элементы их крепления.
5. При сборке стапеля используются калибры, которые крепятся на вилках балок
приспособления. Стапель монтируется (в системе плаз-кондуктора (ПК) и инструментального
стенда (ИС)) с использованием оптических средств и монтажных плит.
6. Закладка деталей, и узлов, выемка собранного киля из стапеля осуществляется в
боковую сторону.
7. Средства механизации используются при выемке из стапеля собранного киля, и для
осуществления подъёмно-транспортных работ при монтаже стапеля.
8. Стапель оборудуется источниками сжатого воздуха и электроэнергии
2.2.5 Монтаж стапеля сборки стабилизатора
Фундамент стапеля выполняется согласно планировке цеха потребителя, путём
бетонировки плит и подставок под нижние балки при помощи монтажных рам. Затем на
нижние подставки устанавливаются нижние балки. Затем производится набор блоков
колонн каркаса стапеля относительно ранее смонтированных нижних балок, которые
собираются на шпильках, после набора блоков в каркасе стапеля, производится монтаж
поперечной балки. Монтаж верхней продольной балки производится на стапель при
помощи монтажной плиты установленной на базовые репера наземных балок с
нивелировкой по высоте, а плоскость вертикальная по квадранту окончательно
скрепляется классными болтами и переходником, установленном на блоках каркаса.
Для дальнейшего монтажа стапеля производится выемка монтажных рам стапеля.
На стапель монтируются фиксаторы стенки первого лонжерона с базой на зализе
репера.
Стыковочные
отверстия
на
фиксаторах
стенки
1-го
лонжерона,
отстыковываются по плазовому шаблону.
Монтируются на стапель сборки киля рубильники носков Крепятся классными
болтами вилки нижних балок. Затем производится монтаж ферм на верхнюю балку
фиксирующих рубильников в рабочем положении.
Монтаж основных рубильников теоретического контура верха и низа киля
производится с базой на кронштейны рубильников носков и фиксаторов на фермах со
111
стороны 2-го лонжерона. После этого производится монтаж откатных устройств
механизмов рубильников.
Фиксаторы узлов навески РН в стапеле сборки киля монтируются по калибру
второго лонжерона.
После монтажа стапеля производится комплектовка всеми штырями, болтами и
закрепляют их на тросики.
2.2.6 Разработка оснастки второго порядка
Методы изготовления сборочных приспособлений различаются количеством, видом
и стоимостью средств, определяющих точность установочных баз стапеля. Эти
средства являются оснасткой для изготовления оснастки и называется оснасткой
второго порядка. Она может быть специальной (шаблоны приспособления, калибры
и контркалибров разъемов и стыков, контрэталоны, монтажные эталоны, монтажные
плиты) и универсальные (инструментальный стенд, плаз-кондуктор, оптические
приборы).
В нашем случае в качестве оснастки второго порядка представлен калибр второго
лонжерона, который является средством увязки стапеля сборки киля с
приспособлением для сборки стабилизатора и первого звена руля направления.
Основными конструктивными элементами являются:
1. Эталон узлов навески первого звена РН.
2. плита стыка со стабилизатором.
3. Эталонные пластины.
4. Каркас, сварной конструкции.
5. Реперные вилки.
Основными базами калибра являются:
1. Линии СГД.
2. Ось вращения первого звена РН.
3. Оси первого и второго лонжеронов.
4. плоскость стыка киля со стабилизатором.
Исполнительные размеры взяты с чертежа изделия, и выдерживаются при
изготовлении калибра стыка с помощью инструментального стенда.
Оснастку для сборочных цехов изготавливает специальный цех подготовки
производства – цех сборочной оснастки. Он же изготовляет необходимую оснастку
второго порядка. В его функции входят также периодический контроль и доработка
оснастки. Все эти работы выполняются по чертежам и ТУ конструкторского бюро
оснастки отдела главного технолога.
112
2.2.7 Проектирование конструкции средства механизации.
Механизация производственных и вспомогательных работ способствует созданию
безопасных
условий
труда,
улучшает
организацию
производства
и
повышает
производительность труда.
В качестве средства механизации проектируем траверсу, которая служит для
подъема и перемещения киля.
Траверса изготовлена из спаренных швеллеров. Для крюка подъемного механизма в
траверсе предусмотрена серьга поз.5, которая крепится болтом поз.11, затянутым гайкой
поз. 12. Стальной канат поз. 6 является одной из ответственных деталей траверсы. Канат
обладает хорошей гибкостью и высокой прочностью. Для предохранения стального каната
от смятия и быстрого износа при крутом перегибе применяем коуши поз. 8. Для надежного и
безопасного закрепления петель на стальном канате используем зажимы поз. 1.
В комплект траверсы входит рама поз. 3, которая воспринимает изгибающий момент
возникающий в киле при транспортировке, и препятствует его изгибу.
Основой проектирования траверсы служит расчет основных силовых элементов
траверсы [10].
1. Расчет продольной балки траверсы, работающей на изгиб (рисунок 2.18):

Определяем максимальный изгибающий момент в траверсе (изгибающим
моментом от собственного веса траверсы пренебрегаем)
М max 
где Q  вес киля,
Q  805,3 кгс;
а  длина консоли,
а  184 см.
Qa
,
2
113
Рисунок 2.18 Расчетная схема траверсы, работающей на изгиб
Получим:
M max 

805,3  184
 74087,6 (кгссм).
2
Определяем нормальное напряжение в траверсе при изгибе и сравним с
допускаемым

где W
М
  ,
W
 момент сопротивления сечения балки траверсы. Он выбирается в
зависимости от профиля балки. Балки траверс обычно изготавливаются из швеллеров или
двутавров.
Выбираем по приложению V [10] швеллерную балку № 8, для которой момент
сопротивления W  50 см3.
2
Для стали Ст3    1600кгс / см .
Проверяем нормальное напряжение в траверсе от изгиба

74087,6
 1481,8 кгс/см2.
50
Выбранное сечение балки для траверсы удовлетворяет условиям прочности.
2. Расчет стального каната.
114

Определяем усилие в стальном канате
Рк 
Q  kc
m  kН
где Q  вес поднимаемого груза,
Q  805,3 кгс;
kc  коэффициент, зависящий от угла наклона  каната к вертикали [10],
  0 , следовательно кс=1;
m  количество канатов траверсы,
m=4;
кН  коэффициент неравномерности нагрузки на канате,
к Н  0,75  при количестве канатов m=4 и более.
Получим:
Рк 

805,3
 268,4 (кгс).
4  0,75
Определяем разрывное усилие в канате
Р рк  Рк  k
где к  коэффициент запаса прочности для каната, определяемый по приложению II
[10].
1. к=6.
Получим:
Р рк  268,4  6  1610,4 (кгс).

По найденному разрывному усилию по приложению III [10] подбираем
стальной канат со следующими данными:
1.
тип каната
6х37;
2.
разрывное усилие
3.
временное сопротивление разрыву
1600 МПа; (16000 кгс/см2);
4.
диаметр
0,0115 м; (1,15 см).
57,5 кН; (5750 кгс);
115
Перед эксплуатацией траверсу необходимо испытать статической нагрузкой, на 25%
превышающей грузоподъемность траверсы, в течении 10 минут. После снятия нагрузки в
траверсе не должно быть видимых остаточных деформаций и трещин в сварочных швах.
116
2.3 ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА СБОРКИ
2.3.1 Уточнение типа производства
Тип производства в цехе определяется типом производства на большинстве
его основных участков, на участке – типом производства большинства его рабочих
мест.
Тип
производства
на
рабочем
месте
определяется
коэффициентом
закрепления операций к з.о. .
Рабочее место серийного производства специализируется на выполнении
нескольких закрепленных за ним операций, чередующихся в определенной
последовательности.
В нашем случае к з.о. находится в интервале от 1 до 20, однако делать вывод о
величине серийного производства по к з.о. нельзя, т. к. при стапельной стационарной
сборке тип производства определяется не характером и степенью загрузки стапелей
(т. к. специальную оснастку догрузить другими изделиями невозможно), а
характером загрузки рабочих-сборщиков и частотой их перемещения от одного
рабочего места к другому.
Бригадная форма организации процесса сборки применяется в единичном
(опытном) производстве, в серийном производстве применяют операционную или
поточную формы сборки.
В нашем случае – серийное производство с поточной организацией труда.
Программа выпуска изделий в год  60 шт.
2.3.2 Выбор организационной формы сборки киля.
В самолетостроении известны три формы организации процессов сборки:
-
бригадная;
-
операционная;
-
поточная.
Важнейшими признаками сборки при поточном производстве являются:
117
1. Закрепление за каждым исполнителем (либо группой рабочих) постоянного
задания с определенным объемом работы.
2. Расположение рабочих мест в порядке последовательности выполнения
техпроцесса.
3. Малые объемы межоперационного незавершенного производства.
4. Определенный ритм в работе, общий для всех рабочих мест.
В результате применения поточной сборки обеспечивается различный выпуск
продукции при улучшении ее качества и снижения себестоимости.
В настоящем дипломном проекте принят метод, основанный на принципе
поточной сборки, при котором изделия передаются с одного рабочего места на
другое,
а
исполнители
выполняют
производственные
задачи
на
постоянно
установленном для них рабочем участке.
2.3.3 Разработка циклового графика сборки киля
Цикловой график является основным техническим документом поточной линии
сборки. В нём указываются следующие сведения:
 содержание укрупнённых операций или заданий;
 последовательность их выполнения;
 длительность выполнения каждого задания и его составных частей;
 количество одновременно работающих над одним заданием;
 трудоёмкость выполнения задания и цикловое время.
Характер циклового графика определяется тактом выпуска изделий. Тактом называют
отрезок времени между последовательным выпуском с рабочего места следующих друг за
другом изделий. Величину такта определяют по формуле:
 
Фр
N
,
где Ф р - режимный фонд рабочего времени в году;
N - программа выпуска изделий, за тот же календарный период (48 изделий в год).
Фонд рабочего времени в календарном году определяется по формуле:
118
Фр  m  s  t ,
где m – количество рабочих дней в году;
s – количество рабочих смен в сутках;
t – продолжительность одной смены.
Принимаем: s  1, t  8 ч , m  365 101  264 ; (101 – количество выходных
дней).
Тогда:
Фр  264  1  8  2112 (час.).
Такт выпуска:
 
Фр
N

2112
 44 (час.).
48
Цикловой график характеризуется также продолжительностью цикла сборки
изделия. Технологическим циклом называют рабочее время, в течение которого
изделие изготавливается от начала до конца. Величина цикла сборки зависит от
фронта работ и количества исполнителей на каждом задании и определяется по
формуле:
Ц 
Т
,
n
Где Т – трудоемкость изготовления объекта;
n – количество одновременно работающих на сборке объекта.
Выполнение заданной программы выпуска изделия должно быть обеспечено
необходимым количеством приспособлений и рабочих.
Количество рабочих определяют по формуле:
P
TN
,
Фд  К
К – коэффициент перевыполнения норм;
Фд – действительный годовой фонд времени рабочего, час
P
44  48
 1.08 (чел.)
1860  1.05
119
Для сборки стабилизатора требуется двое рабочих, т. к. это обусловлено
технологическим процессом (применяется клепка для образования неразъемных
соединений). Принимаем минимально необходимое количество рабочих P  2 чел.
Величина цикла сборки будет равна:
Ц 
44
 22 (час.).
2
Потребное количество приспособлений находят по формуле:
М 
TN
,
Фд .о .  n
где Фд.о. – действительный годовой фонд времени оснастки, час.
М 
44  48
 0.5 (шт.).
2080  2
Принимаем минимально необходимое количество приспособлений М  1 шт.
Так как М  1 шт, то   Ц  22 (час).
Цикловой график сборки киля представлен на чертеже К104.ДП.165.007.
2.3.4 Описание рабочего места сборки.
Рабочим
местом
называется
часть
производственной
площади,
с
расположенным на ней оборудованием и оснащением, которое используется
рабочим или группой рабочих для определенной работы.
Рабочее место сборки средней части фюзеляжа оснащается следующим
оборудованием:
1.
Приспособление для сборки средней части (стапель).
2.
Верстаки для подготовительных работ.
3.
Стеллажи для хранения деталей.
4.
Вспомогательное оборудование (подставки, подкладки).
5.
Воздухо-
и
электропроводка
для
подключения
механизированного
оборудования.
6.
Подъемно-транспортное устройство для закладки и выема узлов (кран-
балка, траверса).
120
7.
Комплект инструментов для сборочных работ (молотки слесарные, ключи,
отвертки, линейки, сверла, зенковки, обжимы, поддержки, дрели и др.).
Так как сборочное приспособление должно обеспечивать удобство работы, то
розетки для включения электроинструмента, осветительных ламп и воздушной сети
для подключения пневмоинструмента находятся непосредственно на стапеле.
2.3.5 Основные правила техники безопасности при стапельной сборке.
1. Стапельные сборочные работы разрешается производить только в
исправленном стапеле.
2. Открытые помосты должны быть в исправном состоянии и зафиксированы
согласно техпроцессу.
3. Установку и снятие настила пола должны производить четыре человека.
4. Запрещается
загромождать
проходы
внутри
агрегата
и
снаружи
посторонними предметами.
5. Между настилом пола и полом стапеля должны быть установлены
переходные мостики.
6. Закладку панелей, узлов, а также выемку агрегата должны производить
специально аттестированные люди.
7. При работе пользоваться только исправными инструментами.
8. Транспортные работы производить только под руководством мастера, или
начальника цеха.
9. Запрещается класть инструмент на проходной мостик и балки стапеля.
10. Запрещается сдувать сжатым воздухом стружку и пыль с узлов агрегата и
личной спецодежды.
11. Запрещается работать при недостаточном освещении.
2.3.6 Схема управления цехом.
Схема управления цехом построена на основе принципов, обеспечивающих
четкость и оперативность работы.
Основные принципы:
-
единоначалие;
-
оперативная самостоятельность участков;
121
-
повышение
роли
мастера
на
производстве,
как
ответственного
руководителя на участке.
Во главе цеха стоит начальник цеха, который осуществляет оперативное,
техническое
и
операционное
руководство
цехом.
Начальник
цеха
имеет
заместителей по производству и подготовке производства. Начальнику цеха
непосредственно подчинено ПДБ, БТЗ, старший инженер по труду. Заместителю по
производству подчинен весь сменный аппарат по производству, старшие, а через
них и сменные мастера. Рабочие подчинены мастеру. Начальник ПДБ руководит
всей группой ПДБ, осуществляет планирование и учет хода производства.
Начальнику
БТЗ
подчинены
нормировщики
и
экономисты.
Заместитель
по
подготовке производства осуществляет руководство тех бюро через начальника тех
бюро и ИРК. Руководство БТК осуществляет начальник БТК, подчиненный главному
конструктору завода.
2.3.6.1 Подготовка производства.
Организация надлежащего обслуживания поточных линий освобождает
основных производственных рабочих от функций обслуживания, является фактором,
влияющим на повышение производительности труда.
В основу организации обслуживания поточных линий положен принцип
предварительного
обслуживания,
т.е.
обеспечение
рабочих
мест
всем
необходимым, до начала работы и в режиме перерыва.
2.3.6.2 Порядок снабжения рабочих мест инструментом.
Список рабочего инструмента для выполнения необходимого задания
составляется в соответствии с операционной технологией и вносится в карту
сборочного задания; в соответствии с ней в тех бюро цеха составляют карты набора
инструмента, по которым в ИРК комментируют инструмент. Далее комплекты
раскладывают по инструментальным ящикам, которые закреплены за исполнителем
сборочного задания. Рабочий, получивший инструмент, расписывается в обоих
122
экземплярах «карты набора инструмента», один экземпляр которой вкладывается в
инструментальный ящик, другой – хранится в ИРК.
2.3.6.3 Порядок снабжения деталями.
На основании сборочных заданий, где записана спецификация деталей, узлов
и
материалов,
необходимых
для
их
выполнения,
ПБД
цеха
составляют
комплектовочные ведомости, в соответствии с которыми склады производят
комплектовку деталей, узлов и т.д. Целесообразно на складе иметь суточное
задание. Выдача деталей и узлов производится кладовщиком.
2.3.6.4 Ремонт сборочных приспособлений.
В условиях поточного производства
приобретает огромное значение
поддержание сборочной оснастки в рабочем состоянии на протяжении всего срока
эксплуатации. Поэтому содержание сборочной оснастки осуществляется по системе
ППР, которая состоит из:
1. Межремонтного обслуживания.
2. Периодических ремонтов, осуществляемых цехом сборочной оснастки.
3. Периодических проверок состояния сборочной оснастки, осуществляемых
БТК цеха.
Уход за сборочным приспособлением производится самим сборщиком в
соответствии с инструкцией по эксплуатации, причем в соответствии с графиком
ППР приказом по цеху назначается ответственный за эксплуатацию оснастки.
2.4 Обеспечение качества собираемого изделия
От качества изготовления машины зависит ее надежность и долговечность.
Изготовитель ставит своей целью выпускать только высококачественную продукцию.
Борьба за качество – борьба за ликвидацию брака, за сдачу продукции с первого
предъявления. Для недопущения выпуска брака организована служба технического
контроля, на которую возложены следующие задачи:
1.
Обеспечить выпуск готовой продукции, полностью укомплектованной и
строго соответствующей чертежам, стандартам, техусловиям.
2.
Разработать и внедрить в производство профессиональный контроль,
предупреждающий изготовление брака на всех стадиях изготовления продукции.
123
3.
Контроль за соблюдением технологии в процессе производства и
проверке качества продукции.
Объектами технического контроля являются материалы, полуфабрикаты, готовые
изделия, поступающие на предприятие и хранящиеся на нем средства изготовления
продукции, проверки ее качества, техпроцессы и готовая продукция.
2.4.1 Основные принципы организации контроля.
1.
Осуществление
окончательной
проверки
и
испытание
готовой
продукции.
2.
Контроль
промежуточных
операций
рабочими
исполнителями
и
мастерами, а в необходимом случае контролерами.
3.
Контроль за соблюдением технологической дисциплины начальниками
цехов и мастерами.
Все виды контроля производятся по типовым технологическим картам
контроля. Для выполнения операций контроля применяют следующие устройства и
инструменты:
1.
Универсальный инструмент, рассчитанный на определение многих
параметров: индикаторы, линейки, штангенциркули, щупы, микрометры и т.д..
2.
Предельный инструмент, рассчитанный на определение следующих
параметров: диаметра, контура, малки и т.д. (шаблоны, калибры и т.д.).
3.
Специальные контрольные приспособления и стенды.
2.4.2 Системы управления качеством продукции
Наиболее известными системами управлением качеством продукции на
предприятии в данной отрасли промышленности являются:
1.
Саратовская система бездефектного изготовления продукции и сдача
ее ОТК и заказчику с первого предъявления, созданная коллективом Саратовского
авиационного завода.
2.
Система КАНАРСПИ (качество, надежность, ресурс, с первого изделия),
созданная коллективом Горьковского авиационного завода.
3.
Система
СОВКУРПОН
(система
обеспечения
высокого
качества,
увеличение ресурса, повышение надежности), созданная коллективом ТАПО им.
В.П. Чкалова.
4.
Система
НОТПУ
(научной
организации
труда,
управления), созданная коллективом моторостроительного завода.
производства,
124
5.
Комплексная система управления качеством КСУКП, созданная на базе
стандартизации коллективом Днепропетровского агрегатного завода.
Целью системы управлением качеством продукции на серийном предприятии
является обеспечение заданного уровня качества при участии предприятия в
установлении и поддержании его с учетом научного процесса.
2.4.3 Методы контроля киля
1. готовый стабилизатор контролируется на соответствие чертежами, ПИ, ТУ
по сборочному приспособлению;
2. контроль, испытание и приемку агрегата производить ОТК заводаизготовителя в соответствии с требованиями в объеме чертежей и ТУ;
3. контроль всех входящих узлов и деталей производить визуально перед
установкой и после выполнения работ;
4. шероховатость поверхности определяется путем сравнения с образцами
шероховатости поверхности ГОСТ 9378-75;
5. контроль форм производить рубильниками;
6. контроль линейных размеров, уступов, зазоров производить линейкой 300
ГОСТ 427-80, штангенциркулем ШЦ 1-125-0,1 ГОСТ 166-80, набором щупов № 2
ГОСТ 882-75, контроль западания головок и заклепок производить индикатором И-4
ГОСТ 577-68;
7. клепка металлических конструкций должна соответствовать ПИ-249-78,
клепка стеклолистовых конструкций – РТМ 1.4.1030-82.
2.4.4 Мероприятия по повышению качества в цехе
В проектируемом цехе предусматриваются следующие мероприятия по повышению
качества продукции.
1. расширение
уровня
безударной
односторонней
клепки
(заклепки
с
сердечником, заклепки высокого сопротивления срезу);
2. внедрение импульсной клепки;
3. внедрение сверления отверстий на сверлильной установке;
4. внедрение сверления двух и более отверстий специальными насадками;
5. внедрение сборки и клепки нервюр, мелких сборок на сверлильно-клепальных
автоматах АК-22-0,5;
6. на прессах КП-503М установить ремни и рельсы для передвижения пресса от
пульта;
7. расширить применение болтов с натягом и высокоресурсных заклепок;
8. обеспечить качественный контроль на участках;
125
9. повысить качество осмотров агрегатов и сборок, разработать и внедрить
технологические процессы контроля на основанные агрегаты;
10. при контроле собранного киля использовать комплект эквидистантных
шаблонов.
126
2.5 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ЦЕХА СБОРКИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ
2.5.1. Анализ производственного процесса цеха
Цех оперения производит сборку следующих агрегатов:
1. Горизонтальное оперение – стабилизатор с рулем высоты;
2. Вертикальное оперение – киль с рулем направления;
Кроме того, в цехе производится разделка стыковых узлов крепления
стабилизатора и киля к фюзеляжу.
Все детали и нормали подаются в цех хвостового оперения из механических
цехов и ЗШЦ в готовом виде согласно чертежу и ТУ на поставку подсборок. Сборку
агрегатов цех производит по серийному техпроцессу согласно ТУ ОКБ.
Членение
агрегатов
выполнено
таким
образом,
чтобы
максимально
расширить фронт работ и разбить отдельные ТП на подсборки.
В цехе выполняются слесарно-сборочные, сверлильные, зенковальные,
клепальные и разделочные работы. Цех сборки оперения должен обеспечить запуск
50 комплектов хвостового оперения в год.
2.5.2 Производственная программа цеха
Производственная программа цеха включает следующие показатели:
 номенклатура изделий;
 программа выпуска;
 программа запуска.
Программа выпуска задана в комплектах готовых изделий и равна 48 комплектам в
год.
Программа запуска отличается от программы выпуска на величину изменения
заделов незавершённого производства и технически неизбежных производственных потерь
(при испытаниях, накладке оборудования и др.):
127
     ,

N зап  N вып  1 

100 

где N зап - программа запуска в комплектах;
 - процент технически неизбежных потерь (принимаем   4 % );
 - процент изменения заделов незавершённого производства,   0 .
Произведём расчёт по формуле:
4 

N зап  48  1 
  50 (компл.).
 100 
2.5.3 Фонды времени
Фонд времени подсчитаем из условия 40-ка часовой рабочей недели (8-ми
часовой рабочий день при «пятидневке»).
Режимный годовой фонд времени составляет 264 дня.
Рабочий годовой фонд времени работы предприятия при исключении выходных и 8
праздников составит 253 дня или 2024 часа.
Действительный фонд времени определяем по формуле:

Фд  Фр  1  а
100
,
где а - процент плановых потерь времени;
а  2 % для оборудования;
а  13 % для рабочих (при 24 дневном отпуске).
Действительный фонд времени работы оборудования:
Фд  Ф р  1  0,02   1983,5 (часа)
Действительный фонд времени рабочего персонала:
Фд  Ф р  1  0,13  1760 (часов).
128
2.5.4 Расчет количества оборудования
Оборудование цехов подразделяется на три группы: основное, дополнительное
производственное и вспомогательное. Общее количество оборудования определяется
как сумма отдельных видов оборудования, необходимых для изготовления всей
номенклатуры изделий. Расчётное количество однотипного оборудования определяется по
формуле:
n
С расч i 
t
i 1
ij
 N зап i
Фд i  K одн i  K вн
,
где С расч i - расчётное количество оборудования i-ого вида в цехе, шт;
t ij - трудоёмкость изготовления j-ого изделия на оборудовании i-ого типа;
K одн i - число одновременно работающих на оборудовании i-ого типа;
K в н - коэффициент выполнения нормы, K вн  1,1 ;
n
t
i 1
ij
 N запi - трудоёмкость изготовления изделия на оборудовании i-ого типа,
нормированные человеко-часы.
Полученное в результате расчёта количества оборудования округляем до целого числа
в сторону увеличения. Отношение расчётного числа оборудования к
принятому
определяет
называется
степень
использования
оборудования
во
времени
и
коэффициентом загрузки оборудования i-ого вида:
Кз 
С расч i
Сприн i
,
где С принi - принятое количество оборудования i-ого вида. Результаты расчёта
приведены в таблице 2.1.
Расчет количества оборудования
№
Наименование рабочего места
1
Стапель сборки каркаса стабилизатора
Таблица 2.1
Т,
К,
чел  час
чел
88
2
С расч i
С принi
0,906
1
Кз
0,91
129
(правый)
Стапель сборки каркаса стабилизатора
2
(левый)
88
2
0,906
1
0,91
75
2
0,859
1
0,86
80
2
0,916
1
0,92
9
1
0,206
1
0,21
60
2
0,687
1
0,69
54
2
0,618
1
0,62
23
1
0,527
1
0,53
23
1
0,527
1
0,53
166
2
1,9
2
0,95
Приспособление для сборки 1-го лонжерона
3
стабилизатора
Приспособление для сборки 2-го лонжерона
4
стабилизатора
Приспособление для сборки нервюр
5
стабилизатора
Приспособление для сборки верхних панелей
6
стабилизатора
Приспособление для сборки нижней панели
7
стабилизатора
Приспособление для сборки носка
8
стабилизатора (правый)
Приспособление для сборки носка
9
стабилизатора (левый)
Приспособление для внестапельной
10
доработки стабилизатора
Продолжение таблицы 2.1
11 Стапель сборки РВ (левый)
74
2
0,848
1
0,85
12 Стапель сборки РВ (правый)
74
2
0,848
1
0,85
13 Стапель сборки лонжерона РВ
22
1
0,504
1
0,5
14 Приспособление для сборки нервюр РВ, РН
29
1
0,66
1
0,66
156
2
1,787
4
0,89
118
2
1,352
2
0,68
Приспособление для внестапельной
15
доработки РВ
16 Стенд для балансировки РВ, РН, триммера
130
17 Стапель сборки средней части киля
124
2
1,42
2
0,71
18 Стапель сборки 1-го лонжерона киля
68
1
0,779
1
078
19 Приспособление для сборки нервюр киля
11
1
0,349
1
0,35
20 Приспособление для сборки панелей киля
72
2
1,815
2
0,9
21 Стапель сборки 2-го лонжерона киля
82
2
0,939
1
0,94
доработки киля
103
2
1,18
2
0,59
23 Стапель сборки РН
115
2
1,318
2
0,66
24 Стапель сборки лонжерона РН
11
1
0,252
1
0,25
94
2
1,077
2
0,54
26 Стенд для приторцовки стыков с фюзеляжем
46
2
0,527
1
0,53
27 Приспособление для сборки носка киля
39
2
0,446
1
0,45
−
−
−
15
−
29 Клепальный пресс ПНП-5,5
30
1
0,687
1
0,69
30 Клепальный пресс КП-503М
52
2
0,595
1
0,59
31 Клепальный пресс КП-204
48
2
0,549
1
0,55
32 Сверлильная установка СУ-Н
36
1
0,824
1
0,82
33 Сверлильная установка СУ-Л
38
1
0,87
1
0,87
Приспособление для внестапельной
22
Приспособление для внестапельной
25
доработки РН
Верстак с ящиками для деталей
28
инструментов
131
2.5.5 Расчёт количества работающих в цехе
В штат цеха входят следующие категории работающих:
 производственные рабочие;
 инженерно-технические работники (ИТР);
 служащий и конторский персонал (СКП);
 младший обслуживающий персонал (МОП).
Количество производственных рабочих цеха определяется по профессиям и
разрядам, исходя из трудоёмкости изготовления изделия по отдельным видам и разрядам
работ:
n расч 
t
j
 N зап i
Фд  K в н  K м
,
где n расч - расчётное количество производственных рабочих;
t j - трудоёмкость работ по одному j-ому изделию;
N зап j - годовой объём запуска;
K м - коэффициент многостаночного обслуживания.
Расчет количества призводственных рабочих
Таблица 2.2
чел  час
n,
чел
Разряд
2142
56
4
Слесарь по обслуживанию оборудования
120
3
4
Крановщик
оборудованию
Кладовщик СГД
15
2
4
30
2
4
Специальность
tj,
ОПР
Слесарь-сборщик
ВПР
132
Электромонтёр
100
4
3
Станочник ПРИН
200
2
3
Слесарь ПРИН
80
4
4
Кладовщик ИРК
120
2
3
Уборщик цеха
10
1
Итого
20
Количество вспомогательных рабочих рассчитывается по нормам обслуживания на
одного производственного рабочего. Количество вспомогательных рабочих принимаем по
статистике 35% от числа основных производственных рабочих. Результаты расчёта также
приведены в таблице 2.2.
Количество ИТР составляет 20% от числа основных производственных робочих.
Результаты расчёта приведены в таблице 2.3.
Штаты руководителей, специалистов, служащих (СКП) и младшего обслуживающего
персонала (МОП) цеха должны рассчитываться по должностям.
Количество СКП составляет 3% от числа основных производственных робочих, а
количество МОП – 1,5% от числа основных производственных робочих. Результаты расчёта
приведены в таблице 2.3.
Расчет количества ИТР, СКП, МОП
Должность или специальность
Таблица 2.3
Количество, чел
ИТР
Начальник цеха
1
Заместитель начальника цеха
1
Начальник техбюро
1
Технолог
2
Начальник ПДБ
1
Плановик
1
Диспетчер
1
Начальник БТЗ
1
Нормировщик
1
Экономист
1
Заведующий ИРК
1
Мастер ПРИН
1
Механик цеха
1
133
Итого
14
СКП
Бухгалтер
1
Архивариус
1
Табельщик
1
Завхоз
1
Итого
4
МОП
Уборщик конторских помещений
1
Гардеробщик
1
Итого
2
2.5.5 Расчёт площадей и объём цеха
Вся площадь цеха по своему назначению делится на:
 производственную;
 вспомогательную;
 складскую;
 конторскую и бытовую;
 прочюю.
Производственная площадь - это площадь участков, на которых производится
изготовление или сборка изделий основного производства, а также находятся контрольные
участки, загрузочные площадки, расположенные в общем потоке с оборудованием, проезды,
проходы, предназначенные для передвижения рабочих и цехового транспорта. При
компоновке цеха производственная площадь предварительно определяется по нормативам
удельных площадей на единицу оборудования или одно рабочее место.
При выполнении планировки цеха производственная площадь уточняется путём
расстановки оборудования с учётом всех необходимых расстояний, проходов, проездов,
мест хранения изделий и так далее.
Вспомогательная площадь - это площадь участков, предназначенных для ремонта
оборудования, ремонта и изготовления инструмента (мастерская ПРИН, мастерская
механика цеха, помещение электромонтеров и тому подобие).
Складская площадь — это площадь всех цеховых кладовых, предназначенных для
хранения и выдачи материалов, полуфабрикатов, инструмента и тому подобного.
134
Площадь вспомогательных участков и складов рассчитывается по укрупнённым
нормативам, а затем уточняется при планировке цеха.
Конторская и бытовая площади - это площади контор цеха, гардеробных,
умывальных, душевых, уборных и так далее. Конторская и бытовая площади при
предварительном расчёте может быть рассчитана по укрупнённым нормативам. Площади
конторских помещений следует принимать из расчёта: для рабочих комнат - 4 м на одного
работающего в наиболее многочисленную смену; для рабочих комнат конструкторского
бюро - 6 м2 на один чертёжный стол.
Площади индивидуальных кабинетов административно-технического персонала и
общественных организаций цеха принимаются по нормативам. Для производственных
мастеров предусмотрены места непосредственно на производственных участках площадью
4-6 м2 на одного человека
Прочая площадь - это площадь тамбуров, корпусных проездов, лестничных клеток,
вентиляционных площадок и так далее. Прочая площадь при укрупнённых расчетах
определяется в процентах от производственной площади, в размере 10-15%.
Результаты расчёта представлены в таблице 2.5
Расчет площадей
Производственные участки
Участок механика
Норма площади
Таблица 2.5
Количество
человек
Площади, м2
25 м2
-
26
ИРК
2% от S ц
-
20
ПРИН
6% от S ц
-
55
Архив
2% от S ц
-
20
10
-
10
1 0% от S ц
-
60
5% от S ц
-
45
6 м2 на чел
3
20
Кабинет начальника цеха
24
1
24
Кабинет заместителя начальника цеха
18
1
18
Нормали
МАСК
СГД
Контрольный участок
Конторские помещения
135
ПДБ
6 м2 на чел
3
18
ТБ
6 м2 на чел
4
24
БТЗ
6 м2 на чел
3
18
БЦК
9 мг на чел
2
18
0,3 м2 на чел
90
27
Мужские уборные
3,4 м2 на 15 чел
60
14
Женские уборные
3 м2 15 чел
30
6
2,4 м2 на 15 чел
90
15
1 м2 на чел
90
90
-
90
50
Гардероб
Душевые
Умывальные
Пункт питания
Общая площадь
S   578
136
2.5.6 Планировка цеха сборки хвостового оперения
Получив потребные расчётные площади под оборудование, переходим к компоновке
цеха. Также принимаем во внимание то, что схема размещения производственных участков
должна быть подчинена требованиям организации поточного производства. Необходимо
также учитывать, что некоторые подсборки имеют большие габариты и малую жёсткость.
Цех сборки хвостового оперения расположен в агрегатно–сборочном корпусе.
Цех организован по смешанному типу. При этом достигается прямоточность
движения и максимальное сокращение длины пути изделия. В процессе
производства в результате расчета трудоемкости и численности рабочих были
определены следующие участки.
1 участок подсборок.
Руководитель – старший мастер. Работа производится для сборки подсборок
киля и стабилизатора:
− сборка лонжеронов;
− сборка нервюр;
− сборка панелей;
− хвостовой части киля и стабилизатора;
− сборка носков;
2 участок.
Сборка РВ и РН Руководитель – старший мастер. Работы на участке:
− сборка лонжеронов РВ и РН;
− сборка нервюр РВ и РН;
− сборка панелей РВ и РН;
− сборка носков РВ и РН;
− сборка РВ и РН;
3 участок.
Стапельная и внестапельная сборка средней части киля, межлонжеронной
части стабилизатора, а также общая сборка киля и стабилизатора. Руководитель –
старший мастер.
4 участок.
Работы на разделочном стенде. Руководитель – старший мастер.
В соответствии с требованиями поточного производства оборудование цеха
располагается по ходу технологического процесса
В зависимости от программы цеха, производственной площади и класса машин,
137
выбирается также длина цеха. При объёме, который имеет место у нас, необходимо принять
сетку колонн 24x12 м. Когда выбираем грузоподъёмное средство, то исходим из трёх
основных
положений:
необходимости
наиболее
полного
перекрытия
подъёмно-
транспортными устройствами производственной площади; выбор по максимальным весам
агрегатов; разрешающие возможности сборочных железобетонных ферм.
Высоту цеха можно подсчитать по формуле:
АСЗМ К Н ,
где С - высота наиболее высокого приспособления, над которым надо поднимать
изделие( С  3,8 м - высота стапеля сборки киля);
З - зазор между верхней точкой стапеля и агрегатом, проносимым под ним (
З  0,3 м );
М - высота транспортируемого агрегата ( М  3,5 м );
К - расстояние, необходимое для захвата изделия ( К  1,2 м );
Н - расстояние от крюка до нижнего пояса фермы ( Н  3,11 м ).
Подставляя величины в формулу (2.16), получим:
 
А  3,8  0,3  3,5  1,2  3,11  11,91 м2 .
Вычисленное значение, округляем до стандартной высоты цеха 12 м. Размеры
колонн определяются расчётом. Для обеспечения необходимой жёсткости поперечные
размеры а  а колонн должны быть:
 для колонн, не несущих крановых нагрузок при металлических и железобетонных
перекрытиях:
аН
25
,
где Н - высота колонны перекрытия;
 для колонн, несущих крановые нагрузки при кранах грузоподъёмностью до 10 тонн:
а
Нн
14
,
где Н н - высота колонн до подкрановых балок.
138
Во всех случаях сечения железобетонных перекрытий должны быть не менее 80x80
Пролёт цеха расположен в одном блоке с другими цехами. Конторские помещения
расположены в пристройке шириной 24 м. Высота этажа 3 м. При этом несущие внешние
стены пристройки выполнены толщиной в 1,5 кирпича, а внутренние перегородки - в 0,5
кирпича. При расстановке оборудования в цехе необходимо соблюдать нормы расстояния
между стапелями.
В нашем цехе эти расстояния следующие:
 между верстаками и небольшими приспособлениями - 1-1,2 м;
 между стапелями и строительными конструкциями — 0,8-1 ,0 м;
 между стапелями и местами внестапельной сборки - 1 ,2-1 ,8 м;
 ширина прохода для рабочих составляет - 1 ,2-1 ,6 м;
 ширина проездов: корпусного - 4,5 м;
цехового -4м.
Один из основных факторов, определяющих компоновку цеха, является грузопоток
заготовок, деталей, узлов, агрегатов в процессе производства.
Грузопоток
осуществляется
в
строгом
соответствии
с
технологической
последовательностью сборки. Детали из цехов-поставщиков поступают на материальный
склад (МАСК), оттуда они поступают в цех по мере их необходимости в сборке. Из цеха
сборки собранный комплект хвостового оперения передаётся в цех окончательной сборки,
где производится стыковка с фюзеляжем.
Компоновка и планировка цеха сборки хвостового оперения приведена на чертеже
К104.ДП.165.008.
2.5.7 Грузопоток в цехе
Для удобства перемещения грузов в цехе предусмотрен проезд шириной 4 м.
Все участки имеют выход к проезду для удобства приемки грузов и транспортировки
подсборок на другие участки в соответствии с технологическими процессом.
Правильное составление грузопотока является решающим условием
бесперебойной работы цеха, а в целом – выполняет программы по выпуску изделия.
В нашем цехе принят прямолинейный грузопоток. Детали, нормали и материалы,
поступающие из механических и заготовительно-штамповочных цехов в СГД и
139
МАСК, далее передаются на участок подсборок стабилизатора и киля, затем часть –
на участок подсборки и сборки РВ и РН, а также детали и нормали поступают на
участок сборки стабилизатора и киля. Собранные подсборки поступают с участка 1
на участок 3 - стапельной сборки киля и стабилизатора. Затем на участок 4
поступают с участка 2 РВ и РН, а с участка 3 – киль и стабилизатор
Со склада готовой продукции (СГД) детали направляют на все участки цеха на
электрокарах. Транспортировка лонжеронов и панелей на участок сборки киля и
стабилизатора осуществляется кран-балкой и тележкой. Кран-балка перемещает
стабилизатор и киль на стенд стыковки хвостового оперения. Транспортировка рулей
осуществляется кран-балкой и тележкой.
2.5.8 Мероприятия по ГО в цехе.
2.5.8.1 Перечень опасностей, которые могут привести к чрезвычайным ситуациям
Проектируемый цех размещается в агрегатно-сборочном комплексе с универсальной
сеткой колонн 12x24 м и высотой 12 м.
Несущий каркас - железобетонные колонны и фермы перекрытия. Корпус собран из
универсальных железобетонных конструкций. Освещение осуществляется через оконные
проёмы и с помощью ламп.
Требования конструкции промышленных зданий - отметки чистого поля должны
совпадать для стыковки зданий, а также для транспортного сообщения рельсового типа,
мостовыми кранами. Подстилающий слой должен быть бетонным, толщиной не менее 10
см. Для теплоизоляции применяют пенобетон толщиной 40 см. Полы должны быть
кислотоустойчивыми, легко моющимися. Полы делать мозаичными светлых тонов.
Вспомогательные и складские помещения отгораживаются от производственных
площадей и друг от друга металлическими перегородками и окрашиваются в светлые тона.
Бытовые и конторские помещения располагаются в кирпичной пристройке в два
этажа. На первом этаже размещены бытовые, на втором - конторско-административные
помещения.
Толщина
стен
в
пристройке
-
полтора
кирпича.
Комнаты
отделены
перегородками. Оконные проёмы конторских помещений стандартные 2,2x2 м, бытовых
0,6x2 м (выполнены на высоте 1,8 м над полом). Проёмы двойные.
Также в цехе имеется крановое оборудование грузоподъёмностью 10 т., которое в
случае сильного землетрясения или действия ударной волны силой свыше 40 кПа, может
140
разрушиться и тем самым повлечь за собой разрушение здания цеха. Что приведёт к
неизбежным человеческим жертвам и большим материальным потерям.
Существует вероятность возникновения очага воспламенения и горения, так как это
является вторичным фактором воздействия вторичной волны. Воспламенение возникнет в
разработанном цехе только при порыве и пробои электропроводки, кабелей, так как в цеху
отсутствуют печи и горючие материалы.
По огнестойкости цех относится к степени II - основные элементы выполнены из
несгораемых материалов. Ориентировочное время развития пожара до полного охвата цеха
огнем не более 2 часов
Необходимо свести до минимума опасность разрушения и повреждения цехового
оборудования, эталонных и конторско-измерительных приборов. Для этого требуется
повысить его устойчивость: прочно закрепить станки на фундаменте, установить растяжки и
дополнительные опоры, которые повышают устойчивость на опрокидывание.
Также существует возможность непредвиденной обстановки цеха в связи с
замыканием в электросистеме, затоплением водопроводных канализационных систем.
Для
предупреждения
возможных
ситуаций
создают
дублирующие
источники
электроэнергии, воды и газа путём проклада нескольких подводящих электро-, водо- и
газоснабжающих коммуникаций и последующим их закольцовыванием.
В разработанном цехе отсутствуют взрывоопасные и сильнодействующие ядовитые
вещества, что значительно облегчает предупреждение чрезвычайных ситуаций в данном
цехе.
При
получении
объектом
слабых
или
средних
разрушений
восстановление
производства вполне реально.
Готовность цеха в короткие сроки возобновить выпуск продукции - важный
показатель устойчивости его работы.
2.5.8.2 Материально-техническое обеспечение потребностей ГО
В разрабатываемом цехе имеются подвальные помещения, которые в случае
чрезвычайных ситуаций могут использоваться как убежища.
141
В комплексе защитных мероприятий важное значение имеет обеспечение всех
рабочих и служащих, разработанного цеха, средствами индивидуальной защиты.
К средствам индивидуальной защиты относятся:
− фильтрующие и изолирующие противогазы,
− респираторы,
− ватно-марлевые повязки,
− противопыльные тканевые маски,
− специальная изолирующая одежда,
− защитно-фильтрующая одежда.
При объявлении угрозы все рабочие и служащие должны быть обеспеченны
средствами
индивидуальной
защиты.
Получают
средства
индивидуальной
средства
защиты:
аптечка
защиты
непосредственно на объекте производства
Также
существуют
медицинские
индивидуальная.
индивидуальный противохимический пакет и пакет перевязочный индивидуальный. Они
находятся у медперсонала, который будет оказывать необходимую медпомощь.
3.
Економічний розділ
Розрахунок характеристик економічної ефективності
3.1
Бізнес план: історія фірми, характеристика літака, аналіз ринку збуту,
маркетинг, кадри й керування, аналіз ризиків і їх запобігання.
3.2
Фінансування проекту: джерела фінансування, прибутки й витрати розрахунок витрат на проектування й виробництво, розрахунок собівартості,
прибуток ціни, розрахунок мінімальних власних коштів фірми, визначення
точки беззбитковості, розрахунок прямих, непрямих витрат.
3.3
Повна собівартість перевезення й виторг компанії.
3.4
Доходи від проекту.
3.5
Вплив зміни проектних параметрів літака і його агрегатів на критерії
ефективності літака.
142
4.
Охорона праці та безпека в надзвичайних ситуаціях
5.
Спеціальне завдання
Скачать