Загрузил Александр Шумейко

1 Контрукторская часть

Реклама
2
РЕФЕРАТ
Выпускная работа бакалавра содержит:
страниц – 126
рисунков – 49
таблиц – 26
приложений – 9
Объект исследования: лонжерон крыла, элементы системы управления
рулем направления, системы силовой установки пассажирского самолета с
ТРДД.
Цель работы: разработка учебного аванпроекта регионального
пассажирского самолета, в который входит определение параметров
пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении, разработка его
конструктивно-силовой схемы, расчет аэродинамических и летных
характеристик, определение воздушных и массовых нагрузок, действующих на
крыло, разработка конструкции лонжерона крыла минимальной массы, системы
управления рулем направления, проектирование систем силовой установки,
разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой,
расчет характеристик экономической эффективности проектируемого самолета,
разработка системы бытового и аварийно-спасательного оборудования.
Методы исследования статистический и расчётный, с применением
программного обеспечения, разработанного на кафедрах 101, 102, 103, 104.
Результаты выпускной работы бакалавра и ее новизна: в результате
выполнения работы полученные следующие результаты:
1) получены параметры регионального пассажирского самолета с ТРДД в
нулевом приближении;
2) выбраны, обоснованы и разработаны КСС агрегатов самолета;
3) рассчитаны аэродинамические и летные характеристики самолета и
построены поляры при различных конфигурациях;
4) определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на крыло
5) рассчитан и сконструирован отсеки переднего лонжерона минимальной
массы;
6) разработана технология изготовления детали самолета листовой
штамповкой;
7) рассчитаны характеристики экономической эффективности;
8)
разработаны
системы
бытового
и
аварийно-спасательного
оборудования.
Рекомендации по использованию результатов работы: результаты
выпускной работы бакалавра будут использованы при дальнейшей разработке
3
самолета, его систем и агрегатов, при обучении на 5 курсе и выполнении
дипломного проекта.
ЛОНЖЕРОН,
ТЯГА,
КАЧАЛКА,
КРОНШТЕЙН,
ЗАКЛЕПКА,
ОПЕРЕНИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, НЕРВЮРА, СТРИНГЕР, ЭПЮРА. ПОЛЯРА,
ПЕДАЛИ.
Условия получения работы: по письменному разрешению заведующего
кафедрой проектирования самолетов и вертолетов в методическом кабинете
кафедры 103 Национального аэрокосмического университета им. Н.Е.
Жуковского “ХАИ”.
4
СОДЕРЖАНИЕ
1. Конструкторский раздел ……………………………………………………….……8
1.1. Статистическое проектирование облика самолета ………………………...…..8
Введение, постановка задачи проектирования
…………………………………….8
1.1.1. Сбор и обработка статистических данных, их анализ
……...……………9
1.1.2. Разработка тактико-технических требований к самолету …………..……...19
1.1.3. Выбор и обоснование схемы самолета ………………………………..…….19
1.1.4. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении …...…….21
1.1.5. Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы
силовой установки, топлива, оборудования и управления ……………………….21
1.1.6. Выбор двигателя и его характеристик ………...…………………………….22
1.1.7. Определение геометрических размеров основных агрегатов
самолета
……...……………………………………….…………………………….22
1.1.7.1. Определение геометрических параметров крыла ……...………………22
1.1.7.2. Определение геометрических параметров фюзеляжа …...……………..23
1.1.7.3. Определение геометрических параметров ГО и ВО ……...……………23
1.1.7.4. Определение геометрических параметров шасси ………...……………24
1.1.7.5. Разработка общего вида самолета ………………………...…………….24
1.1.8. Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивносиловых схем (КСС) агрегатов самолета ………………………………………….25
1.1.9. Выводы …………………………………………………………..……………...32
1.2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета ……......……..33
1.2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной,
посадочной и крейсерской конфигурациях самолета ……………………………….33
1.2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг ………...……………..34
1.2.3 Выводы ………………………………………………………...………………...36
1.3. Определение геометрических характеристик элементов
регулярной зоны крыла из условий обеспечения статической
прочности ………………………..……………………………………………………....37
1.3.1. Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих
на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и
крутящих моментов ………..……..…………………………………………………...37
Введение ……………………….…………………………………………………...37
1.3.1.1. Весовая сводка ………...…………………………………………………37
1.3.1.2. Модификация крыла …...………………………………………………...37
1.3.1.3. Поворот крыла с целью использования балочной модели …………..…..37
1.3.1.4. Геометрические данные крыла ……………………………………….…..39
1.3.1.5. Распределение топлива в крыле ……………………………………..……40
1.3.1.6. Определение нагрузок на крыло ……………………………………..……43
1.3.1.7. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих
и приведенных моментов …………………………………………………………..44
5
1.3.1.8. Проверка в корневом сечении …………………..………………………...46
1.3.1.9. Определение внутренних силовых факторов и
положения поперечной силы в расчётном сечении ……………………………….47
1.3.2 Выводы ………………………………………………………………………...…48
1.4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата
самолета ……………..…………………………………………………………..………49
1.4.1. Разработка конструкции лонжерона крыла ……………………………………49
1.4.1.1. Анализ конструктивно-технологических особенностей
сборного узла агрегата заданного типа самолета ……………...………………….49
1.4.1.2. Выделение зоны сборного узла из конструктивносиловой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы
и определение нагрузок, действующих на сборный узел ……………...…………49
1.4.1.3. Определение геометрических параметров силовых
элементов сборного узла из условий обеспечения
статической прочности и минимума массы ……………………………..………..53
1.4.1.4. Определение параметров и разработка конструкции
соединений силовых элементов сборного узла ………..…………………………61
1.4.1.5. Выводы …………..…………………………………………………………65
1.4.2. Разработка конструкции силовых элементов механической
проводки системы управления рулем направления …………………………………65
1.4.2.1. Анализ схем системы управления и конструктивных
особенностей их выполнения на самолетах заданного типа …………..………...65
1.4.2.2. Разработка трассировки, размещения и типа проводки
системы управления, разработка её кинематической
схемы. Кинематический расчет системы управления ……………………...…….67
1.4.2.3. Определение нагрузок в тягах, качалках и командном
рычаге системы управления …………………………………………………..…...70
1.4.2.4. Обоснование выбора конструкционных материалов
и проектировочные расчеты командного рычага, тяги
и качалки системы управления. Разработка конструкции
характерных сечений и узлов крепления ……………..…………………………..71
1.4.2.4.1. Проектировочный расчет тяги …………..……………………………71
1.4.2.4.2. Проектировочный расчет качалки ………..…………………………..73
1.4.2.4.3. Расчет кронштейна ………………………..…………………………..74
1.4.2.5. Описание работы системы управления ……….………………………….77
1.4.2.6. Выводы ……………………………………….……………………………77
1.4.3. Проектирование систем силовой установки ……….…………………………77
1.4.3.1. Состав силовой установки ……………………..………………………….77
1.4.3.2. Основные требования нормативных документов к
силовой установке ……………………………………...…………………………..78
1.4.3.3. Тип двигателя и его характеристики …………..………………………….78
6
1.4.3.4. Проектирование топливной системы …………...…………………….......80
1.4.3.4.1. Определение запаса топлива, схемы размещения
топливных баков, схемы подачи топлива
к двигателям ………………………………………………………………………...81
1.4.3.4.2. Схема системы дренажа топливных баков …………………………85
1.4.3.4.3. Схема заправки топливом ……………………...…………………...85
1.4.3.4.4. Схема аварийного слива топлива ……………...…………………...86
1.4.3.4.5. Расчет топливной системы на высотность ……...……………………87
1.4.3.4.6. Расчет дренажной системы ……………………..…………………….89
1.4.3.4.7. Расчет системы аварийного слива топлива ……..……………………89
1.4.3.5. Противопожарная система …………………………..…………………….89
1.4.3.5.1. Система нейтрального газа ……………………..…………………….91
1.4.3.6. Профилирование воздухозаборника ………………..…………………….91
1.4.3.7. Разработка схемы маслосистемы …………………….…………………...92
1.4.3.8. Система запуска двигателей …………………………..…………………96
1.4.3.9. Система управления двигателем ……………………..………………….98
1.4.3.10. Техническое описание силовой установки самолета …….…………...99
1.4.3.11. Выводы …………………………………………………….……………100
2.Технологический раздел
………………………………………………………101
2.1. Разработка технологии изготовления детали самолета
………………...101
Перечень условных обозначений, символов,
единиц измерений физических величин, сокращений и терминов ……………….101
Введение……………………………………………………………………………… 102
2.1.1. Составление технологического маршрута изготовления
детали механической обработкой …………………………………………………..103
2.1.1.1. Конструктивно-технологический анализ детали ……………………...103
2.1.1.2. Расчет операционных припусков и определение
размеров заготовки ………………………………………………………………..105
2.1.1.3. Выбор технологических баз и оформление
карты эскизов для установки заготовки при ее обработке ……………………...108
2.1.1.4. Технологический маршрут обработки детали …………………………..110
2.1.2. Разработка технологической операции
при обработке на фрезерном станке с ЧПУ ………………………………………...111
2.1.3. Расчет режима резания ………………………………………………………..113
2.1.4. Выводы ………………………………………………………………………..115
3.Экономический раздел
………………………………………………………...116
3.1. Расчет характеристик экономической эффективности
…………………116
3.1.1. Определение цены изделия по затратам на изготовление
и обоснование безубыточности производства ……………………………………..116
3.1.2. Выводы………………………………………………….……………………….120
7
4. Специальная часть проекта …………….…………………………………………121
4.1. Разработка варианта компоновки салона регионального
пассажирского самолета ………………….…………………………………………121
Перечень ссылок
Приложение А
Приложение Б
Приложение В
Приложение Г
Приложение Д
Приложение Е
Приложение Ж
Приложение И
Приложение К
Приложение Л
…………………………………………………………….………126
8
1. КОНСТРУКТОРСКИЙ РАЗДЕЛ
1.1.
Статистическое проектирование облика самолета
Введение, постановка задачи проектирования
Целью данного раздела является рассмотрение возможного варианта
проектирования, а также разработка общего вида и конструктивно-силовой
схемы регионального пассажирского самолета.
При этом предусмотрено выполнение таких этапов, как сбор и обработка
статистических данных, выбор аэродинамической схемы и приближенное
определение взлетной массы и основных геометрических размеров самолета,
разработка КСС. Исходными данными для расчетов являются назначение
самолета и его важнейшие тактико-технические требования, такие, как:
- коммерческая (платная) нагрузка;
- дальность полета;
- длина разбега;
- тип двигателя.
Разрабатываемый самолет относится к классу средних пассажирских
самолетов класса А.
Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета
и его составляющих элементов. На начальной стадии проектирования была
проведена разработка общего вида самолета. Для этого проведено
ознакомление с основными тактико-техническими требованиями (ТТТ),
предъявленными к самолету, летно-техническими характеристиками (ЛТХ),
схемами, основными параметрами, общим устройством самолетов и агрегатов,
силовой установкой (СУ), увязкой основных элементов агрегатов самолета,
правилами выполнения чертежей общего вида самолета и общего устройства
его агрегатов.
В современном инженерном проектировании для принятия оптимальных
решений широко используются физические и математические модели,
учитывающие различные расчетные условия и ограничения, реализуемые с
применением различных видов программирования на ЭВМ. В данной работе
применяется метод проектирования на
базе статистических данных
существующих самолетов, а также расчет.
При разработке конструктивно силовой схемы предусматривается:
- выбор и обоснование конструктивно-силовых схем крыла, фюзеляжа,
горизонтального оперения, вертикального оперения и шасси;
- выполнение схемы силовой увязки агрегатов самолета.
При выборе конструктивно-силовых схем агрегатов самолета необходимо
учитывать следующие условия:
- масса конструкции планера самолета для заданных условий должна быть
наименьшей, что достигается рациональной передачей сил по элементам
конструкции при требуемой жесткости;
9
- конструкция должна быть технологичной, т.е. такой, чтобы для ее
изготовления могла быть применена наиболее простая и рациональная
технология;
- конструкция должна обеспечивать наибольшие удобства в эксплуатации
самолета благодаря рациональному размещению люков и эксплуатационных
разъемов агрегатов, для подхода к силовой установке, оборудованию и т.д.
1.1.1.
Сбор и обработка статистических данных, их анализ
Исходными данными для проектирования самолета нулевого приближения
послужили:
- назначение: пассажирский самолет;
- тип двигателя: ТРДД;
- масса платной нагрузки: 5000 кг;
- дальность полета: 4000 км;
- длина разбега: 1000 м.
Руководствуясь этими параметрами, был проведён сбор статистических
данных.
Сбор и обработка статистических данных в ходе проектирования самолета
позволяет:
1. Получить наглядное представление о современном уровне развития
самолетостроения с учетом:
а) типов самолетов, необходимых современной авиации;
б) задач, которые они выполняют;
в) летно-технических качеств;
г) средств достижения этих качеств: применяемых схем самолетов,
геометрических и массовых параметров, силовой установки, конструкционных
материалов, способов производства и др.
2. Определить тенденции и перспективы развития разрабатываемого типа
самолета, количественные и качественные изменения ТТТ к самолету,
эволюцию его назначения, условия производства и эксплуатации.
3. Определить ряд параметров самолета.
Анализ статистического материала дает возможность разработать ТТТ к
проектируемому самолету, выбрать его схему.
Для сбора статистических данных необходимо использовать данные
самолетов, аналогичных проектируемому и имеющих близкие летнотехнические характеристики и условия эксплуатации.
Для сбора статистических данных в таблицу 1.1 о самолетах такого класса
были выбраны следующие самолеты:
1) Ан-74ТК300, Украина, ”АНТК им. Антонова”;
2) Ан-148, Украина, ”АНТК им. Антонова”;
3) Сухой Superjet 100, Россия, ОАО “Компания “Сухой”;
4) CRJ700, Канада, фирма "Bombardier".
5) ERJ170, Бразилия, фирма "Embraer".
10
Производные
величины
Геометрические данные
Данные СУ
Массовые данные
Летные данные
Таблица 1.1 – Статистические данные
Наименова
ние
самолета
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
11
Ан-74ТК300
Рисунок 1.1 – Самолет Ан-74ТК300
Базовым вариантом является региональный самолет Ан-74ТК300
В 2001 году на Харьковском государственном авиационном
производственном предприятии (ХГАПП) был создан принципиально новый,
высокоэкономичный вариант грузопассажирского самолета Ан-74ТК300. 20
апреля 2001 года в Харькове состоялся первый полет самолета Ан-74ТК300 на
аэродроме ХГАПП
Ан-74ТК300 - грузопассажирский самолет. На самолете, в отличие от
базовой модели, двигатели Д36 серии 4А (с реверсом тяги) установлены под
крылом на пилонах. Новая компоновка позволила значительно увеличить
скорость, дальность и экономическую эффективность самолета. Ан-74ТК300
оснащен
современным
радиосвязным
и
пилотажно-навигационным
оборудованием в соответствии с требованиями ICAO 2015 года, что
обеспечивает полеты самолета на оборудованных трассах во всех регионах, в
простых и сложных метеоусловиях, днем и ночью. Самолет имеет несколько
модификаций, в том числе пассажирскую, санитарную, VIP.
Самолет Ан-74ТК300 максимально учитывает возрастающие требования
авиакомпаний и пассажиров к экономичности и безопасности эксплуатации, к
комфорту на борту, доступному до последнего времени, только в
трансконтинентальных лайнерах.
Совершенство аэродинамической компоновки самолета в сочетании с
высокой экономичностью двигателей позволяют Ан-74ТК300 совершать
протяженные полеты за минимальное время.
Несмотря на то, что модель Ан-74ТК300 является модернизацией базовой
машины Ан-74, фактически создана машина с новыми характеристиками,
поскольку дальность полета увеличена до 5300 км, крейсерская скорость до 750
км/ч. и почти на четверть повышена эффективность использования топлива.
Самолет оснащен турбореактивными двухконтурными двигателями
модульной конструкции Д36 серия 4А, которые отвечают международным
нормам относительно уровня шума и выбросов вредных веществ.
Большой внутренний объем фюзеляжа, который Ан-74ТК300 унаследовал
от своего предшественника, позволил дизайнерам создать просторный салон,
12
приближающий среднемагистральный самолет по уровню комфорта
пассажиров к широкофюзеляжному межконтинентальному лайнеру. Высокий
потолок, оптимальное расстояние между креслами, емкие багажные полки как
следствие естественных размеров салона дополняют удачные решения
глубинно-пространственной композиции интерьера.
Багажные полки отличает не только современный дизайн, но и
рациональные кинематика и механика привода крышек, конструкция замков.
Чтобы положить ручную кладь, не требуются большие усилия. При этом
исключается самопроизвольное раскрытие замков на всех режимах полета.
В Ан-74ТК300 наряду с салоном эконом-класса и бытовым отсеком
предусмотрено помещение VIP-пассажиров, для которого характерны
повышенный комфорт, изящные удобные кресла, аудио-видеотехника ведущих
мировых производителей.
Оригинальная арка межсалонной перегородки подчеркивает перспективу,
воссоздаваемую линиями темной облицовки карнизов багажных полок.
Художественно-конструкторские решения шторок и ниш иллюминаторов,
замков багажных полок, пультов пассажирских кресел и панелей потолка
усиливают впечатление завершенности композиции. Общий дизайн
пассажирского салона органично дополняют решения отдельных элементов
интерьера. Мониторы, установленные в межсалонной перегородке таким
образом, что хорошо видны с любого места пассажира. Шторка иллюминатора
перемещается без усилия и легко фиксируется в заданном положении.
Рисунок 1.2 – Три проекции самолета Ан-74ТК300
Применение
в
оформлении
интерьера
сертифицированных
шумопоглощающих негорючих авиационных материалов облицовочных
панелей, высокая надежность работы всех систем, проверенная многолетней
эксплуатацией долговечность планера и продуманная система аварийных
выходов создают беспрецедентный уровень безопасности самолета.
13
Ан-148
Рисунок 1.3 – Самолет Ан-148
Ан-148-100 - самолёт обеспечивающий перевозку в одноклассной
компоновке от 70 пассажиров с шагом кресел 864 мм (34‘’) до 80 пассажиров с
шагом кресел 762 мм (30‘’). С целью обеспечения гибкости удовлетворения
требований различных авиакомпаний, а также с целью снижения
эксплуатационных затрат и повышения рентабельности перевозок
предусматривается сертификация базового самолета в вариантах с
максимальной дальностью полета от 2200 до 5100 км. Крейсерская скорость
полета 820-870 км/ч. Проведенные маркетинговые исследования показали, что
базовый самолет по своим технико-экономическим характеристикам отвечает
требованиям большого количества авиакомпаний.
Самолет Ан-148-100 выполнен по схеме высокоплана с двигателями
Д-436-148, размещенными на пилонах под крылом. Это позволяет повысить
уровень защищенности двигателей и конструкции крыла от повреждений
посторонними предметами. Наличие вспомогательной силовой установки,
бортовой системы регистрации состояния самолета, а также высокий уровень
эксплуатабельности и надежности систем позволяют использовать Ан-148-100
на сети технически слабооснащенных аэродромов.
Современное пилотажно-навигационное и радиосвязное оборудование,
применение многофункциональных индикаторов, электродистанционных
систем управления полетом самолета позволяют использовать Ан-148-100 на
любых воздушных трассах, в простых и сложных метеоусловиях, днем и
ночью, в том числе на маршрутах с высокой интенсивностью полетов при
высоком уровне комфорта для экипажа.
Комфорт пассажирам обеспечивается на уровне комфорта на
магистральных самолетах и достигнут рациональной компоновкой и составом
сервисных помещений, глубокой эргономической оптимизацией общего и
индивидуального пространства пассажирского салона, применением
современных кресел, дизайна и материалов интерьера, а также созданием
комфортных климатических условий и низкого уровня шума. Рационально
выбранная длина пассажирского салона и размещение пассажиров в ряду по
схеме 2+3 позволяют силами эксплуатанта получить различные однокласные и
14
смешанные компоновки в диапазоне 55-80 пассажиров с салонами
экономического, бизнес и первого класса. Высокая степень преемственности
конструктивно-технологических решений и эксплуатационной унификации Ан148-100 с успешно эксплуатируемыми самолетами “Ан”, использованием “HiTech” компонентов оборудования и систем отечественного и зарубежного
производств обеспечивают самолету Ан-148-100 высокий конкурентный
уровень экономической эффективности, технического и эксплуатационного
совершенства.
Техническое обслуживание самолета Ан-148-100 основано на
удовлетворении требований международных стандартов (ICAO, MSG-3) и
обеспечивает поддержание летной годности самолета в пределах жизненного
цикла эксплуатации по состоянию с интенсивностью до 300 ч в месяц с
коэффициентом готовности более 99.4%, при минимизации затрат на ТО (1,3
чел-ч на 1 час налета).
Семейство самолетов Ан-148 также включает следующие модификации:
-пассажирский самолет, обеспечивающий перевозку 40-55 пассажиров на
дальность до 7000 км; административный на 10 – 30 пасс. с дальностью до 8700
км;
-грузовой вариант с боковой грузовой дверью для перевозок генеральных
грузов на поддонах и в контейнерах;
-грузо-пассажирский вариант для смешанных перевозок “пассажиры +
груз”.
Принципиальной особенностью создания семейства Ан-148 является
использование максимальной унификации и преемственности агрегатов и
компонентов базового самолета – крыла, оперения, фюзеляжа, силовой
установки, пассажирского и самолетного оборудования.
Рисунок 1.4 – Три проекции самолета Ан-148
15
Sukhoi SuperJet-100
Рисунок 1.5 – Самолет Sukhoi Superjet 100
В 2000 году КБ Сухой приняло решение разработать пассажирский
самолёт для ближних и средних линий, для этого в этом же году в составе
холдинга ”Сухой”
было создано закрытое акционерное общество
“Гражданские самолеты Сухого”. Проект такого самолёта разрабатывался в КБ
в 2000—2001 годах и получил название “Российский региональный самолёт”
(Russian Regional Jet)..
1 февраля 2005 года в Комсомольске-на-Амуре был создан филиал ГСС,
который позже будет собирать как опытные, так и серийные самолёты
на КнААПО.
17 февраля 2006 на КнААПО начата сборка первого RRJ (№ 97002),
28 января 2007 года он был доставлен на Ан-124 из Комсомольска-наАмуре в Жуковский для проведения статических испытаний в ЛИИ им.
Громова.
17 июля 2006 года на авиасалоне в Фарнборо компания “Сухой”
представила официальное название самолёта, созданного по проекту RRJ —
Sukhoi SuperJet-100. 26 сентября2007, в 12 часов дня по местному времени
в Комсомольске-на-Амуре состоялась официальная презентация (выкатка)
первого опытного экземпляра Sukhoi Superjet 100.
В июне 2009 года Superjet 100 (№ 97003) принял участие в международном
авиасалоне в Ле-Бурже, в августе — в Международном авиакосмическом
салоне в Жуковском.
25 июля 2009 года в Комсомольске-на-Амуре состоялся первый полет
летного экземпляра с бортовым номером № 97004, полностью оснащенного
всеми системами и пассажирским салоном.
20 февраля 2008 года в рамках подготовки к первому полёту в
Комсомольске-на-Амуре
была
успешно
проведена
первая
гонка
16
двигателей SaM146 на первом лётном экземпляре Superjet 100 (№ 97001). 14
мая 2008 года самолёт был впервые испытан на взлётно-посадочной полосе:
отрабатывалась рулёжка и пробежка самолёта (разгон на ВПП до 162 км/ч).
Испытания СЭС для первого вылета проводились на ОАО «Аэроэлектромаш»,
Москва.
Superjet 100 впервые поднялся в небо 19 мая 2008 года. Самолёт провёл в
воздухе 1 час 5 минут. Через пять дней, 24 мая, состоялся второй полёт, в ходе
которого самолёт впервые произвёл уборку и выпуск шасси. Машина провела в
воздухе 2,5 часа, максимальная высота составила 3000 метров, максимальная
скорость — 410 км/ч.
К октябрю 2008 года SSJ-100 прошёл цикл заводских испытаний и
приступил к процессу сертификации в Межгосударственном авиационном
комитете. 2 ноября 2008 года самолёт № 97006 перевезли в Сибирский научноисследовательский институт авиации (Новосибирск) для ресурсных испытаний.
24 декабря 2008 года второй лётный экземпляр (№ 97003) совершил
первый полёт под управлением лётчиков-испытателей Леонида Чикунова и
Николая Пушенко. Самолёт провел в воздухе 2,5 часа, высота полета — до 6000
метров. 1 апреля 2009 года оба лётных экземпляра SSJ-100 (№ 97001 и 97003)
прибыли
в Лётно-исследовательский
институт
имени
М.
М.
Громова (Жуковский) для последующих испытаний. В июле 2009 года Superjet
100 должен был быть доставлен в Армению для прохождения испытаний в
условиях высокогорья. 10 сентября 2009 года самолёт Superjet 100 прибыл
на аэропорт Ширак для прохождения испытаний.
25 июля 2009 года третий лётный экземпляр (№ 97004) совершил первый
полёт под управлением лётчиков-испытателей Николая Пушенко и Сергея
Коростиева. Самолёт провел в воздухе 1 час 21 минуту.
Cтоимость программы разработки самолета составила 1.4 млрд. $.
Стоимость единицы 27.3 млн. $.
Рисунок 1.6 – Три проекции самолета Sukhoi SuperJet-100
17
CRJ700
Рисунок 1.7 – Самолет CRJ700
CRJ700 - среднемагистральный пассажирский самолет для местных
авиалиний, разработанный канадской фирмой Bombardier Regional Aircraft
(входящей в корпорацию Bombardier Aerospace). В 1997 г. фирма официально
начала программу разработки 70-местного самолета CRJ700 (ранее имел
обозначение CRJ-X), работы по которому она вела с 1995 г. Он разрабатывался
на основе самолета CRJ200 и имел увеличенную длину (32.41 м), больший
размах крыла (24.07 м) и двигатели General Electric CF34-8C1 тягой по 6510 кгс.
Самолет представляет собой свободнонесущий низкоплан с силовой
установкой в хвостовой части фюзеляжа и Т-образным оперением. Самолет
имеет трехопорное шасси с носовой стойкой, основные опоры убираются в
крыло. Максимальная взлетная масса составит 32.8 т, платная нагрузка – 8.52 т.
Самолет CRJ-700 предназначен для полетов по маршрутам протяженностью
3000-3200 км.
Первый полет опытного самолета был намечен на второй квартал 1999 г., а
сертификация - на третий квартал 2000 г. Расчетная цена самолета 23 млн. долл.
Стоимость разработки самолета CRJ-700 оценивалась в 645 млн. канадских
долларов. В разработке самолета приняли участие фирмы - Shorts (средняя
часть фюзеляжа), Mitsubishi (хвостовой отсек фюзеляжа), Avcorp
(стабилизаторы), Abex (гидравлика), Menasco (шасси) и Rockwell Collins
(радиоэлектронное оборудование). Программа самолета официально начата 21
января 1997 года. Первый полет самолета состоялся 27 мая 1999 года. В 2000
году самолет получил канадский сертификат и к концу года началось его
сертифицирование по программам U.S. Federal Aviation Administration (FAA) и
the European Joint Airworthiness Authorities (EJAA). Планировалось начать
поставки самолета в первых месяцах 2001 года.
Рисунок 1.8 – Три проекции самолета CRJ700
18
ERJ-170
Рисунок 1.9 – Самолет ERJ170
ERJ-170 - среднемагистральный пассажирский самолет для местных
авиалиний, разработанный бразильской фирмой Embraer. Самолет является
новой
разработкой
фирмы
Embraer
в
классе
с
увеличенной
пасcажировместимостью по сравнению с самолетами ERJ-135/140/145.
Самолет представляет собой низкоплан с расположенной на пилонах под
крылом силовой установкой. Самолет имеет классическую схему оперения и
трехопорное шасси с носовой стойкой, основные опоры убираются в крыло. В
разработке самолета участвуют фирмы : General Electric (турбореактивные
двигатели CF34-8E/10E), Hamilton Sundstrand (разработка хвостовой части),
Honeywell (авионика Primus Epic), Kawasaki, Latecoere, Liebherr, Gamesa,
Sonaca (различные части фюзеляжа), Parker Hannifin (гидродинамика и
топливная система). Работы над самолетом были начаты в 1998 году. Впервые
самолет был представлен 11 февраля 1999 года и показан в июне 1999 года на
Парижской авиавыставке. Первый полет самолета был запланирован на 2001
год. Серийное производство намечено на конец 2002 года. Стоимость самолета
оценивается в 21 миллионов долларов.
Рисунок 1.10 - Три проекции самолета ERJ170
19
1.1.2. Разработка тактико-технических требований к самолету
После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот
этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов,
дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.
Так как задан пассажирский самолет для 52 пассажиров с дальностью
полета L=4000 км, длиной разбега Lразб=1000 м, то назначаем высоту
крейсерского полета Нкрейс=10.1 км, крейсерскую скорость Vкрейс=700 км/ч.
Подберем количество членов экипажа: на салон ІІ и ІІІ класса необходимо
1 бортпроводник на 25–30, т.е. всего нужно 4 члена экипажа.
Полученные ТТТ заносим в таблицу 1.2.
Таблица 1.2 – Тактико–технические требования
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
1.1.3. Выбор и обоснование схемы самолета
После внимательного изучения всех самолетов, выбранных для сбора
статистических данных, я выбрал для проектируемого самолета нормальную
аэродинамическую схему, т.к. она дает следующие преимущества:
- плавное обтекание крыла;
- ГО не затеняет крыло;
- носовая часть короткая, что приводит к лучшей путевой устойчивости.
В настоящее время все магистральные и региональные самолеты имеют
нормальную аэродинамическую схему.
По расположению крыла была выбрана схема высокоплан – самолет, у
которого крыло крепится к верхней части фюзеляжа. Интерференция между
крылом и фюзеляжем получается минимальной, кроме того:
- обеспечивается очень хороший обзор нижней полусферы летчикам и
пассажирам;
- конструктивно упрощаются внутри фюзеляжа пассажирские салоны и
грузовые отсеки.
Поскольку возможна эксплуатация самолета на неподготовленных ВПП,
при размещении двигателей на пилонах под крылом (обоснование этого выбора
см. ниже), высокое расположение крыла защищает двигатели от засасывания в
воздухозаборники камней и мусора с поверхности ВПП. Кроме того,
высокоплан обладает и другими преимуществами, важнейшими из которых
являются: уменьшение сопротивления интерференции, более рациональное
использование внутренних объемов фюзеляжа.
Довольно существенным недостатком высокого расположения крыла
является невозможность уборки шасси в крыло. Эта проблема решается путем
установки в нижней части фюзеляжа специальных гондол для уборки шасси
20
(недостаток – небольшая колея и, как следствие, меньшая устойчивость на
рулежке).
Во избежание затенения горизонтального оперения крылом, ГО вынесено
вверх от спутной струи, на киль (Т-образная схема оперения). Такое
размещение
горизонтального
оперения
обладает
следующими
преимуществами: увеличение плеча LГО от центра тяжести самолета до центра
давления горизонтального оперения позволяет уменьшить площадь ГО, а
следовательно и его массу. Кроме того, расположенное на конце киля
горизонтальное оперение играет роль концевой шайбы, увеличивая
эффективное удлинение вертикального оперения, что позволяет уменьшить
площадь киля и его массу. Общий выигрыш массы может составить до
двадцати процентов массы (20%) всего оперения, однако сложность
конструкции оперения, передача нагрузок на фюзеляж, требующая усиления
киля, могут значительно снизить этот эффект. Основным недостатком Тобразного оперения является потеря устойчивости при попадании оперения в
зону спутной струи крыла на больших углах атаки. И хотя полет на больших
углах атаки не является режимным для самолета такого класса, применение Тобразного оперения во многом является вынужденным решением.
Размещение двигателей на пилонах под крылом дает возможность
разгрузить в полете крыло, что позволяет уменьшить его массу, увеличивает
критическую скорость флаттера, так как двигатели играют роль
противофлаттерных грузов, также при таком расположении двигателей
упрощается их обслуживание. Возможное затруднение из-за потери площадей
для размещения механизации разрешается, во-первых, применением более
мощной и эффективной механизации, а во-вторых, большим выносом гондол
двигателей на пилонах по отношению к передней кромке крыла.
Схема шасси трехопорная, с носовой стойкой. Для самолетов подобного
класса такая схема является наиболее распространенной, что объясняется
лучшими условиями посадки и более эффективным использованием тормозов.
Итак, самолет имеет нормальную аэродинамическую схему, высокое
расположение крыла (высокоплан), двигатели располагаются в гондолах под
крылом, оперение Т-образное, , система шасси трехопорная, с носовой стойкой.
Ниже приведена таблица, определяющая основные геометрические
параметры самолета с учетом статистических данных.
По статистическим данным были определены основные параметры крыла
λ, χ, η, с , относительная хорда закрылка
относительная площадь элерона
занесены в таблицу 1.3.
S эл 
bз 
bз
b , углы отклонения закрылков  з ,
S эл
S , параметры фюзеляжа, ГО, ВО, и
21
Таблица 1.3 – Основные параметры самолета
λ
χ°
η
10.31
S го
0.2484
16
S во
0.162
з
4.05
λго
c
0.14
λво
bз
0.6
χ°го
30
χ°во
4.08
0.8
18
34
S эл
0.04
с го
0.12
λф
Dф,м
Lф,м
8.3
с во
0.12
3.1
ηго
25.735
ηво
2.5
1.25
1.1.4. Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по
формуле:
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)
Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа: mэк=80·nэк=80·4=320 [кг];
масса коммерческой нагрузки: mгр=95·nпас=95·52=4940≈5000 [кг];
относительная масса топлива mт  a 
bL
, где
V
L–дальность полета, L=4000[км],
V-скорость полета, V=700[км/ч],
a=0.05, b=0.06, тогда mò  0.368 ;
1.1.5. Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы
силовой установки, топлива, оборудования и управления
Относительная масса конструкции: mк  0.28 ;
Относительная масса силовой установки: mñó  0.1 ;
Относительная масса оборудования: mî á  0.1
Определяем массу конструкции самолета: mê  0.28  35000  9800 [кг].
Масса крыла: mêð  0.337  9800  3303 [кг].
Масса фюзеляжа: mô  0.4  9800  3920 [кг].
Масса оперения: mî ï  0.08  9800  784 [кг].
Масса шасси: mø  0.184  9800  1803 [кг].
Масса топлива: mò  0.368  35000  12900 [кг].
Масса силовой установки: mñó  0.1 35000  3500 [кг].
Все значения масс заносим в таблицу 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
22
1.1.6. Выбор двигателя и его характеристик
Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета
данного класса: t0 =0.35 [даН/даН].
Тогда потребная тяга будет равняться
Р=t0·m0·g=0.35·35000·9.81=12017.25[даН].
Подбор двигателя осуществлялся с учетом расчетов по динамике полета.
При этом ставилась задача удовлетворить заданной длине разбега и обеспечить
требуемую дальность полета. Исходя из аэродинамических расчетов, для
обеспечения необходимой длины разбега нужна тяга не менее 100 кН. С учетом
статистических данных было принято решение установить на самолете два
двигателя и вспомогательную силовую установку. Из этих условий был
подобран двигатель ТРДД Д-436 ТП. Характеристики двигателя приведены в
таблице 1.5.
Таблица 1.5 – Характеристики двигателя Д-436ТП
Взлетный режим (Н = 0, Мп = 0, tн = +150 С, Рн = 760 мм рт. ст.)
Тяга, кгс
Минимальный удельный расход топлива, кг/кгс·ч
Температура газа перед РКТВД, К
Степень повышения давления
Максимальный крейсерский режим (Н= 11000 м, Мп = 0.75; МСА)
Тяга, кгс
Удельный расход топлива, кг/кгс·ч
Степень двухконтурности
Расход воздуха, кг/с
Тяга на реверсе, кг
Диаметр вентилятора, мм
Сухая масса, кг
7500
0.37
1520
22.7
1500
0.608
4.98
262
1500
1370
1450
1.1.7. Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета
(крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс.
Разработка общего вида самолета
1.1.7.1. Определение геометрических параметров крыла
Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=348.15 [даН/м2].
Определяем площадь крыла из соотношения
S
m0  g 35000  9.81

 98.62 [м2].
10  P0 10  348.15
Размах крыла l    S  10.31 98.62  31.89 [м], где
λ=10.31 – удлинение крыла.
Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений
S, l, η:
η=4.05– сужение крыла,
23
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
Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:
2
 2  1 2
16.4  4.05  1
ba   b0 
  4.960 
 3.467 [м].
3
4.05   4.05  1
  1  3
Определяем координату САХ по размаху крыла:
l   2 31.89 4.05  2
Za  


 6.367 [м].
6  1
6
4.05  1
Координата носка САХ по оси ОХ определяется:
Xа 
b 2

tg пк , где
6  1
пк=16° - угол по передней кромке крыла,
X a  Z a  tg ï ê  6.367  0.2568  1.64 [м].
1.1.7.2. Определение геометрических параметров фюзеляжа
Длина фюзеляжа lô  ô  Dô  8.3  3.1  25.735 [м].
Длина носовой части фюзеляжа lô  í .÷.  Dô  1.71 3.1  5.323 [м].
Длина хвостовой части фюзеляжа lõâ.÷  õâ.÷.  Dô  3.0565  3.1  9.475 [м].
1.1.7.3. Определение геометрических параметров ГО и ВО
Также, как и для крыла, определяются l го , l в о , b0 го , b0 в о , bк.го , bк.во :
Площадь ГО: Sãî  Sãî  S  0.248  98.62  24.50 [м2].
Размах ГО lãî  Sãî  ãî  24.50  4.09  10 [м].
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
Корневая хорда ГО: b0 ãî 
Концевая хорда ГО: bê .ãî
Средняя аэродинамическая хорда ГО:
 2   ãî  1 2
2
6.25  2.5  1
ba.ãî   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 по размаху ГО: Z a.ãî  
Координата носка САХ по оси ОХ: X a.ãî  Za.ãî  tg ï êãî  2.14  0.3249  0.695 [м].
Площадь ВО: Sâî  Sâî  S  0.163  98.62  16.10 [м2].
Размах ВО: lâî  Sâî  âî  16.10  0,8  3.58 [м].
Корневая хорда ВО: b0âî 
Sâî âî  2 16.10 1.25  2



 4.996 [м].
lâî âî  1 3.58 1.25  1
24
Концевая хорда ВО: bê .âî 
b0 âî
âî

4.996
 3.996 [м].
1.25
Средняя аэродинамическая 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 по размаху ВО: Z a.âî  
Координата носка САХ по оси ОХ: X à.âî  Z à.âî  tg 34  0.58 [м].
1.1.7.4. Определение геометрических параметров шасси
Параметры шасси включают в себя базу шасси (расстояние между
основными опорами и носовой опорой), колею (расстояние между главными
опорами), вынос главных опор и вынос передней стойки, высоту шасси и
высоту центра масс, а также производную от последних величину посадочного
угла , величину противокапотажного угла .
База шасси должна находиться в пределах (0.3…0.4)·Lф, где Lф – длина
фюзеляжа. В нашем случае база составляет 8.2 м, т.е. 0.318·Lф.
Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора
между поверхностью ВПП и планером самолета – (200…250)мм. Принимаем
высоту шасси 500 мм. Высоту ЦМ над ВПП принимаем равной 2.075м.
Посадочный угол  (угол между осью фюзеляжа и касательной к главным
опорам и хвостовой части фюзеляжа) лежит в пределах 10…16. Принимаем в
нашем случае  = 12.
Противокапотажный угол  (угол между нормалью к оси самолета,
проведенной через ЦМ, и прямой, соединяющей ЦМ с точкой пересечения оси
главных опор с ВПП) должен превышать угол  хотя бы на (2..3), и лежит в
пределах 8 - 18, [3]. Принимаем  = 14.
Вынос главных колес определяется из условия нагружения передней
опоры на стоянке e = 0,12Lбазы = 0.984[мм].
Колея шасси в значительной мере определяет поперечную устойчивость
при движении по земле, а также влияет на маневренность и управляемость. Ее
величина лежит в пределах 2НВ15[м]. Однако для высокоплана с основными
стойками шасси, убирающимися в гондолы фюзеляжа, трудно обеспечить
большую величину колеи, поэтому принимаем минимально допустимую: B =
2H, где H – высота ЦМ над ВПП.
Тогда : B = 22.075 = 4,150 [м].
1.1.7.5. Разработка общего вида самолета
Построение общего вида самолета выполняется в следующем порядке:
1) Строим фюзеляж самолета.
2) Строим горизонтальное и вертикальное оперение.
25
3) Строим САХ горизонтального оперения.
4) Плечо горизонтального оперения откладывается от точки, удаленной на
0,25bАг.о. от носка САХ горизонтального оперения.
5) Плечо горизонтального оперения LГ.О.=3.6·ba=3.6·3.467=12.4812 [м].
6) Находим положение носка САХ крыла.
7) По координате Ха находим положение носка корневой хорды крыла.
8) Строим крыло самолета.
1.1.8. Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых
схем (КСС) агрегатов самолета
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:
1) компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания
расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для
топлива;
2) компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для
центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в
фюзеляже требуются минимальные);
3) требованием жесткости.
Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла
воспользуемся понятием условного лонжерона. В задании берется корневая
хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:

P0  S  mкр  g zа  2mi  g  zi  n p
у 
, где
2
0,96  c  b0  р
Р0 – удельная нагрузка на крыло;
S – площадь крыла;
Za - координата средней аэродинамической хорды самолета по размаху
крыла;
mi – масса груза, расположенного на крыле;
zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от
продольной оси самолета по размаху крыла;
np – коэффициент расчетной перегрузки;
mкр – масса крыла;
c - относительная толщина профиля крыла;
b0 – корневая хорда крыла.
Для изготовления пояса лонжерона выбираем материал из алюминиевого
сплава Д16Т, для которого
р =330МПа=330106Па;
Запишем исходные данные для определения у:
c =0.14;
Р0=3481.5Н/м2;
zтб1=1.251м;
Gтб1=5496 Н;
zтб2=3.05м;
b0=4.960м;


26
Gтб2=24582 Н;
Gтб3=22822.5 Н;
Gтб4=11780 Н;
Gдв=14210Н;
ó 
zтб3=6.5м;
zтб4=11.99м;
zдв=4.0072м;
za=6.367м;
S=98.62м2;
mкр=3303кг;
([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
Определим
величину
перерезывающей силы:
интенсивности
моментной
нагрузки
 0.00376( ì )
и
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 .
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
p
Так как толщина пояса условного лонжерона немного больше, чем 3мм и
величина интенсивности моментной нагрузки выходит за пределы 10…15 МПа,
то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет
достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет
воспринимать большую часть изгибающего момента (до 50%). Поэтому в
массовом отношении выгодно применить кессонное крыло.
Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с
моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла,
поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного
крыла, воспринимают часть изгибающего момента.
Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае
еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои
внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда
нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы
фюзеляжа.
Подбор продольного силового набора
Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на
20% и 70% хорд крыла и 14 стрингеров.
Расстояние между стрингерами в кессонных крыльях bстр=100200 мм.
Принимаем bстр=100 мм.
Подбор поперечного силового набора
Поперечный набор консоли крыла состоит из 34 нервюр, из них 20
усиленных (№2, №3, №4, №7, №8, №9, №10, №12, №14, №15, №17, №19, №20,
№21, №23, №25, №28, №31, №33, №34). Нервюры №2, №3, – принадлежат
27
центроплану, №1–корневая, №34–концевая, к нервюрам №4, №7, №12, №14,
№17, №19 крепятся узлы навески закрылков, к нервюрам №25, №28, №31 –
узлы навески элерона. Узлы крепления двигателей крепятся к нервюрам №9, и
№10, Так как крыло имеет небольшую стреловидность нервюры расположены
по потоку, что в свою очередь обеспечивает большую жесткость при изгибе по
сравнению с нервюрами, расположенными перпендикулярно к лонжерону.
В крыльях со стрингерным набором расстояние между нервюрами а
выбирают в зависимости от мощности стрингерного набора и обшивки
а=400600 мм. Принимаем а=460мм.
Закрылок сделан разрезным и состоит из двух секций, для исключения
больших шарнирных моментов в системе управления закрылками. Крыло
крепится к центроплану, установленном на фюзеляже.
Конструктивно-силовая схема крыла представлена на рисунке 1.11.
Рисунок 1.11 – Конструктивно–силовая схема крыла
Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа
При проектировании фюзеляжа необходимо учитывать следующие
требования и рекомендации:
– сосредоточенные силы, приложенные к элементам каркаса, необходимо
как можно более плавно распределять по обшивке фюзеляжа;
– большие сосредоточенные силы (от двигателей, оперения, крыла, шасси)
необходимо передавать на обшивку элементам каркаса направленными
параллельно силе. Силы вдоль фюзеляжа должны передаваться на обшивку
28
через стрингеры и продольные балки, а силы, действующие поперек фюзеляжачерез усиленные шпангоуты;
– сосредоточенные силы, направленные под острым углом к оси
фюзеляжа, следует передавать на обшивку через стрингеры и шпангоуты;
– при конструкции герметизированных отсеков фюзеляжа необходимо
правильно назначить границу зоны герметизации (с учетом вырезов под шасси,
крыло и т.п.); следует избегать применения плоских поверхностей для
восприятия избыточного внутреннего давления. Поперечные сечения
герметизированных отсеков должны, как правило, иметь форму круга.
Современные самолеты в подавляющем большинстве имеют балочный
стрингерный фюзеляж, состоящий из обшивки, стрингеров и шпангоутов.
Могут применяться также фюзеляжи лонжеронной и бесстрингерной схем.
В процессе проектирования самолёта в качестве КСС фюзеляжа была
выбрана балочно-стрингерная схема. Это самый легкий вариант из балочных
КСС. Такая схема обеспечивает достаточную прочность и жесткость
конструкции фюзеляжа при наименьших затратах массы. Фюзеляж
проектируемого самолета имеет круглое поперечное сечение, которое
обеспечивает хорошую аэродинамику, минимальное лобовое сопротивление,
минимальную массу конструкции. Конструкция балочных фюзеляжей
позволяет придавать им наиболее выгодные аэродинамические формы,
обеспечивать получение гладкой поверхности, получать наилучшие условия
для более полного использования внутренних объемов фюзеляжа, размещать в
них герметизированные кабины и др. Балочно-стрингерная КСС из-за толстой
обшивки допускает малые вырезы в фюзеляже и обладает высокой живучестью.
Технологическими разъёмами фюзеляж разделен на носовую, среднюю и
хвостовую части. Фюзеляж также разделён плоскостью пола на верхнюю и
нижнюю части.
Подбор продольного силового набора
Продольный силовой набор включает 72 стрингера. Расстояние между
стрингерами в фюзеляже выбирают из тех соображений, чтоб как можно полнее
использовать объект подкрепления обшивки, т.е. расстояние принимают
100150 мм. Принимаем шаг стрингеров равный 135мм.
Подбор поперечного силового набора
Поперечный силовой набор состоит из 49 шпангоутов, из них 20
усиленных (№1, №4, №5, №8, №10, №11, №12, №14, №18, №20, №21, №23,
№24, №31, №32, №35, №36, №41, №42). Ниша передней стойки шасси
расположена между шпангоутами №1 и №5, основных стоек – №18 и №24 . К
шпангоутам №18 и №23 крепится центроплан крыла. Между шпангоутами №8№10 и №32-№34 установлены входные двери-трапы. К шпангоутам №41 и №44
лонжеронами крепится хвостовое Т – образное оперение.
29
Расстояние между шпангоутами зависит от толщины обшивки фюзеляжа,
компоновки и массы. Для данного самолета расстояние между шпангоутами
целесообразно взять из пределов 400650 мм.
Конструктивно-силовая схема фюзеляжа представлена на рисунке 1.12.
Рисунок 1.12 – Конструктивно–силовая схема фюзеляжа
Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения
Конструктивно-силовая
двухлонжеронная.
схема
горизонтального
оперения–
Подбор продольного силового набора
Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на
20% и 60% хорд оперения и 7 стрингеров. Расстояние между стрингерами
примем равным 200 мм.
Подбор поперечного силового набора
Поперечный набор состоит из 17 нервюр, из них 5 усиленных (№0, №2,
№7, №11, №16). Нервюра №0 – корневая, №16–концевая. К нервюрам №2, №7,
№11, №16 крепятся узлы навески руля высоты. Так как горизонтальное
оперение стреловидное, то, исходя из технологичности, нервюры
располагаются перпендикулярно заднему лонжерону. Шаг нервюр примем
равным 275 мм.
Конструктивно-силовая схема горизонтального оперения представлена на
рисунке 1.13.
30
Рисунок 1.13 – Конструктивно–силовая схема горизонтального оперения
Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения
Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль
стреловидный, двухлонжеронной конструкции.
Подбор продольного силового набора
Продольный силовой набор состоит из 2-х лонжеронов, расположенных на
20% и 60% хорд крыла и 5 стрингеров. Расстояние между стрингерами примем
равным 200 мм.
Подбор поперечного силового набора
Поперечный набор состоит из 17 нервюр, из них 6 усиленных (№0, №2,
№4, №9, №14, №15а). Нервюра №0–корневая, №15а–концевая. К нервюрам №4,
№9, №14 крепятся узлы навески руля направления. Нервюры располагаются
перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг нервюр примем равным 300 мм.
Конструктивно-силовая схема вертикального оперения представлена на
рисунке 1.14.
31
Рисунок 1.14 – Конструктивно – силовая схема вертикального оперения
Выбор конструктивно-силовой схемы шасси
Конструктивно-силовая схема шасси и схема его уборки должны
обеспечивать:
- наименьшую массу шасси (с учетом усиления вырезов под шасси в
конструкции планера);
- наименьший объем шасси в убранном положении;
- простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки шасси.
На большинстве современных самолетов носовые стойки шасси убираются
в переднюю часть фюзеляжа движением вперед-вверх.
В нормальных эксплуатационных условиях выпуск шасси осуществляется
гидравлической системой. В аварийных случаях определенные преимущества
имеет схема убирания вперед-вверх, обеспечивающая выпуск носовой стойки
под действием силы тяжести и скоростного напора.
Схемы убирания главных стоек шасси можно разбить на три группы:
1) главные стойки, крепящиеся к крылу, а убирающиеся частично в крыло,
частично в фюзеляж.
2) главные стойки, крепящиеся к крылу и убирающиеся в крыло (либо в
гондолы, расположенные на крыле).
3) главные стойки, крепящиеся к фюзеляжу и убирающиеся в фюзеляж.
Схема 3 наиболее приемлема на данном самолете с высоко
расположенным крылом.
Схема шасси – трёх опорная с передней опорой. Трёх опорное шасси с
передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке
самолёта. Движение самолёта с шасси такой схемы является достаточно
устойчивым как в продольном, так и в путевом отношении.
Схема передней опоры шасси балочная с подкосом. Состоит передняя
опора из пневматика, телескопической стойки со встроенным амортизатором,
узлов подвески, цилиндра уборки и выпуска шасси. Колесо вынесено назад для
уменьшения эффекта шимми. Передняя стойка имеет балочную КСС, которая
рациональна при небольшой высоте стоек и при других получаемых при этом
32
преимуществах, например, в простоте кинематики уборки и компоновки опоры
в выпущенном и убранном положениях. Убирается передняя опора вверх –
вперед в носовую часть фюзеляжа.
Схема основной опоры шасси балочная с подкосом. Основная опора шасси
в себя включает: пневматики, стойки, вынесенные амортизаторы, цилиндр
уборки-выпуска, узлы крепления, замки фиксации шасси в убранном и
выпущенном положениях. Стойка подкреплена боковым складывающимся
подкосом, разгружающим верхнюю часть стойки от изгиба. Основная опора
убирается в фюзеляж, для чего предусмотрены боковые ниши, являющиеся
уширениями нижней части фюзеляжа.
Конструктивно-силовая схема шасси представлена на рисунке 1.15.
Рисунок 1.15– Конструктивно-силовая схема шасси
1.1.9 Выводы
В результате работы над данным разделом был разработан и
спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=52 человек
и дальностью полёта L=5500 км. Данные расчёты не следует принимать как
окончательные, так как они проводились в нулевом приближении.
По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактикотехнические требования проектируемого самолёта.
Исходя из полученных ТТТ, были определены массовые характеристики
самолета и его основные геометрические параметры.
Также была выбрана, обоснована, разработана и увязана конструктивносиловая схема самолета, как в целом, так и отдельных его агрегатов. По
полученным результатам строим чертеж общего вида самолёта (приложение
А) и чертеж конструктивно-силовой схемы самолета (приложение Б).
33
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 [7] 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
34
Зависимости Суа=f(α) и Суа=f(Сха) для
конфигурации представлены в приложении В.
взлетной
и
посадочной
1.2.2. 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
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
35
Зависимости Рпг= f(М)Н=const и Ррасп= f(М)Н=const представлены в приложении
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.
36
Таблица 2.8 – Значения Мкр
Н
0
Мкр
0.33
6
0.46
10
0.56
12
0.58
1.2.3. 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.
37
1.3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной
зоны крыла из условий обеспечения статической прочности
1.3.1. Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло,
построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
Введение
Раздел посвящен расчёту нагрузок на крыло большого удлинения, прямого
или стреловидного, консоли которого имеют в плане формы трапеций.
Последнее связано с принятой методикой определения нагрузок на крыло.
Определяются геометрические параметры и весовые данные крыла,
осуществляется распределение топлива, находятся нагрузки, строятся эпюры
внутренних силовых факторов по длине.
1.3.1.1. Весовая сводка
Крыло является трапециевидным.
Его площадь S=98.62 [м 2], размах L=31.89 [м]. Удлинение крыла =10.31,
сужение η=4.05,  Ï .Ê .  160 - стреловидность крыла по передней кромке.
Поскольку стреловидность крыла выше 150, то возникает потребность в
спрямлении крыла.
Массы топлива, крыла и двигателей заданы в условии задачи:
m топл. max=12900 [кг]; m дв=1450 [кг]; m кр=3303 [кг].
1.3.1.2. Модификация крыла
В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку имеет излом по
передней и задней кромке и на виде в плане его консоли не имеют форму
трапеций.
При модифицировании крыла хорда b0 изменяется, а хорда bk остается
исходной. Хорду b0 можно выразить из формулы:
Sкр= ( b0 мод + bк исх ) ∙ Lкр/2.
Выразим b0 мод и найдем ее:
b0 мод = (Sкр/ (Lкр/2)) − bк исх;
b0 мод = (98.62/15.945) – 1.225=4.960 [м].
Модификация крыла изображена на рисунке 3.1.
1.3.1.3 Поворот крыла с целью использования балочной модели
По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность  0,4 =13.50,
превышающую 4. Поскольку эта линия считается осью балки, то согласно
требованиям теории тонкостенных стержней замкнутого поперечного сечения
[8] она должна быть перпендикулярной заделке. Иначе формулы для
внутренних силовых факторов (ВСФ), приведенные в [8] , являются
38
приближёнными. Действительная и повёрнутая консоли показаны на рисунке
3.2.
Размах крыла при указанном повороте практически не изменился, т. к.
стреловидность  0.4 очень мала.
Рисунок 3.1 – Модификация крыла
39
Рисунок 3.2 – Действительная и повернутая консоли крыла
1.3.1.4. Геометрические данные крыла
Геометрические данные повёрнутого крыла (рисунок 3.2) представлены в
таблице 3.1.
Таблица 3.1 – Геометрические данные повёрнутого крыла
b0, м
bк, м
Sкр, м2
c, %
λ
η
Lкр, м
4.895
1.209
99.65
14
10.7
4.05
32.65
Площадь двух консолей повёрнутого крыла находим из формулы :
S кр = 0.5(b 0 + b к)  2L конс = 0.5(4.895 + 1.209) 32.65 = 99.65 [м 2].
Найдём положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии
1.13м (два шага нервюр) от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна
b=4.319 м. Изобразим в этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рисунок 3.3).
Разместим в нём лонжероны: передний на расстоянии 0.2b от носка крыла,
задний - на 0.7b.
Мы рассматриваем расчетный случай А (максимальный угол атаки),
поэтому выпишем аэродинамические характеристики профиля:
 max = 18.65  ; C y = 1.257 ; C x = 0.1672; C Д = 0.263.
40
Рисунок 3.3 – Профиль расчетного сечения
1.3.1.5 Распределение топлива в крыле
Топливные баки располагаются в местах, свободных от двигателей или
шасси, между передним и задним лонжеронами.
Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле
S т.б. (z) = b2
(3.1)
Множитель  равен:
=µ0.5[(Нпл+Нmax)(Хmax− Хпл) + (Нmax+Нзл)(Хзл− Хmax)],
Нпл- относительная высота переднего лонжерона;
Нзл- относительная высота заднего лонжерона;
Нmax- относительная максимальная высота профиля;
Хпл- относительная длина от носка профиля до переднего лонжерона;
Хзл- относительная длина от носка профиля до заднего лонжерона;
Хmax- относительная длина от носка профиля до максимальной высоты
профиля;
µ = 0.95 коэффициент, учитывающий, что площадь сечения топливного бака
несколько меньше площади указанной трапеции.
=µ0.5[(0.1338+0.14)(0.3− 0.2) + (0.14+0.0852)(0.7− 0.3)]=0.05579.
Максимальный запас топлива M т max = 12900 кг. Поскольку ρ т = 0.8 т / м 3 =
= 800 кг / м 3 , имеет место:
V т = M т max / ρ т = 12900/ 0.8 = 16.125 [м3]
(3.2)
В каждой консоли крыла должно располагаться половина потребного
топлива:
V потр = 0.5 V т = 0.5 · 16.125= 8.0625 [м 3].
(3.3)
Чтобы топливные баки можно было считать сосредоточенными грузами,
их следует поделить на баки - секции, длины которых примерно равны десятой
части длины консоли. Длины хорд на границах секций определяем из вида
консоли в плане, выполненного в масштабе (рисунок 3.2).
Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки от
бортовой нервюры. Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой
lт.б. , площадь большего основания которой равна S 1 , меньшего - S 2 .
V т.б. = l т. б · [ S 1 + S 2 + ( S 1 · S 2 ) 0,5 ] / 3
(3.4)
41
При вычислении площадей S 1 и S 2 используем соотношение 3.1. Длины
хорд на границах баков определяем из вида консоли в плане, выполненного в
масштабе.
Баки назначаем от борта фюзеляжа до предпоследней нервюры. Длины
баков а также длины хорд в начале и конце баков приведены в таблице 3.2.
Таблица 3.2 – Значение длин и хорд баков
№ бака
1
2
3
4
5
6
7
8
9
L т.б., м 1.6
1.6
1.6
1.6
1.6
1.6
1.6
1.6 1.475
b б, м 4.545 4.183 3.823 3.461 3.1 2.739 2.377 2.016 1.655
b к, м 4.183 3.823 3.461 3.1 2.739 2.377 2.016 1.655 1.321
По формуле 3.1 и 3.4 определим объем первого топливного бака:
S 1 = 0.05579· (4.545) 2 = 1.152455 [м 2 ],
S 2 = 0.05579· (4.183) 2 = 0.976185 [м 2 ].
Vт.б.1 = 1.6·[1.152455 + 0.976185+ (1.152455 ·0.976185)0.5] / 3 =1.700963 [м3].
Результаты расчетов объема остальных баков занесем в таблицу Г.1.
Определим суммарный объем топливных баков, расположенных в правой
консоли крыла:
Vт.б. расп. конс. =V т.б. 1+V т.б. 2+V т.б. 3+V т.б. 4+V т.б. 5+V т.б. 6+V т.б. 7+V т.б. 8+V т.б. 9 =
= 1.701+1.4313+1.185+0.9616+0.7618+0.5851+0.4316+0.3017+0.183=
= 7.5421 [м3].
(3.5)
Определим суммарный объем топливных баков расположенных в консолях
крыла:
Vт.б. рапс. конс. кр. = 2∙Vт.б. расп. конс. = 2∙7.5421 = 15.0842 ≈ 15.1 [м3].
(3.6)
Располагаемый объем топливных баков меньше чем потребный.
Неоходима установка дополнительного топливного бака на самолете.
Установим дополнительный топливный бак в центроплане. Определим
потребный объем дополнительного топливного бака:
Vт.б. доп. = V т - Vт.б. рапс.кр. = 16.125 – 15.1 = 1.025 [м3].
(3.7)
Определим рассполагаемый объем центроплана по следующей формуле:
Vрасп. цпл.=α∙Dф∙bб2= 0.05579∙3.1∙4.8952=4,14 [м3].
(3.8)
Так, как рассполагаемый объем больше чем потребный, неободимо
разместить топливо не по всему центроплану, а в секциях. Установим в
центроплане 2 бака- секции, которые будут находится в левой и правой
половине центроплана возле бортового сечения, рядом с баками секциями №1,
рассположенный в консолях крыла. Длина секции равна 0.59 м от бортового
сечения.
Определим обьем одного бака-секции в центроплане по формуле 3.1 и 3.4:
Lсекц. цпл.=0.59 м;
b б=4.68 м;
b к=4.545 м;
Vсекц. цпл.= 0.59·[1.2219 + 1.1525+ (1.2219 ·1.1525)0.5] / 3 =0.5125 [м3].
∑ Vсекц. цпл.=2∙ Vсекц. цпл.=2∙0.5125=1.025 [м3].
(3.9)
Определим суммарный рассполагаемый объем топливных баков,
рассположенных в крыле:
42
Vрасп. кр. = Vт.б. расп. конс. кр. + ∑ Vсекц. цпл.=15.1+1.025=16.125 [м3].
(3.10)
Итак, Vрасп. кр. = V потр. Это значит, что все топливо располагается в крыле.
Масса топлива в каждой секции равна:
M i = ρ т∙V i,
(3.11)
где V i - объём секции.
Ранее уже говорилось, что ρ т = 0.8 т / м 3=800 кг / м 3 .
Необходимо также знать положение центра тяжести топлива в каждой
секции.
Используется формула для центра тяжести пирамиды [8].
∆z ц.т. = 0.25·l·[ S1 +3·S2 + 2·(S1·S2) 0,5 ] / [ S1 + S2 +(S1·S2) 0,5 ]
(3.12)
где l - длина секции.
Размер z ц.т. откладывается от большего основания, имеющего площадь
S1. Массы и силы тяжести топлива в секциях, размеры z ц.т. для каждой секции
приведены в таблице Г.2. Там же даны координаты z ц.т.,i центра тяжести
каждой i – й секции в системе координат, начало которой взято в бортовом
сечении. При вычислении G т.б. принимаем g = 9.81 м/с 2.
Найдём количество топлива, при котором в расчётном сечении действует
наибольший изгибающий момент. Следуя учебному пособию [8] , считаем, что
топливо постепенно расходуется от конца консолей крыла к борту. Обозначим
через Py равнодействующую воздушной нагрузки, приложенной на участке от
расчётного до концевого сечения крыла. Площадь этого участка обозначим
через Sотс. Расстояние от расчётного сечения до точки, в которой приложена
сила Py , обозначим через z0 .
Приближённо считаем, что данная точка совпадает с центром тяжести
трапеции, заключённой между расчётным и концевым сечениями крыла. Тогда
z 0 = 0.33l отс · (b + 2a) / (b + a) ,
(3.13)
где b – хорда в расчётном сечении ; b = 4.319м;
a – концевая хорда ; a = 1.225м,
l отс – длина отсечённой части (т. е. расстояние от концевого до расчётного
сечений).
Вычисления дали:
z 0 = 03313775·(4.319+ 2·1.225) / (4.319+ 1.225) = 5.5502 [м].
Теперь можно найти сечение с координатой z, обладающее тем
свойством, что если центр тяжести секции топливных баков превышает z, то
топливо в этой секции следует считать выгоревшим [8]. Используем
соотношение
z* = z 1 + z 0·( 2·S отс / S ),
(3.14)
2
где S отс = 0.5·(b + a)·l отс = 0.5·(4.319+ 1.225)·13.775 = 38.184[м ].
Теперь можно найти координату z :
z* = 2.549 + 5.5502·(2·38.184/ 96.65) = 6.803 [м].
Израсходованным является топливо из секций, координаты центров
тяжести которых превышают z*. Получаем, что изгибающий момент в
расчётном сечении достигает наибольшего значения, когда топливо в секциях
4, 5, 6 ,7, 8, 9 выгорело.
43
mòâû ã.  2  mò4 .á.  mò5 .á.  mò6 .á.  mò7 .á.  mò8 .á.  mò9 .á. =
=2·(0.769+0.609+0.468+0.345+0.241+0.146) = 5.156 [т].
Полётная масса самолёта равна:
.
m пол = m взл. – mвыг
= 35−5.156 = 29,844 (т).
(3.15)
т
Схема расположения на консоли крыла сосредоточенных грузов показана
на рисунке 3.4. Это 10 секций топливных баков и двигатель. Центр тяжести
двигателя принят расположенным так, как изображено на рисунке 3.4, центры
тяжести остальных грузов располагаем на линии 40% длин хорд.
Рисунок 3.4 – Схема расположения сосредоточенных грузов
1.3.1.6 Определение нагрузок на крыло
На крыло воздействуют распределённые по поверхности воздушные силы,
распределенные объёмные силы от конструкции крыла и от помещённого в
крыле топлива, сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных в
крыле.
Прочность крыла определим в предельном, а не в эксплуатационном
состоянии. Найдём коэффициент расчётной перегрузки по формуле:
(3.16)
n py  n эу  f ,
где n эу - коэффициент эксплуатационной перегрузки для заданного расчётного
случая ;
f - коэффициент безопасности ; f = 1.5.
Для величины n эу в расчётном случае А в Нормативных материалах [8]
приведено соотношение
44
n эу = 2.1 + 10980 / (m пол + 4540),
где m пол – полётная масса самолёта, равная 29.844 т.
n эу = 2.1 +10980 / (29.844 + 4540) = 2.403.
(3.17)
Исходя из условия nóý max ≥2.5 , примем n эу =2.5
n py = 2.5·1.5 = 3.75.
По длине крыла воздушная нагрузка qвозд распределяется по закону
относительной циркуляции:
n py  G пол.
в
(3.18)
q y (z) 
 Г(z) ,
L
где z = 2z / L , причём L = L кр для высокоплана ;
функция Г(z) называется относительной циркуляцией;
L = 32.65 м – длина крыла.
Если угол между линией центров давления и осью z не равен нулю, то
Г = Гпр + ∆Гстр
(3.19)
Для поправки Г стр можно использовать приближённую формулу:
∆Гстр(z) = ∆Гстр( z , 45°) · χ 0,25 / 45°
(3.20)
Выполняем на плане исходного крыла геометрическое построение и с
достаточной точностью находим tg0,25. После чего определяем, что 0,25=
=15,05.
∆Гстр = ∆Гстр ( z , 45° )·15.05 / 45 = 0.3344·∆Г ( z , 45°) .
Массовую нагрузку конструкции крыла находим по формуле:
n py  G кр
кр
q у z  
 bz  .
S
Учитываем, что m кр = 3,303[т].
Теперь можно найти суммарную погонную нагрузку на крыло,
действующую в направлении оси «у» скоростной системы координат :
q y  q вy  q кр
y
Результаты вычислений заносим в таблицу Г.3.
1.3.1.7. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих
и приведенных моментов
При определении поперечных сил и изгибающих моментов
распределённых нагрузок пользуются следующими формулами:
Q y (z) 
0,5l
0,5l
z
z
от
 q y z   dz ; M z (z)   Q y z   dz .
Напомним, что L = L кр .
Интегрирование осуществляется методом трапеций. Результаты
вычислений приведены в таблице Г.4. При этом используются следующие
соотношения [8]:
45
z i = 0,5 · ( z i – z i –1 ) l ,
Q i = 0,5 · (q i + q i +1) · z i , i = 11 , 10 ,…, 1 ,
M x , i = 0,5 · (Q i + Q i -1) · z i , i = 11 , 10 ,…, 1 ,
Q i = Q i +1 + Q i +1 , i = 10 , 9 ,…, 0 , Q 11 = 0 ,
M x , i = M x , i + M x,i ; i = 10 , 9 ,…, 0 ; M x , 11 = 0.
Необходимо определить поправки поперечных сил и изгибающих
моментов от воздействия сосредоточенных сил (двигатель, секции топлива, что
показано на рисунке 3.4). Обозначая сосредоточенные объёмные силы через Pi,
запишем:
P i = n p · g · M гр,i ; M x , i = P i · z гр , i ,
(3.21)
где M гр , i - масса i-го сосредоточенного груза.
Проведём соответствующие вычисления для данного самолёта.
M дв = 1450 кг;
P дв = 3.75∙ 9.8 ∙ 1450 = 53.2875 кН,
М т.б. цпл = 560 кг;
P т.б. цпл =3.75∙9.8∙560=20,580 кН,
М т.б. 1 = 1361 кг;
P т.б. 1 = 3.75∙ 9.8 ∙ 1361= 46.682 кН,
М т.б. 2 = 1145 кг;
P т.б. 2 = 3.75∙ 9.8 ∙ 1145= 42.079 кН,
М т.б. 3 = 948кг;
P т.б. 3 = 3.75∙ 9.8 ∙ 948= 34.839 кН,
z дв = 4.0072 м;
z дв = 0.25;
∆М x дв = 53.2875 ∙ 4.0072= 213.534 кН∙м,
z т.б. цпл =1.252 м;
z т.б. цпл = 0.07; ∆М х т.б.цпл= 20.580∙1.252=25.766 кН∙м,
z т.б., 1 = 2.327м;
z т.б., 1 =0.14;
∆М х т.б.1 = 46.682 ∙2.327= 108.629 кН∙м,
z т.б., 2 = 3.926 м;
z т.б., 2 =0.24;
∆М х т.б. 2 = 42.079 ∙ 3.926= 162.202 кН∙м,
z т.б., 3 = 5.524 м;
z т.б., 3 =0.34;
∆М х.т.б. 3 = 34.389 ∙5.524= 192.451 кН∙м,
После заполнения таблицы строим эпюры поперечных сил и изгибающих
моментов.
Для построения эпюры приведенных моментов задаем положение оси
приведения. Она проходит через переднюю кромку крыла параллельно оси “z”.
Далее строим эпюру погонных приведенных моментов от воздействия
.
распределенных нагрузок q вn и q кр
n .
q вn  q вy 
кр
q кр
n  qy 

cos   
cos 

;
(3.22)
.
(3.23)
cos   
cos 
Для погонных моментов:
m z = q вn  е  q кр
n  d,
(3.24)
где е и d - расстояния от точек приложения погонных нагрузок q вn и q кр
n до оси
приведения (рисунок 3.5).
Интегрируя эпюру m z , получаем приведенные моменты M z от
воздействия распределённых нагрузок.
∆M z , i = 0,5 (m z , i + m z , i - 1)  z i ,
M z , i = ∆M z , i + 1 + M z , i + 1 .
Результаты расчётов заносим в таблицу Г.5.
46
qпв
ось приведения
qкр
п
lе
d
Рисунок 3.5 – Иллюстрация к соотношению 3.24
После чего выполняем учёт сосредоточенных грузов. Используем формулу
агр cos   
M агр


n
G
 r k,
(3.25)
p
z, k
k
cos 


где r k - расстояние от центра тяжести k-го агрегата до оси приведения.
Значения r k берём в масштабе с рисунка 3.4.
r дв = 3,199 м;
∆M z , дв. = 3.75 ∙ 14.2245∙0.9956∙ 3.199= 170.043 кН∙ м;
r цпл =1.9 м;
∆M z , цпл =3.75 ∙ 5.946∙0.9956∙1.9=42.217 кН∙ м;
r 1 = 1.9 м;
∆M z , 1 = 3.75 ∙ 13.349∙0.9956∙1.9=94.779 кН∙ м;
r 2 = 1.9 м;
∆M z , 2 = 3.75 ∙ 11.233∙0.9956∙1.9=79.755 кН∙ м;
r 3 = 1.9 м;
∆M z , 3 = 3.75 ∙ 9.299∙0.9956∙1.9=66.024 кН ∙м;
Эпюры q вy , q кр
y , Q y , M x , m z , M z приведены на рисунках Г.1 – Г.5
соответственно.
1.3.1.8. Проверка в корневом сечении
Значение поперечной силы, изгибающего и приведенного моментов в
корневом сечении проверяют по нижеприведенным формулам 3.26 – 3.27.
Вычисления для каждой формулы конкретизируются для нашего самолёта.
.
(3.26)
Qкорн  n p  [0,5  (G пол.  G кр. )   G агр
к ].
к
Qкорн
 3.75 [ 0.5 (292.77– 32.385) – (14.2245+ 5.946+ 13.149+
+ 11.233+9.299) ] = 285.526 кН.
Mкорн
.
 n p  [0,5  (G пол  G кр )  c   G агр
к  ck ] ,
(3.27)
k
где c – расстояние от корневого сечения до точки приложения
равнодействующей воздушной нагрузки;
с k - расстояние от корневого сечения до центра тяжести к-го агрегата.
Значение «с» определяется по формуле:
с 
2  
l
.

6
1  
(3.28)
47
В нашем случае
M корн
с =(32.65 / 6) (2+4.05 / 1+4.05)=6.519 .
= 3.75 ∙ [ 0.5 ∙ (292.77 – 32.385) ∙ 6.519–( 14.2245∙ 4.007 + 5.946∙ 1.252+
+13.349∙ 2.327+11.233∙ 3.926+9.299∙ 5.524) ] = 2466.558 кН∙м .
M z, корн  n p  (0,5  G полн  l  0,5  G кр  d   G агр
k  rk ) ;
(3.29)
k
В рассматриваемом примере d = 1.9 м ; l = 1.224 м.
M z, корн = 3.75 ∙ ( 0.5∙ 292.77∙1.224– 0.532.3851.9-( 14.2245∙1.9+
+5.9461.9+13.3491.9+11.2331.9+9.2991.9) )= 490.280 кН∙м.
Сравнение названных результатов с результатами, взятыми из эпюр,
позволяет найти погрешности расчётов ( см. таблицу 3.3 ) . Каждая из них равна
отношению модуля разности соответствующих значений к модулю их
полусуммы. Основной показатель - погрешность для поперечной силы.
Значительность погрешностей для изгибающего и крутящего моментов не
должна смущать, т. к. формулы 3.27 , 3.29 весьма приближённы.
Таблица 3.3
Q корн , кН
M х ,корн , кН∙м
M z,корн , кН∙м
с эпюры
289.88
2526
446.08
вычисленые
285.526
2466.638
490.280
погрешность
1.5%
2.35%
9.01%
1.3.1.9. Определение внутренних силовых факторов и положения
поперечной силы в расчётном сечении
Значения внутренних силовых факторов Q y , Mх , Mz снимаем с эпюр,
приведенных на рисунков Г.2, Г.3 и Г.5 ( значок «» показывает, что эти
значения учитывают сосредоточенные объёмные силы ). Так как крыло
рассчитывается на прочность в связанной координатной системе, то нужно
перейти к этой системе координат:
Q n = Q  ∙ cos (θ - α) / cos θ ,
(3.30)

M t = M ∙ cos (θ - α) / cos θ,
(3.31)
где θ = arctg C x / C y = arctg 0.2359 / 1.190= 8.41º.
Q n = 256.235∙ 0.9956= 255.108 кН,

Q t = Q ∙ sin (θ - α) / cos θ = 256.235∙ ( – 0.1616) = - 41.41 кН,
(3.32)
М t = 1971∙0.9956= 1962.33 кН·м .

М n = M ∙ sin(θ - α) / cosθ = 1971∙ (– 0.1616) = -318.514 кН.
(3.33)
48
Зная поперечную силу и приведенный момент в расчетном сечении,
находим точку приложения поперечной силы в данном сечении :
xн 
M z
Q n
.
(3.34)
Для рассматриваемого самолёта
хн = 398.4 / 256.235= 1.55 м.

Значения M z = 398.4 кНм , Q n = 256.235 кН определены из эпюр,
приведенных на рисунке Г.2 и Г.5. Координату x н откладывают от оси
приведения (рисунок 3.6).
Рисунок 3.6 – Нахождение положения поперечной силы
1.3.2. Выводы
В данном разделе были определены нагрузки на крыло большого
удлинения. По результатам расчетов были построены эпюры поперечных сил,
приведенных и изгибающих моментов.
49
1.4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета
1.4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла
1.4.1.1. Анализ конструктивно-технологических особенностей сборного
узла агрегата заданного типа самолета
Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в
значительной степени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла
самолета в целом. Многообразие расчетных схем и вариантов конструктивного
выполнения лонжеронов существующих самолетов отражает различие условий
нагружения и работы этих силовых элементов. Основным фактором, который
определяет схему, применяемые материалы, конструктивное выполнение и
форму поясов, тип стенки и степень ее подкрепления лонжеронов минимальной
массы, является интенсивность воспринимаемой лонжероном нагрузки.
Лонжерон крыла современного пассажирского и транспортного самолета
представляет собой, как правило, сборную тонкостенную балку, регулярная
часть которой состоит из поясов и стенки. Стенка может быть подкреплена
стойками. К зонам нерегулярностей относятся стыковые узлы, зоны навески
двигателей и элементов управления, агрегатов различных систем, вырезы в
стенках.
При проектировочном расчете регулярной зоны отсека лонжерона
допускаем, что изгибающий момент или его часть воспринимается только
поясами и стенка в его восприятии участия не принимает. С другой стороны,
поперечная сила воспринимается только стенкой. Такое допущение возможно
при выборе параметров тонкостенных балочных конструкций и может быть
заменено более строгим решением на последующих этапах проверочных
расчетов.
1.4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы
агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок,
действующих на сборный узел
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла определяется:
- компоновкой крыла - наличием в обшивке люков для обслуживания
расположенных в крыле агрегатов оборудования, наличием в крыле бака для
топлива;
- компоновкой фюзеляжа – наличием достаточных объемов для
центральной части крыла в фюзеляже (при однолонжеронном крыле объемы в
фюзеляже требуются минимальные);
- требованием жесткости.
Для приближенного выбора конструктивно-силовой схемы крыла
воспользуемся понятием условного лонжерона. В задании берется корневая
хорда b0. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:
50
у
P  S  m

0
кр

 g zа  2mi  g  zi  n p
0,96  c  b0  р
2
, где
Р0 – удельная нагрузка на крыло;
S – площадь крыла;
Za - координата средней аэродинамической хорды самолета по размаху крыла;
mi – масса груза, расположенного на крыле;
zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной
оси самолета по размаху крыла;
np – коэффициент расчетной перегрузки;
mкр – масса крыла;
c - относительная толщина профиля крыла;
b0 – корневая хорда крыла.
Для изготовления пояса лонжерона выбираем материал из алюминиевого
сплава Д16Т, для которого:
р =330МПа=330106Па;
Запишем исходные данные для определения 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
Определим
величину
перерезывающей силы:
0.96  0.14  4.9602  330 106
интенсивности
моментной
нагрузки
 0.00376( ì )
и
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
Очевидно что, выгодно использовать лонжеронное крыло. Для данного
крыла целесообразно применить кессонную схему.
Расчет будет проводиться для переднего лонжерона крыла, конструктивносиловая схема которого – балочная. Балочные лонжероны наиболее выгодны в
весовом отношении при больших интенсивностях нагрузок, при средних и
малых строительных высотах, чем ферменные. Они представляют собой
51
M1Л
Х1Л
H2
H1
двухпоясную балку со стенкой, подкрепленной стойками, которые могут
использоваться также для присоединения нервюр к лонжерону.
Форма поперечного сечения – двутавр, так как двутавровое сечение имеет
преимущество в весовом отношении по сравнению со швеллерным при
больших интенсивностях нагрузки.
По технологическим признакам – лонжерон сборочный, клепаной
конструкции, с монолитными поясами.
Расчетная схема и нагрузки, действующие на крыло, представлены на
рисунке 4.1.1.
MЛ
Q1Л
M2Л Q2Л
Q
Х2Л
b
Рисунок 4.1.1 – Расчетная схема крыла
Расчет Q и М в расчетных сечениях крыла. Распределение нагрузок между
лонжеронами и панелями
Для расчета Q и М для стреловидного крыла необходимо ввести
эквивалентное прямое крыло, получаемое поворотом стреловидного (рисунок
4.1.2).
Повороты
консоли
стреловидного
крыла
обеспечивают
перпендикулярность линии центров жесткости к продольной оси самолета.
Положение линии центров жесткости принимаем на 40% хорды. При этом
обеспечивается равенство площадей исходного и эквивалентного крыльев.
Рисунок 4.1.2 – Преобразование крыла
52
Расчет лонжерона будем вести в трех сечениях с координатами z1  0.156 ,
z 2  0.45 , z 3  0.8 . В предыдущем разделе данной работы были определены
нагрузки вдоль крыла. На рисунке 4.1.3 приведены эпюры Q( z ) и М( z ), по
которым и определим искомые нагрузки в заданных расчетных сечениях.
Рисунок 4.1.3. – Эпюры Q( z ) и М( z )
Проектировочный расчет лонжеронов выполняется для двух расчетных
случаев. Расчетный случай А предусматривает действие максимальной
эксплуатационной перегрузки n AЭ . Случай Д – действие на самолет
отрицательной перегрузки, которая в два раза меньше максимальной
положительной. Учет действия отрицательной перегрузки предусматривает
проверку устойчивости нижнего пояса, параметры которого определены в
условиях растяжения (при нагрузках, соответствующих расчетному случаю А).
Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распределяется
между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В двух
лонжеронном крыле значения поперечной силы, воспринимаемой первым
лонжероном, в первом приближении могут быть определены по формуле:
Q1  Q
H12
H12  H 22
где H1 и Н2 – строительные высоты лонжеронов.
Доля изгибающего момента, которую воспринимают лонжероны М,
зависит от КСС. В лонжеронных крыльях с неработающей и частично
работающей обшивкой изгибающий момент полностью воспринимается
лонжеронами. В лонжеронных крыльях с работающей обшивкой и в кессонных
крыльях изгибающий момент воспринимают лонжероны совместно с панелями
и момент, воспринимаемый панелями, составляет Мпан =  M  . Так как в ходе
53
расчетов  у получилась равной 3.76 мм и мы приняли в качестве КСС
кессонную схему, принимаем коэффициент  равным 0.3.
Изгибающий
момент
распределяется
между
лонжеронами
пропорционально их изгибной жесткости и в двух лонжеронном крыле может
быть определен как
H12
М1  М  (1 ) 2
H1  H 22
Таким образам определим значения Q и М (в связанной системе
координат) в расчетных сечениях лонжерона:
1) z1  0.156 , H1=0.578 м, H2=0.368 м, Q =256.235 кН, М  =1971 кН∙м
H12
0.5782
Q1  Q 2
 256.235 
 182.327(êÍ )
H1  H 22
0.5782  0.3682
Ì
1
Ì

H12
0.5782
(1 ) 2
 1971 (1  0.3)
 701.224( êÍ  ì )
H1  H 22
0.5782  0.3682
2) z 2  0.45 , H1=0.433 м, H2=0.276 м, Q =210.53 кН, М  =785.06 кНм
Q1  Q
Ì
1  Ì

(1 )
H12
0.4332

210.53

 149.705(êÍ )
H12  H 22
0.4332  0.2762
H12
0.4332

785.06
(1

0.3)
 279.12(êÍ  ì )
H12  H 22
0.4332  0.2762
3) z 3  0.8 , H1=0.260 м, H2=0.166 м, Q =50.8 кН, М  =66.9 кН∙м
Q1  Q
Ì
1  Ì

(1 )
H12
0.2602

50.8

 36.1(êÍ )
H12  H 22
0.2602  0.1662
H12
0.2602

66.9(1

0.3)
 23.76(êÍ  ì )
H12  H 22
0.2602  0.1662
1.4.1.3. Определение геометрических параметров силовых элементов
сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума
массы
Проектирование поясов лонжерона по критериям минимальной массы и
заданного ресурса
1) z1  0.156
Дано: М= 701.224(кН∙м)
М / Н3= 3.631 (МПа)
Н= 0.578 (м)
Q= 182.327 (кН)
Q/H2= 0.55 (МПа)
3
По величине M / H выбираем конструкционный материал.
Определим показатель интенсивности нормальных сил:
М / Н3=3.631 (МПа);
Рассматриваем материал Д16Т:
54
Модуль нормальной упругости Е=72000 (МПа);
Предел прочности  в =435 (МПа);
Предел текучести
 0, 2
=280 (МПа);

Предел пропорциональности пц =190 (МПа);
Объемная плотность ρ=2780 (кг/м3 );
По таблице 4.1 [9] принимаем ресурс равным 20000 полетов.
Тогда величины расчетных напряжений в поясах лонжеронов для данного
ресурса будут равны:
- для верхнего пояса  pв  360МПа
- для нижнего пояса  ðí  K1  300  0.85  255Ì Ï à ,
где К1 – коэффициент ослабления материала пояса под отверстия.
Отсюда:
 ðâ
 ðí
 0.83;
 0.586;
â
â
По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить
максимальное значение отношения b /  .Для сжатого пояса с учетом данных
рисунка 4.4 [9] b/δ=5.7.
Для растянутого пояса с учетом данных рисунка 4.3 [9] b/δ=7.9.
Величина δ/h определяется из условия прочности по выражению (для
двутаврового сечения);
3
H
3

2
H
2

M 1
1
1
;
3
H  в  p /  в 2b / 
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:
3
H
3

2
H
2
 3.631
1
1
1


 0.882 103
435 0.83 2  5.7
- для растянутого пояса:
3
H
3

2
H
2
 3.631
1
1
1


 0.9 103
435 0.586 2  7.9
По рисунку 4.7 [9] определим величину δ/h для растянутого и сжатого
поясов:
(δ/H)н=0.0295;
(δ/H)в=0.032.
Зная Н, найдем толщины поясов:
 ñ  0.032  0.578  18.5 10 3 ( ì )
 ð  0.0295  0.578  17.05 10 3 ( ì )
Ширина полки сжатого пояса:
bc  5.7 18.5  105.45( ì ì )
Тогда:
2  bc  210.9( ì ì )
Ширина полки растянутого пояса:
55
bð  7.9 17.05  134.695( ì ì )
Тогда:
2  bð  269.39( ì ì )
Толщину лапок δл из конструктивно-технологических соображений
назначают равной от 1.5 до 2.0 толщины обшивки или стенки. Ширину «лапок»
выбирается из условия прочности заклепочного шва, чтобы расстояние от оси
заклепки (или болта) до каждого из краев было не меньше двух диаметров.
Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров «лапок»
на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности.
Принимаем  î  3ì ì ;  ë  6 ì ì ;
 âï  ë   âc c ;
435  6  435  3
Условие прочности – 6  3.
2
 17, 05 
( /  ë )  6..8; 
  8, 075  8
 6 
Условие жесткости –
2
Условие технологичности – δл ≥ 6,0 мм для дюралюминиевых сплавов . С
учетом этих условий: δл=6мм.
2) z 2  0.45
Дано: М= 279.12(кН∙м)
М / Н3= 3.438 (МПа)
Н= 0.433 (м)
Q= 149.705 (кН)
Q/H2= 0.798 (МПа)
По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить
максимальное значение отношения b /  .Для сжатого пояса с учетом данных
рисунка 4.4 [9] b/δ=5.7.
Для растянутого пояса с учетом данных рисунка 4.3 [9] b/δ=7.9.
Величина δ/h определяется из условия прочности по выражению (для
двутаврового сечения);
3
H
3

2
H
2

M 1
1
1
;
3
H  в  p /  в 2b / 
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:
3
H
3

2
H
2
 3.438 
1
1
1


 0.835 103
435 0.83 2  5.7
- для растянутого пояса:
3
H
3

2
H
2
 3.438 
1
1
1


 0.853 103
435 0.586 2  7.9
По рисунку 4.7 [9] определим величину δ/h для растянутого и сжатого
поясов:
56
(δ/H)н=0.03;
(δ/H)в=0.0315.
Зная Н, найдем толщины поясов:
 c  0.0315  0.433  13.64 103 ( ì )
 ð  0.03  0.433  12.99 103 ( ì )
Ширина полки сжатого пояса:
bc  5.7 13.64  77.748( ì ì )
Тогда
2  bc  155.496( ì ì )
Ширина полки растянутого пояса:
bð  7.9 12.99  102.621( ì ì )
Тогда
2  bð  205.242( ì ì )
Толщину лапки для крепления стенки к ребру пояса  л из конструктивнотехнологических условий принимаем  ë  5 ì ì
3) z 3  0.8
Дано: М= 23.76(кН·м)
М / Н3= 1.351 (МПа)
Н= 0.260 (м)
Q= 31.6 (кН)
Q/H2= 0.467 (МПа)
По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить
максимальное значение отношения b /  .Для сжатого пояса с учетом данных
рисунка 4.4 [9] b/δ=5.7.
Для растянутого пояса с учетом данных рисунка 4.3 [9] b/δ=7.9.
Величина δ/h определяется из условия прочности по выражению (для
швеллерного сечения);
3
H
3

2
H
2

M 1
1
1
;
3
H в  p /в b / 
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:
3
H
3

2
H
2
 1.351
1
1
1


 0.328 103
435 0.83 5.7
- для растянутого пояса:
3
H
3

2
H
2
 1.351
1
1
1


 0.335 103
435 0.586 7.9
По рисунку 4.7 [9] определим величину δ/h для растянутого и сжатого
поясов:
(δ/H)н=0.02;
57
(δ/H)в=0.018.
Зная Н, найдем толщины поясов:
 c  0.018  0.260  4.68 103 ( ì )
 ð  0.02  0.260  5.2 103 ( ì )
Ширина полки сжатого пояса:
bc  5.7  4.68  26.676( ì ì ) .
Тогда
2  bc  53.352( ì ì )
Ширина полки растянутого пояса:
bð  7.9  5.2  41.08( ì ì ) .
Тогда
2  bð  82.16( ì ì )
Толщину лапки для крепления стенки к ребру пояса  л из конструктивнотехнологических условий принимаем  ë  3ì ì .
Проектирование стенок лонжерона по критерию минимальной массы
1) z1  0.156
В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из
собственно стенок и подкрепляющих стоек (рисунок 4.1.4)
ЦТ пояса
A
Q
b1
h эф
A
c
cт
A-A
c
 cт
t
Рисунок 4.1.4 – Стенка лонжерона
Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-(δр+ δс)/2=578-(17.05+18.5)/2=271.23(мм);
Определим параметр нагруженности на балку:
Q / hýô  182327 / 0.27123  1574.3(
H
);
ì
Для изготовления стенки выбираем материал Д16Т.
58
Находим по рисунку 5.4 [9]  п – максимальное полезное напряжение
сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае
равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).
 п =160 (МПа).
По рисунку 5.5 [9] определяем отношение hэф /  факт , на основе которого
определяем минимально потребную толщину стенки.
Минимально потребную толщину стенки, следует выбрать с учетом
минусового допуска.
Следует обратить особое внимание на то, что листы из материалов Д16Т и
В95Т, используемые для изготовления стенок, выпускают с минусовыми
допусками. Так, при номинальной толщине листа Д16Тл 2.0 фактическая
толщина листа может оказаться 1.83 мм.
Такие издержки толщины не компенсируются повышенным по отношению
к номиналу значением предела прочности  в листов. Испытания показывают,
что листы Д16Т имеют предел прочности  в = 440 ... 450 МПа, что составляет в
среднем +3.5% от номинального значения, равного 435 МПа, а проигрыш на
толщине листа достигает 9%.
Поэтому, определив минимально потребную толщину стенки, следует
выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска:
hýô /  ô àêò  730 ;
δфакт= 3.1 (мм);
Принимаем δс = 3(мм);
Находим отношение t / hэф , а по нему – оптимальный шаг стоек:
t / hýô  0.63;
t  0.63  0.27123  171 10 3 ( ì )
Определяем оптимальное значение относительной затраты материала
стойки на стенку   Fст / t с , а по ней – потребную минимальную площадь
сечения стойки Fст  t с .
Fñò  0.2 171 2  68.4( ì ì 2 ) ;
  0.2 ;
По рисунку 5.8 [9] находим оптимальное значение отношения толщины
лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины
лапки, прикрепленной к стенке  ст . Толщина полки стойки, перпендикулярной
к стенке, должна быть  ñò  0.67 ñò :
 ñò /  ñ  0.87 ;
 ñò  0.87  2  1.74( ì ì ) ;
 ñò/  0.67 1.74  1.17( ì ì ) .
 ,  ст выбираем
Зная потребные площадь стойки Fст и толщины ее полок  ст
нормаль профиля. Как показывают расчеты и эксперименты для стенок,
работающих на сдвиг, наиболее эффективны стойки уголкового сечения,
например профили типа Д16Т Пр111 или Д16Т Пр100:
Выбираем профиль Д16-Т- ПР100-27:
Fñå÷  72.6( ì ì 2 ) ; H=16(мм); B=16(мм); S=2.4(мм).
59
После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует
определить фактический шаг стоек:
tô àêò  Fñò .ô àêò /  ô àêò  72, 6 /(0, 2  2)  181,5( ì ì ) .
2) z 2  0.45
Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-(δр+ δс)/2=433-(12,99+13,64)/2=203,2(мм);
Определим параметр нагруженности на балку:
Q / hýô  149705 / 0, 2032  1904(
H
);
ì
Находим по рисунку 5.4 [9]  п – максимальное полезное напряжение
сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае
равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).
 п =173 (МПа).
По рисунку 5.5 [9] определяем отношение hэф /  факт , на основе которого
определяем минимально потребную толщину стенки.
Минимально потребную толщину стенки, следует выбрать с учетом
минусового допуска.
hýô /  ô àêò  590 ;
δфакт= 2.2 (мм);
Принимаем δс =2 (мм);
Находим отношение t / hэф , а по нему – оптимальный шаг стоек:
t / hýô  0.84;
t  0.84  0.2032  170.7 10 3 ( ì ) .
Определяем оптимальное значение относительной затраты материала
стойки на стенку   Fст / t с , а по ней – потребную минимальную площадь
сечения стойки Fст  t с .
Fñò  0.105 170.7  17.9( ì ì 2 ) .
  0.105 ;
По рисунку 5.8 находим оптимальное значение отношения толщины лапки
стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки,
прикрепленной к стенке  ст . Толщина полки стойки, перпендикулярной к
стенке, должна быть  ñò  0.67 ñò :
 ñò /  ñ  0.55 .
 ñò  0.55  3  1.65( ì ì ) ;
/
 ñò  0.67 1.65  1.1055( ì ì ) .
 ,  ст выбираем
Зная потребные площадь стойки Fст и толщины ее полок  ст
нормаль профиля.
Выбираем профиль Д16-Т- ПР100-1:
Fñå÷  23.4( ì ì 2 ) ; H=12(мм); B=12(мм); S=1(мм).
После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует
определить фактический шаг стоек:
60
tô àêò  Fñò .ô àêò /  ô àêò  23.4 /(0.105  3)  75( ì ì ) .
3) z 3  0.8
Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-(δр+ δс)/2=260-(5,2+4,68)/2=125(мм).
Определим параметр нагруженности на балку:
Q / hýô  36100 / 0,125  1520(
H
);
ì
Находим по рисунку 5.4 [9]  п – максимальное полезное напряжение
сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае
равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).
 п =168 (МПа).
По рисунку 5.5 [9] определяем отношение hэф /  факт , на основе которого
определяем минимально потребную толщину стенки
Минимально потребную толщину стенки, следует выбрать с учетом
минусового допуска.
hýô /  ô àêò  900 ;
δфакт= 0.13 (мм);
Принимаем δс =0.8 (мм);
Находим отношение t / hэф , а по нему – оптимальный шаг стоек:
t / hýô  0.6;
t  0.6  0.125  75 103 ( ì )
Определяем оптимальное значение относительной затраты материала
стойки на стенку   Fст / t с , а по ней – потребную минимальную площадь
сечения стойки Fст  t с .
Fñò  0.2  75  15( ì ì 2 ) .
  0.2 ;
По рисунок 5.8 [9] находим оптимальное значение отношения толщины
лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины
лапки, прикрепленной к стенке  ст . Толщина полки стойки, перпендикулярной
к стенке, должна быть  ñò  0.67 ñò :
 ñò /  ñ  0,9 ;
 ñò  0.9  0.8  0.72( ì ì ) ;
/
 ñò  0.67  0.72  0.4824( ì ì ) .
 ,  ст выбираем
Зная потребные площадь стойки Fст и толщины ее полок  ст
нормаль профиля.
Выбираем профиль Д16-Т- ПР100-1:
Fñå÷  23.4( ì ì 2 ) ; H=12(мм); B=12(мм); S=1(мм).
После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует
определить фактический шаг стоек:
tô àêò  Fñò .ô àêò /  ô àêò  23.4 /(0.2  0.8)  146( ì ì ) .
61
1.4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений
силовых элементов сборного узла
1) z1  0.156
Соединение стенки с ребром пояса.
Обычно пояса лонжеронов соединяют со стенками и обшивкой с помощью
заклепок или болтов. Величину усилия, действующего на один крепежный
элемент по одной плоскости среза, определяем из условия равновесия участка
стенки в зоне стыка с поясом (рисунок 4.1.5) по следующему выражению:
Pзср( б )  
Qt
,
hэф m
где m – число рядов крепежных элементов;
t – шаг крепежных элементов в ряду;
 – коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в
стенке, принимаемый равным 1.1.
P+P
P
1
ср
q
t
t
t
t
t1
Pз(б)
q
2
q
Рисунок 4.1.5 – Расчетная схема заклепочного шва:
1 – пояс лонжерона; 2 – стенка
Поскольку Q , h и  – величины известные, то, задаваясь шагом заклепок
t и числом рядов заклепок m , следует определить усилие, действующее на
одну заклепку, и подобрать материал и диаметр заклепок.
При назначении шага t необходимо принимать одно из стандартных
значений: 12,5, 15, 17,5, 20, 25, 30, 35, 40 мм, но таким образом, чтобы
3d  t  7d .
При назначении шага между рядами t1 выбирают из условия статической
прочности стенки по перемычкам между отверстиями крепежных элементов.
Если крепежные элементы расположены в шахматном порядке, то должно
выполняться условие:
t1
t
 0.56  0.28
d
d
62
Pçñð( á )  1.1
182.327  20
 7395( Í );
0.27123  2
Выгоднейший шаг t=20(мм), t1=15(мм).
Выберем заклепку, работающую на сдвиг диаметром d=6(мм), материал
15А (Рр=9900 Н).
18<20<42
t1
20
 0.56
 0.28
d
3.5
2.5  2.1467
Соединение стойки с поясом.
Соединение стенки и пояса в зоне присоединения подкрепляющей стойки
оказывается более нагруженным. Здесь сказываются усилия, действующие на
стойку при ее работе в качестве подкрепляющего элемента. Усилие,
воспринимаемое одним крепежным элементом по одной плоскости среза в этом
соединении, рассчитываем по эмпирической формуле
Pзср( б ) 
0,1t факт  факт Q
m0,4 Fст.факт  t факт  факт 
,
здесь m – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса.
Pçñð( á ) 
0.1181.5  2 182327
 8441( Í )
2(0.4  72.6  181.5  2)
Выберем заклепку работающую на сдвиг диаметром d=6(мм), материал
15А (Рр=9900Н).
Соединение подкрепляющей стойки со стенкой.
В соединении стенки со стойкой чаще всего используют заклепки, которые
расположены в один ряд и нагружены усилиями отрыва. Усилие, которое
воспринимает одна заклепка в таком соединении, определяют по формуле
Pзотр
( б )  ct1 факт в
где t1 – шаг крепежных элементов соединения;
 в – предел прочности материала стенки;
c – коэффициент, принимающий значение 0.22 для односторонних стоек, и
значение 0.15 – для двухсторонних.
Задаваясь шагом заклепок, определяем усилие отрыва, действующее на
одну заклепку:
Pçî(òá )ð  0.22 15  2  435  2871( Í )
Выберем
(Рр=3940Н).
заклепку
работающую
на
отрыв
диаметром
d=3.5(мм),
2) z 2  0.45
Соединение стенки с ребром пояса.
Величину усилия, действующего на один крепежный элемент по одной
плоскости среза, определяем из условия равновесия участка стенки в зоне
стыка с поясом по следующему выражению:
63
Pзср( б )  
Qt
,
hэф m
где m – число рядов крепежных элементов;
t – шаг крепежных элементов в ряду;
 – коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в
стенке, принимаемый равным 1.1.
Pçñð( á )  1.1
149.705  20
 7367( Í );
0.2032  2
18<20<42
Выгоднейший шаг t=20(мм); выберем заклепку, работающую на сдвиг
диаметром d=6(мм), материал 15А (Рр=9900 Н).
При назначении шага между рядами t1 выбирают из условия статической
прочности стенки по перемычкам между отверстиями крепежных элементов.
Если крепежные элементы расположены в шахматном порядке, то должно
выполняться условие:
t1
t
 0.56  0.28
d
d
t1=15(мм)
t1
20
 0.56  0.28
d
3
2.5  2.1467
Соединение стойки с поясом.
Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной
плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле
Pзср( б ) 
0,1t факт  факт Q
m0,4 Fст.факт  t факт  факт 
,
здесь m – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса.
Pçñð( á ) 
0.1 75  3 149705
 7186.3( Í )
2(0.4  23.4  75  3)
Выберем заклепку работающую на сдвиг диаметром d=6(мм), материал
15А (Рр=9900Н).
Соединение подкрепляющей стойки со стенкой
Усилие, которое воспринимает одна заклепка в таком соединении,
определяют по формуле
Pзотр
( б )  ct1 факт в
где t1 – шаг крепежных элементов соединения;
 в – предел прочности материала стенки;
c – коэффициент, принимающий значение 0.22 для односторонних стоек, и
значение 0.15 – для двухсторонних.
Задаваясь шагом заклепок, определяем усилие отрыва, действующее на
одну заклепку:
Pçî(òá )ð  0.22 15  3  435  4306.5( Í )
64
Выберем заклепку работающую на отрыв диаметром d=4(мм), (Рр=5020Н).
3) z 3  0,8
Соединение стенки с ребром пояса.
Величину усилия, действующего на один крепежный элемент по одной
плоскости среза, определяем из условия равновесия участка стенки в зоне
стыка с поясом по следующему выражению:
Pзср( б )  
Qt
,
hэф m
где m – число рядов крепежных элементов;
t – шаг крепежных элементов в ряду;
 – коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в
стенке, принимаемый равным 1.1.
Pçñð( á )  1.1
36.100  20
 2888( Í );
0.125  2
12<20<28
Выгоднейший шаг t=20(мм); выберем заклепку, работающую на сдвиг
диаметром d=4(мм), материал Д16П (Рр=3140 Н).
При назначении шага между рядами t1 выбирают из условия статической
прочности стенки по перемычкам между отверстиями крепежных элементов.
Если крепежные элементы расположены в шахматном порядке, то должно
выполняться условие:
t1
t
 0.56  0.28
d
d
t1=15(мм)
t1
20
 0.56  0.28
d
3
3.75  3.08
Соединение стойки с поясом.
Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной
плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле
Pзср( б ) 
0,1t факт  факт Q
m0,4 Fст.факт  t факт  факт 
,
здесь m – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса.
Pçñð( á ) 
0.1146  0.8  36100
 1671( Í )
2(0.4  23.4  146  0.8)
Выберем заклепку работающую на сдвиг диаметром d=3(мм), материал
Д16П (Рр=1770 Н).
Соединение подкрепляющей стойки со стенкой
Усилие, которое воспринимает одна заклепка в таком соединении,
определяют по формуле
Pзотр
( б )  ct1 факт в
65
где t1 – шаг крепежных элементов соединения;
 в – предел прочности материала стенки;
c – коэффициент, принимающий значение 0.22 для односторонних стоек, и
значение 0.15 – для двухсторонних.
Задаваясь шагом заклепок, определяем усилие отрыва, действующее на
одну заклепку:
Pçî(òá )ð  0.22 15  0.8  435  1148.4( Í )
Выберем
(Рр=3940Н).
заклепку
работающую
на
отрыв
диаметром
d=3.5(мм),
1.4.1.5 Выводы
В данном разделе была разработана конструкция переднего лонжерона
крыла. Был проведен анализ конструктивно-технологических особенностей
лонжерона, разработана расчетная схема и определены нагрузки, действующие
на лонжерон. Также были рассчитаны геометрические параметры силовых
элементов лонжерона (полок, стенки, подкрепляющих стоек), определены
параметры и разработана конструкция соединений силовых элементов.
Сборочный чертеж лонжерона и спецификация представлены в
приложении Д.
1.4.2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки
системы управления рулем направления
1.4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей
их выполнения на самолетах заданного типа
Процесс изменения сил и моментов, необходимых для полета самолета по
заданной траектории, называется управлением, а совокупность устройств,
обеспечивающих процесс управления, составляет систему управления.
К системе управления предъявляется ряд требований:
1) При отклонении органов управления (рулей, элеронов) усилия в ручке,
штурвале и педалях должны возрастать плавно и быть направлены в сторону,
противоположную движению ручки, штурвала и педалей. Величина усилий не
должна превышать пределов, предусмотренных нормами прочности.
2) Должна быть обеспечена независимость действия рулей высоты и
элеронов: отклонение ручки ил колонки штурвала при управлении рулем
высоты не должно вызывать отклонение элеронов и наоборот.
3) При деформациях крыла, фюзеляжа и оперения должна быть исключена
возможность заклинивания (заедания и зажима) проводки и механизмов
управления.
4) Ручки, штурвалы и педали, все рычаги и тяги управления должны быть
удобно размещены в кабине. Механизм ножного управления должен допускать
его регулировку.
66
5) Углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать
возможность полета на всех требуемых полетных и посадочных режимах,
причем должен быть предусмотрен некоторый запас рулей. Механизмы
управления должны иметь ограничительные упоры предельных углов
отклонения.
6) Система управления должна быть надежной на всех режимах полета.
7) Тяги или тросы проводки не должны попадать в резонансные колебания.
8) Вся система проводки управления должна иметь минимальное трение и
люфты в сочленениях, и возможно меньший износ трущихся поверхностей.
9) Детали проводки управления, находящиеся в пассажирских и багажных
помещениях, должны быть защищены от поломки и зажима.
Для обеспечения продольного, поперечного и путевого управления на
самолете имеются две независимые системы – ручное управление и ножное
управление.
В кабине летчика размещены рычаги обеих систем – штурвал и педали.
Для отклонения руля направления, т.е. изменения курса самолета, летчик
воздействует на педали.
По типу проводки управление подразделяется на гибкое, жесткое и
смешанное. Система управления самолетом состоит из командных постов
ручного и ножного управления, проводки, приводов и механизмов, приборов и
системы сигнализации.
Проводка управления предназначена для связи командных постов с
органами управления.
Гибкая проводка управления осуществляется при помощи тросов.
Применение троса позволяет при помощи роликов менять направление
проводки управления с резкими поворотами и вести проводку в удобных и
безопасных местах. Гибкая проводка имеет малый вес, малые габаритные
размеры, деформации конструкции агрегатов мало влияют на характеристики
системы управления; недостатком её является трения в местах перегиба тросов
и вытяжка троса. К числу недостатков гибкой проводки следует отнести и
необходимость частого контроля тросов и их смены.
Жесткая проводка управления бывает двух типов:
- с поступательным движением тяг;
- с вращательным движением тяг.
Элементами жесткой проводки являются тяги, валы, качалки,
направляющие устройства и кронштейны. Жесткая проводка управления с
поступательным движением тяг имеет меньшее трение в сочленениях, не
пружинит и не дает упругого люфта, что делает управление более
чувствительным. С другой стороны, жесткая проводка обычно тяжелее гибкой
и более трудоемка в изготовлении.
Смешанная проводка – сочетание жесткой и гибкой проводки.
Применяется она с целью компенсации недостатков обеих систем. Иногда в
смешанной проводке жесткие элементы ставятся на последнем звене проводки
– при подходе к органам управления.
67
Исходя из вышеизложенного и учитывая данные статистики выбираем
смешанную проводку с поступательным движением тяг.
1.4.2.2. Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы
управления, разработка её кинематической схемы. Кинематический
расчет системы управления
Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления,
разработка ее кинематической схемы.
Управление рулем направления (поворота) (см. Приложение Е) состоит из
двух установок ножных педалей 2, жесткой проводки управления в виде тяг 4 и
17, качалок 5 и 16, кронштейна крепления тяги к педалям, а также гибкой
проводки в виде тросов, которые закрепляются на секторе-качалке 6 и 15 и
проложены по всей длине фюзеляжа через текстолитовые направляющие 9 и
11. Натяг троса обеспечивается с помощью направляющих роликов 7, 8, 10, 12,
14, в которых установлены натяжные пружины.
В кабине пилотов установлены левые педали для командира экипажа и
правые – для второго пилота. Левые и правые педали кинематически соединены
между собой жесткой проводкой управления. Перемещение одной пары
педалей ведет за собой перемещение другой пары. Управление рулем
направления может производиться одновременно двумя пилотами и раздельно
– командиром экипажа или вторым пилотом. Это в свою очередь обеспечивает
дублирование системы управления.
В системе управления рулем направления также присутствует резервная
система управления, которая по конфигурации и принципу работы аналогична
основной системе управления, но в свою очередь она остается неподвижной
при работе основной системы управления.
В случае выхода из строя основной системы управления, включение
резервной системы обеспечивается за счет включения ее в работу храповыми
механизмами 20, которые располагаются в кабине пилотов, а также электрохраповый механизм отстреливания тросов основного управления и
подключения тросов резервного управления 21.
Сам же руль направления отклоняется рулевым приводом, работающим от
гидро системы (бустера) 18. Бустер установлен по необратимой схеме.
Руль направления снабжен триммером. Для улучшения характеристики
контролируемости и устойчивости управления во время полета система
снабжена контролем руля направления, которая обеспечивается независимым
демпфером рыскания. Демпфер рыскания является системой, состоящей из
гироскопа , датчиков линейного ускорения, вычислителя и силового привода.
Кинематический расчет системы управления
Кинематическая схема системы управления представлена на рисунке 4.2.1.
68
Рисунок 4.2.1 – Кинематическая схема системы управления
Одной из наиболее важных и трудоемких задач проектирования системы
основного управления самолета является определение её передаточных
свойств, позволяющих
установить требуемую взаимосвязь между
перемещением командного рычага (линейным или угловым) и перемещением
(обычно только угловым) рулевой поверхности, а также обеспечения
рекомендуемых величин усилий Ркр, прикладываемых летчиком к командному
рычагу.
На передаточные свойства системы основного управления наиболее
существенно влияют:
а) передаточное отношение (коэффициент кинематической передачи) всей
системы;
б) механизмы и устройства, включаемые в проводку системы для
улучшения летно-эксплуатационных характеристик управления;
в) трение в сочленениях в подвижных звеньях системы.
Определение расчетных нагрузок, действующих на агрегат и его элементы,
проводится с привлечением НЛГС и специальной литературы по
проектированию конструкций, расчетов на прочность, аэродинамики,
технологии и др. На стадии проектировочных расчетов допускается
пользование эмпирическими приближенными формулами, которые и
рекомендуются при выполнении курсового проекта.
Основным является расчет маневренной нагрузки на ВО. Расчетная
маневренная нагрузка ВО, являющаяся основной и максимальной имеет место
при мгновенном отклонении летчиком РН и определяется по приближенной
зависимости:
PMÐ ÂÎ  0.37  f  SÂÎ  qmax ,
где f=2 – коэффициент безопасности,
S ВО =16.1 м2 - площадь вертикального оперения,
qmax - максимальный скоростной напор.
Максимальный скоростной напор определяется по формуле:
69
2
qmax  0.7  p0  M max
,
где p0 = 101325 Па – давление на высоте Н=0км (согласно МСА),
M max  0.69 - максимальное число маха (Н=0).
qmax  0.7 101325  0.692  33769 (Па).
PMÐ ÂÎ  0.37  2 16.1 33769  402323.866 (Н).
Нагрузка между килем и рулем направления распределяется
пропорционально их площадям:
Р
PH
P
Р
PВО
 S PH
,

S ВО
где S PH =6.08 м2 - площадь руля направления.
Ð
PPH

402328.866  6.08
 151933.49 ( H ).
16.1
Определим шарнирный момент в узле навески руля направления.
M ш  PPH  x ,
где х=0.015 м - расстояние от оси навески РН до линии центра давления (малый
размер свидетельствует о том, что в данной схеме присутствует осевая
компенсация шарнирного момента).
M ø  151933.49  0.015  2279 ( H  ì ) .
Передаточное отношение системы К с численно равно отношению
величины усилия, прикладываемого летчиком к командному рычагу, к
величине шарнирного момента, действующего на рулевую поверхность.
Величину усилия на педаль принимаем согласно АП-25
PКР = 136 кгс.
Тогда,
Êñ 
PÊÐ 1360

 0.5967( ðàä / ì )
M ø 2279
Согласно рекомендациям, значения коэффициента Ê ñ  4.3 7 , то в
заданную систему необходимо включить гидроусилитель (бустер).
Существует две схемы включения гидроусилителя в проводку управления,
и в зависимости от этого шарнирный момент руля может восприниматься
гидроусилителем полностью или частично. Если большая часть шарнирного
момента руля воспринимается гидроусилителем и некоторая его доля
воспринимается летчиком, система называется обратимой.
В настоящее время для самолетов применяют также необратимую систему
управления. Усилия, возникающие в проводке управления от шарнирных
моментов на органах управления не передаются на рычаги управления
самолетом, т.к. целиком воспринимаются гидроусилителем. Для имитации
усилий, возрастающих по мере увеличения угла отклонения руля, в систему
управления включается загрузочный механизм. Таким образом, летчик
преодолевает усилие не от шарнирного момента руля, а от сжатия и растяжения
пружины загрузочного механизма.
70
С учетом компоновки и взаимной увязки системы управления рулем
направления и конструктивно-силовой схемой планера самолета выбирем
необратимую систему управления. Кинематическую схема (в нейтральном
положении) данной системы управления представлена на чертеже. Схема
скользящих педалей изображена на рисунке 4.2.2.
Рисунок 4.2.2 – Схема скользящих педалей
1.4.2.3. Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге
системы управления
Определим усилие, воспринимающееся тягой проводки.
Для определения усилия действующего на тягу надо рассмотреть
расчетную схему. Схема изображена на рисунке 4.2.3.
Рисунок 4.2.3 – Расчетная схема
Определим усилие, действующее в тяге:
Tò 
PÊÐ  l1 1360  0.249

 1992 ( H ).
l2
0.17
где PKР - усилие на педалях,
Tò - усилие на тяге.
Определяем усилие, действующее на трос:
Tò ð 
Tò  l3 1992  0.17

 3386.4 ( H ).
Rñ
0.1
71
1.4.2.4. Обоснование выбора конструкционных материалов и
проектировочные расчеты командного рычага, тяги и качалки системы
управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов
крепления
1.4.2.4.1. Проектировочный расчет тяги
Вследствие
высокой
коэффициента
удельной
прочности
и
технологичности назначаем материал тяг — Д16Т с пределом прочности
 в  435 (МПа), Е= 72 ГПа.
Р = Tò = 1992 Н – внешнее сжимающее усилие, действующее на тягу.
l=0.7 м – длина тяги.
с=1 – коэффициент защемления, принимаемый для случая шарнирного
зацепления концов трубы.
Определяем интенсивность нагрузки:
3
P 3 1992

 15.96 (Па) 1 / 3 .
2
2
l
0.7
Разрушающее напряжение для равноустойчивой трубы определяется из
уравнения:
 póï ð  0.536 3
2
Ð3 2
3 72 109
E

0.536

15.96

 148.1106 (Па).


2
L
Разрушающее напряжение за пределами пропорциональности определяем
по уравнению:
 P` 
1
B ,
1  2
где  B - предел прочности материала трубы;
 
 P` 
â
435

 2.937
óï ð
ð
148.1
1  2.937
 435  136.321 (МПа).
1  2.937  2.937 2
Определим Еобщ и Е м из уравнений
Еобщ
  Р`
 Е  упр
 Р
2

 Р`
 и Е м  Е упр
;
Р

2
Åî áù
 136.321 
9  136.321 
10
10
 72 10  
  6.627 10 (Па);
  6.1 10 (Па), Åì  72 10  
 148.1 
 148.1 
9
И тогда, согласно d  0.909  l 
 P`
Eобщ
и 
 P`  d
k  EМ
,
Определим диаметр и толщину трубы:
136.321106
d  0.909  0.7 
 0.03 ( ì ) ,
6.11010
136.321106  0.03

 1.543 104 ( ì ).
10
0.4  6.627 10
72
Выбираем диаметр и толщину сортаментного значения и принимаем
d=32мм и  сорт =1.5 мм.
Разрушающие напряжения сортаментной трубы определяются из
уравнения:
óï ð
3
 pñî
ðò  0.496
óï ð
3
 pñî
ðò  0.496 
Ð2
L2
3
E
1
3

2
ñî ðò
,
19922 3
1
72 109 3
 31.62 106 (Па);
2
0.7
0.00152
За пределами упругости разрушающие напряжения определяются из
уравнения
`
 Pссор

1
B,
1  2
где  B - предел прочности материала трубы;
 
 P` 
â
435

 13.757
óï ð
 ðñî ð 31.62
1  13.757
 435  31.465 (МПа).
1  13.757  13.757 2
Е общ и Е м определяем из уравнений:
Еобщ  Е (
`
`
 Рсорт
 Рсот
3
и
Е

Е
(
)3 ;
)
м
упр
упр
 Рсорт
 Рсорт
3
 31.465 
10
Åî áù  72 109  
  7.095 10 ( Ï à ).
 31.62 
3
 31.465 
10
Å ì  72 109  
  7.147 10 ( Ï à). ;
 31.62 
Диаметр трубы определяется из:
d  0.909 L
`
 Pñî
ðò
Eî áù
 0.909  0.7 
31.465 106
 0.013 (м).
7.095 1010
Исходя
из
соображений
технологии,
стандартизации
взаимозаменяемости принимаем:
Труба тяги - Труба 1-16-1,5-700-ОСТ 1 12791-77.
Наконечники – вильчатые регулируемые 2-ОСТ 1 12801-77.
Втулки – Втулка 1-ОСТ 1 12805-77.
Спроектированная тага изображена на рисунке 4.2.4.
Рисунок 4.2.4 – Тяга системы управления
и
73
1.4.2.4.2. Проектировочный расчет качалки
Качалки системы управления подразделяются на не силовые, назначение
которых – поддержание тяг проводки без изменения их направления, и
силовые, при помощи которых производится изменение направления движения
тяг.
Качалки системы управления изготавливают штамповкой из материала
АК4, АК6. Проушины качалок чаще всего выполняют прямыми. Рычаги
качалок коромыслового типа выполняют двутаврового сечения с тонкой
стенкой. Рычаг качалки от вилки до ступицы работает на изгиб.
При проектировочном расчете одно-два сечения рассчитывают на изгиб.
Рассчитывают на изгиб в плоскости сечения А-А (рисунок 4.2.5).
Определяют изгибающий момент от силы Р на плече х , момент инерции
J x , напряжение и запас прочности.
x 
Запас прочности  
М Р  h1
;
2 Jx
B
, который должен быть больше единицы.
X
Проверим на прочность нашу качалку:
Материал качалки - АК4,
 B = 355 МПа- предел прочности материала качалки.
J x  2019.7 мм 4
3386.4  85
 142.2 МПа
2019.7
355
 2.496
Запас прочности  
142.2
x 
, таким образом запас прочности
обеспечен и размеры качалки выбраны конструктивно.
Рассмотрим проушину качалки:
Болт. Для выбранного наконечника тяги выбираем:
БолтМ5-f7  30(S8)ГОСТ7805-70. Материал – сталь 30ХГСА.
Вычислим необходимый диаметр болта и убедимся в том что выбранный
болт удовлетворяет условиям прочности.
Площадь сечения болта определяют из условия работы на срез.
F
P
,
 Bm
Откуда требуемое значение диаметра болта:
d
4P
4  3386.4

 1.95 мм.
 B m
3.14  2  570 106
Выбранный болт удовлетворяет условие прочности.
Проушина. Проверим проушину на смятие, исходя из ее заданных
размеров d и а.
Для этого вычислим  ÑÌ  =(1…1,3)  В , а затем проверим выполнение
условия
74
 ÑÌ   ÑÌ

 ÑÌ  =1·  В
 ñì 
Ð
d  à

3386.4
 104.2 Ì Ï à   ñì  .
5 1.3  5
Условие выполняется.
Таким образом конструктивно выбранные размеры удовлетворяют условие
прочности.
По усилию, действующему на проушину качалки от тяги подбираем
подшипник:
Подшипник антифрикционный неразъемный шарнирный ГОСТ 3635-78
d=5 мм, dн=15 мм, a=5 мм, b=6 мм, d1=10 мм.
Рисунок 4.2.5 – Качалка системы управления
1.4.2.4.3. Расчет кронштейна
Кронштейны подвески роликов к силовым элементам каркаса планера
имеют свои особенности. Одним из основных требований к этим кронштейнам
является обеспечение их жесткости, так как недостаточная жесткость может
сильно снизить жесткость всей проводки управления. В связи с этим при
проектировании кронштейнов необходимо обращать особое внимание на
обеспечение передачи нагрузок кратчайшими путями, что является одним из
основных условий для обеспечения повышенной жесткости. Ребра
кронштейнов должны соединять точки крепления роликов, передающих
нагрузку на кронштейн, и точки крепления кронштейна к силовым элементам
каркаса. При проектировании кронштейна надо учитывать возможность
возникновения в системе управления не предусмотренных боковых нагрузок. С
целью обеспечения жесткости на нем устанавливаются дополнительные ребра в
направлении, перпендикулярном проушинам. Так как нагрузки, действующие
на кронштейны, как правило, невелики, то для повышения их жесткости
целесообразно выполнять их из легких материалов достаточно большого
сечения. Их можно изготавливать литьем из магниевых сплавов типа ВМ-63, а
также штамповкой из АК4, АК6.
Размеры сечения кронштейна выбирают из условия совместного действия
изгибающего момента и перерезывающей силы
75
 э   i2  4 i2   в , ,
где  i 
PxH i / 2
- напряжение от действия изгибающего момента в текущем
Ji
сечении;
Hi —высота сечения, расположенного на расстоянии х от оси проушины;
Рх — изгибающий момент в сечении;
 i  P / ( H i ) — касательные напряжения в сечении;
Ji —момент инерции сечения.
Так, как размеры кронштейна выбраны из конструктивных соображений,
проверим его на прочность (расчет будем проводить в наиболее удаленном от
оси проушины сечении кронштейна):
Материал АК-6  B  400 МПа
x=51.5 мм
H=52 мм
δ= 3 мм
P=3386.4 Н
Jx=3.3152.10-8 мм4
P
  xH / 2 (3386.4 / 2)  0.0515  0.026
2
  

 68.39 ( Ì Ï à )
Jx
3.3152 108
P
3386.4 / 2
 i    /( H  ) 
 10.85( Ì Ï à)
0.052  0.003
2
 ý   2  4 2  71.75( Ì Ï à)  400( Ì Ï à)
Условие прочности выполнено, размеры подобраны верно.
По усилию   подбираются подшипники в проушинах кронштейна.
2
Выбираем стандартный подшипник - 980077 ГОСТ 9592-75
Проводим расчет болтов крепления кронштейна к шпангоуту. Эти болты
работают на растяжение и срез. Растягивающие усилия, приходящиеся на все
болты:
P
Pá 
Pl
P 3386.4  0.0515 3386.4



 3026.6( H ),
nH á 2n
2  0.04
4
где n — число болтов сверху или снизу;
Hб — расстояние между верхними и нижними болтами.
Усилие среза, воспринимаемое болтом:
Pá .ñð 
P 3386.4

 846.6 ( H )
2n
4
где 2n — полное число болтов.
По каждому усилию по ГОСТу подбирают диаметр болта. Из двух
диаметров выбирают наибольший и для него определяют суммарное
действующее напряжение от среза и растяжения:
76
dá  5( ì ì )
 э   i2  4 i2   в ,
где  p 
Pá .ñð
846.6
Pá
3026.6
,



 43.14 ( Ì Ï à)


154.2(
Ì
Ï
à
)
2
  (0.005) 2
Fá
Fá   (0.005)
4
4
 ý   i2  4 i2  177 (Ì Ï à)  435(Ì Ï à),
Рассчитываем толщину основания кронштейна. Основание кронштейна
надо рассчитать на смятие под болтами и на местный изгиб под отдельным
болтом.
Из условия смятия толщина основания
 î ñí 
Pá .ñð _ max
dá   ñì

846.6
 3.848 104  4 104 ( ì )
6
0.005 1.1 400 10
где Pб .ср _ max — наибольшее срезающее усилие, действующее на болт;
dб — диаметр болта;
 см = 1,1  в — напряжение смятия основания.
Так как толщина основания (или бобышки на основании под болты)
постоянна, то расчет ее проводим по наиболее нагруженному болту.
Из условия изгиба

ï î ä 
Pá c 6 Pá c

 â
W m ï2î ä
6 Pá  c
6  3026.6  0.006

 4.764 103 ( ì )   ï î ä  5( ì ì )
6
â m
400 10  0.012
Рисунок 4.2.6 – Кронштейн системы управления
77
1.4.2.5. Описание работы системы управления
Летчик, перемещая педали 2, приводит в поступательное движение тягу 4
и качалку 5, соединенную с сектором-качалкой 6. Тросовая проводка 19,
соединенная с сектором-качалкой 6 подходит и соединяется с секторомкачалкой 15 через роликовые направляющие 7, 8, 10, 12, 14 и текстолитовые
направляющие 9 и 11.
С сектора-качалки 15 через качалку 16 и тягу 17 передается
поступательное движение к золотнику узла управления РН (бустеру) 18.
1.4.2.6. Выводы
В данном разделе была разработана конструкция силовых элементов
механической проводки системы управления рулем направления, а именно:
- анализ схемы системы;
- разработана трассировка;
После анализа схемы и разработки трассировки были выполнены
следующие расчеты:
- кинематический расчет системы управления;
- проектировочный расчет тяги системы управления;
- проектировочный расчет качалки системы управления;
- расчет кронштейна подвески ролика.
Чертеж системы управления представлен в приложении Е.
1.4.3 Проектирование систем силовой установки
1.4.3.1. Состав силовой установки
Силовая установка самолета предназначена для создания тяги, привода
электрогенераторов и насосов гидравлической системы и подачи воздуха в
системы самолета. Силовая установка состоит из:
1) Двух двигательных установок с двигателями Д-436 ТП
2) Вспомогательной силовой установки с двигателем ТА-12
3) Системы крепления двигателей
4) Топливной системы самолета:
- баки
- трубопроводы
- насосы
- фильтры топлива
- датчики
- клапаны
- краны
5) Масляной системы самолета:
78
- баки
- трубопроводы
- фильтры
- радиаторы
- краны
6) Системы подачи воздуха:
- воздухозаборник
- воздушный канал
7) Системы выхлопа газов
8) Противопожарной системы
9) Системы управления двигателями и агрегатами силовой установки
10) Системы запуска двигателя
11) Специальных систем.
1.4.3.2. Основные требования нормативных документов к
силовой установке
К силовым установкам, независимо от их типа и места расположения на
самолете, предъявляются следующие основные требования:
1) выгодная с аэродинамической точки зрения компоновка;
2) минимальная затрата мощности на преодоление сопротивления,
связанного с работой самой
силовой установки, и минимальные потери в системах всасывания и
выхлопа;
3) поглощение вибраций двигателя элементами их крепления к самолету;
4) компенсация температурных деформаций в узлах крепления двигателя;
5) удобство монтажа, легкий доступ ко всем частям двигателя и его
оборудования, требующим
периодического осмотра и регулирования;
6) обеспечение живучести всей силовой установки;
7) возможность локализации пожара при его возникновении в пределах
отсека двигателя.
1.4.3.3. Тип двигателя и его характеристики
На проектируемом самолете установлено два двигателя ТРДД Д-436 ТП с
реверсом тяги, созданных в ОКБ “Мотор Сич”. Общий вид двигателя
представлен на рисунке 4.3.1. Общий вид двигателя в разрезе представлен на
рисунке 4.3.2.
79
Рисунок 4.3.1 – Общий вид двигателя Д-436 ТП (с реверсом тяги)
Рисунок 4.3.2 – Общий вид двигателя Д-436 ТП в разрезе
Основной характеристикой
двигателя ТРДД является
двухконтурности m:
m
mB2
m1B
степень
,
где mB2 , m1B - секундный расход воздуха во втором и первом контурах
соответственно.
80
ТРДД по сравнению с ТРД имеет на 5-12% меньший расход топлива , если
m  2 и на 40-50% - если m>5.
Характеристики двигателя приведены в таблице 4.3.1.
Таблица 4.3.1 – Характеристики двигателя Д-436ТП
Взлетный режим (Н = 0, Мп = 0, tн = +150 С, Рн = 760 мм рт. ст.)
Тяга, кгс
Минимальный удельный расход топлива, кг/кгс·ч
Температура газа перед РКТВД, К
Степень повышения давления
Максимальный крейсерский режим (Н= 11000 м, Мп = 0,75; МСА)
Тяга, кгс
Удельный расход топлива, кг/кгс*ч
Степень двухконтурности
Расход воздуха, кг/с
Тяга на реверсе, кг
Диаметр вентилятора, мм
Сухая масса, кг
7500
0,37
1520
22,7
1500
0,608
4,98
262
1500
1370
1450
1.4.3.4. Проектирование топливной системы
Топливная система является одной из важнейших систем СУ самолета.
Она предназначена для обеспечения надежной подачи топлива к двигателям на
всех режимах его работы и во всех ожидаемых условиях полета самолета.
На современных самолетах топливная система выполняет еще ряд важных
функций:
- обеспечение охлаждения других систем (например, гидравлической,
кондиционирования и др.);
- поддержание положения центра тяжести самолета в определенном
диапазоне, обеспечение подачи топлива к вспомогательным силовым
установкам и др.
В связи с этим, а также, имея в виду, что топливная система связана с
другими системами самолёта, проектирование топливной системы требует
большого внимания, принятия компромиссных решений, обеспечивающих
создание рациональной системы.
К топливным системам предъявляют следующие требования
- должна быть обеспечена надёжная подача топлива к двигателям на всех
возможных режимах его работы и при всех присущих данному самолёту
режимах полёта (по высоте, скорости, перегрузках и т.д.) независимо от
атмосферных условий;
- топливо должно быть очищено от механических примесей и воды;
- должна быть обеспечена противопожарная безопасность;
- выработка топлива должна быть полной и не вызывать нарушения
требуемой центровки самолёта;
- размещать топливо во всех свободных объёмах крыла;
81
- в следствие конструктивных особенностей топливных систем на борту
самолёта существует не вырабатываемый остаток топлива, который должен
быть минимальным;
- система должна обладать достаточной живучестью;
- система должна быть компактной, простой, удобной в эксплуатации во
время полёта и на земле;
- система должна быть герметичной, виброустойчивой, прочной;
Данные требования должны выполняться при минимальной массе
топливной системы.
1.4.3.4.1. Определение запаса топлива, схемы размещения
топливных баков, схемы подачи топлива
к двигателям
Определение количества топлива.
Определяем необходимый запас топлива для заданной дальности полета
самолета исходя из километрового расхода топлива:
mò . çàäàí .äàëüí .  L  qêì
где L=5500 (км) – заданная дальность полета самолета;
qêì  2.077 (êã / êì ) - километровый расход топлива двух двигателей.
mò . çàäàí .äàëüí .  5500  2.077 11423(êã)
Определим максимальный запас топлива исходя из Авиационных правил
АП-25:
m ò  (m ò . çàäàí .äàëüí .  3%)  m àýðî í àâ.
где mò . çàäàí .äàëüí . 11423(êã) - масса топлива для заданного полета;
3%- запас топлива, который расходуется при прогреве двигателей, рулежке
самолета, а также невырабатываемый остаток топлива;
mаэронав – аэронавигационный запас топлива.
Аэронавигационный запас топлива определяется по следующей формуле:
m àýðî í àâ  Làýðî í àâ  qêì
где Lаэронав = Lмин · tаэронав = 11.667·45=525 (км)
Lмин = Vкр/60=11.667 (км)-расстояние, которое пролетит самолет за 1
минуту;
tаэронав =45 (мин) – время аэронавигационного полета (время для ухода на
ближайший соседний аэродром) в соответствии с АП-25.
Определим mаэронав :
m àýðî í àâ  525  2.077  1090 (êã)
Вычислив все данные определим количество топлива исходя из АП-25:
m ò  (11423  3%)  1090  12900 (êã)
82
Расчет ёмкости баков.
Топливные баки располагаем в местах, свободных от двигателей или
шасси, между передним и задним лонжеронами.
Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле:
S т.б. (z) = b2
(4.3.1)
Множитель  равен:
=µ0.5[(Нпл+Нmax)(Хmax− Хпл) + (Нmax+Нзл)(Хзл− Хmax)],
где Нпл- относительная высота переднего лонжерона;
Нзл- относительная высота заднего лонжерона;
Нmax- относительная максимальная высота профиля;
Хпл- относительная длина от носка профиля до переднего лонжерона;
Хзл- относительная длина от носка профиля до заднего лонжерона;
Хmax- относительная длина от носка профиля до максимальной высоты
профиля;
µ = 0.95 коэффициент, учитывающий, что площадь сечения топливного
бака несколько меньше площади указанной трапеции.
=µ0.5[(0.1338+0.14)(0.3− 0.2) + (0.14+0.0852)(0.7− 0.3)]=0.05579.
Максимальный запас топлива mт = 12900 кг. Поскольку ρ т = 0.8 т / м 3 = 800
кг / м 3 (плотность применяемого топлива ТС-1), имеет место
V т = mт / ρ т = 12900/0.8 = 16.125 (м 3).
(4.3.2)
В каждой консоли крыла должно располагаться половина потребного
топлива:
V потр = 0.5 V т = 0.5 · 16.125= 8.0625 (м 3).
Чтобы повысить живучесть топливной системы, весь кессон крыла
необходимо разделить на баки, длины которых определяются по
конструктивному шагу нервюр. Длины хорд на границах секций определяем из
вида консоли в плане (рисунок 4.3.3).
Рисунок 4.3.3 – Вид консоли в плане
83
Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки от
бортовой нервюры до 3 нервюры от конца консоли. Резервный бак установим в
центроплане. Нумерацию баков выполним также от бортовой нервюры.
Также сразу определим расположение расходного бака.
Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой l т.б. , площадь
большего основания которой равна S 1 , меньшего - S 2 .
V т.б. = l т. б · [ S 1 + S 2 + ( S 1 · S 2 ) 0,5 ] / 3.
(4.3.3)
При вычислении площадей S 1 и S 2 используем соотношение 4.3.1.
По формуле 4.3.1 и 4.3.3 определим объем топливных баков.
Результаты расчетов объема баков занесем в таблицу 4.3.2.
Таблица 4.3.2 – Объемы баков
№
т.б.
рез.
бак
1
2
3
4
0,33
α
L, м
bб, м
bк, м
Vтб, м3
V∑
0.33
0.33
0.33
0.33
0.33
0.05579
0.05579
0.05579
0.05579
0.05579
1.01384
2.75422
2.76
3.22
4.6
4.751
4.608
4.448
3.535
2.02
4.608
4.448
3.535
2.02
1.574
0.6815
3.1507
2.4639
1.4202
0.832349
8.0625
Определим суммарный объем топливных баков расположенных в консолях
крыла:
Vт.б. рапс.кр. = 2∙Vт.б. расп. конс. = 2∙8,0625 = 16,125 ( м3).
Итак, Vрасп. кр. = V т. Это значит, что все топливо располагается в крыле.
В настоящее время на ЛА применяют следующие типы топливных баков:
жесткие, мягкие и баки-кессоны.
В проектируемой силовой установке выбранный тип баков – баки-кессоны.
Использование отсеков, образованных элементами конструкции крыла, в
качестве топливного бака получило широкое распространение в связи с
распространением топливных герметиков, сварных конструкций и большими
потребностями запаса топлива.
Достоинства:
- хорошее использование объема, выделяемого для топлива;
- хорошие массовые характеристики;
- не требуются монтажные и демонтажные работы;
- при потере герметичности баки-кессоны выполняют роль сигнализатора.
Среди недостатков основным является сложность герметизации и
выработки топлива из-за малой высоты бака.
Существуют две основные схемы топливной системы:
- без расходного бака;
- с расходным баком.
Схема с расходным баком имеет следующие достоинства:
- повышенная надежность;
- один бак проще оборудовать специальными устройствами для
обеспечения питания при отрицательных перегрузках;
84
- один бак проще оборудовать устройствами, обеспечивающими
определенный порядок выработки топлива из баков;
- переключение различных кранов не влияет на систему подачи топлива к
двигателям;
- расходный бак дает возможность обеспечить посадочный резерв топлива,
снизить и выработать температуру топлива;
- один бак проще оборудовать дегазацией топлива;
- схема меньше по массе, чем без расходного бака (это связано с тем, что
насосы перекачки меньше по массе, у них меньшая мощность, трубопроводы
перекачки под меньшим давлением).
Недостатком этой схемы является её малая живучесть.
Учитывая то, что в силовую установку входит два двигателя и два
расходных бака, топливная система будет иметь схему автономного питания с
краном перекрестного питания (КПП) – рисунок 4.3.4.
Рисунок 4.3.4 – Схема автономного питания с КПП
Принципиальная схема системы подачи топлива к двигателю показана на
чертеже (приложение Ж).
Работа системы подачи топлива к двигателю.
Топливо из расходного бака 3 подается насосом по трубопроводам к
топливному аккумулятору через перекрывной кран. Затем, топливо подается к
фильтру грубой очистки топлива. В случае засорения фильтра предусмотрено
дублирование в виде перекрывного крана и обходного трубопровода. Дальше
топливо через подкачивающий топливный насос подается к топливо-масляному
радиатору, где в свою очередь охлаждает масло из системы смазки двигателя.
Из топливо-масляного радиатора топлив проходит через датчик температуры
топлива и фильтр тонкой очистки топлива. При засорении фильтра тонкой
очистки также присутствует дублирование, аналогичное дублированию
фильтра грубой очистки топлива. Дальше топливо проходит через расходомер
и подается к автомату дозировки, который регулирует количество и давление
топлива. Топливо проходит через датчик давления и затем поступает к
форсункам, которые располагаются непосредственно в камере сгорания
двигателя.
85
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.4.2. Схема системы дренажа топливных баков
Задача дренажной системы – поддержания давления внутри бака в
заданных пределах на всех режимах, обеспечивающее надежное питание
двигателя, заправку и слив топлива.
Дренажная система, соединяющая воздушное пространство бака с
атмосферой называется открытой, в ином случае – закрытой. При выработке
топлива из бака при недостаточной работе дренажной системы в топливном
баке получается разряжение, и как следствие – бак может смяться. При
закрытой заправке бак может разорвать при недостаточной работе дренажной
системы.
Требования к дренажной системе:
- обеспечение одинакового давления в баках;
- заборники дренажа не должны подвергаться обмерзанию и засорению;
- должен отсутствовать выброс топлива через дренаж.
Для проектируемой топливной системы выберем дренаж коллекторной
схемы с параллельным соединением (см. приложение Ж).
Работа системы дренажа топливных баков.
Дренаж топливных баков осуществляется за счет наддува нейтральным
газом (азотом). Нейтральный газ подается из баллонов через обратный клапан и
кран в трубопроводы. Дальше газ поступает к редукционному клапану, в
котором происходит уменьшение давления газа до 3,5 кгс/см2. Затем газ
проходит через обратный клапан к датчику измерения давления нейтрального
газа. Дальше газ через воздухоотделитель, кран и обратный клапан подается к
коллектору форсунок, которые установлены непосредственно в топливных
баках. В случае повышения давления нейтрального газа в топливных баках,
происходит его стравливание, которое осуществляется через редукционный
клапан. Лишний газ стравливается в атмосферу. Нейтральный газ сначала
подается в баки первой очереди выработки, а затем в баки второй очереди
выработки.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.4.3. Схема заправки топливом
Для самолетов гражданской авиации целесообразно применять закрытую
заправку. Схема заправки изображена на чертеже (см. приложение Ж).
На современных самолетах применяется различные схемы заправки
топливом. На гражданских самолетах с количеством баков более одного
применяется централизованная схема заправки топливом. Система
централизованной заправки имеет световую и звуковую сигнализацию об
опасном повышении давления в баках.
86
Работа системы централизованной заправки топливом
Заправка баков топливом производится под давлением через заправочный
штуцер. Заправочный штуцер установлен в правом обтекателе шасси, выполнен
по международному стандарту.
При необходимости заправку можно производить через заливные
горловины, имеющиеся в верхней части каждого бака.
Заправка баков производится одновременно во все баки.
Система централизованной заправки обеспечивает заправку всех баков
топливом с производительностью 1500 л/мин при давлении до 3 кгс/см2 (0,3
МПа). Заливная горловина соединяется с трубопроводом, перекрывными
электроуправляемыми кранами заправки. Каждый кран и клапан служит для
заправки одного бака.
Управление централизованной заправкой электрическое, осуществляется с
электрощитка.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.4.4 Схема аварийного слива топлива
Аварийный слив топлива применяется:
- когда посадочный вес самолета больше допустимого из условия
прочности шасси самолета;
- в аварийных случаях для изменения центровки;
- перед вынужденной посадкой (отказ двигателя, шасси);
- посадка на аэродром с недостаточной посадочной полосой;
Требования к системе аварийного слива:
1. Время аварийного слива.
2. Топливо при сливе не должно попадать на опасные в пожарном
отношении места и в зону отхода выхлопа.
3. Центровка самолета должна находиться в определенных пределах при
аварийном сливе.
4. Дренаж топливной системы должен обеспечить слив и необходимое
давление в баках, чтобы не происходило их смятие.
Слив топлива может проходить:
- самотеком;
- вытеснением;
- с помощью насоса.
Система слива должна быть такой, чтобы возможно было прекратить его в
любой момент.
Так как схема установки крыла проектируемого самолета – высокоплан, то
примем параллельную схему аварийного слива (см. приложение Ж).
Работа системы аварийного слива топлива
87
Слив топлива из баков-кессонов самолета производится через трубопровод
перекачки топлива. В конце трубопровода стоит кран и расходомер.
Слив производится синхронным включением насосов перекачки, которые
расположены в трубопроводе системы перекачки топлива. Включение самих же
насосов производится с приборных панелей, которые находятся в кабине
пилотов.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.4.5 Расчет топливной системы на высотность
Высотность – наибольшая высота полета, до которой топливная система
обеспечивает бесперебойную подачу топлива в двигатель.
Высота полета и скороподъемность самолета сильно влияют на работу
топливной системы. В насосах, трубопроводах могут возникать кавитационные
явления, приводящие к разрывам потока, парогазовым пробкам потока,
пульсациям давления, перебоям в работе насосов и к остановке двигателя.
Кавитация – процесс образования в жидкости парогазовых пузырьков в
зоне низкого давления и последующего их сокращения в зоне высокого
давления.
Расчетные случаи:
1.Полет на высоте с Vmax - ниже потолка на 1..2 км. При этом изменяется
плотность и растет величина давления насыщенных паров топлива.
2. Проверочный расчет на потолке.
3. Полет на режиме , соответствующему максимальному расходу топлива.
Это максимальный взлетный режим. При этом опасны большие гидравлические
сопротивления. Обычно на этом режиме делается подбор НПС. При этом
расход топлива берется при отказе донного НПС.
Пути увеличения высотности:
1) Брать топливо с небольшим давлением упругости паров, т.е. давление
Pt 4 / 1 должно быть как можно меньше.
2) Предохранять топливо от перегрева:
- теплоизоляция баков;
- заправка холодным топливом;
- определенный порядок выработки топлива.
3) Сокращение длины топливных магистралей;
4) Прокладка трубопроводов с большими радиусами гиба;
5) Переход от открытой дренажной системе к вытеснительной;
6) Применение насосов с хорошими кавитационными характеристиками;
7) Сепарация (дегазация) топлива – отделение воздуха из топлива с
помощью воздухоотделителя;
8) Установка дублирующих насосов в расходном баке.
Для проектировочного расчёта топливной системы на высотность с
известной высотой полёта используется зависимость для давления у входа в
подкачивающий насос ( Pвх ) на двигателе
88
 v
  Т  y б  y дв    P2  Т Т  Pj  Pt 4  Pкав .н.д.
1
2g
2
Pвх  Pн  Pб  Pп.н.
где Pн - давление на расчётной высоте
Pб
- давление, создаваемое в баке за счёт скоростного напора на
заданной высоте или за счёт системы наддува баков газом
Pп.н. - давление (избыточное), создаваемое подкачивающим насосом
бака
 т , v т - удельный вес и скорость движения топлива в трубопроводах,
соответственно
y б , y дв - минимальный уровень топлива в баке и уровень расположения
подкачивающего насоса на двигателе относительно принятой линии отсчёта
g- ускорение свободно падающего тела
Pt 4 / 1
- давление насыщенных паров для заданного топлива
Pкав .н.д
- кавитационный запас давления, необходимый
бескавитационной работы подкачивающего топливного насоса двигателя.
Суммарные потери на гидравлическое сопротивление
из сопротивления от трения
PМ 
Pтр
P
r
для
складываются
и местных гидравлических сопротивлений
 P
 Pтр  PМ
.
Потери давления из-за сопротивления трения определяются по формуле:
r
Pтр   
l  Т  v 2т

dТ 2  g ,
где - коэффициент сопротивления трения
l - длина трубопровода
 т , v т - соответственно удельный вес и скорость движения топлива.
Коэффициент сопротивления трения  изменяется в зависимости от
режима движения топлива, определяемого числом Рейнольдса
Re 
vт  dт
т ,
где v т - скорость движения топлива,
 т - коэффициент кинематической вязкости.
Для ламинарного режима движения топлива, когда Re  2300 , коэффициент
сопротивления трения

64
Re .
3
5
Для турбулентного режима движения, когда 3  10  Re  10 , коэффициент
сопротивления трения
89

0.316
4
Re .
Местные сопротивления возникают при изменении сечения (скорости) или
направления потока, что сопровождается вихреобразованием, изменением поля
скоростей по сечению потока и приводит к потерям давления PМ .
 v
PМ    М  Т Т
2g ,
2
где v т - скорость топлива (обычно за местом потерь)
 M -коэффициент
местного
сопротивления,
определяющийся
экспериментально.
Инерционные потери давления вызываются силами инерции в топливной
магистрали, возникающими при движении самолёта с ускорением, и
определяются по формуле
Pji   Т  n i   l i
,
где n i - коэффициент перегрузки в направлении соответствующей оси,
который определяется исходя из аэродинамического расчёта самолёта
l
- суммарные проекции на ось i всей длины магистрали.
Для магистрали подачи топлива
i

Pj   Т  n x  l x  n y  1  l y  n z  l z
,
l
где l x , y , l z -суммарные проекции на оси x, y, z всей длины магистрали.
Инерционные потери могут быть как положительными, так и
отрицательными. В направлении осей x и z перегрузки обычно невелики, но
зато длины трубопроводов могут быть большими, в направлении же оси y
существенной оказывается перегрузка.
Применительно
к
подкачивающему
насосу,
установленному
непосредственно на баке, по давлению на входе ( Pвс ) должно выполняться
условие
Pвс  Pн  Pб  Pt 4  Pкав .н.б
1
,
где Pкав .н.б - потребный кавитационный запас подкачивающего насоса бака.
Расчет топливной системы на высотность приведен в приложении Ж.
1.4.3.4.6 Расчет дренажной системы
Расчет дренажной системы приведен в приложении Ж.
1.4.3.4.7 Расчет системы аварийного слива топлива
Расчет системы аварийного слива приведен в приложении Ж.
1.4.3.5 Противопожарная система
90
Для обеспечения противопожарной безопасности на самолете имеются
специальные средства противопожарной защиты (ППЗ).
Противопожарная система силовой установки предназначена для
сигнализации о возникновении пожара, обнаружения и ликвидации очагов
пожара в наиболее пожароопасных отсеках крыла, его своевременной
локализации и гашения.
Состав пожарного оборудования.
- Пожарное оборудование самолета состоит из стационарной пожарной
системы и двух переносных ручных огнетушителей которые отвечают
требованиям действующих норм.
- На самолете также установлена система подачи нейтрального газа (азота)
в кессоны крыла.
Состав противопожарной системы.
Система состоит из четырех баллонов с огнегасящей смесью. Баллоны
предназначены для того, чтобы ликвидировать очаг возгорания в гондоле
двигателя, а также для ликвидации очага возгорания в отсеке ВСУ.
Соединяются баллоны с коллекторами форсунок трубопроводами в которых
есть электромагнитные краны и обратные клапаны. В двигателе коллектора
расположены в зоне КНД, КВД, камер сгорания и в зоне турбины. Такое
расположение позволяет быстро и эффективно локализовать пожар в гондоле
двигателя. Подача противопожарной огнегасящей смеси осуществляется при
помощи разблокирования электромагнитных кранов, которые непосредственно
связаны с системой сигнализации о возникновении пожара.
Для уменьшения опасности возникновения пожара и его локализации на
самолете конструкцией необходимо предусмотреть:
- Противопожарные перегородки, препятствующие распространению пожара и
защищающие наиболее ответственные элементы конструкции самолета от
разрушения при пожаре;
- Компоновка агрегатов, систем и оборудования, снижающая возможность
возникновения пожара;
- Применение огнестойких, негорючих и трудновоспламеняемых материалов;
- Дренажирование мест возможного скопления горючих жидкостей и т.п.
Схема противопожарной системы показана чертеже (см. приложение Ж).
Работа противопожарной системы
В пожароопасных отсеках установлена аппаратура системы сигнализации
перегрева и пожара, по одному комплекту в каждом отсеке. Она состоит из
датчиков температуры и пламени, блоков усиления и обработки сигналов
(БУОС). Сигналы о пожаре и перегреве, выдаваемые БУОС в виде
электрического сигнала, поступают в коробку реле для автоматического
открытия
электромагнитных
кранов
централизованной
системы
пожаротушения. При открытии электромагнитных кранов пожаротушащая
смесь через обратные клапаны подается к коллектору форсунок
91
противопожарной системы, которые и нейтрализируют само пламя. Для
предупреждения возникновения пожара в таких отсеках не применяются детали
из горючих материалов и оборудования, не удовлетворяющее требованиям по
взрывобезопасности. Для локализации пожара в пожароопасных отсеках
установлены пожарные перегородки и экраны из огнестойких материалов.
Управление противопожарной системой - электрическое и производится из
кабины экипажа. Контроль работы системы осуществляются с пульта
управления и индикации, установленного в кабине пилота. На пульте
установлены табло места перегрева, лампы.
Переносные ручные огнетушители предназначены для тушения пожара в
кабине экипажа и в пассажирском салоне.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.5.1 Система нейтрального газа
Система нейтрального газа (НГ) предназначена для хранения,
распределения и подачи нейтрального газа (азота) в надтопливное пространство
баков с целью создания в них взрывобезопасной среды.
Система баллонного типа. Она обеспечивает подачу НГ непосредственно в
топливные баки, из которых производится выработка топлива, а так же во все
баки одновременно через систему дренажа при снижении самолета.
Система НГ является средством пожаротушения. НГ подается по
трубопроводам дренажной системы через коллекторы форсунок в топливные
баки.
Управление и контроль за работой системы осуществляется со щитка
управления системы пожаротушения и системы НГ, расположенных кабине
пилотов.
Схема системы НГ показана на чертеже (см. приложение Ж).
Работа системы нейтрального газа
Систему включают после взлета в режиме набора высоты на высоте 5001000 м. При включении системы нейтральный газ из балонов через
электроподогреватель и фильтр поступает в редуктор, в котором его давление
снижается до 3,5 кгс/см2. Затем газ проходит через обратный клапан к датчику
измерения давления нейтрального газа. Дальше газ через воздухоотделитель,
кран и обратный клапан подается к коллектору форсунок, которые установлены
непосредственно в топливных баках.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.6 Профилирование воздухозаборника
Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников,
диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений
для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.
92
Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного
количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью
конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно
большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее
сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор,
устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы
двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью,
необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.
Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным
выбором площади входа.
Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и
лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел
плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении и плавное
нарастание кривизны по длине.
Рисунок 4.3.5 – Дозвуковой воздухозаборник.
Для данного самолета применим дозвуковой воздухозаборник, так как
данный самолет является дозвуковым (Mmax=0.8). Воздухозаборник будет
состоять из 3 частей (рисунок 4.3.5):
1) Обечайка - основная часть воздухозаборника. Её функция – затормозить
поток воздуха перед подачей его в двигатель. Обечайки обычно изготавливают
из материала Д16АТ;
2) Канал подачи воздуха к компрессору двигателя. Канал по всей своей
длине имеет отверстия, которые предназначены для отбора пограничного слоя
потока воздуха. Такой канал называется перфарированным. Канал в основном
изготавливают из сталей, так, как он имеет значительный нагрев при движении
через его воздуха;
3) Обшивка наружного контура. Обшивка изготавливается из
композиционных материалов.
Расчет воздухозаборника приведен в приложении Ж.
1.4.3.7 Разработка схемы маслосистемы
93
Общие сведения о масляной системе.
В конструкции современных авиационных ГТД широкое применение
находят зубчатые передачи и подшипники качения, детали которых работают в
условиях трения. Детали, которые работают в условиях трения, требуют
смазки. Назначение смазки заключает в поддержании нормального
температурного состояния трущихся деталей, в уменьшении их изнашивания и
потерь на трение, предохранение деталей от коррозии и отвод продуктов износа
из зоны трения. Кроме того, часто масло используется и как рабочее тело в
гидромеханизмах, расположенных на двигателе. Поэтому двигатели
оснащаются масляной системой.
Масляная система выполняет следующие функции:
- хранение масла;
- постоянную подачу масла под необходимым давлением к узлам трения;
- отвод масла от этих узлов;
- охлаждение и поддержание необходимой чистоты масла;
- контроль параметров масла.
К масляной системе двигателя предъявляются следующие требования:
- обеспечение надежной подачи масла при запуске и на всех режимах
работы двигателя в полете при различных температурах наружного воздуха;
- автоматическое поддержание необходимой температуры, давления и
чистоты масла;
- удобство подхода к элементам системы и простота ее обслуживания;
- надежный контроль параметров системы;
- минимальный расход масла.
Нагрев подшипников качения, применяемых в ТРДД, обуславливается
упругой деформацией шариков или роликов и беговых дорожек колец
подшипников под действующей на них нагрузкой. При деформации элементов
подшипника и возвращении с деформированных участков в исходное
положение возникает внутреннее трение между частицами металла, что и
приводит к нагреву подшипника.
Подшипники, расположенное вблизи горячих деталей двигателя,
дополнительно нагреваются теплом, передаваемым от этих деталей.
Количество тепла, передаваемого подшипникам от горячих деталей, зависит от
места расположения подшипника, от наличия и качества теплоизоляционных
устройств. Оно может превышать тепло, выделяющееся в подшипнике под
действием нагрузок, в несколько раз. Для предотвращения перегрева
подшипников система смазки должна обеспечить подачу к ним такого
количества масла, при котором температура подшипников не будет превышать
140...150°С.
Количество тепла, которое должно быть отведено с маслом для
поддержания нормального температурного состояния подшипников и зубчатых
передач, называется теплоотдачей в масло.
Для поддержания температуры подшипников в требуемых пределах
рекомендуется поддерживать температуру масла на выходе не выше 130°С и на
94
входе в пределах 60-80°С на установившемся режиму работы двигателя. Расход
(потеря) масла в ТРДД невелик. Он обуславливается уходом масла через
лабиринтные уплотнения и суфлер в окружающую среду. На двигателе Д-436
ТП расход масла не более 0,5 л/ч.
Поскольку к подшипникам качения подводится масло главным образок для
их охлаждения, то с этой целью целесообразно применять маловязкие масла,
имеющие низкую температуру застывания, что уменьшает потери на трение
шариков и роликов о масло и облегчает запуск двигателя при низких
температурах окружающего воздуха. На двигателе Д-436 ТП в качестве
основного применяется масло ИПМ-10, а в качестве резервного - ВНИИИМП
50-1-4Ф.
Двигатель Д-436 ТП снабжен автономной циркуляционной масляной
системой. В масляную систему входят следующие основные узлы:
- маслобак;
- топливно-масляный агрегат, состоящий из топливно-масляного радиатора
и термоклапана;
- маслоагрегат, состоящий из нагнетающей секции, четырех откачивающих
секций, редукционного и обратного клапанов, фильтра тонкой очистки и
датчика с сигнализатором перепада давления на маслофильтре (сигнализатора
засорения маслофильтра).
- воздухоотделитель с входящими в его состав фильтром грубой очистки,
перепускным клапаном и датчиком перепада давления на фильтре грубой
очистки;
- стружкосигнализатор;
- термостружкосигнализаторы;
- датчик и указатель температуры масла на входе в двигатель;
- датчик с указателем давления масла на входе в двигатель;
- сигнализатор минимального давления масла на входе в двигатель;
- датчик с указателем уровня масла в баке;
- сигнализаторы уровня масла в баке;
- трубопроводы, каналы масленой системы и форсунки.
Схема маслосистемы и системы суфлирования двигателя показана на
чертеже (см. приложение Ж).
Работа масляной системы
Маслосистема работает следующим образом.
Масло из маслобака поступает самотеком в нагнетающую секцию
маслоагрегата, откуда под давлением подается в фильтр тонкой очистки,
размещенный в корпусе маслоагрегата. Давление масла на входе в двигатель
поддерживается редукционным клапаном.
Выйдя из маслоагрегата, масло по внешнему трубопроводу подается к
боковому ребру промежуточного корпуса, проходит через полость ребра и
разделяется на 4 потока. Один поток идет на смазку и охлаждение подшипника
ротора вентилятора, другой - на смазку и охлаждение подшипников КНД,
95
третий - на смазку и охлаждение подшипников КВД, четвертый-на смазку и
охлаждение подшипников турбины.
Масло на подшипники подается форсунками. Перед форсунками
установлены предохранительные фильтры. Остальные узлы смазываются
барбатажем. Масло из полостей подшипников вентилятора, компрессора
низкого давления и турбин откачивается секциями. Из полости подшипников
ротора компрессора ВД и НД масло самотеком сливается в коробку приводов,
по пути смазывая и охлаждая детали центрального привода и колонки
приводов.
Откачиваемое масло из всех полостей сливается в масляную полость
коробки приводов. Из поддона коробки приводов все масло, пройдя
стружкосигнализатор, откачивается основной откачивающей секцией и по
каналу в коробке приводов направляется в центробежный воздухоотделитель.
Отделенное в воздухоотделителе от воздуха масло поступает для охлаждения в
топливно-масляный агрегат и оттуда возвращается в маслобак.
Давление масла на входе в двигатель замеряется с помощью датчика и
указателя, а минимальное давление фиксируется с помощью сигнализатора.
Давление масла на входе в двигатель поддерживается в пределах:л
- 3,5 ± 0,5 кгс/см - на земле при частоте вращения двигателя 95% и
температуре масла на входе в двигатель 70 ± 15°С;
- 2,0...4,5 кгс/см2 - на всех режимах и высотах полета.
Температура масла на входе в двигатель контролируется по показаниям
датчика
и
указателя.
В
магистралях
откачки
установлены
термостружкосигнализаторы, выдающие сигналы при появлении в масле
ферромагнитных частиц или превышении предельной температуры
откачиваемого масла.
Появление ферромагнитных частиц в откачиваемом из коробки приводов
масле обнаруживается стружкосигнализатором.
На приборной доске пилотов имеется табло контроля параметров
маслосистемы:
"Минимальное давление масла" - загорается при минимально допустимом
давлении масла на входе в двигатель;
"Стружка" - загорается при наличии ферромагнитных частиц и
превышении температуры откачиваемого масла;
"Засорен маслофильтр" - загорается при заданном перепаде давлений на
маслофильтре тонкой очистки;
"Минимальный уровень масла" - загорается при заданном минимальном
уровне масла в маслобаке.
На щитке централизованной заправки маслобака, который находится в
хвостовой части фюзеляжа с правого борта, расположены: индикатор уровня
масла в баке и табло "Минимальный уровень масла", "Добавь масла",
"Максимальный уровень масла". Для слива масла из двигателя имеются краны
в нижней части коробки приводов, на маслобаке.
96
При максимальной заправке маслобака общий объем масла в маслосистеме
составляет 27 л, из них 16 л. в маслобаке, 2 л. в ТМА и остальное в масляных
полостях двигателя, агрегатах и трубопроводах.
Табло "Добавь масла" загорается при уровне масла в маслобаке 8 л.
Табло "Минимальный уровень масла" загорается при уровне масла в
маслобаке 4 л.
Условные обозначения см. на чертеже.
1.4.3.8 Система запуска двигателей
Общие сведения о запуске.
Запуск двигателя является процессом, в обеспечении которого участвует
ряд систем:
- воздушная система;
- электрическая и электронная;
- топливная, воспламенения и регулирования.
Воздушная система предназначена для принудительной раскрутки ротора
ТРДД в процессе запуска. Электрическая система обеспечивает автоматическое
включение и отключение по заданной циклограмме всех агрегатов,
участвующих в процессе запуска, начиная с момента нажатия на кнопку
«Запуск» до выхода двигателя на частоту вращения режима малого газа.
Топливная система обеспечивает подачу пускового и рабочего топлива по
принятому закону. Система воспламенения осуществляет воспламенение
топливно-воздушной смеси в заданный момент. Электронная система и система
регулирования обеспечивают управление процессом запуска и защиту
двигателя во время запуска от механических и тепловых нагрузок.
Двигатель Д-436 ТП оборудован автономной, автоматической воздушной
пусковой системой (рисунок 4.3.6), обеспечивающей запуск двигателя от
источника сжатого воздуха. Источником сжатого воздуха может быть как
вспомогательная силовая установка так и один из работающих двигателей.
Источником сжатого воздуха могут также служить аэродромные воздушные
средства запуска с параметрами воздуха, равноценными параметрами
бортового энергоузла.
97
Рисунок 4.3.6 – Блок-схема воздушной системы запуска
1-Фланец отбора воздуха от КВД; 2-Стартер воздушный СВ-36; 3Самолетный клапан воздушный; 4-Перекрывания заслонка; 5-Разъем
самолетных двигательных систем; 6-Штуцер подключения аэродромного
источника сжатого воздуха; 7-Вспомогательная силовая установка.
В момент запуска двигателя Д-436 ТП остаются открытыми три клапана
перепуска воздуха из-за 3 ступени КНД и три клапана перепуска воздуха из-за 4
ступени КВД.
Запуск или холодная прокрутка двигателей Д-436 ТП возможны только в
последовательном порядке, так как на самолёте установлена одна
автоматическая панель запуска АПД-45.
Воздушный стартер СВ-36.
Воздушный стартёр СВ-36 (рисунок 4.3.7) представляет собой
высокооборотную воздушную турбину, работающую на сжатом воздухе, и
предназначен для раскрутки ротора КВД двигателя Д-436 ТП при его запуске,
холодной прокрутке и ложном запуске.
Стартёр установлен на коробке приводов двигателя и передаёт развиваемую
мощность посредством храповой муфты ротору высокого давления и
трансмиссии двигателя.
Основные технические данные 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
В конструкцию воздушного стартёра входят следующие узлы: воздушный
клапан с командным агрегатом, редуктор с механизмом сцепления с ротором
двигателя, воздушная турбина, аварийная перекрывная заслонка.
98
Рисунок 4.3.7 – Стартер воздушный и командный агрегат
1. Датчик выключения СВ по предельной частоте; 2. Корпус сателлитов; 5.
Шестерня внутреннего зацепления; 4. Шестерня ведущая; 5. Подшипник; 6.
Фланец крепления; 7. Манжета уплотнительная; 8. Храповик; 9. Валик
предохранительный; 10. Подшипник; 11. Подшипник;12. Сателлит; 13.
Подшипник; 14. Шток; 15. Турбина; 16. Груз; 17. Штуцер; 18. Сигнализатор
открытого положения; 19. Штепсельный разъем; 20. Поршень; 21. Пружина; 22.
Корпус клапана, 23. Указатель положения заслонки; 24. Пружина; 25. Стакан;
26. Ось, 27. Кольцо; 28. Фланец подвода воздуха; 29. Аварийная заслонка; 30.
Храповик; 31. Шток; 32. Электромагнит; 33. Шток; 34. Перекрывной цилиндр;
55. Командный агрегат; 36. Сопловой аппарат; 37. Выключатель СВ по
предельной частоте вращения; 38. Шток; 39. Электромагнит СВ; 40. Тарелка;
41. Пружина;42. Стяжной болт; 43. Поршень; 44. Пружина; 45. Тарелка; 46.
Перепускная втулка; 47. Втулка;48. Фильтр; 49. Поршень; 50. Шток; 51.
Тарелка; 52. Пружина; 55. Корпус; 54. Регулировочный винт; 55.
Стравливающий жиклер.
1.4.3.9. Система управления двигателем
Система управления двигателя обеспечивает управление режимами работы
двигателя, управление остановом двигателей и управление реверсом тяги.
Управление режимами работы двигателей осуществляется вручную
перемещением рычага управления двигателем (РУД), установленного на
центральном пульте в кабине пилотов.
Система
регулирования
работы двигателя включает в себя
топливорегулирующую
аппаратуру и электронную систему управления.
Топливорегулирующая аппаратура осуществляет дозирование топлива при
запуске, изменении режима и на рабочих режимах, а также прекращает подачу
топлива при принудительном или автоматическом останове двигателя.
99
Электронная система управления ограничивает максимально допустимую
температуру газов
за турбиной низкого давления (ограничение по
температуре) и обороты вентилятора и компрессора высокого давления
(ограничение по оборотам), автоматически снижая режим работы двигателя
при достижении их предельных значений, а также при возникновении помпажа
и отказах узлов автоматики.
Управление остановом двигателей осуществляется также вручную с
центрального пульта спомощью рычагов СТОП.
Управление реверсом тяги обеспечивает:
- раздельное управление реверсивными устройствами обоих двигателей;
- управление режимом работы каждого двигателя при реверсе тяги;
- сигнализацию положения реверсивных устройств и неисправностей в
системе.
Управление реверсом тяги - комбинированное, с использованием
механических, электрических и гидравлических элементов. Управление
реверсом осуществляется вручную с центрального пульта рычагами,
установленными на рычагах управления двигателями.
Проводка управления от центрального пульта до топливных рычагов и
рычагов останова на двигателе - механическая (тросовая с тягами на концевых
участках). Она обеспечиваетраздельное управление режимом работы и
остановом каждого двигателя и управление замками приводов реверсивных
устройств.
1.4.3.10. Техническое описание силовой установки самолета
Силовая установка самолета предназначена для создания тяги, привода
электрогенераторов и насосов гидравлической системы и подачи воздуха в
системы самолета. Силовая установка состоит из двух двигатепьных
установок с двигателями Д-436 ТП и вспомогательной силовой установки с
двигателем ТА-12.
Каждая двигательная установка включает в себя двигатель Д-436 ТП,
гондолу двигателя и системы, обеспечивающие работу двигателей. Это:
- топливная система, в которую входят топливные баки, система заправки
топливных баков, система выработки топлива из баков и система подачи
топлива к двигателям;
- система дренажа топливных баков;
- система аварийного слива топлива;
- система нейтрального газа;
- противопожарная система;
- маслосистема и система суфлирования двигателей;
- система всасывания и подачи воздуха к компрессорам двигателя;
- система запуска двигателей;
-система управления двигателями.
Двигательные установки расположены под крылом на пилоне с выносом
вперед. Двигатель ВСУ расположен в правом обтекателе шасси.
100
1.4.3.11. Выводы
В данном разделе было разработано ряд систем обеспечивающих
надежную работу силовой установки самолета, таких как:
- топливная система самолета, в которую входят топливные баки и система
подачи топлива к двигателям;
- система дренажа топливных баков;
- система заправки топливом;
- система аварийного слива топлива;
- противопожарная система;
- система нейтрального газа;
- система всасывания и подачи воздуха к двигателям;
- маслосистема двигателя;
- система запуска двигателей;
- система управления двигателями.
После разработки систем были произведены следующие расчеты:
- расчет топливной системы на высотность;
- расчет системы аварийного слива;
- расчет дренажной системы;
- расчет и профилирование дозвукового воздухозаборника.
При разработке систем силовой установки был достигнут ряд преимуществ
для каждой системы, среди которых являются:
- повышенная живучесть систем;
- надежность систем;
- безопасность систем при их эксплуатации;
- долговечность систем.
Также существенным преимуществом можно назвать принципиально
новую разработку противопожарной системы, которая определяет очаг
возгорания, сигнализирует пилотов о пожаре и самостоятельно локализирует
очаги возгорания.
Во всех системах применены новейшие электронные системы управления
ими же, которые позволяют данному самолету иметь большую
конкурентоспособность на мировом рынке гражданской авиации.
К недостаткам данных систем силовой установки можно отнести главный
недостаток-относительно большая стоимость электрооборудования, которое
применяется во всех системах силовой установки.
Но несмотря на этот недостаток, все высшее упомянутое оборудование
необходимо применять на самолете, так, как оно значительно облегчает работу
летчиков в полете и тем самым повышает надежность полета пассажирского
самолета.
Скачать