561479

Размещено на http://www.allbest.ru/
Аннотация
Объектом исследования данной работы является пассажирский
самолѐт, его системы, узлы и агрегаты.
При
разработке
использовались
разные
методы
исследования:
статический, аналитический, расчѐтный, графический. С помощью этих
методов были собраны статистические данные по самолѐтам-прототипам,
проанализированы параметры, которые они имеют, а также была составлена
статистическая таблица. Работа содержит пять частей: конструкторская,
технологическая,
экономическая,
безопасность
жизнедеятельности
и
спецчасть.
В конструкторской части разработан общий вид самолѐта, рассчитана
масса самолѐта и определены основные геометрические параметры. Исходя
из результатов, полученных в первой части разработана конструктивносиловая схема самолѐта, показана увязка основных агрегатов. После этого
произведѐн расчѐт и проектирование лонжерона крыла, системы управления
РВ и крепления двигателя самолѐта.
В технологической части спроектирован штамп последовательного
действия для изготовления плоской детали.
В экономической части сделан расчѐт экономической себестоимости и
цены самолета.
В
части
безопасность
жизнедеятельности
рассмотрена
система
кондиционирования воздуха.
В специальной части проведен расчет сжатого стрингера с учетом
вероятностных факторов.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Реферат
Ключевые слова: самолет, крыло, оперение, фюзеляж, лонжерон,
система управления, руль направления, двигатель, штамп, экономическая
себестоимость, кондиционирование воздуха.
Выпускная работа бакалавра содержит:
страниц –83;
рисунков -37;
таблиц – 31;
Размещено на http://www.allbest.ru/
1. Статистическое проектирование облика самолета
Введение, постановка задачи проектирования.
В настоящее время сформулированы и уточнены требования к
современным пассажирским самолетам. На первом месте стоят требования
минимального расхода топлива, экономичности, повышение ресурса и
уменьшение влияния на окружающую среду (в первую очередь по выбросам
в атмосферу и шумности), применение стратегии технической эксплуатации
по состоянию без капитальных ремонтов самолетов.
Востребованность самолета обеспечивается следующими факторами:
высокая экономическая эффективность, высокая надежность, живучесть и
безопасность полетов, современный уровень технологичности конструкции,
безопасность полетов.
В данной работе содержатся расчеты общих компоновочных решений,
взлетной массы, конструктивно-силовой схемы агрегатов пассажирского
самолета, их взаимная увязка, а также расчеты и конструирование некоторых
систем самолета.
Постановка задачи:
Необходимо спроектировать самолет с такими исходными данными:
количество пассажиров – 210;
дальность полета - 6000км;
длина разбега – 1700 м;
тип двигателя – ТРДД.
1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ
В
табл.1.1
приведены
прототипов самолетов.
статистические
параметры
подобранных
Размещено на http://www.allbest.ru/
Летные данные
Таблица 1.1
Наименование самолета
Ту-204
Boeing727-200
Boeing707-320
A-320
Ил-62
Vmax,км/ч
900
1017
960
900
950
Hmax,км
14
12
12
10,5
12
Vкрейс, км/ч
850
958
975
850
850
Hкрейс,км
11
9
8
18
10
Vвзл, км/ч
269
290
269
282
L(mт max), км
4600
4585
8700
6930
7800
L(mгр max),км
2500
2685
7800
6250
6500
Lразб, м
3150
2500
1125
1418
2930
Lпроб, м
1850
850-1400
1410
1342
1950
m0(mвзл), кг
93500
76800
147780
77500
165000
mпос, кг
86000
67000
130500
64500
105000
mпуст, кг
77500
42600
91200
39800
80150
mгр, кг
21000
16320
24850
15317
23000
Nпас, чел
214
140-190
189
179
186
mт, кг
24200
30623
42680
18810
81325
Число и тип двигателя
2 ТРДД
3 ТРДД
4ТРДД
2ТРДД
4ТРДД
Р0, даН
15700
6350
18190
12500
10300
mдв, кг
2800
1405
3300
2360
2200
Ср, кг/даНч
0,58
0,585
0,601
0,57
0,7
Y(степень
5
4,2
4,5
6
2,6
S, м2
168
157,9
27,3
122
279,5
L, м
41,8
39,92
44,4
33,91
42,5
X
32
32
30
27
35
λ
10,5
7,2
4,2
8,8
6,46
С0/Сконц
0,11
0,10
0,11
0,12
0,12
η
5,15
3,29
4,18
3,4
4,12
Lф, м
44,8
41,37
44,4
44,66
49,3
D ф, м
3,9
3,76
4,07
5,85
3,8
λф, м
10,3
9,6
10,9
7,63
12
14,5
17,38
39,31
53,1
13,6
13,6
38,6
28,5
27,41
26,3
S эл.
0,08
0,045
0,021
0,063
0,036
S ГО
0,28
0,36
0,4
0,307
0,356
Sво
0,12
0,153
0,378
0,252
0,18
Геометрические данные
Данные силовой уст.
Массовые данные
m0 max, кг
mоб, кг
mк, кг
двухконтурности)
Sф, м
ΣSМИД, м
2
Производные величины
Размещено на http://www.allbest.ru/
P0=m0g/10S, даН/м2
545,9
511,3
530,4
591
576
t0=10P0/m0g
0,268
0.34
0,238
0,17
0,25
γдв=m0/P0
0,178
0,22
0,2
0,189
0,214
Kгр.полезн=mгр/m0
0,225
0,21
0,166
0,25
0,142
Kм=m0g/10Sм, даН/м2
6774
16200
6787
2630
6027
SФ
0,086
0,11
0,144
0,242
0,048
Рис.1.1 Самолет Ту-204
Ту-204 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего
низкоплана.
Стреловидное
сверхкритическими
крыло
профилями.
большого
Для
удлинения
уменьшения
образовано
индуктивного
сопротивления крылу придана отрицательная аэродинамическая крутка и
установлены вертикальные законцовки. Механизация крыла состоит из
двухщелевых закрылков и предкрылков вдоль всей передней кромки. Шасси
— убирающееся, трѐхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка
состоит из двух ТРДД ПС-90А. Кабина экипажа оснащена цветными
дисплеями и центральными Y-образными ручками с малыми ходами.
Система управления самолѐтом и двигателями — электродистанционная.
Рис.1.2 Самолет Вoeing 727-200
Размещено на http://www.allbest.ru/
Boeing 727-200. Фюзеляж типа полумонокок, круглого сечения с
набором стрингеров Z-образного сечения. Конструкция крыла кессонная с
двумя лонжеронами, усилена стрингерами. Шасси со сдвоенными колесами
на каждой стойке, с гидравлическим приводом. Главные стойки убираются в
фюзеляж. Носовое колесо управляемое, убирается вперед. Горизонтальное и
вертикальное оперение состоит из стабилизатора и киля имеющих
двухлонжеронную структуру с работающей обшивкой. На концевых частях
крыла
имеются
четырехсекционные
предкрилки,
на
корневых
–
трехсекционные носовые щитки Крюгера. Элероны состоят из внешних
секций, связанных с интерцепторами и отклоняемых только при малых
скоростях, и внутренних секций. На рулях высоты имеются серворули.
Рис.1.3 Самолет Вoeing 707-320B
Boeing 707-320
Имеет низко расположенное крыло и силовую установку из четырех
двигателей большой степени двухконтурности, расположенных на пилонах
под крылом. Фюзеляж обычный полумонокок усиленный шпангоутами и
стрингерами с обшивкой из алюминиевого сплава. Крыло умеренной
стреловидности,
большого
удлинения;
кессонного
типа
с
двумя
лонжеронами, усилено стрингерами. Механизация крыла выполнена в виде
предкрылков по всему размаху крыла. Элероны установлены только на
верхней части крыла. Вертикальное и горизонтальное оперение имеет
обычно низко расположенный стабилизатор. Шасси трехопорное. Передняя
стойка имеет спаренные колеса которые убираются вперед по направлению
Размещено на http://www.allbest.ru/
полета. Основные стойки имеют четырехколесные тележки убирающиеся по
направлению к фюзеляжу
Рис.1.4. Самолет А 320-200
A320-200 — это двухмоторный самолѐт с центральным проходом в
кабине, 4 пассажирскими входами и 4 запасными выходами. В аэробусе A320
могут максимально разместиться 180 пассажиров. Фюзеляж полумонокок
усиленный шпангоутами и стрингерами с обшивкой из алюминиевого
сплава. Крыло кесонног типа с двумя лонжеронами, имеет сверхкритический
профиль. Органами поперечного управления являются внешние элероны,
внутренние элероны и интерцепторы. Стабилизатор и киль имеют
двухлонжеронную конструкцию с работающей обшивкой. Шасси самолета
трехопорное. Передняя стойка имеет спаренные колеса, убирается вперед.
Основные
стойки
имеют
четырехколесные
тележки,
убираются
по
направлению к фюзеляжу.
Рис.1.5. Самолет Ил-62
Ил-62 Дальний магистральный пассажирский самолет с 4 ТРДД.
Может безопасно завершить взлет при отказе одного двигателя, а
Размещено на http://www.allbest.ru/
крейсерский полет и заход на посадку при отказе двух двигателей. Фюзеляж
эллиптического
сечения
типа
полумонокок
представляет
собой
герметическую конструкцию, состоящую из набора поперечных шпангоутов,
продольных стрингеров из прессованных профилей и обшивки. Оперение Тобразной схемы, киль и стабилизатор двухлонжеронной схемы с работающей
обшывкой. Схема шасси состоит из передней управляемой опоры, двух
основных опор и дополнительной хвостовой.
Учитывая статистические данные табл.1.1 и поставленную задачу,
уточняем тактико-технические требования и заносим их в табл.1.2.
Таблица 1.2
V кр ,
H кр ,
км / ч
км
900
11
L, км
6000
L раз ,
nпас ,
м
чел
1700
210
1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету
На
основании
обработки
статистических
данных
можно
сформулировать ТТТ к проектируемому самолету.
Назначение самолета: самолет предназначен для перевоза пассажиров
на расстояние до 6000км.
Летные характеристики: самолет должен обеспечить безпосадочную
дальность полета на расстояние до 6000км без дозаправки. Крейсерская
высота полета H кр =11км. Крейсерское число Маха М кр =0.74. Длина разбега
должна быть в пределах 1700м. При проектировании самолета необходимо
стремиться к уменьшению его массы. Это позволяет улучшить летнотехнические характеристики самолета и снизить его стоимость.
Требования к оборудованию: самолет должен быть оборудован
необходимым связи и навигационным оборудованием для выполнения
Размещено на http://www.allbest.ru/
полетов при визуальной видимости и в условиях облачности на больших
высотах полета днем и ночью над водным пространством или равниной.
Требования к кабине экипажа и пассажирским кабинам: размеры
кабины должны быть герметичными и достаточными для размещения
экипажа. Должно быть обеспечено удобство входа и выхода, в кабине и
пассажирских салонах необходимо предусмотреть обогрев и систему
кондиционирования. Остекление кабины экипажа должно обеспечить
наиболее полный обзор без существенного изменения положения пилота.
Пассажирская кабина должна быть комфортабельной.
Требования к силовой установке: должна быть обеспечена надежная
работа двигателя с оптимальным использованием характеристик двигателя
по тяге и расходу топлива. Двигатель должен быть оснащен реверсом тяги
для скорейшего остановления и издавать минимальный шум, а также иметь
малотоксичные выхлопные газы. В местах расположения двигателя должны
стоять противопожарные перегородки.
Требования к прочности, жесткости и надежности: жесткость и
прочность самолета должна обеспечить безопасную эксплуатацию во всем
диапазоне расчетных перегрузок. Должна быть обеспечена безотказная
работа всех систем и механизмов при всех возможных случаях.
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
По статистическим данным преобладает устойчивая классическая
аэродинамическая схема. Ее главным преимуществом служит устойчивость
во время полета. Выбираю классическую аэродинамическую схему. По
внешней форме, в соответствии статистики, назначаю крыло прямой
стреловидности. Форму профиля крыла принимаю несимметричную.
Схема шасси – трехопорное шасси с носовым колесом, колеса
убираются в фюзеляж. К преимуществам этой схемы можно отнести
следующие: небольшая вероятность капотажа; небольшая вероятность
Размещено на http://www.allbest.ru/
козления
при
посадке;
путевая
устойчивость;
нет
ограничений
на
посадочную скорость; возможность эффективного торможения; комфорт
пассажиров; хороший обзор пилоту; нет повреждения выхлопной струей.
Принимаю количество двигателей – два. Если брать большее
количество двигателей, то значительно увеличивается масса систем силовой
установки, хотя повышается живучесть.
По форме поперечного сечения фюзеляжа назначаю – круглой формы.
Фюзеляж с круглой формой поперечного сечения имеет меньшую
поверхность при заданном объеме и, следовательно, меньшее сопротивление
трения. Кроме того, обшивка фюзеляжа круглого сечения при избыточном
внутреннем давлении работает только на растяжение, не испытывая
изгибных напряжений.
По статистическим данным табл.1.1 определяем и записываем в
табл.1.3 основные параметры крыла, относительную хорду закрылка b з , углы
отклонения закрылка  з , относительную площадь элерона S эл ; параметры
фюзеляжа, оперения.
Таблица 1.3
 1/4,град 
c
bз
 з ,град 
S эл
ф
Dф
30є
0.14
0.244
30є/45є
0.08
10.5
4.2
3.9
8.2
,м
Lф
,м
Sф
44.1
S ГО
0.25
 ГО
 ВО
 ГО 1/4,град
 ВО 1/4,град
с ГО
с ВО
 ГО
 ВО
3.
1.5
35є
40є
0.05
0.06
2.3
2
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по
формуле
[1],
полученной
из
уравнения
использованием статистических данных
относительных
масс
с
Размещено на http://www.allbest.ru/
m0 
m гр  m эк
1  (m к  m СУ  m Т  m об . упр. )
, (1.1)
где m 0 - взлетная масса самолета нулевого приближения;
m гр - масса коммерческой нагрузки;
m эк - масса экипажа.
Коммерческую нагрузку для пассажирского самолета определим из
условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е.
mгр  120  nпас  95  210  25200 кг.
Масса экипажа находится из условия, что на одного члена экипажа
приходится 80 кг масс, т.е.
mэк  80  nэк  80  6  480 кг.
При определении взлетной массы самолета необходимо знать
следующие относительные массы: конструкции m к , силовой установки m СУ ,
оборудования и управления т об . упр. , топлива тТ .
Значение тТ определим, согласно [3], по формуле
тТ  a 
bL
, (1.2)
V
где L - дальность полета, км;
V - скорость полета, км/час;
a, b - коэффициенты, зависящие от типа самолета.
Согласно [3] коэффициенты a и b для пассажирских дозвуковых
самолетов имеют значения: a  0.06...0.07, b  0.05...0.06, где меньшие значения
коэффициента соответствуют самолетам большего тоннажа.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Так как крейсерская скорость самолета составляет M кр  0.74 , то
назначаем следующие значения коэффициентов:
a  0.06, b  0.05.
Используя формулу (1.2) находим тТ
тТ  0.06 
0.05  6000
 0.39
900
Согласно [1] относительные массы m к , m СУ , и т об . упр. для средних
пассажирских самолетов находятся в следующих диапазонах значений:
m к  0.28 ... 0.30, m СУ  0.10 ... 0.12, m об. упр.  0.10 ... 0.12 .
Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие
значения относительных масс m к , m СУ , и т об . упр. :
m к  0.25,
m СУ  0.08, m об . упр.  0.09 .
Определенные относительные параметры самолета заносим в табл.1.4.
Таблица 1.4
mк
m СУ
т об . упр.
тТ
0.25
0.08
0.09
0.39
Используя формулу (1.1) и данные табл.1.5 вычислим взлетную массу
самолета
m0 
25200  480
 135158 кг.
1  (0.25  0.08  0.39  0.09 )
Размещено на http://www.allbest.ru/
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы
силовой установки, топлива, оборудования и управления
Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции,
силовой установки, топлива, оборудования и управления находим их массы:
mк  mк  m0  0.25 135158  33790кг,
mТ  mТ  m0  0.39 135158  52712кг,
mСУ  mСУ  m0  0.08 135158  10813кг,
mоб. упр.  mоб. упр.  m0  0.10  135158  13515.8кг.
Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем,
согласно [1], относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси.
Определенные значения относительных масс заносим в табл.1.5.
Таблица 1.5
m кр
mф
m оп
mш
0.384
0.358
0.076
0.182
Используя значения относительных масс элементов конструкции
(табл.1.5) определяем их массы:
mкр  mкр  mк  0.384  33790  12975кг,
mф  mф  mк  0.358 33790  12097кг,
mоп  mф  mк  0.076  33790  2568кг,
mш  mш  mк  0.182 33790  6150кг.
Вычисленные значения масс заносим в табл.1.6.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Таблица 1.6
m0 ,
m гр ,
m эк ,
mк ,
m кр ,
mф ,
mоп ,
mш ,
кг
кг
кг
кг
кг
кг
кг
кг
135158
25200
480
33790
12975
12097
2568
6150
m об . упр ,
121642
кг
mТ ,
mСУ ,
кг
кг
52712
10813
1.6 Выбор двигателя и его характеристик
Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле [1]
P0 
t 0  m0  g
, (1.3)
n
где t 0 - тяговооруженность самолета;
n
- число двигателей; g  9.8 м / с 2 .
Используя
статистические
данные,
среднее
значение
тяговооруженность самолета составляет 0.307.
Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя
P0 
0.31135158 9.8
 205305Н .
2
По стартовой тяге подбираем двигатель.
Турбореактивный
двухконтурный
двигатель
CF6-80
(рис.1.7)
–
двухвальный с одноступенчатым вентилятором и подпорными ступенями.
Камера сгорания – кольцевая.
Технические характеристики двигателя:
Взлетный режим ( Н  0,Vп  0 ):
- реактивная тяга - 208,8 Кн;
- удельный расход топлива - 0.0348 кг/Нч;
- степень двухконтурности - 4,66;
- температура газа перед турбиной - 1550 К;
Размещено на http://www.allbest.ru/
Крейсерский режим ( Н  11000 м, Vп  900 км / ч ):
- реактивная тяга - 41,5 Кн;
- удельный расход топлива - 0.0603 кг/Нч;
- общая степень повышения давления - 28,1
Габаритные размеры:
- длина - 4239мм;
-максимальный диаметр - 2487мм;
Сухая масса двигателя - 3981кг.
Рис.1.6. Схема общего вида двигателя СF6-80.
Определение
1.7
геометрических
размеров
основных
агрегатов
самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения
центра масс. Разработка общего вида самолета
Площадь крыла определим из соотношения
S
m0  g
, (1.4)
10  P0
где P0
- удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по
статистическим данным в среднем составляет 550 Дан/м2 (см. табл.1.1).
Следовательно, площадь крыла равна:
Размещено на http://www.allbest.ru/
S
135158  9.8
 240.8 м 2 .
10  550
Вычисляем размах крыла:
L    S  8,2  240,8  44,43м.
Корневая (по оси симметрии самолета) b0 и концевая b к хорды крыла
определим исходя из значений S ,  и L :
b0 
S 2  240 ,8 2  3.9



 8,62 м,
L   1 44 ,43 3.9  1
bк 
b0


8,62
 2,22 м.
3,9
Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле
bA 
2
 2  1 2
3 .9 2  3 . 9  1
 b0 
  8,65 
 6,07 м.
3
    1 3
3.9  3.9  1
Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения
zA 
L   2 44 ,43 3.9  2



 8,9 м.
6  1
6
3.9  1
Координата носка САХ по оси симметрии самолета
xA 
L  2 
  1  44,43 3,9  2 
3,9  1 
 
  6,23м.

  tg 

  tg 30 
6  1 
4    2 
6
3,9  1 
4  3,9  2 
Размещено на http://www.allbest.ru/
Размеры фюзеляжа l н.ч. и l хв.ч. определяем по статистическим данным.
Согласно [1] для проектируемого самолета выбираем следующие значения
удлинения частей и самого фюзеляжа:
ф  10 ,5, н.ч.  2,  хв.ч.  3,5.
Определяем размеры фюзеляжа l ф , l н.ч. и l хв.ч. :
lф  ф  Dф  10 ,5  4,2  44 ,1м,
l н.ч.  н.ч.  Dф  2  4,2  8,4 м,
l хв.ч.   хв.ч.  Dф  3,5  4,2  14 ,7 м.
Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно
равны:
S ГО  S ГО  S  0,25  240,8  60,2 м2 ,
S ВО  S ВО  S  0,18  240,8  43,34м2 .
Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения:
l ГО  ГО  S ГО  3  60.2  13,43м,
l ВО  ВО  S ВО  1,5  43,34  8,6 м.
Корневая b0 и концевая b к хорды, ГО и ВО определим следующим
образом:
Размещено на http://www.allbest.ru/
b0 ГО 
S ГО 2  ГО
60 ,2 2  2,3



 6,25 м,
l ГО  ГО  1 13,43 2,3  1
b0 ВО 
S ВО 2  ВО 4.43 2  2



 7.17 м,
l ВО  ВО  1 8.06 2  1
bкГО 
b0 ГО
 ГО

b
6.25
7,17
 2.72 м, bкВО  0 ВО 
 3,59 м.
2.3
 ВО
2
Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле
2
 ГО
  ГО  1 2
2
2.32  2.3  1
bАГО   b0 ГО 
  6,25 
 4,71м.
3
 ГО   ГО  1 3
2.3  2.3  1
Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения
z АГО 
l ГО  ГО  2 13,43 2.3  2



 2,92 м.
6  ГО  1
6
2,3  1
Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета
x АГО 
l ГО  ГО  2 
 ГО  1  13,43 2,3  2 
2,3  1 

  3,14 м.

  tg ГО 

  tg 35 
6  ГО  1 
4   ГО  2 
6
2,3  1 
4  2,3  2 
Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это (см.
рис.1.8.): база шасси b ; колея шасси B ; вынос главных колес e ; вынос
переднего колеса a ; высота шасси h ; высота центра масс самолета H .
Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных
опор  ; угол опрокидывания  .
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.1.7. Схема трехопорного шасси.
Угол касания хвостовой пятой  должен обеспечивать использование
задних посадочных углов. Учитывая это требование принимаю угол
опрокидывания   13 .
Угол выноса главных колес  должен обеспечивать не переваливания
самолета на хвост при посадке. Условием этого требования служит
превышение угла  на 1...2 угла  . Следовательно, принимаю   15 .
Величина выноса находится в следующих пределах:
e  0.15 ... 0.20   bA ; (1.5)
Отсюда:
e  0.15  6.07  0.91м.
База шасси b
должна обеспечивать хорошие эксплуатационные
качества самолета при маневрировании по аэродрому. Согласно статистике
принимаю
b  (0.3... 0.4)  Lф  0.35  44 .1  15 .43 м.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Тогда (рис.1.8) вынос переднего колеса составит
a  b  e  15.43  0,91  14,52 м.
Из рис.1.8 находим высоту центра масс самолета Н
H  e  ctg  0,77  ctg 15   2,87 м.
Колея шасси находится в пределах
2  H  B  15м.
Для обеспечения оптимальной маневренности самолета при рулежке
назначаю B  8м.
Плечо L ГО  LВО для нормальной схемы самолета (расстояние от центра
масс самолета до центра давления горизонтального оперения), согласно [1],
находим из соотношения:
LГО  3,28  bA  3,28  6,07  19 ,9 м.
Значение величины xT , согласно [1], принимаю
xT  0.26  bA  0.26  6,07  1,57 м.
Построение общего вида самолета выполняем в следующем порядке
(см. рис.1.8):
1.
строим фюзеляж самолета;
2.
строим горизонтальное и вертикальное оперение;
3.
строим САХ горизонтального оперения;
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.
плечо
горизонтального
оперения
откладываю
от
точки,
удаленной на 0.25  b АГО от носка САХ горизонтального оперения;
5.
находим положение носка САХ крыла (от центра масс
откладываю размер xT );
6.
по координате x A находим положение носка корневой хорды
крыла;
7.
строим крыло самолета.
Рис.1.8. Построение общего вида
1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых
схем (КСС) агрегатов самолета
Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.
Для приближѐнного выбора КСС крыла воспользуемся понятием
условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 0.6 хорды крыла в
расчѐтном сечении. В задании берется корневую хорду b0. Толщину
условного пояса лонжерона определяем по формуле
У 
(P0  S  za  2mi  g  Zi  mкр  g  Za )  nP
0.96  C  b02   P
,
P0 – удельная нагрузка на крыло при взлете, P0  550
S – площадь крыла, S  240,8 м2;
даН
/м2;
Размещено на http://www.allbest.ru/
Za – координата средней аэродинамической хорды от продольной оси
самолета по размаху крыла, Z a  8.9 м;
mi – масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла
располагается двигатель массой m  3821кг и шасси m  6150 кг.
Zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от
продольной оси самолета по размаху крыла, Zдв= 7м, Zш=4м.
n p – коэффициент расчетной перегрузки, n p  3 ;
mкр – масса крыла, 12975кг.
С – относительная толщина профиля крыла, С  0,12 ;
b 0 – корневая хорда крыла, b 0  8.65 м;
 p – разрушающее напряжение пояса лонжерона,  p  330 МПа – в
предположении, что лонжерон выполнен из алюминевого сплава Д16Т;
y 
(5390  240,8  8,9  2  9,81(3981 7  2196810)  12975 9.81 8.9)  3
 5,86 мм;
0.96  0.12  8.652  330 106
Конструктивно - силовую схему крыла можно выбрать также по
критерию интенсивности моментной нагрузки, действующей на крыло.
Величина интенсивности моментной нагрузки для корневого сечения крыла
определяется по выражению



т0  S  mкр  g   z А  2  mi  g  zi  n р
М
,(1.7)

3
Н3
1.03  c  b0 
где Н=0.8 Нmax - расчѐтная высота профиля сечения.
M
((5390  240 ,8  129575  9,81)  8,9  2  9,81(3281  7  21968  10 ))  3

 15,1 МПа;
3
H
1.03  (0.12  8.65 ) 3
Размещено на http://www.allbest.ru/
Так
как
толщина
условного
лонжерона
больше
3
мм,
а
перерезывающий момент больше 10…15 МПа, следовательно выбираем
кессонное крыло(рис.1.10).
Выбранная схема имеет такие преимущества: более выгодно по массе;
для кессонного крыла характерны более гладкая поверхность и менее
вероятны явления реверса элеронов, дивергенция и флаттер; более жесткое
на изгиб и кручение, что способствует получению более стабильных
характеристик устойчивости и управляемости.
Но есть и недостатки:
- стыковка отъемной части гораздо сложнее – соединение по всему
контуру кессона.
Продольный набор состоит из двух лонжеронов, расположенных на
20% и 70% хорд, которые крепятся посредством моментных узлов к
шпангоутам 36 и 41 и стрингеров, среднее расстояние между которыми
составляет 200 мм. Поперечный набор состоит из нервюр, расположенных по
потоку. Такое расположение наиболее предпочтительное по требованиям
аэродинамики, имеет такие преимущества: воздушный поток нервюрами не
искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; удобнее
крепить узлы навески элеронов, закрылков
Нервюры 1,3,6,8,10,11,14,17,20,23,25,28- силовые. Силовые нервюры
служет для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов,
крепящихся к крылу. Нерюры №8,10 предназначены для крепления
двигателей. К нервюрам 3,6,11,14,17,20,23,25,28 осуществляется крепление
узлов навески закрылков, интерцепторов, предкрылков и элеронов.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.1.9.КСС крыла
Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.
Выбираем
балочно-стрингерный
фюзеляж.
Такая
схема
имеет
следующие преимущества: отсеки герметизированы (кроме хвостовой части),
повышенные характеристики
усталостной
прочности материала. Тип
фюзеляжа – полумонокок. Продольный набор состоит из стрингеров со
средним шагом 200 мм(шаг стрингеров по длине самолета меняется ).
Поперечный набор состоит из 81 шпангоутов с шагом 500 мм. Усиленными
являются
шпангоуты:
1,5,6,9,11,13,21,22,28,36,41,42,64,66,69,71,75.
Шпангоуты №1,5 предназначены для крепления фонаря, 16,13 – отсек
носовой стойки шасси, 9,11,21,22,64,66 – крепление входных дверей, 28,36передача сил и моментов с крыла самолета, 41,43 – отсек основной стойки
шасси, 69,71,75 – креплении ВО и ГО. Для иллюминаторов, люков и
аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных
силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для
дверей устанавливаем специальные бимсы. Для восприятия сил с ВО кроме
силового шпангоута ставим балку.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.1.10.КСС фюзеляжа
Выбор констуктивно-силовой схемы оперения.
Силовые элементы оперения должны быть увязаны друг с другом
силовыми элементами фюзеляжа. В конструкции ВО и ГО применим
двухлонжеронные схемы. Выбранная схема имеет следующие преимущества:
крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образованным
стенками лонжеронов и обшивкой; изгибающий момент воспринимается
двумя лонжеронами. Лонжероны крепим к шпангоутам №66 и №70 на
специальной балке. Нервюры распологаем перпендикулярно переднему
лонжерону. Шаг между нервюрами выбираем по тем же критериям, что и для
крыла. На ВО нервюры распологаем с шагом 450мм. Аналогично
распологаем нервюры и на ГО. Силовые нервюры имеют более мощные
пояса, и их стенки подкреплены стойками. На ВО нервюры №4,11,15,19
служат для крепления РН. На ГО нервюры №5,9,13,116 служат креплением
РВ. Стрингерный набор распологаем между лонжеронами. На ВО
распологаем стрингеры со средним шагом 200мм, а на ГО – 180мм. Такой
шаг намболее оптимален, так как более частое расположение стрингеров
приведет к увеличению массы конструкции, что нежелательно. КСС
оперения представлена на рис.1.12,1.13.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.1.11. КСС ВО
Рис. 1.12. КСС ГО
Выбор конструктивно-силовой схемы шасси.
КСС
шасси
должна
обеспечивать:
наименьшую
массу
шасси,
наименьший объем шасси убранном положении, простоту кинематической
схемы механизмов выпуска и уборки. Шасси выполнено по классической для
данного типа самолетов схеме: трехопорное с носовой стойкой (рис.1.14).
Носовая стойка телескопическая ломающимся подкосом. Подкос разгружает
стойку, уменьшает изгибающий момент и повышает жесткость. Колеса
убираются против потока в фюзеляж. Стойка крепится к шпангоутам №6 и
13. Основная стойка аналогичной схемы, крепится к нервюре №6 крыла и к
шпангоуту №44. Колеса убираются в фюзеляж.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.1.13 Схема уборки-выпуска основной стойки шасси
1.9 Выводы
В качестве выводов приведем краткое описание самолета.

Аэродинамическая схема – нормальная (классическая).

По конструктивным признакам – моноплан.

Схема расположения крыла относительно фюзеляжа по высоте –
низкоплан.

Крыло стреловидное.

Механизация
крыла
содержит
закрылки,
предкрылки,
интерцепторы и элероны, на которых находятся триммеры.

Схема оперения -нормальная.

Схема шасси - трехопорное с носовой опорой.

Тип опорного элемента колесный.

Схема убирания главных стоек шасси – колеса убираются в
фюзеляж.

Схема фюзеляжа - нормальная.

Тип фюзеляжа – полумонокок.

Конструкция крыла - кессонное с 2-мя лонжеронами.

Тип силовой установки ТРДД. Два двигателя расположены на
пилоне под крылом.
Размещено на http://www.allbest.ru/
2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета
2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной,
посадочной и крейсерской конфигурациях
Для определения лѐтных и аэродинамических характеристик ЛА схема
ЛА,
основные
геометрические
и
массовые
параметры,
а
также
характеристики двигателя известны, а аэродинамические характеристики ЛА
получены по програмным расчетам (см.приложение 1).
Построение приближенной взлетной и посадочной поляры.
При расчетах взлетных характеристик ЛА необходима его поляра,
построенная с учетом выпуска шасси, механизации крыла. Будем считать,
что выпуск шасси влияет только на величину сопротивления, увеличивая
коэффициент лобового сопротивления на C хш . Механизация крыла при
взлете увеличивает C xm на C х м ех , а C ym - на C ym . Одновременно с выпуском
механизации смещается в отрицательную сторону значения  0 на  0 , что
приводит до увеличения
C ya max
на
C ya max  C ya   0 ,
причем
C ya max
достигается приблизительно на тех же углах  , что и без механизации.
Таким образом получаем смещения:
Cya  Cya   '0 ; (2.1)


C xa  C xm  C xm  C х м ех  A  C ya  C ym 2 ; (2.2)
Определим влияние закрылков и предкрылков.
Закрылок однощелевой:
а  0.4; к  0.16; вз  0.3; Sкр.  240,8м2 ; S мех.  38м2 ; S мех.  0,22 .
Размещено на http://www.allbest.ru/
Предкрылок: впр.  0.713; S мех.  28м2 ; S мех.  0.24.
Определяем взлетную поляру:  з.  30 ;  пр.  18.5 .
Влияние закрылка:
Cхмеx.  7.2    вз.  S мех.   з.  sin  з.  cos 0.5  7.2  0.16  0.22  0.323  sin 30  cos 31.7  0.01976
C XM  C Xмех / 0,4  0,0494
С ХШ  0,0247 ; С Х  С Хмех  С ХШ  0,0444
 0  5.6  a  5.6  0.4  2.24 
Табл.2.1
Суа
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
1,488
Сха
0,0609813
0,067182
0,077516
0,091983
0,110585
0,133319
0,160188
0,173319
Cya  5.19 ; Cya  Cya  взл  0,544 ;  0  6 0 ;
Определяем посадочную поляру:  з.  45 ;  пр.  18.7
Влияние закрылка:
3
C ya max  а  C ya  в з.  sin  з.  S мех.  cos 4  0.5  0.4  3.7  0.244  sin 45  0.323  cos3 / 4 31.7  0.198
Cхмеx.  7.2    вз.  S мех.   з.  sin  з.  cos 0.5  7.2  0.16  0.22  0.323  sin 45  cos 31.7  0.02964
 0  5.6  a  5.6  0.4  2.24 
Cya  5.19 ; Cya  Cya   пос  0,9067 ;  пос  10 0 ;
Табл.2.2
Суа
0,2
0,4
0,6
0,8
1
1,2
1,4
1,488
Сха
0,083214
0,089414
0,099748
0,114216
0,132817
0,155552
0,18242
0,195552
Размещено на http://www.allbest.ru/
Строим зависимости C ya ( ) и C хa (С уа ) (рис.2.1).
Рис.2.1 Зависимости C ya ( ) и C хa (С уа ) .
Полетные поляры.
Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) ЛА пользуються
полетными полярами. Задаемся значениями высоты полета H (0,3,6,11 км).
Для каждой скорости M (0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.2) и высоты H, с учетом
расчетной массы ЛА, находим необходимое значение C уа г и C xai по
формулам[15]
Полученные значения заносим в табл.2.3.
Табл.2.3
Н=0
Н=3
Н=6
М
q
Cyа
Cx0
A
Cxа
K
0.2
2837.1
1.804926
0.0162
0.0517
0.184696
9.77
0.4
11348.4
0.451231
0.0153
0.05163
0.025852
17.45
0.6
25533.9
0.200547
0.0148
0.0515
0.016901
11.86
0.8
45393.6
0.112808
0.0263
0.05139
0.026954
4.185
1.2
102135.6
0.050137
0.1372
0.1853
0.137676
0.36
М
q
Cyа
Cx0
A
Cxа
K
0.2
1963,388
2,608122
0,0167
0.0517
0,368419
7.07
0.4
7853,552
0,65203
0,0157
0.05163
0,03771
17.29
0.6
17670,49
0,028979
0,0152
0.0515
0,019555
14.81
0.8
31414,21
0.163008
0,0266
0.05139
0,028046
5.81
1.2
70681,97
0.072448
0,1375
0.1853
0,138523
0.52
М
q
Cyа
Cx0
A
Cxа
K
0.2
13222,10
3,873186
0,01729
0.0517
0,792871
4.88
Размещено на http://www.allbest.ru/
Н=11
0.4
5288,416
0,968296
0,01627
0.05163
0,064678
14.97
0.6
11898,94
0,430354
0,01548
0.0515
0,025018
17.2
0.8
21153,66
0,242074
0,02714
0.05139
0,030151
8.02
1.2
47595,74
0,107588
0,13797
0.1853
0,140115
0.767
М
q
Cyа
Cx0
A
Cxа
K
0.2
635,6
8,056568
0,01849
0.0517
3,374249
2.38
0.4
2542,4
2,014142
0,01736
0.05163
0,226811
8.88
0.6
5720,4
0,895174
0,01674
0.0515
0,058009
15.43
0.8
10169,6
0,503536
0,02814
0.05139
0,04117
12.23
1.2
22881,6
0,223794
0,13389
0.1853
0,14317
1.56
Определим C уа m ax для каждой принятой высоты H, построив на графике
C ya m ax  f ( M )
графики C уаг  f ( M ) H cos nt (рис.2.2). По точкам пересечения
определяем C уа m ax для каждой H. Из-за того, что использовать в полете C уа m ax
невозможно из-за сваливания ЛА на крыло, за наибольшее значение C уа ,
принимают гранично-допустимое значение C уа доп . Можно принять, что
C уа доп  0.8С ya m ax.
Рис 2.2 Зависимости C ya  f ( M ) Н const и C уаг  f (С хаг ) H cos nt .
Построим график зависимости max аэродинамического качества в
зависимости от величины числа М для каждой из фиксированных высот Н.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.2.3 Зависимости К m ax  f ( M ) Н const .
Расчет потребных тяг
В соответствии с формулами производим расчет потребных тяг.
Раг(Н,М)=Хаг(Н,М)
2
X АГ  (С Х 0  АСYAГ
)  q  S  C XAГ qS ;
S-площадь крыла (S=240,8
м 2 ),
значения Схаг и q берем из
предыдущей таблицы
Результаты расчетов приведены в табл. 2.4.
Таблица 2.4
Pпг,кН
M
0
3
6
11
0,2
126,1795
174,1825
252,4206
516,4371
0,3
75,25847
91,03382
121,625
234,2706
0,4
70,64665
71,31503
82,36448
138,8559
0,5
82,66771
72,24828
71,16391
98,25147
0,6
103,9186
83,20724
71,68327
79,90559
0,7
155,2935
116,7031
91,4123
77,91487
0,8
294,6279
212,1514
153,5855
100,8183
1,2
3386,033
2357,685
1605,865
788,8535
Размещено на http://www.allbest.ru/
2.3 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)
Для расчета располагаемой тяги зададимся степенью сжатия воздуха в
компрессоре
 к =16
и
суммарной
статической
тягой
двигателей:
Ро  210  2  420 кН . С помощью графиков из каталога двигателей определим
значение коэффициента тяги  P для различных высот и чисел М и найдем
значения распологаемых тяг по формуле[15].
Вычисления представлены в табл. 2.3.
Таблица 2.5.
H , км
M
0.2
0.4
0.6
0.8
1.2
0
 P0
0,7645
0,7124
0,8843
1,3209
3,15
160,54
149,60
185,71
277,38
661,52
0,64
0,605
0,75
1,122
2,67
136,42
127,13
157,81
235,72
532,15
0,5454
0,508
0,6309
0,9423
2,247
114,54
106,73
115,04
197,90
471,96
0,394
0,3677
0,4564
0,681
1,62
82,86
77,21
95,85
143,167
341,43
Pp 0
3
 P3
Pp 3
6
, кН
 P6
Pp 6
11
, кН
, кН
 P11
Pp11
Определение
, кН
характеристик
скоростного
горизонтального
прямолинейного установившегося полета и построение высотно-скоростной
диаграммы.
Вычислим M max , M m in теор , M нв , и M крс по графику потребных и
распологаемых тяг, заносим их в табл.2.4.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Таблица2.6.
H,км
0
3
6
11
Mmax
0,772
0,813
0,83
0,87
0,23
0,3
0,37
0,55
M нв
0,378
0,439
0,552
0,665
M крс
0,503
0,575
0,83
0,87
M min
теор
Определим теоретическую статическую граничную высоту полета
H ст. реж по формулам [15]. Cтроим высотно-скоростную диаграмму и графики
потребных и располагаемых тяг (рис2.4).
Рис.2.4 Графики потребных и распологаемых тяг и диаграмма Н=f(М)
2.4 Выводы
Аэродинамический расчет показал: самолет является статически
устойчивым и управляемым; профильное сопротивление самолета с
увеличением М кр падает, самое большой вклад в профильное сопротивление
вносит фюзеляж, а самый малый – оперенье; волновое сопротивление
ничинается с
М кр ,
которое определяет границу верхних дозвуковых
скоростей, С хв возрастает по параболическому закону; основной вклад в
производную С  уа вносит крыло, так как является несущей поверхностью и
главным создателем подьемной силы самолета, фюзеляж и мотогондолы
Размещено на http://www.allbest.ru/
практически не создают подьемной силы, подьемную силу ГО выделяют
отдельным слагаемым; max значение подьемной силы в зависимости от числа
М  падает, так как С уа m ax относится к параметрам, определяющим летно-
технические характеристики самолета, а самолет дозвуковой и при
приближении к
определяется
М
его характеристики ухудшаются; max качество
найвыгоднейшими
С
уа
и
 нв .
К m ax
увеличивается
с
увеличением М  , а с учетом dC хi кривая получается более плавная; х f
фюзеляжа отрицательный и лежит вне самолета, это связано с тем, что
сужающаяся кормовая часть создает отрицательную подьемную силу, фокус
крыла проходит немного дальше положения ц.т., ГО – почти посередине
корневой хорды ГО, вцелом х f самолета без ГО находится перед ц.т.
самолета, что свидетельствует об устойчивости и управляемости самолета;
влетная и посадочная поляры (рис.2.1) отличается от поляры при Н=0 из-за
влияния средств мехенизации, которые улучшают его характеристики.
Размещено на http://www.allbest.ru/
3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной
зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло,
построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов
Модификация крыла
В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку на виде в
плане его консоли имеют стреловидную форму.
 0исх   0 мод
S кр.исх  S кр. мод
в конц.исх  в конц. мод Lкр.исх  Lкр. мод
Sкр=2*1/2*(В0мод+Вконц)*1/2Lкр;
240,8=(2,22+Вомод)*0,5*44,33;
В0мод=8,65 (м)
По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность 30. Поскольку эта
линия считается осью балки, то согласно требованиям теории тонкостенных
стержней
замкнутого
поперечного
сечения
она
должна
быть
перпендикулярной заделке. Действительная и повѐрнутая консоли показаны
на рис. 2. Размах крыла при указанном повороте изменился.
Самолѐт является низкопланом, ввиду чего согласно [3] подъѐмная
сила на участке фюзеляжа не учитывается.
Геометрические данные крыла
Геометрические данные повѐрнутого крыла (рис.3.2) представлены в
табл.3.1.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Табл.3.1
b0, м
bк, м
S кр , м2
c,%
λ
η
2L конс , м
8,4
2,1
243,8
14
8,92
4
23,2
Площадь двух консолей повѐрнутого крыла находим из формулы :
S кр = 0,5(b б + b к)  2L конс = 0,5(8,4 + 2,1)2*23,2 = 243,8 м 2 .
Найдѐм положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии
2м от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна b = 7,2м. Изобразим в
этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рис.3.3) . Разместим в нѐм
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 = 22 ; C y = 1,55 ; C x = 0,173 .
Рис.3.1. Действительная и повѐрнутая консоли крыла
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.3.2. Профиль расчѐтного сечения
Распределение топлива в крыле. Топливные баки располагаются в
местах, свободных шасси, между передним и задним лонжеронами.
Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле
S т.б. (z) =  S трап (z) , (3.1)
где множитель S
трап
(z) равен площади трапеции, основания которой
совпадают с высотами лонжеронов в сечении z , а высота - с расстоянием
между лонжеронами в этом сечении ; коэффициент  = 0,9 учитывает, что
площадь сечения топливного бака несколько меньше площади указанной
трапеции. Используя соотношение для площади трапеции, имеем
S трап (z) = 0,5 ( H 1 + H 2 )  0,5b
где H
1
, H
2
- высоты переднего и заднего лонжерона. Для нашего
профиля H 1 = 0,1338b; H2 =0,0852 b . Поэтому
Sт.б.(z)=0,9·0,5 (0,1338 b+0,0852 b) ·(0,7-0,2) · 0,5b = 0,041b 2 (3.2)
Максимальный запас топлива M т max = 52712кг. Поскольку ρ т = 0,8 т / м
3
= 800 кг / м 3 , имеет место
V т = M т max / ρ т = 52712: 800 = 65,89 м 3 .
В каждой консоли крыла располагается половина потребного топлива :
Размещено на http://www.allbest.ru/
V потр = 0,5 V т = 0,5 · 19,105 = 9,55 м 3 .
Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки
на расстоянии 1м от бортовой нервюры. Бак или секцию считаем усеченной
пирамидой с высотой l т.б. , площадь большего основания которой равна S 1 ,
меньшего- S 2
1
1
Vт.б .  Lтб (вб2  в 2 прав  вб  вправ )   0,0493 20  (7,82  2,32  7,8  2,3)  27,46 м 3
3
3
(3.3)
Чтобы топливные баки можно было считать сосредоточенными
грузами, их следует поделить на секции, длины которых примерно равны
десятой части длины консоли. Топливный бак разобьѐм на 8 секций, каждая
длиной l = 2,5м. Найдѐм объѐм каждой из секций. Длины хорд на границах
секций опять определяем из вида консоли в плане, выполненного в масштабе.
Рис.3.3. Размещение топлива
1
2
Vc  lc (в л2  впр
 в л  впр )
3
в 1л  7,8 м; в1л  7,1м; lc  2,5 м.
V сек.,1 = 0,33·0.049·2,5·[7,82+ 7,12 +7,8·7,1] =6,831 м3.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Для второй секции
в л2  7,1м; в л2  6,44 м; lc  2,5 м.
V сек.,2 = 0,33·0.049·2,5·[7,12+ 6,442 +7,1·6,44] =5,644 м3.
Для третьей секции
в л3  6,44 м; в л3  5,8 м; lc  2,5 м.
V сек.,3 = 0,33·0.049·2,5·[6,442+5,82 +6,44·5,8] =4,592 м3.
V сек.,4 = 0,33·0.049·2,5·[5,82+5,12 +5,8·5,1] =3,644 м3.
V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[5,12+4,42 +5,1·4,4] =2,77 м3.
V сек.,6 = 0,33·0.049·2,5·[4,42+3,732 +4,4·3,73] =2,029 м3.
V сек.,7 = 0,33·0.049·2,5·[3,732+3,052 +3,73·3,05] =1,41 м3.
V сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[3,052+2,42 +3,05·2,4] =0,914 м3.
Масса топлива в каждой секции равна
M i = ρ т·V i , (3.4)
где V i - объѐм 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 усечѐнной пирамиды [3].
∆z ц.т. = 0,25·l·[ в2л +3·в2пр + 2·(вл·впр)] / [в2л +в2пр + вл·впр] , (3.5)
где l - длина секции. Размер z
ц.т.
откладывается от большего
основания. Массы и силы тяжести топлива в секциях, размеры z
ц.т.
каждой секции приведены в табл. 2. Там же даны координаты z
центра
ц.т.,i
для
Размещено на http://www.allbest.ru/
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.
Табл.3.2
№
Мт.б.(кг)
∆z
zц.т.(м)
Gт.б.(кН)
1
5464,8
1,212
1,212
53,61
2
4515,4
1,207
3,707
44,29
3
3673,8
1,206
6,206
36,04
4
2914,8
1,196
8,696
28,59
5
2215,12
1,188
11,188
21,73
6
1623
1,181
13,681
15,92
7
1130
1,166
16,166
11,08
8
731,16
1,151
18,651
7,17
Определение нагрузок на крыло.
На крыло воздействуют распределѐнные по поверхности воздушные
силы, распределенные объѐмные силы от конструкции крыла и от
помещѐнного в крыле топлива, сосредоточенные силы от масс агрегатов,
расположенных в крыле.
Прочность крыла определим в предельном, а не в эксплуатационном
состоянии. Найдѐм коэффициент расчѐтной перегрузки по формуле [10] :
n py  n эу  f , (3.6)
где n эу - коэффициент эксплуатационной перегрузки для заданного
расчѐтного случая;
f - коэффициент безопасности ; f = 1,5.
Для величины nэу в расчѐтном случае А в Нормативных материалах [1]
приведено соотношение
Размещено на http://www.allbest.ru/
n эу = 2,1 + 10980 / (m пол + 4540) , (3.7)
где m пол – полѐтная масса самолѐта – примерно равно Мвзл, за вычетом
топлива на рулежку, прогрев и проверку двигетелей, разбег, начальный этап
взлета. Оценим это количество в 200кг.
.
m пол = m взл. – mвыг
= 135158– 200 = 134958 кг
т
тогда n эу = 2,1 +10980 / (134958 + 4540) = 2,17, но в [1] имеется
требование, по которому принимаем n эу =2,5.
n py = 2,5·1,5 = 3,75.
По длине крыла воздушная нагрузка q
возд
распределяется по закону
относительной циркуляции [10] :
q ( z) 
в
y
n yp  Gпол
L
 Г ( z ) , (3.8)
где z = 2z / l , причѐм l = L
кр
для высокоплана ; l = 2L
конс
для
низкоплана ; функция Г( z ) называется относительной циркуляцией;
l = 42м – длина двух консолей крыла, поскольку самолѐт является
низкопланом. Если угол между линией центров давления и осью z не равен
нулю, то
Г = Гпл + ∆Гстр , (3.9)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Для поправки Г стр. можно использовать приближѐнную формулу [3]
∆Гстр(z) = ∆Гстр( z , 45°) · χ 0,25 / 45°. (3.10)
Выполняем на плане исходного крыла геометрическое построение и с
достаточной точностью находим tg  0,25 . После чего определяем, что  0,25 =
30.
∆Гстр = ∆Гстр ( z , 45° )·30 / 45 = 0,778·∆Г ( z , 45°) .
qвy (z) =(3,75·1323,3938)/42Г(z)=118208,7Г(z)
Массовую нагрузку конструкции крыла находим по формуле [3]
q кр
у
n py  G кр
z  
 bz  . (3.11)
S
Учитываем, что m кр = 12975
qкр
у z  = ( 3,75·127285)/243,8(z) =1957,83 b(z) .
Теперь можно найти суммарную погонную нагрузку на крыло,
действующую в направлении оси "у" связанной системы координат :
q y  q вy  q кр
y . (3.12)
Результаты вычислений занесены в табл.3.3.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Таблица3.3
№
zi
Гпл
∆Гстр
Г
qyв(кН)
qyкр(кН)
q(кН)
Г45
b(z)(м)
0
0
1.3859
-0.156
1.161
145,3
15,3
130,1
-0.235
7,8
1
0.1
1.3701
-0.116
1.194
148,3
14,2
134,2
-0.175
7,23
2
0.2
1.3245
-0.082
1.195
146,9
13,03
133,9
-0.123
6,66
3
0.3
1.2524
-0.048
1.167
142,4
11,9
130,5
-0.072
6,09
4
0.4
1.1601
-0.016
1.129
135,3
10,8
124,5
-0.025
5,52
5
0.5
1.0543
0.016
1.076
126,6
9,7
116,9
0.025
4,95
6
0.6
0.9419
0.049
1.014
117,2
8,6
108,6
0.073
4,38
7
0.7
0.8271
0.074
0.940
106,6
7,45
99,1
0.111
3,81
8
0.8
0.7051
0.09
0.848
94,03
6,34
87,7
0.135
3,24
9
0.9
0.5434
0.093
0.718
75,3
5,22
70
0.140
2,67
10
0.95
0.4092
0.083
0.557
58,2
4,6
53,6
0.125
2,36
11
1
0.000
0.000
0.000
0.000
4,1
-4,1
0.000
2,1
Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных
моментов.
При определении поперечных сил и изгибающих моментов от
распределѐнных нагрузок пользуются следующими формулами:
Q y (z) 
0,5l
0,5l
z
z
 q y z   dz ; M z (z)   Q y z   dz . (3.13)
Интегрирование
осуществляется
методом
трапеций.
Результаты
вычислений приведены в табл.3.4. При этом используются следующие
соотношения [8] :
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 . (3.14)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Табл.3.4
№
zi
∆zi
qi(м)
∆Qi(кН)
Qi(кН)
∆Mi(кНм)
Mi(кНм)
0
0
-
130,1
-
2265,3
-
20548,4
1
0.1
2,1
134,2
277,5
1987,8
4465,8
16082,6
2
0.2
2,1
133,9
281,5
1706,3
3878,9
12203,7
3
0.3
2,1
130,5
277,6
1428,7
3291,8
8911,9
4
0.4
2,1
124,5
267,8
1160,9
2719,1
6192,8
5
0.5
2,1
116,9
253,4
907,5
2171,9
4020,9
6
0.6
2,1
108,6
136,4
670,7
1657,1
2363,8
7
0.7
2,1
99,1
218,1
452,6
1179,5
1184,28
8
0.8
2,1
87,7
196,1
256,5
744,6
439,7
9
0.9
2,1
70
165,6
90,9
364,7
74,9
10
0.95
1,05
53,6
64,9
25,9
61,34
13,63
11
1
1,05
-4,1
25,9
0.000
13,63
0.000
Необходимо определить поправки поперечных сил и изгибающих
моментов от воздействия сосредоточенных сил (двигатель, секции топлива,
что показано на рис.3.5). Обозначая сосредоточенные объѐмные силы через P
i
, запишем
P i = n p · g · M г р , i ; M x , i = P i · z г р , i , (3.15)
где M
г
р
,
i
- масса i-го сосредоточенного груза. Проведѐм
соответствующие вычисления для данного самолѐта.
М т.с., 1 =5464,8 кг ; P т.с., 1 = 3,75 · 9,8 ·5464,8 =200,8кН,
М т.с., 2 = 4515,4кг ; P т.с., 2 = 3,75 · 9,8 · 4515,4 =165,9кН,
М дв =3981кг ; P т.с.,дв = 3,75 · 9,8 · 3981= 146,3кН,
М т.с., 3 =3673,8 кг ; P т.с., 3 = 3,75 · 9,8 · 3673,8 = 135,01кН,
М т.с., 4 = 2914,8кг ; P т.с., 4 = 3,75 · 9,8 · 2914,8 =107,12кН,
М т.с.,5 =2215,2кг ; P т.с., 5 = 3,75 · 9,8 · 2215,12 = 81,4кН,
М т.с., 6 =1623 кг ; P т.с., 6= 3,75 · 9,8 · 1623 = 59,6кН,
М т.с., 7 = 1130кг ; P т.с.,7 = 3,75 · 9,8 · 1130 = 41,53кН,
Размещено на http://www.allbest.ru/
М т.с.,8=731,16кг ; P т.с., 8 = 3,75 · 9,8 · 731,16 = 26,87кН,
∆М х., т.б., 1 = 200,8 ·1,212 = 243,37 кН·м; ∆М х., т.б., 4 = 107,12 ·8,696 = 931,5
кН·м ;
∆М х., т.б., 2 = 165,9·3,707 = 614,99 кН·м; ∆М х., т.б., 5 = 81,4 ·11,188 = 910,7
кН·м ;
∆М х., т.б., дв = 146,3 ·5,17 = 756,37 кН·м; ∆М х., т.б., 6= 59,6 ·13,681 = 815,39
кН·м ;
∆М х.,
т.б., 3
= 135,01 ·6,206 = 837,87 кН·м; ∆М х., т.б., 7 = 26,87 ·18,651 =
501,15 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 ву и qукр. .
Для погонных моментов:
m z = q ву  е  q укр  d (3.16)
где е и d - расстояния от точек приложения погонных нагрузок q ву и q укр
до оси приведения (рис.3.6 ) ;
e i = z i · tg γ + 0,25·b i ; (3.17)
Значение tg γ = 0,14 берем из выполненного в масштабе рис.3.5.
d i = const = 0,4·b 0 = 3,2 м .
Размещено на http://www.allbest.ru/
Интегрируя эпюру m
z
, получаем приведенные моменты M
z
от
воздействия распределѐнных 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 , M z , 11 =0
Результаты расчѐтов заносим в таблицу 3.5
Рис. 3.4. Иллюстрация к соотношению (3.16)
Табл.3.5
i
zi
∆zi
qвni(кН)
еi(м)
е
qкрni(кН)
di(м)
mzi(кНм)
0
0
0.000
143,9
2,13
15,1
3,2
258,4
1
0.1
2,1
146,8
2,21
14,03
3,2
279,6
564,9
4816,6
2
0.2
2,1
145,5
2,29
12,9
3,2
291,5
599,6
4216,9
3
0.3
2,1
141
2,37
11,8
3,2
295,8
616,6
3600,3
4
0.4
2,1
133,9
2,44
10,7
3,2
293,1
618,4
298
5
0.5
2,1
125,3
2,52
9,6
3,2
285,3
607,3
2374,6
6
0.6
2,1
116,01
2,59
8,5
3,2
274,5
587,7
1786,8
7
0.7
2,1
105,5
2,68
7,4
3,2
258,9
560
1226,8
8
0.8
2,1
93,1
2,75
6,3
3,2
236,5
520,1
706,7
9
0.9
2,1
74,5
2,83
5,2
3,2
194,6
452,6
254
10
0.95
1,05
57,6
2,88
4,57
3,2
151,1
181,5
72,5
11
1
1,05
0.000
2,91
4,07
3,2
-13,02
72,5
0
∆Mzi(кНм)
qкр- у
Mzi(кНм)
5381,5
После чего выполняем учѐт сосредоточенных грузов. Используем
формулу
Размещено на http://www.allbest.ru/
р
агр
 r k , (3.28)
M zагр
, k   n Gk
где r k - расстояние от центра тяжести k-го агрегата до оси приведения.
Значения r k берѐм в масштабе из рис.3.5.
r 1 = 3,9 м; ∆M z , 1 = 3,75·53,61·3,9= 776,2 кН м;
r 2 = 3,77 м; ∆M z , 2 = 3,75·44,29·3,77 = 619,88 кН м;
r дв = 0,7 м; ∆M z , дв = 3,75·39·0,7 = 101,35 кН м;
r 3 = 3,71 м; ∆M z , 3= 3,75·36,04·3,71 = 496,39 кН м;
r 4 = 3,66 м; ∆M z , 4 = 3,75·28,59·3,66 = 388,47 кН м;
r 5 = 3,6 м; ∆M z , 5 = 3,75·21,73·3,6 = 290,42 кН м;
r 6 = 3,55 м; ∆M z ,6 = 3,75·15,92·3,55 = 209,81 кН м;
r 7 =3,5 м; ∆M z , 7 = 3,75·11,08·3,5 = 143,97 кН м;
r 8=3,44 м; ∆M z , 8 = 3,75·7,17·3,44 = 91,57 кН м;
Эпюры qвy , q кр
y , Q y , M x , m z , M z приведены на рис.3.7 , … , рис.3.11.

Рис.3.5. Эпюры qвy , qкр
y , qy
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.3.6. Эпюра Qy
Рис.3.7. Эпюра Mz
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.3.8. Эпюра Mx
Рис.3.9. Эпюра mz
Размещено на http://www.allbest.ru/
3.2 Выбор материала лонжерона крыла
Материал, применяемый для изготовления элементов лонжерона,
должен обеспечивать min массу конструкции при достаточной прочности,
ресурсе
и
возможно
большей
жесткости,
допускать
применение
высокопроизводительной технологии, быть удобным при ремонте и
недорогим. При выборе материала с высокой массовой эффективностью
используют удельные показатели, которые определяются для каждого вида
нагружения.
Удельные
показатели,
получившие
название
весового
совершенства материала, широко используют для оценки эффективности
различных сплавов и выбора рационального из них. По статистике для
изготовления поясов лонжерона пассажирских и транспортных самолетов
чаще всего применяют алюминиево-медные сплавы. Эти сплавы прверены на
практике, имеют хорошие характеристики выносливости и живучести,
малочувтвительны к концентраторам напряжений, возникающим при сборке.
В соответствии со вышеперечисленным выбираем материал Д16Т и для
поясов, и для стенок лонжерона. Он имеет следующие механические
характеристики : σ в = 550 МПа , Е = 0,72·10 5 МПа , σ пц = 384 МПа , σ т = 410
МПа , относительное удлинение δ = 0,1.
Для обшивки подбираем метериал Д16Т, имеющий следующие
механические характеристики : σ в = 440 МПа , Е = 0,71·10 5 МПа , σ пц = 270
МПа , σ т = 300 МПа , относительное удлинение δ = 0,1.
3.3 Выводы
В результате расчѐтов было определено размещение топлива в крыле,
нагрузки на крыло, построены эпюры поперечных сил, изгибающих и
крутящих моментов. Значения поперечной силы и изгибающего моментов в
корневом, расчетном и концевом сечении приведены в таблице 3.6.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Табл.3.6
Q
, кН
M х
, кН·м
Корневое сечение
1299,1
14266,5
Расчетное сечение
1106,56
9324,3
Концевое сечение
90,9
74,9
Размещено на http://www.allbest.ru/
4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегатов самолета
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла
4.1.1
Аналаз
конструктивно
–
технологических
особенностей
лонжеронов крыла заданного типа самолетов
Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в
значительной степени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла
самолета
в
целом.
конструктивного
Многообразие
выполнения
расчетных
лонжеронов
схем
и
вариантов
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.
4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно – силовой схемы
агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих
на лонжерон
Спроектируем передний лонжерон крыла. Для этого рассмотрим
данный лонжерон в трех сечениях: b1=8.04 м, b2=7,23 b3=2,67 м. По КСС
выбираем балочный одностеночный лонжерон. По форме поперечного
сечения – двутавр. Он меньше по массе по сравнению со швеллерным при
больших
интенсивностях
нагрузки.
По
технологическим
признакам
Размещено на http://www.allbest.ru/
выбираем сборный лонжерон, так как он обладает большей надежностью,
чем монолитный.
Нагрузки на крыло были определены в разделе 3. Определим нагрузки
на лонжерон в каждом из сечений. Поперечная сила воспринимается
стенками лонжеронов и распределяется между ними пропорционально
изгибной жесткости лонжеронов. В крыле значения поперечной силы,
воспринимаемой первым и вторым лонжеронами, в первом приближении
могут быть определены по формулам:
Q1  Q
Н 12
Н 22
;
, (4.1)
Q

Q
2

Н12  Н 22
Н 12  Н 22
где H1 и H 2 - строительные высоты первого и второго лонжеронов
соответственно.
Изгибающий
момент
распределяется
между
лонжеронами
пропорционально их изгибной жесткости и может быть определен как:
M 1  M  (1-
где
)
Н12
, M 2  M  (1Н12  Н 22
)
Н 22
, (4.2)
Н12  Н 22
=0.7 – коэффициент восприятия момента панелями (обшивкой).
Результаты расчетов приведены в таблице 4.1.
Таблица 4.1
Н1(м)
Н2(м)
Q1(кН)
M1(кН)
1сечение
1,076
0,685
924,44
3046
2сечение
0,969
0,617
787,34
1190
3сечение
0,359
0,229
64,61
15,97
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов
лонжерона из условий обеспечения статической прочности и минимума
массы
Материал
для
лонжерона
выбран
в
разделе
3.
Определим
проектировочные параметры поясов. Выбор параметров поясов балочного
лонжерона проводим в такой последовательности:
1. Назначаем величину уровня расчетных напряжений в зависимости от
требуемого ресурса Т=20000 полетов. Для заданного материала Д16Т:
нижний пояс  P  300 МПа , верхний пояс  P  360 МПа .Определяем по
графикам 4.3-4 [] соотношение  р /  В
2. По уровню  р /  В определяем max отношение b/δ;
3. По формуле (4.3) в зависимости от формы поперечного сечения
лонжерона вначале определяем величину правой его части, а затем по
графику 4.7 [6] величину δ/Н;
Выражение для двутаврового сечения:
3
H
3

2
H
2

M 1
1
1
(4.3)
3
H  в  p /  в 2b / 
4. Поскольку Н задано, то определяем δ, а затем ширину полки b.
Результаты расчетов занесем в таблицу 4.2.
Таблица 4.2
1 сечение
 р / В
b/δ
3
H3

2
δ/Н
δ( мм)
b( мм)
H2
Верхний пояс
0.82
5.8
-0.00058
0.026
27.98
162.28
Нижний пояс
0.68
6.7
-0.00061
0.028
30.13
201.87
2 сечение
 р / В
b/δ
δ/Н
δ
b
3
H3

2
H2
Верхний пояс
0.82
5.8
-0.00052
0.024
23.26
134.9
Нижний пояс
0.68
6.7
-0.00055
0.025
24.22
162.3
Размещено на http://www.allbest.ru/
 р / В
1 сечение
b/δ
3
H3
2

δ/Н
δ
b
H2
Верхний пояс
0.82
5.8
-0.00082
0.03
10.77
62.47
Нижний пояс
0.68
6.7
-0.00086
0.031
11.13
75.56
Округляем полученные значения размеров пояса и находим площади
поясов. Результаты заносим в таблицу 4.3.
Таблица 4.3
1 сечение
δ( мм)
b( мм)
F( ммІ)
Верхний пояс
28
163
9128
Нижний пояс
31
202
12524
2 сечение
δ
B
Верхний пояс
24
135
6480
Нижний пояс
25
163
8150
1 сечение
δ
B
Верхний пояс
11
63
1386
Нижний пояс
12
76
1824
К поясу необходимо прикрепить обшивку крыла и стенку лонжерона.
Для этой цели чаще всего у пояса лонжерона выполняют специальные
"лапки".
Толщину
"лапок"
л
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 до каждого из краев было не меньше двух
диаметров.
Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров
"лапок" на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности.
Условие прочности –  вп  л   во  о .
Условие жесткости – (  л ) 2  6... 8 .
Условие технологичности – л  3,0 мм для дуралюминиевых сплавов
и л  2,0 мм – для сталей. В этих условиях:
Размещено на http://www.allbest.ru/
вп - предел прочности материала пояса;
вo - предел прочности материала обшивки;
o - толщина обшивки.
Условия выполняются для всех сечений.
Выбираем толщину лапок  л для каждого сечения.  л для каждого
сечения приведены в таблице 4.4.
Таблица 4.4
 л (мм)
1 сечение
7.5
2 сечение
7
3 сечение
3
Проектирование стенки лонжерона.
В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из
собственно стенок и подкрепляющих стоек. Выбор параметров проводим в
такой последовательности:
1. Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-δ (4.4)
2. Определим параметр нагруженности на балку Q / hэф ;
3. Находим по рис. 5.4 [6]  п – максимальное полезное напряжение
сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае
равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).
4.Определяем по рис. 5.5 [6] отношение hэф /  факт , на основе которого
определяем
минимально
потребную
толщину
стенки
(минимально
потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом
минусового допуска ). 5.По рис. 5.6 [6] находим отношение t / hэф , а по нему –
оптимальный шаг стоек; 6.По рис. 5.7 [6] определяем оптимальное значение
Размещено на http://www.allbest.ru/
относительной затраты материала стойки на стенку   Fст / t с , а по ней –
потребную минимальную площадь сечения стойки Fст  t с ;
5. По рис.5.8 [6] находим оптимальное значение отношения толщины
лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины
лапки,
прикрепленной
стенке  ст .
к
Толщина
полки
стойки,
  0,67  ст :
перпендикулярной к стенке, должна быть  ст
 ,  ст
6. Зная потребную площадь стойки Fст и толщины ее полок  ст
выбираем нормаль профиля. Выбираем профиль ПР100 №4(рис. 2.1.11.):
7. После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует
определить фактический шаг стоек:
tфакт  Fст.факт /  факт
(4.5)
Результаты расчетов для трех сечений занесем в таблицу 4.5.
Таблица 4.5
1сечение
2сечение
3сечение
hэфф (М)
1.0465
0.9445
0.3475
Q / hэф
918.75
939.46
731.4
 п (МПа)
140
142
125
hэф /  факт
225
230
350
с
3.5
3
1,5
t / hэф
0.25
0.28
0.23
t (мм)
260
235
80

0.39
0.38
0.41
354.9
267.9
32.8
Выбор профиля
ПР100-№59
ПР100-№42
ПР111-№11
 ст. /  с
1.33
1.32
1.47
t факт
262
271
81
(мм)
Fст
(ммІ)
(мм)
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений
силовых элементов лонжерона
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 по следующему
выражению:
Pзср( б )  
Qt
, (4.6)
hэфm
где m – число рядов крепежных элементов;
t – шаг крепежных элементов в ряду;

– коэффициент неравномерности распределения касательных
напряжений в стенке, принимаемый равным 1,1.
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 . Наивыгоднейший шаг t=20мм. Выберем заклепку и материал.
Результаты расчетов занесем в таблицу 4.6.
Таблица 4.6
1 сечение
2 сечение
3 сечение
9716.9
9169.6
2045.2
d( мм )
6
6
3
Материал
Д16П
Д16П
Д16П
Pзср
(Н)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Шаг между рядами выбираем t1  14 мм для сечений 1и2, для сечения 3 t1  8 мм .
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 ) 
0,1tфакт фактQ
m0,4 Fст.факт  tфакт факт 
, (4.7)
здесь m – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к
ребру пояса, m  2 Результаты в таблице 4.7.
Таблица 4.7
1 сечение
2 сечение
3 сечение
41398
35904
3053
d( мм )
6
6
3
Материал
Д16П
Д16П
Д16П
Pзср(б )
(Н)
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 , (4.8)
Размещено на http://www.allbest.ru/
где t1 – шаг крепежных элементов соединения, t1  20 мм ;
 в – предел прочности материала стенки;
c
– коэффициент, принимающий значение 0,22 для односторонних
заклепок.
Результаты в таблице 4.8.
Таблица 4.8
Pзотр
(б )
(Н)
d( мм )
1 сечение
2 сечение
3 сечение
9004.5
7950.2
1922.17
5
4
3.5
Соединение пояса с панелью
Крепежные элементы продольных соединений поясов и панелей крыла
нагружается потоком касательных усилий, возникающих в результате
восприятия кессонной частью крыла крутящего момента. Если известен
крутящий момент, усилие среза, действующее на один крепежный элемент,
определяют по формуле:
Pзср( б )  
M кр t 2
m
, (4.9)
где M кр – крутящий момент в расчетном сечении крыла;
t2 – шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью;
 – удвоенная площадь кессонной части крыла;
m
– число рядов крепежных элементов m=1;
 – коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1.
Величина крутящего момента может быть определена как
Размещено на http://www.allbest.ru/
M кр  Q xц .ж  xц .д  ,
(4.10)
где xц .ж – положение центра жесткости крыла в расчетном сечении;
x ц .д
– положение центра давления крыла в расчетном сечении.
Ω=2(Н1+Н2)/2 * b2.
Результаты в таблице 4.8.
Таблица 4.9
1 сечение
2 сечение
3 сечение
934,8
768,11
11,76
Ω(ммІ
4261.3
2432
528.4
Pзср(б )
6824.3
5932.8
1239.8
d( мм )
6
6
3
Материал
Д16П
Д16П
Д16П
M кр
(кНм)
(Н)
4.1.5 Выводы
По конструктивно-силовой схеме лонжерон балочного типа. Он
представляет собой двухпоясную балку со стенкой, подкрепленной стойками.
По количеству стенок лонжерон относится к одностеночным. По форме
поперечного
сечения
лонжерон
относится
к
двутавровым.
По
технологическому признаку лонжерон относится к сборным и является
клепаной конструкцией. Самим нагруженным является бортовое сечение, а
наименьшее нагружение имеет сечение в конце крыла. Поэтому и размеры
лонжерона уменьшаются по мере удаления от борта фюзеляжа.
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.2
Разработка
конструкции
силовых
элементов
механической
проводки системы управления РВ
4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей
их выполнения на самолетах заданного типа
При проектировании систем управления рулевыми поверхностями
самолета решается целый комплекс задач, связанных с обеспечением
разнообразных требований, предъявляемых к управлению с точки зрения его
назначения, надежности
и
безопасности
в
работе, эксплуатации
и
производства.
Первая задача – это обеспечение точности передаваемых команд, так
как из-за большой протяженности канала механического управления (КМУ)
передаваемый сигнал претерпевает значительные изменения, как по
амплитуде, так и по фазовому сдвигу, что сказывается на показателях
управляемости.
Вторая задача связана с обеспечением достаточной долговечности и
надежности всех элементов каналов управления.
Третьей задачей является выбор конструктивно-технологических
параметров канала управления, при которых не возникают резонансные
явления.
Управлением самолетом называется процесс изменения сил и
моментов, необходимых для полета самолета по заданной траектории, а
совокупность устройств, обеспечивающих процесс управления, составляет
систему управления.
При
разработке систем основного
управления, проектируемого
самолѐта, необходимо обеспечить требования Авиационным правилам АП25:

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
Размещено на http://www.allbest.ru/
усилий не должна превышать пределов, предусмотренных нормами
прочности;

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;

при деформациях крыла, фюзеляжа и оперения должна быть
исключена возможность заклинивания (заедания и зажима) проводки и
механизмов управления;

ручки, штурвалы и педали, все рычаги и тяги управления должны
быть удобно размещены в кабине. Механизм ножного управления должен
допускать его регулировку;

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;

система управления должна быть надежной на всех режимах
полета;

тяги или тросы проводки не должны попадать в резонансные
колебания;

вся система проводки управления должна иметь минимальное
трение и люфты в сочленениях, и возможно меньший износ трущихся
поверхностей;

детали проводки управления, находящиеся в пассажирских и
багажных помещениях, должны быть защищены от поломки и зажима.
4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы
управления, разработка ее кинематической схемы
При
разработке
проектируемого
системы
самолета,
управления
используем
рулем
высоты
полуавтоматическую
(РВ),
систему
Размещено на http://www.allbest.ru/
управления. Система такого вида облегчит пилоту управление самолетом и
повысит качество управления.
Полуавтоматические системы включают в себя: штурвальную колонку,
отклонением которой пилот вводит в систему управляющие сигналы и
осуществляет их дозировку; орган управления (РВ), отклонение которых в
соответствии с управляющими сигналами (отклонением штурвальной
колонки) создает необходимые для изменения траектории полета силы и
моменты; проводку управления, соединяющую штурвал с органами
управления.
Штурвальная колонка, показанная на рис.4.1, служит для управления
рулем высоты (РВ) неманевренных самолетов (пассажирских) отклонением
колонки управления "от себя" и "на себя" и элеронами – поворотом штурвала
"влево-вправо".
В системе управления большую роль играет конструкция проводки.
Она может быть гибкой, жесткой и смешенной.
Рисунок 4.1 – Штурвальная колонка
На современных самолетах наиболее широко применяется жесткая
проводка управления с поступательным движением тяг. Элементами жесткой
Размещено на http://www.allbest.ru/
проводки являются тяги, валы, качалки, рычаги, направляющие устройства и
кронштейны.
При разработке системы управления, проектируемого самолета, будем
использовать жесткую проводку, так как она имеет меньшее трение в
сочленениях, не пружинит и не дает упругого люфта, что делает управление
более чувствительным.
В качестве направляющих устройств для жесткой проводки управления
применим направляющие, конструктивно состоящие из обоймы с четырьмя
роликами.
Рисунок 4.2.– Роликовые направляющие для жесткой проводки
управления
Система
управления
бустерная
с
гидравлическими
приводами.
Гидроусилитель представляет собой гидравлическую следящую систему и
состоит из исполнительного механизма, следящего элемента и связи между
ними. Система обратимая, то есть большая часть шарнирного момента
воспринимается
гидроусилителем
и
некоторая
доля
воспринимается
лѐтчиком.
Так же одной из наиболее важных и трудоѐмких задач проектирования
системы основного управления является определение его передаточных
свойств,
позволяющих
установить
требуемую
взаимосвязь
между
Размещено на http://www.allbest.ru/
перемещением командного рычага и перемещением рулевой поверхности, а
также обеспечение рекомендуемых величин усилий, прикладываемых
лѐтчиком к командному рычагу.
Учитывая выше сказанное и конструкцию самолета, составляем
кинематическую схему системы управления рулем высоты.
4.2.3 Кинематический расчет СУ. Определение нагрузок в тягах,
качалках и командном рычаге системы управления
Определим коэффициент кинематической передачи кинематической
схемы при нейтральном положении штурвальной колонки.
Отклоним командный рычаг на небольшой угол
d кр .
Пусть
соответствующее этому углу перемещение точки командного рычага
(штурвала), к которой приложено усилие летчика Pкр , в направлении
действия этого усилия будет dx кр , а отклонение рулевой поверхности (руля
высоты) образует угол d  рв .
На отклоненной рулевой поверхности возникнет шарнирный момент
M шрн от аэродинамических сил.
Применив принцип возможных перемещений и приравняв нулю сумму
работ всех активных сил и моментов системы на своих перемещениях,
получим выражение:
Pкр  dxкр   Pi  dxi  M шрн  d рв   M j  d j  0, (4.11)
i
j
где dx i - проекции возможных линейных перемещений всех активных
сил Pi (кроме Pкр ) на направление этих сил; d j - возможные угловые
перемещения активных моментов M j (кроме M шрп ). Приняв, что в проводке
управления нет механизмов и устройств, через которые на систему
Размещено на http://www.allbest.ru/
передаются дополнительные, помимо Pкр и M шрп , активные силы и моменты, а
трением в подвижных звеньях управления можно пренебречь, тогда:
Pкр  dX кр  M шрп  d рп  0,
Откуда
Pкр  
d рп
dX кр
 M шрп
Применив правило знаков и разделив обе части выражения на
M шрп
,
получим:
Pкр
d
 рп  Kс
Mшрп dXкр
где K с - коэффициент кинематической передачи.
Необходимо обеспечить такое передаточное отношение, при котором
будет обеспечиваться заданное отклонение рулевой поверхности, при
рекомендуемых перемещениях ручки управления.
В таблице 4.10 приведены ориентировочные значения K с согласно
статистических данных.
Таблица 4.10 – Значения K с и эксплуатационного усилия на штурвал
Величина
ил и
kc  градусы милиметры 0.1-0.15
kc  радианы метры
Эксплуатационное усилие [17]
1.75 –2.6
H 
1335
Размещено на http://www.allbest.ru/
Руль высоты отклоняется на следующие углы: вверх на 30о; вниз на 15о.
Согласно Авиационных правил (АП) рекомендуемое перемещение ручки
командного рычага в направлении "на себя" (при этом рулевая поверхность
отклоняется вверх) dX кр =250мм, следовательно, передаточное отношение
системы:
Kс 
d рп
dX кр

30  
-1
 2,1 м
180  0,25
Полученное передаточное отношение соответствует рекомендациям,
приведенным в пособии.
Передаточное
отношение
системы
зависит
от
передаточного
отношения всех звеньев системы:
К с  К кр  К 1  К 2  ...  К i 
1
r рп
,(4.12)
Применив равноплечие качалки, можно упростить выражение (4.14):
К с  К кр 
1
r рп
, К кр 
rккр
rкр
где: К кр – передаточное отношение командного рычага; rкр = 720мм –
длина штурвальной колонки; rккр = 240мм – длина кронштейна штурвальной
колонки.
К кр 
240
 0,333
720
Размещено на http://www.allbest.ru/
Таким образом, потребное плечо рулевой поверхности r рп ;
rрп 
К кр
 0,333 / 2,1  0,16 м
Кс
Длина плеч качалок не влияет на кинематический расчет. Плечи
выбираются из условия обеспечения минимальных люфтов системы. По
статистическим данным выбраны плечи 150мм. Расчетное усилие примем:
Pкр  P р  P э  f  1335 1,5  2002,5 Н
где f - коэффициент безопасности f  1,5 .
4.2.4
Обоснование
проектировочные
выбора
расчеты
тяги
конструкционных
и
качалки
материалов
управления.
и
Разработка
конструкции характерных сечений и узлов крепления
Проектирование тяги системы управления
Будем считать, что тяга из сплава алюминия Д16Т основные
характеристики которого приведены в таблице 4.12, а также она имеет в
сечении кольце образный вид.
Таблица 4.11 – Характеристики сплава Д16Т
Марка
 в , МПа
 0.2 , МПа
E  10 4 , МПа
 , г / см 3
Д16Т
435
280
7.2
2.85
Рассмотрим тягу номер пять, для нее максимальное сжимающее усилие
3503 Н. Задача выбора размеров сжатого трубчатого элемента может быть
описана тремя следующими уравнениями:
Размещено на http://www.allbest.ru/
А 
Т 5с
,(4.13)
  dср  
где: dср - средний диаметр трубы;  - толщина стенки трубы.
Уравнение критических напряжений местной потери устойчивости
М 
k  EM
,(4.14)
d /
где: k - коэффициент устойчивости, принимаем согласно k  0.4 ; EM модуль упругости для случая местной потери устойчивости.
EM  E  Eоб ,  М  k  E  Eоб 

d
.
Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет
вид
 об
c   2  Eоб

, (4.15)
L / i 2
где c - коэффициент защемления, принимается для случая шарнирного
закрепления концов трубы, с  1; E об - модуль упругости для случая общей
потери устойчивости; L  1.050 м - расстояние между опорами трубы; i радиус инерции поперечного сечения трубы.
Для тонкостенных труб i  0.35  d , тогда
 об 
c   2  Eоб c   2  0.35  d 

,
L2
L / i 2
2
Размещено на http://www.allbest.ru/
Оптимальность решения поставленной задачи заключается в том,
чтобы найти
,
и
d
удовлетворяющие условию одновременного
наступления всех трех возможных видов разрушения:
 р   А   М   об .
Для k  0.4 , c  1 совместное решение уравнений имеет вид
c
 р  0.536  3 T5
L2
 3 E  E  Eоб , (4.16)
В пределах упругости
c
 рупр  0.536  3 T3
L2
 3 E2
За пределами упругости разрушения напряжения находятся по
формуле:
 р' 
1
  в (4.17)
1  2
где:  
в
.
 рупр
2
Еоб
  р' 
 p'
 Е   упр  , EM  E  упр
 
p
 р 
Диаметр трубы определяется из уравнения:
d  0.909  L 
 p'
Eоб
(4.18)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Толщину трубы можно определить из уравнения:

 р'  d
(4.19)
k  EM
Определим интенсивность нагрузки:
3
T5c
2
L
3
3503
 14,7
1,052
(Н/м2)1/3
Разрушающее напряжение для равноустойчивой трубы определяем из
уравнения:
 рупр  0.536  14,7  3 (7,2  1010 )2  136,4 МПа
Разрушающие
напряжения
определяем по уравнению:

в
435

 3,189
 рупр 136 ,4
 р' 
1  3,189
 435  126 ,9 МПа
1  3,189  3,189 2
Определяем E об и Е М :
 126,9 
Еоб  7,2  1010  
  6,23  104 МПа;
 136,4 
2
EM  7,2  1010 
126 ,9
 6,689  10 4
136 ,4
d  0.909  1.05 

МПа;
126,9  106
 0,431м;
6,23  1010
126 ,9  10 6  0,431
 0,00204
0,4  6,689  10 4
м.
за
пределами
пропорциональности
Размещено на http://www.allbest.ru/
Округляем
полученную
толщину
до
ближайшего
большего
сортаментного значения и принимаем  сорт  2 мм.
Разрушающие
напряжения
сортаментной
трубы
определяем
из
уравнения:
1
упр
 рсорт
 0.536  3 (3503
)2  3 7,2  10 10  3
 31,3 МПа
1,05
4  10  6
За пределами упругости разрушающие напряжения определяются из
уравнения:


в
упр
рсорт

435
1  11,01
'
 13 ,9 ;  рсорт

 435  31,15 МПа
39 ,5
1  11,01  11,012
Е М и Е об вычисляем из уравнений:
Еоб  E  (
EM  Е  (
'
 рсорт
39 ,21 3
)3  7,2  1010  (
)  7,25  10 4 МПа;
упр
 рсорт
39 ,5
'
 рсорт
39,21 3
)3  7,2  1010  (
)  7,29  104 МПа;
упр
 рсорт
39,5
Находим диаметр трубы:
d  0.909  1.05 
39,3  106
 0,022 м.
7,25  1010
Принимаем значение сортаментного диаметра принимаем d сорт  28 мм.
Производим проверку по разрушающим напряжениям местной потери
устойчивости:
Размещено на http://www.allbest.ru/
М 
0,4  7,29  10 10
 2082 ,86 МПа  31 .3МПа
0,028 / 0,002
Проверим из условия прочности трубу при работе на растяжение,
раннее полученные параметры еѐ:
р 
Т 5р
Т 5р
3503


 19 ,9МПа  435 МПа
F   d   3,14  0,028  0,002
Следовательно, согласно отраслевой нормали выбираем регулируемую
тягу управления 6371А-2-28-1-1800. Проектирование качалки управления
Усилие, которое действует на качалку со стороны тяги 3503 Н:
Определим силовую поворотную качалку, которая изготовлена из АК4
 в  320 МПа. Определим длину втулки из условия работы еѐ на смятие под
болтом, считая что втулка из БрОЦС4-4-2,5  в.вт  392 МПа:
ai 
Ti р
d   см.вт

Ti р
, (4.20)
d  0.2   в.вт
где a i - длина втулки i проушины;
d - диаметр болта, примем d  5мм .
a21 
3503
 0,0089м  10мм ;
5  10  0.2  392  106
a22 
4042
 0,0103м  10мм
5  10  0.2  392  106
3
3
Втулки располагаем с двух сторон: Втулка В 5/9х5 ГОСТ 24833-81.
Вычислим приращение xi  bi  d вт из условия работы проушины на
разрыв:
Размещено на http://www.allbest.ru/
xi 
Ti р
(4.21)
2  ai  k   в
x21 
T21р
3503

 0,0061м
2  a21  k   в 2  0,01 0,9  320  106
x22 
T22р
4042

 0,007 м
2  a22  k   в 2  0,01 0,9  320  106
где: k - коэффициент, учитывающий концентрацию напряжения.
Из условия технологичности минимальное значение приращения
xi  bi  d вт ,
для алюминиевых сплавов 4 мм. Но, учитывая также
конструкцию тяги, принимаем xi  8.5 мм . Следовательно, ширина проушин
для двух случаев составит:
b  2  xi  dвт  2  7  5  19 мм
Ширину проушины принимаем 20 мм.
Рычаги качалок коромыслового типа обычно выполняют двутаврового
сечения с тонкой стенкой. Рычаг качалки от вилки до ступицы работает на
изгиб. Нагрузки на рычаги незначительны, поэтому их сечение определяется
не из условия прочности, а из соображений жесткости и технологичности.
Для повышения жесткости рассчитываемую угловую качалку сделаем
замкнутой треугольной формы. При проектировании такой качалки
обеспечим пересечение осей всех проушин в центре ступицы и расположение
центров тяжести сечений ребер на этих осях. В данном случае схема будет
чисто ферменная. Будем считать, что в сечении ребра качалки имеют
тавровое сечение рисунок 4.7. Для стыковки проушины с ребрами качалок
задаемся b  12 мм, а также из-за небольших усилий задаемся толщиной ребра
h1  2,5 мм. Далее проверим самое нагруженное ребро (2-3) на три следующее
условия:
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рисунок 4.3– Представление профиля в виде отдельных пластин
A 
N23
. (4.22)
F
A 
3825
 4,11МПа  320 МПа .
(14  4  19  7)10  6
Уравнения критических напряжений местной потери устойчивости в
двух случаях
 М1 
М2 
0 .9  k  E
 b  b1 


 2  h1 
2
0.9  k  E
h
 
 b1 
2


0.9  0.46  7.2  10 10
 0.014  0.004 


 2  0.007 
2
0.9  0.46  7.2  1010
 0.019 


 0.004 
2
 64920 МПа  320 МПа ;
 1468 МПа  320 МПа .
где k - коэффициент устойчивости, будем считать, что пластина имеет
одностороннюю заделку, тогда k  0.46 .
Согласно гибкости ребра качалки относительно осей х и у рисунок 4.7
соответственно равны:
L / i x  0.13 7.551  10 3  17 .22 ;
L / i y  0.13 3.128103  41.56.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Так как гибкость ребра качалки относительно оси у наибольшая, то и
общую
устойчивость
Следовательно,
ребро
расчет
потеряет
проводим
относительно
для
потери
оси
общей
у
раньше.
устойчивости
относительно оси у.
Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет
вид
с   2  iy  E

(4.23)
L2
2
 об
 об 
1 3.14 2  7.2  1010
 411МПа  320 МПа .
41 .56 2
Следовательно, три условия прочности и устойчивости выполняются.
Для остальных ребер качалки назначаем такие же размеры сечения.
Для обеспечения базы при возможных непредвиденных боковых
нагрузках в ступице устанавливаются два разнесенных подшипника. При
этом ширину ступицы принимаем 30 мм.
Определим равнодействующую всех сил, приложенных к ступице,
чтобы подобрать по усилию радиальный подшипник. Из рисунка 4.6 находим
реакцию в ступице R :
2
2
2
2
R  T21p  T22p  2  T21p  T22p  cos(68,080 )
R  35032  40422  2  3503  4042 cos(68,080 )  4247 Н.
Тогда
на
каждый
подшипник
действует
усилие
Fr =2123
Н.
Эквивалентная нагрузка радиальный подшипник качения определяется по
выражению:
P  x  V  Fr  K  KT (4.24)
Размещено на http://www.allbest.ru/
где Fr - радиальная нагрузка;
V - коэффициент вращения, учитывающий какое кольцо вращается,
т.к. принимаем что вращается внутреннее кольцо, то V  1;
K
- коэффициент безопасности, учитывающий режим работы
(спокойная или ударная), принимаем K   1 ;
K T - температурный коэффициент, при температурах до 125C K T  1 ;
x
- коэффициент радиальной нагрузки, согласно x  1.
Следовательно P =2123 Н.
Динамическую грузоподъемность определяем по формуле:
1
 60  n  Lh  3
  P , (4.25)
С  
6 
 a1  a23  10 
где n - частота вращения, принимаем n  20мин1 ;
Lh - ресурс подшипника,;
а1 - коэффициент, учитывающий надежность подшипника, принимаем
надежность 0.9 тогда а1  1;
a23 - коэффициент, учитывающий качество материала подшипника,
смазку и условия эксплуатации, принимаем обычные условия при
изготовлении колец и тел качения из электрошлаковой стали, тогда a23  1.3 .
Следовательно С =3282 Н.
По
динамической
грузоподъемности
подбираем
радиальный
однорядный шарикоподшипник. Данные подшипника приведены в таблице
4.12.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Таблица 4.12 – Данные подшипника
Условное обозначение подшипника
d, мм
D, мм
B, мм
C, Н
202
15
35
11
7800
Определим внешний диаметр ступицы D ст из условия еѐ работы на срез
по формуле:
Dст  D 
R
, (4.26)
k  Hст   в
где D - внешний диаметр подшипника;
H ст - ширина ступицы;
k - коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений, k  0.943 .
Отсюда
Dст  0.035 
4247
 0.355  36 мм
0.943  0.035  320  106
4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления
Управление рулем высоты осуществляется от штурвальной колонки с
помощью жесткой проводки с поступательным движением тяг. Тяги
выполнены
в
виде
дюралевых
анодированных
и
загрунтованных
регулируемых по длине труб Ш28…40 мм. На самолете так же
устанавливается
система
автоматического
управления.
С
помощью
механизма автопилота включенного в систему управления выполняется
приводится в движение качалка и тяга. Также установлен бустерный
механизм.
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.2.6 Выводы
В данном разделе работы, была спроектирована система управления
рулем высоты пассажирского самолета. Необходимо также отметить, что все
большое внимание привлекают на данный момент электродистанционные
системы управления, так как в таких системах можно получить более
высокие точностные характеристики передаваемых управляющих сигналов,
чем в механической проводке, а многие автоматические и вычислительные
устройства для своей роботы уже давно используют электрические сигналы.
В таких системах значительно проще решаются такие сложные вопроси, как
обеспечение соответствия взаимных деформаций конструкции планера и
проводки управления, борьба с трением в проводке управления, с люфтами и
т.д. Однако рассмотренная выше механическая проводка управления, еще
долго будет использоваться как резервная для обеспечения необходимого
высокого уровня безопасности полетов.
4.3 Разработка конструкции силовых элементов системы крепления
двигателя
4.3.1 Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных
особенностей их выполнения на самолетах заданного типа
Система
подсоединения
крепления
двигателя
двигателя
с
предназначена
установленными
на
нем
для
надежного
агрегатами
и
оборудованием (насосами, генераторами, воздушным винтом, гондолой с
капотами) к силовым узлам, например, шпангоутам, лонжеронам или балкам
планера самолета.
Двигатели могут размещаться в фюзеляже, на крыле и в гондолах,
установленных под крылом и в хвостовой части фюзеляжа. В настоящее
время большое распространение получили компоновки силовых установок с
креплением двигателей на пилонах под крылом (Ту-204, АН-148, Боинг-767 и
т.д.). Конструкция пилона в этом случае должна воспринимать все виды
Размещено на http://www.allbest.ru/
нагрузок от двигателя и гондолы: нагрузки от веса, силы тяги и лобового
сопротивления, боковые нагрузки; в каждом сечении пилона будут
действовать кроме сил и моменты (изгибающий, крутящий).
Рис.4.4
Конструкция пилона состоит из рам с проушинами переднего
крепления пилона к крылу, с проушиной заднего крепления пилона к крылу,
скрепленных сверху и снизу продольными балками и профилями. С боков
каркас пилона зашит панелями, сверху – обтекателем 1 и зализом 12.
Конструкция гондол двигателей включает в себя основной каркас для
крепления створок и крышек гондолы и воздухозаборник. Элементы каркаса
и воздухозаборнык крепятся к фитингам 7 двигателя при помощи
кронштейнов 9 и регулируемых по длине тяг 10. Каркас гондолы состоит из
шпангоутов 15 и 16, в верхней части которых имеются узлы подвески
передних и задних створок 5 гондолы и полки с замками для крепления
крышек 13 гондолы. Все гондолы взаимозаменяемы. Для уменьшения массы
планера и получения аэродинамически гладкой поверхности гондол створки
и крышки сделаны сотовыми. Для удержания створок в открытом положении
они снабжены штангами 11 телескопического типа с шариковым замком и в
закрытом состоянии запираются натяжными удобными в эксплуатации
Размещено на http://www.allbest.ru/
замками. Конструкция гондол двигателей также включает в себя: 2 – пилон; 3
– противопожарные перегородки; 4 – резиновый уплотнительный профиль на
створке 5; 6 – профиль; 8 – двигатель; 14 – воздухозаборник; 17 – опорный
профиль;
4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя
На самолете два двигателя ТРДД, расположенных на пилонах под
крылом.
Такая
схема
расположения
двигателей
имеет
следующие
преимущества, по отношению к другим схемам:
- разгрузка крыла в полете;
- двигатели являются противофлаттерными балансирами;
- двигатели демпфируют колебания при полете в турбулентной
атмосфере (в болтанку);
- улучшаются условия обслуживания двигателей;
- есть возможность замены одного двигателя другим (например с
большей степенью двухконтурности);
- повышенная пожарная безопасность;
- уменьшается шум в кабине;
- есть возможность выбора оптимального размера мотогондолы.
Среди недостатков основными являются увеличение сопротивления,
возникновение большого разворачивающего момента в случае отказа одного
из двигателей, повышенная пожарная опасность при посадке с убранным
шасси, возможность попадания пыли, песка и грязи с поверхности ВПП.
Пилон – основное промежуточное звено между двигателем и крылом.
Пилон крепится к силовым элементам крыла. Детали основного каркаса
пилона выполняются из титановых сплавов или высокопрочной стали. Это
отвечает требования высокой прочности и огнеупорности при малой массе.
Крепление пилона во многом напоминает крепление двигателя.
Размещено на http://www.allbest.ru/
4.3.3 Определение нагрузок и выбор материалов для силовых
элементов системы крепления двигателя
В качестве исходных параметров предлагаются геометрические
размеры двигателя (диаметр – 2195мм, длина – 4150мм), сухая масса –
3981кг, реактивная тяга: на взлетном режиме 210кН, на крейсерском режиме
– 41,5кН.
Примем, что координата центра тяжести двигателя относительно
входного устройства – Xц.т.=1890мм.
Тогда а=850мм, b=1200мм,
где а- расстояние от центра тяжести двигателя до переднего узла
крепления вдоль оси X;
b – расстояние от центра тяжести двигателя до заднего узла крепления
двигателя вдоль оси Х.
Рассмотрим расчетный случай А, соответствующий криволинейному
полету самолета при углах атаки с максимальным коэффициентом
подъемной силы. В этом случае расчетная сила прикладывается в центре
тяжести и направляется перпендикулярно оси двигателя сверху вниз.
РР  mСУ gnАЭ f ,
где f – коэффициент безопасности, принимаемый в данном расчетном
случае 1,5;
nАЭ – эксплуатационная перегрузка, равна 2,5.
В таком случае
РР  3981  9,81  2,5  1,5  146 ,45(кН ) .
Также на систему крепления воздействует тяга Т=41,5кН и момент Mz,
возникающий в связи с существованием эксцентриситета при креплении, т.е
Размещено на http://www.allbest.ru/
несовпадением линии действия тяги и линии крепления.Момент Мz
воспринимается стержнями (амортизаторами) и задним узлом подвески.
Расчет штыря
Передний узел упрощенно представляет собой комбинированную
систему из двух стержней (амортизаторов) и балки (кронштейна),
соединяемой со штырем.
Штырь воспринимает всю тягу двигателя и часть боковой силы.
Поскольку боковую силу не учитываем, рассчитаем параметры штыря из
условия его работы на срез и смятие под действием максимально возможной
силы тяги (т.е. взлетной).
При расчете на срез должно выполняться условие:

T
  B , (4.27)
d2
4
P=T*f=210*1,5=315кН
где  - действующее касательное напряжение; F – действующее усилие;
в
– разрушающее касательное напряжение среза. Приближенно
принимаем   0, 65  GB
Тогда для стали 30ХГСНА  B  650MПа.
d
4 Pp
  

4  210  1.5  103
 24,8 (мм)
  650  106
Рассчитаем штырь на смятие. Площадь смятия определяется как
произведение диаметра штыря на его работающую длину h. При этом должно
выполняться условие:
Размещено на http://www.allbest.ru/
 СМ 
F
  CM . (4.28)
hd
При этом  CM  =0,25В=360(МПа).
Пусть h=55мм. Тогда
d
F
210000  1,5

 25 мм
h   см 35  10 3  360  10 6
Окончательно принимаем диаметр штыря 25мм.
Определение реакций
Поскольку сила веса и момент воспринимаются в неравной степени
задним узлом навески и стержнями, определим последовательно в начале
реакции от момента, затем – от силы веса в каждом сечении А и В.
Момент Мz парируется парой сил в сечениях А и В. Его величина
равна:
МZ 
2195
 41500  45549(кН  м) .
2
Тогда реакции:
RA  RB 
MZ
45546

 23,97 (кН ) .
a  b 0,85  1,1
Сила Py распределяется между сечениями А и В по правилу рычага:
RB  PY 
a
0,8
 146 ,45 
 61,66 (кН )
ab
0,8  1,1
RА  PY 
b
1,1
 146 ,45 
 84 ,78 (кН )
ab
0,8  1,1
Размещено на http://www.allbest.ru/
Суммарные
реакции
в
каждом
сечении
определяются
как
алгебраическая сумма реакций от силы веса и от момента. Окончательно
получаем:
RB  85,73  23,97  108 ,75 (кН )
RA  84,78  23,97  60,81(кН )
Подбор сечения стержней
Реакция RA соответствует сечению А, в котором она воспринимается
двумя стержнями, расположенными под углом 71 к горизонту.
В таком случае реакция, приходящаяся на один стержень равна:
R1 
RA
60,81

 33,59(кН )
2  sin 71 2  sin 71
Сечение стержня подберем из условия его работы на растяжение (на
сжатие стержень при данном способе нагружения не работает, и расчет на
потерю устойчивости проводиться не будет).
При этом должно выполниться условие:
Р 
Ррр
э
f
 GB . Ррр  Rі  nmax
2
d
4
Тогда определим минимальную площадь трубчатого сечения:
S
F
 P 

33590
 61,07 ( мм 2 ) .
550
Размещено на http://www.allbest.ru/
Подбираем трубу для амортизатора под регулируемый вильчатый
наконечник: 5849А-20-1,5-320, труба с внешним диаметром 20 и толщиной
стенки 1,5мм, с резьбой на М12х1,5.
Подбираем регулируемый вильчатый наконечник по разрушающему
усилию и диаметру резьбовой части: 4480А-7-12-37.
Расчет проушины заднего узла подвески
Задний узел подвески двигателя представляет собой малоподвижное
вильчатое
соединение
(его
относительная
подвижность
позволяет
компенсировать температурные расширения). Исходя из этого, проведем его
расчет на основе методики, изложенной в работе [5] и [3]. В таких
соединениях обычно применяют подшипники скольжения (бронзовые
втулки). Для уменьшения размеров в узле уменьшается число подвижных
соединений, для чего применяется фиксация болта относительно крайних
проушин. Втулки изготавливаются из бронзы БРАЖМц.
Расчет проушины начнем с расчета болта на срез:

PСР
  CP  , Ррр  Рор ;
d 2
n
4
где n – число плоскостей среза, n=2.
d
4 PCP
4  108750

 13,87( мм)
  n   CP 
  2  360
Подбираем болт диаметром 14мм.
Рассчитываем бронзовую втулку на смятие под болтом. Целью расчета
является определение длины втулки а, которая также определяет высоту
проушины.
Размещено на http://www.allbest.ru/
 СМ .ВТ 
P
 Gc.. , ,
 da
где  СМ .ВТ =0,25  B.ВТ .
 B .ВТ - временное сопротивление на разрыв материала втулки; для
бронз равно 600Мпа.
Тогда
a
P
108750

 51,8 мм
 см  d 0,25  600  1,4
Расчитаем проушины на разрыв, для чего воспользуемся формулой:
F  n  ( b  DВТ )  a 
P
k B
,
где DВТ – внешний диаметр втулки, равный 18мм,
b – ширина проушины, принимаем b=80мм,
n – число проушин, n=3.
k – коэффициент концентрации, из [3] принимаем k=0,63.
P 
108750
 11,37  0,63  1650  1039 ,5( МПа )
3  (80  18 )  51,4
Такой запас прочности объясняется большими габаритами втулки (ее
длиной а).
Рассчитаем проушины на смятие. При этом должно выполняться
условие:
Размещено на http://www.allbest.ru/
P
  B ,
FCM
 CM 
где FСМ=nd - площадь смятия проушин,
n – число проушин,
d – диаметр отверстия проушин, d=DВТ;
 - толщина проушин, =а.
Тогда FСМ=903мм2.
 - коэффициент, зависящий от типа соединения, принимаем для
малоподвижного соединения =0,8.
Тогда
 СМ 
108750
 103,5( МПа)  0,8  1650  1320( МПа)
903
4.3.4 Техническое описание системы крепления двигателя
Двигатели крепятся к пилонам. Каждый двигатель крепится к пилону в
двух поясах: переднем (переднее крепление) и заднем (заднее крепление).
Переднее крепление является креплением двигателя к передней балке
(I) пилона воспринимает силу тяги, силу веса, крутящий момент двигателя
относительно продольной оси и боковые силы.
Переднее крепление состоит из шкворня (штыря) и двух жестких
регулируемых тяг тандерного типа. При установленном на пилоне двигателе
шкворень, закрепленный на передней балке пилона, входит в шаровую
опору, устанавливаемую в гнездо на двигателе, а тяги с помощью болтов и
гаек соединяют с передней балкой пилона верхний и нижние кронштейны
переднего крепления двигателя.
Каждая тяга переднего крепления двигателя состоит из муфты и двух
ушковых наконечников с шаровыми вкладышами. Муфта тяги с ушковыми
наконечниками контрится двумя контргайками, по одной с каждой стороны
Размещено на http://www.allbest.ru/
муфты. На ушковый наконечник, соединяемый с кронштейном двигателя,
наворачивается гайка с зазором от контргайки, что обеспечивает снятие и
установку двигателя на самолет без его последующей нивелировки.
Контргайка у муфты на одном ушковом наконечнике тяги и гайка на другом.
Заднее крепление является креплением двигателя к задней балке
пилона и воспринимает вес, боковые силы, крутящий момент относительно
вертикальной и продольной осей.
Заднее крепление состоит из нерегулируемого узла вращающегося в
вертикальной плоскости. Соединение осуществляется с помощью болтов и
гаек. Контргайки и муфты тяг переднего крепления двигателя контрятся
между собой проволокой; болтовые соединения – шплинтами. Кронштейны
крепления двигателя и фланец с втулкой и шаровой опорой под шкворень
устанавливаются с помощью болтовых и шпилечных соединений на
двигатель при его доукомплектовке перед установкой на пилон. При
установленном на самолете двигателе должен быть обеспечен зазор между
буртиком шкворня и шаровой опорой. В переднем и заднем поясах крещения
двигатель имеет металлизацию. В переднем поясе перемычка металлизации
одним концом крепится к заднему фланцу корпуса КНД, а другим - к
кронштейну, приклепанному к стенке нервюры пилона. В заднем поясе
перемычка металлизации одним концом крепится к кронштейну крепления
траверсы, - а другим - к нижнему концу задней балки пилона .
4.3.5 Выводы
Анализируя
спроектированная
полученные
система
результаты,
крепления
можно
двигателя
сказать,
отвечает
что
основным
требованиям, предъявляемым к ней, а именно: обеспечивает безотказную и
надежную работу двигателей, выдержет расчетные нагрузки и колебания при
полете самолета.
Размещено на http://www.allbest.ru/
5. Разработка технологии изготовления детали самолета
5.1 Разработка технологического процесса листовой штамповки и
проектирование штампа
5.1.1 Разработка детали самолета
Разрабатываемая деталь в самолетостроении используется в качестве
скобы. Эскиз детали приведен на рисунке5.1
Рис.5.1 Эскиз детали
5.1.2 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки,
схемы штамповки
Анализ чертежа детали (рис. 5.1) позволяет сделать следующие
выводы: конструкция данной детали имеет несложную конфигурацию,
габариты 33х28 мм. Размер пробивных отверстий больше минимально
допустимого (d > 1,3S). Наименьшее расстояние от края отверстия до
прямолинейного наружного контура больше минимально допустимого (не
Размещено на http://www.allbest.ru/
менее S), диаметр отверстий равен 4 мм и 5мм. Данная деталь изготовлена из
сплава АМЦ ГОСТ 21631-76. В качестве заготовки используется лист
толщиной 1,5 мм. Сплав АМЦ обладает высокими пластическими
свойствами, что позволяет изготавливать деталь штамповкой.
5.1.3 Анализ технологичности конструктивных элементов детали
В
качестве
основных
показателей
технологичности
деталей
установлены уровни технологичности по трудоемкости и технологической
себестоимости.
Впроцессе
изготовления
детали
будем
стремится
к
максимальному снижению указанных показателей. Будем руководствоваться
критериями технологичности для осуществления контроля детали. При этом
после штамповки должен дыть достигнут параметр шероховатости Rz=1020мкм. Отклонение размеров контура после операции вырубки составляет
±0.20мм. Отклонение размеров отверстия детали после пробивки составляет
±0.08мм.
5.1.4 Выбор оптимального варианта раскроя материала, представление
схемы раскроя полосы и листа
При изготовлении деталей методом штамповки, стоимость материала
составляет до 50 ее полной стоимости. Поэтому при больших программах
выпуска детали даже небольшой процент экономии материала дает
значительный экономический эффект. В качестве заготовки при штамповке
применяются полосы, вырубаемые из листа стандартных размеров. Заготовка
располагается на полосе согласно рис. 5.2.Размеры перемычек определяется
исходя из значений таблицы 166 [13].
Размещено на http://www.allbest.ru/
Рис.5.2 Схема расположения детали на полосе
Рис.5.3. Варианты раскроя листа
Для того чтобы выбрать наилучший вариант раскроя листа необходимо
выполнить расчет коэффициента использования материала (КИМ) для обоих
вариантов раскроя:
Для расчета оптимального раскроя листа необходимо определить КИМ
который определяется по формуле:
Размещено на http://www.allbest.ru/

N S
, (5.1)
BL
Где N-число заготовок помещающихся на листе размерами B и L
S-площадь детали
Из справочника подбираем стандартные катаные листы размерами
1200х2000, 1600 х4000.
Для листа размерами 1200х2000 определим количество деталей
размещаемых на нем, располагая детали, как по длине листа, так и по его
ширине.
I вар. раскроя полосы:
1.На листе вмещается:
1200:33 =36 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
2000:35=57 штук.
Итого на листе:
36*57=2052 деталей.
2.На листе вмещается:
2000:33=60 полосa.
Количество заготовок в одной полосе:
1200:35=34штук.
Итого на листе:
60*34=2040 деталей.
II вар. раскроя полосы:
1.На листе вмещается:
1200:38 =31 полоса.
Количество заготовок в одной полосе:
2000:30=66 штук.
Итого на листе:
31*66=2046 деталей.
Размещено на http://www.allbest.ru/
2.На листе вмещается:
2000:38=52 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
1200:30=40штук.
Итого на листе:
52*40=2080 деталей.
Определяем КИМ для N=2080

N S 2080  779,8
=
 0,676
BL 1200  2000
Для листа с размерами 1600х4000 получим следующее количество
деталей помещающихся на нем:
I вар. раскроя полосы:
1.На листе вмещается:
1600:33 =78 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
4000:35=114 штук.
Итого на листе:
114*48=5472 деталей.
2.На листе вмещается:
4000:33=121 полосa.
Количество заготовок в одной полосе:
1600:35=45штук.
Итого на листе:
121*45=5445 деталей.
II вар. раскроя полосы:
1.На листе вмещается:
1600:33 =42 полосы.
Количество заготовок в одной полосе:
Размещено на http://www.allbest.ru/
4000:30=133 штуки.
Итого на листе:
133*42=5586 деталей.
2.На листе вмещается:
4000:38=105 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
1600:30=53штук.
Итого на листе:
105*53=5565 деталей
Определим КИМ для N=5586

N S 5586  779,8
=
 0,68
BL 1600  4000
На основании проведенных расчетов можно сделать вывод, что
наибольшее значение коэффициента использования материала получается
при раскрое листа с размерами 1600Ч4000мм по 2-му варианту раскроя
полосы, т.е. наилучший КИМ равен 0,68 и N=5586 шт.
Рис.5.4 Схема раскроя листа1600х4000
Размещено на http://www.allbest.ru/
5.1.5 Разработка технологического процесса изготовления заданной
детали
Для разработки техпроцесса изготовления детали нужно выбрать схему
штамповки, т.е. последовательность выполнения операций и схему штампа.
Операции в соответстии с технологическим процессом изготовления детали:
0050104 Раскрой104.60101.00001;ПИ№76-16;ИОТ№137-89
Ножницы Н-475Резчик
0102105/2109
Пробивка/Вырубка104.60121.00002;ПИ№72-
13;ИОТ№136-85
ПрессКД326Штамп(чертеж№104.КП.142.09.00.СБ)
0152156 Правка104.60121.00003;ПИ№78-31;ИОТ№253-81
Станок-автомат ТЛ-6Оператор
0200120 Галтовка104.60101.00004;ИОТ№135-77
Барабан галтовочный Оператор
Технологический процесс Пробивка/Вырубка:
1.Установить полосу в штамп по временному упору;
2. Пробить отверстия и вырубить заготовку по наружному контуру;
3.Продвинуть полосу до постоянного упора;
4.Контроль исполнения;
5.Пробить отверстия и вырубить заготовку по наружному контуру;
6.Продвинуть полосу на шаг до постоянного упора;
7.Повторить переход 5-6 до конца полосы;
8.Снять отход полосы со штампа и отложить;
9.Контроль исполителем внешнего вида детали.
5.1.6 Разработка технологической схемы штампа, расчет потребных
усилий
Выбор схемы штамповки:
Штамповку детали можно осуществить двумя способами:
Размещено на http://www.allbest.ru/
1) раздельной штамповкой на нескольких штампах, на каждом из
которых выполняется только одна операция;
2) комбинированной штамповкой, когда в одном и том же штампе
выполняется несколько операций. При выборе схемы штамповки особую
роль необходимо уделить вопросу экономичности производства. Для данной
детали целесообразно выбрать штамп совмещенного действия, при этом
совмещаются
снижается,
операции
и
вырубки/пробивки,
повышается
точность
трудоемкость
относительного
значительно
расположения
поверхностей D94 и пазов. По роду выполняемой операции в штампе
производиться вырубка и пробивка. По способу воздействию на заготовку –
последовательного действия. Схема штамповки представлена на рисунке5.5.
Рис. 5.5 Схема штамповки: 1 – матрица; 2 – вырубной пуансон; 3 –
пробивной пуансон; 4 – пуансонодержатель; 5 – съемник; 6 – прокладка
верхняя; 7 – упор временный; 8 – упор постоянный; 9 – ловитель; 10 и 11 –
планки направляющие; 12 – полоса; 13 – деталь.
Усилие Pвп вырубки по контуру или пробивки отверстия, если
заготовка или отход свободно проваливается в отверстие матрицы,
определяют так:
Размещено на http://www.allbest.ru/
Pвп = k·σср·L·s;(5.2)
где k – коэффициент, учитывающий неравномерность толщины
материала, его механических свойств, затупление режущих кромок и т.д. (k =
1,1…1,3);
σср – сопротивление срезу;
L – суммарный периметр детали, т.е. периметр контура и отверстий;
L = Lк + 2 ·Lотв1 +·Lотв2 = 138,95+2*15,7+12,56=182,91 мм;
s – толщина материала; k = 1,1;
σср = 0,7·σВ = 0,7·170 = 119 МПа;
s = 1,5 мм.
Тогда усилие вырубки-пробивки равно
Pвп = 1,1·119·182,91·1,5 = 35914,4 Н.
Кроме этого в штампе действуют так же усилие проталкивания Рпр и
снятия Рсн, которые определяются так:
Рпр = 0,1·Pвп = 3591,4 Н;
Рсн = 0,1·Pвп = 3591,4Н.
Таким образом, суммарное усилие штамповки равно
Ршт = Pвп + Рпр = 49382,2 Н,
Размещено на http://www.allbest.ru/
здесь усилие снятие в суммировании не учитывается, т.к. снятие
происходит на обратном ходе пресса, а суммарное усилие складывается из
величин, действующих при прямом ходе пресса.
Определим требуемое усилие пресса:
Рпресса = 1,25·Ршт = 49382 Н.
5.1.7 Расчет исполнительных резмаров рабочих деталей штампа,
определение центра давления штампа, конструирование штампа
Центр давления штампа. Ось равнодействующей усилий штамповки
должна совпадать с осью хвостовика штампа. Иначе возникнут перекос
штампа, неравномерность зазоров между матрицами и пуансонами, износ
направляющих пресса и даже поломка штампа. Центр давления находят из
равенства
момента
равнодействующей
моменту
усилий
штамповки
относительно одной и той же оси.
Выполним расчет центра давления штампа:
хЦД = Σ(хi·Si) / ΣSi,(5.3)
yЦД = Σ(yi·Si) / ΣSi,(5.4)
где xi – координата i-го контура элемента по оси x;
yi – координата i-го контура элемента по оси y;
Si – площадь i-го элемента.
Расчет центра давления штампа выполним и представим в табл. 5.1
(рис.5.6).
Табл.5.1
№ контура
x
y
S
1
14
25,5
86
2
14
16,5
52
3
14
10,5
74
Размещено на http://www.allbest.ru/
4
3
3
24
5
25
3
24
6
6,77
4
16,42
7
21,23
4
16,42
8
44
25
12,57
9
38
12
15,71
10
50
12
15,71
центр давления
230
115,5
Рис. 5.6. Определение центра давления штампа
Форма матрицы определяется формой и размерами штампуемой
детали. Наименьшие габаритные размеры матрицы зависят от размеров
рабочей зоны: 70 х 40 –не менее 125 х80мм.
Определим толщину матрицы:
Hм=S+Км а р  b p +7,
где S – толщина штампуемого материала;
a p иb p - размеры рабочей зоны матрицы;
Км – коэффициент, Км =0.6,
Размещено на http://www.allbest.ru/
Hм=4+0.6 70  40 +7=14.89 мм.
Проверим, достаточной ли толщины матрица:
Нм= 3 100 P  3 100  49 .38  17 .02 мм.
Необходимая толщина матрицы Hм=20мм.
Расстояние осей болтовых отверстий от наружного контура (или
рабочего) матрицы 10мм.
Расстояние от оси винта до оси штифта не менее 16мм.
Выбираем винты М8 и штифты D8мм
Конструирование штампа.
Подача полосы – справа налево по направляющим линейкам.
Фиксация заготовок – на первом этапе по временному упору, затем на
каждом рабочем ходу фиксация по постоянному упору. Взаимное
расположение внутренних и внешнего контуров детали обеспечивается
ловителями.
Способ съема деталей и удаления отходов – используем штамповку "на
провал", когда отход и готовые детали (отдельно друг от друга) после
пробивки-вырубки проваливаются в заранее приготовленные контейнеры.
Обычно штамп состоит из следующих основных деталей: верхней
плиты, нижней плиты, пуансонов, матрицы, направляющих втулок и
колонок, пуансонодержателя, съемника и хвостовика. Кроме этого, в штампе
имеются крепежные детали, а также детали, предназначенные для
направления и фиксации заготовки, съема детали или отхода.
К плитам крепятся рабочие части штампа, через плиты передается
усилие пресса, на них монтируются направляющие и другие устройства.
Комплект из верхней и нижней плит с направляющими устройствами
называется блоком, без направляющих устройств – пакетом. Формы и
Размещено на http://www.allbest.ru/
размеры плит определяются отраслевыми нормалями. При одинаковых
размерах плит в плане нормали предусматривают плиты разной толщины.
Хвостовики, служащие для крепления верхней части штампа к ползуну,
также нормализованы.
Пуансонодержатель предназначен для крепления пуансонов. Верхняя
плоскость его шлифуется в сборе с пуансонами для обеспечения соосности
последних с матрицами. Отверстия для запрессовки пуансонов должны быть
строго
перпендикулярны
к
опорной
плоскости
пуансонодержателя.
Пуансонодержатели крепятся к верхней плите винтами с фиксацией
штифтами, что предотвращает, смещение пуансонов относительно матрицы
при работе штампа и ремонте его.
Направляющие колонки и втулки служат для направления верхней
части штампа относительно нижней. Форма и размеры их нормализованы.
Втулки запрессовываются в верхнюю плиту штампа, а колонки – в нижнюю
плиту по посадке с натягом. Посадка рабочей части колонки скользящая. Для
крупных штампов нижнюю часть колонки выполняют того же диаметра, что
и наружный диаметр втулки. Это позволяет совместно разделать отверстия в
верхней и нижней плитах.
К фиксирующим деталям штампа относятся направляющие планки,
упоры, ловители. Направляющие планки служат для фиксации полосы в
направлении, перпендикулярном к подаче полосы. Упоры предназначены для
фиксации подачи полосы на шаг штамповки. В последовательных штампах
одного упора недостаточно для точной фиксации полосы: упор не
обеспечивает точного совпадения внутренних и наружных контуров детали.
Для этого используются ловители, которые устраняют погрешность подачи.
Для снятия деталей и отходов с пуансонов и матриц применяется съемник.
В штамповочном производстве для
изготовления
сравнительно
небольших деталей чаще всего применяют механические прессы – ввиду
большого
числа
производительностью.
ходов
ползуна
они
отличаются
высокой
Размещено на http://www.allbest.ru/
Последовательность сборки штампа:
1. Запресовать в нижнюю плиту направляющие колонки;
2. Запрессовать в пуансонодержатель пуансон-матрицу, шлифовать;
3. Установить пуансон-матрицу на нижнюю плиту;
4. Крепить ступенчатыми винтами;
5. Развернуть отверстия под штифты в плите и пуансонодержателе;
6. Установить штифты, крепить винтами;
7. Установить съемник;
8. Крепить винтами;
9. Запрессовать хвостовик в верхнюю плиту;
10. Запрессовать в верхнюю плиту направляющие втулки;
11. Вставить толкатель в хвостовик;
12. Положить траверсу на толкатель;
13. Установить подставную плиту;
14. Закрепить пуансон в пуансонодержателе;
15.Установить толкающие штифты;
16. Установить пуансонодержатель на подкладную плиту;
17. Крепить ступенчатыми винтами;
18. Установить выталкиватель;
19. Установить матрицу;
20. Обеспечить зазор между пуансоном и матрицей;
21. Крепить ступенчатыми винтами;
22. Рассверлить отверстие под штифты;
23. Скрепить винтами;
24. Установить штифты;
25. Собрать верхнюю и нижнюю части штампа и обеспечить зазор по
направляющим колонкам.
Допуски и посадки в сопрягаемых конструктивных элементах штампа
Приведем
виды
посадок
применяемых в нашем штампе:
и
перечень
сопрягаемых
деталей,
Размещено на http://www.allbest.ru/
- нижняя плита и направляющая колонка:
посадка с натягом 22
S7
;
h6
- верхняя плита и втулка:
посадка с натягом 30
H7
;
s6
- пуансон и пуансонодержатель:
посадка с натягом 28
H7
H7
H7
,8
, 6,4
;
m8
m6
m6
- штифты:
посадка с натягом 8
H7
;
m8
- винты:
посадка с натягом  8
H7
;
g8
- хвостовик и верхняя плита:
посадка с натягом 42
H7
.
m6
5.1.8 Расчет деталей штампа на прочность и жесткость; обоснование
выбора
пресса
для
спроектированного
штампа,
его
техническая
характеристика
Расчѐт опорной поверхности головки пуансона на смятие производится
по формуле:
 см 
P
;
F
где см-напряжение смятия опорной поверхности;
[σсм]=1.5 σв; [σсм]=1.5 ·280=420Мпа;
Размещено на http://www.allbest.ru/
Р-расчѐтное усилие;
F-опорная поверхность пуансона.
Пуансон для пробивки отверстия d=5мм:
P1  Pтехнол.1.  3390.96 Н ;
F1  50.2 10 6 м 2 ;
 см.1. 
Р1
3390.96

 102.7 МПа.
F1 50.2 10 6
Пуансон для пробивки отверстия d=4мм:
P1  Pтехнол.1.  2712.77 Н ;
F1  28.27 10 6 м 2 ;
 см.1. 
Р1
2712.77

 105.4 МПа.
F1 28.27 10 6
Пуансон для вырубки по контуру:
Р3  Ртехнол.3.  314100H ;
F3  781.77 мм 2 ;
 см.к . 
Р2
314100

 401.8МПа.
F2 781.77 10 6
см.>100Мпа,
пуансонодержателем
следовательно,
ставим
между
стальную
верхней
калѐную
предотвращения смятия опорной поверхности.
Расчѐт пуансонов на сжатие в наименьшем сечении
Расчѐт производим по формуле:
 сж 
Р
  сж  ;
F
плитой
прокладку
и
для
Размещено на http://www.allbest.ru/
где сж- напряжение сжатия;
сж - допускаемое напряжение сжатия (для обычных пуансонов из
закалѐнной инструментальной стали сж=1600Мпа).
Пуансон для пробивки отверстия d=5мм:
 сж.1.  
Р2
3390 .96

 172 .7 МПа   сж 
F2
19 .63 10 6
Пуансон для пробивки отверстия d=4мм:
 сж.1.  
Р2
2713

 215 .89 МПа   сж 
F2
12 .56 10 6
Пуансон для вырубки по контуру:
 сж.3.  
Р3
314100

 401 .8МПа   сж 
F3
781 .77 10 6
Итак, все напряжения сжатия меньше допустимых. Расчѐт свободной
длины пуансонов на продольный изгиб производим по формуле:
l  4.43
EJ
,
nP
где E  2.2 105 МПа -модуль упругости;
J-момент инерции сечения;
n-коэффициент безопасности (для закалѐнной стали n=2…3).
Пуансон для пробивки отверстия d=5мм:
Размещено на http://www.allbest.ru/
J 
 d 4

64
l  4.43
3.14  0.005 4
 3.06 10 11 м 4 ;
64
2.2 1011  3.06 1011
 139.6 мм.
2  3390.96
Пуансон для пробивки отверстия d=4мм:
J2 
 d4
64

3.14  0.004 4
 1.25  10 11 м 4 ;
64
2.2 1011 1.25 10 11
l  4.43
 99.7 мм.
2  2713
Пуансон для вырубки по контуру:
J  8.3  108 м4 ;
l2  4.43
2.2 1011  8.3 108
 24.мм.
2  314100
Наименьшей будет длина пуансона для вырубки по контуру, еѐ и
принимаем для всех пуансонов.
Выбор пресса, его характеристики:
В штамповочном производстве сравнительно небольших деталей чаще
всего применяют механические прессы, ввиду большого числа ходов ползуна
они отличаются высокой производительностью.
Выбор механического пресса должен основываться на следующих
критериях:
1.
Нужное усилие штамповки Pшп должно быть меньше или равно
номинальному усилию Pн , развиваемому прессом;
2.
Величина хода ползуна должна соответствовать процессу
штамповки;
Размещено на http://www.allbest.ru/
3.
Закрытая высота пресса должна соответствовать закрытой высоте
штампа.
4.
Габариты стола и ползуна пресса должны соответствовать
размерам штампа, чтобы установить и закрепить штамп, подавать заготовку.
Отверстия в столе должны обеспечивать возможность выпадения детали и
отходов.
Число
ходов
пресса
должно
обеспечивать
высокую
производительность работы
Для изготовления данной детали методом листовой штамповки был
выбран пресс КД2318А со следующими характеристиками:
усилие пресса63 кН;
размеры подштамповой плиты300Ч200 мм;
диаметр хвостовика40 мм;
минимальный ход пресса5 мм;
максимальный ход пресса130 мм;
минимальная закрытая высота пресса170 мм;
максимальная закрытая высота пресса250 мм;
диаметр провального окна пресса160 мм.
5.1.9 Описание места рабочего и техники безопасности при штамповке
детали
Правильная
организация
труда
штамповщика,
планировка
и
организация его рабочего места обеспечивают высокую производительность
и полную загрузку рабочего.
Организация рабочего места - это правильная его планировка,
содержание пресса и штампа в исправности, а рабочее место в чистоте.
Основные
положения
организации
труда
штамповщика[13]:
штамповщик должен освобождаться от работ, не связанных с рабочим
местом; обслуживание пресса (регулировку, уход, смазку) осуществляет
Размещено на http://www.allbest.ru/
специальный персонал; штампы и заготовки доставляют к прессу подсобные
рабочие, устанавливают штампы на пресс наладчики.
Планировка и организация рабочего места зависят от вида и размеров
заготовки, степени механизации работ и способа подачи заготовки, способа
удаления деталей, типа пресса, мощности пресса и размеров штампуемых
деталей. В соответствии с требованиями на рисунке 5.7 изображена схема
планировки рабочего места.
Рис.5.7 Схема планировки и организации рабочего места 1 – пресс; 2 –
рабочий; 3 – стол для заготовок; 4 – стеллаж для деталей; 5 – ящик для
отходов.
Техника безопасности при эксплуатации прессов и штампов включает
целый ряд мероприятий:
1)
к работе допускаются только лица, прошедшие инструктаж;
2)
на прессе запрещается проводить операции, где потребное усилие
больше, чем номинальное усилие пресса;
3)
закрытая высота штампа должна соответствовать закрытой
высоте выбранного пресса;
4)
прессы
необходимо
снабжать
автоматической
подачей,
защитными устройствами, исключающими попадание рук в опасную зону;
5)
руками.
запрещается снимать деталь и удалять ее из опасной зоны
Размещено на http://www.allbest.ru/
5.1.10 Выводы
В
ходе
выполнения
работы
был
выполнен
конструктивно-
технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки,
подобран пресс с усилием Р=63кН, а также спроектирован штамп
последовательного действия для детали "скоба".
Штамп обеспечивает быстроту получения детали с достаточной
точностью и качеством поверхности детали.
Размещено на http://www.allbest.ru/
6. Экономический раздел
6.1 Расчет себестоимости самолета и цены самолета без двигателей
Полная средняя себестоимость одного самолета из годового выпуска в
N  15 штук определяется следующим образом[14]:
самолет поляр аэродинамический лонжерон
CП  СЗ  ВР , (6.1)
где CЗ - заводская средняя стоимость одного самолета из годового
выпуска в N штук; ВР - внутрипроизводственные расходы, планируемые в
размере 1% от заводской себестоимости.
Тогда:
С П  1, 01  СЗ . (6.2)
Заводская средняя себестоимость одного самолета из годового объѐма
в N штук без себестоимости двигателей определяется по формуле:
СЗ  М 0  ПИ  СОС  ПР  СР  З0  КРЦ  КРЗ  ОВЗ  НДС  Н КОМ  ПКС  О ДОР , (долл.)
где М 0 - стоимость основных материалов, сырья и готовых изделий
общепромышленного назначения и стоимость покупных полуфабрикатов;
M 0  1,95 104  mК0,8  0,93,32lg N  M , (6.4)
где М=0.78 - максимальная скорость самолета в числах Маха;
mк  33790 кг - масса конструкции самолета;
N  15 - годовой объѐм выпуска самолетов.
Размещено на http://www.allbest.ru/
М О  1.95 104  33.790.93  0.93.32lg15  339.554(тыс.долл).
ПИ - стоимость покупных изделий;
ПИ  1,95  (1280  2,37  Vmax  14,15  mПС )  N 0,09 , (6.5)
где масса пустого самолета:
mПС  mЛА  (mк  mоб. упр. ) 13.7  nпасс  80  nэк  135158 (0.25  0.1) 13.7  210  80  6  50662.3 кг.
Vm ax  960 км / ч - максимальная скорость самолета.
ПИ  1.95 1280  2.37  960  14 .15  50 .66   15 0.09  2616 .4 (тыс. долл),
СОС - затраты на изготовление, ремонт, восстановление специальной
технологической оснастки, списываемой на программу первых двух лет
серийного выпуска самолета.
Затраты труда на изготовление, ремонт, восстановление специальной
технологической оснастки:
2
Т К  (2,943  0, 0775  mПС  2,58 104  mПС
) 1, 05n , (6.6)
где n = 2 - количество двигателей на самолете.


Т К  2.943  0.0775  50 .662  2.58 10 4  50 .662 2 1.05 2  6.843 ( млн.нормо  ч.)
Общие затраты труда на изготовление, ремонт, восстановление
специальной технологической оснастки:
Размещено на http://www.allbest.ru/
Т ОСН  Т К  К1  К 2  К 3  К 4  К 5 , (6.7)
где К1 – коэффициент, учитывающий объѐм выпуска,
К1  2, 27 103  N  0, 64  2, 27 10 3 15  0, 64  0, 674 ;
–
К2
коэффициент,
учитывающий
уровень
применения
нормализованной оснастки,
К 2  1,2  0,005    1,2  0,005  25  1,075 ;
где  - уровень применения нормализованной оснастки в %, на
серийных заводах   25% ;
К3
-
коэффициент,
учитывающий
уровень
преемственности
создаваемой конструкции,


K 3  10 2  220  250,6 2  (  220) 2  1;
где Х - процент деталей, перешедших с предыдущей изготавливаемой
на этом заводе конструкции. При Х  0 К3  1 .
К 4 - коэффициент, учитывающий изготовление дублеров оснастки, еѐ
ремонт и восстановление. Из таблицы 3.4 методического [14] пособия
К 4  1,54 ;
К 5 - коэффициент, учитывающий тип самолета вертикального взлета и
посадки, К5  1 ;
Т ОСН  5.035  0.6854 1.075 11.54 1  5.71 ( млн.норм  ч.)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Величина расходов на изготовление спецоснастки:
СО  Т ОСН  С , (6.8)
где С - стоимость производства одного нормо-часа специальной
технологической оснастки, равная 2,5-2,7 доллара.
СО  5.71  2.6  14.846 ( млн. долл).
СОС 
СО
, (6.9)
N1  N 2
где N1  15 , N 2  20 - количество самолетов, запланированных к выпуску
в первый и второй годы серийного производства,
СОС 
14.846
 0.424 ( млн. долл).
15  20
ПР - постановочные расходы, вызванные освоением в серийном
производстве нового самолета и разработкой процесса его изготовления;
СР - спецрасходы (расходы на проведение испытаний серийных
самолетов).
Постановочные расходы и спецрасходы определяем по таблице 3.5
методического пособия[14]:
ПР  0.43СОС  0.43  424000  182 .320 (тыс . долл) ;
СР  0.3СОС  0.3  424000  127 .200 (тыс. долл.) .
З0 - расходы на основную и дополнительную заработную плату
производственных рабочих,
Размещено на http://www.allbest.ru/
З0  1,5  3, 013 104  mК0,903  M 0,42  N 0,32  K ПР ; (6.10)
К ПР - коэффициент, учитывающий повышение производительности
труда рабочего за время от разработки эскизного проекта, когда ведется
предварительный расчет цены самолета, до начала серийного производства
К ПР  1, 08 t  1, 087  0,5835 ;
где t  7 для тяжелых самолетов.
ЗО  1.5  3.013104 15.0950.903  0.760.42 150.32  0.5835  263.775(тыс.долл.),
Косвенные цеховые и общезаводские расходы:
КРЦ  1.92  3.04  ЗО  N 0.129  1.92  3.04  263775150.129  1.085( млн. долл.);
КРЗ  1.92  3.701  ЗО  N 0.359  1.92  3.701  263775 .7 15 0.359  708 .987 (тыс . долл.).
Обязательные взносы на годовую программу выпуска самолетов
определяются так:
ОВЗ 
lОВЗ  ЗППП  N
100
, (6.11)
где lОВЗ  51% - суммарная ставка обязательных взносов от затрат на
оплату труда всех категорий работающих,
ЗППП - затраты на основную и дополнительную заработную плату
работников всех категорий промышленно-производственного персонала,
включаемые в заводскую среднюю себестоимость одного самолета.
Размещено на http://www.allbest.ru/
ЗППП  К ЗППП  (СОС  ПР  З0  КРЦ  КРЗ ) ,
где
К ЗППП  0, 235
(6.12)
- доля затрат на оплату труда работников всех категорий
промышленно-производственного персонала в суммарных затратах на
специальную оснастку, постановочные расходы, расходы на проведение
испытаний,
на
основную
и
дополнительную
заработную
плату
производственных рабочих, на косвенные расходы цехов основного
производства и косвенные общезаводские расходы.
ЗППП  0.235  424000  182320  263775  1085657  708987   626 .213 (тыс. долл).
ОВЗ 
51 626213.7 15
 4.79 (тыс. долл).
100
Налог на добавленную стоимость:
НДС 
lНДС  ЗППП  N
100
, (6.13)
где lНДС - ставка налога на добавленную стоимость, равная 20%,
НДС 
20  626213.7  15
 1.878 ( млн. долл).
100
Коммунальный налог, включаемый в себестоимость і-той годовой
программы выпуска, составит:
H КОМ  lКОМ 
ЗППП  N
ЗППП1
, (6.14)
где lКОМ - ставка коммунального налога, равная 0,875 долл./чел;
З ППП 1 - среднемесячная заработная плата одного рабочего (210$).
Размещено на http://www.allbest.ru/
H КОМi  0.875 
626213.7  15
 391.38 (тыс. долл).
210
Себестоимость самолета без отчислений на содержание дорог составит:
C  M O  ПИ  СОС  ПР  СР  ЗО  КРЦ  КРЗ  ОВЗ  НДС  Н КОМ  339554.1 
 2616400  424000  182320  127200  263775  1085657.1  708987.1  4790000 
 1878600  39138.3  12.45 ( млн. долл.)
Отчисления на содержание дорог:
OДОРi  0.01523 C  0.01523 8.06  106  189.700 (тыс.долл).
Для запуска в серийное производство самолетов на первый год
потребуется ссуда, равная по величине базовой сумме затрат, то есть:
CБАЗ  M O  ПИ  СОС  ПР  СР  ЗО  КРЦ  КРЗ  339554.1 
 2616400  424000  182320  127200  263775  1085657.1  708987  5.7479 ( млн. долл)
Затраты на оплату процентов за краткосрочные ссуды банков,
получение которых связано с производственной деятельностью, составляют
сумму, равную 30% от величины ссуды:
ПКС  0.3  C БАЗ  0.3  5.7479 10 6  1.724 ( млн. долл).
Заводская средняя себестоимость одного самолета из годового объѐма
выпуска в 15 штук без себестоимости двигателей составляет:
CЗ  С  ПКС  ОДОР  12.45  106  1724368  189700.2  14.364 ( млн. долл)
Размещено на http://www.allbest.ru/
Полная средняя себестоимость самолета:
С П  1.1 C З  1.114364068 .2  15 .8 ( млн. долл).
Планируемая прибыль серийного завода:
П
Р  СП
, (6.15)
100
где Р  25% - планируемая рентабельность от реализации одного
самолета серийным заводом,
П 
25  15800475.02
 3.95 ( млн. долл).
100
С учетом налога на прибыль, составляющего 30% к еѐ величине, в
распоряжении завода остается чистая прибыль, равная:
ПЧ  0.7  П  0.7  3950118 .7  2.76 ( млн. долл.).
Расчетная средняя цена самолета без двигателей:
Ц С  С П  П  15800475 .02  3950118 .7  19 .75 ( млн. долл.)
6.2 Расчет цены самолета с двигателями
Стоимость двигателей ТРДД рассчитывается укрупненно по формуле:
Ц ДВ  0,015  КНВО  КСХ  КСДВ  Rmax  (3400 10 Rmax ) , (6.16)
Размещено на http://www.allbest.ru/
где
К НВО  1, 61
-
коэффициент,
учитывающий
в
затратах
на
проектирование налоги, обязательные взносы, отчисления;
Rm ax  20950 (даН ) - взлетная тяга одного двигателя;
К СХ , К СДВ - коэффициенты, учитывающие тип двигателя и серийность;
К СХ  1,15 для ТРДД при М<1.
К СДВ  (
где
п
1500 0,5
) , (6.17)
 п ДВ
п
ДВ
ДВ
- количество двигателей в серии;
 N С  п ДВ  (1  К ЗЕМ  hЗЕМ )  (1  К ОБ ) 
ТС
, (6.18)
Т ДВ
где NС - количество самолетов, на которых устанавливаются двигатели
данного типа;
п ДВ - количество двигателей, устанавливаемых на одном самолете;
К ЗЕМ - коэффициент, приравнивающий время работы двигателя на земле
и в воздухе, равный 0,2;
hЗЕМ - удельный вес времени работы двигателя на земле в общем летном
времени самолета, равный 0,05;
К ОБ -
коэффициент оборотного фонда двигателей данного типа,
величина которого зависит от межремонтного ресурса двигателя в обороте,
приближенно КОБ  0, 2  0,3 .
nдв  15  2  1  0.2  0.05  1  0.25 
К С. ДВ.
 1500 


 n 
ДВ


0.5
 1500 


 118 
0.5
 3.57,
20000
 118.
8000
Размещено на http://www.allbest.ru/
Тогда стоимость ТРДД, устанавливаемых на данный самолет, будет
равна:


Ц ДВ  0.015  1.61 1.15  3.57  20950  3400  10 20950  4.05 ( млн. долл.).
Расчетная средняя цена одного самолета с двигателями равна:
Ц С  Ц С  Ц ДВ  19 .75  2  4.06  27 .87 ( млн. долл.)
6.3 Выводы
Полная себестоимость самолета состоит из средней заводской
себестоимости и внутрипроизводственных расходов, планируемых в размере
1% от заводской себестоимости. Заводская средняя себестоимость зависит от
стоимости основных материалов и покупных изделий, затрат на изготовление
и ремонт, списываемой на программу первых двух лет серийного выпуска,
затрат на заработную плату работников, а также спецрасходы. Стоимость
двигателей зависит от взлетной тяги одного двигателя, типа двигателя и
серийности. Расчетная средняя цена одного самолета с двигателями
составила 27,87 млн. долл.
Размещено на http://www.allbest.ru/
7. Раздел безопасности жизнедеятельности
7.1 Система кондиционирования воздуха
В полете с подъемом на высоту на организм человека отрицательное
влияние оказывает, прежде всего, недостаток кислорода. Хотя процентное
содержание кислорода в атмосферном воздухе на высоте почти такое же, как
на земле, однако в этом случае насыщение крови человека кислородом
уменьшается. Дело в том, что оно зависит от так называемого парциального
давления кислорода в легких, т. е. давления, приходящегося на долю
кислорода в общем атмосферном давлении. Чем это давление меньше, тем в
меньшей степени кровь насыщается кислородом.
Уменьшение атмосферного давления с подъемом на высоту приводит к
соответствующему уменьшению парциального давления. Это в свою очередь
приводит к недостатку кислорода для дыхания — кислородному голоданию.
При полетах на высотах более 4000 м человек уже нуждается в
дополнительном питании кислородом, создающим необходимое парциальное
давление.
Известно, что даже кратковременное пребывание человека на высотах
6000 — 7000 м в открытой кабине без кислородного прибора может вызвать
внезапное наступление обморочного состояния из-за низкого парциального
давления кислорода. Поэтому для полетов на высотах более 4000 м пришлось
снабжать
самолеты
кислородными
системами,
компенсирующими
недостаток кислорода во вдыхаемом экипажем и пассажирами воздухе.
Каждый член экипажа обеспечивается индивидуальной маской, к которой
подводится кислород от специальных бортовых баллонов.
С увеличением высоты полета свыше 8000 — 9000 м одна система
кислородного питания уже не в состоянии обеспечить поддержание
нормальной работоспособности экипажа. Дополнительная подача кислорода
к легким устраняет явление кислородного голодания примерно до высот 10
Размещено на http://www.allbest.ru/
000 м. С высот более 10 000 м в негерметической кабине при длительном
пребывании необходимо подавать кислород для дыхания под избыточным
давлением. При этом легкие как бы "накачиваются" кислородом, а обратный
выдох значительно затрудняется.
На работоспособность экипажа самолета и самочувствие пассажиров
при
полете
"на высоту"
оказывает влияние также
температура и
относительная влажность воздуха. На больших высотах температура
понижается до минус 50°С и ниже. При таком холоде возможно
обмораживание отдельных участков тела человека. Атмосферный воздух на
больших высотах имеет очень небольшую относительную влажность. Это
приводит к сухости в носоглотке и слизистой оболочке глаз.
Системы обеспечения жизнедеятельности и спасения экипажей и
пассажиров
летательных
аппаратов
предназначены
для
поддержания
нормальной работоспособности членов экипажа при выполнении полетов в
герметичной и разгерметизированной кабинах, для спасения пассажиров в
экстремальных
ситуациях,
а
также
для
обеспечения
нормального
микроклимата в кабине.
Система обеспечения жизнедеятельности экипажа включает в себя
систему кондиционирования воздуха (СКВ), систему кислородного питания
(СКП), систему кислородного воздуха (СКВ) и индивидуальное защитное
снаряжение.
Система
кондиционирования
конструктивно
подразделяется
на
следующие системы:
-система отбора и подачи воздуха (система подготовки воздуха);
-система распределения воздуха;
-система автоматического регулирования давления;
-система регулирования температуры воздуха.
Системы кондиционирования предназначены для поддержания на
необходимом уровне параметров воздушной среды:
- абсолютного давления;
Размещено на http://www.allbest.ru/
- избыточного давления;
- скорости изменения давления воздуха;
- температуры;
- относительной влажности воздуха;
- состава и чистоты воздуха;
- уровня шума.
Количество воздуха, которое должно подаваться для обеспечения
допустимой концентрации углекислого газа, несколько ниже реально
подаваемого количества воздуха. Это объясняется тем, что расход воздуха,
определенный из условия обеспечения температурного режима, несколько
выше минимально допустимого расхода, обеспечивающего допустимую
концентрацию углекислого газа.
Регламентируются и предельные концентрации вредных примесей:
- пары топлива – 0,3 мг/л;
- продукты разложения топлива и масла – 0,0002 мг/л;
- окись углерода – 0,02 мг/л;
- окись азота – 0,005 мг/л.
Система регулирования давления предназначена для поддержания
определенного перепада давления между гермокабиной и окружающей
средой с целью обеспечения рациональных параметров микроклимата в
кабине экипажа и салоне и обеспечивает выполнение следующих функций:

автоматическое
регулирование
абсолютного
давления
в
гермокабине по заданной программе;

автоматическое ограничение эксплуатационного избыточного
давления в гермокабине;

автоматическое ограничение скорости изменения давления в
гермокабине на заданном уровне;

ограничение
предельного
прямого
давлений между гермокабиной и атмосферой;
и
обратного
перепада
Размещено на http://www.allbest.ru/

принудительную разгерметизацию гермокабины в полете и на
земле;

индикацию параметров воздуха по давлению и скорости
изменения давления, предупреждение об опасных значениях параметров
давления в гермокабине;

ограничение предельного минимального давления в гермокабине.
Система автоматического регулирования давления включает в себя основную
и дублирующую системы, имеющие каждая свое выпускное устройство в
виде клапана с пневматическим управлением.
Наиболее совершенным средством защиты экипажа и пассажиров от
неблагоприятного действия атмосферы больших высот является размещение
его в специальных герметических кабинах.
Давление в герметической кабине поддерживается выше давления
окружающей среды, следовательно, и парциальное давление кислорода в ней
больше. В кабине с помощью специальных устройств поддерживается
необходимая температура и влажность воздуха, а звукоизоляция уменьшает
вредное
влияние
шума
от
работающих
двигателей.
Поддержание
необходимого состава воздуха и его влажности достигается путем
непрерывной циркуляции через кабину свежего воздуха, поступающего из
компрессора.
К герметическим кабинам предъявляются следующие основные
требования.
1. Оптимальное абсолютное давление в кабине должно быть 600 мм рт.
ст., что соответствует давлению воздуха в атмосфере на высоте 2000 м.
2. Минимальное значение абсолютного давления должно быть не ниже
266 мм рт. ст., что соответствует высоте 8000 м. При этом значении давления
воздуха в кабине допустимы кратковременные полеты с использованием
кислородных приборов.
3.Избыточное давление в герметической кабине должно быть в
пределах 0,025 — 0,06 МПа. Нижняя величина предела выбирается из
Размещено на http://www.allbest.ru/
условия обеспечения минимального значения абсолютного давления, а
верхняя — прочности кабины.
4. В кабине должна поддерживаться температура, равная 16 — 22°С, а
относительная влажность 15 —70%.
5. Процентное содержание кислорода в воздухе из соображений
пожарной безопасности не должно превышать более 40%.
На данном ЛА применяется герметическая кабина вентиляционного
типа. Воздух отбирается от электрического насоса, работающего от
генератора. Регулировка основных параметров вентилируемого воздуха,
давления, температуры, влажности осуществляется в автоматическом и
ручном режимах.
7.2 Выводы
Система кондиционирования воздуха, рассмотренная в донном разделе
обеспечивает
нормальную
работоспособность
членов
экипажа
при
выполнении полетов в герметичной кабине, комфорт пассажиров, а также
обеспечивает нормальный микроклимат в кабинах.
Размещено на http://www.allbest.ru/
8. Специальная часть работы
Проектирование
конструкций
летательных
аппаратов
с
учетом
случайных факторов
Проектировочные расчеты конструкций ЛА в настоящее время
проводятся на высоком научно-техническом уровне. Они обеспечивают
достаточную надежность авиационной и космической техники , безопасность
проведения полетов, рентабельность грузовых и пассажирских перевозок.
Один из путей дальнейшего совершенствования таких расчетов –
приближение расчетных схем конструкции к реальным условиям ее
производства и эксплуатации с учетом неизбежных технологических
допусков на геометрические размеры тонкостенных элементов, а также
изменчивости
механических
свойств конструкционных материалов и
эксплуатационных нагрузок. Условие безотказности функционирования
конструкции за назначенный срок эксплуатации может быть обеспечено с
учетом
случайных
факторов
только
с
определенной
вероятностью,
обеспечивающей ее надежность.
Проектирование сжатого стрингера с учетом вероятностных факторов
Сжатый стержень (стрингер) при Sэ=2800 Н, f=1,5
Сжатие стержня из сплава Д16Т
Площадь поперечного сечения:
F=
fS э
(8.1)
 вk
где k=0.8, nр =nэ*f (8.2)
nэ =2.5 nр=2.5*1.5=3.75
F=(3.75*2800)/(0.8*420)=31.24 мм2
По данной площади подбираем по сортаменту профиль ПР100 №51, у
которого ширина полки 15 мм, толщина 1,2
Размещено на http://www.allbest.ru/
По графику определяем  t  8%, t n  3.5%
Вычисляем коэффициент  N  (1   t ) 3  1  (1  0.08 ) 3  1  0.2597
Вычисляем относительный коэффициент безопасности:

f 
f
1  N

1.5
 1.19
1  0.2597
По графику зависимости надежности Н и коэффициента безопасности
fn определяем Н=0,9995
Вычисляем выигрыш в массе:
__
m% 
f
Fd  Fb
100%  (1  ) 100%
Fd
f
m%  (1  1.19 / 1.5) 100%  20%
Выводы: в результате проектирования сжатого стрингера с учетом
вероятностных факторов сэкономлено 20% массы по сравнению с обычным
расчетом.
На
уменьшение
массы
повлияло
применение
толщины
прессованного профиля ПР100 с учетом его допуска а также учли
механические свойства материала.
Размещено на http://www.allbest.ru/
Список литературы
1.
Приближенное определение основных параметров самолета. Учеб.
пособие / В.Н.Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко. – Х.: Харьк.
авиац. ин-т, 1986. -40 с.
2.
Приближенное определение основных параметров самолета. Учеб.
пособие / В.Н.Клименко, А.А. Кобылянский, Л.А. Малашенко. – Х.: Харьк.
авиац. ин-т, 1989. -54 с
3.
Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов
авиационных специальностей вузов. – М.: Машиностроение, 1991. -400 с.: ил.
4.
Проектирование самолетов. Бадягин А.А., Егер С.М., Мишин В.Ф. и
др. - М.: Машиностроение, 1972. – 516 с.
5.
Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. – М., Машиностроение,
1971, 416с.
6.
Проектирование лонжеронов крыла самолета. Л.В.Капитанова,
А.А.Редько, Рябков В.И., С.В.Трубаев, Цепляева Т.П. – Харьков: ХАИ, 2006.
– 67с.
7.
Системы крепления двигателя на самолете / Лебединский А.Г. – Х.:
Харьк. авиац. ин-т., 1980 – 33с.
8.
Евсеев Л.А. "Расчет на прочность крыла большого удлинения",Харьков
ХАИ 1985.
9.
Авиационные правила. Часть 1. Нормы лѐтной годности самолѐтов
транспортной категории. - М. МАК , 1993. - 483 с .
10.
Стригунов В. М. Расчѐт самолѐта на прочность : Учебник для вузов. -
М. : Машиностроение, 1984. - 376 с.
11.
С.А. Лобов, А.В. Бетин, В.В. Вамболь, В.Н. Кобрин. Устройство систем
жизнеобеспечения объектов аэрокосмической техники: учебное пособие. –
Харьков: ХАИ, 2004. – 144 с.
12.
Рудман Л.И. Справочник конструктора штампов.–
М.:Машиностроение,1988г. 460с.
Размещено на http://www.allbest.ru/
13.
Кононенко В.Г. Технология производства ЛА: Киев: Вища школа,
14.
Технико-экономическое обоснование самолетов и двигтелей в
дипломных проектах: учебное пособие / А.И. Бабушкин, В.А. Пильщиков,
В.А. Резчик – Харьков: Харьковский авиационный институт. 1995 г. -38стр.
15.
Летно-технические характеристики, продольная устойчивость и
управляемость самолета. Г.П.Курочка – Х. ХАИ, 1999г. – 188с.
16.Проектирование конструкций ЛА с учетом случайных факторов/
Л.А.Малашенко – Х.: ХАИ, 2009 – 103с.
Размещено на Allbest.ru