Конструирование лонжерона и панель крыла, система крепления двигателя и управления КВ средне магистрального пассажирского самолета

Выпускная работа бакалавра

Объект исследования: лонжерон крыла, элементы системы управления рулем высоты, системы крепления двигателя.
Цель работы: разработка учебного аванпроекта пассажирского самолета, в который входит определение параметров пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении, разработка его конструктивно-силовой схемы, расчет аэродинамических и летных характеристик, определение воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, разработка конструкции лонжерона крыла минимальной массы, системы управления рулем высоты, проектирование системы крепления двигателя, разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой, расчет характеристик экономической эффективности проектируемого самолета, разработка системы кондиционирования.

Методы исследования статистический и расчётный, с применением программного обеспечения, разработанного на кафедрах 101, 102, 103, 104.

Результаты выпускной работы бакалавра и ее новизна: в результате выполнения работы полученные следующие результаты:
1) получены параметры пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении;
2) выбраны, обоснованы и разработаны КСС агрегатов самолета;
3) рассчитаны аэродинамические и летные характеристики самолета и построены поляры при различных конфигурациях;
4) определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на крыло
5) рассчитан и сконструирован отсеки переднего лонжерона минимальной массы;
6) разработана технология изготовления детали самолета листовой штамповкой;
7) рассчитаны характеристики экономической эффективности;
8) разработаны системы бытового и аварийно-спасательного оборудования.




Содержание
Конструкторский раздел
1.Статистическое проектирование облика самолета
Введение, постановка задачи проектирования
1.1Сбор и обработка статистических данных, их анализ
1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету
1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления
1.6 Выбор двигателя и его характеристик
1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета...
1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета...
1.9 Выводы...
Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета...
2.1Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях самолета
2.2 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)
2.3 Выводы
3.Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности
3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло
3.2 Выбор материала силовых элементов агрегата
3.3 Проектировочный расчет силовых элементов регулярной зоны в сечениях агрегата...
3.4 Выводы
4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла и панели...
4.1.1Анализ конструктивно-технологических особенностей сборных узлов агрегатов заданного типа самолета
4.1.2Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на сборный узел
4.1.3Определение геометрических параметров силовых элементов сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума массы.
4.1.4Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов сборного узла
4.1.5 Разработка конуструкции панели...
4.1.6 Выводы
4.2Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления РВ...
4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа...
4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, разработка её кинематической схемы. Кинематический расчет системы управления...
4.2.3 Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге системы управления...
4.2.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчеты командного рычага, тяги и качалки системы управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления
4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления
4.2.6 Выводы...
4.3 Разработка конструкции силовых элементов системы крепления дв
4.3.1Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа...
4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя
4.3.3Определение нагрузок и выбор материала для силовых элементов системы крепления двигателя...
4.3.4 Определение геометрических параметров и разработка конструкции силовых элементов системы крепления двигателя
4.3.5 Разработка конструкции, чертежа детали и технических условий на ее изготовление
4.3.6 Выводы
Технологический раздел
5. Разработка технологии изготовления детали самолета
5.1.1 Разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой и проектирование штампа
5.1.2Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки
5.1.3 Выбор оптимального варианта раскроя материала, представление схемы раскроя полосы и листа
5.1.4 Разработка технологической схемы штампа, расчет потребных ус
5.1.5 Расчет исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа
5.1.6Описание места рабочего и техники безопасности при штамповке дт..66
5.1.7Выводы.
Экономический раздел...
6. Расчет характеристик экономической эффективности...
6.1Определение цены изделия по затратам на изготовление и обоснование безубыточности производства...
6.2 Выводы...
Раздел охраны труда
7.1 Разработка системы кондиционирования воздуха...
7.2Выводы...
Специальная часть работы
8. Анализ катастроф самолётов на 80-140 пассажиров
Список использованной литературы...
Приложение





Конструкторский раздел
1. Статистическое проектирование облика самолета
Введение
Целью задания является проектирования пассажирского самолета с ТТХ самолета на 120 пассажиров с дальностью полета 3000 км.
Для сбора статистических данных были выбраны следующие самолеты-прототипы :
Боинг 727,США
Ту-134,Росcия
Як-42,Россия
MD-80,CША
Разрабатываемый самолет относится к классу среднемагистральных пассажирских самолетов.
Задача проектирования состоит в разработке конструкции нового самолета и его составляющих элементов.
1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ
Описание самолета Боинг 727:
На рисунку 1.1 показан основной вид самолёта Боинг 727.

Рис 1.1 Чертёж самолёта Боинг 727.
Боинг-727 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана с Т-образным оперением. Конструкция цельнометаллическая. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения. Крыло стреловидное (32° по линии четвертей хорд). Механизация крыла состоит из предкрылков и трёхщелевых закрылков. Шасси убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 3 ТРД Прэтт-Уитни JT8D-7 (JT8D-9, JT8D-11, JT8D-15, JT8D-17), расположенных в задней части фюзеляжа (2 на пилонах и 1 в фюзеляже). Самолёт оснащён комплексом авионики фирм "Коллинз" или "Ханиуэлл" (с 1994 года на грузовых самолётах американской авиакомпании "ФедЭкс" устанавливается цифровой комплекс EFIS фирмы "Роджерсон Кратос").
Описание самолета Ту-134:
На рисунку 1.2 показан основной вид самолёта Ту-134.


Рис.1.2 Схема Ту-134
Ту-134 выполнен по схеме цельнометаллического свободного низкоплана со стреловидным крылом (угол стреловидности — 35°), размещёнными в хвостовой части фюзеляжа двумя двигателями Д-30 различных серий. Механизация крыла — в виде двухщелевых закрылков, и интерцепторов; предкрылки отсутствуют. Площадь крыла — 127,3 м2. Фюзеляж «заимствован» от Ту-124 и удлинён на 7 метров. Оперение — Т-образное. Шасси — убирающееся, трёхопорное. Передняя стойка убирается в нишу в фюзеляже, основные — в специальные гондолы на крыле. Основные стойки имеют по две оси.
В настоящее время самолётам установлен ресурс 40000 лётных часов, 25000 полётов в течение 25 лет. При условии индивидуальной оценки технического состояния ресурс может быть последовательно увеличен до 55000 лётных часов, 32000 полётов, 40 лет.
Силовая установка
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа. Серийные Ту-134 оснащались турбореактивными двухконтурными двигателями конструкции Соловьёва Д-30 (ПС-30). Двигатель выполнен по двухвальной схеме, состоит из компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного устройства, оснащен реверсивным устройством. Запуск двигателя воздушным стартером. Система зажигания электронная, включает агрегат зажигания и 2 свечи поверхностного разряда.
Описание самолета MD-80:
На рисунку 1.3 показан основной вид самолёта MD-80.


Рис.1.3 Схема самолета МД-80
Макдонелл Дуглас MD-80 — ближнемагистральный пассажирский самолёт, разработанный в США в 70-е годы. Был предназначен для замены устаревшего DC-9
Аэродинамическая схема
• двухмоторный турбовентиляторный низкоплан со стреловидным крылом, Т-образным оперением и задним расположением двигателей.
Описание самолета Як-42:
На рисунку 1.4 показан основной вид самолёта Як-42.


Рис.1.4 Схема самолета Як-42.
Як-42 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана с Т-образным оперением. Конструкция цельнометаллическая. Фюзеляж типа полумонокок круглого сечения (диаметр 4 м). Крыло стреловидное (25° по линии четвертей хорд) с развитой механизацией (предкрылки, двухщелевые закрылки и спойлеры). Все рулевые поверхности снабжены триммерами. Руль направления и элероны имеют сервокомпенсаторы. Управление гидроприводами электрическое. Стабилизатор имеет перевёрнутый профиль двойной кривизны. Шасси убирающееся, трёхопорное с носовой стойкой. Силовая установка состоит из 3 ТРДД Д-36 и ВСУ ТА-6В. Запас топлива расположен в 3 крыльевых баках равной ёмкости. Имеется система аварийного слива топлива в полёте. Система управления ручная (бустер имеется только в канале руля направления). Крыло со сверхкритическим профилем и вертикальными концевыми аэродинамическими поверхностями.
Статистические данные сведены в таблицу и показаны в Приложении А.
1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету
После сбора статистических данных переходим к разработке ТТТ. Этот этап будет проводиться на основе анализа статистических материалов, дополнив заданные ТТТ проектируемого самолета.
Так как задан пассажирский самолет для 120 пассажиров с дальностью полета L=3000 км, длиной разбега Lразб=1500 м, то назначаем высоту крейсерского полета Нкрейс=9 км, крейсерскую скорость Vкрейс=850 км/ч, Мн=11км=850/1074=0,79.
Полученные ТТТ заносим в таблицу 1.1


Тактико-технические требования Таблица 1.1
Мн=11км Lн=11км, км nпас, чел Lр, м Vкрейс, м/ч Нкрейс, м nэк, чел
0,79 3000 120 1500 850 11000 3

1.3 Выбор и обоснование схемы самолета
Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллическиймоноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя ТРДД и трехопорным шасси с передней ногой. Преимущества низкого расположения крыла:
- При аварийной посадке с невыпущенным шасси удар воспринимается в основном конструкцией крыла, защищающей пассажиров и экипаж.
-В случае аварийной посадки на воду крыло, благодаря встроенным топливным бакам-кессонам, выполняет роль понтона, вместе с фюзеляжем обеспечивая плавучесть самолёта.
-Стойки шасси удаётся сделать короткими, и, как следствие, более прочными и лёгкими; упрощается его уборка и выпуск.
-Сказывается влияние земли (экранный эффект) на взлётно-посадочные характеристики.
-При расположении двигателей на крыле упрощается доступ к ним, что делает удобным техническое обслуживание двигателей при эксплуатации.
-Планер самолёта легче по сравнению с высокопланом и среднепланом.
Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам, третий
внутри фюзеляжа. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги.
Заборник воздуха среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа.
Преимущества такого расположения двигателей:
-Крыло аэродинамически чистое, работает вся его площадь, и аэродинамическое качество оказывается весьма высоким, больше на 5 - 9%, чем при расположении двигателей на крыле.
-Закрылки занимают большую площадь, так как на крыле нет двигателей.
-Улучшаются характеристики продольной и поперечной устойчивости за счет:
а) работы гондол как горизонтального оперения;
б) выноса горизонтального оперения из зоны скоса потока;
в) улучшения эффективности горизонтального оперения за счет верхней установки, что увеличивает плечо до центра тяжести;
г) малого разворачивающего момента при отказе двигателя.
-Меньше шум от работы силовой установки.
-При пожаре двигателя пламя идет назад и не жжет крыло.
Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя
нога — в нишу передней части фюзеляжа
 Крыло лонжеронной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам. Крыло имеет механизацию: закрылки, предкрылки, интерцепторы. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны и аэродинамические перегородки .
 Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым
противообледенительным устройством.
 Хвостовое оперение стреловидное, Т-образное, состоит из
вертикального и горизонтального оперения.
Основные параметры самолета Таблица 1.2
λ χ° η 



λф Dф,м Lф,м
9 25 3,48 0,15 0,15 30 0,02 9 3,5 33,8


λго λво χ°го χ°во  го
во
ηго ηво
0,217 0,228 4 1,02 30 45 0,09 0,12 2,5 1,8

1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении
Взлетная масса самолета в нулевом приближении определяется по формуле:
[кг].
1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления
Используя статистические данные, вычисляем:
масса экипажа mэк=80· nэк=80·3=240 [кг];
масса коммерческой нагрузки mгр=120· nпас=120·120=14400 [кг];
относительная масса топлива , где L-дальность полета, L=3000[км],
 V-скорость полета, V=900 [км/ч],
 a=0.06, b=0.06, тогда ;
относительная масса топлива ;
относительная масса конструкции ;
относительная масса силовой установки ;
относительная масса оборудования.
Определяем массу конструкции самолета: [кг].
Масса крыла [кг].
Масса фюзеляжа [кг].
Масса оперения [кг].
Масса шасси [кг].
Масса топлива [кг].
Масса силовой установки [кг].
Масса оборудовании [кг].
Все значения масс заносим в таблицу 4.
Значение масс агрегатов самолета Таблица 1.3
m0,
кг mгр, кг mэк, кг mк,
кг mкр, кг mф,
кг mоп, кг mш, кг mт,
кг mсу, кг mдв, кг
56300 14400 240 15760 6162 5626 1118 2852 14600 5630 1500

1.6 Выбор двигателя и его характеристик
Из статистических данных определяем тяговооруженность самолета данного класса:
t0 =0.36[даН/даН].
Тогда потребная тяга будет равняться
Р0=t0m0g=0.36 ·56300·9.81/10=19862[кгс].
Из этих условий был подобран двигатель ТРДД Д-36
Этот двигатель имеет следующие параметры:
Тяга: 6500 кгс;
степень двухконтурности m=6;
диаметр двигателя Dдв=1541 [мм];
длина двигателя Lдв = 3469 [мм];
масса сухого двигателя mдв =1100 [кг].
1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Разработка общего вида самолета
Определение геометрических параметров крыла:
Удельная нагрузка на крыло при взлете Р0=355 [даН/м2].
Определяем площадь крыла из соотношения
  [м2].
Размах крыла [м], где λ=7,3 – удлинение крыла.
Корневая b0 и концевая bк хорды крыла определяются из условий значений S, l, η:
η=3,48– сужение крыла,
  [м];
  [м].
Средняя аэродинамическая хорда вычисляется:
  [м].
Определяем координату САХ по размаху крыла:
  [м].
Координата носка САХ по оси ОХ определяется:
  , где пк=16° - угол по передней кромке крыла,
  [м].
Определение геометрических параметров фюзеляжа:
Длина фюзеляжа [м].
Длина носовой части фюзеляжа [мм].
Длина хвостовой части фюзеляжа [мм].
Определение геометрических параметров ГО и ВО:
Площадь ГО [м2].
Также, как и для крыла, определяются , , , , , :
размах ГО [м];
корневая хорда ГО [м];
концевая хорда ГО [м];
средняя аэродинамическая хорда ГО
[м];
координата САХ по размаху ГО [м];
координата носка САХ по оси ОХ [м].
Определим геометрические характеристики ВО:
площадь ВО [м2];
размах ВО [м];
корневая хорда ВО [м];
концевая хорда ВО [м];
средняя аэродинамическая хорда ВО [м];
координата САХ по размаху ВО [м];
координата носка САХ по оси ОХ [м].
Определение геометрических параметров шасси:
База шасси должна находиться в пределах (0,3...0,4)Lф, где Lф – длина фюзеляжа. В нашем случае база составляет 14.4м, т.е. 0,4 Lф.
Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора между поверхностью ВПП и планером самолета – (200...250)мм. Принимаем высоту шасси 800мм. Высоту ЦМ над ВПП принимаем равной 2,475м.
Посадочный угол (угол между осью фюзеляжа и касательной к главным опорам и хвостовой части фюзеляжа) лежит в пределах 10...16, [1]. Принимаем в нашем случае = 16.
Противокапотажный угол (угол между нормалью к оси самолета, проведенной через ЦМ, и прямой, соединяющей ЦМ с точкой пересечения оси главных опор с ВПП) должен превышать угол хотя бы на (2..3), и лежит в пределах 8 - 18, [3]. Принимаем = 17.
Вынос главных колес определяется из условия нагружения передней опоры на стоянке e = 0,12Lбазы = 1730[мм].
Колея шасси в значительной мере определяет поперечную устойчивость при движении по земле, а также влияет на маневренность и управляемость. Ее величина лежит в пределах 2НВ15[м], [1]. B = 2H, где H – высота ЦМ над ВПП.
Тогда : B = 22 = 4 [м].
1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета
Выбор и обоснование КСС крыла:
В качестве критерия выбора КСС крыла можно воспользоваться понятием условного лонжерона. Силовой набор крыла воспринимающий нагрузку мы заменяем условно одним лонжероном. По действующим нагрузкам определяем толщину пояса условного лонжерона и по полученному результату даём качественную оценку по выбору КСС крыла. Толщина пояса условного лонжерона определяется по формуле:
  ;
Р0 – удельная нагрузка на крыло при взлете
S – площадь крыла, S=155 м2;
Za - координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, Za=7 м;
mi – масса груза, расположенного на крыле. На одной консоли крыла располагается силовая установка, а также топливо;
zi – координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла;
np – коэффициент расчетной перегрузки;
mкр – масса крыла, mкр=6162 кг;
- относительная толщина профиля крыла =0.17 ;
b0 – корневая хорда крыла b0=6.8м.

Определим величину интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы:
;
;

МПа;
МПа.

Т.к. толщина пояса условного лонжерона больше, чем 3мм и величина интенсивности моментной нагрузки выходит за пределы 10...15 МПа, то, как показывает опыт проектирования самолета, обшивка крыла будет достаточно толстой, с высокими критическими напряжениями, т.е. сможет воспринимать большую часть изгибающего момента (более 50%). Поэтому в массовом отношении выгодно применить кессонное крыло.
Кессонное крыло в весовом отношении выигрывает по сравнению с моноблочным, что связано с меньшей потребной площадью сечений крыла, поскольку слабые лонжероны, в отличие от продольных стенок моноблочного крыла, воспринимают часть изгибающего момента.
Применение кессонного, а не лонжеронного, крыла имеет в данном случае еще один важный аспект: кессонное крыло позволяет использовать свои внутренние объемы для размещения топлива, что крайне важно, когда нежелательно задействовать под топливные баки внутренние объемы фюзеляжа.
Крыло образовано лонжеронами, нервюрами и стрингерами. К нему крепятся закрылки, элероны.
Форма крила в плане – стреловидная.
Продольный силовой набор сосотоит из 2-х лонжеронов, расположенных на 25% и 75% хорд.
Поперечный набор консоли крыла состоит из 59 нервюр, 23 из них силовые. Бортовая нервюра – No1, концевая - No59. К нервюрам No 5,10,15,18,28,41,43,51,58 крепятся узлы навески механизации задней кромки крыла.
Нервюры расположены по потоку, их шаг составляет 300мм.




Выбор и обоснование КСС оперения:
 Оперение – Т-образное. Лонжероны горизонтального оперения в бортовом сечении крепятся к лонжеронам вертикального оперения в концевом сечении.
 Соединение киля с фюзеляжем осуществляется при помощи моментных узлов крепления, соединяющих лонжероны киля со шпангоутами фюзеляжа 73, 82.
КСС киля – 2-х лонжеронное. (Рис.3.1.). Передний лонжерон проходит на расстоянии 21.5% хорд от носка профиля, задний – 64.4%. Нервюры расположены перпендикулярно оси заднего лонжерона, стрингеры – по процентным линиям.
 Количество элементов в киле:
  Лонжеронов – 2;  
Нервюр – 20;
  Стрингеров – 28.
 Расстояние между стрингерами – 90 мм в сечении корневой невюры между лонжеронами.
Расстояние между нервюрами – 300мм. Руль направления крепится к нервюрам 7,13,20.
КСС стабилизатора – 2-х лонжеронное (Рис.3.2.). Передний лонжерон проходит на расстоянии 21.5% хорд от носка профиля, задний – 64.4%. Нервюры расположены перпендикулярно оси заднего лонжерона, стрингеры – по процентным линиям.
Количество элементов в киле:
  Лонжеронов – 2;  
Нервюр – 20;
  Стрингеров – 9.
 Расстояние между стрингерами – 120 мм в сечении корневой невюры между лонжеронами.Расстояние между нервюрами – 300мм. Руль высоты крепится к нервюрам 4,11,20.
Выбор и обоснование КСС фюзеляжа:
 Форма поперечного сечения – окружность.
 На данном самолете применен балочный фюзеляж.
 Основными элементами такой конструкции являются шпангоуты, работающая обшивка.
 Шпангоуты:
  - нормальные, z-образного сечения, изготовленные из листов штамповкой;
  - усиленные, прессованные и фрезерованные с узлами крепления для различных агрегатов.
 Расстояние между шпангоутами – 335-450мм.
 Соединение герметизированы слоем герметика.
 Количество элементов в фюзеляже:
  Шпангоутов – 83;
 Силовой шпангоут 1 служит для крепления радиолокатора и радиопрозрачного обтекателя. Шпангоуты 4, 9 усилены для оформления выреза для фонаря кабины экипажа. К силовым шпангоутам 13,15,16 крепится носовая опора шасси.К силовым шпангоутам No73, 82 крепится оперение. 
Выбор КСС шасси:
Схема шасси – трёхопорная с передней опорой. Трёхопорное шасси с передней стойкой наиболее удачно решает вопросы безопасности при посадке самолёта. Движение самолёта с шасси такой схемы является достаточно устойчивым как в продольном, так и в путевом отношении.
Конструктивно-силовая схема шасси и схема его уборки должны обеспечивать:
- наименьшую массу шасси (с учетом усиления вырезов под шасси в конструкции планера);
- наименьший объем шасси в убранном положении;
- простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки шасси.
Схема передней опоры шасси балочная с подкосом с полурычажной подвеской колес. Передняя стойка имеет балочную КСС, которая рациональна при небольшой высоте стоек и при других получаемых при этом преимуществах, например, в простоте кинематики уборки и компоновки опоры в выпущенном и убранном положениях. Убирается передняя опора вверх – вперед в носовую часть фюзеляжа.
Схема основной опоры шасси болочно-ферменная.Убирается основная опора в гондолы, расположенные на боковой поверхности фюзеляжа.
1.9 Выводы
В результате работы над данным разделом был приближенно разработан и спроектирован пассажирский самолет с количеством пассажиров n=120 человек и дальностью полёта L=3000 км. Данные расчёты не следует принимать как окончательные, так как они проводились в нулевом приближении.
По статистическим данным самолетов аналогов были определены тактико-технические требования проектируемого самолёта.
Исходя из полученных ТТТ были определены массовые характеристики самолета и его основные геометрические параметры.
Общий вид и конструктивно-силовая схема самолета изображены на чертежах (КаМВ1.0000-0000-ВО, КаМВ1.0000-0000-КСС)





4.Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета
4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла и панели
4.1.1 Анализ конструктивно-технологических особенностей сборных узлов агрегатов заданного типа
Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в значительной степени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла самолета в целом. Многообразие расчетных схем и вариантов конструктивного выполнения лонжеронов существующих самолетов отражает различие условий нагружения и работы этих силовых элементов. Основным фактором, который определяет схему, применяемые материалы, конструктивное выполнение и форму поясов, тип стенки и степень ее подкрепления лонжеронов минимальной массы, является интенсивность воспринимаемой лонжероном нагрузки.
Лонжерон крыла современного пассажирского и транспортного самолета представляет собой, как правило, сборную тонкостенную балку, регулярная часть которой состоит из поясов и стенки. Стенка может быть подкреплена стойками. К зонам нерегулярностей относятся стыковые узлы, зоны навески двигателей и элементов управления, агрегатов различных систем, вырезы в стенках.В данной части рассматриваются вопросы выбора параметров регулярной зоны тонкостенных балочных лонжеронов, характерных для крыльев современных самолетов, из условий обеспечения статической прочности и заданного ресурса. При проектировочном расчете регулярной зоны отсека лонжерона допускаем, что изгибающий момент или его часть воспринимается только поясами и стенка в его восприятии участия не принимает. С другой стороны, поперечная сила воспринимается только стенкой. Такое допущение возможно при выборе параметров тонкостенных балочных конструкций и может быть заменено более строгим решением на последующих этапах поверочных расчетов.
Исходные данные
S=155м2 mкр=6162кг;ʄ=1.5;nэ=3;m0=56300кг
Профиль
1-е сечение H1=0.747;Н2=0.398;Sотн=66.2м2,mт=7300кг;z=6.773;mш=2852кг
2-е сечение H1=0.556;Н2=0.296;Sотн=35.3м2,mт=4817кг;z=4.754
3-е сечение H1=0.217;Н2=0.116;Sотн=2.47м2,mт=0кг;z=0.731
Профиль NACA2212
4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на сборный узел.
Для проектирования отсека лонжерона первым шагом является спрямление стреловидного крыла. Эквивалентное крыло см. Приложение В.
Если предположить, что аэродинамическая нагрузка и масса конструкции крыла распределены равномерно по его площади, то можно использовать следующие формулы для определения поперечной силы и изгибающего момента в расчетном сечении крыла:

;
,
где - коэффициент эксплуатационной перегрузки;
- коэффициент безопасности; - площадь крыла самолета;
- площадь «отсеченной» части крыла; - взлетная масса самолета;
- масса конструкции «отсеченной» части крыла;
- расстояние от расчетного сечения до точки приложения равнодействующей аэродинамических и массовых нагрузок;
- массы агрегатов и грузов, расположенных на «отсеченной» части крыла (двигатели, топливо, стойки шасси и пр.);
- расстояние от расчетного сечения до центров тяжести ;
- длина «отсеченной» части крыла; - хорда в расчетном сечении;
- концевая хорда крыла.


Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распределяется между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В двухлонжеронном крыле значения поперечной силы, воспринимаемой первым и вторым лонжеронами, в первом приближении могут быть определены по формулам:

; ,

где и - строительные высоты первого и второго лонжеронов соответственно. Т.к. мы рассчитываем первый лонжерон, то:

Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально их изгибной жесткости и в двухлонжеронном крыле может быть определен как:
(1- ) , (1- ) .

Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечение.
2-е сечение:





3-е сечение:





4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов сборного узла из условий обеспечения статической прочности и минимума массы
По величине выбираем конструкционный материал:
Определим показатель интенсивности нормальных сил:
М / Н3=927300/0.7473=2.225 (МПа);
Рассматриваем материал Д16Т:
Модуль нормальной упругости Е=72000 (МПа);
Предел прочности =435 (МПа);

Предел пропорциональности =190 (МПа);
Объемная плотность =2780 (кг/м3 );
Величины расчетных напряжений в поясах лонжеронов для ресурса в 20000 полетов равны:
- для верхнего пояса
- для нижнего пояса
Отсюда:
По заданному уровню расчетных напряжений необходимо определить максимальное значение отношения .Для сжатого пояса с учетом данных рис.4.4 [1].
b/δ=5,75 ;
Для растянутого пояса с учетом данных рис.4.3 [1]. b/δ=6,7;
Величина δ/h определяется из условия прочности по выражению (для дввутаврового сечения);
;
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:

- для растянутого пояса:
 
По рис.4.7 [1]. определим величину δ/h , которая для растянутого пояса принимает значение δ/h=0,026,как и для сжатого пояса - 0,0257
Зная Н, найдем толщины поясов:
Верхнего:
;
Нижнего:

Ширина полки сжатого пояса:

Ширина полки растянутого пояса:
.
Толщину «лапок» из конструктивно-технологических соображений назначают равной от 1,5 до 2,0 толщины обшивки или стенки. Ширину «лапок» выбирается из условия прочности заклепочного шва, чтобы расстояние от оси заклепки (или болта) до каждого из краев было не меньше двух диаметров.
Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров «лапок» на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности.
Условие прочности :

Условие жесткости :

Условие технологичности – 3,0 мм для дюралюминиевых сплавов . С учетом этих условий:
Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечение.
2-е сечение:
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:

- для растянутого пояса:
 
По рис.4.7 [1]. определим величину δ/h , которая для растянутого пояса принимает значение δ/h=0,025,как и для сжатого пояса - 0,0245
Зная Н, найдем толщины поясов:
Верхнего:
;
Нижнего:

Ширина полки сжатого пояса:

Ширина полки растянутого пояса:
.
3-е сечение:
Определим значение правой части этого выражения для каждого пояса:
- для сжатого пояса:

- для растянутого пояса:
 
По рис.4.7 [1]. определим величину δ/h , которая для растянутого пояса принимает значение δ/h=0,01,как и для сжатого пояса - 0,01
Зная Н, найдем толщины поясов:
Верхнего:
;
Нижнего:

Ширина полки сжатого пояса:

Ширина полки растянутого пояса:
.
В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из собственно стенок и подкрепляющих стоек
Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-(δр+ )/2=747-(19.4+19.2)/2=727.7(мм);
Определим параметр нагруженности на балку:

Для изготовления стенки выбираем материал Д16Т.
Находим – максимальное полезное напряжение сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно). =149 (МПа).
Определяем отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки. Минимально потребную толщину стенки, следует выбрать с учетом минусового допуска.
Поэтому, определив минимально потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска:
;
δфакт=3.639 (мм);
Принимаем δфакт=4 (мм);
Находим отношение , а по нему – оптимальный шаг стоек:
t=0.4*727.7=291(мм)

Определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку , а по ней – потребную минимальную площадь сечения стойки .
α=0.31; ;
Находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке . Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть :

δст=1.25*4=5(мм)
δст=5*0.67=3.35(мм)
Зная потребные площадь стойки и толщины ее полок , выбираем нормаль профиля. Как показывают расчеты и эксперименты для стенок, работающих на сдвиг, наиболее эффективны стойки уголкового сечения, например профили типа Д16Т Пр111 или Д16Т Пр100:
Выбираем профиль: Д16-Т-ПР111-39,
F=459.1(мм2); H=90(мм); B=25(мм); r=4.5(мм); S=6.5(мм); S1=3.5(мм).
После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить фактический шаг стоек
(мм)
Аналогично рассчитываем 2-е и 3-е сечение.
2-е сечение:
Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:
hэфф=H-(δр+ )/2=556-(13.9+13.6)/2=542(мм);
Определим параметр нагруженности на балку:

Максимальное полезное напряжение сдвига =149 (МПа)
Определяем отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки ;
δфакт=2.71 (мм);
Принимаем δфакт=3(мм);
Находим отношение , а по нему – оптимальный шаг стоек:
t=0.4*542=217(мм)
Определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку , а по ней – потре