Страницу Назад
Поискать другие аналоги этой работы
Конструирование лонжерона крыла, элементов управления рулем направления среднего магистрального пассажирского самолёта (дипломный проект)ID: 248385Дата закачки: 03 Декабря 2024 Продавец: Abibok (Напишите, если есть вопросы) Посмотреть другие работы этого продавца Тип работы: Диплом и связанное с ним Форматы файлов: КОМПАС, Microsoft Word Сдано в учебном заведении: ХАИ Описание: Дипломный проект бакалавра содержит: страниц –86, рисунков – 48, таблиц – 27,приложения-3. Объект исследования: среднемагистральный пассажирский самолёт, лонжерон крыла, элементы управления рулем направления. Цель работы: целью данной работы является разработка в объеме аванпроекта среднемагистрального пассажирского самолета. Методы исследования статистический, аналитические методы расчёта аэродинамических характеристик, методы строительной механики, расчёта крыла на прочность. Графический материал выполнен в программе Компас. Программное обеспечение, разработанное на кафедрах 101, 102, 103. Результаты дипломного проекта бакалавра и его новизна: в результате выполнения дипломного проекта бакалавра получены следующие результаты: 1) определены геометрические и массовые параметры среднемагистрального пассажирского самолета с ТРДД в нулевом приближении; 2) разработан общий вид и КСС самолета; 3) проведены расчёты аэродинамических и летных характеристик самолета, расчет моментных характеристик и статической устойчивости, построена диаграмма «Груз-дальность» для заданного расстояния L=3800 км и заданного числа пассажиров n_(пас.)=130 чел; 4) определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на крыло; 5) выполнен расчет конструкции силовых элементов; 6) разработана технология изготовления руля направления; 7) рассчитана стоимость самолета. Определена стоимость самолета с двигателями и без них. Рекомендации по использованию результатов работы: результаты дипломного проекта бакалавра, возможно, будут использованы при дальнейшей разработке самолета, его систем и агрегатов. Ключевые слова: САМОЛЕТ, КРЫЛО, ОПЕРЕНИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, ЛОНЖЕРОН, СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ, РУЛЬ НАПРАВЛЕНИЯ, ДВИГАТЕЛЬ, ШТАМП, ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СЕБЕСТОИМОСТЬ. Условия получения работы: по письменному разрешению заведующего кафедрой проектирования самолетов и вертолетов Национального аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского «Харьковский авиационный институт».   Содержание Реферат 1 Конструкторский раздел 1.1 Формирование облика самолета на основе статистических данных Введение, постановка задачи проектирования 1.1.1 Разработка технического задания 1.1.2 Сбор и обработка статистических данных, их ана-лиз 1.1.3 Разработка тактико-технических требований к самолету. 1.1.4 Выбор и обоснование схемы самолёта 1.1.5 Определение взлётной массы самолёта в нулевом приближении 1.1.6 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой уста-новки, топлива, оборудования и управления 1.1.7 Выбор двигателя и его характеристик 1.1.8 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета…… 1.1.9 Выбор, обоснование, разработка и увязка КСС агрегатов самолета… 1.1.10 Выводы 1.2 Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета 1.2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсер-ской конфигурациях самолета…Выводы… 1.3 Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности 1.3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов…… 1.3.2 Выбор материала силовых элементов лонжерона крыла… 1.3.3 Выводы 1.4 Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегата самолета 1.4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла 1.4.1.1 Анализ конструктивно-технологических особенностей лонжеронов крыла за-данного типа самолета 1.4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно-силовой схемы агрегата. Раз-работка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на лонжерон 1.4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов лонжерона из условий обеспечения статической прочности и минимума массы… 1.4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых эле-ментов лонжерона 1.4.1.5 Выводы 1.4.2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления рулем направления 1.4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполне-ния на самолетах заданного типа… 1.4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, раз-работка её кинематической схемы. Кинематический расчет системы управления… 1.4.2.3 Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге системы управления… 1.4.2.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчеты тяги и качалки системы управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления 1.4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления… 1.4.2.6 Выводы 1.4.3 Разработка конструкции крепления двигателя. 1.4.3.1 Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа… 1.4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя… 1.4.3.3Определение нагрузок и выбор материала для силовых элементов системы крепления двигателя… 1.4.3.4 Техническое описание системы крепления двигателя… 1.4.3.5 Выводы… 2 Технологический раздел Разработка технологии изготовления детали самолета 2.1 Разработка технологии изготовления детали самолета листовой штамповкой и про-ектирование штампа… 2.1.1 Разработка детали самолета… 2.1.2 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки, схемы штамповки… 2.1.3 Анализ технологичности конструктивных элементов детали… 2.1.4 Выбор оптимального варианта материала, представление схемы раскроя полосы и листа 2.1.5 Разработка технологической схемы штампа, расе потребных усилий. 2.1.6 Расчет исполнительных размеров рабочих деталей штампа, определение центра давления штампа, конструирование штампа 2.1.7 Расчет деталей штампа на прочность и жесткость; обоснование выбора пресса для спроектированного штампа, его техническая характеристика 2.1.8 Выводы 3 Экономический раздел 3.1 Расчет себестоимости самолета и цены самолета без двигателя и с двигателями. 3.2 Выводы…… Список литературы… КОНСТРУКТОРСКИЙ РАЗДЕЛ 1.1 Формирование облика самолета на основе статистических дан-ных Введение, постановка задачи проектирования. В настоящее время сформулированы и уточнены требования к современным пасса-жирским 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 эконо-мическая эффективность, высокая надежность, живучесть и безопасность полетов, совре-менный 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. 1.1.1 Разработка технического задания Заданием данной работы является проектирования среднемагистрального пассажир-ского самолета. Лонжерон крыла, система управления рулем направления, компоновочная схема силовой установки. Необходимо спроектировать самолет с такими исходными данными: количество пассажиров – 130; дальность полета - 3800км; длина разбега – 1100 м; тип двигателя – ТРДД. 1.1.2 Сбор и обработка статистических данных, их анализ Таблица 1.1 – Приведены статистические параметры подобранных прототипов самолетов Название самолета Boeing 737-300 А-319 MD-82/-88 Embrear E-Jet E-195 Ту-154 Проектиру-емый само-лет Летные данные Vкрей,км/ч 807 840 811 830 900 810 Vmax,км/ч 950 930 940 934 935 900 Hкрейс,км 9,6 8,9 10,6 8,5 10,6 10,6 Нv ma[км 11,3 11,2 11,1 11 11,1 11 Vвзл,км/ч 222 225 210 240 240 Vпос,км/ч 200 215 240 160 230 230 Vy,км/ч 245 240 280 190 260 250 L,км 5000 4700 4000 4600 3900 3800 Lр, Lвзлкм 2012 1520 2100 2200 2300 1100 Lпр,Lпос,км 1400 1450 1500 2100 2200 2200   Окончание Таблицы 1.1 Название самолета Boeing 737-300 А-319 MD-82/-88 Embrear E-Jet E-195 Ту-154 Проектируемый самолет Массовые данные mвз,кг 56450 64000 67800 42430 90000 mвз.max,кг 61250 75500 74000 52290 102000 mпос,кг 51700 61000 60020 37645 80000 mпуст,кг 29000 40600 37900 28970 53000 mпуст.снар.кг 32820 57000 55340 37540 44000 mоб, кг 6125 7550 7458 6423 10200 5391 mк, кг 17150 19156 18984 19320 28560 15095 mгр.ном. кг 14760 13200 14200 14160 21120 Nпос.чел 123-149 124 172 118 mт, кг 18988 23 860 23730 14645 15283 Данные СУ Тип двиг. ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД ТРДД P0, Дан 2*9500 2*8900 2*9072 2*8930 2*8109 Gдв., кг 445 523 440,8 522 Ср,кг/Дан*ч 0,59 0,6 0,59 0,6 0,59 0,6 Геометрические данные S,м2 91,1 122,6 198 202 143,44 L,м 28 34,1 32,8 28,72 37,55 36,5 0 35 25 32 25 35 35  6,4 9,4 6,3 6,2 7 6,5 0,12/0,1 0,12/0,11 0,14/0,11 0,12/0,1 0,12/0,1 0,12/0,1 3,5 3,6 3,3 3,3 4,75 3,3 Lф.,м 33,25 33,84 45,1 38,65 48 39,9 Dф., м 3,5 3,95 3,3 3,5 3,8 3,8 9,5 8,5 8,5 11 11,2 10,5 Sф.,м 29,83 26,69 16,8 25,4 12,6 16,8 ∑Sm,м2 8,5 9,3 9,4 8,2 8,9 8,9 Sэл. 0,028 0,038 0,037 0,028 0,025 0,08 Sго. 0,28 0,25 0,28 0,28 0,22 0,23 Производные величины P0=m0g/10S 658,9 511,58 410,7 484,2 494,9 410,5 t0=10P0/m0g 0,31 0,28 0,27 0,32 0,334 0,33 дв=mдв/P0 0,34 0,31 0,28 0,38 0,48 0,45 KГр=mком/m0 0,24 0,206 0,268 0,208 0,207 0,20 Km=m0q/10∑Sm 4560 3670 2773 3786 4530 4535 Рисунок 1.1 – Схема самолета Boeing 737-300 Рисунок 1.2 – Схема самолета А-319 Рисунок 1.3 – Схема самолета MD-82/-88 Рисунок 1.4 – Схема самолета Embrear E-Jet (E-195) Рисунок 1.5 – Схема самолета Ту-154 1.1.3 Разработка тактико-технических требований к самолету Учитывая статистические данные таблица 1.1 и поставленную задачу, уточняем такти-ко-технические требования и заносим их в таблица 1.2 900 810 5 16,8 11 3800 1100 130 5 Таблица 1.2 – Тактико-технические требования На основании обработки статистических данных можно сформулировать ТТТ к проек-тируемому самолету. Назначение самолета: самолет предназначен для перевоза пассажиров на расстояние до 3800км. Летные характеристики: самолет должен обеспечить беспосадочную дальность полета на расстояние до 3800км без дозаправки. Крейсерская высота полета =11км. Крейсер-ское число Маха =0,76. Длина разбега должна быть в пределах 1100м. При проектиро-вании самолета необходимо стремиться к уменьшению его массы. Это позволяет улучшить летно-технические характеристики самолета и снизить его стоимость. Требования к оборудованию: самолет должен быть оборудован необходимым связи и навигационным оборудованием для выполнения 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: достаточным для размещения экипажа и пассажиров. Должно быть обеспечено удобство входа и выхода, в кабине и пас-сажирских 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. Двига-тель должен быть оснащен реверсом тяги для скорейшего остановления и издавать мини-мальный шум, а также иметь малотоксичные выхлопные газы. В местах расположения дви-гателя 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. 1.1.4 Выбор и обоснование схемы самолета По статистическим данным преобладает устойчивая классическая аэродинамическая схема. Ее главным преимуществом служит устойчивость во время полета. Выбираю класси-ческую аэродинамическую схему. По внешней форме, в соответствии статистики, назначаю крыло прямой стреловидности. Форму профиля крыла принимаю несимметричную. У самолетов(прототипов)схема шасси–трехопорное шасси с носовым колесом, колеса убираются в фюзеляж. Выбирая эту же схему шасси. К преимуществам этой схемы можно отнести следующие: небольшая вероятность козления при посадке; путевая устойчивость; нет ограничений на посадочную скорость; возможность эффективного торможения; ком-форт пассажиров; хороший обзор пилоту; нет повреждения выхлопной струей. Принимаю количество двигателей – два. Если брать большее количество двигателей (Ту-154), то значительно увеличивается масса систем силовой установки. Расположение двигателей выбираю в хвостовой части фюзеляжа, т.к. это схема распо-ложения двигателей позволяет: обеспечить аэродинамический чистое крыло, что повышает аэродинамическое качество самолета на 6-9 %; максимально использовать размах крыла для размещения средств механизации, что улучшает взлетно-посадочные характеристики само-лета; уменьшить разворачивающий момент при остановке одного из двигателей; улучшить комфорт пассажиров за счет уменьшения шума, т.к. двигательные гондолы устанавливаются позади герметичной кабины; повысить эксплуатационные характеристики силовой уста-новки и всего самолета в целом за счет достаточно хороших условий подхода к двигателям; предохранить двигатели от попадания в них посторонних предметов благодаря высокому расположению воздухозаборников от земли (увеличивается ресурс двигателей). Расположение двигателей влияет на расположение ГО, оно будет располагаться в верхней части вертикального оперения (ВО), т.е. выбираем Т – образное оперение. При Т–образной схеме оперения ГО вынесено вверх от зоны с путной струи. При этой схеме увеличивается плечо от центра масс самолета до центра давления ГО, что позво-ляет уменьшить площадь ГО и его массу. В такой схеме оперение ГО играет роль концевой шайбы для ВО, увеличивая его эффективное удлинение. Это позволяет уменьшить площадь киля и снизить его массу. 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 испыты-вая изгибных напряжений. По статистическим данным таблице 1.1 определяем и записываем в таблицу 1.3 основ-ные параметры крыла, относительную хорду закрылка , углы отклонения закрылка , относительную площадь элерона ; параметры фюзеляжа, оперения. Таблица 1.3 – Основные параметры крыла 1/4,град ,град ,м ,м 35º 3,3 0,125 0,244 28º/45º 6,5 0,08 10,5 3,8 39,9 0,0782 0,283 1/4,град 1/4,град 0,23 0,169 0,111 3,867 1,067 37º 35º 0,05 0,06 2,245 1,39 1.1.5 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле, полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных (1.1) где - взлетная масса самолета нулевого приближения; - масса целевой нагрузки; - масса служебной нагрузки. Целевой нагрузку для пассажирского самолета определим из условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е. Масса служебной нагрузки находится из условия, что на одного члена экипажа при-ходится 80 кг масс, т.е. При определении взлетной массы самолета необходимо знать следующие относитель-ные массы: конструкции- , силовой установки- , оборудования и управления - , топлива - . Значение определим по формуле (1.2) где - дальность полета, км; - скорость полета, км/час; - коэффициенты, зависящие от типа самолета. Коэффициенты и для пассажирских дозвуковых самолетов имеют значения: где меньшие значения коэффициента соответствуют самоле-там большего тоннажа. Так как крейсерская скорость самолета составляет , то назначаем следующие значения коэффициентов: Используя формулу (1.2) находим Относительные массы , , и для средних пассажирских самолетов нахо-дятся в следующих диапазонах значений: Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие значения относи-тельных масс , , и . Определенные относительные параметры самолета заносим в таблицы 1.4. Таблица 1.4 Относительные параметры самолета 0,28 0,10 0,10 0,2835 Используя формулу (1.1) и данные таблице 1.4 вычислим взлетную массу самолета 1.1.6 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции, силовой установ-ки, топлива, оборудования и управления находим их массы (см. таблицу 1.4): Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем, относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси. Определенные значения относительных масс за-носим. Используя значения относительных масс элементов конструкции определяем их мас-сы: Таблица 1.5 – Вычисленные значения масс кг кг кг кг кг кг кг кг кг кг кг 53911 12350 400 15095,08 6038,03 5283,28 1041,56 2732,21 5391,1 15283,77 5391,1 1.1.7 Выбор двигателя и его характеристик Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле: (1.3) где - тяг вооружённость самолета; - число двигателей; Используя статистические данные, среднее значение тяг вооружённость самолета со-ставляет 0.307. Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя По стартовой тяге подбираем двигатель. Турбореактивный двухконтурный двигатель JT8D-209 (рисунок 1.7) – трёх вальный без смешения потоков наружного и внутреннего контуров, с реверсивным устройством в наружном контуре, модульной конструкции. Камера сгорания – кольцевая. Технические характеристики двигателя: Взлетный режим ( ): - реактивная тяга - 8384кгс; - удельный расход топлива - 0,724 кг/кгс·ч; - степень двухконтурной - 1,78; - температура газа перед турбиной - 1483 К; Крейсерский режим ( ): - реактивная тяга - 2244кгс; - удельный расход топлива - 0,062 кг/Н·ч; - суммарный расход воздуха через двигатель - 103 кг/с. Габаритные размеры: - длина - 4282 мм; -диаметр на входе - 1371мм; Сухая масса двигателя (с реверсом) - 2056кг. Рисунок 1.7 – Схема общего вида двигателя JT8D-209. 1.1.8 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета. Площадь крыла определим из соотношения (1.4) где - удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по статистическим дан-ным в среднем составляет 367,5 Дан/м2 (см. таблицу 1.1). Следовательно, площадь крыла равна: Вычисляем размах крыла: Корневая (по оси симметрии самолета) и концевая хорды крыла определим ис-ходя из значений , и : Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения Координата носка САХ по оси симметрии самолета Размеры фюзеляжа и определяем по статистическим данным. Для проектиру-емого самолета выбираем следующие значения удлинения частей и самого фюзеляжа: Определяем размеры фюзеляжа , и : Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно равны (см. таблицу1.1.4): Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения: Корневая и концевая хорды, ГО и ВО определим следующим образом: Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это: база шасси ; колея шасси ; вынос главных колес ; вынос переднего колеса ; высота шасси ; высота центра масс самолета . Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных опор ; угол опрокидывания . 1.3.2 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. При выборе материала с высо-кой массовой эффективностью используют удельные показатели, которые определяются для каждого вида нагружения. Удельные показатели, получившие название весового совершен-ства 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 проверены на практике, имеют хорошие характеристики выносливости и живучести, мало-чувствительны к концентраторам напряжений, возникающим при сборке. В соответствии со вышеперечисленным выбираем материал 1163Т 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 материал Д16Т, имеющий следующие механические характе-ристики : σ в = 440 МПа , Е = 0,71∙10 5 МПа , σ пц = 270 МПа , σ т = 300 МПа , относительное удлинение δ = 0,1. 1.3.3 Выводы В результате расчётов было определено размещение топлива в крыле, нагрузки на кры-ло, построены эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов. Значения попе-речной силы и изгибающего моментов в корневом, расчетном и концевом сечении приведе-ны в таблице 1.27. Таблица 1.27 – Значения поперечной силы и изгибающего моментов в корневом сечении , кН , кН∙м Корневое сечение 616 5141,88 Расчетное сечение 455 2900 Концевое сечение 37,1 23,49 1.4 Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегатов самолета 1.4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла 1.4.1.1 Анализ конструктивно – технологических особенностей лонжеронов крыла за-данного типа самолетов. Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в значительной сте-пени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла самолета в целом. Выполнения лон-жеронов существующих самолетов отражает различие условий нагружения и работы этих силовых элементов. Основным фактором, который определяет схему, применяемые матери-алы, 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 поя-сов и стенки. Стенка может быть подкреплена стойками. К зонам нерегулярностей относят-ся стыковые узлы, зоны навески двигателей и элементов управления, агрегатов различных систем, вырезы в стенках. 1.4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно – силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на лонже-рон. Спроектируем передний лонжерон крыла. Для этого рассмотрим данный лонжерон в трех сечениях. По КСС выбираем балочный одно стеночный лонжерон. По форме попереч-ного сечения – двух тавр. Он меньше по массе при больших интенсивностях нагрузки. По технологическим признакам выбираем сборный лонжерон, так как он обладает большей надежностью, чем монолитный. Нагрузки на крыло были определены в разделе 1.1.3. Определим нагрузки на лонже-рон в каждом из сечений. Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распре-деляется между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В крыле значения поперечной силы, воспринимаемой первым и вторым лонжерона-ми, в первом приближении могут быть определены по формулам: ; , (1.28) где и - строительные высоты первого и второго лонжеронов соответствен-но. Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально их изгиб-ной жесткости и может быть определен как: (1- ) , (1- ) , (1.29) где =0.75 – коэффициент восприятия момента панелями (обшивкой). Таблица 1.28 – Приведены результаты расчетов Н1(м) Н2(м) М1(кНм) Q1(кН) 1 сече-ние 0,712 0,533 823,86 394,86 2 сече-ние 0,583 0,308 566,79 355,71 3 сече-ние 0,246 0,161 25,98 4,11 1.4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов лонжерона из условий обеспечения статической прочности и минимума массы. Определим проектировочные параметры поясов. Выбор параметров поясов балочного лонжерона проводим в такой последовательности: 1.Назначаем величину уровня расчетных напряжений в зависимости от требуемого ре-сурса Т=20000 полетов. Для заданного материала 1163Т: нижний пояс , верх-ний пояс .Определяем по графикам 1.30 – соотношение 2. По уровню определяем max отношение b/δ; 3. По формуле (1.30) в зависимости от формы поперечного сечения лонжерона вначале определяем величину правой его части, а затем по графику 1.31 величину δ/Н; Выражение для двутаврового сечения: (1.30) 4. Поскольку Н задано, то определяем δ, а затем ширину полки b. Результаты расчетов занесем в таблицу 1.29. Таблица 1.29 – Параметры поясов балочного лонжерона 1 сечение b/δ δ/Н δ( мм) b( мм) Верхний пояс 0,82 5,8 -0,00054 0,025 17,8 103,24 Нижний пояс 0,68 6,7 -0,00057 0,027 19,22 128,77 2 сечение b/δ δ/Н δ b Верхний пояс 0,82 5,8 -0,00068 0,028 16,32 94,68 Нижний пояс 0,68 6,7 -0,00071 0,029 16,91 113,28 1 сечение b/δ δ/Н δ b Верхний пояс 0,82 5,8 -0,00066 0,012 2,95 17,12 Нижний пояс 0,68 6,7 -0,00069 0,014 3,44 23,05 Округляем полученные значения размеров пояса до стандартных значений и находим площади поясов. Результаты заносим в таблицу 1.30. Таблица 1.30 – Площади поясов 1 сечение δ( мм) b( мм) F( мм²) Верхний пояс 18 104 3744 Нижний пояс 19 128.5 4883 2 сечение δ b Верхний пояс 16 95 3040 Нижний пояс 17 114 3876 1 сечение δ b Верхний пояс 3,5 17 102 Нижний пояс 4 23 161 К поясу необходимо прикрепить обшивку крыла и стенку лонжерона. Для этой цели чаще всего у пояса лонжерона выполняют специальные «лапки». Толщину «лапок» из конструктивно-технологических соображений назначают равной от 1,5 до 2,0 толщины об-шивки 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 со-ответствие условиям прочности, жесткости и технологичности. Условие прочности – . Условие жесткости – . Условие технологичности – 3,0 мм для дюралюминиевых сплавов и 2,0 мм – для сталей. В этих условиях: - предел прочности материала пояса; - предел прочности материала обшивки; - толщина обшивки. Условия выполняются для всех сечений. Выбираем толщину лапок для каждого сечения. для каждого сечения приведены в таблице 1.31. Таблица 1.31 – Толщина лапок для каждого сечения (мм) 1 сечение 4 2 сечение 4 3 сечение 1,6 Проектирование стенки лонжерона. В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из собственно сте-нок и подкрепляющих стоек. Выбор параметров проводим в такой последовательности: 1. Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона: hэфф=H-δ (1.31) 2. Определим параметр нагруженной на балку ; 3. Находим по рис. 5.4 – максимальное полезное напряжение сдвига, которое мож-но получить при данном параметре нагрузки в случае равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно). 4.Определяем отношение , на основе которого определяем минимально по-требную толщину стенки (минимально потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска ). 5. Находим отношение , а по нему – оптимальный шаг стоек; 6. Определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку , а по ней – потребную минимальную площадь сечения стойки ; 5. Находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стен-ки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке . Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть : 6. Зная потребную площадь стойки и толщины ее полок , выбираем нор-маль профиля. Выбираем профиль ПР100 №4: 7. После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить факти-ческий шаг стоек: (1.32) Таблица 1.32 – Результаты расчетов для трех сечений. 1 сече-ние 2 сечение 3 сечение hэфф 693 566,4 242,8 906,67 1053,74 663,31 (МПа) 140 143 125 240 230 390 (мм) 2,5 2,3 0,5 0,28 0,3 0,25 (мм) 195 170 60 0,4 0,38 0,43 (мм²) 195 148,58 13,06 Выбор профиля ПР111-№7 ПР111-№34 ПР100-№1 2,7 2,9 1,6 (мм) 168 160 87 1.4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых эле-ментов 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: , (1.33) где – число рядов крепежных элементов; – шаг крепежных элементов в ряду; – коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в стенке, принимаемый равным 1,1. Поскольку , и – величины известные, то, задаваясь шагом заклепок и числом рядов заклепок , следует определить усилие, действующее на одну заклепку, и подобрать материал и диаметр заклепок. При назначении шага необходимо принимать одно из стан-дартных значений: 12,5, 15, 17,5, 20, 25, 30, 35, 40 мм, но таким образом, чтобы . На выгоднейший шаг t=20мм. Выберем заклепку и материал. Результаты расчетов за-несем в таблицу 1.33. Таблица 1.33 – Выбор заклепок и материала. 1 сече-ние 2 сечение 3 сечение (Н) 6266,51 6913,09 1176,05 d( мм ) 6 6 3 Материал 1163Т 1163Т 1163Т Шаг между рядами выбираем для сечений 1и2, для сечения 3 - . 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 ка-честве подкрепляющего элемента. Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле , (1.34) здесь – число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса, Результаты в таблице 1.34. Таблица 1.34 – Выбор заклепок и материала 1 сече-ние 2 сечение 3 сечение (Н) 17007 15439 1163,07 d( мм ) 6 6 3 Материал 1163Т 1163Т 1163Т Соединение подкрепляющей стойки со стенкой В соединении стенки со стойкой чаще всего используют заклепки, которые располо-жены в один ряд и нагружены усилиями отрыва. Усилие, которое воспринимает одна за-клепка в таком соединении, определяют по формуле , (1.35) где шаг крепежных элементов соединения, ; – предел прочности материала стенки; – коэффициент, принимающий значение 0,22 для односторонних заклепок. Результаты в таблице 1.35. Таблица 1.35 – Выбор заклепок и материала 1 сечение 2 сечение 3 сечение (Н) 5595,04 4762,56 1206,13 d( мм ) 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: , (1.36) где – крутящий момент в расчетном сечении крыла; – шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью; – удвоенная площадь кессонной части крыла; – число рядов крепежных элементов m=1; – коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1. Величина крутящего момента может быть определена как (1.37) где – положение центра жесткости крыла в расчетном сечении; – положение центра давления крыла в расчетном сечении. Результаты в таблице 1.36. Таблица 1.36 – Определены крутящий момент, усилие среза, действующее на один крепеж-ный элемент. 1 сечение 2 сечение 3 сечение (кНм) 609,84 335,11 13,022 Ω(мм² 4109 2187,4 476,2 (Н) 6632,57 5685,2 1000,8 d( мм ) 6 6 3 Материал 1163Т 1163Т 1163Т В местах соединения лонжерона с обшивкой ставим болты и анкерные гайки, так как трудно обеспечить подходы для клепки. Анкерные гайки герметизируем с помощью уплот-нительных колец, помещенных в канавке на болте. Диаметры болтов аналогичны диаметрам заклепок для соединения лонжерона с панелью. 1.4.1.5 Выводы. По конструктивно-силовой схеме лонжерон балочного типа. Он представляет собой двух поясную балку со стенкой, подкрепленной стойками. По количеству стенок лонжерон относится к одно-стеночным. По форме поперечного сечения лонжерон относится к двутав-ровым. По технологическому признаку лонжерон относится к сборным и является клепаной конструкцией. Самым нагруженным является бортовое сечение, а наименьшее нагружения имеет сечение в конце крыла. Поэтому и размеры лонжерона уменьшаются по мере удале-ния от борта фюзеляжа. 1.4.2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки систе-мы управления РН 1.4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выпол-нения на самолетах заданного типа Рассмотрим систему управления РН на подобных пассажирских самолетах. Ту-134(рисунк1.30). Управление РН осуществляется с помощью педалей, установлен-ных на против каждого пилота. Управление может производиться одновременно и раздель-но – первым и вторым пилотами. В кабине пилотов осуществлена кинематическая связь двух пультов. Рычаг качалки правого пульта соединен тягой с двуплечие правой качалкой, установленной на задней стенке шпангоута. На левом борту этого же шпангоута установле-на вторая, также двуплечая, качалка. Обе качалки соединены между собой тягой, а левая ка-чалка дополнительно соединена со вторым шарниром верхнего рычага коромысловой ка-чалки. В фюзеляже тяги идут вместе с тягами управления рулем высоты и элеронами в об-щих с ними роликовых направляющих. Через переднюю и заднюю стенки лонжеронов цен-троплана тяги проходят через направляющие узлы рядом с тягами управления РВ. Между шпангоутами №40 и 41 установлена в горизонтальном положении коромысловая качалка, к левому шарниру которой присоединены тяги проводки, идущей от пилотов, а к правому – тяги проводки управления в хвостовой части фюзеляжа. На задней стенке шпангоута №60, на кронштейнах, рядом с узлом управления РВ, установлены подобные им двуплечая качал-ка с редукционным клапаном. Горизонтально расположенные рычаги двуплечий качалок соединены между собой регулируемой тягой, вертикальный рычаг нижней качалки, соеди-нен с проводкой управления в фюзеляже, а вертикальный рычаг качалки – с входным рыча-гом ГУ. При перемещении педали вперед РН отклонится влево. Рисунок 1.30 – Схема системы управления самолета прототипа (Ту-134) Ан-140(рисунок 1.31). Управление РН осуществляется педалями через механическую проводку с использованием пружинного триммера-сервокомпенсатора. Механическая про-водка комбинированная: в фюзеляже – тросовая, в киле – выполнена с применением тяг. Управление триммером-сервокомпенсатором РН в режиме таймирование – электродистан-ционную. В резервном режиме управление ограничения хода триммера выполняется откло-нением нажимного переключателя. Регулировка педалей с помощью электромеханизмов – электродистанционную. Рисунок 1.31-Схема управления РН самолета Ан-140 1.4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, раз-работка ее кинематической схемы. Кинематический расчет СУ. При проектировании систем управления рулевыми поверхностями самолета прихо-дится решать целый комплекс задач, связанных с разнообразных требований, предъявляе-мых к управлению с точки зрения его назначения, надежности и безопасности в работе, экс-плуатации и производства. Основными задачами являются: - обеспечение точности передаваемых команд, так как из-за большой протяженности канала механического управления (КМУ) передаваемый сигнал передает значительные из-менения, как по амплитуде, так и по фазовому сдвигу, что сказывается на показателях управляемости. - обеспечение достаточной долговечности всех элементов каналов управления. - выбор конструктивно-технологических параметров канала, при которых не возника-ют резонансные явления. При проектировании системы управления РН в данном случае используем электроди-станционную систему управления. Система такого вида облегчит пилоту управление само-летом и повысит качество управления. В качестве резервной СУ применим механическую проводку с использованием бустера. Будем проектировать резервную систему управления. Система управления включает: педали, отклонением которых пилот вводит в систему управляющие сигналы и осуществляет дозировку; орган управления (РН), отклонение кото-рых в соответствии с управляющими сигналами (отклонением педалей) создает необходи-мые для изменения траектории полета силы и моменты; проводку управления, соединяю-щую педали с органами управления; механические, гидравлические и электрические устройства и силовые приводы рулей (бустера), преобразующих управляющие сигналы в отклонение органов управления. В системе управления используем качающиеся педали (ри-сунке1.32), т.к. они сравнительно просты по конструкции и по компоновки в кабине экипа-жа, а также обеспечивают наилучший комфорт экипажу самолета при его эксплуатации. Применим жесткую проводку управления с поступательным движением тяг. Ее элементами являются тяги, валы, качалки, рычаги, направляющие устройства и кронштейны. Такой вид проводки имеет меньшее трение, не пружинит и не дает упругого люфта, по сравнению с другими видами, что делает управление более чувствительным. Рисунок 1.32 – Конструкция поста ножного управления с качающимися педалями. В систему управления также необходимо включить гидроусилитель (бустер) – это сле-дящие силовое гидравлическое устройство – необходимо в системе управления самолетом для снятия или уменьшения усилий, прикладываемых летчиком к командному рычагу при уравновешивании шарнирного момента на рулевой поверхности. Включаем в СУ гидроуси-литель по обратимой схеме, так как летчик чувствует машину и режим полета. Такая схема включения бустера применяется только на самолетах, летающих на дозвуковых скоростях, так как при приближении к звуковой скорости и переходе через нее возникает резкое изме-нение величины шарнирного момента на рулевой поверхности, что создает ненормальные условия для управления летательным аппаратом. Учитывая все это и конструкцию самолета, составляем кинематическую схему системы управления рулем направления (рисунке 1.33.). Рисунок 1.33 – Кинематическая схема управления рулем направления. Кинематический расчет системы управления. Определим коэффициент кинематической передачи при нейтральном положении пе-далей. Отклоним педаль на небольшой угол . Пусть соответствующее этому углу пере-мещение точки командного рычага, к которой приложено усилие летчика , в направле-нии действия этого усилия будет , а отклонение рулевой поверхности (руля направле-ния) образует угол . Усилие, прикладываемое летчиком к КР в соответствии с НЛГС =2000Н. На отклоненной рулевой поверхности возникнет шарнирный момент от аэродинамических сил. Применив принцип возможных перемещений: (1.37) где - проекции возможных линейных перемещений всех активных сил (кроме )на направление этих сил; - возможные угловые перемещения активных моментов (кроме ). Выражение (1.37) можно записать в виде: (1.38) Кс – передаточное отношение системы управления; Необходимо обеспечить такое передаточное отношение, при котором будет обеспечи-ваться заданное отклонение рулевой поверхности, при рекомендуемых отклонениях педа-лей. Руль направления отклоняется: -вправо/влево на 25о; Рекомендуемый ход педалей =100мм. Следовательно, передаточное отношение системы: Полученное передаточное отношение соответствует рекомендациям, приведенным в пособии. Передаточное отношение системы зависит от передаточного отношения всех звеньев системы: ; (1.39) Применив равноплечие качалки, можно упростить выражение (1.40): ; где ККР= RККР/RКР – передаточное отношение командного рычага. RКР=720мм – длина тяги, связывающую педаль с рычагом для присоединения тяги; RККР=340мм – высота рычага; Передаточное отношение командного рычага: ККР= RККР/RКР =340/720=0,472; Таким образом, потребное плечо рулевой поверхности RРП; RРП=ККР/ Кс=0,472/4,36=0,108м. 1.4.2.3 Определение нагрузок Размер файла: 13,1 Мбайт Фаил: 
(.rar)
------------------- Обратите внимание, что преподаватели часто переставляют варианты и меняют исходные данные! Если вы хотите, чтобы работа точно соответствовала, смотрите исходные данные. Если их нет, обратитесь к продавцу или к нам в тех. поддержку. Имейте ввиду, что согласно гарантии возврата средств, мы не возвращаем деньги если вариант окажется не тот. -------------------
Коментариев: 0 |
||||
Есть вопросы? Посмотри часто задаваемые вопросы и ответы на них. Опять не то? Мы можем помочь сделать! |
||||
Вход в аккаунт:
Страницу Назад
Cодержание / Самолетостроение и космическая техника / Конструирование лонжерона крыла, элементов управления рулем направления среднего магистрального пассажирского самолёта (дипломный проект)
Вход в аккаунт: