Дальне Магистральный Самалет (боинг 767) с разработкой мероприятий по повышению долговечности конструкции крыла (общяя часть, экономика, безопастность полётов)

Так как центры масс крыла, топлива и силовых установок связаны с крылом, то смещая его вдоль оси фюзеляжа определим центровку, исходя из задаваемой дистанции от носка самолета до носка крыла в корневой нервюре. При это определим центровки по конфигурациям:

взлетная;

— посадочная (без топлива);

— стояночная (без топлива, служебной нагрузки, снаряжения, коммерческой нагрузки).По последней конфигурации определим положение основного шасси (за Ц.Т. самолета) для исключения его опрокидывания на хвост. В связи со значительной долей топлива во взлетной массе самолета (~ 40%), на величину которой изменяется масса самолета в течении полета и стреловидностью крыльев изменение центровки будет значительным. Для обеспечения устойчивости по тангажу в этих условиях необходимо перестраиваемое горизонтальное оперение. По аналогам (Ил-96) диапазон центровок возможен от 19 до 34% САХ. Методом последовательных приближений определяем положение носка крыла в корневой нервюре от носка самолета равной 23,97 м с расположением основного шасси на Xош = 33,5 м. По полученным данным заполняем центровочную ведомость самолета. Таблица 1.10 Центровочная ведомость самолета.

Наименованиеагрегата, груза.

Массаmi (кг)Координатаxi (м)Статический моментmixi (кг· м) Крыло16 323,631,414 512 789,57Фюзеляж22 179,637,5 831 735.

Оперение225,0960,61 313 643,38Носовая опора шасси1621,41 016 214.

Основная опора шасси6485,633,5 217 267,6Силовая установка9644,125,727 248 113,761Топливо7 210 229,3942119336,188Оборудование и система управления10 742,134,375 369 259,688Служебная нагрузка и снаряжение160 034,37555000.

Коммерческая нагрузка4 200 028,1251181250.

ИтогоΣmi = 182 923,49Σmixi = 5 564 639,187Взлетная конфигурация:

м;;.Посадочная конфигурация:(без топлива m = 72 102 кг; m· x = 2 119 366,188 кг· м) м;;.Стояночная конфигурация:(без: топлива m = 72 102 кг; m· x = 2 119 366,188 кг· м;коммерч. нагрузка m = 42 000 кг; m· x = 1 181 250 кг· м;служ.

нагрузка, снаряжение m = 1600 кг; m· x = 55 000 кг· м). м. Запас устойчивости обеспечен, т.к. Xцт= 32,862 < 33,5 = Xосн.

шасси;.Результатом выполнения вышеприведенных компоновок и центровки будет чертеж общего вида самолета.

1.2.

7.4. Конструктивно-силовая компоновка.

Конструктивно-силовая компоновка заключается в создании наиболеерациональных силовых схем частей ЛА, а также способов силовой увязки ихмежду собой. Производя конструктивно-силовуюкомповновку будем учитывать следующее. Крыло — двухлонжеронное, кессонной конструкции, конструктивно делится на центроплан, среднюю часть (СЧК) и отъемную часть (ОЧК). Кессон герметичный, делится на баки-отсеки для хранения топлива. Поперечный силовой набор крыла составляют нервюры, продольный — цельные, прессованные панели крыла и лонжероны. В стыках и места крепления агрегатов располагаются силовые нервюры, по остальному размаху крыла — обычные. В крыле находятся специальные ниши-отсеки для правой и левой основных опор шасси. После уборки шасси отсеки закрываются снизу створками заподлицо с обшивкой нижнейповерхности крыла. Крыло имеет мощную механизацию — выдвижной трехщелевой закрылок, тормозные щитки, интерцепторы, элероны и предкрылки. Монорельсы закрылков и предкрылков — титановые, штампованные. Горизонатльное оперение — цельноповоротное для обеспечения устойчивости самолета по тангажу, вертикальное — с рулем направления. Оперения двухлонжеронные с поперечным силовым набором (нервюры) и продольным, формируемым панелями оперения. Рулевые поверхности, а так же закрылки, элероны и тормозные щитки — с сотовыми наполнителями. Фюзеляж двухпалубный, на верхней палубе размещены: кабина экипажа, пассажирская кабина, два гардероба, буфетная стойка, два передних туалета и шесть задних.

Фюзеляж состоит из четырех частей: передней, средней, хвостовой и отсека ВСУ. Цилиндрическая часть фюзеляжа расположена между шпангоутом № 23 и шпангоутом № 67,а остальные части фюзеляжа имеют двойную кривизну. Гермокабина ограничена гермошпангоутами № 1 и 90. На нижней палубе размещены передний технический отсек, электроотсек, отсек кухни, отсек электрооборудования, грузовые отсеки и задний технический отсек. Стык центроплана с фюзеляжем осуществляется по силовым шпангоутам № 40 и 50. Между шпангоутами 50−58 расположены отсеки средней основной опоры шасси и колес левой и правой основных опор шасси. Стык вертикального и горизонтального оперения осуществляется в зоне шпангоутов № 90−101.

2. Специальная часть2.

1. Предлагаемые меры по повышению ресурса планера самолета.

В настоящее время одной из основных задач, стоящих перед эксплуатирующими и проектирующими организациями стоит увеличение экономической эффективности самолетов. Одним из основных направлений в решении этой задачи является увеличение ресурса конструкции самолета, иначе говоря, его безопасного срока службы. Так как безопасный срок службы — случайная величина, то в настоящее время принят подход, при котором эксплуатация самолёта происходит в течение назначенного срока службы, при котором разрушениеконструкции, приводящее к катастрофе, имеет очень малую вероятность. По истечению этого срока службы самолет подлежит осмотру икомплексу восстановительного обслуживания с целью продления безопасногосрока службы. Практика эксплуатации самолетов показывает, что главнымфактором, влияющим на безопасный срок службы, является усталостнаяпрочность конструкции. Повышение ресурса самолёта по очевидным причинам повышает его окупаемость, а так же снижает эксплуатационные издержки на проведение тяжелых форм тех. обслуживания и капитального ремонта, позволяет увеличить назначенный межремонтный ресурс, а так же уменьшить объем работ при выполнении КВР. Назначение срока службы самолета базируются на проведении работ поустановлению технического состояния планера и других частей самолета вместах наиболее тяжелого нагружения во время эксплуатации. Анализ дефектовв силовых элементах конструкции самолета показывает, чтоосновными дефектами являются трещины в элементах конструкции крыла (кессон, центроплан, средняя часть крыла, обшивка) и фюзеляжа.

Наибольшеечисло трещин различной длины, глубины и ориентации указывает на то, чтоусталостному разрушению больше всего подвержены элементы конструкциикрыла. Это объясняется тем, что крыло в полете больше других частей самолетаподвергается большим статическим нагрузкам и сравнительно небольшимпеременным нагрузкам, вызывающим усталостные разрушения. Большинствотрещин в элементах конструкции крыла образовано в местах, имеющихконцентрацию напряжений (отверстие, перемычка, переходы, разъемы, краяобшивки). Трещины в элементах конструкции фюзеляжа значительно меньше иони, как правило, расположены в местах крепления стоек шасси.

Этосвидетельствует, что усталостная нагрузка на элементы конструкции фюзеляжаимеет место как при движении самолета по взлетно-посадочной полосе, так ипри транспортировке самолета до стоянки. Таким образом, повышение ресурса конструкции крыла позволит повысить как весь назначенный ресурс планера, так и увеличить межремонтный ресурс и уменьшить объемы выполняемых при КВР работ. Одним из наиболее перспективных способов повышения ресурса является применение новых материалов, обладающих большей усталостной прочностью, способных выдерживать большее количество циклов до разрушения с более медленным трещинообразованием.

2.2. Традиционные и перспективные алюминиевые сплавы, применяемые в конструкции панелей крыла.

В настоящее время для изготовления панелей крыла и лонжеронов как правило, применяются традиционные алюминиевые сплавы — Д16АТ (для нижних панелей, поясов и стенок лонжерона) и В-95п.

ч. (для верхних панелей и поясов лонжеронов).Сейчас в качетсмве замены этим материалам можно предложить н сплав В96Ц3 (1965). Этот сплав существенно превосходит сплав В95п.

ч. по прочностным характеристикам (см. табл. 2.1) [1], а также по малоцикловой усталости, при сохранении достаточно высоких значений вязкости разрушения, коррозионной стойкости и пластичности. В нашей стране этот сплав был разработан в 1970 г. Он широко используется для изготовления корпусов твердотопливных ракет диаметром около 1 м и высотой 6 м. Сплав характеризуется большой технологичностью — корпуса ракет получают на вертикальном прессе за один проход. Таблица 2.1Свойства сплавов В96Ц3-Т12 и В95о.

ч. — Т2. Сплав, состояниеσВ, МПаσ0,2, МПаσВсж, МПаЕ, ГПАδ, %В96Ц3-Т12 (7055).

65 062 563 070,57В95о.

ч. — Т2 (7475).

51 043 044 070,07 В ЦАГИ были проведены исследования на трещиностойкость алюминиевых сплавов, которые позволили оценить критические значения коэффициентов интенсивности напряжений КСу (Kapp) и скорость роста трещин при регулярных нагрузках. Характеристики скорости роста трещин и остаточной прочности перечисленных выше сплавовбыли определены экспериментально в ЦАГИ при испытании образцов на электрогидравлических машинах, позволяющих создавать нагрузки от 25 до 1000 т. Начальные надрезы центральных трещин в образцах для испытания на скорость роста трещин создавались электроэрозионным способом. Длительность роста трещин определялась визуально, с помощью оптическогомикроскопа, а также методом количественной фрактографии с помощью электронного микроскопа. Образцы вырезались из обшивки крыла и фюзеляжа натурных самолетов, а также из заводских полуфабрикатов. В российских усовершенствованных алюминиевых сплавах, применяемых для обшивкинижней поверхности крыла, достигнуто увеличение остаточной прочности на 45−75% по сравнению с листами из Д16АТВ. Предел текучести при этом изменился незначительно. В усовершенствованных высокопрочных алюминиевых сплавах 7055-Т7751 и В96ц-3пч.

Т12 (содержащих добавки циркония) достигнуто одновременное увеличение: остаточнойпрочности более чем на 40%, пределов текучести на 20%, усталостной долговечности в несколько раз по сравнению со сплавами типа 7075-Т6 (В95АТ1). ]Для всех сплавов были определены кинетические диаграммы разрушения, представляющиесобой зависимость скорости роста трещин da/dN от размаха коэффициента интенсивности напряжений ΔK.Итак, использование сплава В96ц-3пч.

Т12 позволит значительно увеличить ресурс конструкции крыла. Однако, для того, чтобы выяснить, не приведет ли использование нового материала к увеличению веса конструкции крыла, требуется выполнить его прочностной расчет и сравнить потребные размеры панелей и лонжеронов крыла.

2.3 Прочностной расчет панелей и лонжеронов крыла2.

3.1 Определение аэродинамической нагрузки на крыло; где: G0 = 183 000· 9,81 = 1 795 230 Н — максимальный взлетный вес;nэy = 2,5 — максимальная эксплуатационная перегрузка длянеманевренных пассажирских и грузовых самолетов;f = 1,5 — коэффициент безопасности;Lкр = 42,5 м — размах крыла;

плоского прямого крыла, принимается для5 < λ < 10 и 2 < η <5;при:

00,10,20,30,40,50,60,70,80,90,9511,34 351,32981,29 081,22281,14 841,0570,95 110,85830,7430,590,460 — приращение циркуляции из-за стреловидности крыла;;χ= 30° - стреловидность крыла;

циркуляции при стреловидности 45°;00,10,20,30,40,50,60,70,80,90,951- 0,3 — 0,23- 0,15- 0,0800,050,10,160,170,150,10Расчетные данные занесем в таблицу, при этом: —; где: Gкр = 16 323,6· 9,81 = 160 134,52 Н — максимальный взлетный вес;nэy = 2,5 — максимальная перегрузка;f = 1,5 — коэффициент безопасности;Sкр = 181 м2 — площадь крыла; - текущая хорда крыла по сечению (из эскиза).-; где: Gтопл = 72 102· 9,81 = 707 320,62 Н — вес топлива;nэy = 2,5;f = 1,5;Sт.б.=50,6434 м2 — площадь топливных баков (из эскиза); - текущая хорда топливного бака по сечению (из эскиза).- = - -;

— ΔQi =- Qi = Qi+1 + ΔQi+1; при этом Q11 = 0;

— ΔMi =;

— Mi = Mi+1 + ΔMi; при этом M11 = 0. На расстоянии z = 4,4 м от корневой нервюры расположен двигатель= 4822 кг;Qсу = mдв · 9,81 · 2,5 · 1,5 = 177 389,33 кН. На расстоянии z = 2,16 м от корневой нервюры расположена стойка основного шасси:= 2161,87 кг;Qш = 2161,87 · 9,81 · 2,5 · 1,5 = 79 529, 67 Н. Следовательно, на эти величины будут скачки вниз на эпюре Q: сечение «0,2» — Q2 = 1 503 519,01 — 177 389,33 = 1 326 129,68 Н;сечение «0,1» — Q1 = 1 664 317,57 — 177 389,33 — 79 529,67 = 1 407 398,57 Н;сечение «0» — Q0 = 1 768 601,95 — 177 389,33 — 79 529,67 = 1 511 682,95 Н. Снижение величины моментов будет:

сечение «0,2» — M2 = 9 193 423,17 — 177 389,33· (4,4 — 2· 2,125) = = 9 166 814,77 Н· м;сечение «0,1» — M1 = 12 559 249,54 — 177 389,33· (4,4 — 2,125) — - 79 529,67· (2,16 — 2,125) = 12 152 905,28 Н· м;сечение «0» — M0 = 16 206 726,53 — 177 389,33 · 4,4 — 79 529,67 · 2,16 = = 15 254 429,39 Н· м. Результаты расчетов сведем в табл. 2.1Таблица 2.

1. Нагрузки и моменты, действующие на крыл№(Н/м)(Н/м) (Н/м)(Н/м) (Н/м) (м) (Н) (Н) (Н) (Н∙м) (Н∙м)001,1 435 181 133,4328266,84 117 853,3435013,25 490 752,125104284,381 768 601,951716459,763 647 476,9916206726,5310,11,1 768 186 408,2423843,1 199 428,3863136,7 575 669,912,125 160 798,561664317,571 583 918,293365826,3 712 559 249,5420,21,1 908 188 625,8719419,3 881 003,4288203,792 898,5952,125 197 409,511503519,11 404 814,262985230,39 193 423,1730,31,1 698 185 299,4216960,170 745,297594,1 299 543,9152,125 211 530,821306109,51 200 344,092550731,198 894 892,8740,41,1 484 181 909,615546,7 664 869,13101493,71 100 529,6552,125 213 625,521094578,68 987 765,922099002,586 344 161,6850,51,9 172 658,8914133,4 258 959,8799565,697 523,332,125 207 256,2880953,1 677 325,061651815,754 245 159,160,61,181 161 269,7412720,853 050,695499,694 961,9352,125 201 794,11673696,96 572 799,91217199,792 593 343,3570,70,9 653 152 906,0811306,7 447 174,5394424,8 189 429,412,125 190 037,5471902,85 376 884,1800878,711 376 143,5680,80,856 135 592,679893,3 941 265,2784434,174 931,2952,125 159 229 281 865,35202250,85 429 783,06575264,8590,90,69 109 297,838480,535 389,265428,5 854 349,4152,125 115 492,51122636,3 564 890,1137891,46 145 481,79100,950,52 783 478,27773,3 832 434,5743270,253 361,8052,1 257 143,847143,843 571,927590,337 590,33111,7 066,7129479,93- 36 546,64 00По полученным данным строим эпюры Q и M, рис.

2.1. За расчетное сечение примем сечение «0,3», т. е. на расстоянии 6,375 м от корня крыла. В этом сечении: Q = 1 306 109,5 Н;= 10 270 937,6 Н· м. Расчетную хорду сечения расположим перпендикулярно переднему лонжерону. По эскизу хорда в расчетном сечении — 4,633 м. Разместим в отсеке крыла лонжероны на 25% и 70% хорды по полету. По эскизу — межлонжеронный отсек длиной 2,072 м; высота переднего лонжерона 0,486 м, заднего лонжерона 0,328 м; площадь межлонжеронного отсека — 1,11 м², от носка до переднего лонжерона 1,0826 м. Центр жесткости межлонжеронного отсека расположим на расстояниях от лонжеронов отношением, обратно пропорциональном отношению квадратов их высот, т. е. на расстоянии 0,64 842 м от переднего лонжерона. Примем точку приложения аэродинамической силы 0,25bрасч (в переднем лонжероне), центр масс крыла на 0,41bрасч = 0,41 ∙ 4,633 = 1,9 м от носка или 1,9 — 1,0826 = 0,7413 м от переднего лонжерона. Центр масс топлива определим как центр тяжести трапеции с основаниями hпер и hзад и высотой Lкессона, т. е. от переднего лонжерона:;= 0,97 м;Веса конструкции крыла и топлива в отсеченной части определим по отношениям площадей в плане. Q= ;Q= = 18 216 Н;Q= ;Q== 119 879,75 Н. По значению Q = 1 306 109,5 Н определимQ= Q + Q+ Q;Q= 1 306 109,5 + 18 216 + 119 879,75 = 1 444 205,25 Н. В таком случае крутящий момент в расчетном сечении: Mкр = 1 444 205,25 ∙ 0,64 842 + 18 216 ∙ (0,7413 — 0,64 842) + 119 879,75 ∙∙ (0,97 — 0,64 842) = 976 694,32 Н∙м.

2.3. 3 Выбор материалов, применяемых в конструкции. Материалы применяемые в конструкции. Панели крыла и пояса лонжеронов, а также стенки лонжеронов — прессованные панели и листы В 96Ц3-Т12:σв = 650 МПа;σ0,2 = 625 МПа;σ0,2сж = 630 МПа;E = 70,5 ГПа.

2.3. 4 Расчет элементов конструкции крыла.

Толщина обшивки носка и законцовки крыла:;= 0,11 281 м;примем = 12 мм;где:Mкр = 976 694,32Н∙м — крутящий момент;ω = 1,11 м2 — площадь сечения кессона;τв = 0,6 σв;τв = 0,6 · 650 · 106 = 390 · 106 Па — разрушающее напряжение на срез. Средняя высота кессона:;= 0,407 м;где:hпер= 0,486 м — высота переднего лонжерона;hзад= 0,328 м — высота заднего лонжерона. Нормальные усилия в панелях и поясах лонжеронов от изгиба.; Н;где:Mизг = 10 270 937,6Н∙м — изгибающий момент. Распределение усилий между обшивками и поясами лонжеронов (предварительно). Примем долю обшивок в общей площади 85%, тогда: Nобш = Nпан · η; Nобш = 25 235 718,92 · 0,85 = 21 450 361,08 Н;Nпояс = Nпан (1 — η);Nпояс = 25 235 718,92 · (1 — 0,85) = 3 785 357,84 Н. Растянутая нижняя панель. Длина кессона 2,072 м. Примем:δ - толщина панели;δ - толщина ребер;

5δ - высота ребер;

20 — число ребер. Тогда:;= 0,033;откуда δ = 0,1 055 м;примем δ = 0,011 м. Уточненное усилие, воспринимаемое панелью: N´пан = σв· (2,072 · 0,11 + 100 · 0,112) = 22 679 800 Н. Уточненное усилие, воспринимаемое поясами: Nпояс = Nобш -N´пан;Nпояс = 25 235 718,92 — 22 679 800 = 2 555 918,92 Н. Растянутые нижние пояса лонжеронов. Площадь сечения поясов:; = 0,3 932 182 м². Разбивка между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:= 0,2 701 627 м²;= 0,1 230 553 м². Сжатая верхняя панель. Длина кессона 2,072 м. Примем:δ - толщина панели;δ - толщина стойки;δ - толщина горизонтальной полки;

6δ - высота стойки;

5δ - длина горизонтальной полки;

20 — число стоек;

отношение длины свисающей полки к ее толщине. Тогда Эйлеровы напряжения:;= 7,138 125 · 109 Па. Отношение напряжений:= 0,091.Критические напряжения:; = 645 097 305.

Па > σ0,2сж = 630 МПа. В расчете примем [σ] = 630 МПа, тогда:;= 0,34 048 192;откуда δ = 0,8 592 771 м;примем δ = 0,009 м. Уточненное усилие, воспринимаемое панелью: N´пан = 630· 106·(2,072 · 0,009 + 220 · 0,0092) = 22 974 840 Н. Сжатые верхние пояса лонжеронов. Уточненное усилие, воспринимаемое поясами: N´пояс = Nобш -N´пан;N´пояс = 25 235 718,92 — 22 974 840 = 2 260 878,92 Н. Для поясов лонжеронов примем отношение длины свисающей полки к ее толщине. Тогда:= 285 525 000.

Па;= 2,27 651; = 251 771 001.

Па < σ0,2сж = 630 МПа. В расчете примем [σ] = 630 МПа, Площадь поясов:; = 0,8 979 902 м². Разбивка между передним и задним лонжеронами:= 0,6 169 692 м²;= 0,2 810 208 м². Проверка относительного расстояния между стрингерами к тощине обшивки (панели).Верхняя панель:;где: — шаг стрингеров; = 0,1036 м;

— толщина обшивки; = 0,009 м;μ - коэффициент Пуассона; μ = 0,3;E — модуль упругости E = 70,5 · 109 Па;- относительная волнистость; = 0,002;P — давление на крыло;

для верха:;= 24 796 Н/м2;; - условие выполняется;

нижняя панель:;где: — толщина обшивки; = 0,011 м;P — давление на крыло;

для низа:;= 12 398 Н/м2;остальное — см. выше;; - условие выполняется. Стенки лонжеронов.Принимая пояса лонжеронов в сечении приблизительно квадратными, определим высоты стенок лонжеронов.;= 0,355 м;;= 0,240 м. Разбивка Q = 1 306 109,5 между стенками пропорционально квадратам их высот:= 896 405,45 Н;= 409 704 Н. Погонная нагрузка на стенки:= 2 525 085,78 Н/м;= 1 707 100,23 Н/м.Примем шаг нервюр 0,4 м с тремя стойками жесткости. Шаг между стойками жесткости 0,1 м;τв = 0,6 σв;τв = 0,6 · 650 · 106 = 390 · 106 Па. Стенка переднего лонжерона. Для расчета a = 0,355 м;b = 0,1 м;;= 5,90 152.

Примем δ = 0,006 м;;= 1 348 025 198.

Па.= 0,289 312;; = 3 662 248,66 Па;= 0,6 895 м. Примем δ = 0,007 м;= 1 834 812 076.

Па.= 0,2 125 558; = 375 990 545,8 Па;= 0,671 м. Примем = 0,007 м. Стенка заднего лонжерона. Для расчета a = 0,24 м;b = 0,1 м;= 6,2597.

Примем δ = 0,005 м;= 992 944 912,5 Па.= 0,39 277; = 351 109 642,6 Па;= 0,486 м. Примем = 0,005 м. При расчете размеров сечения полок лонжеронов обязательно выдерживание отношения длин свободных полок к их толщинам не более 10 для обеспечения их местной устойчивости.

2.3.

5. Расчет конструкции крыла из традиционных материалов.

Верхние панели крыла — из В95о.

ч. Т-2;σв = 510 МПа;σ0,2 = 430 МПа;σ0,2сж = 640 МПа;E = 70 ГПа. Нижние панели крыла, пояса и стенки лонжеронов — из Д16ч.

т.σв = 440 МПа;σ0,2 = 343 МПа;E = 70,6 ГПа.τв = 0,6σв = 264 МПа;Eсж = 72,1 ГПа. Растянутая нижняя панель.

откуда δ = 0,14 029 м;примем δ = 0,014 м. Уточненное усилие, воспринимаемое панелью: N´пан = 440*106(2,072*0,11 + 100*0,112) = 21 378 520 Н. Уточненное усилие, воспринимаемое поясами: Nпояс = Nобш -N´пан;Nпояс = 25 235 718,92 — 21 378 520 = 3 848 198,92 Н. Растянутые нижние пояса лонжеронов. Площадь сечения поясов:

Ап=м2;Разбивка между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:= 0,6 008 924 м²;= 0,2 736 981 м². Критические напряжения: = 507 548 375,2 Па < σ0,2сж = 640 МПа. Уравнение площади панели имеет вид:= 0,42 262 692;откуда δ = 0,9 929 м;примем δ = 0,010 м. Уточненное усилие, воспринимаемое панелью: N´пан = 507 548 375,2(2,072*0,01 + 220*0,012) = 21 682 466,6 Н. Уточненное усилие, воспринимаемое поясами: Nпояс = 25 235 718,92 — 21 682 466,6 = 353 252,32 Н. Сжатые верхние пояса лонжеронов.= 230 882 071,7 Па<σ0,2 = 343 Мпа;= 1,5068; = 230 882 081,7 Па < σ0,2сж =343 МПа. Площадь поясов: = 0,153 899 м². Разбивка между передним и задним лонжеронами:= 0,10 573 718 м²;= 0,4 816 181 м². Стенки лонжеронов.Принимая пояса лонжеронов в сечении приблизительно квадратными, определим высоты стенок лонжеронов.= 0,305 м;= 0,206 м. Разбивка Q = 1 306 109,5 между стенками пропорционально квадратам их высот:= 896 943,3 Н;= 409 166,2 Н. Погонная нагрузка на стенки:= 2 940 797,7 Н/м;= 1 986 243,7 Н/м.Стенка переднего лонжерона. Для расчета a = 0,305 м;b = 0,1 м;= 6,0085.

Примем δ = 0,011 м;= 4 612 995 833.

Па.= 0,5 722; = 263 184 670,8 Па;= 0,111 738 м. Примем δ = 0,012 м;= 5 489 846 280.

Па.= 0,48 089; = 263 418 785,9 Па;= 0,11 164 м. Примем = 0,012 м. Стенка заднего лонжерона. Для расчета a = 0,206 м;b = 0,1 м;= 6,495 466.

Примем δ = 0,007 м;= 2 019 472 857.

Па.= 0,130 727; = 260 069 360,9 Па;= 0,7 637 м. Примем = 0,008 м.= 2 637 678 833.

Па.= 0,1; = 1 617 660,5 Па;= 0,759 м. Окончательно примем = 0,008 м. Определим площади сечений составных частей кессона. Верхняя панель: АВ.П. = 2,072*δ+220*δ2=2,072*0,01+220*0,12=0,4 272 м². Верхние пояса лонжеронов: АВ.П.Л. = 0,153 899 м². Стенка переднего лонжерона: Аст.п.л = 0,012*0,305 = 0,0366 м². Стенка заднего лонжерона: Аст.з.л. = 0,008*0,206 = 0,1 648 м². Нижние пояса лонжерона: АН.П.Л = 0,8 745 906 м²;Нижняя панель: АН.П. = 2,072*0,014 + 100*0,0142 = 0,48 608 м²;Общее сечение кессона:

Акес = АВ.П. + АВ.П.Л. +Аст.п.л + Аст.з.л. +АН.П.Л + АН.П. =, 4 272+0,153 899 +0,0366 + 0,1 648 +0,8 745 906 + 0,48 608=0,120 771 806 м². Определим те же величины для кессона из сплава В96Ц3- Т12: Верхняя панель: АВ.П. = 2,072*0,009+220*0,0092=0,36 468 м². Верхние пояса лонжеронов: АВ.П.Л. = 0,8 979 902 м². Стенка переднего лонжерона: Аст.п.л = 0,007*0,355 = 0,2 485 м². Стенка заднего лонжерона: Аст.з.л. = 0,005*0,240 = 0,0012 м². Нижние пояса лонжерона: АН.П.Л = 0,3 932 182 м²;Нижняя панель: АН.П. = 2,072*0,011 + 100*0,0112 = 0,34 892 м²;Общее сечение кессона:

А’кес =0,36 468 +0,8 979 902 + 0,2 485 + 0,0012 + 0,3 932 182 + 0,34 892=0,87 957 084 м²;Увеличение площади кессона:ΔАкес = Акес — А’кес = 0,120 771 806 — 0,87 957 084=0,32 814 722 м²;Относительно площади кессона из сплава В96Ц3 — Т12 это составит:

Таким образом, применение новых сплавов позволит уменьшить массу кессона на 37,308%, что еще больше повысить экономическую эффектиность самолета.

3.Безопансость полетов.

Для наземного обслуживания агрегатов крыла и оперения будем использовать стремянку. Стремянка предназначена для оперативного послеполётного и предполетного обслуживания самолета, когда нет необходимости разворачивать специальные приспособления. Ее преимущества — высокая мобильность и универсальность. Выполним расчет стремянки на прочность и жесткость. Примем материал стремянки Ст. 3 труба 20×2;[σ] = 900 кгс/см2 = 8,829 кН/см2;σпц = 200 МПа = 20 кН/см2;E = 2 · 105 МПа = 2 · 104 кН/см2.Геометрические параметры сечения трубы:;= 1,13 097 см²;;= 0,4637 см4. Предельная эксплуатационная нагрузка на стремянку: Pmax = 3 кН (2 человека с инструментом).

1. Рабочая площадка по контуру опирается на балки из двух труб, разнесенных по высоте на h = 10 см. Длину балки примем ℓ = 100 см (расстояние между вертикальными стойками). Тогда максимальный изгибающий момент:;= 75 кН· см. Усилия в трубах:;= 7,5 кН. Напряжения в трубах:;= 6,6315 кН/см2 < [σ] = 8,829 кН/см2;(запас 25%).Верхняя труба испытывает сжатие. Рассчитаем ее на устойчивость. Примем μ = 0,7 (одна заделка жесткая, вторая шарнирная). Критические напряжения:;= 16,5166 кН/см2 > = 6,6315 кН/см2;также σкр < σпц = 20 кН/см2;(запас устойчивости).Прочность и устойчивость обеспечены. Рассчитаем вертикальную стойку на устойчивость при нагрузкеPmax = 3 кН. Длина участка ℓ = 145 см. Примем μ = 0,7.;= 2,6526 кН/см2;;= 7,8557 кН/см2 > = 2,6526 кН/см2;также σкр < σпц = 20 кН/см2;(запас устойчивости).Устойчивость стойки обеспечена.

3. Рассчитаем две опорные трубы под ступенькой. Примем = 1,5 кН; ℓ = 100 см. Максимальный момент:;= 37,5 кН· см;;= 0,9274 см³;;= 40,44 кН/см2 > [σ] = 8,829 кН/см2.Прочность не обеспечена. Усилим переднюю (по входу на лестницу) трубу нижней ступеньки дополнительный трубой (аналогично рабочей площадке), отстоящей на 6 см. ниже. Тогда усилия в трубах будут:;= 6,25 кН. Напряжения будут:;= 5,526 кН/см2 < [σ] = 8,829 кН/см2;(запас 37,4%).Заднюю трубу нижней ступеньки соединим наклонными стойками через 25 см с передней трубой вышележащей ступеньки и так далее, до верхней ступеньки лестницы. Прочность труб под ступеньками обеспечена.