Проектирование внешней секции закрылка самолета типа Ан-140

Проектирование внешней секции закрылка самолета типа Ан-140

1. Реферат

2. Введение

3. Исходные данные

4. Определение нагрузок, действующих на закрылок

5. Выбор положения опор закрылка и построение эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил

6. Обоснование принятой КСС закрылка и техническое описание конструкции данного агрегата

7. Обоснование выбора конструкционного материала основных элементов закрылка

8. Проектировочные расчеты поясов лонжерона, стенки лонжерона, определение толщины обшивки, проектирование поясов и стенки усиленных нервюр и кронштейна навески закрылка

8.1 Проектирование поясов лонжерона

8.2 Проектирование стенки лонжерона

8.3 Определение толщины обшивки

8.4 Проектирование усиленных нервюр

8.5 Проектирование кронштейна навески

9. Конструирование закрылка

10.Компоновка схемы силовой установки самолета

11. Топливная система

12. Дренажная система

13. Система заправки топливом

14. Аварийный слив топлива

15. Противообледенительная система

16. Противопожарная система

17. Внешняя маслосистема силовой установки

18. Вывод

19. Список использованной литературы

1. Реферат В данном курсовом проекте выполняется проектирование и разработка конструкции закрылка АН-140(внешняя секция).

Проектировочные расчеты включают:

· определение нагрузок, действующих на закрылок;

· выбор положения опор;

· проектирование поясов лонжерона;

· проектирование стенки лонжерона и нервюр;

· определение толщины обшивки;

· проектирование кронштейна навески;

· проектирование усиленной нервюры.

Разработана силовая установка самолета, в которую входят следующие системы:

· топливная система;

· масляная система;

· защитные: система охлаждения, противооблединительная и противопожарная системы;

· система всасывания воздуха.

На чертежах представлены: чертеж закрылка и компоновка силовой установки.

Ключевые слова:

Аэродинамический профиль, шарнирный момент, топливная система, силовая нервюра, защитная система силовой установки.

2.

Введение

В качестве объекта проектирования данного курсового проекта выступает закрылок самолета АН-140.

Курсовой проект состоит из двух частей: проектирование и разработка конструкции агрегата самолета и компоновка схемы силовой установки самолета.

На первом этапе: определяются нагрузки на агрегат, строятся эпюры внутренних усилий по длине агрегата, выбирается опасное сечение и проектируется силовой набор в выбранном сечении, проектируется узел навески закрылка, дается техническое описание конструкции данного агрегата.

На втором этапе осуществляется проектирование компоновочной схемы силовой установки самолета.

3. Исходные данные закрылка самолет лонжерон В данном курсовом проекте осуществляется проектирование внешней секции закрылка Ан- 140, а также компоновочная схема силовой установки.

Исходные данные:

· Посадочная скорость — 255м/с;

· Хорда закрылка — 324 мм;

· Длина закрылка- 2942.6мм;

· Профиль крыла — NACA- 2315.

· Дополнительные указания: схема Ан — 140

4. Определение нагрузок, действующих на закрылок Распределенная нагрузка, действующая на отклоняющийся закрылок qз=сз*f*bзак*q

Где сз-коэффициент зависящий от аэродинамических характеристик закрылка, углов его отклонения и углов атаки крыла.

f=коэффициент безопасности, f=2

bзакхорда закрылка.

qрасчетное значение скоростного напора, которое берут из условия отклонения закрылков при заходе на посадку при скорости полета 400 км/ч.

Скоростной напор q=1.25*(70.83)2/2=3135.5Па

qз=3.2*2*0.324*3135.5=6,5кПа

5. Выбор положения опор закрылка, построение эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил Расчетная схема закрылка представляется в виде балки на двух или трех опорах (рис. 6.1)

а) б)

Рис. 5.1. Расчетные схемы закрылка:

а) двухопорная; б) трехопорная Наиболее распространенной схемой навески подвижных частей или их секций является двухопорная (рис. 5.1,а), реже — трехопорная (рис. 5.1,б). Принимая во внимание то, что проектируемый закрылок имеет длину

2942,6 мм, выбираем двухопорную расчетную схему. При выборе положения опор целесообразно конструировать агрегат или его секцию, стремясь обеспечить равенство изгибающих моментов в пролете над опорами М1=|М0|=М2, где Мо, М1, М2—изгибающие моменты на опорах.

Принимая во внимание то, что; d=e=0,620 м с=1,7026 м, qагр=6,5кПа, получаем: Мо=М1=М2=1,25 кН*м

R1=R2=9.55 (кН*м);

Перерезывающая сила Q: Q1=4.03

Q2=-5.522

Q3=5.5469

Q4=-4, 0031

Полученные эпюры внутренних усилий по длине закрылка представлены на рис. 5.2.

Рис. 5.2. Эпюры перерезывающих сил и изгибающих моментов по длине закрылка

6. Обоснование принятой КСС закрылка и техническое описание конструкции данного агрегата Закрылки имеют обычно лонжеронную конструктивно-силовую схему чаще с одним лонжероном. В больших самолетах закрылки могут иметь два лонжерона. Так как ранее спроектирован легкий пассажирский самолет, то выбираем КСС с одним лонжероном.

Изгибающий момент воспринимается в основном лонжероном.

Принимаем конструктивно, опираясь на статистические данные, бесстрингерный закрылок с обшивкой, опирающейся на нервюры и лонжерон.

Обшивка служит для образования поверхности агрегата и восприятия крутящего момента. Нервюры упруго оперты на обшивку и стенку лонжерона, работают на изгиб при передаче на стенку воздушной нагрузки. Стенки лонжеронов воспринимают перерезывающую силу Q, потоки касательных усилий при кручении и совместно с обшивкой образуют контуры, воспринимающие крутящий момент.

Лонжероны выполняются сборными или монолитными. Сборные включают прессованные или фрезерованные пояса углового или таврового сечения и стенку, подкрепленную стойками. Стойки служат также для крепления стенок нервюр к лонжерону. Монолитные нервюры изготавливаются из фрезерованных или штампованных конструкций, когда пояса и стенки со стойками выполняются как единое целое. Лонжерон при небольшой интенсивности нагрузок может изготавливаться из алюминиевых листов швеллерного сечения, т. е. полки формуются отбортовкой стенки, может быть также трубчатым.

Выбираем для проектируемого лонжерона сборную схему, которая обеспечивает необходимую живучесть закрылку. Сечение лонжерона выбираем швеллерное, состоящее из двух уголков (пояса лонжерона) и стенки, соединяемых клепкой.

Крутящий момент воспринимается двумя замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стенкой лонжерона.

Крепление закрылка к крылу выполняется с помощью узлов навески. В узел навески входят кронштейн 1, закрепленный на закрылке, кронштейн 2, закрепленный на крыле, которые соединяются шарнирным болтом 3.

Рис. 6.1. Крепление закрылка Кронштейны узлов навески изготавливаются литьем, штамповкой, сваркой, фрезерованием, клепкой. Для проектируемого закрылка выбираем штампованный кронштейн.

Конструкция узлов навески должны обеспечивать выполнение требований взаимозаменяемости, исключать возможность заклинивания при упругих деформациях под нагрузкой в полете. С этой целью подвеску осуществляют на неподвижных и подвижных вдоль размаха опорах. Обычно один кронштейн выполняют неподвижным, он воспринимает осевые усилия вдоль размаха закрылка. Остальные кронштейны разрезаются по вертикали, соединяются одним или двумя вертикальными болтами, которые затягиваются после сборки (рис. 6.2).

Наибольшее распространение получили узлы навески в виде вильчатого соединения. Кронштейн с проушиной закрепляется на крыле, в проушине устанавливается обычно сферический подшипник, допускающий перекосы плоскости кронштейна на 1−2°, что исключает заклинивание при узких деформациях. Обеспечение взаимозаменяемости может быть достигнуто навеской на ориентирующихся по размаху узлах, например, с помощью серьги (рис. 6.2).

Поворот серьги 1 относительно вертикального вспомогательного болта 2 обеспечивает требуемую установку узла. Сферический подшипник устанавливается в проушине серьги.

Рис. 6.2. Узел навески в виде вильчатого соединения Кронштейн закрылка устанавливается на лонжероне и связывается с усиленной нервюрой. Соединение кронштейна с нервюрой разгружает стенку лонжерона.

В местах узлов навески передний контур агрегата разрезается, крутящий момент тогда воспринимается только задним контуром. По краям выреза обычно устанавливают усиленные нервюры, передающие крутящий момент с переднего контура на хвостовой и наоборот или усиленные нервюры ставят против каждого узла навески. Сила, действующая на узел навески, создает момент, который передается этой нервюрой на замкнутый контур.

Обшивка носка формуется отдельно и соединяется с полками лонжерона, элементами каркаса заклепками. От носка до конца профиля обшивка обычно клепается накатом. В месте, где сходятся верхняя и нижняя обшивки, устанавливается законцовочный профиль.

Требования эксплуатации предусматривают легкий доступ ко всем узлам навески и управления для выполнения регламентных работ, обеспечения надежной фиксации средств механизации в убранном положении (специальные замки, тормозящие устройства, самотормозящие приводные механизмы). В системе управления и подвески должны быть компенсационные звенья для выбора эксплуатационного люфта, который не должен превышать 6…8 мм. Должна обеспечиваться также синхронность работы всех секций механизации, плавность без заеданий их перемещения.

7. Обоснование выбора конструкционного материала основных элементов закрылка

Перед началом проектирования конструктивных элементов закрылка следует определиться с материалом (металлом, сплавом), из которого будет изготавливаться элементы проектируемого агрегата.

В производстве самолетов наиболее часто используют алюминиевые, титановые и другие металлические сплавы, также изготавливают элементы конструкции самолета из композиционных материалов. При выборе того или иного материала руководствуются различными требованиями, предъявляемые к элементу, такие как: обеспечение достаточной прочности, твердости, жесткости, усталостной прочности материала, пластичности и рядом других свойств.

Среди перечисленных материалов при производстве самолетов часто используют алюминиевые сплавы, которые, обладая небольшим весом и достаточной прочностью, более предпочтительны перед другими материалами по критерию удельной прочности (в наиболее простом случае растяжения удельная прочность — это отношение предела прочности материала к его весу), который измеряется для алюминиевых сплавов в пределах 10−20 км.

Таблица механических свойств сплава Д16АТ Таблица 7.1

8. Проектировочные расчеты поясов лонжерона, стенки лонжерона, определение толщины обшивки, проектирование поясов и стенки усиленных нервюр и кронштейна навески закрылка

Проектирование осуществляется по методике [3], принимая следующие допущения:

— изгибающий момент воспринимается поясами лонжерона, перерезывающая сила — стенкой лонжерона;

— крутящий момент воспринимается двумя замкнутыми контурами, образованными стенкой лонжерона и обшивкой и распределяется между двумя контурами пропорционально квадратам их площадей;

— за ось центров жесткости принимаем ось лонжерона, относительно этой оси определяется крутящий момент.

8.1 Проектирование поясов лонжерона

От действия изгибающего момента, который полностью воспринимается лонжероном, в поясах лонжерона возникают осевые усилия N (см. рис) величина которых вычисляется по соотношению:

Рис. 8.1.1.Схема нагружения поясов лонжерона.

N=Mизг/hц.м.=Mизг/kH (8.1),

Где:

Н — строительная высота лонжерона (высота профиля в месте расположения лонжерона);

k-Коэффициент использования строительной высоты (в первом приближении k=0.95…0.98);

hц.м.= kH — расстояние между центрами масс полок лонжерона.

Принимаем: М=1,25*103 Нм; k=0.96; Н=0,07 м Получим N=1,25*103 /(0.96· 0.07)=18,6* 103 (H).

Площадь поперечного сечения пояса определяется по формуле:

Fn=N/уразр, (8.2)

Где: у разр — разрушающее нормальное напряжение пояса.

Для растянутого пояса у разр = k· уb, где уb — предел прочности материала, k= 0.6…09 — коэффициент, учитывающий ослабление пояса отверстиями под заклепки, при сварке, принимаемый по условиям обеспечения заданного ресурса.

Принимаем k= 0.75 (по статистике), тогда:

уразр=0.75· 440=330 (МПа).

Получаем площадь растянутого пояса:

Fраст=18,6*103 /330· 106=0,56 (см2).

Выбираем из сортамента профиль, имеющий наименьшую площадь, что позволит обеспечить запас прочности закрылка:

Уголок равнобокий ПР. 100

F=0,56 см²

Н=В=15мм

S=S1=2м Рис. 8.1.2. Уголок равнобокий Для сжатого пояса:

.(8.3)

Где:

н=уb/укр; (8.4)

укр=0.9· k·E/(b/д)2; (8.5)

bширина полки уголкового профиля;

дтолщина полки, k=0.45.

значение уразр может быть принято согласно графику на рис.(8.3).

Рис. 8.3. Определение критических напряжений для сжатого пояса из различных материалов В первом приближении отношение b/д принимается по статистике, затем вычисляется Fn и принимается профиль по сортаменту. В последующих приближениях уточняется отношение b/д, уразр, Fn.

Принимаем в первом приближении b/д=5, тогда уразр=395 (МПа).

Площадь сжатого сечения пояса Fn=18,6*103/395· 106=0,47(см2).

Выбираем из сортамента профилей профиль с минимальной площадью:

Уголок равнобокий ПР 100.

F=0,564 м²

Н=В=15мм

S=S1=2м Уточним разрушающее напряжение для профиля ПР. 100. профиль состоит из равных полок:

Полка1= полка2= Н (В)/ д=15/2=7.5;

По графику определяем разрушающее напряжение для полок, из которых состоит профиль: уразр=350(МПа).

Тогда площадь Fп.сж.=18,6*103/350*106=0,53 (см2).

Так как площадь Fп.сж.= 0,53 (см2) является необходимой для устойчивости уголка, а фактическая площадь F= 56,4 мм² больше потребной, то оставляем профиль ПР. 100 в сжатой зоне.

8.2 Проектирование стенки лонжерона

Толщина стенки дст определяют по зависимости:

(8.6)

Где ;(8.7)

qQ=Q/hст — поток касательных усилий в стенке от перерезывающей силыQ;

qMІкр, qMІІкр — потоки касательных усилий в контурах І и ІІ (см рис);

hст=Н — высота стенки (пояса лонжерона — уголкикрепятся к стенке с одной стороны, образую швеллерное сечение лонжерона);

фразр-разрушающее касательное напряжение стенки.

Рис. 8.2.1 Определение толщины стенки лонжерона.

Потоки касательных усилий в контурах определяются по формуле Бредта:

Где МкрЙ, МкрЙЙ — крутящие моменты, воспринимаемые Й и ЙЙ контуром соответственно;

щЙ, щЙЙ — площади Й и ЙЙ контуров.

Крутящие моменты, воспринимаемые контурами, определим из условий:

МкрЙ+МкрЙЙ=Мкр;

МкрЙ/МкрЙЙ= щЙ2/ щЙЙ2.

Тогда:

МкрЙ=Мкр· (щЙ2/ щЙ2+ щЙЙ2);

МкрЙЙ=Мкр· (щЙЙ2/ щЙ2+ щЙЙ2);

Где Мкр — крутящий момент агрегата.

Расчетная величина крутящего момента агрегата Мкр может быть определена по формуле:

Мкр=qэл· Z·(xцд-xцж);(9.10)

Где Zрасчетная погонная длина агрегата.

Положение центра давления приблизительно находится на 38…40% хорды элерона.

Принимаем хцд=0.39· b=0.39·0,324=0,126(м).

Положение центра жесткости хцж для распространенных профилей агрегатов однолонжеронной схеме принимается совпадающим с координатой лонжерона, т. е.

хцж=0.3· b=0.3·0.324=0,0927(м).

Погонная длина закрылка берется равной половине наибольшего расстояния между опорами агрегата или его секции.

Z=0.5· L1=0.5·1,7026=0,8513(м).

Площади контуров сечения:

щЙ=0.25· Н·bз/2=0.25·0.07*0.324/2=2,835*10−3(м2);

щЙЙ=0.75· H·bз/2=0.75·0.07·0.324/2=0.0085 (м2).

щУ=щЙ+щЙЙ=2,853· 10−3+0,0085=0,1 1335(м2).

Величина крутящего момента в сечении элерона:

Мкр=6,5*103*0,8513(0,126−0,0972)=159,36(Нм);

Определим крутящие моменты, воспринимаемые контурами:

МкрЙ=159,36*· [(2,835·10−3)2/((2,835·10−3)2+0.852)]= 16,41(Нм);

МкрЙЙ=159,36· [0.852/((2,835·10−3)2+0.852)]=142,94 (Нм).

Определим потоки касательных усилий:

qMІкр=16,4/2· 2,835·10−3=2,9*103 (Н/м);

qMІІкр=142,94/2· 0,0085=8408,2(Н/м);

qQ=9,55*103/0,07=136,4*103(Н/м).

Суммарный поток касательных усилий по стенке лонжерона:

qУст=2,9*103 +8408,2+136,4*103=147,7*103(Н/м).

Разрушающее касательное напряжение определяется по соотношению:

Где b-меньший из двух размеров: высота стенки hст или расстояние между стойками ;

kфкоэффициент, равный:

а — наибольший из двух размеров: hст или, a/b>1.

Разрушающее касательное напряжение фразр для стенки из алюминиевого сплава Д16АТ может быть также определено с использованием графика на рис. 8.2.3

Рис. 8.2.4. Определение разрушающего касательного напряжения для стенки из Д16АТ Определяем Q/hст2=9,55*103/0,0662=2,38 (Па).

По графику (рис) принимаем фразр наибольшее: фразр=185 МПа, соответствующее ему значение /h=0.2, и вычисляем толщину стенки лонжерона:

дст=qУст/ фразр=147,7· 103/185·106=0.79(мм).

Ввиду малости полученного значения назначаем из конструктивно-технологических соображений дст=1 мм. (из стандартного ряда толщин).

Площадь поперечного сечения стойки, подкрепляющей стенку, может быть определена по соотношению:

Fстойки= (фb-фкр) · дст·hст/уразр;

уразр=укр=0.9· k·E/(b/д)2.

Здесь фкр=185 МПа (определено из графика), фb=220 МПа, дст=1 мм; b/д=5(по статистике);

k=4; hст=0.066м.

Получаем из расчетов: уразр=0.9· 4·0.72·1011/52=1.036·1010(Па).

Fстойки= (220−185) · 106·1·10−3·0.066/1.036·1010=2,23·10−7(м2).

Ввиду малости полученного значения площади подкрепляющей стойки не будем вводить в конструкцию лонжерона подкрепляющие стойки вообще, считая, что стенка лонжерона не подкреплена.

Стенка соединяется с поясом лонжерона заклёпками. Усилие среза одной заклепки определяется по зависимости:

Рз=в· qУст.· t/m,

Где в =1.1 — коэффициент, учитывающий неравномерность касательных напряжений в стенке между заклепками;

qУст. =147,7· 103 Н/м — поток касательных усилий в стенке;

t=15 мм — шаг заклёпок;

m=1 — число рядов заклёпочного шва.

Рз=1.1· 147,7· 103·15·10−3/1=2437,05(Н).

Диаметр заклёпки определяем из условия:

фср.з.=4Рз/(рd)2 [фср. з]

где [фср. з]=210 МПа — допускаемое значение среза заклепки Д16АТ.

Отсюда

Принимаем диаметр заклёпки d=4мм.

8.3 Определение толщины обшивки.

Толщина обшивки должна удовлетворять условиям прочности, технологическим требованиям и условиям аэроупругости:

а) условия прочности приводят к соотношениям:

добшЙ= qMІкр/ фразрЙ;

добшЙЙ= qMІЙкр/ фразрЙЙ;

где

qMІкр, qMЙІкр — потоки касательных усилий в Й и ЙЙ контурах;

фразр — разрушающее касательное напряжение обшивки.

Разрушающее касательное напряжение обшивки фразр определяем по рекомендациям [1]:

Для бесстрингерного элерона

фразрЙ=0.25· ув=0.25·440·106=110·106 (Па);

фразрЙЙ=0.2· ув=0.25·440·106=88·106 (Па);

Тогда добшЙ=2,9*103/110· 106=26*10−3(м);

добшЙЙ=8408,2/88· 106=95·10−6(м);

б) согласно конструктивных, эксплуатационных и технологический требований не рекомендуется применять обшивку толщиной меньше 0.8 мм.

Следовательно, добш 0.8 мм;

в) под действием воздушной аэродинамической нагрузки, приближенно определяемой по зависимости qв=qэл/2· bэл, обшивка прогибается, максимальный прогиб её составит fобш=c· qэл·b4/E·д3обш, где с=0.0285

для условий шарнирного опирания обшивки на стрингеры и нервюры, bрасстояние между стрингерами или нервюрами (меньшее значение из этих двух размеров). Прогибы искажают профиль агрегата, увеличивают аэродинамическое сопротивление. Принимая ограничения fобш / b 0.002, найдем:

Воздушная нагрузка qэл элерона принимается для верхней обшивки, для нижней обшивки .

Тогда:

.

Здесь qэл=qвозд — воздушная нагрузка на единицу площади элерона. Она связана с погонной нагрузкой элерона qэл следующим соотношением:

qагр=qвозд=qз/bз;

Принимая qз=6,5*103 Н/м; b3=0,324 м, получаем:

qвозд= 6,5*103 /0.324=20,06· 103(Н/м).

Тогда толщины будут равны:

Из трех вариантов принимается наибольшую толщину обшивки, причем для контуров Й и ЙЙ назначаем одинаковую толщину, так же, как для верхнего и нижнего участков:

добш=1мм.

8.4 Проектирование усиленной нервюры

Усиленная нервюра подвижных частей крыла размещается в районе опорных узлов их навески. К ним крепятся кронштейны элеронов. Помимо сохранения аэродинамического контура и восприятия воздушной нагрузки они предназначены для восприятия больших сосредоточенных нагрузок от реакций опор. Усиленные нервюры, воспринимая опорные реакции R, передают их на контур в виде потока касательных сил q (см. рис. 9.6).

Рис. 8.4. Расчётная схема усиленной нервюры Так как воздушная нагрузка значительно меньше действующей на нервюру сосредоточенной нагрузки R, то при проектировочном расчете ею обычно пренебрегают.

Расчетная схема нервюры — балка, упруго опертая на стенку лонжерона и обшивку.

Из условий равновесия находим Здесь R=9,55*103 Н — реакция в опоре (сосредоточенная сила, действующая на узел навески); е=0.0875 м; b=0.338 м; б=12°; в=9° - геометрические размеры.

Получаем

Расчетное значение изгибающего момента нервюры:

МНР=R· e=9,55*103 · 0.0875=0,8356*103 (Нм).

Расчетное значение перерезывающей силы:

Q2=Re/b=9,55*103 /0.338=2,43*103 (H).

Проектировочные расчеты проводим аналогично проектировочным расчетам.

Определение площадей сечений поясов нервюры.

Осевое усилие определим по формуле Где Н — строительная высота профиля в месте расположения лонжерона;

kкоэффициент использования строительной высоты профиля (в первом приближении k=0.95…0.98);

hц.м. =kH — расстояние между центрами масс полок нервюры.

Принимая М= 0,8356*103 (Нм); k=0.96; Н=0.07 (м), получаем:

N=0,8356/0.96· 0,07=12,43*103 (H).

Площадь поперечного сечения пояса определяется по формуле:

Fn=N/уразр, Где уразр — разрушающее нормальное напряжение пояса.

Для растянутого пояса уразр=k· уb, где уb — предел прочности материала,

k=0.9…0.6 — коэффициент, учитывающий ослабление пояса отверстиями под заклёпки, при сварке, принимаемый по условиям обеспечения заданного ресурса.

Принимаем k=0.75,

тогда:

уразр=0.75· 440=330 (МПа).

Получаем площадь растянутого пояса:

Fп.раст.=12,43*103 /330· 106=0.376(см2).

Ввиду малости значения площади, выбираем из сортамента профиль, имеющий наименьшую площадь, что позволит обеспечить запас прочности:

Уголок равнобокий ПР100. номер профиля 1.

F=0,377 см²;

Н=В=12 мм;

S=S1=1,6 мм.

Величину разрушающих напряжений для сжатого пояса определим по графику на рис. 8.3.

Принимаем в первом приближении b/д=5, тогда уразр=395 МПа.

Площадь сечения сжатого пояса Fп.сж.=12,43*103/395· 106=0.31(см2).

Ввиду малости значения площади, выбираем из сортамента профиль, имеющий наименьшую площадь:

ПР100.

Уточним разрушающее напряжение для профиля ПР100. профиль состоит из двух равных полок. Полка1= полка2= Н (В)/ д=12/1,6=7,5;

По графику определяем разрушающее напряжение для полок, из которых состоит профиль: уразр=350(МПа).

Тогдаплощадь пояса Fп.сж.= 12,43*103/350· 106=0,35(см2).

Так площадь Fп.сж.= 0,35 см² является необходимой для устойчивости уголка, а фактическая площадь F=0,377 см² больше потребной, то оставляем профиль ПР. 100 в сжатой зоне.

Определение толщины стенки нервюры.

Толщину находим по соотношению дстн=QHP/фразр· hст, где величину фразр определяем по графику на рис. Находим Q/hст2=2,43*103/0.072=5,65*105 (Па)= =0,565 МПа По графику принимаем фразр наибольшее: фразр=125МПа, соответствующее ему значение /h=0.2, и вычисляем толщину стенки:

дстн=2,43*103/125· 106·0.07=277*10−6(мм) Ввиду малости значения назначим дстн=0.8 мм.

Площадь поперечного сечения стойки, подкрепляющей стенку, может быть определена по соотношению:

Fстойки=(фb-фкр)· дст·hст/уразр;

уразр=укр=0.9· k·E/(b/д)2.

Здесь фкр= 125 МПа (определена с графика); фb =220МПа; дстн=0.8 мм; b/д=5; k=4; hст=0.07м.

Произведем расчет:

уразр=0.9· 4·0.72·1011/52=10 368МПа;

Fстойки= (220−125) · 106·0.8·10−3· 0.07/10 368· 106=0,5(мм2).

Ввиду малости полученного значения площади подкрепляющей стойки не будем вводить в конструкцию нервюры подкрепляющие стойки вообще, считая, что стенка не подкреплена.

При отклонении подвижных частей поверхностей действующая на них аэродинамическая нагрузка создает относительно оси вращения момент, который называют шарнирным:

Мш=qагр· пп·(Xцд-Xо. в) Где пп=2.9426м — длина подвижной поверхности (элерона);

Xцд= 0,126м — координата центра давления;

Xо.в=0.1м — координата оси вращения;

Мш=6.5*103 *2.9426*(0.126−0.1)=497(Н) Шарнирный момент воспринимается тягой управления (рис. 8.8). усилие в тяге управления определяем по зависимости:

Т=МШ/hТ, Рис. 8.4.2. определение шарнирного момента Где hТ — расстояние от оси вращения элерона до оси тяги.

Назначая конструктивно величину высоты кронштейна, к которому присоединяется тяга системы управления, получаем: hT=0,150 м.

Тогда Т=497/0,150=3,31кН Для уменьшения шарнирных моментов в системе управления элеронами, а значит и для облегчения усилия Т при отклонении поверхности, на современных самолетах получили распространение осевая и роговая компенсация, внутренняя компенсация с мягкой диафрагмой и сервокомпенсация. При осевой компенсации смещают ось вращения элеронов назад к центру давления, обеспечивая впереди оси вращения 25…30% площади подвижной поверхности.

8.5 Проектирование кронштейна навески

Расчетная схема кронштейна — плоская рама со стенкой, задача определения усилий в элементах кронштейна — статистически неопределимая. Рассматривая кронштейн как двухпоясную тонкостенную балку, положим, что пояса кронштейна полностью воспринимают изгибающий момент и работают на растяжение-сжатие, стенка работает на сдвиг от перерезывающей силы. Расчетная схема в этом случае становится статически определимой и представляет раму АВСД (рис. 7.5 а), закрепленную на двух опорах, А и Д. Опорами являются болты крепления подошвы кронштейна к лонжерону или задней стенке. Рассматривая равновесие части рамы А’ВСД' (рис. 7.5), найдем Рис. 8.5.1.

Толщина стенки кронштейна

Определение диаметров болтов крепления подошвы кронштейна к лонжерону или задней стенке агрегата. (рис. 8.5.2)

Рис. 8.5.2.

Болты крепления работают на растяжение и срез. Усилие растяжения определяется по формуле где Bрасстояние между осями болтов; n=2 — число болтов сверху или снизу.

Усилие среза болтов:

где 2n — общее количество болтов По каждому из усилий определяется потребный диаметр болта: ,

Принимаем диаметр болта и выполняем проверочный расчет:

Подошву основания кронштейна подбираем из условия смятия под болтами и местного изгиба под отдельным болтом Из условия смятия толщина подошвы должна быть равной ,

Из условия изгиба:

При:

Размеры проушины кронштейна определяются размерами подшипника (рис8.5.3.)

Рис. 8.5.3

Подшипник подбирается по усилию Р, действующему на проушину кронштейна (реакция опоры). P=9,55кН.

Размеры подшипника выписываются из каталога подшипников: dн— наружный диаметр внешней обоймы, d— внутренний диаметр, an— ширина внешней обоймы подшипника, Ширину проушины определим по зависимости a = an + 2c,

где с— расстояние от края проушины до внешней обоймы подшипника, величина стандартизованная, зависит от наружного диаметра подшипника dн.

Перемычка t определяется не разрывом проушины, а условиями прочности при запрессовке подшипника. Ориентировочно для проушины из алюминиевых сплавов t = 3 мм.

Диаметр болта d определяется по внутреннему диаметру подшипника, Площадь поперечного сечения стойки АД определим по зависимости:

.

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ

Величина нагружения P… 955 даН.

Количество циклов нагружения узла … 50 000

Высота лонжерона в месте крепления

подошвы кронштейна H… 100 мм.

Расстояние от подошвы до оси вращения L… 123 мм.

Смещение оси вращения относительно

оси кронштейна m… 0 мм.

Число болтов вверху или внизу… 2

Материал… Алюминиевый сплав

Модуль упругости материала E…7200 даН/мм~2

Предел прочности материала …44 даН/мм~2

Предел прочности материала болта…120 даН/мм~2

ПАРАМЕТРЫ ПОДШИПНИКА

Внутpенний диаметp DBH… 9 мм.

Наpужный диаметp DH… 20 мм.

Наpужный диаметp внутpенней обоймы D1… 16 мм.

Шиpина внутpенней обоймы AП… 6 мм.

Шиpина наpужной обоймы В… 9 мм.

Радиус скpуглений наpужной обоймы R… 0.5 мм.

Толщина пpоушины кpонштейна A… 6.4 мм.

Наpужный диаметp пpоушины D… 27.0 мм.

ПАРАМЕТРЫ КРОНШТЕЙНА г==========T==========T========T==========T========T========

¦Расстояние¦ Площадь ¦ Шиpина ¦ Площадь ¦ Шиpина ¦Толщина ¦

¦ от ¦ веpхнего ¦веpхнего¦ нижнего ¦ нижнего¦стенки, ¦

¦ узла, мм ¦пояса, мм~2¦пояса, мм¦пояса, мм~2¦пояса, мм¦ мм ¦

¦—————+—————+————+—————+————+————¦

¦ 13.5 ¦ 12.2 ¦ 4.9 ¦ 12.2 ¦ 4.9 ¦ 1.18 ¦

¦ 35.4 ¦ 21.1 ¦ 8.4 ¦ 21.1 ¦ 8.4 ¦ 0.51 ¦

¦ 57.3 ¦ 25.5 ¦ 10.2 ¦ 25.5 ¦ 10.2 ¦ 0.28 ¦

¦ 79.2 ¦ 28.2 ¦ 11.3 ¦ 28.2 ¦ 11.3 ¦ 0.18 ¦

¦ 101.1 ¦ 29.9 ¦ 12.0 ¦ 29.9 ¦ 12.0 ¦ 0.12 ¦

¦ 123.0 ¦ 31.2 ¦ 12.5 ¦ 31.2 ¦ 12.5 ¦ 0.09 ¦

L==========¦==========¦========¦==========¦========¦========;

Толщина веpхнего пояса… 2.5 мм.

Толщина нижнего пояса… 2.5 мм.

Критические напряжения в верхнем поясе… 43.7 даН/мм~2

Критические напряжения в нижнем поясе… 43.7 даН/мм~2

Расчетный диаметр болта подошвы… 5.00мм.

Расчетная толщина подошвы… 0.8 мм.

Диаметр болта… 5.0 мм.

Толщина подошвы… 1.5 мм.

9. Конструирование закрылка Закрылки имеют обычно лонжеронную конструктивно-силовую схему чаще с одним лонжероном. Аэродинамический профиль симметричен, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при их отклонении в разные стороны и обеспечить меньшее сопротивление.

Конструкция — безстрингерная, изгибающий момент воспринимается лонжероном. Обшивка служит для образования поверхности агрегата и восприятия крутящего момента. Нервюры упруго оперты на обшивку и стенку лонжерона, работают на изгиб при передаче на стенку воздушной нагрузки. Стенки лонжерона воспринимают перерезывающую силу, потоки касательных усилий при кручении и совместно с обшивкой образуют контуры, воспринимающие крутящий момент.

Лонжерон выполняется сборным, состоящим из прессованного пояса углового сечения и стенки, подкрепленной стойками. Стойки служат также для крепления стенок нервюр к лонжерону.

Крутящий момент воспринимается замкнутыми контурами, образованными обшивкой и стенкой лонжерона.

Крепление закрылка выполняется с помощью узлов навески, состоящих из: кронштейна, закрепленного на закрылке, и кронштейна, закрепленного на крыле соединенных шарнирным болтом. Кронштейны изготавливаются фрезерованием.

Конструкции узлов навески должны обеспечивать выполнение требований взаимозаменяемости, исключать возможность заклинивания при упругих деформациях под нагрузкой в полете. С этой целью подвеску осуществляют на подвижных и неподвижных вдоль размаха опорах. Один кронштейн неподвижен, он воспринимает осевые усилия вдоль размаха руля. Остальные — разрезаются по вертикали, соединяются болтом, который затягивается после сборки. Такие узлы имеют вид вильчатого соединения. Кронштейн с проушиной закрепляется на стабилизаторе.

В проушине устанавливается сферический подшипник, допускающий перекосы плоскости кронштейна на 1.20, что исключает заклинивание при упругих деформациях. Взаимозаменяемость достигается при помощи серьги, поворот которой относительно вертикального вспомогательного болта обеспечивает требуемую установку узла. Сферический подшипник устанавливается в проушине серьги.

Опишем систему управления закрылками.

Система управления закрылками осуществляет синхронное электродистанционное управление двумя парами симметричных секций закрылков, связанных с силовым приводом КПМ-02 карданными валами. По концам трансмиссии установлены противоубороные тормоза (ПУТ) и датчики ассиметрии положения закрылков (блоки БР-48).Силовой привод КПМ-02-комбинироанный, включает гидромотор и электродвигатель постоянного тока.

Предусматривается два режима работы системы в полете-основной (от гидромотора) и резервный (от электродвигателя).В основном (следящем) режиме работы гидромотор привода КПМ-02 управляется от блока управления и контроля (БУКЗ-4000), связанного с датчиками положения рукоятки управления «ЗАКРЫЛКИ» на центральном пульте. Положение закрылков контролируется по индикатору положения механизации ИМП-140 на средней панели приборной доски.

В основном режиме управления осуществляется контроль состояния системы и симметричности положения левого правого закрылков.

При рассогласовании только величин сигналов датчиков ассиметрии поверхностей до определенного максимального допустимого значения загорается табло «АСИММ ПОДКАНАЛА» на пульте предполетной подготовки. Появление этого сигнала предупреждает о неисправности в цели одного из датчиков и не приводит к отказу основного управления .

При рассогласовании только величин сигналов датчиков обратной связи до такого же значения загорается табло «ЗАКРЫЛКИ-ОСИ УПР. ОТКАЗ» на нижней панели верхнего пульта и табло «АСИММ ПОДКАНЛА», что означает отказ в основном режиме управления .При этом необходимо перейти на резервный режим работы.

10. Компоновка схемы силовой установки самолета В компоновочную схему силовой установки входят следующие системы или подсистемы:

— топливная система, включающая ряд подсистем: питающую магистраль, обеспечивающую подачу топлива к двигателям; систему дренажа и наддува топливных баков и отсеков; систему аварийного слива топлива в полете; систему заправки топливом на земле и дозаправки в полете; автоматизированную систему порядка выработки топлива в полете, поддерживающую заданную центровку;

— масляная система, обеспечивающая нормальную работу двигателей и воздушных винтов;

— защитные системы силовой установки: противооблединительная и противопожарная системы;

— система всасывания воздуха (воздухозаборник с подводящим каналом) и выхлопа газов, которая может быть совмещена с реверсом тяги, устройством для шумопоглощения;

— система крепления двигателя на самолете;

— система запуска и управления двигателем.

11. Топливная система Топливная система предназначена для размещения на самолете топлива и подачи его к двигателям и ВСУ во всех допустимых условиях эксплуатации самолета. Топливная система включает в себя:

— топливные емкости;

— систему дренажа топливных баков;

— систему подачи топлива к двигателям;

— систему заправки топливом;

— систему аварийного слива топлива.

Топливо размещается в баках-кессонах крыла, составляющих основу конструкции крыла, и размещается между нервюрами. Каждый двигатель питается из своего бака. Магистрали питания двигателей соединены между собой магистралью кольцевания, в которой установлен кран кольцевания. Это позволяет производить подачу топлива к одному двигателю из бака другого полукрыла или же подачу топлива к обоим двигателям из одного бака. Бак состоит из предрасходного и расходного отсеков. Расходный отсек состоит из консольного отсека и насосного отсека. Порядок выработки топлива: предрасходный отсек, расходный отсек, в котором топливо из насосного отсека вырабатывается в последнюю очередь. В полете топливо перекачивается из предрасходных отсеков в консольные части расходных отсеков, а из них — в насосные. Питание двигателя топливом осуществляется из насосного отсека своего бака двумя центробежными насосами. Выработка топлива из предрасходного и расходного (без насосного) отсеков бака осуществляется перекачкой струйными насосами, установленными в этих отсеках. Питание топливом ВСУ, расположенной в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивается из левого бака центробежным насосом. На двигателе смонтированы фильтр грубой и фильтр тонкой очиcтки топлива, НПД (насос подкачивающий двигатель), перекрывной кран, жиклер, кран слива топлива.

12. Дренажная система Дренажная система предназначена для предохранения топливных баков от разрушения при заправке и выработке топлива. Система выполнена раздельной для левой и правой группы баков. Система состоит из трубопроводов, заборника дренажа, обратного клапана, двойных клапанов, вакуумного клапана.

Трубопроводы проложены над топливными баками и сообщены с заборником дренажа. Все баки дренируются через общий трубопровод. На каждом ответвлении в бак стоит двойной клапан.

Двойной клапан (клапан двойного действия) свободно пропускает воздух из атмосферы в бак, но препятствует выплескиванию топлива из бака. При давлении в баке значительно выше атмосферного (это может произойти при закрытой заправке топливом с перекрытой линией основного дренажа), двойной клапан открывается и выпускает воздух из бака. Этим предотвращается раздутие баков и деформация крыла.

13. Система заправки топливом Система заправки под давлением предназначена для заправки самолета топливом из одной точки. Состоит из заправочной горловины, расположенной в нижней части гондолы левого двигателя с наружной стороны, обратного клапана, перекрывного крана, трубопроводов, шести поплавковых клапанов, крана перекрестного питания.

Перекрывной кран предназначен для отсекания подачи топлива, тем самым, прекращая заправку.

Поплавковые клапаны установлены в каждом баке. Поплавковые клапаны перекрывают подачу топлива в бак при достижении определенного уровня топлива в баке. Баки обоих консолей заправляются одновременно, для чего необходимо открывать кран перекрестного питания перед началом заправки под давлением.

Заправка топливом сверху осуществляется для баков каждой консоли крыла отдельно через заливную горловину. Перед заправкой сверху необходимо закрыть кран перекрестного питания и открыть перекрывной кран.

14. Аварийный слив топлива Аварийный слив топлива используется в случаях, когда посадочный вес самолета больше допустимого, в аварийных случаях для изменения центровки, перед вынужденной посадкой для увеличения безопасности пассажиров, грузов и экипажа, при посадке на аэродром с недостаточной длиной ВПП.

На данном самолете используется слив топлива с помощью насоса.

Система аварийного слива топлива состоит из трубопровода, выведенного на заднюю кромку концевой части крыла, центробежного насоса, установленного в насосном отсек, обратного клапана, конфузорного насадка, который предназначен для ускорения слива топлива и уменьшения воронкообразования над сливным штуцером.

15. Противообледенительная система Противообледенительная система (ПОС.) обеспечивает защиту от образования льда, температуры наружного воздуха -30гр. С и его удаление в нормируемых условиях обледенения с отдельных участков поверхности самолета, обледенение которых отрицательно сказывается на безопасности полетов и летных характеристик самолета.

ПОС. включает:

— ПОС. крыла

— ПОС. оперения

— ПОС. воздухозаборников и входного направляющего аппарата двигателей

— ПОС. воздушных винтов и обтекателей втулок воздушных винтов

— ПОС. лобовых стекол

— ПОС. приемников воздушного давления

— сигнализатор обледенения Для защиты от обледенения используются три типа ПОС. :

— воздушно-тепловая

— электротепловая

— масляно-тепловая.

Воздушно-тепловая ПОС.

Воздушно-тепловая ПОС (ВТ) предназначена для предотвращения образования и удаления льда посредством обогрева защищенных поверхностей горячим воздухом.

ВТ ПОС. обеспечивает защиту от обледенения :

— носков крыла

— воздухозаборников.

Электротепловая ПОС. (ЭТ) предназначена для предотвращения или удаления льда посредством электрообогрева защищаемых поверхностей.

ЭТ ПОС. обеспечивает защиту от обледенения :

— носков горизонтального и вертикального оперений

— лопастей и обтекателей втулок воздушных винтов

— стекол кабины экипажа

— приемников воздушного давления.

Масляно-тепловая ПОС. обеспечивает предотвращение образования льда на воздухозаборнике двигателя, который является теплообменником системы двигателя.

1-распределительная труба обогрева носка консольной части крыла

2-распределительная труба обогрева носка центральной части крыла

3-трубопровод ПОС. по переднему лонжерону крыла

4-нагревательные элементы лопастей винтов

5-носок воздухозаборника

6-трубопроводы ПОС. в гондоле двигателя

7-распределительная труба обогрева корневой части крыла

8-трубопровод ПОС. в зализе центроплана

9-сигнализатор обледенения ЕУУ164

10-нагревательные элементы лобовых стекол

11-приемник полного давления

12−12-й блок УУТС-140

13-датчик температуры П-104М 14-блоки УУКП 140, УУКВ-140

15−15-й блок УУКО-140

16-электронагреватели носка стабилизатора

17-электронагреватели киля

18-трубопровод ПОС. в носке корневой части крыла

19-электронагреватели обтекателя втулки воздушного винта

20-ПОС воздухазаборника двигателя.

16. Противопожарная система Противопожарное оборудование самолета включает переносные огнетушители (для тушения пожара в салоне самолета) и стационарную противопожарную систему, состоящую из противопожарной системы самолетных отсеков и противопожарной системы двигателей.

Противопожарная система самолетных отсеков предназначена для обнаружения и ликвидации пожара в двигателях, гондолах двигателей и крыле.

Противопожарная система выполнена раздельной для левой и правой консоли крыла. Состоит из шести огнетушителей, двух блоков электромагнитных кранов, обратных клапанов, сигнализаторов о пожаре, распылительных устройств, трубопроводов.

Огнетушители расположены над пассажирской кабиной. в районе. Каждый огнетушитель оборудован манометром и обратным клапаном, препятствующим попаданию огнегасящей жидкости в израсходованный огнетушитель. Все огнетушители соединены между собой трубопроводом, который соединен с блоками электромагнитных кранов. Каждый блок имеет два электромагнитных крана: один — открывает доступ огнегасящей жидкости к двигателю, а второй — к отсекам топливных баков. В двигателе огнегасящая жидкость подается к воздушномасляному радиатору, камере сгорания, к редуктору двигателя. В отсеках топливных баков (вдоль лонжеронов) и в гондоле двигателя расположены сигнализаторы пожара.

17. Внешняя маслосистема силовой установки Маслосистема двигателя предназначена для обеспечения смазки трущихся поверхностей, отвода тепла, вызванного трением, выноса твердых включений, образующихся при трении, для обеспечения работы механизма перестановки лопастей, регулятора оборотов. Маслосистема состоит из маслобака, дренажного бака, трубопроводов, подкачивающего насоса, нагнетающего насоса, маслофильтра, насоса откачки, воздухоотделителя, воздушно — масляного радиатора, перепускных (редукционных) и обратных клапанов. Каждый двигатель имеет свою маслосистему, не связанную с маслосистемой другого двигателя.

По принципу действия система выполнена по короткозамкнутой схеме, т.к. прокачиваемое через двигатель масло циркулирует по замкнутому контуру внутренней системы, минуя маслобак. Масло из маслобака по трубопроводу поступает к подкачивающему насосу, который создает давление на входе к нагнетающему насосу. Если давление на входе в нагнетающий насос будет меньше необходимого, то подкачивающий насос пополнит замкнутое кольцо внутренней маслосистемы до восстановления давления. Если давление будет больше необходимого, то откроется редукционный клапан и излишек масла поступит на вход к подпитывающему насосу.

Нагнетающий насос подает масло через маслофильтр на смазку двигателя и питание агрегатов двигателя. Затем масло откачивается из различных точек двигателя с помощью откачивающих насосов и подается в воздухоотделитель. Освобожденное от воздуха масло поступает в воздушномасляный радиатор, откуда поступает в нагнетающую секцию на вход к нагнетающему насосу. Воздушно — масляная эмульсия, выделившаяся из воздухоотделителя, поступает в дренажный бак, где происходит разделение воздуха и масла. Масло через трубопровод поступает в маслобак, а воздух через дренажный трубопровод — в атмосферу.

18. Вывод В данном курсовом проекте была спроектирована внешняя секция закрылка и компоновочная схема силовой установки транспортного самолета.

В процессе выполнения работы мы приобрели теоретически и практические навыки, в первую очередь, в области проектирования узлов и агрегатов самолета, а также по технологии прочности, авиационному материаловедению, аэродинамике, механике материалов и конструкций, деталям машин. Развили навыки самостоятельной работы и овладели методикой проектирования в условиях современного развития авиационной науки и техники с широким использованием компьютерного моделирования.

19. Список использованной литературы:

1. Л. А. Малашенко. Проектирование подвижных частей крыла и оперения. Учебное пособие для курсового и дипломного проектирования по курсу «Конструкция самолетов и вертолетов». — Харьков, НАУ «ХАИ», 2003. — 51 с.

2. В. И. Анурьев. Справочник конструктора-машиностроителя. 2 том-Москва «Машиностроения» 1979.

3. Проектирование деталей, узлов и агрегатов самолета: Учеб. пособие по лабораторному практикуму/ Л. А. Малашенко, В. И. Рябков, А. А. Кобылянский и др. — Харьков, ХАИ, 1987. — 102 с;

4. Л. А. Евсеев. Расчет на прочность крыла большого удлинения: Учеб. пособие. — Харьков, ХАИ, 1985. — 106 с;