1   2   3   4   5
Ім'я файлу: ДП Пушкар В. ВЛ-73 (1).pdf
Розширення: pdf
Розмір: 2403кб.
Дата: 25.05.2023
скачати
Пов'язані файли:
Реферат дефектология.docx
дневник педпрактика 4 курс.doc
есе_1615820555.docx
Реферат.docx
реферат.docx
КУРСОВА РОБОТА!!!!.pdf
культурно-марковані одиниці мови.doc
#1 Спец.маш..docx
презен.docx
Лабораторна 1.docx
Фільм-аналіз.docx
125648.docx
168_Наука_Освита_2016.doc
конспект1 мні.doc
99SVPVNC.pdf
Висновки до розділу.
В п’ятому розділі розраховано діючі навантаження на крило та горизон- тальне оперення, а саме: розподілені аеродинамічні навантаження, розподілені масові навантаження, зосереджені навантаження, поперечні сили, моменти зги- ну та кручення.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
67
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
6. ПРОЕКТНИЙ РОЗРАХУНОК КЕСОНУ.
Кесон являє собою силову складову крила у формі балки, що обмежена передньою та задньою стінками, а зверху і знизу знаходиться обшивка. В попе- речному перерізі стінки та обшивка утворюють замкнений силовий контур, що сприймає навантаження на кручення та згин та поперечні сили.
Характерною особливістю кесонних крил є товста обшивка (монолітні панелі), розвинені стрингери та слабкі лонжерони. Стикування кесонних консо- лей із фюзеляжем здійснюється за допомогою центроплану. Типовий переріз кесону зображено на рис. 6.1.
Рис. 6.1. Кесон крила.
1 – панель, 2 – лонжерон, 3 – стрингер.
Однієї з головних необхідністей для кесону є забезпечення його гермети- чністі, адже там знаходяться відсіки паливних баків. Застосування монолітних панелей дозволяє позбавитися від великої кількості швів герметизації та змен- шити кількість концентраторів напружень за рахунок відсутності отворів під заклепки. Застосування цільнофрезерованих монолітних панелей дає значну економію в масі за рахунок використання більш ефективних матеріалів, які мають високі механічні характеристики. Це все дозволяє знизити трудоємність виробництва на зменшенні складальних операцій.
Для проектних розрахунків значення Q, M, Mкр, були розраховані в минулому розділі дипломного проекту. Розрахунок ведеться для 20 перерізів

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
68
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
крила. Основною вимогою під час вибору матеріалу панелей є відношення ресурсу до маси. Для нижніх панелей раціонально використовувати матеріал
Д16Т, який добре працює на розтяг. Для верхніх поверхонь доцільніше ви- користовувати В95.
Під час розрахунку приймається те, що кесон повинен сприймати зов- нішні навантаження, адже Мзг сприймається верхніми та нижніми панелями,
Q – стінками лонжеронів і Мкр – замкнутим контуром.
Розраховуємо середню висоту міжлонжеронної частини крила
( )
де Н
1
. Н
2
та Н
3
висоти лонжеронів в перерізі
Знаходимо редукційну площу панелі
,
0,9
в
изг
cp
кр п
М
F
H



( ) де
кр п

– критичне напруження для поясу лонжерона.
Приймаємо
1,1
кр п
p



Знаходимо сумарну площу верхніх поясів лонжеронів
Відповідно до висот лонжеронів розподіляється площа поясів:
( )
( )
( )
Потрібно задати товщину h поясів для того, щоб визначити ширину b.
Співвідношення b/h обирають так, щоб критичне напруження втрати стій- кості пояса лонжерона було рівним розрахунковому напруженню матеріалу пояса σ
кр
= σ
в

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
69
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Критичне напруження знаходять:
2 0, 9
,
2
кр
kE
b
h








( )
Визначення приведеної товщини стиснутої обшивки
( ) де
– редукційний коефіцієнт;
– критичне напруження втрати стійкості стрингера верхньої панелі;
відстань між стінками лонжеронів в перерізі.
Товщина обшивки
( )
Крок стрингерів завжди постійний по розмаху крила, змінюється тіль- ки їх кількість. Приймаємо крок стрингерів для кесонних крил
= 150 мм.
Знаходимо кількість стрингерів на верхній панелі:
( )
Знаходимо площу стрингеру:
( )
Редукційна площа панелі
,
0,9
в
изг
cp
в
М
F
H



( ) де σ
в
– допустиме напруження для пояса лонжерона.
Сумарна площа верхніх поясів лонжеронів
( )
Площа поясів лонжеронів розподіляється пропорційно до висоти

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
70
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ

( )
( )
Приведена товщина розтягнутої обшивки визначається
( )
де
– редукційний коефіцієнт.
Товщину обшивки визначають:
( )
Крок стрингерів розтягнутої панелі:
( )
Кількість стрингерів на верхній панелі:
( )
Площа стрингеру:
( )
Для забезпечення роботи верхньої та нижньої панелі обшивки на зсув та на згин, необхідно товщину, отриману під час розрахунку від згинаючого моменту збільшити на 25%.
Проектні значення товщин обшивок визначаються
( )
( )
Визначення товщини стінок лонжеронів. При розрахунку приймається припущення, що в передньому лонжероні дотичні потоки від Q та M
кр підсу- мовуються, а в задньому – віднімаються
Приведена величина поперечної сили з урахуванням конусності крила
изг
пр
ср
М
Q
Q
Н

 
( ) де Q – поперечна сила в перерізі крила;

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
71
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
,
корн
корн
конц
конц
с
b
с
b
L





– кут конусності крила. де
корн
с
конц
с
– відносні товщини кореневого та кінцевого перерізу кри- ла;
корн
b
конц
b
– коренева та кінцева хорди крила
Поперечна сила в лонжеронах розподіляється пропорційно квадрату висоти:
( )
Дотичні потоки в стінках лонжерона
(
)
( )
Товщина стінок лонжеронів:
( ) де
( )
Крок стійок лонжеронів

(
)
( )
Крок нервюр визначається
( )
Таблиця 6.1.
Параметри поясів та стінок лонжеронів
№ 20 5.7 0
0 0
0 0
0 0
0 0
19 6.3 6.11 7.30 6.65 7.99 9.56 8.71 0.21 0.21 0.22 18 6.8 23.13 27.48 25.19 30.29 35.99 32.98 0.40 0.40 0.42 17 7.5 49.95 59.86 54.39 65.41 78.39 71.23 0.57 0.57 0.61

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
72
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 6.1.
16 8.1 81.29 102.6 88.51 106.4 134.48 115.91 0.70 0.68 0.74 15 8.8 122.4 154.6 133.3 160.3 202.54 174.57 0.85 0.82 0.90 14 9.4 171.1 216.1 186.2 223.9 282.95 243.88 1.00 0.96 1.05 13 10.1 234.4 296.2 255.3 307.1 387.94 334.37 1.19 1.14 1.26 12 10.7 299.5 378.4 326.2 392.2 495.60 427.17 1.34 1.29 1.42 11 11.3 382.5 483.2 416.5 500.9 632.82 545.44 1.55 1.48 1.64 10 11.8 469.3 593 511.1 614.6 776.55 669.32 1.72 1.65 1.82 9
12.5 545.3 688.9 593.7 714.1 902.14 777.57 1.51 1.45 1.60 8
13.1 621.1 784.5 676.2 813.2 1027.3 885.51 1.68 1.61 1.79 7
13.7 711.3 898.6 774.5 931.4 1176.7 1014.2 1.89 1.81 2.00 6
14.3 771.8 975.1 840.4 1010.7 1276.9 1100.6 2.01 1.93 2.13 5
15 744.92 941.08 811.13 975.48 1232.36 1062.20 1.60 1.53 1.70 4
15.5 780.37 985.87 849.73 1021.9 1291.01 1112.75 1.67 1.60 1.78 3
16.2 830.25 1048.8 904.05 1087.2 1373.54 1183.87 1.76 1.68 1.87 2
16.8 880.72 1112.6 959.01 1153.3 1457.04 1255.85 1.83 1.75 1.94 1
17.4 935.75 1182.1 1018.9 1225.3 1548.08 1334.32 1.90 1.81 2.02 0
18.8 1200.9 1517.1 1307.6 1572.6 1986.70 1712.37 2.35 2.25 2.50
Таблиця 6.2.
Параметри панелей, що працюють на розтяг-стиск
№ мм
. мм мм
. мм
. мм
2
. мм
2 20 0
0 10 0
0 10 0
0 19 0.13 0.1 10 0.12 0.07 10 14.07 18.4 18 0.46 0.3 11 0.44 0.26 11 49.19 64.4 17 0.93 0.6 12 0.89 0.53 12 98.88 129.4 16 1.23 0.7 16 1.17 0.70 16 127.89 167.4

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
73
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
Продовження таблиці 6.2.
15 2.18 1.3 13 2.08 1.25 13 230.53 301.7 14 2.87 1.7 14 2.73 1.64 14 301.80 394.9 13 3.71 2.2 15 3.53 2.12 15 388.49 508.5 12 4.49 2.7 16 4.28 2.57 16 468.62 613.3 11 5.45 3.3 17 5.19 3.11 17 566.75 741.7 10 6.38 3.8 17 6.08 3.65 17 661.72 866.1 9
6.87 4.1 19 6.54 3.93 19 709.69 928.8 8
7.37 4.4 20 7.02 4.21 20 758.45 992.6 7
7.89 4.7 22 7.52 4.51 22 810.31 1060.5 6
8.22 4.9 23 7.69 4.61 23 826.06 1081.1 5
8.55 5.1 24 7.13 4.28 24 764.92 1001.3 4
8.88 5.3 24 7.36 4.42 24 789.36 1033.25 3
9.21 5.5 26 7.40 4.44 26 791.54 1036.14 2
9.53 5.7 27 7.49 4.49 27 799.34 1046.3 1
9.86 5.9 28 7.75 4.65 28 827.13 1082.7 0
10.19 6.1 29 9.71 5.82 29 1034.69 1354.2
Висновки до розділу.
В шостому розділі проаналізовано особливості кесону та виконано проек- тний розрахунок елементів кесону крила, таких як: пояси, стінки лонжеронів, панелі, стрингери.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
74
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
ВИСНОВКИ
В першому розділі було зібрано та проаналізовано характеристики ана- логів літака,що проектується, прийнятоо основні вимоги до літака, також сфор- мовані критерії для ефективного проектування літака
В другому розділі вибрано конструктивно-силову схему планеру та агре- гатів літака. Визначено геометричні параметри крила, фюзеляжу, оперення. Ви- значено вагові характеристики конструкції та агрегатів, а також вибрано опти- мальний аеродинамічний профіль.
В третьому розділі було визначено експлуатаційні маневрені характери- тики та перевантаження, знайдено розрахункові повітряні швидкості, проведено розрахунок центровок та злітно-посадкових характеристик.
В четвертому розділі було визначено аеродинамічні характеристики при крейсерському режимі польоту та при малих числах Маху та при злітно- посадковій конфігурації.
В п’ятому розділі було розраховано діючі навантаження на крило та гори- зонтальне оперення, а саме: розподілені аеродинамічні навантаження, розподі- лені масові навантаження, зосереджені навантаження, поперечні сили, моменти згину та кручення, а також побудовані епюри.
В шостому розділі було проаналізовано особливості кесону та виконано проектний розрахунок елементів кесону крила, таких як: пояси, стінки лонже- ронів, панелі, стрингери.

Зм.
Арк.
№ докум.
Підпис
Дата
Арк.
75
ВЛ7310.10.00.00.00 ПЗ
СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ
1. Глаголев А. Н. Конструкция самолетов.-М.: Машиностроение,1975.- 480 с.
2. Егер С. М. Проектирование самолетов: Учебник / С. М. Егер и др., 1983.-616 с.
3. Авіаційні правили. Частина – 25.
4. Методичні вказівки до виконання курсового проекту з дисципліни "Кон- струкція літальних апаратів" для студентів за фахом 6.100101 кваліфікації
«Бакалавр» кафедри приладів та систем керування літальними апаратами /
В. В. Сухов. – К.: НТУУ «КПІ», 2010. – 66 с.
5. Проектування та конструювання ЛА. Проектування та конструювання ЛА-2.
Конструювання ЛА: [текст]: метод. вказівки до виконан. курс. проекту для студ. за напрямом підготов. 6.051101 «Авіа- та ракетобудування» / Уклад. –
В. В. Сухов, О. М. Масько. – К. : НТУУ «КПІ», 2011. – 76 с.
6. Гиммелъфарб А. Л. Основы конструирования в самолетостроении :учеб. по- соб. / ред. А. В. Кожина. - 2-е изд., перераб. и доп. - М. :Машиностроение,
1980. - 367 с.
7. Зайцев В. //. Конструкция и прочность самолетов / В. Н. Зайцев,В. Л. Руда- ков. - 2-е изд. - К. : Вища шк., 1978. - 488 с.
8. Воскобойник М. С. Конструкция, прочность самолетов и вертолетов /М. С.
Воскобойник и др. - М.: Транспорт, 1972. - 440 с.
9. Гребеньков О. А. Конструкция самолетов : учеб. пособ. - М.
:Машиностроение, 1984. - 240 с.
10. Житомирский Г. И. Конструкция самолетов : учебник / М. :
Машиностроение, 1991. - 400 с.

1   2   3   4   5

скачати

© Усі права захищені
написати до нас