МДК.01.01 Конструкция и конструкторская документация летательных. Мдк. 01. 01 Конструкция и конструкторская документация летательных аппаратов (узлов, агрегатов, оборудования, систем) образовательной программы (ОП) по специальности спо 160108 Производство летательных аппаратов базовой подготовки Иркутск 2013
 Скачать 1.91 Mb.
|
|
Областное государственное бюджетное образовательное учреждение среднего профессионального образования Иркутский авиационный техникум УТВЕРЖДАЮ Директор ОГБОУ СПО «ИАТ» ___________________ В.Г. Семенов Комплект методических указаний по выполнению практических работ по междисциплинарному курсу МДК.01.01 Конструкция и конструкторская документация летательных аппаратов (узлов, агрегатов, оборудования, систем) образовательной программы (ОП) по специальности СПО 160108 Производство летательных аппаратов базовой подготовки Иркутск 2013 Перечень практических работ № работы Название работы в соответствии с рабочей программой) Объём часов на выполнение работы Страница 1 Анализ конструкции, стыковочных соединений и механизации крыла, выполнение эскиза крыла одного из типов летательного аппарата 2 3 2 Расчёт на прочность и построение эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов крыла одного из типов летательного аппарата 6 3 Анализ конструкции и выполнение эскиза горизонтального или вертикального оперения (по выбору студента) одного из типов летательного аппарата 14 4 Расчёт и построение эпюр сил и моментов, действующих на оперение одного из типов летательного аппарата 3 17 5 Анализ конструкции и выполнение эскиза фюзеляжа одного из типов летательного аппарата 25 6 Приближённый расчёт на прочность фюзеляжа одного из типов летательного аппарата. Построение эпюр сил и моментов. 3 28 7 Анализ конструкции и выполнение эскиза шасси одного из типов летательного аппарата 31 8 Расчёт сечения балочного шасси с подкосом на прочность 3 35 9 Анализ конструкции и выполнение эскиза системы управления одного из типов летательного аппарата 37 10 Расчёт тяг управления летательным аппаратом на прочность 41 11 Составление спецификаций и технических требований к сборочным чертежам летательного аппарата 2 42 12 Оформление изменений в конструкторской документации в связи с корректировкой технологических процессов и режимов производства 2 54 Практическое занятие № 1 АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИИ, СТЫКОВОЧНЫХ СОЕДИНЕНИЙ И МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА, ВЫПОЛНЕНИЕ ЭСКИЗА КРЫЛА ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Цель работы Закрепление знаний конструктивно – силовой схеме крыла летательного аппарата. Закрепление знаний конструкции механизации крыла летательного аппарата. Выполнение эскиза крыла конкретного летательного аппарата Исходные данные (задание 1. Выбор самолёта (летательного аппарата) осуществляется в зависимости от календарного года (четный или нечётный) и от буквы, на которую начинается фамилия студента А, Б, В, Ж ГДЕ З, ИК Л, МН ОП, Р чётный год Су Ту МиГ-27 Су Ан нечётный год МиГ-23 Бе-200 Ан -12 Як Су СТ, УФ, Х, Ч Ц, Ш, Щ Э, Ю, Я чётный год Як Бе-200 Ил Ан нечётный год Ил Ту Ан Су Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с анализом конструкции крыла самолёта и эскиз одной плоскости крыла с местными разрезами на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать конструктивно – силовую схему крыла основные силовые элементы крыла основные средства механизации крыла и их Уметь правильно изображать основные силовые элементы крыла и средств механизации крыла пользоваться справочной и научной информацией анализировать и выполнять эскиз конструкции объекта производства Порядок выполнения 1. Выполнить техническое описание конструкции и конструктивно – силовой схемы крыла летательного аппарата Крыло самолета стреловидное, кессонное, трапециевидной формы с переломом контура по задней кромке. Каждое полукрыло имеет два разъема на расстоянии 2, 4 им от оси самолета, которые делят крыло на центроплан, две средние части (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). Основой конструкции крыла являются трехлонжеронные, а консоли двухлонжеронные кессоны, образованные лонжеронами, средними частями нервюр, верхними и нижними панелями. Кессоны центроплана, СЧК и ОЧК делятся нервюрами на 12 топливных и 2 дренажных бака. Полости баков- отсеков полностью герметичны. Стык кессонов СЧК с кессонами центроплана и ОЧК производится соединителями — гребенками. Обтекаемую форму крыла формируют элементы вспомогательной конструкции носовая и хвостовая части крыла, концевые обтекатели и обтекатели рельсов закрылков. В полостях носовой и хвостовой частей крыла установлены тяги, механизмы, агрегаты систем управления самолетом, трубопроводы и электрожгуты и др. Для обслуживания топливной системы, систем управления самолетом и двигателями, противообледенительной системы в крыле имеется большое количество люков (люков-лазов). Для предохранения обслуживающего персонала отпадения при работах на крыле установлены страховочные узлы. На нижней поверхности крыла в районе нервюр № 10—11 и 17—18 (СЧК) расположены узлы крепления пилонов двигателей, а в районе нервюр № 28 и 30 — спецузлы внутренних и внешних подвесок. 2. Выполнить описание материала, из которого выполнены основные элементы крыла 3. Выполнить чертёж крыла в плане и показать на нём основные геометрические параметры Пример:Форма крыла в плане с центропланом 4. Выполнить чертёж летательного аппарата спереди и показать на нём нагрузки, действующие накрыло Пример:Нагрузки, действующие накрыло достаточно показать для одной плоскости 5. Составить таблицу основных геометрических параметров крыла параметр кр χ° λ η к конц Lдв Lконс числовое значение Примечание Lдв – расстояние между двигателями, если двигатели установлены на летательном аппарате Lконс – длина консоли крыла. Если крыло имеет центроплан, указываются в таблице длина центроплана, длина отъёмной части крыла. 6. Выполнить техническое описание конструкции механизации крыла летательного аппарата. Пример:Для изменения аэродинамических характеристик крыла в полете на каждом полукрыле установлены подвижные поверхности управления пятисекционный предкрылок два трехщелевых закрылка (по одному на СЧК и ОЧК); четыре секции тормозных щитков четыре секции спойлеров; двухсекционный элерон. Элероны снабжены триммерами и сервокомпенсаторами. 7. Выполнить эскиз крыла со всей механизацией и на местных разрезах показать основные силовые элементы крыла и механизации крыла На эскизе необходимо нанести проекцию крылана местных разрезах показать основные силовые элементы крыла. Эскиз должен давать представление о конструктивно – силовой схеме крыла Пример Рисунок. Пример эскиза плоскости крыла самолёта 8. На эскизе указать все основные силовые элементы крыла и механизации крыла Выполнить техническое описание стыковочного соединения крыла с фюзеляжем. Крыло крепится к силовым шпангоутами фюзеляжа при помощи соединительных узлов, установленных на лонжеронах центроплана. Выполнить описание нагрузок, действующих на стыковочные соединения крыла с фюзеляжем Выполнить эскиз корневой части крыла со стыковочными соединениями крыла с фюзеляжем Пример Рисунок. Эскиз стыковочного соединения крыла с фюзеляжем На эскизе указать все элементы стыковочного соединения крыла с фюзеляжем и нагрузки, действующие на стыковочное соединение. 13. Вывод. В выводе обосновать технически грамотно конструкцию крыла Практическое занятие № 5 РАСЧЁТ НА ПРОЧНОСТЬ И ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР ПОПЕРЕЧНОЙ СИЛЫ, ИЗГИБАЮЩЕГО И КРУТЯЩЕГО МОМЕНТОВ КРЫЛА ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Цель работы Получить навыки расчёта на прочность крыла летательного аппарата. Получить навыки построения эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов крыла. Исходные данные (задание 1. Расчёт крылана прочность летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с расчётом конструкции крыла самолёта и эскиз эпюр сил и моментов, действующих накрыло на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать основные геометрические параметры крыла нагрузки, действующие накрыло алгоритм расчёта поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов Уметь производить расчёты геометрических параметров крыла производить расчёты поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов пользоваться справочной литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями строить эпюры поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов Порядок выполнения Составить таблицу основных геометрических данных крыла. Примечание если Вы не нашли техническое описание геометрических параметров крыла летательного аппарата, то их можно рассчитать при помощи формул. геометрические параметры площадь крыла S (м) размах крыла L (м) сужение крыла η удлинение крыла λ угол стреловидности χ величина параметра Составить таблицу основных геометрических ил тных характеристик летательного аппарата геометрические параметры Gла f величина параметра Выполнить расчёт веса крыла. кр = Gла Ккр (кг, где Ккр = 0.1 – 0.13 Выполнить чертёж формы крыла в плане. Пример:Форма крыла в плане с центропланом Примечание Масштаб построения формы крыла в плане выбирается студентом самостоятельно. На чертеже формы крыла в плане выбрать произвольно шесть сечений Примечание 5.1.Чертёж крыла в плане уменьшить до чертежа плоскости (левой или правой - обучающийся определяет самостоятельно. 5.2. Сечения лучше выбрать на равных расстояниях друг от друга, но при этом все агрегаты, расположенные на плоскости крыла должны попасть в сечения. Определить аэродинамическую погонную нагрузку для каждого сечения qу=Gла э f bсеч кр (кг/м) Результаты расчётов оформить в виде таблицы № сечения 0 1 2 3 4 5 6 q у 7.Определить массовую погонную нагрузку для каждого сечения qкр=Gкр э f bсеч кр (кг/м) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения 0 1 2 3 4 5 6 кр Определить суммарную погонную нагрузку для каждого сечения. qизб=qу – кр = (Gла – кр) э f bсеч кр (кг/м) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения 0 1 2 3 4 5 6 изб 9.Посроить эпюру суммарной погонной нагрузки для крыла в каждом сечении Примечание 9.1. Для прямых крыльев, крыльев с малой стреловидностью χ = 25° и треугольных крыльев эпюра изб строится по геометрическому размаху крыла. 9.2. Для крыльев стреловидностью χ > 25° и треугольных крыльев с переломом продольного набора у борта фюзеляжа эпюра изб строится для истинной длины плоскости (левой или правой) крыла которое определяется как 0.5cosχ. При этом изб в сечениях подсчитывают по формуле избу – кр = 0.5 (Gла – кр) э f bсеч кр (кг/м) Определить сосредоточенные силы от агрегатов и грузов, расположенных на крыле Примечание Данный пункт выполняется при наличии на крыле агрегатов (авиационные двигатели, балочные держатели авиационного вооружения, противофлаттерные грузы, радиолокационное и авиационное оборудования. Величина сосредоточенных сил определяется по формуле Рагр = Gагр эВ выбранном масштабе построить эпюры от сосредоточенных сил. Определить значение поперечной силы Q для выбранных сечений. Поперечная сила в сечении крыла численно равна площади эпюры погонных нагрузок от конца крыла доданного сечения. Участки эпюры изб между сечениями заменить трапециями. Для каждого участка найти приращение поперечной силы ∆Q. Q = 0 Q = Q0 + ∆Q1, где ∆Q1 = (q0 + q1) ∆Z/ 2, где ∆Z – расстояние между сечениями. Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения изб q0 q1 q2 q3 q4 q5 q6 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 ∆Z4 ∆Z5 ∆Z6 (q0 + q1)/2 (q1 + q2)/2 (q2+ q3)/2 (q3 + q4/2 (q4 + q5)/2 (q5 + q6)/2 Q Q0 Q1 Q2 Q3 Q4 Q5 Q6 Построить, в выбранном масштабе, эпюру поперечной силы Q. Примечание Масштаб 1: 200 Построение эпюр ведётся методом графического интегрирования, то есть методом трапеций. В местах приложения сосредоточенных сил от агрегатов эпюры имеют переломы. Пример Определить значение изгибающего момента (М) крыла для выбранных сечений Изгибающий момент (М) в данном сечение численно равен площади эпюры поперечной силы (Q) от конца крыла доданного сечения. ММ М + ∆M1, где ∆M1 = (Q0 + Q1)∆Z1 (кгм) ММ, где ∆M2 = (Q1 + Q2)∆Z2 итак далее. Примечание При расчёте изгибающего момента (М) сечения крыла, где имеются сосредоточенные силы от агрегатов, необходимо учитывать их влияние назначение момента. Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения Q5 Q6 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 ∆Z4 ∆Z5 ∆Z6 0 (Q0+Q1)/2 (Q1 +Q2)/2 (Q2+ Q3)/2 (Q3 + Q4)/2 (Q4 + Q5)/2 (Q5 +Q 6)/2 ММ ММ ММ М Построить, в выбранном масштабе, эпюру изгибающего момента М) крыла Примечание 15.1. Масштаб 1 : 200 Подсчитав значение изгибающего момента (М) для выбранных сечений, отложите их в выбранном масштабе и соедините плавной кривой линией. В местах приложения сосредоточенных сил эпюра имеет переломы. Принцип построения эпюры такой же, как при построении эпюры поперечной силы (Q). Пример Определить положение центра жесткости профиля крыла в каждом сечении Примечание При однолонжеронном крыле центр жёсткости совпадает с осью лонжерона. При двухлонжеронном крыле центр жёсткости определяется, главным образом жёсткостями лонжеронов. Для приближённого расчёта (как в нашем случае) можно считать, что жёсткости лонжеронов пропорциональны высотам их стенок. Если высоты стенок лонжеронов равны, то центр жёсткости находится посредине между ними. Принимаем данное положение для наших расчётов. Во всех случаях высота лонжеронов определяется изменением высоты профиля в местах расположения лонжеронов. В моноблочных крыльях с двумя лонжеронами передний лонжерон располагается от носка на расстоянии 0.15÷0.2b; задний – 0.6÷0.65b. При симметричном расположении лонжеронов в трёхлонжеронном крыле центр жёсткости совпадает с положением среднего лонжерона. Определить положение центра тяжести профиля крыла в каждом сечении Определить значение погонных крутящих моментов (m). m = у Хцж + кр Х′цж (кг, где Хцж- расстояние от центра давления до центра жёсткости в данном сечении (м Х′цж - расстояние от центра тяжести до центра жёсткости (м. Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения Построить, в выбранном масштабе, эпюру погонных крутящих моментов (m) крыла Подсчитав значение погонных крутящих моментов для выбранных сечений. Отложить их в выбранном масштабе и соединить плавной линией. Определить значение крутящего момента (Мк) крыла для выбранных сечений Крутящий момент в данном сечении численно равен площади эпюры погонных крутящих моментов (m) от конца крыла доданного сечения Мк0 = 0 Мк 1 = (m0 + m1) ∆Z/ 2 (кгм) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения m5 m6 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 ∆Z4 ∆Z5 ∆Z6 0 (m0+ m1)/2 (m1 +m2)/2 (m2+m)/2 (m3 + m4)/2 (m4 +m5)/2 (m5 +m6)/2 Мк 0 Мк1 Мк2 Мк3 Мк4 Мк5 Мк6 Примечание При наличии на крыле сосредоточенных сил необходимо добавлять сосредоточенные моменты от их действия. Эти моменты определяются по формуле Мк агр = Рагр * а, где Рагр (кг) – силы приложенные в центре тяжести агрегата и определяются по формуле в па расстояние от центра тяжести агрегата до центра жёсткости крыла. Пример Построить, в выбранном масштабе, эпюру крутящего момента (Мкр) крыла. Примечание Построение эпюр ведётся методом графического интегрирования, то есть методом трапеций. Сосредоточенные моменты дают скачки на эпюре. Пример 22.Ввывод. Практическое занятие № 3 АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИИ И ВЫПОЛНЕНИЕ ЭСКИЗА ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ИЛИ ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ (ПО ВЫБОРУ СТУДЕНТА) ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Цель работы Закрепление знаний конструкции оперения летательного аппарата. Выполнение эскиза горизонтального вертикального) оперения летательного аппарата. Исходные данные (задание 1. Анализ конструкции оперения летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с анализом конструкции оперения самолёта и эскиз одной плоскости оперения с местными разрезами на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать: -конструктивно – силовую схему оперения горизонтального и вертикального материал изготовления элементов оперения (горизонтального и вертикального расположение основных силовых элементов горизонтального вертикального) оперения Уметь: -пользоваться справочной и технической литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями выполнять эскиз горизонтального или вертикального оперения Порядок выполнения Выполнить техническое описание конструкции горизонтального оперения летательного аппарата. Пример Горизонтальное оперение самолёта Су состоит из двух консолей стабилизатора и центроплана, составляющих единое целое. Стабилизатор имеет три установочных положения и управляется с помощью привода. Стабилизатор навешивается двумя узлами на силовой шпангоут хвостовой балки, имеет поперечное V – равное +5°. Продольный набор стабилизатора состоит из двух неразъёмных лонжеронов, передних стенок, стрингеров. Поперечный набор – из нормальных и силовых нервюр. На силовых нервюрах установлены узлы навески стабилизатора и его привода. К переднему лонжерону стабилизатора крепятся несъёмные лобовики. Выполнить техническое описание конструкции вертикального оперения летательного аппарата Пример: Вертикальное оперение самолёта Су состоит из киля, руля направления и демпфера рысканья. Киль состоит из центральной силовой части, лобовика и радиопрозрачной законцовки. Продольный набор центральной силовой части киля состоит из трёх лонжеронов, передней стенки и стрингеров. Поперечный набор – из нервюр, в том числе силовой бортовой нервюры и замыкающей концевой нервюры по стыку с радиопрозрачной законцовкой. Киль крепится к фюзеляжу по трём силовым шпангоутам. Лобовик киля съёмный и крепится на болтах к передней стенке силовой части. Вврехней части киля ниже радиопрозрачной законцовки установлен хвостовой аэронавигационный огонь. В киле установлены блоки регистрации полётных параметров системы ТЕСТЕРУ В основании киля установлены воздухозаборники системы охлаждения генераторов. Выполнить описание материала из которого выполнены элементы конструкции горизонтального и вертикального оперения летательного аппарата Выполнить эскиз горизонтального (вертикального) оперения летательного аппарата На эскизе необходимо нанести проекцию горизонтального (вертикального) оперения, на местных разрезах показать основные силовые элементы оперения (горизонтального или вертикального. Эскиз должен давать представление о конструктивно – силовой схеме оперения (горизонтального или вертикального. Порядок выполнения эскиза вычерчиваете плановую проекцию горизонтального (вертикального) оперения вычерчиваете корневое, промежуточное и концевое сечение горизонтального вертикального) оперения на проекции размещают основные силовые элементы горизонтального (вертикального) оперения – лонжероны, стрингеры, нервюры, обшивку, узлы крепления горизонтального вертикального) оперения к фюзеляжу показываете размещение рулей На эскизе указать основные силовые элементы горизонтального вертикального) оперения |