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.
|
|
6. Выполнить техническое описание отклоняемых поверхностей, расположенных на горизонтальном и вертикальном оперении летательного аппарата Руль высоты состоит из двух раздельных половин, связанных между собой карданным валом. На каждой половине руля высоты установлен бустера на правой половине дополнительно установлен триммер Руль высоты имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Каждая половина руля высоты навешивается на стабилизатор по трём узлам. Триммер и бустера, также имеют аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку. Руль направления имеет аэродинамическую и весовую компенсацию, навешивается на киль натр х узлах. На руле направления расположен триммер и кинематический сервокомпенсатор. На задней кромке руля направления установлены балансировочные пластины. Конструктивно руль направления состоит из лобовика, передней стенки, лонжерона, нервюр, обшивки и хвостового профиля. 7. Вывод В выводе обосновать технически грамотно конструкцию оперения летательного аппарата. Практическое занятие № 4 РАСЧЁТ И ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР СИЛ И МОМЕНТОВ, ДЕЙСТВУЮЩИХ НА ОПЕРЕНИЕ 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 оперения на прочность летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с расчётом конструкции оперения и эскиз эпюр сил и моментов, действующих на оперение летательного аппарата на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать основные геометрические параметры оперения (горизонтального и вертикального алгоритм расчёта на прочность горизонтального оперения Уметь выполнять построение эпюр сил и моментов, действующих на летательный аппарат пользоваться справочной и технической литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями Порядок выполнения Составить таблицу основных геометрических данных горизонтального оперения. геометрические параметры площадь оперения Sоп(м) размах оперениям) сужение оперения удлинение оперения угол стреловидности площадь горизонтального оперения го площадь стабилизатора ст аб площадь руля высоты Sрв значение параметра Примечание если Вы не нашли в техническом описании летательного аппарата геометрических параметров горизонтального оперения, то их можно рассчитать при помощи формул. Выполнить расчёт веса горизонтального оперения. гола Коп (кг, где Коп = 0.2 – 0.265 Выполнить чертёж формы горизонтального оперения в плане Пример:форма в плане горизонтального оперения 5. На чертеже горизонтального оперения нанести основные геометрические размеры Выполнить чертёж самолёта (вид сверху Пример:Чертеж самолёта (вид сверху) На чертеже самолёта (вид сверху) определить го го (м) – расстояние от центра тяжести самолёта до узлов навески руля высоты (до узла навески цельноповоротного горизонтального оперения) Определить уравновешивающую нагрузку горизонтального оперения по формуле Р го ур = f (С Су (G э) bсах го (кгс), где f и э - коэффициент безопасности и эксплуатационная перегрузка С – коэффициент продольного момента самолёта без горизонтального оперения Примечание для истребителей С Су =0.23-0.25; для бомбардировщиков и транспортных самолётов С Су =0.26 – 0.28; для пассажирских самолётов С Су = 0.29 -0.34; G (кг) – вес самолёта (нормальный bсах (м) – средняя аэродинамическая хорда крыла Определить маневренную нагрузку горизонтального оперения по формуле Действует прирезком отклонении руля высоты (управляемого стабилизатора) в начальный момент манёвра. Рассмотреть случай, когда для совершения маневра (разворота самолёта вокруг оси Z – с угловым ускорением) руль высоты отклоняется больше, чем нужно для статической балансировки самолёта) ∆Рго = ±(f К э) (G / кр) го (кгс), где К – коэффициент пропорциональности кр (м) – площадь крыла го (м) - площадь горизонтального оперения. Примечание при М - К =0.265 – 0.20; при М - К = 0.33 – 0.25; -f = 2.0 Определить суммарную расчётную нагрузку горизонтального оперения по формуле Рго = Ргоур + ∆Рго (кгс) Определить нагрузку, действующую на стабилизатор по формуле Рстаб = Рго Sстаб / го (кгс), где Рго (кгс) – суммарная нагрузка на горизонтальное оперение Sстаб (м) – площадь стабилизатора го (м) – площадь горизонтального оперения 12.Определить нагрузку, действующую на руль высоты по формуле Ррв = Рго Sрв / го (кгс), где Рго (кгс) – суммарная нагрузка на горизонтальное оперение Sрв (м) – площадь руля высоты ; го (м) – площадь горизонтального оперения 13.На чертеже формы горизонтального оперения в плане выбрать произвольно четыре сечения Примечание 13.1.Чертёж горизонтального оперения в плане уменьшить до чертежа плоскости (левой или правой - студент определяет самостоятельно. 13.2. Сечения лучше выбрать на равных расстояниях друг от друга, но при этом все агрегаты, расположенные на плоскости горизонтального оперения должны попасть в сечения. Определить аэродинамическую погонную нагрузку для каждого сечения по формуле qу=Gла э f bсеч го (кг/м), где э = 2.3, f =2.0 Результаты расчётов оформить в виде таблицы Определить массовую погонную нагрузку для каждого сечения по формуле гола э f bсеч го (кг/м) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения 0 1 2 3 кр Определить суммарную погонную нагрузку для каждого сечения по формул избу – кр = (Gла – го) э f bсеч го (кг/м) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. 17.Посроить эпюру суммарной погонной нагрузки для горизонтального оперения в каждом сечении Примечание 17.1. Для прямого горизонтального оперения, с малой стреловидностью χ = 25° эпюра изб строится по геометрическому размаху горизонтального оперения. Определить сосредоточенные силы от агрегатов и грузов, расположенных на горизонтальном оперении Примечание Данный пункт выполняется при наличии на горизонтальном оперении агрегатов (противофлаттерные грузы, радиолокационное и авиационное оборудования. Величина сосредоточенных сил определяется по формуле Рагр = Gагр эВ выбранном масштабе построить эпюры от сосредоточенных сил. № сечения 0 1 2 3 усечения изб Определить значение поперечной силы Q для выбранных сечений. Поперечная сила в сечении горизонтального оперения численно равна площади эпюры погонных нагрузок от конца горизонтального оперения 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. 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 № сечения изб q0 q1 q2 q3 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 (q0 + q1)/ 2 (q1 + q2)/2 (q2+ q3)/2 Q Q0 Q1 Q2 Q3 Определить значение изгибающего момента (М) горизонтального оперения 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 горизонтального оперения, где имеются сосредоточенные силы от агрегатов, необходимо учитывать их влияние назначение момента. Результаты расчётов оформить в виде таблицы. № сечения 0 1 2 3 Q Q0 Q1 Q2 Q3 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 0 (Q0+ Q1)/ 2 (Q1 +Q2)/2 (Q2+ Q3)/ 2 ММ ММ Построить, в выбранном масштабе, эпюру изгибающего момента (М) горизонтального оперения Примечание 23.1. Масштаб 1 : 200 Подсчитав значение изгибающего момента (М) для выбранных сечений, отложите их в выбранном масштабе и соедините плавной кривой линией. Определить положение центра жесткости профиля горизонтального оперения в каждом сечении Примечание Центр давления стабилизатора находится в центре тяжести эпюры нагрузок При двухлонжеронном горизонтальном оперении 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. Определить положение центра тяжести профиля горизонтального оперения в каждом сечении Определить значение погонных крутящих моментов (m) по формуле. m = у Хцж + го 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 0 1 2 3 m Построить, в выбранном масштабе, эпюру погонных крутящих моментов (m) горизонтального оперения Подсчитав значение погонных крутящих моментов для выбранных сечений. Отложить их в выбранном масштабе и соединить плавной линией. Пример Определить значение крутящего момента (Мк) горизонтального оперения для выбранных сечений Крутящий момент в данном сечении численно равен площади эпюры погонных крутящих моментов (m) от конца горизонтального оперения доданного сечения Мк0 = 0 Мк1 = (m0 + m1) ∆Z/ 2 (кгм) Результаты расчётов оформить в виде таблицы. Построить, в выбранном масштабе, эпюру крутящего момента (Мкр) горизонтального оперения. Примечание Построение эпюр ведётся методом графического интегрирования, то есть методом трапеций. Сосредоточенные моменты дают скачки на эпюре. Пример № сечения 0 1 2 3 m m0 m1 m2 m3 ∆Z ∆Z0 ∆Z1 ∆Z2 ∆Z3 0 (m0+ m1)/2 (m1 +m2)/ 2 (m2+m3)/ 2 Мк 0 Мк1 Мк2 Мк3 30. Вывод Практическое занятие № 5 АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИИ И ВЫПОЛНЕНИЕ ЭСКИЗА ФЮЗЕЛЯЖА ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Цель работы Закрепление знаний конструкции фюзеляжа летательного аппарата. Выполнение эскиза фюзеляжа летательного аппарата. Исходные данные (задание 1. Анализ конструкции фюзеляжа летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с анализом конструкции и эскиз фюзеляжа летательного аппарата с местными разрезами на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать: -конструкцию носовой, средней и хвостовой частей фюзеляжа летательного аппарата материал изготовления элементов фюзеляжа расположение основных силовых элементов фюзеляжа на летательном аппарате Уметь: -пользоваться справочной и технической литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями выполнять эскиз фюзеляжа Порядок выполнения Выполнить описание общей характеристики фюзеляжа летательного аппарата. Пример Фюзеляж самолёта имеет эллипсовидное сечение, выполнен по схеме полумонокок.. Конструкция фюзеляжа сборно – клёпанная, с каркасом, Состоящим из продольного силового набора – лонжеронов, балок, стрингеров и поперечного силового набора – шпангоутов. Технологически фюзеляж разделяется на части головную часть фюзеляжа с откидным носком, откидной частью фонаря, створками передней опоры шасси среднюю часть фюзеляжа со створками основных опор шасси (к средней части фюзеляжа крепятся воздухозаборники и консоли крыла хвостовую часть фюзеляжа, к которой крепятся вертикальное и горизонтальное оперение. Контейнер тормозного парашюта представляет собой законцовку хвостовой части фюзеляжа. Эксплуатационных разъёмов фюзеляж самолёта не имеет. Выполнить описание конструкции носовой части фюзеляжа летательного аппарата Пример Носовая (головная) часть фюзеляжа в конструктивно – компоновочном плане делится на части носовая часть фюзеляжа, расположенная перед кабиной экипажа, представляет собой негерметичный водозащищённый отсек радиоэлектронного оборудования, имеет сборно – клёпанную конструкцию и не разъёмный стык с кабиной экипажа. Для обеспечения доступа к радиоэлектронному оборудованию, размещенного в отсеке, на боковых поверхностях носовой части фюзеляжа выполнены быстросъёмные люки, а в передней части откидной носок, который откидывается вверх, а в закрытом виде фиксируется с помощью направляющих штырей и замков кабину экипажа с фонарём. В стенках кабины имеются отверстия для прохода коммуникаций и гнёзда для такилажных узлов. На полу кабины установлена поперечная балка, воспринимающая нагрузку от узлов крепления подкоса передней опоры шасси. На задней стенки кабины установлены направляющие рельсы кресла. В кабине установлены приборные доски и пульты, органы управления самолётом и двигателями, катапультное кресло лётчика. На левом борту самолёта установлена откидная подножка, ниша которой имеет коробчатое сечение. Кабина экипажа выполнена негерметичной, пылезащищенной с избыточным давлением 0.003 – 0.005 атмосфер. Плита авиационной титановой брони, из которых сварена кабина имеет толщину от 10 до мм. Потери избыточного давления в кабине экипажа сведены до минимума за счёт герметизации швов и стыков, уплотнение выходов тяг управления и трубопроводов ненадувного уплотняющего шланга по всему периметру разъёма на откидной части фонаря фонарь кабины экипажа состоит из неподвижной передней и откидной частей. Откидная часть фонаря крепится на фюзеляже с помощью замков, жёстко закреплённых на подфонарной раме и на левом боковом профиле откидной части негерметичный подкабинный отсек, расположенный между шпангоутами 4 -7, в котором установлена авиационная пушка калибра мм с патронным ящиком, системой сбора звеньев и выброса стрелянных гильз и размещена встроенная лебёдка подъёма и опускания патронного ящика. Пушка установлена на силовой балке, прикреплённой к полу кабины и передней консольной балке нишу передней опоры шасси, расположенная частично в подкабинном отсеке и частично в закабинном. Нишу окантовывают бимсы. Снизу ниша закрывается двумя створками. -закабинный отсек расположен между шпангоутом 7 и отсеком переднего топливного бака шпангоут 11) Выполнить описание конструкции средней части фюзеляжа летательного аппарата Пример Средняя часть фюзеляжа в конструктивно – компоновочном плане делится на отсеки передний топливный бак, собранный из клёпанных панелей, расположен между шпангоутами 11 и Для доступа к баку имеется люк расходный топливный бак расположен между шпангоутами 18 и 21. В нижней панели бака выполнен люк для обеспечения доступа к баку. -центроплан служит для крепления консолей крыла. Центроплан представляет из себя топливный бак – отсек, часть расходного бака. Состоит из верхней и нижней фрезерованный панелей, соединённых между собой нервюрами и передней и задней стенками и технологическими люками в них. Консоли крыла крепятся к центроплану при помощи фланцевого стыка по контуру силовых нервюр; ниши основных опор шасси расположены между шпангоутами 12 и 18 слева и справа от плоскости симметрии фюзеляжа. Верхняя часть ниши основных опор ограничена воздушными каналами. Ниша каждой основной опоры закрыта тремя створками негерметичный, водозащитный гаргрот расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами 11 и 20. Гаргрот служит для размещения трубопроводов дренажа и наддува топливных баков, жёсткой проводки управления самолётом и других коммуникаций. Гаргрот разделён двумя продольными стенками натри секции – центральную и две боковые воздушные каналы проходят через среднюю часть фюзеляжа от воздухозаборников к отсекам двигателей. Выполнить описание конструкции хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата Пример Хвостовая часть фюзеляжа конструктивно – компоновочно делится на отсеки хвостовую балку – платформу для установки вертикального и горизонтального оперения. Силовой каркас балки образован поперечным набором шпангоутов и продольным набором верхних, средних и нижних лонжеронов и стрингеров. Верхняя секция обшивки хвостовой балки перед килём выполнена в виде съёмных крышек люков. По бортам балки имеются съёмные люки для подхода к узлам крепления двигателей. Узлы крепления вертикального и стабилизатора установлены на силовых шпангоутах балки. На боковых поверхностях хвостовой балки установлены обтекатели (зализы) гондол двигателей две негерметичные гондолы двигателей расположены по бортам хвостовой балки фюзеляжа. Каждая гондола двигателей состоит из несъёмной части и съёмной части – хвостового кока. На силовых шпангоутах гондол установлены узлы крепления авиационных двигателей. Внутренними стенками гондол служат боковые стенки хвостовой балки фюзеляжа. Нижняя поверхность несъёмных частей гондол состоит из переднего и заднего откидных отсеков, обеспечивающих доступ к двигателю. На гондолах имеется ряд эксплуатационных люков. На верхней поверхности каждой гондолы двигателей установлено по одному воздухозаборнику охлаждения двигательного отсека. Выполнить описание материала из которого выполнены основные элементы конструкции фюзеляжа летательного аппарата Пример Кабина экипажа с фонарём изготовлена из титановых плит, сваренных между собой. Крышка люка топливного бака выполнена из бронеплиты. Выполнить эскиз фюзеляжа летательного аппарата На эскизе необходимо нанести проекцию фюзеляжа, на местных разрезах показать основные силовые элементы фюзеляжа. Эскиз должен давать представление о конструктивно – силовой схеме фюзеляжа. Порядок выполнения эскиза вычерчиваете плановую проекцию фюзеляжа вычерчиваете носовую, среднюю и хвостовую части фюзеляжа на проекции носовой, средней и хвостовой частях фюзеляжа размещают основные силовые элементы – лонжероны, стрингеры, обшивку, узлы крепления горизонтального вертикального) оперения к фюзеляжу, узлы крепления крыла к фюзеляжу показываете размещение надстроек на фюзеляже На эскизе указать основные силовые элементы носовой (или основной) стойки шасси летательного аппарата Пример Вывод. В выводе обосновать технически грамотно конструкцию фюзеляжа летательного аппарата. |