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.
|
|
Практическое занятие № 6 ПРИБЛИЖЁННЫЙ РАСЧЁТ НА ПРОЧНОСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮР СИЛ И МОМЕНТОВ. Цель работы Получить навыки приближённого расчёта на прочность фюзеляжа летательного аппарата. Получить навыки построения эпюр поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов фюзеляжа. Исходные данные (задание 1. Приближённый расчёт на прочность фюзеляжа летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с приближённым расчётом конструкции и эскиз эпюр сил и моментов, действующих на фюзеляж летательного аппарата на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать силы и моменты, действующие на фюзеляж алгоритм приближённого расчета фюзеляжа на прочность основные геометрические параметры фюзеляжа Уметь выполнять построение эпюр сил и моментов, действующих на летательный аппарат пользоваться справочной и технической литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями Порядок выполнения Приближённый расчёт фюзеляжа на прочность проводить безучёта нагрузок, вызванных наличием внутреннего перепада давлений. Толщину обшивки выбрать по летательному аппарату, определённого в практическом занятии №1. δобш = Определяем приведенную толщину обшивки по формуле пр = М / (кр стр) Примечание М (значение изгибающего момента взять из п практического занятия №2 корневого сечения крыла значение R (радиус фюзеляжа) вместе крепления крыла к фюзеляжу значение кр стр – выбирается по средним статистическим данным в пределах 2800 – 3000 кг/см² Определить площадь сечения одного стрингера по формуле стр = b (пр – ψ δобш) (м, где b (м) – шаг стрингеров (берется из технического описания самолёта); ψ – редукционный коэффициент (должен быть меньше единицы. Ψ = 30 δобш / b Определить потребное количество стрингеров по формуле стр = πD / b, где D (м) – диаметр фюзеляжа вместе крепления крыла к фюзеляжу На фюзеляже летательного аппарата определить профиль стрингера и определить его кр по таблице Проверить обшивку фюзеляжа на сдвиг по формуле τ Q = Q / πR δобш ≤ пред (кг/см²) Примечание Су Ту МиГ-27 Су Ан Як Бе-200 Ил Ан 2630 1940 2800 2000 3600 2900 2400 2900 3200 Значение поперечной силы Q взять из практического занятия №5 п для корневого сечения крыла Для алюминиевых сплавов типа Д пред = 1400 – 1500 кг/см² Определить площадь лонжерона фюзеляжа вместе крепления крыла по формуле л = МН в, где Н = 2/3D – высота фюзеляжа n – количество лонжеронов в своде. Примечание Количество лонжеронов в своде в сечении крепления крыла к фюзеляжу самолёта; Значение изгибающего момента (М) взять из п практического занятия №5 корневого сечения крыла Значение в по таблице Сравнительная характеристика материалов на стр Определить усилия сжатия и растяжения усиленного шпангоута крепления крыла по формуле S = МН Силы, действующие в точках Аи В, определяются по формуле А = В = S Н /2R В точках Аи В изгибающие моменты очень малы. В расчётах ими можно пренебречь и считать эти места шарнирными, что может быть ив действительности. Определить максимальное значение изгибающего момента усиленного шпангоута по формуле Ммах = АН) Построить, в выбранном масштабе, эпюру изгибающего момента усиленного шпангоута Пример Определить максимальное значение поперечной силы по формуле мах = S (Н Построить, в выбранном масштабе, эпюру поперечной силы усиленного шпангоута Пример Определить напряжения нормального шпангоута на разрыв по формуле р =qшп R / Fшп (кгс/см²), где qшп = Р а; а – шаг шпангоутов (взять из описания конструкции самолёта); Fшп (м) – площадь сечения нормального шпангоута Примечание Значение Р рассчитывается из формулы Р = 0.5÷0.55 а f, где f – коэффициент безопасности (f = Значение в по таблице Сравнительная характеристика материалов на стр.15 13.Вывод Практическое занятие № 7 АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИИ И ВЫПОЛНЕНИЕ ЭСКИЗА ШАССИ ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. Цель работы Закрепление знаний конструкции шасси летательного аппарата. Выполнение эскиза носовой (основной) стойки шасси летательного аппарата. Исходные данные (задание 1. Анализ конструкции шасси летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с анализом конструкции и эскиз шасси летательного аппарата с местными разрезами на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать конструкцию носовой и основной стоек шасси летательного аппарата материал изготовления элементов шасси расположение основных элементов шасси на летательном аппарате, на носовой и основной опорах шасси кинематическую схему уборки и выпуска шасси летательного аппарата Уметь пользоваться справочной и технической литературой пользоваться информационно – коммуникационными технологиями выполнять эскиз носовой (основной) стойки шасси Порядок выполнения Выполнить описание общей характеристики шасси летательного аппарата Пример Шасси самолета состоит из управляемой передней опоры с четырьмя подтормаживаемыми (при уборке опоры) колесами и четырех основных опор с четырьмя тормозными колесами на каждой опоре. Все опоры имеют пневмогидравлические амортизаторы. Ниши отсеков опор как при выпущенном, таки приубранном положениях опор закрыты створками. Все колеса основных опор имеют гидравлические тормоза. Выполнить описание конструкции носовой стойки шасси летательного аппарата Пример Передняя опора расположена в передней части фюзеляжа в плоскости симметрии самолета. Она убирается вперед в негерметичный отсек фюзеляжа. Передняя опора состоит из следующих узлов амортизатора траверсы боковых раскосов; верхнего и нижнего поворотных хомутов коромысла с осью колес серьги замков выпущенного и убранного положения рычага открытия замков створок при аварийном выпуске шасси гидравлических цилиндров и агрегатов управления поворотом колес четырех колес (двух спарок) с тормозным устройством для их подтормаживания при уборке шасси и центробежными датчиками УА-53 автомата торможения электрической и гидравлической проводки тросовой проводки обратной связи (управления поворотом колес. В амортизаторе имеются камеры I, II и III. Камера I заряжена азотом под давлением 98066,5(15±0,5) Па камера II заряжена азотом под давлением 98066,5 (160±4) Па камера III заполнена жидкостью АМГ-10. Марка колеса передней опоры Пневматик колеса передней опоры 1100x330 МОДА (с усилием по бортовой части) Стояночное обжатие 60—62 мм Пневматик 1100X330 МОДА бескамерный Выполнить описание конструкции основной стойки шасси летательного аппарата Пример Четыре основные опоры одинаковы по конструкции. Каждая левая опора является отражением соответствующей правой. Задняя пара основных опор отличается от передней пары величиной начального давления азота в амортизаторах. Каждая основная опора убирается в негерметичный отсек фюзеляжа. Каждая основная опора состоит из амортизатора траверсы рычага и тяги разворота нижнего узла штока амортизатора (с осью колес двухзвенного шлиц-шарнира; складывающегося подкоса с замком выпущенного положения опоры четырех тормозных колес сдатчиками автомата торможения электро- и гидропроводки. Траверса является силовым элементом и обеспечивает крепление опоры к узлам фюзеляжа. Амортизатор пневмогидравлического типа. В передней паре основных опор начальное давление азота 98066,5 (30±1) Пав задней паре 98066,5 (25±1) Па. Рычаг разворота служит для крепления тяги разворота. Тяга разворота имеет необходимые угловые перемещения тяги при уборке и выпуске стойки шасси. Шлиц-шарнир связывает нижний узел штока с цилиндром амортизатора. Нижний узел штока амортизатора (с осью колес) служит для установки колес. Складывающийся подкос состоит из верхнего и нижнего звеньев. В нижней части верхнего звена установлен замок выпущенного положения опоры — замок складывающегося подкоса. Двухсигнальные датчики УА54, установленные по одному на каждом колесе основных опор, включены в систему антиюзовой автоматики колеси предназначены для подачи электрического импульса исполнительным агрегатом растормаживания УЭ24. Марка колеса основной опоры КТ-158.010 Пневматик колеса основной опоры 1300X480 МОДА Стояночное обжатие колес передних основных опор 90—110 мм колес задних основных опор 1110—120 мм Количество основных слоев корда 10 Указатель износа дисков колеса показывает максимальный износ дисков, когда при заторможенном колесе он установится заподлицо в колодце. Выполнить описание материала из которого выполнены элементы конструкции шасси летательного аппарата Выполнить эскиз носовой (или основной) стойки шасси летательного аппарата На эскизе необходимо нанести проекцию стойки шасси с колесом (колёсами), показать основные силовые элементы носовой (или основной) стойки шасси. Эскиз должен давать представление о конструктивно – силовой схеме носовой (или основной) стойке шасси. Порядок выполнения эскиза вычерчиваете проекцию носовой (или основной) стойки шасси на проекции размещаете основные силовые элементы стойки шасси, узлы крепления стойки шасси к фюзеляжу (или крылу На эскизе указать основные силовые элементы носовой (или основной) стойки шасси летательного аппарата Пример Выполнение пи п данного практического занятия смотрите наследующей странице. Рисунок. Эскиз носовой стойки самолёта. 7. Выполнить техническое описание кинематической схемы уборки и выпуска носовой (или основной) стойки шасси Пример Уборка (выпуск) передней и основной опор производится одновременно от кнопки с помощью гидроцилиндров. Передняя опора убирается вперед по полету, основные опоры — поперек потока, разворачиваясь при уборке вокруг продольной оси па 90°. Все опоры в убранном и выпущенном положениях фиксируются механическими замками. Отсеки опор закрываются створками в убранном ив выпущенном положениях опор. Замки опор и створок открываются гидроцилиндрами и выключателями. Предусмотрено аварийное закрытие створок основных опор (после нормального выпуска и уборки и аварийного выпуска шасси) с помощью выключателя «Авар, уборка створок, расположенного на приборной доске пилотов. Выпуск шасси можно произвести от ручки аварийного выпуска, установленной в кабине пилотов па шпангоуте № 14. При аварийном выпуске шасси замки убранного положения всех опор и замки створок отсеков основных опор открываются при помощи механической проводки от ручки аварийного выпуска шасси. Замки створок отсека передней опоры открываются самой опорой при ее выпуске. Опоры выпускаются под давлением собственной массы, при этом происходит «дожатие» основных опор па замки выпущенного положения гидравлическими цилиндрами складывающихся подкосов (от подключающейся в этом случае торой исправной гидравлической системы. При аварийном выпуске шасси створки отсеков основных опор закрываются автоматически (гидравлическим давлением. Створки отсека передней опоры после аварийного выпуска остаются в открытом положении. Положение шасси контролируется световой сигнализацией крайних положений и электрическими указателями крайних и промежуточных положений. Вывод В выводе обосновать технически грамотно конструкцию шасси летательного аппарата. Практическое занятие № 8 РАСЧЁТ СЕЧЕНИЯ БАЛОЧНОГО ШАССИ С ПОДКОСОМ НА ПРОЧНОСТЬ Цель работы Получить навыки расчёта сечения балочного шасси с подкосом летательного аппарата. Исходные данные (задание 1. Расчёт на прочность сечения балочного шасси летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с приближённым расчётом конструкции и эскиз эпюр сил и моментов, действующих на фюзеляж летательного аппарата на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать силы, действующие на шасси при вертикальном ударе алгоритм расчёта сечения балочного шасси с подкосом на прочность Уметь рассчитывать силы, действующие на шасси при вертикальном ударе рассчитывать сечение балочного шасси с подкосом на прочность пользоваться справочной литературой Порядок выполнения Случай посадки с максимально допустимым значением вертикальной скорости называется вертикальным ударом (грубая посадка) Определить стояночные усилия на основных стойках по формуле 2Рст = лае Примечание значение Gла взять из тактико – технических данных самолёта, желательно посадочный вес значение b и е взять либо из тактико – технических данных самолёта, либо найти на чертеже самолёта (вид сбоку) как показано на примере Определить стояночный усилия для передней стойки шасси по формуле Рст п = лае, где ем расстояние от центра тяжести самолёта до основной стойки шасси, b (м) – база шасси самолёта Рассматривается вертикальный удар при посадке. Действующую расчётную силу Рк = Р, проходящую через ось колеса, удобно разложить на составляющие Р = Рк cosΘ (кг) и Р = Рк sinΘ (кг, то есть параллельно оси стойки и перпендикулярно ей. Угол Θ равен углу между осью стойки и нормалью к земле в стояночном положении самолёта. Среднее значение для основных стоек 3-8°; для передней стойки 8-22° Определить вертикальную силу, действующую настойку при вертикальном ударе, по формуле РЕ = f э Рст, где Рст – стояночное усилие на одну ногу. Определить вертикальную силу для основной и передней сток самолёта. Примечание Значение коэффициентов f и э приведены в таблице Таблица Среднее значения расчётных коэффициентов для шасси расчётный случай коэффициент эксплуатационной перегрузки э коэффициент безопасности f прим. вертикальный удар для истребителей 2.5 – 3.5 1.65 для передней стойки э =5-6 f = 1.65 для транспортных, пассажирских, бомбардировщиков 2.0 – 2.5 1.65 Определить изгибающий момент полуоси от действия силы Р по формуле М = Р а, где а- расстояние от центра тяжести самолёта до передней стойки. Расчётная схема – консольная балка, защемлённая вместе крепления к штоку стойки. Сила Р вызывает изгиб полуоси в плоскости Х моментом Определить изгибающий и крутящий моменты стойки от действия силы Р по формулам М = Ре Мкр = Р а Расчётная схема – консольная балка, защемлённая в узле крепления. Сила Р вызывает изгиб стойки в плоскости Х. Крутящий момент передаётся со штока на цилиндр посредством изгиба штока и двухзвенника. Определить изгибающий момент полуоси от действия силы Р по формуле М = Р а Определить изгибающий момент стойки от действия силы Р по формуле М = Р а Расчётная схема – двухопорная балка (на подкосе ив узле крепления, нагруженная на консольном конце моментом в плоскости YZ Определить усилия в подкосе от действия силы Р по формуле Sn = Р а / n Повороту стойки относительно узла крепления препятствует подкос (подъёмник). Составляющие усилия подкоса определяются по формуле Sn1 = Sn sin Θ; М = Sn1 е Sn2 = Sn cos Θ; М = Sn2 l1 Определить в для полуоси колеса По материалу полуоси колеса самолёта определяют в = Определить момент сопротивления сечения полуоси по формуле Wn = М / в = (√ (Р+ а + (Р+ а ) / в Определить внутренний диаметр полуоси по формуле d = √ (D (0.1D³ - Wn )) /0.1, где D – наружный диаметр полуоси колеса – берется из технического описания самолёта Вывод Практическое занятие № 9 АНАЛИЗ КОНСТРУКЦИИ И ВЫПОЛНЕНИЕ ЭСКИЗА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ОДНОГО ИЗ ТИПОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА. Цель работы Закрепление знаний конструкции управления летательного аппарата. Выполнение эскиза элементов управления летательного аппарата. Исходные данные (задание 1. Анализ конструкции системы управления летательного аппарата определённого в практическом занятии №1. Результатом выполнения практического занятия должна стать оформленная папка с анализом конструкции и эскиз элементов системы управления летательного аппарата на бумажном носителе или в компьютерной программе Word. Выполнив работу, студент должен Знать конструкцию и размещение постов управления летательного аппарата и его агрегатами Уметь определять виды постов управления на летательном аппарате выполнять эскиз элементов системы управления летательного аппарата Порядок выполнения Описать систему управления самолётом. Пример Руль высоты выполнен в виде двух секций, которые с помощью жестких проводок, проложенных полевому и правому бортам фюзеляжа, подсоединены соответственно клевой иправой штурвальным колонкам. В левой ветки проводки установлены две параллельные автономные рулевые машины АРМ-62Т, а в правой — одна АРМ-62Т. Для коррекции усиления, создаваемого загрузочным устройством, в зависимости от скоростного напора используется система автоматического регулирования усилия (АРУ, состоящая из датчика скоростного напора, блока управления и исполнительного механизма, который, в свою очередь, используется для включения и коррекции усиления загрузочного устройства. Механизмы триммерного эффекта предназначены для снятия со штурвальных колонок усилий, создаваемых загрузочными устройствами и действующих продолжительное время. Механизмы триммерного эффекта применяются в тех случаях, когда пользоваться стабилизатором не рекомендуется. Управление стабилизатором осуществляется двумя переключателями Стабилизатор на внешних рукоятках штурвалов. В проводку управления РН включены две автономные рулевые машины АРМ-62Т, каждая из которых состоит из необратимого бустера и демпфера рыскания. Руль направления может отклоняться в режимах безбустерного и бустерного управления с помощью педалей, а также от САУ, использующей бустер. РН может быть приведен в действие также с помощью демпфера, использующего бустер. Педали можно регулировать в соответствии с ростом пилота. В проводке управления РН за АРМ-62Т установлен пружинный догружатель, предназначенный для предотвращения резкого падения усилия на педалях при отклонении РН в безбустерном режиме вследствие большой величины осевой компенсации руля. Для поперечного управления самолетом используются элероны и гасители подъемной силы, которыми управляют с помощью штурвалов. Проводка управления гасителями подъемной силы проложена по правому борту, а элеронами — полевому. Обе проводки соединяются с помощью механизма расцепления. Штурвалы соединяются между собой через этот же механизм расцепления тросовой проводкой. Проводка управления связана с элеронами через пружинные сервокомпенсаторы. В системе установлен одноступенчатый ограничитель углов отклонения элеронов, который предназначен для ограничения отклонения элеронов на большие углы в полете с убранными закрылками для предохранения элеронов от больших аэродинамических нагрузок. При повороте штурвала на угол ±45° (1/2 хода) нагрузка на штурвале скачком возрастает на 10 кгс (это сигнал для пилота о том, что дальнейшее отклонение нежелательно. Закрылки перемещаются винтовыми механизмами, приводимыми в действие электроуправляемым из кабины гидроприводом. К гидроприводу подводится питание от двух гидравлических систем. Если одна из них откажет, то перемещение закрылков будет происходить с уменьшением скорости отклонения в два раза. Закрылками управляют с помощью ручки, установленной на центральном пульте кабины экипажа. Предкрылки, расположенные вдоль передней кромки крыла, перемещаются винтовыми механизмами, приводимыми в действие через трансмиссию с помощью гидропривода. Системы управления закрылками и предкрылками имеют одинаковые гидроприводы. Управление осуществляется при помощи ручки, установленной на центральном пульте. Описать систему управления двигателями самолёта. Пример Управление двигателем осуществляется рычагами Газ — Реверси Останов. Рычаг Газ — Реверс комбинированный состоит из основного рычага управления двигателем РУД (управление прямой тягой) и дополнительного рычага управления реверсом РУР (управление обратной тягой. Рычагом Останов производится выключение подачи топлива в двигатель. Описать материал изготовления элементов управления самолётом и двигателями Пример Выполнить эскиз ручки управления или колонки управления или педалей управления самолётом на выбор обучающегося) Если транспортный, пассажирский самолёт выполнить эскиз колонки управления или педалей управления (на выбор обучающегося. Если истребитель, штурмовик, спортивный самолёт выполнить эскиз ручки управления или педалей управления. На эскизе необходимо нанести проекцию ручки управления или колонки управления или педалей управления самолётом, показать основные элементы. Эскиз должен давать представление о конструктивно – силовой схеме поста управления самолётом. Порядок выполнения эскиза вычерчиваете проекцию ручки управления или колонки управления или педалей управления самолётом; на проекции размещаете основные элементы поста управления На эскизе поста управления указать основные элементы Пример |