Оглавление
Введение
1. Научно-исследовательский раздел
1.1 Выбор компоновки крыла
1.2 Определение формы крыла в плане
1.3 Выбор механизации крыла
1.4 Обзор способов «разгрузки» крыла
1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
1.6 Рассмотрение модификации законцовки крыла
2. Конструкторский раздел
2.1 Разработка тактико-технических требований
2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
2.2.1 Определение характеристик крыла
2.2.2 Выбор параметров фюзеляжа
2.2.3 Выбор схемы и параметров оперения
2.2.4 Схема шасси
2.2.5 Выбор двигателя
2.2.6 Удельная нагрузка на крыло
2.3 Определение потребной тяговооруженности самолета
2.3.1 Подбор двигателей
2.4 Расчет взлетной массы самолета
2.4.1 Определение массы целевой нагрузки
2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки
2.4.3 Определение относительной массы конструкции
2.4.4 Определение относительной массы силовой установки
2.4.5 Определение относительной массы топливной системы
2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управления
2.4.7 Определение взлетной массы самолета
2.5 Определение параметров крыла
2.6 Определение параметров оперения
2.7 Выбор параметров шасси
2.8 Составление сводки масс самолета
2.9 Расчет центровок самолета
2.10 Разработка конструкции агрегата
2.10.1 Выбор профиля
2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузок
2.10.3 Расчет массовых и инерционных сил
2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крыла
2.10.5 Определение расчетных значений Мизг и Мкр для заданного сечения
крыла
2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемы
2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели крыла
2.10.8 Определение толщины обшивки
2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюр
2.10.10 Расчет площади сечения стрингеров
2.10.11 Определение площади сечения лонжеронов
2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжеронов
2.10.13 Расчет сечения крыла на изгиб
3. Технологический раздел
3.1 Анализ сборочной единицы на технологичность
3.2 Размерный анализ собираемого агрегата
3.3 Разработка схемы членения агрегата или узла
3.4 Составление схемы сборки
3.5 Выбор способа базирования
3.6 Оценка погрешности сборки
3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного
приспособления
4. Экономический раздел
4.1 Общие сведения
4.2 Оценка производственной эффективности
4.3 Расчет себестоимости летного часа
4.4 Определение уровня конкурентоспособности
5. Техника безопасности
5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета
5.2 Мероприятия по технике безопасности
Заключение
Список литературы
Приложения
Введение
Темой
дипломной
работы
является
проектирование
административного самолета с разработкой конструкции крыла. При
проработке
задания
объектом
проектирования
выбран
дозвуковой
реактивный самолет административного класса пассажировместимостью 129
человек и дальностью полета до 5500 км для решения проблемы развития
внутри- и межрегиональных авиаперевозок.
Назначением
административного
самолета
является
перевозка
пассажиров, занимающихся коммерческими видами деятельности, и
должностных лиц государственных учреждений. Пассажирский салон
самолетов данного класса должен обеспечивать комфортный перелет
пассажиров и предоставлять возможность работы на борту воздушного
судна при помощи электронных средств.
Целью диплома является разработка проекта административного
самолета и конструкции крыла. В соответствии с темой дипломной работы
представляется необходимым решить следующие задачи:
Определить тактико-технические требования к самолету. Выбрать схему
самолета, разработать аэродинамическую, объемную и весовую компоновку.
Определить нагрузки на крыло, провести расчет на прочность. Разработать
конструктивно-силовую схему крыла. Рассмотреть технологические вопросы
сборки консоли крыла. Оценить экономическую эффективность проекта
самолета. Рассмотреть опасные факторы, возникающие при эксплуатации
самолета, разработать мероприятия по защите от них.
1. Научно-исследовательский раздел
Целью
исследования
является
разработка
концепции
крыла
административного самолета. Для решения поставленной цели необходимо
рассмотреть следующие вопросы:
1. Выбор компоновки крыла.
2. Определение формы крыла в плане.
3. Выбор механизации крыла.
4. Обзор способов «разгрузки» крыла.
5. Выбор конструктивно-силовой схемы.
6. Рассмотрение модификации законцовки крыла.
В качестве способа исследования используется теоретический научный
метод, который заключается в отражении сущности явлений и установлении
внутренних связей процессов, закономерностей посредством данных,
полученных опытным путем.
1.1 Выбор компоновки крыла
Крыло – важнейший агрегат конструкции самолета, который не только
обеспечивает его управляемость, устойчивость и создание подъёмной силы,
потребной для всех режимов полета летательного аппарата, но также служит
местом размещения других агрегатов (топливных баков, шасси, двигателей и
т.д.).
Для
того
чтобы
определить
компоновку
крыла,
необходимо
рассмотреть варианты установки топливных баков, силовой установки и
шасси на крыле и других агрегатах планера.
Таким образом, принимается компоновка крыла проектируемого
самолета с расположением силовой установки в хвостовой части фюзеляжа,
топливных баков в кессоне корневой части крыла за местом установки
механизма уборки-выпуска шасси (Рисунок 1).
Рисунок 1 – Эскиз компоновки крыла.
1.2 Определение формы крыла в плане
Вид крыла в плане разрабатывается с учетом компромисса между
требованиями аэродинамики, эксплуатации, прочности и технологии
производства.
Учитывая достоинства и недостатки принимается крыло с умеренной
стреловидностью.
1.3 Выбор механизации крыла
Механизация крыла решает следующие основные задачи.
Увеличение коэффициента подъемной силы крыла на этапе взлета.
Повышение
использовании
эффективности
механизации,
элеронов
сохранение
на
больших
боковой
углах
при
устойчивости
и
управляемости.
Улучшение
эффективности
торможения
при
пробеге
и
кратковременное снижение подъёмной силы крыла при заходе на посадку.
Для увеличения коэффициента подъемной силы крыла на режиме
взлета применяются разнообразные элементы механизации по задней
кромке крыла: выдвижные и обыкновенные щитки, щелевые, выдвижные и
обыкновенные закрылки. Наиболее просты в исполнении простые щитки и
закрылки, но положительный эффект от их использования меньше, чем у
щелевых и выдвижных. Последние создают наибольший прирост Cy max, но
имеют больший вес и сложную конструкцию.
Для решения второй задачи применяют автоматические предкрылки с
профилированной
щелью,
щитки
Крюгера,
турбулизаторы,
которые
способствуют плавному и безотрывному обтеканию крыла на больших углах
атаки.
Для решения третьей задачи и улучшения эффективности поперечного
управления в полете применяют интерцепторы.
Стреловидность сильно снижает эффект механизации с увеличением
угла стреловидности. Уменьшение Cy max гораздо ощутимее на обычных,
нежели выдвижных закрылках (Рисунок 2).
Рисунок 2. Влияние стреловидности по задней кромке на Cy max крыла
без механизации и с выдвижными закрылками.
Таким образом, выбираются в качестве элементов механизации:
интерцепторы и выдвижные двухщелевые закрылки Фаулера, что позволяет
получить крыло с высоким коэффициентом подъемной силы, улучшить
эффективность поперечного управления в полете и сократить дистанцию
пробега самолета.
1.4 Обзор способов «разгрузки» крыла
В полете на крыло самолета действует подъемная аэродинамическая
сила, направленная противоположно массовым нагрузкам. Чтобы уменьшить
момент, создаваемый воздушной силой, на крыле располагают агрегаты,
которые создают момент от сосредоточенных массовых сил, тем самым
разгружая крыло.
В качестве элементов для «разгрузки» крыла выступают: шасси,
силовая установка, подвесные или внутренние топливные баки. Их
расположение определяется конструктивно согласно компоновке крыла. Чем
дальше от корня крыла по размаху размещаются агрегаты, тем создается
больший момент от массовых сил.
Принятые при разработке компоновки крыла два топливных бака и
шасси
проектируемого
самолета,
разгружают
аэродинамических сил.
1.5 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла
крыло
от
действия
В ходе развития авиастроения были получены и применены на
практике разнообразные конструктивно-силовые схемы крыла. Исходя из
способа восприятия внешних нагрузок элементами конструкции крыла
самолета и, в частности, меры вовлеченности обшивки в работу данного
агрегата можно условно выделить три основные конструктивно-силовые
схемы: лонжеронную, кессонную и моноблочную.
Если рассматривать предельный случай моноблочного крыла, то
основным конструктивным элементов, воспринимающим крутящий момент
от действия воздушных сил, служит достаточно толстая обшивка. Вместо
лонжеронов имеются продольные стенки, которые работают на сдвиг,
воспринимая поперечную силу. Моноблочные крылья встречаются редко,
так как они крайне невыгодны в весовом отношении.
Кессонная конструкция является промежуточным вариантом выбора
конструктивно-силовой схемы между лонжеронным и моноблочным
крылом, как как обшивка в данном случае частично вовлечена в работу
агрегата на изгиб и кручение. Основной частью крыла, воспринимающей
изгибающий момент или большую его часть, является кессон. Лонжероны в
таком крыле воспринимают, в основном, поперечную нагрузку в силу
небольших размеров площади их поясов, соизмеримых с площадью
стрингеров.
Чтобы определиться с типом конструктивно-силовой схемы крыла,
проведем сравнительную оценку лонжеронного и кессонного крыла по
нескольким критериям.
С ростом изгибающего момента и, соответственно, с увеличением
массы крыла, необходимо увеличивать приведенную толщину обшивки, что
приведет к значительному сокращению расстояния между центрами масс
поясов лонжерона, а в случае с кессонным крыло – к повышению
критического напряжения за счет утолщения верхней и нижней панели.
Поэтому после достижения некоторого значения массы крыла летательного
аппарата (Рисунок 1) целесообразно применять кессонную схему крыла.
Преимущество использования лонжеронного крыла самолета массой менее
20 тонн объясняется тем, что при увеличении площади поясов лонжеронов
возрастает критическая нагрузка, которая компенсирует уменьшение
рабочей высоты лонжерона (Житомирский Г. И. Конструкция самолетов:
учебник для студентов авиационных специальностей вузов. - 3-е изд.,
перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 2015. - 406 с).
Рисунок 1. Зависимость области применения крыла от массы самолета
и толщины обшивки.
С позиции компоновки и эксплуатационной технологичности более
выгодно применение лонжеронного крыла. Для обслуживания и сборки
различных узлов и агрегатов, входящих в его состав, выполняются вырезы в
обшивке, которые закрываются крышками с креплением винтами по контуру
или компенсируются установкой силовых нервюр. Однако, в крыле
кессонного типа данные вырезы должны закрываться силовыми люками,
воспринимающими осевые усилия и внутренние напряжения, возникающие
при сдвиге, что требует усиленного болтового подкрепления крышек
посредством фитингов. К тому же, крепление консоли кессонного крыла к
фюзеляжу сложнее выполнить, так как оно осуществляется по всему контуру
кессона. Таким образом, усложняется эксплуатация агрегата и увеличивается
вес его конструкции.
Жесткость кессонного крыла больше, чем лонжеронного. Это
объясняется существенной разницей в толщине обшивок крыльев двух
видов.
Таким образом, принимается лонжеронно-кессонная конструктивносиловая схема крыла, что позволяет включить в работу восприятия крыла
внешних нагрузок обшивку.
1.6 Рассмотрение модификации законцовки крыла
Так как в настоящее время затраты на оплату топлива составляют около
30% от всех расходов авиакомпании, проблема экономии топлива
поставлена
во
главу
угла.
Решают
ее
преимущественно
за
счет
совершенствования аэродинамики планера и установки более эффективных
двигателей. Но каждый следующий шаг к увеличению топливной экономии
дается
с
большим
трудом,
чем
предыдущий.
Производители
турбовентиляторных двигателей считают, что смогут в ближайшие два-три
десятилетия повысить коэффициент полезного действия своих изделий с 40
до 60%, так как по статистике каждое новое поколение ТВД потребляет
топлива в среднем на 11% меньше предыдущего.
Ситуация по данной проблеме в области проектирования летательных
аппаратов сложнее. Совершенство аэродинамики компоновки современных
самолетов подходит к своему пределу. Если какое-либо нововведение по
конструктивной части позволит сэкономить от нескольких десятых долей до
пары процентов топлива, то это можно считать успехом. Ведущие мировые
авиастроительные компании ведут в этом направлении работу. Одним из
способов
повышения
топливной
эффективности
самолета
является
применение законцовок типа винглетов. В концевой области крыла
воздушных поток, стремящийся перейти из зоны высокого в зону низкого
давления
закручивается
в
вихревые
жгуты,
ухудшая
тем
самым
аэродинамическую эффективность крыла (Рисунок 2). Для оптимизации
прохождения воздушного потока в концевой части крыла применяют
винглеты.
Рисунок 2. Образование воздушных вихрей на конце крыла
Данная выпускная квалификационная работа не предусматривает
расчет
на
прочность
рассматриваемый
вид
крыла
с
законцовок
установленными
винглетами.
крыла
быть
может
Но
установлен
опционально в виде модификации.
Винглет смешанного типа в отличие от обычного углового имеет
больший радиус изгиба с плавным переходом от крыла к законцовке, что
позволяет обеспечить оптимальное распределение аэродинамической
нагрузки и избежать концентраций воздушный вихрей. Также повышается
продольная устойчивость самолета, обеспечивая лучшую управляемость в
условиях турбулентности.
Конструктивно каркас винглета (Рисунок 3) состоит из двух графитовых
лонжеронов, дюралевых нервюр и стыкового узла, подкрепленного
титановыми пластинами. Материал обшивки и законцовки винглета –
алюминиевый сплав.
Рисунок 3. Эскиз конструкции винглета
По данным Cessna Aircraft Company применение винглетов смешанного
вида на самолете Citation X+ позволило увеличить дальность полета на 11% и
скороподъемность (высоту в 12,5 км модель бизнес-джета, оборудованная
законцовками крыла, набирает на 5 минут быстрее прототипа без винглетов)
за счёт снижения индуктивного сопротивления.
2. Конструкторский раздел
2.1 Разработка тактико-технических требований
Выбирается пять серийных административных самолётов с массой
коммерческой нагрузки в пределах 1111-1729 кг с целью получения более
широкого поля возможностей для сбора статистических данных. Далее
необходимо дать характеристику отобранным летательным аппаратам и
выделить
важные
технические
особенности,
реализованные
в
их
конструкции. Основные характеристики прототипов представлены в Таблице
1.
Таблица 1 – Основные характеристики прототипов
Критерии
оценки
Cessna 750 Dassault
Citation X, Falcon
США,
50EX,
2018 г.
Франция
2019г.
Cessna
Hawker
Bombardie Проект.
Citation
Beechcraft r
самолет
Sovereign, Hawker
Challenger
США,
4000,
300,
2020г
США,
Канада,
2011г.
2011 г.
2
2
2
2
2
2
2
ТРДД 3 ТРДД
2 ТРДД 2
ТРДД 2 ТРДД 2 ТРДД
RollsAlliedSig Pratt
Pratt
& Honeywel Pratt &
Royce AE nal
Whitney Whitney
l HTF7000 Whitney
3007C
TFE731- Canada
Canada PWCanada
40
PW306C 308A
PW-308A
2 x 2866
3 x 1646 2 x 2527 2 x 2890
2 x 3040 2x 2890
0,41
0,72
0,36
0,28
0,29
0,28
Экипаж
Тип
двигателей,
количество
(n),
тяга
n.P0,(дaH)
Удельный
расход
топлива,
Сpo(кг/∆H*ч)
Удельный
0,26
вес
двигателя,
γ(∆H/кВт)
Взлётная
16140
масса,
m0
(кг)
Масса
1462
коммерческ
ой нагрузки,
mком (кг)
0,2
0,21
0,22
0,24
0,22
18008
13959
17917
17622
13528
1111
1492
1729
1111
1492
Критерии
оценки
Cessna 750 Dassault
Citation X, Falcon
США,
50EX,
2018 г.
Франция
2019г.
9889
Cessna
Hawker
Citation
Beechcraft
Sovereign, Hawker
США,
4000,
2020г
США,
2011г.
8200
10659
Bombardie Проект.
r
самолет
Challenger
300,
Канада,
2011 г.
10750
6718
7039
5166
6622
6418
4870
0,06
0,106
0,96
0,06
0,11
329
384
294
363
363
290
0,35
0,27
0,36
0,32
0,35
0,42
48,96
46,83
47,4
49,3
48,50
46,6
19,38
18,86
19,3
18,82
19,46
18,82
7,6
7,4
7,8
7,18
7,5
7,6
4,88
3,45
3,19
3,3
3,2
3,2
37
26
12,7
28
27
18
0,11
0,16
0,15
0,16
0,14
0,15
2
1,98
1,9
2,2
2,45
1,9
Масса
9750
пустого
самолета,
mпуст(кг)
Масса
7290
топлива,
mт(л)
Весовая
0,09
отдача
по
комм.
нагрузке,
К ком
Удельная
нагрузка на
крыло,
p0(∆H/м2)
Тяговооруже
нность,
P0(кВт/∆H)
Площадь
крыла,
S(м2)
Размах
крыла, l(м)
Удлинение
крыла, Λ
Сужение
крыла, Η
Угол
стреловидно
сти крыла, Χ
Относительн
ые толщины,
С0
Диаметр
фюзеляжа,
Критерии
оценки
Dфэ(м)
Удлинение
фюзеляжа,
Λф
Удлинение
горизонталь
ного
оперения,
Λго
Сужение
горизонталь
ного
оперения,
Ηго
Угол
стреловидно
сти
горизонталь
ного
оперения,
χ0го
Площадь
горизонталь
ного
оперения,
Sго (м2)
Удлинение
вертикально
го оперения,
Λво
Сужение
вертикально
го оперения,
Ηво
Угол
стреловидно
Cessna 750 Dassault
Citation X, Falcon
США,
50EX,
2018 г.
Франция
2019г.
Cessna
Hawker
Citation
Beechcraft
Sovereign, Hawker
США,
4000,
2020г
США,
2011г.
Bombardie Проект.
r
самолет
Challenger
300,
Канада,
2011 г.
10,8
8,8
9,9
9,9
8,4
10
5,9
5,6
5,9
5,5
5,8
5,9
2
1,8
1,9
1,5
1,9
1,9
20
20
22,6
23
19
22,6
12,2
11,7
11,9
12,3
12,1
11,9
1,3
1,2
1,4
1,4
1,2
1,4
2,3
2,4
2,36
2,4
2,5
2,36
38
37
38
36
36
38
Критерии
оценки
сти
вертикально
го оперения,
χ0во
Площадь
вертикально
го оперения,
Sво(м2)
Относительн
ая
база
шасси, b0
Относительн
ая
колея
шасси, B
Максимальн
ая скорость
на высоте
полета
Vmax/H
((км/ч)/м)
Дальность
полета,
L (км)
Потолок, Hп
(м)
Крейсерская
скорость на
высоте
полета,
Vкрейс/Hкре
йс((км/ч)/м)
Длина
разбега
(длина ВПП),
lразб(м)
Число
Cessna 750 Dassault
Citation X, Falcon
США,
50EX,
2018 г.
Франция
2019г.
Cessna
Hawker
Citation
Beechcraft
Sovereign, Hawker
США,
4000,
2020г
США,
2011г.
Bombardie Проект.
r
самолет
Challenger
300,
Канада,
2011 г.
8,2
8
8,4
8,4
8,6
8,4
0,4
0,4
0,35
0,38
0,43
0,35
0,18
0,15
0,157
0,148
0,24
0,15
1003
1015
872
893
870
890
6350
6084
5222
6188
5741
5500
14000
14936
14325
13716
13716
14325
991
903
822
870
848
850
1600
1500
1076
1374
1466
1100
12
8-9
12
8-14
9
12
Критерии
оценки
Cessna 750 Dassault
Citation X, Falcon
США,
50EX,
2018 г.
Франция
2019г.
Cessna
Hawker
Citation
Beechcraft
Sovereign, Hawker
США,
4000,
2020г
США,
2011г.
Bombardie Проект.
r
самолет
Challenger
300,
Канада,
2011 г.
пассажиров,
n
Тип ВПП
Бетон
Бетон
Бетон
Бетон
Бетон
Бетон
Cessna Citation X – административный самолет (Рисунок 1),
разработанный американской компанией Cessna в начале 1990-х годов. К
моменту зарождения программы Citation X семейства самолетов серии 650
уже отмечали свое восьмилетие. К девяностому году Cessna Aircraft Company
провела исследование на тему модернизации самолетов, в ходе которого
выяснилось, что клиенты заинтересованы в более быстрых и вместительных
воздушных судах. Это дало фирме импульс к созданию новой серии
административных самолетов. Первый полет прототипа был проведен 21
декабря 1993, его сертификация заняла три года.
Механизация
Cessna
Citation
X
включает
по
трехсекционные закрылки и элероны, по передней –
задней
кромке
двухсекционные
предкрылки. Фюзеляж круглого сечения с усиленной конструкцией в виде
нервюр большей площади сечения в области гермокабины, форма которого
предоставляет возможность эффективного использования внутреннего
пространства для комфортного размещения двенадцати пассажиров.
Основной особенностью самолета, обуславливающей высокую крейсерскую
скорость порядка 990 км/ч, является применения двух мощных двигателей
Rolls-Royce AE 3007C совместно с крылом довольно большой стреловидности
(37 градусов), что делает его одним из самых быстрых в своей категории
самолетов.
Рисунок 1 – Cessna 750 Citation X
Cessna
Model
680
Citation
Sovereign (Рисунок
2)
–
трансконтинентальный самолет, созданный компанией Cessna для перевозки
8-12 пассажиров. Данный административный самолет был представлен
публике на выставке в Лас-Вегасе в 1998 году, чтобы заполнить модельную
нишу между легким двухмоторным Citation Excel и высокоскоростным
Citation X. Первый полет был выполнен 27 февраля 2002 года. Герметичная
пассажирская кабина имеет обогрев с системой кондиционирования. Ее
компоновка в стандартной комплектации включает в себя четыре пары со
столиком между ними.
На самолете установлена система авионики Honeywell Primus Epic, в
состав которой входят два основных дисплея для обеспечения наиболее
точной ситуационной осведомленности о скорости и высоте полета,
скороподъемности, один из которых служит для индикации состояния
работы двигателя и оповещения экипажа (EICAS). Сведения от системы
управления полетом Honeywell (FMS) синхронизируются со всемирной
аэронавигационной базой данных посредством технологий GPS, системы
всенаправленного дальномерного и азимутального радиомаяка.
Крыло
рассматриваемого
административного
самолета
имеет
умеренную стреловидность порядка 13 градусов по четверти хорд и
увеличенное удлинение, что в совокупности позволяет применять бизнесджет на аэродромах с короткой взлетно-посадочной полосой, так как
взлетная дистанция небольшая по сравнению с другими самолетами
компании Cessna.
Falcon
50EX
–
среднемагистральный
самолет
(Рисунок
3),
производимый французской фирмой Dassault Aviation. Первый полет
датируется 10 апреля 1996 года. По сравнению с прошлой моделью Falcon 50
увеличилась скороподъемность (время набора высоты 12,5 км сократилось
до 23 минут) и дальность полета до 6050 км. Такого результата удалось
достигнуть за счёт установки трех новых двигателей AlliedSignal TFE 731-40 с
увеличенной тягой и улучшенным на 7% расходом топлива. Также была
модернизирована система авионики (Collins Proline 4), которая включает
четыре экрана, улучшенное оборудования системы аварийного радиомаяка,
регистратор радиопереговоров и так далее.
Рисунок 2 – Citation Sovereign
Все багажные отделения полностью герметизированы и вмещают в
себя, в общей сложности, 1000 кг багажа.
Рисунок 3 – Falcon 50EX
Bombardier Challenger 300 - бизнес-джет дальностью полета около 5700
км производства компании Bombardier Aerospace. Представленный на
Парижском авиасалоне 1999 года, он совершил свой первый полет 14 августа
2001 года, получил канадское официальное утверждение 31 мая 2003 года и
был представлен 8 января 2004 года. Разработки самолёта начались в конце
1990-х годов. Тогда первоначально планировалось использоваться самолёт в
качестве небольшого пассажирского воздушного судна, вместимостью до
120 человек, однако впоследствии, он был пере классифицирован в
административный.
Тяга
данного
бизнес-джета
обеспечивается
двумя
турбовентиляторными двигателями Honeywell AS907 с мощностью каждого
30,4 кН. Предполетный осмотр легко выполняется с уровня земли. Уровень
моторного масла проверяется с помощью переключателей за панелью
доступа прямо перед передним краем правого крыла. Количество и
распределение топлива можно проверить одновременно.
Из конструктивных особенностей Challenger 300 можно выделить
полумонококовый фюзеляж и крыло алюминиевой конструкции без
предкрылков, имеющего винглеты высотой 1,15 м. Установка данного типа
законцовок крыла позволила снизить индуктивное сопротивление на 17,5% в
крейсерском режиме полета. Подвесные элероны приводятся в действие
вручную, руль высоты и направления гидравлические с механической
подпоркой, электродистанционные спойлеры улучшают управление по крену
и действуют, как воздушный тормоз на земле, гидравлический одинарный
щелевой щиток Фаулера имеет четыре положения: 0/10/20/30°. Авионика
Rockwell Collins Pro Line 21 включает в себя четыре дисплея, компьютер с
системами индикации параметров работы двигателя, предупреждения об
опасной близости земли (EGPWS) и столкновений самолетов в воздухе (TCAS
II).
Рисунок 4 – Bombardier Challenger 300
Hawker Beechcraft's Hawker 4000, более известный как Hawker Horizon,
является среднемагистральным административным самолетом дальностью
полета до 6 тысяч километров. Hawker Beechcraft возлагал большие надежды
на этот частный самолет – производитель спроектировал его для
удовлетворения высоких стандартов комфорта и производительности. Чтобы
дать модели 4000 конкурентное преимущество, компания выбрала в
качестве материала для фюзеляжа углеродное волокно, создав первый в
категории бизнес-джетов самолет с цельнокомпозитным трехсекционным
фюзеляжем. На борту воздушного судна имеется двухканальная электронноцифровая система управления двигателем с полной ответственностью
(FADEC), новые автоматический режим вспомогательного блока питания и
модуль управления шасси. Применение двигателя Pratt & Whitney PW 308A,
выдерживающего 3,13 кг осевой нагрузки, с небольшим удельным расходом
топлива 0,28 кг/∆H∙ч, обеспечивает увеличенную дальность полета вкупе с
высокими эксплуатационными характеристиками. Конструкция крыла не
имеет предкрылка.
Рисунок 5 – Hawker 4000
Проведенный анализ парка самолетов отечественного производства
показал, что ожидается спрос на административные самолеты в связи с
изменение объема межрегиональных авиаперевозок. При максимальной
пассажировместимости комфорт в салоне должен соответствовать бизнес
классу.
Техническое
обслуживание
и
ремонт
самолёта
должны
соответствовать требованиям государственных стандартов и норм лётной
годности. Расход топлива на 1 пассажирокилометр при максимальной
пассажировместимости на практическую дальность из расчёта 75 кг на
пассажира должен быть не менее топливной эффективности самолётов
аналогов.
Для
того,
проектируемому
чтобы
задать
самолету,
тактико-технические
определим
список
общих
требования
к
качественных
требований в произвольном порядке, на которые при дальнейшем
проектировании следует опираться прежде всего.
Комфортное размещение пассажиров в салоне.
Высокая топливная эффективность.
Осуществление взлета с коротких взлетно-посадочных полос.
Возможность модернизации в класс местных пассажирских самолетов.
Удобство ремонта и обслуживания.
Низкий уровень шума в пассажирской кабине.
Высокая крейсерская скорость
Далее
произведем
ранжирование
приведенных
выше
общих
требований к административному самолету методом парных сравнений
(Таблица 2), чтобы упорядочить их по критерию относительной значимости в
рамках концепции проекта.
Таблица 2 – Результаты ранжирования требований
№
1
2
3
4
5
6
7
Рейтинг
Место
1
-
1
1
2
2
1
1
8
2
2
1
-
2
1
2
2
1
9
1
3
1
0
-
2
2
1
0
5
4
4
0
1
0
-
1
1
1
4
5
5
0
0
0
1
-
1
0
2
6
6
1
0
1
1
1
-
1
5
4
7
1
1
2
1
2
1
-
6
3
Таким
образом,
для
проектируемого
бизнес-джета
перечень
установленных технических требований в порядке уменьшения значимости
выглядит следующим образом:
1. Высокая топливная эффективность.
2. Комфортное размещение пассажиров в салоне.
3. Высокая крейсерская скорость.
4. Низкий уровень шума в пассажирской кабине. Осуществление взлета
и посадки с коротких взлетно-посадочных полос
5.
Возможность модернизации в класс местных пассажирских
самолетов.
6. Удобство ремонта и обслуживания.
Затем задаются летно-технические характеристики административного
самолета, опираясь на статистику и общие технические требования.
Класс аэродрома: Г
Тип взлетно-посадочной полосы: бетон
Крейсерская скорость: Vкрейс =850 км/ч
Крейсерская высота: Нкрейс =10500 м
Максимальная скорость: Vmax = 880 км/ч
Дальность полета: 5500 км
Потолок: 14000 м
Число пассажиров: 12
Состав экипажа: первый пилот, второй пилот
Минимальное количество двигателей: 2
Основные конструкционные материалы:
- дюралевые сплавы (Д16А-ТНБ, Д16-АТ, Д16-АТБ);
- алюминиевые сплавы (АК6, АК8);
- магниевые сплавы (МЛ-5);
- композиционные материалы;
- трехслойные конструкции с сотовым заполнителем.
Длина разбега: Lразб =1100 м.
Скорость захода на посадку: Vз. п. = 220 км/ч
2.2 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров
Аэродинамическая
схема
определяется
расположением
вспомогательных поверхностей (стабилизатора, киля) относительно крыла.
Различают три основные схемы: «нормальная» аэродинамическая схема
(горизонтальное оперение находится за крылом), «утка» (вспомогательные
поверхности управления располагаются перед крылом) и «бесхвостка»
(отсутствует стабилизатор, как отдельная плоскость управления полетом по
тангажу).
Выбор аэродинамической схемы зависит от типа проектируемого
самолета, условий его применения, компоновки агрегатов конструкции и
основных технических требований, предъявляемых к летающему аппарату.
Использование
схем
«утка»
и
«бесхвостка»
для
проектируемого
административного самолета со стреловидным крылом среднего удлинения
невозможно конструктивно, в виду необходимости применения высоких
опор шасси при выходе на большие углы атаки на стадии взлета и посадки.
Таким образом, принимается «нормальная» аэродинамическая схема,
которую
имеют все рассмотренные прототипы проектируемого бизнес-
джета, включенные в статистику. Достоинства данной схемы следующие:
крыло не затеняется оперением и имеет плавный характер обтекания
воздушным потоком;
хорошая путевая устойчивость, обусловленная малым удлинением
носовой части фюзеляжа;
обзор экипажа в задней полусфере улучшается.
Вместе с выбором аэродинамической балансировочной схемы
самолета определяется размещение крыла относительно фюзеляжа. Схема
среднеплан широко используется при проектировании военных самолетов, и
практически не применяется в гражданском авиастроении в виду того, что
центроплан конструктивно мешает созданию пассажирского салона. Схему
низкоплан имеют, в основном, транспортные самолеты, так как в этом случае
обеспечивается
возможность
быстрой
погрузки-разгрузки
благодаря
небольшому расстоянию от фюзеляжа до земли. Эвакуация пассажиров
самолета данной схемы весьма затруднительна не только при посадке на
воду, но и на землю, так как крыло стремится раздавить своим весом кабину
в случае возникновения аварийной ситуации.
Исходя
из
проектируемого
технических
и
административного
эксплуатационных
самолета
особенностей
выбирается
схема
«низкоплан». Данное конструкторское решение позволяет повысить уровень
безопасности пассажиров в случае вынужденной посадки, улучшить
устойчивость и управляемость при рулении за счёт размещения шасси на
крыле и обеспечить возможность размещения механизации по всему
размаху
крыла.
Для
того,
чтобы
уменьшить
вредное
влияние
интерференции, необходимо в месте стыка крыла с фюзеляжем применить
зализы.
2.2.1 Определение характеристик крыла
На графике 1 показана зависимость удлинения крыла самолетованалогов от дальности их полета L.
График 1 – Зависимость удлинения крыла от дальности полета
Для проектируемого самолета при дальности полета 5500 км
удлинение крыла принимаем =7,6.
На графике 2 представлена зависимость угла стреловидности крыла
самолетов-аналогов от дальности их полета L.
График 2 - Зависимость угла стреловидности от дальности полета
40
36
Стреловидность крыла λ
35
30
27
26
5741
6084
28
25
18
20
15
12,7
10
5
0
5222
5500
6188
6350
Дальность полета L, тыс. м
Для проектируемого самолета при дальности полета 5500 км угол
0
стреловидности крыла принимается χ =18 исходя из статистики и тактикотехнического требования короткого взлета и посадки к проектируемому
самолету.
Принятые конструктивные характеристики схемы крыла занесены в
Таблицу 3.
Таблица 3. Конструктивные характеристики крыла.
Параметры крыла самолета
Значение
Число крыльев
1
Расположение крыла
низкоплан
Форма крыла в плане
стреловидная
Угол стреловидности по четверти хорд
χ° = 18°;
Удлинение крыла
λ =7,6
Сужение крыла
η =3,2
Средняя относительная толщина профиля
С0 = 0,15
В
последующем
используем
полученные
данные
в
процессе
конструирования крыла.
2.2.2 Выбор параметров фюзеляжа
Фюзеляж предназначен для размещения полезной нагрузки, экипажа,
оборудования и интегрирования в единую конструкцию различных узлов и
агрегатов самолета.
Форма фюзеляжа принимается круглой, так как в этом случае
обеспечивается наименьшее сопротивление трения в виду минимальной
площади поверхности агрегата при его постоянном объеме. Форма носовой
и хвостовой части фюзеляжа задается в соответствии с требованиями
аэродинамики. Поэтому принимается носовая часть плавно сужающейся
каплевидной
формы,
а
хвостовая
с
большим
удлинением
и
прямолинейностью образующих контура с целью не допустить отрыва
воздушного
потока,
приводящего
к
увеличению
аэродинамического
сопротивления.
Диаметр фюзеляжа принимаем из статистики Dф = 1,9 м.
Удлинение фюзеляжа определяем по формуле 1:
l
λф ф
dф
λф
19
10
1,9
Удлинение носовой части фюзеляжа рассчитываем по формуле 2:
l
dф
н.ч нч
н.ч
(2)
4,12
2,17
1,9
Удлинение хвостовой части фюзеляжа согласно формуле 3:
l
dф
хч xч
х.ч
7,5
3,95
1,9
2.2.3 Выбор схемы и параметров оперения
Расположение
стабилизатора)
и
количество
определяют
его
поверхностей
схему
оперения
совместно
с
(киля
и
принятой
аэродинамической компоновкой планера. Относительная толщина профилей
оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом принимается
Соп=0,06.
Для выбора схемы оперения на основе статистических данных
рассмотренных прототипов определяются следующие параметры:
удлинение горизонтального оперения: λг.о. = 5,8;
сужение горизонтального оперения: ηг.о. = 1,9;
удлинение вертикального оперения: λв.о. = 1,4;
относительная площадь горизонтального оперения: S г.о. = 25 %;
сужение вертикального оперения: ηв.о. = 2,36;
относительная площадь вертикального оперения: S в.о. = 18 %.
2.2.4 Схема шасси
По статистике большинство административных самолетов имеют
трехопорное
шасси
распространение
с
передней
данная
схема
носовой
опорой.
Наибольшее
получила
благодаря
следующим
достоинствам:
Сокращение длины пробега за счет интенсивного торможения без
опасности капотирования самолета.
Хорошая путевая устойчивость летательного аппарата при движении по
взлетно-посадочной полосе.
Реактивная струя двигателей направлена практически параллельно
относительно поверхности земли, что улучшает эксплуатационные свойства
самолета.
При посадке с боковым ветром угол сноса уменьшается, так как силы
трения главных опор колес создают компенсирующий момент.
Перечисленные выше достоинства применения на практике шасси с
передней опорой более существенны, чем недостатки. К слабой стороне
данной схемы следует отнести большую массу носовой опоры в сравнении с
двумя хвостовыми, вследствие восприятия ей значительной части нагрузок
при торможении и разгоне. Возникает возможность появления колебаний
колес относительно оси вращения стойки, для гашения которых приходится
применять
гидравлические
демпферы.
Таким
образом,
с
учетом
рассмотренных выше особенностей шасси с передней опорой принимается
трехопорное шасси для проектируемого самолета.
2.2.5 Выбор двигателя
Выбирается тип двигателя турбореактивный двухконтурный (ТРДД), так
как по результатам ранжирования при проектировании важна топливная
эффективность
административного
одноконтурным
применение
самолета.
двухконтурного
По
сравнению
двигателя
с
позволяет
значительно сократить расход топлива без уменьшения мощности силовой
установки. К недостаткам данного вида двигателя можно отнести возросший
вес вследствие усложнения конструкции – увеличения диаметра второго
контура.
Исходя из показателя удельного расхода топлива (Cро=0,28 кг/Н∙ч) и
его оптимального удельного веса (γ=0,22 кг/даН) выбираем из ряда
прототипов двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A.
2.2.6 Удельная нагрузка на крыло
Коэффициент подъемной силы принимаем ориентировочно для
эффективной механизации Сymax пос = 2,25 (двухщелевой закрылок
Фаулера).
Выбранное значение удельной нагрузки на крыло проверяется по
следующим условиям.
Обеспечение заданной скорости захода на посадку определяеся по
формуле 4:
p
'
0
с y max пос V з2.п.
30,2 (1 m T )
,
Где Су max пос = 2,25 – коэффициент подъемной силы;
Vз.п= 56 – скорость захода на посадку, м/с;
mT = 0,2 – предполагаемое значение относительной массы топлива;
p0'
2.25 56 56
,
30,2 (1 0,2)
p0' 290 ДаН / м 2 ,
Условие
обеспечения
заданной
скорости
захода
на
посадку
выполняется.
Обеспечение заданной крейсерской скорости на расчетной высоте
полета определяется по формуле 5:
p
"
0
Где
H кр
0,0435 H кр Vкр2
1 0,6 mT
cX 0
,
D0
= 0,337 – относительная плотность на расчетной высоте;
Vкр = 239 – крейсерская скорость, м/с.
Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе
рассчитывается следующим образом согласно формуле 6:
0,5
Cxo 0,98 0,9 0,15 M 0,0083 1 3 C o 0,00083 ф 2 0,004
ф
где
М= 0,8 - число Маха,
C o = 0,15 - относительная толщина профиля крыла;
ф
= 9,9 - удлинение фюзеляжа;
Сx0 0,98 (0,9 0,15 0,8) 0,00083 (1 3 0,15) 0,00083 9,9
0,5
0,004
2
9,9
0,025
Коэффициент отвала поляры в дозвуковой зоне вычисляется в
зависимости от удлинения крыла по формуле 7:
D0
k
эф
где
эф
k = 1,02 - для трапециевидных крыльев с λ>3;
- эффективное удлинение крыла;
эф
1 0,025
эф
7,6
6,38
1 0,025 7,6
D0
1,02
0,05
3,14 6,38
Таким образом, нагрузка на крыло для обеспечения заданной скорости
на высоте полета находится по формуле 9:
p
"
0
𝑝0" ≤
0,0435 H кр Vкр2
1 0,6 mT
0,0435∙0,337∙239∙239
1−0,6∙0,2
𝑝0" ≤ 676 даН/м2
cX 0
,
D0
∙√
0,025
0,05
,
Условие обеспечения заданной крейсерской скорости на расчетной
высоте выполняется.
За расчетное значение удельной нагрузки на крыло принимается
наименьшее из двух расчетных значений Р0 = 290 даН/м2.
2.3 Определение потребной тяговооруженности самолета
Перечень наиболее важных для проектируемого административного
самолета условий обеспечения тактико-технических требований включает:
обеспечение крейсерской скорости, длины разбега, взлета самолета при
отказе одного из двигателей.
Обеспечение крейсерской скорости полета Vкрейс = 850 км/ч на
крейсерской высоте:
P0I
Где
1
н руд kкрейс
,
н = 0,3 для скорости полета, соответствующей числу Маха М =
0,8 и высоте Н = 10000 при высокой степени двухконтурности;
руд
= 0,9 – коэффициент, зависящий от режима работы;
kmax
1
1
11,78
2 c X 0 D0 2 0,031 0,046
–
аэродинамическое
качество;
kкрейс 0,9 kmax 0,9 11,78 10,6
–
аэродинамическое
качество
крейсерском режиме.
𝑃̅01 =
1
0,3∙0,9∙10,6
= 0,34,
Обеспечение заданной длины разбега рассчитываем по формуле 11:
1, 2 p0
II
1
1
P 0 1,05
( f разб
) ,
k разб
c y max взл L разб 2
на
Где
f разб
c y max взл
= 2,2 – коэффициент, зависящий от механизации крыла;
= 0,02 – коэффициент трения качения колес шасси;
k разб
=10 – аэродинамическое качество на разбеге.
II
1
1, 2 630 1
P 0 1,05
(0,02 ) 0, 239
10
2, 2 3200 2
Обеспечение взлета при отказе одного двигателя согласно формуле 12:
III
P0
1,5 nдв
1
(
tg min )
nдв 1 kнаб
Где nдв = 2 – число двигателей на самолете;
kнаб 1,2 k разб 9,6
– аэродинамическое качество самолета при наборе
высоты;
tgmin = 0,024 – тангенс угла наклона траектории при наборе высоты,
задается нормами летной годности в зависимости от числа двигателей.
III
P0
1,5 2 1
( 0,024) 0,322
2 1 12
Подсчитав для намеченных условий величины тяговооруженности, за
потребную величину тяговооруженности принимается наибольшая из
них ̅̅̅
𝑃0 = 0,34, что обеспечит выполнение всех намеченных условий и
получение требуемых характеристик самолета.
2.3.1 Подбор двигателей
По величине потребной тяговооруженности P 0 и для взлетной массы
m0I
находим суммарную тягу двигателей по формуле 13:
g m
P0 10 0 P
0
P0
9,8 13528
0,34 4507даН
10
Таким образом, потребная тяга одного двигателя
P0
4507
2253
2
даН.
Значит, выбранный ранее двигатель Pratt & Whitney Canada PW-308A
мощностью 2890 даН удовлетворяет условию потребной тяговооруженности
для проектируемого самолёта.
2.4 Расчет взлетной массы самолета
2.4.1 Определение массы целевой нагрузки
Для проектируемого административного самолета к целевой нагрузке
относится коммерческая нагрузка, в которую включаются пассажиры, багаж,
платный груз и почта. Приближенно масса коммерческой нагрузки
определяется по числу пассажиров согласно формуле 14:
mком 1,3 (mпас mбаг ) nпас
Где mпас = 75 – средняя масса одного пассажира, кг;
qбаг = 20 – масса багажа, перевозимого одним пассажиром для
магистральных самолетов, кг;
nпас = 12 – число пассажиров;
1,3 – коэффициент, учитывающий массу дополнительного платного
груза и почты.
mком 1,3 (75 20) 12 1492 кг.
Чтобы назначить вероятное значение взлетной массы рассчитаем
коэффициент массовой отдачи η для каждого прототипа по формуле 15:
mком
mпас
1
1492
1492
1111
0,1 3
0,1068 2
0,09
16140
13959
18008
,
,
4
1729
1111
0,096 5
0,06
17917
17622
,
Принимаем коэффициент массовой отдачи η=0,1068 исходя из
потребного числа пассажиров для проектируемого самолета. Тогда взлетная
масса предварительно принимается
m0
1492
13959
0,1068
кг.
2.4.2 Определение массы снаряжения и служебной нагрузки
Масса служебной нагрузки складывается из суммы массы экипажа и
снаряжения (формула 16).
𝑚сл = 𝑚эк + 𝑚сн ,
𝑚сн = 𝑚0 ∙ 0,02 –
где
масса снаряжения для средних по массе
самолетов.
𝑚сл = 2 ∙ 75 + 279 = 429 кг,
2.4.3 Определение относительной массы конструкции
Согласно формуле 17 относительная масса конструкции определяется
исходя из взлётной массы самолета и удельной нагрузки на крыло:
mk k
где
m0
15
0,065
1000 p0 p0
k = 0,55 – для самолетов с двумя ТРДД и топливом в крыле;
p0 = 290 – удельная нагрузка на крыло, даН/м2.
𝑚
̅ 𝑘 = 0,55√
13563
1000∙290
+
15
290
+ 0,065 = 0,23,
2.4.4 Определение относительной массы силовой установки
Относительная масса силовой установки (формула 18) может быть
выражена через удельный вес двигателей γ и удельную тяговооруженность
P 0 (формула 19).
mсу k1 k1 Р 0
где
k1 = 2,26 и k2 = 3,14 – статистические коэффициенты, зависящие
от числа двигателей;
– удельный вес двигателей;
̅̅̅
𝑃0 – стартовая тяговооруженность.
Р0
10Р0
m0 g
где P0 – принятая энерговооруженность самолета;
m0 – принятая взлетная масса самолета.
Р0
10 2 2890
13959 9,8
0,42
mсу 2, 26 3,14 0, 22 0,22 0,42 0,144
2.4.5 Определение относительной массы топливной системы
Запас топлива для крейсерского полета определяется по формуле 20:
L Lн.сн C р.крейс
t
m0 р
V W К
крейс
кр
где
𝐿кр = 𝐿𝑝 − 𝐿н сн – расчётная дальность крейсерского участка
полета;
𝐿𝑝 – расчетная дальность полета;
𝐿н сн = 40𝐻кр – горизонтальная дальность полета на участках набора
высоты и снижения;
𝑉кр – крейсерская скорость полета;
W – расчётная скорость встречного ветра;
𝐾крейс – аэродинамическое качество;
𝐶р крейс – удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.
t
5500 400 0,48
m0
0,36
850 70 8,8
2.4.6 Определение относительной массы оборудования и управления
Относительная масса оборудования и управления определяется по
эмпирической формуле 21:
mоб . упр.
1
250 30 nпас 0,006 mсн.
m0
Где nпасс – число пассажиров;
m0 – взлетная масса самолета;
m сн. – масса снаряжения.
mоб . упр.
1
250 30 12 0,006 0,02 0,12
13959
2.4.7 Определение взлетной массы самолета
Взлетная масса находится из уравнения существования летательного
аппарата по формуле 22.
m0I
mком mсл
1 mk mсу m тс mоб . упр.
m0I
1492 429
13528
1 0,234 0,144 0,36 0,12
I
m
0
Отличие найденного значения
от принятого ранее составляет 3%.
I
Так как это оно не превышает 5%, то можно принять m0 13528 кг за
окончательное значение взлетной массы.
2.5 Определение параметров крыла
При принятой удельной нагрузки на крыло P0 и взлетной массы
самолета m0 находится площадь крыла по формуле 23:
S
m0
P0
S
13528
46,6
290
м2
Зная удлинение и сужение крыла, принятые при выборе схемы
самолета, можно вычислить следующие геометрические размеры крыла.
Размах крыла согласно формуле 24:
l S
где
λ = 8,7 - удлинение крыла.
𝑙 = √7,6 ∙ 46,6 = 18,82м,
Концевую хорду крыла можно вырахзить через его площадь и сужение
(формула 25-27):
bкорн bконц
l
2
2S
bконц
l ( 1)
S
S bконц bконц
l
l
2
𝑏конц = 1,18 м,
Тогда корневая хорда с учетом сужения крыла:
bкорн bкон
𝑏кор = 3,2 ∙ 1,18 = 3,78 м,
Средняя аэродинамическая хорда определяется по формуле 29:
2
1
bА 1
b0
3 ( 1)
2
1
bА 1
3,78 2,71
3 3,2 (3,2 1)
м.
2.6 Определение параметров оперения
По
статистическим
данным
относительная
толщина
профилей
оперения для скоростных самолетов со стреловидным крылом находится в
пределах 5-6% хорды. Принимаем Соп=0,06.
Относительные площади горизонтального и вертикального оперения
принимаем по статистике: S г.о. = 25 %, S в.о. = 18 %.
Удлинение горизонтального оперения согласно формуле 30:
l2
го
S λг.о. =8,42/12= 5,8
Сужение горизонтального оперения опредяется, как отношение
корневой хорды крыла к концевой (формула 31):
го
b0
bконц
ηг.о. = 2,05/0,987=2,1
Аналогично находим удлинение и сужение вертикального оперения:
λв.о. = 1,4, ηв.о. = 2,36.
Принятые ранее
абсолютные
площади
S г.о. = 25 %, S в.о. = 18 % позволяют определить
горизонтального
и
относительно площади крыла по формуле 32:
Sоп S оп Sкр
Где Sоп – абсолютная площадь оперения;
вертикального
оперения
S оп – относительная площадь оперения;
Sкр
– абсолютная площадь крыла.
𝑆го = 0,25 ∙ 46,6 = 11,65 м2 ,
𝑆во = 0,18 ∙ 46,6 = 8,38 м2,
Размах горизонтального оперения определяется по формуле 33:
𝑙го = √𝜆го ∙ 𝑆го ,
где λг.о = 5,8 – удлинение горизонтального оперения.
𝑙го = √5,8 ∙ 11,65 = 8,22 м Концевую хорду горизонтального оперения
можно вычислить по формуле 34:
bгок
2
S
го
1 го lго
bгок
2
11,65
0,914
1 2,1 8,22
м.
Корневую хорду горизонтального оперения находим по формуле 35:
bгокор
2 го S го
1 го lго
bгокор
2 2,1 11,65
1,92
1 2,1 8,22
м.
Высота вертикального оперения (формула 36) вычисляется аналогично
размаху горизонтального оперения:
𝑙го = √𝜆во ∙ 𝑆во ,
𝑙го = √1,4 ∙ 8,38 = 3,42 м,
Концевая хорда вертикального оперения:
bвок
2
S
во
1 го lво
bвок
2
8,38
1,45
1 2,36 3,42
м.
2.7 Выбор параметров шасси
Основные параметры шасси принятой трехопорной схемы, которые
следует определить, следующие:
база – расстояние между осями передней и задней опоры шасси при
виде сбоку;
колея – расстояние между осями главных опор шасси при виде
спереди;
вынос главных колес – расстояние между вертикальной осью
симметрии главных опор шасси и осью центра тяжести самолета при виде
сбоку;
вынос переднего колеса – расстояние между вертикальной осью
симметрии передней опоры шасси и осью центра тяжести самолета при виде
сбоку
угол касания хвостовой пяткой φ;
высота шасси – расстояние от узлов крепления шасси до поверхности
аэродрома в стояночном положении;
Продольная база шасси зависит от длины фюзеляжа (формула 38):
𝑏 = 0,35 ∙ 𝐿ф ,
где Lф = 65 – длина фюзеляжа, м.
𝑏 = 0,35 ∙ 18,6 = 6,51 м.,
Вынос главных колес должен согласовываться с принятой базой шасси
(формула 39):
𝑒 = 0,12 ∙ 𝑏
𝑒 = 0,12 ∙ 6,51 = 0,78 м.,
Вынос переднего колеса определим согласно формуле 40:
𝑎 = 0,88 ∙ 𝑏
𝑎 = 0,88 ∙ 6,51 = 5,73 м.
Принимаем размер колеи шасси исходя из статистических данных
прототипа самолета согласно формуле 41:
𝐵0 = 𝐵̅0 ∙ 𝑙,
𝐵0 = 0,15 ∙ 18,82 = 2,8 м.,
Угол касания хвостовой пяткой должен обеспечивать использование
посадочных углов атаки самолета (формула 42)
φ = 𝛼пос мах − 𝛼з − 𝜓,,
где 𝛼пос мах – максимальный посадочный угол;
𝛼з – угол заклинения крыла (относительно продольной оси фюзеляжа);
𝜓 – стояночный угол.
φ = 14 − 2 − 0 = 12°,
2.8 Составление сводки масс самолета
Массу крыла рассчитываем по формуле 42:
0,1
mкрыло 0,0213(m0 n p )0,557 S 0,649 0,5 (c 0 ) 0,4 (1 )0,1 (cos ) 1 S упр
.кр
где np=5,7 – расчетная перегрузка;
1685
1
2
p0 (
)
cos
1685
n p 1,5
5,7
1
2
290 * (
)
cos180 7,6
n p 1,5
𝑚крыло = 0,0213 ∙ (13528 ∗ 4,7)0,557 ∙ 46,60,649 ∙ 7,60,5 ∙ 0,15−0,4 ∙ (1 +
3,2)0,1 ∙ 1,04 ∙ 1,28 = 1217 кг,
Масса фюзеляжа находится при помощи формул 43-46.
L
0,04
mфюзеляж 0,6093К двер К ш (m0 n p )0,5 Lкф 0,25 Sф0,302
( кф )0,10 ,
.ом (1 k ws )
Нф
где Кш 1 - при креплении шасси к крылу;
Lкф 19 м
Sф.ом
Нф
- конструкционная длина фюзеляжа;
- площадь омываемой поверхности фюзеляжа
- конструкционная высота фюзеляжа;
(1 2 ) l tg
kws 0,75
),
(
(1 ) Lкф
(1 2*3, 2) 18,8 tg180
kws 0,75
) 0,37.
(
(1
3,
2)
19
2
2 3
1
Sф.ом Dф Lф 1 1 2
ф
ф
2
2 3
1
Sф.ом 3,14 1,9 19 1
1
113,35 0,94 1,01 107,6 м 2
2
9,9 9,9
mфюзеляж 0,6093 (13528*5,7)0,5 190,25 107,60,302 (1 0,37)0,04 (
19 0,10
)
3,1
mфюзеляж 14511,012 1,19 1760кг
Массу оперения находится согласно формуле 47:
mоп 0,6mкр ( S ГО S ВО )
mоп 0,6 1217 (0,25 0,18) 314 кг.
Массу шасси рассчитывается по формуле 48:
mш 0,033m0I
mокр 0,033 13528 446
кг.
Массу окраски принимается по формуле 49:
mокр 0,002m0I
mокр 0,002 13528 27
кг.
Снижение веса конструкции можно добиться путем рационального
выбора материала для деталей и узлов и тщательной проработки
конструктивно-силовой схемы агрегата самолета на этапе конструирования.
Абсолютные значения масс агрегатов самолета и окраски получены
при
помощи
зависимости
весовых
между
воспринимаемых
ими
формул,
которые
геометрическими
нагрузками
учитывают
параметрами
при
помощи
теоретические
агрегатов
и
эмпирических
коэффициентов.
В массовую сводку входят абсолютные и относительные значения
вычисленных значений составляющих масс проектируемого самолета
(Таблица 4).
Таблица 4 – Массовая сводка проектируемого самолета
№ Наименование
1
Абсолютное Относительное
значение
значение
Масса конструкции планера тк
3764
0,278
Крыло
1217
1760
Фюзеляж
314
Оперение
446
Шасси
27
Окраска
2
Масса топливной системы m т.с.
3
Масса
коммерческой
4870
0,36
нагрузки 1492
0,11
тком
4
Масса служебной нагрузки тсл
429
0,033
5
Масса силовой установки тСУ
1948
0,144
6
Масса оборудования тобор.
1352
0,1
7
Взлетная масса т0
13528
1
8
Масса пустого самолета тпуст
6718
0,49
2.9 Расчет центровок самолета
Центровка – это положение центра тяжести самолета относительно
средней аэродинамической хорды, выраженное в процентах от ее длины.
Положение центра масс летательного аппарата обычно определяется
методом двойного взвешивания. При каждом взвешивании замеряют
показания передних и задних весов. Зная расстояние между весами и
показания передних и задних весов в обоих случаях, по правилам механики
определяют
для
каждого
из
положений
самолета
величину
равнодействующих сил и линии их действия, пересечение которых
определяет положение центра тяжести.
В процессе полета по мере выработки топлива, положение центра
тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки
самолета. Поэтому необходимо стремиться разместить грузы таким образом,
чтобы изменение их веса лежало в допустимых пределах.
Допустимый
диапазон
разбега
центровок
ограничивается
предельными передним и задним положением центра масс самолета,
зависит
от
его
схемы,
формы
крыла
в
плане
и
расположения
горизонтального
оперения.
Для
проектируемого
административного
самолета принимается по рекомендации (Концептуальное проектирование
самолета: учеб. пособие / В.А. Комаров [и др.] / Самара: Самар. гос.
аэрокосм. ун-т, 2007, - 92 с.) предельно допустимые значения центровок
прототипа самолета Hawker Siddeley HS-125: х м.п.п. 18% , х м.п.з. 37,5% При
расчете центровок разрабатывается центровочный чертеж с боковой
проекцией самолета в системе координат XY. Принимаем ось Х,
совпадающей с осью земли при стоянке, и ось Y – с касательной к носку
фюзеляжа. Массу самолета разбиваем на точки, расположение которых
совпадает с центром масс каждого груза. Центр масс шасси показывается в
убранном и выпущенном положениях. За точки масс с переменным весом
принимается: экипаж, пассажиры в салоне, топливо. При расчете положение
центра масс агрегатов принимается следующим образом:
центр тяжести крыла на 40% bА; центр тяжести оперения на 47% bА г.о.;
центр тяжести фюзеляжа на 60% его длины (при стреловидном крыле);
центр масс оборудования и управления в центре масс фюзеляжа;
центр масс топлива и топливной системы в центре масс площади
топливных баков крыла на плановой проекции самолета.
Таблица 5 – Центровочная ведомость.
№
Название
mi, кг
Xi, м
miXi
Yi, м
miYi
точки
1
Фюзеляж
1760
11,400 20064
1,966
3460,16
2
Крыло
1217
10,317 12555,8
1,186
1443,36
3
Оперение
314
18,095 5681,8
3,617
1135,74
4
Основное
297
10,504 3119,7
1
297
297
11,083 3291,7
1,188
352,84
149
3,994
0,402
59,9
шасси
выпущено
5
Основное
шасси убрано
6
Переднее
шасси
595,11
выпущено
7
Переднее
149
4,881
1948
Оборудование 1352
727,3
1,188
177,01
13,567 26428,5
2,231
4345,99
11,400 15412,8
1,966
2658,03
429
3,360
1,966
843,41
4870
10,738 52294,06 1,26
6136,2
8,948
1,767
2085,06
1,4
436,8
шасси убрано
8
Силовая
установка
9
и управление
10
Служебная
1441,44
нагрузка
11
Топливо
12
Коммерческая 1180
10558,6
нагрузка (вес
пассажиров)
13
Коммерческая 312
13,220 4124,6
нагрузка (вес
багажа)
Для расчета координат центра тяжести самолета и центровок
используются формулы 50, 51:
X цт
m X
m
i
i
i
Xт
X цт X а
bа
Где ba=2,552 м – длина средней аэродинамической хорды;
Хa=9,269 м – расстояние от носа фюзеляжа до носка средней
аэродинамической хорды.
Значение центровки и координаты центра тяжести определяются для
следующих расчетных случаев загрузки летательного аппарата:
Масса взлётная, номинальная (целевая нагрузка 100%), шасси
выпущено, шасси убрано.
Масса взлётная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в
заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.
Масса взлётная (целевая нагрузка 50% - 6 пассажиров с багажом в
заднем отсеке весом 20 кг на каждого), шасси выпущено, шасси убрано.
Масса посадочная (целевая нагрузка 100%), топливо на борту
превышает навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.
Масса посадочная (целевая нагрузка 75% - 9 пассажиров с багажом в
заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает
навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.
Масса посадочная (целевая нагрузка 25% - 3 пассажира с багажом в
заднем отсеке весом 20 кг на каждого), топливо на борту превышает
навигационный запас на 10%, шасси выпущено, шасси убрано.
Самолет пустой, на земле.
Масса самолета взлетная, максимально допустимая, целевая нагрузка
отсутствует, шасси выпущено, шасси убрано.
Полученные результаты расчета центровок сводятся в Таблицу 6.
Таблица 6 – Расчет центровки для разных случаев загрузки самолета.
Расчётная
загрузка X т
самолёта
Взлетная масса
Посадочная
масса
ШВ
ШУ
ШВ
ШУ
Целевая нагрузка 100%
0,244
0,26
0,252
0,26
Целевая нагрузкой 75%
0,271
0,28
0,26
0,275
Целевая нагрузка 50%
0,292
0,3
0,29
0,34
Целевая нагрузка 25%
0,318
0,321
0,271
0,28
Перегонный вариант
0,235
0,25
0,2
0,211
Самолет пустой
0,18
-
-
-
Таким образом, из результата расчета можно сделать вывод, что
диапазон
разбега
центровок
составляет
14,1%
длины
средней
аэродинамической хорды, так как предельно-передняя центровка равна
х м.п.п. 18% , предельно-задняя х м.п. з. 32,1% .
2.10 Разработка конструкции агрегата
В качестве объекта конструирования была выбрана консоль крыла
самолета. Основные исходные данные характеристик крыла, определенные
на этапе проектирования самолета, занесены в Таблицу 7.
Таблица 7 – Геометрические характеристики крыла и взлетный вес
самолета.
Характеристика
Значение
Размах 𝐿, [м]
18,82
Площадь 𝑆, [м2 ]
46,6
Сужение 𝜂
3,2
Относительная толщина крыла у корня 18
𝑐̅корн , %
Относительная толщина крыла на конце 12
крыла 𝑐̅конц , %
Угол стреловидности 𝜒, [ °]
18
Взлетный вес 𝐺взл , [кг]
13528
2.10.1 Выбор профиля
Выбирается из атласа профилей симметричный профиль Як-55 с
относительной толщиной на участке оперения c=0,15, в корневой части
с=0,18, в концевой с=0,12 из соображений простоты расчетов, так как
расположение центра давления у данного вида профиля постоянно при
любых углах атаки.
Геометрические характеристики профиля Як-55 представлены на
Рисунке 6.
Рисунок 6. Геометрические характеристики профиля Як-55.
2.10.2 Расчет аэродинамических нагрузок
Эксплуатационная перегрузка принимается исходя из значения
взлетной массы самолета:
nyэ max 1
250
m
nyэ max 1
250
3,15
13528
Разрушающая и эксплуатационная нагрузка согласно по формулам 5253:
P э G n yэ
Pразр. P э f
P э 13528 3,15 42613
Р разр 42613 1,5 63920
Относительная циркуляция задает характер распределения воздушной
нагрузки по размаху крыла. Ее величина зависит от скорости полета
летательного аппарата, формы крыла в плане и его геометрических
параметров: сужения η=3,2 и удлинения λ=7,6 (Таблица 8).
Таблица 8 – Относительная циркуляция.
Zот 0
0,1
0,
0,
0,
2
3
4
1,3
1,34 1,
1,
1,
1,0
0,95 0,85 0,73 0,5
0,4
72
8
28 22
15
565
4
8
5
16 08
01
распределенная
по
н
Гχ
Аэродинамическая
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
0,9
1
5
3
нагрузка,
6
0
сечениям,
определяется по формулам 54-55 для крыла со стреловидностью 18○ по
четверти хорд в пределах
10о 0,25 35о
:
q аэр.
Pразр.
L
Гχ
Гχ Гпл. 2 1 z 1 cosχ
1
cosχ
Половина размаха крыла разбивается на 12 сечений, и затем строятся
эпюры распределенной воздушной нагрузки. Используя метод трапеций,
интегрируются найденные значения qаэр для нахождения перерезывающей
силы (формула 56). Аналогично определяется изгибающий момент по
аэр.
размаху крыла Q (формула 11).
аэр.
z
Q
аэр.
q
dz
L /2
z
M
аэр.
Q
аэр.
dz
L /2
Все вычисления, связанные с определением нагрузок на крыло, для
наглядного представления и рационального метода расчета сводятся в
таблицу программы MS Excel.
Таблица 9 – Определение аэродинамических нагрузок
z отн Гпл
z
Гχ
Qаэр
Qаэр
Mаэр
0
1,372
0
1,409044 4785,658
-34322,06 140419,2
0,1
1,348
0,941
1,393339 4732,318
-29843,85 110229,1
0,2
1,2816 1,882
1,330739 4519,705
-25490,77 84194,2
0,3
1,2208 2,823
1,274333 4328,128
-21327,87 62166,03
0,4
1,1501 3,764
1,206978 4099,363
-17362,73 43962,1
0,5
1,0565 4,705
1,114295 3784,577
-13653,34 29369,04
0,6
0,954
5,646
1,011769 3436,358
-10255,89 18119,75
0,7
0,853
6,587
0,910902 3093,774
-7183,46
0,8
0,736
7,528
0,792338 2691,088
-4461,683 4435,499
0,9
0,58
8,469
0,630641 2141,901
-2187,761 1306,936
9914,539
0,95
0,45
8,9395 0,492281 1671,975
-393,3322 92,5314
1
0
9,41
0
0
0
0
Эпюры от аэродинамических нагрузок представлены в Приложении А.
2.10.3 Расчет массовых и инерционных сил
На крыло также действуют массовые силы от веса конструкции
агрегата, шасси и топливных баков, приложенные по сечениям вдоль
размаха крыла. Величина погонной силы от массы самого крыла
принимается пропорционально аэродинамической нагрузке и рассчитываем
ее по формуле:
q кр.
Gкр.
G
q аэр.
Где Gкр – вес крыла; G – взлетная масса самолета;
qаэр – погонная аэродинамическая нагрузка.
Далее вычисляется перерезывающая сила Qкр. и изгибающий момент
Mкр от веса крыла. Результат расчетов представлен в Таблице 10.
Таблица 10 – Распределение массовых сил по размаху крыла.
z отн
qкр
Qкр
0
413,2908 3090,13
Мкр
12680,51
0,1
413,6963 2701,033 9955,768
0,2
408,019
2314,416 7595,999
0,3
395,6845 1936,273 -5596,05
0,4
375,9493 1573,22
3944,834
0,5
348,7796 1232,235 -
2624,868
0,6
315,4595 919,7101 1612,378
0,7
281,4297 638,8737 879,0641
0,8
238,0731 394,4477 392,8864
0,9
188,0929 193,9366 116,0516
0,95
149,3997 35,14628 8,268163
1
0
0
0
Затем строятся эпюры распределенной нагрузки, перерезывающей
силы и изгибающего момента от массовых сил конструкции крыла
(Приложение А).
По формуле 59 находится распределённая весовая нагрузка от веса
баков с топливом. Расчет значений величины данной нагрузки представлен в
Таблице 1. аэродинамический сечение крыло лонжерон
q топл. c b B nyэ f
где γ – удельный вес топлива;
B – расстояние между лонжеронами;
b – хорда крыла; c – относительная толщина профиля;
nэy
– эксплуатационная перегрузка;
f – коэффициент безопасности.
Таблице 11 – Весовая нагрузка от топливных баков
Z
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
q топл.
0
0
3608
2955
2374
1870
1439
Так
как
относительная
толщина
профиля
по
размаху
крыла
непостоянна, находим согласно формуле 14 ее относительные значения в 12
сечениях агрегата. Результаты расчета вносим в Таблицу 12.
c cкорн. cкорн. cконц. z
Таблица 12 – Относительная толщина профиля
С̅ 0,
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
0,1
18
74
68
62
56
5
44
38
32
26
23
2
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
0,9
1
z̄
5
Согласно ГОСТ 10227-86 плотность авиационного керосина марки ТС-1
составляет 780 кг/м3. Для упрощения расчетов представляем форму баков в
виде усеченных пирамид (Рисунок 9).
Рисунок 7 – Эскиз баков с топливом
Эпюры
напряжений
от
погонной
силы
тяжести
топлива,
перерезывающей силы и изгибающего момента от веса топливных баков
представлены в Приложении А.
По формуле 61 вычисляются эпюры (Приложение А) от действия
сосредоточенной силы – веса шасси в консоли крыла. Принимается
направление действия данной силы параллельно аэродинамической.
P соср. Gсоср. nэy f
Pсоср. 150 3,15 1,5 709 (кг)
Изгибающий момент от действия сосредоточенной силы определяется
по формуле:
М изг Gсоср. nэy f z
М изг 150 3,15 1,5 1,4 992 (кг∙м)
Результат сложения значений изгибающих моментов от всех сил по
сечениям крыла и перерывающих сил представлен в графическом виде в
Приложении А и в Таблице 13.
Таблица 13 – Значение суммарного изгибающего момента и
перерезывающих сил
Z (м)
0
0,941
1,882
2,823
3,764
4,705
5,646
6,587 7,528
Q
-
-
-
-
-
-
-9333
-
-
6537
4060
85646 67107 52690 41253 33734 25262 16490 9023
4036
Z (м)
8,469
8,939
9,41
-
-
-
-
-
-
Q
-1991
-358
0
-
-
-
-
-
-
1189
84
0
-
-
-
-
-
-
(кг∙м) 21377 17301 14049 13348 12247 10868
M
(кг∙м)
(кг∙м)
M
(кг∙м)
2.10.4 Определение крутящих моментов по сечениям крыла
Для того чтобы найти значения крутящих моментов в каждом из
двенадцати сечений крыла, необходимо отметить на чертеже крыла в плане
положение линий центров давления и тяжести. Координата центра давления
симметричного профиля Як-55 принимается на расстоянии одной четвертой
части размера хорды аналогично расположению фокуса. Так как выбранный
профиль является симметричным, то принимается условие, что центр
давления при любых углах атаки не изменяет своего положения.
Рисунок 8 – Определение точек приложения воздушных и массовых
сил.
Далее определяется по чертежу расстояние от оси корневого носка до
точки приложения воздушной и массовой силы (Рисунок 9) по каждому
сечению крыла.
Значения
M Zаэр
M Zаэр
ycл.i
ycл.
и
рассчитываются по формулам 63, 64. Результат
расчетов заносится в Таблицу 14.
n
аэр
аэр
аэр M Zycл. M Zycл.i
M zаэрусл. i Qiаэр. hi
i 1
Таблица 14 – Значение крутящего момента по размаху крыла от
воздушной нагрузки.
z отн
0
ΔМаэр 4232
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
5446
6482
7383
8042
8405
8541
8397
7711
7919
ΣМаэр 74071 69840 64394 57912 50529 42487 34082 25540 17144 9433
Эпюра крутящего момента от воздействия аэродинамических сил
представлена в Приложении А.
Крутящий момент от массовых сил конструкции агрегата самолета,
которые действуют по линии центров тяжести крыла, находится по формуле
65.
M Zкр.ycл. Qiкр. hiкр.
где Qi - расчетная сосредоточенная сила от веса части крыла между
кр.
двумя соседними сечениями;
hiкр. - плечо от точки приложения силы Qiкр. до оси zусл.
Таким же образом определяются значения крутящего момента
M Zтопл.
ycл.
от массы топливных баков.
Используя формулу 66, вычисляются значения крутящего момента от
сосредоточенных сил – массы шасси.
M соср. P соср. hсоср.
Zycл.i
i
i
Суммарный крутящий момент
M Zycл.
от всех сил, действующих на
крыло, рассчитывается по формуле 67. Суммарную эпюра представлена в
Приложении А. Значения всех крутящих моментов занесены в таблицу 6.
кр.
топл.
соср.
M Zycл. M Zаэр.
ycл. M Zycл. M Zycл. M Zycл.
Таблица 15 – Значения крутящих моментов
M Zаэр
ycл.
M Zкр.ycл.
M Zтопл
ycл.
M соср
M Zycл.
0
-74071
8342
0
2704
-61741
0,1
-69840
7622
0
1437
-59495
0,2
-64394
6828
23258
0
-33023
0,3
-57912
6001
16437
0
-34190
0,4
-50529
5106
10146
0
-33993
0,5
-42487
4188
4655
0
-32360
0,6
-34082
3274
0
0
-29523
0,7
-25540
2381
0
0
-21875
0,8
-17144
1542
0
0
-14317
0,9
-9433
782
0
0
-7366
0,95
-1514
144
0
0
-1370
1
0
0
0
0
0
Zотн
Zycл.i
2.10.5 Определение расчетных значений M изг. и M кр. для заданного
сечения крыла
Приближенное положение центра жесткости (Рисунок 17) в расчетном
сечении крыла определяется исходя из высоты каждого лонжерона и
расстояния от выбранного полюса А до стенки лонжерона (формула 68).
m
H l
xц.ж. i 1m
2
i
H
i 1
2
i
2
i
где H i - высота i-го лонжерона;
l i - расстояние от выбранного полюса А до стенки i-го лонжерона;
m – количество лонжеронов.
xц.ж.
0 0,3392 1,793
0, 494 м
0,552 0,3392
Рисунок 9 – Расположение центра жесткости крыла в расчетном
сечении.
После нахождения положения центра жесткости находится по формуле
69 момент, проходящий через данную координату и действующий
относительно оси размаха крыла:
M Z Q a M Zycл.
Где Q - суммарная перерезывающая сила в расчетном сечении.
M Zycл.
- суммарный крутящий момент.
M Z 14049 1,725 (33029) 8795 кг∙м
Так как спроектированное крыло стреловидной формы, то необходимо
сделать поправку на угол χ=18° по формулам 70, 71.
M кр. M z M z cos M x sin
1
M изг. M x M z sin M x cos
1
M кр. M z 8795 0,946 52690 0,326 8858
1
M изг. M x 8795 0,326 52690 0,946 52712
1
кг∙м
кг∙м
2.10.6 Определение элементов конструктивно-силовой схемы
Консоль крыла состоит из хвостовой, носовой, кессонной части, носка и
законцовки.
Кессон включает в себя продольный силовой набор: передний и
задний лонжерон, стрингеры; поперечный набор, представляющий собой
нервюры; кронштейны для навески механизации и элеронов, панели
обшивки.
Лонжероны сборные, имеют стенку, верхний и нижний пояса Тобразного профиля. Материал для получения заготовки стенки – Д16. Пояса
лонжеронов изготавливаются из прессованных алюминиевых профилей.
Силовые
нервюры
составные
без
отверстий
облегчения,
устанавливаются в местах крепления элерона, закрылка и стыка консоли
стреловидного крыла с центропланом для передачи крутящего момента на
обшивку. Типовые нервюры, выполненные с отбортованными отверстиями,
расположены в зоне свободной от топливных баков. В стенках лонжеронов
предусмотрены отверстия с отбортовкой переменного по длине детали
диаметра, благодаря которым снижается вес конструкции и улучшаются
условия проведения клепально-сборочных работ.
Стрингеры уголкового сечения располагаются в местах вырезов нервюр
по внутреннему контуру кессона под верхней и нижней панелью между
поясами лонжеронов. Выполняются данные силовые элементы из уголковых
равнополочных дюралевых профилей.
Хвостовая часть состоит из диафрагм, хвостовых нервюр, зашивки и
панели обшивки.
Носок, законцовка и хвостовая панель обшивки крыла изготавливаются
из полимерно-композиционных материалов.
2.10.7 Определение нормальных усилий, действующих на панели
крыла
Для последующих расчетов принимается положительно направление
действия сил Mизг и Q ∑ в расчетном сечении. Пояса лонжеронов и стрингеры
с присоединенной обшивкой воспринимают Mизг . Усилия, нагружающие
панели, вычисляются по формулам 72, 73.
N
M изг.
F
H ср. H ср. B
,
𝐹 = 0,918823 м2
где
-
площадь
поперечного
сечения
крыла,
ограниченная крайними лонжеронами;
𝐵 = 1,793 м - расстояние между крайними лонжеронами (Рисунок 16).
H ср.
N
0,918823
0,512
1,793
м
52712
102953,125
0,512
кг
Рисунок 10 – Размеры расчетного сечения крыла
Используя статистические коэффициенты , , для крыла кессонного
типа,
по
формулам
74-76
определяются
нормальные
усилия,
воспринимаемые полками лонжеронов, стрингерами и обшивкой:
N лна N
N стр. N
Nобш. N
N лна 0,7 102953,125 72067,2 кг
Nстр. 0, 2 102953,125 20590,6
кг
Nобш. 0,1102953,125 10295,3 кг
2.10.8 Определение толщины обшивки
Толщина обшивки для растянутой зоны рассчитывается по формуле
30 согласно четвертой теории прочности:
2
M
M кр.
раст. изг . 3
2 H B
в H ср. B
ср .
2
1
где в 45 10 кг / м
6
2
–
напряжение предела прочности материала
обшивки Д16; – коэффициент, определяемый по типу конструктивносиловой схемы крыла.
2
2
1
8858
32969965 22478914
52712 0,1
раст.
3
6
45 10
45 106
0,512 1,793
2 0,512 1,793
7446
0,000165 м
45 106
Полученное
значение
толщины
обшивки
не
удовлетворяет
эмпирически требованию технологичности сборки агрегата. Для увеличения
жесткости формы панели на подготовительном и последующих операциях
сборочных работ принимаем предварительно толщину обшивки нижней
панели крыла раст=0,0015 м из сортамента алюминиевых листов по ГОСТ
21631-76. В сжатой зоне крыла следует увеличить толщину верхней панели
на 30% сж. 1,3 0,002 0,0026 м.
Таким образом, принимаем большее значение приведенной толщины
обшивки из двух найденных. Оно равняется 2,5 мм согласно сортаменту
листов из алюминиевых сплавов (ГОСТ 21631-76).
2.10.9 Определение шага стрингеров и нервюр
Для подкрепления обшивки крыла принятой лонжеронной схемы
применяются стрингеры, шаг которых выбирается таким образом, чтобы
избежать недопустимой волнистости поверхности агрегата, создающего
подъемную силу.
Наибольшее значение прогиба (формула 78) достигается в центре
рассматриваемой пластины, условно ограниченной размерами шага нервюр
и стрингеров.
wd
p 4
D
p 290
где
даН
м 2 - удельная нагрузка на крыло
E 3
D
12 (1 2 ) - цилиндрическая жесткость обшивки
D
E 3
7, 2 109 0,00253 112,5
10,3
12 (1 2 )
10,92
12 1 0,32
Из формулы 31 выражается шаг стрингеров l при условии, что
w 0,02 0,002
3
0,02 D 3 0,02 10,3
0,061м
dp
3 290
w 3
290 0,14
0,008 м
10,3
По формуле 79 определяется число стрингеров сжатой панели:
nсж .
Bo
Где Во=1,803 м – длина дуги обшивки сжатой панели
nсж.
1,803
18
0,1
В сжатой панели количество стрингеров принимается больше на 20%.
Тогда
число
стрингеров,
n раст. 0,8 n раст 0,8 18 14
l
зоне крыла равняется
подкрепляющих
нижнюю
панель
. Таким образом, шаг стрингеров в растянутой
Bo
n раст.
1,803
0,13
14
м.
Величина шага нервюр задается в соответствии с шагом стрингеров
a 3 l 3 0,1 0,3 м.
2.10.10 Расчет площади сечения стрингеров
Площади сечений стрингеров находятся из соотношения нормальных
усилий, воспринимаемых продольными элементами конструкции крыла, и
значения критического напряжения (формула 80).
Fстр.сж.
где
N стр.
кр.стр. nсж.
кр.стр.
- критическое напряжение стрингеров в сжатой зоне ( в
первом приближении кр.стр. 0,5 0,6 в ).
Fстр.сж .
20591
0,000047 м 2
6
24 10 18
Принимаем Fстр.сж. 0,00005 м2
Площадь сечения стрингеров в растянутой зоне (формула 81).
Fстр. раст.
N стр.
в 0,9n раст.
где в - предел прочности материала стрингера при растяжении.
Fстр. раст.
20591
0,0000408 м2
6
40 10 0,9 14
Принимается Fстр. раст. 0,000042 м2.
Для повышения технологичности сборки продольного силового набора
с обшивкой и нервюрами принимаем уголковую форму сечения стрингеров.
2.10.11 Определение площади сечения лонжеронов
Площадь полок лонжеронов в сжатой зоне:
Fл. сж.
N лн
кр. л-н
где кр. л-н – критическое напряжение при потере устойчивости полки
лонжерона
кр. л-н 0,8 в 0,8 40 106 32 106 кг / м2
Fл. сж.
N лн
кр. л-н
.
72067
0,0024 м 2
6
32 10
Из соотношения площади полки и высоты лонжерона определяются
площади полки каждого лонжерона (формула 83-84).
Fл н 1 H12
Fл-н 2 H 22
Fл-н сж. Fлн 1 Fлн 2
Fл-н сж H 22 0,0024 0,3392
Fлн 2
0,0006 м 2
2
2
2
2
H1 H 2
0,550 0,339
Fлн 1 0,0024 0,0006 0,0018 м2
Площадь лонжеронов в растянутой зоне:
Fлн раст.
N лн
72067
0,0025 м2
6
в k 32 10 0,9
Площадь каждой полки лонжеронов рассчитывается подобным
образом по формуле 85.
Fл-н раст. Fлн 1 Fл н 2
Fлн 2
Fл-н раст H 22
H12 H 22
0,0025 0,3392
0,0007 м 2
2
2
0,550 0,339
Fлн 1 0,0025 0,0007 0,0018 м2
2.10.12 Нахождение толщины стенок лонжеронов
Касательные усилия в стенках постоянны, поэтому толщина стенки
лонжерона принимается неизменной. Так как данный элемент конструкции
узла воспринимает суммарную поперечную силу ΣQ, то следует найти
значение
нагрузки
на
стенки
каждого
из
двух
лонжеронов,
воспользовавшись формулами 86-88.
Q 1 H12
Q 2 H 22
Q Q1 Q2
Q H 22
Q2 2
H1 H 22
Q2
14049 0,3392
3868кг
0,552 0,3392
Q1 14049 3868 10181кг
Затем определяется толщина стенки лонжерона по формулам 89-91.
ст. i
Qi
H i кр. i
где H i - высота стенки i лонжерона;
Qi - нагрузка на стенку i лонжерона;
кр. i
- критическое напряжение потери устойчивости стенки лонжерона
крыла от сдвига.
кр. i
кр. i ki 0,9 E ст. i
Hi
2
где E – модуль Юнга;
2
H
k i 5,60 3,78 i
a при a > H i ;
Нi - высота стенки i лонжерона;
δcт i – толщина стенки i лонжерона.
кр. i ki 0,9 E ст. i
Hi
2
Толщина стенки лонжерона (формула 92:
ст. 3
i
Qi H i
0,9 k i E
0,550
k1 5,6 3,78
6,81
1,725
0,339
k 2 5,6 3,78
6,34
1,725
ст. 3
10181 0,55
0,00502 м
0,9 6,81 7, 2 109
ст. 3
3868 0,339
0,003 м
0,9 6,81 7, 2 109
1
2
Таким образом, толщина стенки первого лонжерона δстр1=5 мм,
второго δстр2=3 мм.
2.10.13 Расчет сечения крыла на изгиб
Для расчета сечения крыла на изгиб вычерчивается профиль
расчетного сечения крыла, на котором размещаются пронумерованные
стрингеры и лонжероны (рис.12). Расчет сечения крыла на изгиб проводится
методом редукционных коэффициентов и последовательных приближений.
Вычисляются
в
первом
приближении
приведенные
площади
поперечного сечения продольных ребер (стрингеров, поясов лонжеронов) с
присоединенной обшивкой по формулам 43-44.
Fi пр. Fi i1 ,
где Fi - действительная площадь сечения i-го ребра;
Fi обш.
прис.
-
F обш 0,8
присоединенная площадь обшивки ( i прис.
-
растянутой панели,
2
Fi обш
прис. 30
для
- для сжатой панели);
i1 - редукционный коэффициент первого приближения.
Fi Fi Fi обш.
прис.
где
Fi обш.
прис.
- присоединенная площадь обшивки (
растянутой панели,
2
Fi обш
прис. 30
- для сжатой панели).
обш
2
Fраст.
прис. 0,8 0,0025 0,1 0,0002 м
обш
2
2
Fсж.
прис. 30 0,0025 0,00019 м
Fi обш
прис. 0,8
- для
Fраст стр 0,000042 0,0002 0,000242 м 2
Fсж стр 0,00005 0,00019 0,00024 м 2
Fраст лон.1 0,0018 0,0002 0,002 м 2
Fраст лон.2 0,0007 0,0002 0,0009 м 2
Fсж лон.1 0,0018 0,00019 0,00199 м 2
Fсж лон.2 0,0006 0,00019 0,00062м 2
Так как материал элементов продольного силового набора один, то
принимается редукционный коэффициент первого приближения i 1 . Тогда
1
площадь поперечного сечения стрингера, присоединённого к нижней панели
пр.
Fраст.
0,000242 1 0,000242 м2
,
присоединенного
к
верхней
панели
пр.
Fсж.
0,00024 1 0,00024 м2 . Аналогично определяются площади сечений
поясов лонжеронов с присоединенной обшивкой нижней и верхней панели
крыла.
Вычисляются
координаты
центра
тяжести
сечения
первого
приближения по формуле 47. Для этого находятся графически по чертежу
координаты оси инерции каждого стрингера и четырех поясов лонжеронов,
принимая за точку отсчета вершину носка профиля крыла.
n
x
1
c
Fi пр. xi
i 1
n
Fi
пр.
n
y
1
c
F
пр.
i
i 1
n
F
i 1
i 1
yi
пр.
i
Расчет представлен в Приложении Б.
В результате расчета были получены следующие значения искомых
координат xc 1, 221м , yc 0,021м .
1
1
Далее принимается новая система с началом координат в точке
x1c 1, 453 м ,
y1c 0,038 м , и вычисляются моменты инерции (осевые и
центробежный) приведенного сечения относительно осей x1, y1 по
формулам 96-98:
n
n
I x1 Fi y I y1 Fi пр. xi1
пр.
пр.
i 1
12
i
пр.
2
i 1
n
пр.
I xпр.
xi1 yi1
1y1 Fi
i 1
пр.
I пр.
1 0,0057315 I 1 0,0007921
y
x
I пр.
1 1 0,001161
x y
Угол поворота главных центральных осей сечения (формула 99)
определяется в зависимости от значения центробежного и осевого моментов
инерции:
2 I xпр.
1 y1
tg 2
tg 2
пр.
I yпр.
1 I x1
2 0,001161
0, 4644
0,0057 0,0007
0,01
Таким образом, углом поворота центральных осей сечений можно
пренебречь, так как он его значение меньше 5 градусов.
Рассчитываются
напряжения
в
элементах
сечения
в
первом
приближении по формуле 100.
i1
M изг. 1 1
yi i E
I пр.
1
x
Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения
равное 12 =20,5∙106 кг/м2 наблюдается в стрингере №12, подкрепляющего
1
растянутую панель, и в поясе лонжерона
11 =17,9∙106 кг/м2. Сравнивая
полученный результат с критическим с σкр лонж = 32 ∙ 106 кг⁄ 2 и σкр стр =
м
6 кг
24 ∙ 10
⁄м2 (для сжатой панели) и σв лонж = σв стр = 40 ∙ 106 кг⁄м2 (для
растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция имеет лишний
вес. Поэтому уменьшаем толщину обшивки с 2,5 до 1 мм и повторяем расчет.
обш
2
Fраст.
прис. 0,8 0,001 0,1 0,00008 м
обш
2
2
Fсж.
прис. 30 0,001 0,00003 м
Fраст стр 0,000042 0,00008 0,000122 м 2
Fсж стр 0,00005 0,00003 0,00008 м 2
Fраст лон.1 0,0018 0,00008 0,00188 м 2
Fраст лон.2 0,0007 0,00003 0,00073 м 2
Fсж лон.1 0,0018 0,00008 0,00188 м 2
Fсж лон.2 0, 0006 0,00008 0,00068м 2
Таким образом, максимальное значение внутреннего напряжения
равное 12 =29,9∙106 кг/м2 наблюдается в стрингере №5, подкрепляющего
1
11 =29,4∙106 кг/м2. Сравнивая
полученный результат с критическим с σкр лонж = 32 ∙ 106 кг⁄ 2 и σкр стр =
м
6 кг
24 ∙ 10
⁄м2 (для сжатой панели) и σв лонж = σв стр = 40 ∙ 106 кг⁄м2 (для
растянутой панели), можно сделать вывод, что конструкция не проходит
сжатую панель, и в поясе лонжерона
проверку на прочность. Принимаем толщину обшивки 1,5 мм.
3. Технологический раздел
3.1 Анализ сборочной единицы на технологичность
Общие требования к технологичности конструкции сборочной единицы
определены в ГОСТ 14.203-73. Вид изделия – сборочная единица. Консоль
крыла расчленяется на рациональное число составных частей с учетом
принципа
агрегатирования.
Сборочная
единица,
включает
в
себя
максимальное число стандартизированных деталей (примерно 70% от
общего количества входящих деталей). Конструкция сборочной единицы
предусматривает наличие базовой детали (Лонжерон I) для расположения
остальных составных частей агрегата.
Главными факторами, определяющими технологичность конструкции,
являются:
вид изделия;
объем выпуска;
тип производства.
Тип производства можно определить исходя из массы и программы
выпуска.
Таблица 1 – Зависимость типа производства от объема выпуска (шт) и
массы детали
Годовой
объем
производства
деталей
одного
наименования, шт.
Тип
тяжелых
средних массой легких (мелких)
(крупных)
массой свыше 30 до 30 кг
массой до 6 кг
кг
Единичное
до 5
до 10
до 100
Мелкосерий
6-100
11-200
101 -500
ное
Среднесерий 101 -300
201 - 1000
501 - 5000
1001 - 5000
5001 - 50000
свыше 5000
свыше 50000
ное
Крупносерий 301 - 1000
ное
массовое
свыше 1000
свыше
Так как масса конструкции консоли крыла превышает 30 кг,
принимаеьтся тип производства мелкосерийный при годовой программе
выпуска 60 ед.
Количественная оценка технологичности конструкции (Говорков А.С.
Методика количественной оценки технологичности конструкции изделий
авиационной техники) производится по комплексному коэффициенту:
𝑝=
∑𝑛
𝑖=1 𝑘𝑖 ∙𝜑𝑖
∑𝑛
𝑖=1 𝜑𝑖
,
где 𝑝 – коэффициент количественной оценки технологичности изделия;
𝑘𝑖 – значение итого частного показателя технологичности детали;
𝜑𝑖 – коэффициент весомости частного показателя технологичности;
𝑛 – количество принятых показателей.
Все полученные значения показателей занесены в Таблицу16.
Таблица 16 – Расчет показателей технологичности
№
Наименование
частного Значение Коэффицие
показателя технологичности
показате
нт
ля
весомости,
𝑘𝑖
∙ 𝜑𝑖
𝜑𝑖
1
Уровень повторяемости КЭ, 0,8
0,2
0,16
входящих в изделие 𝑘эл
2
Допуск на аэродинамический 0,8
0,2
0,16
контур 𝑘аэр.
3
Форма контура 𝑘ф.кон.
0,6
0,1
0,06
4
Уровень кривизны 𝑘ур.кр.
0,9
0,15
0,13
5
5
Выход на обвод 𝑘ТК
6
0,5
0,2
0,1
Расположение
элементов 0,7
0,15
0,10
относительно
условной
5
плоскости
Итого
1
0,72
В итоге, комплексный показатель технологичности конструкции
консоли крыла составил p=0,72, что больше принятого для серийного
производства pс=0,7. Следовательно, сборочная единица технологична в
изготовлении.
3.2 Размерный анализ собираемого агрегата
Размерная цепь агрегата состоит из 8 звеньев. Звенья А3-А7 –
уменьшающие, А1 – увеличивающее размерное звено, Δзам – замыкающее
размерное звено.
Рисунок 11 – Эскиз размерной цепи отъемной части крыла.
Так как число составляющих звеньев n=8, то размерный анализ будем
вести по вероятностному методу.
Номинальный размер замыкающего звена: Δзам=8670-160-1065-20252060-1900-1140=320 мм.
Допускаемые
предельные
отклонения
звеньев согласно ОСТ 1 00022-80 следующие:
размеров
составляющих
А1 = 86700−15 мм,
А3 = 11400−2,6 мм,
А4 = 19000−3,7 мм, А5 =
20600−4,4 мм, А6 = 20250−4,4 мм, А7 = 10650−2,6 мм, А8 = 1600−1 мм.
Допуск замыкающего звена определяем по формуле:
𝑇𝐴∆ = √𝑇𝐴3 2 + 𝑇𝐴4 2 + ⋯ + 𝑇𝐴8 2 ,
𝑇𝐴∆ = √(−2,6)2 + (−3,7)2 + (−4,4)2 + (−4,4)2 + (−2,6)2 + (−1)2 ,
𝑇𝐴∆ = 8,2 мм
Предельные отклонения (верхнее и нижнее) замыкающего звена
находим согласно формулам…
𝐸𝑆 𝐴∆ = 𝐸𝑐 𝐴∆ +
𝐸𝐼 𝐴∆ = 𝐸𝑐 𝐴∆ −
𝑇𝐴∆
2
𝑇𝐴∆
2
;,
,,
где 𝐸𝑐 𝐴∆ - координата середины поля допуска замыкающего звена;
𝐸𝑐 𝐴∆ = (𝐸𝑐 𝐴3 + ⋯ + 𝐸𝑐 𝐴8 ) − 𝐸𝑐 𝐴1 ,
𝐸𝑐 𝐴∆ = (−1,3 − 1,85 − 2,2 − 2,2 − 1,3 − 0,5) − (−7,5) = −1,85 мм
𝐸𝑆 𝐴∆ = −1,85 +
𝐸𝐼 𝐴∆ = −1,85 −
8,2
2
8,2
2
= 2,25мм,
= −5,95мм,
Среднее количество единиц допуска рассчитываем по формуле:
𝑎ср =
𝑇𝐴∆
√𝑖1 +𝑖3 +⋯+𝑖8
,,
где it - значение единицы допуска в мм (для номинальных размеров
свыше 500 до 10000 мм i=0,4∙Dср+2,1);
𝑇𝐴∆ - допуск замыкающего звена в мкм.
𝑎ср =
8,2∙1000
√14,1+4,18+5,06+5,62+5,62+4,18+2,9
;,
𝑎ср = 1270 мм.
По найденным значениям среднего значения единиц допуска и
величине допуска замыкающего звена принимается 16 квалитет точности,
который обеспечивается методом пригонки.
3.3 Разработка схемы членения агрегата или узла
Рациональное членение конструкции агрегата на узлы и детали
позволяет
существенно
сократить
производственный
цикл
за
счет
разделения труда рабочих на местах в ходе выполнения сборочных работ и
применения средств автоматизации и механизации. Также при разработке
схемы членения агрегата обеспечивается удобные условия труда для
сборщиков, ускоряется транспортировка агрегатов планера и замена мало
ресурсных частей летательного аппарата.
3.4 Составление схемы сборки
Сборочные работы в зависимости от вида можно подразделить на
узловую сборку – сборку узлов (лонжероны, нервюры, шпангоуты, створки
люков); агрегатную – сборка отсеков, агрегатов, секций планера; общую
сборку самолетов – сборку-стыковку отдельных агрегатов в целое изделие и
проведение нивелировочных работ. Так как сборочная единица – консоль
крыла – является агрегатом конструкции самолета, принимаем вид сборки
агрегатный.
Рассмотрим две основные схемы агрегатной сборки консоли крыла
вертолета: последовательную и последовательно-параллельную.
Последовательная сборка
идёт
в
одном
сложном
сборочном
приспособлении. При этой схеме трудоёмкость и цикл сборочных работ
самые большие, создаются стеснённые условия труда для сборщика, на
сборку поступает большое количество деталей.
Параллельно-последовательная
агрегатов,
расчлененных
на
панели
схема применяется
и
узлы,
которые
для
сборки
собираются
параллельно, после чего стыкуются в агрегат. Монтажные работы и панели
не выносятся, а выполняются в собранном агрегате.
Принимаем
параллельно-последовательную
схему
сборки
для
сокращения цикла сборочных работ. Выделяем узлы, которые будут
собираться параллельно в разных сборочных приспособлениях: лонжерон I в
сборе с носками нервюр, лонжерон II в сборе с нервюрами и восемь панелей
в сборе со стрингерами. Дальнейшая сборка консоли крыла будет вестись
последовательно в стапеле.
3.5 Выбор способа базирования
Базирование определяет ожидаемую точность сборки узла или
агрегата. Поэтому необходимо выбрать тот метод базирования, который
обеспечивал бы при сборке заданную точность при минимальных затратах
на оборудование
Принятый метод сборки и метод базирования предопределяет
структуру всего технологического процесса сборки, состав технологического
и контрольного оснащения, уровень ожидаемой точности готового изделия.
В самолетостроении применяют две группы методов базирования:
базирование
по
базовым
деталям,
которые
имеют
базовые
поверхности, линии разметки или СО. При этом методе сборки одну из
деталей принимают за базовую и к ней в определенной последовательности
присоединяют другие детали, входящие в узел. Этот метод применяется при
сборке изделий из жестких деталей, сохраняющих под действием
собственной массы свои форму и размеры. При этом входящие в изделие
детали разделяют на несколько сборочных групп, каждую из которых
собирают по базовой детали, входящей в данную группу. Данный метод
сборки применяется при производстве шасси самолета, агрегатов и узлов
пневмо- и гидросистем.
базирование по базовым поверхностям сборочных приспособлений
(по КФО, по поверхности каркаса, по поверхности обшивки). Точность
установки детали определяется точностью сборочной базы, образованной
поверхностями ранее установленных деталей. Базирование деталей по
базовым
поверхностям
деталей
можно
осуществлять
также
путем
ориентации их относительно кромок, вырезов, подсечек и т. п., если
обеспечивается фиксация базируемой детали относительно основной базы
Для рассматриваемой сборочной единицы –
консоли крыла,
принимаем базирование по внешней поверхности обшивки. Этот метод
обеспечивает наибольшую точность аэродинамических обводов, т.к.
погрешности входящих деталей не влияют на окончательный размер
собранного изделия, что достигается компенсацией погрешностей в
процессе установки их в приспособлении. Сборочная база в этом случае
являются рабочие поверхности рубильников стапеля, которые образуют
отраженный вид контура аэродинамических обводов планера.
3.6 Оценка погрешности сборки
Точность сборки — характеристика и свойство технологического
процесса сборки
изделия.
Точность сборки призвана обеспечивать
соответствие действительных значений параметров изделия значениям,
заданным в технической документации.
Точность сборки зависит от ряда факторов:
точности размеров и формы;
шероховатости сопрягаемых поверхностей деталей;
взаимного положения деталей при сборке;
технического состояния средств технологического оснащения.
Различают заданную (требуемую) точность, которую назначает
конструктор ОКБ при проектировании изделия и указывает в технических
условиях (ТУ). Из статистических допустимых отклонений размеров на
внешние контуры агрегатов летательных аппаратов принимаем, что
допустимое отклонение размера при сборке консоли крыла вертолета равно
± 1 мм.
Ожидаемую точность получают в результате аналитического расчета,
выполненного
по
определенной
методике
на
этапе
завершения
проектирования технологического процесса сборки и его оснащения.
Величины
отклонений
от
допускаемых
производственных
номинального
размера)
погрешностей
определяют
на
(или
основе
экспериментально подтвержденных, статистически обработанных замеров
отклонений от номинального размера.
Структурная схема для бесплазового метода увязки представлена на
Рисунке 12.
Рисунок 12 - Структурная схема для бесплазового метода увязки
ТЧ — теоретический чертеж;
ЭМ — электронная модель;
УП — управляющая программа;
ЧПУ — числовое программное управление;
ЭСП – элементы сборочного приспособления;
СП – сборочное приспособление.
Таблица 17 — Определение погрешности детали
Этап
ВО
и αi
Ai
Кi
δi
Δi
0
1
1
0,0
0
НО,
мм
Создание ТЭМ
±0,01
1
Создание КЭМ узла
±0,01
0
1
1
0,0
0
1
Создание КЭМ детали
±0,01
0
1
1
0,0
0
1
Создание УП ЧПУ
±0,02
0
1
1
0,0
0
2
Считывание
информации
с +0,02
0,5
1
1
программоносителя
Изготовление детали с помощью +0,3
0
ЧПУ
1
1
0,0
0,0
1
1
0,0
0,1
1
5
Координаты центра группирования погрешностей составляющих
звеньев определяется по формуле 107.
𝛥𝑖 =
ВО+НО
,
2
Среднеквадратичные отклонения или половины поля допуска
составляющих звеньев находится по формуле 108.
𝛿𝑖 =
ВО−НО
2
,
Координаты центра группирования погрешностей сборки определяется
по формуле 109.
∆Σ = ∑(А𝑖 ∆𝑖 + А𝑖 𝛿𝑖 𝛼𝑖 ),
∆Σ = 0,02 + 0,005 = 0,025,
Среднеквадратичное
отклонение
или
половина
замыкающего звена определяется по формуле 110.
поля
допуска
2 2 2
𝛿Σ = ±√∑𝑚
𝑖=1 𝐴𝑖 𝛿𝑖 𝐾1 ,
𝛿Σ = ±√0,005 = ±0,07,
Точность замыкающего звена согласно формуле 111:
зам
Δзам1=0,025+0,07=0,095
Δзам2=0,025-0,07=-0,045
+0,095
Δзам =
,
−0,045
Используя
данные
из
таблицы
18,
вычисляется
погрешность
сборочного приспособления (формула 112).
Таблица 18 — Расчет погрешностей приспособления
Этап
ВО и
ai
НО,
A Ki
δi
Δi
Δi*
Ai*
Ai2*
Ai
δi*ai
Ki2* δi2
0
0
0
0,001
0
0
0
0,001
0
0
0
0,001
0
0
0
0,001
0,0
0,0
0,01 0,00
0,001
1
1
5
0,1
0
i
мм
ТЧ—
±0,01
0
1
1
ТЭМуз
1
ТЭМуз. — ±0,01
0
1
1
КЭМузл
0
1
1
КЭМосн.
±0,01
0
1
1
+0,02
±0,15
ЭСП
ЭСП—
0,0
1
0,
1
1
5
ЧПУ—
0,0
1
—УП
УП—ЧПУ
0,0
1
КЭМузл— ±0,01
КЭМосн.
0,0
0,
1
1,4
5
±0,05
0
0
5
1
1
0,0
0,07
0,0441
5
0
0
0
0,0025
монтаж
СП
5
по
трекеру
Сумма
0,0516
присп
n
зам
δпр =
Аi i
n 1
∆Σ = 0,01 + 0,005 + 0,075 = 0,09,
𝛿Σ = ±√0,0516 = ±0,227,
Δприсп .зам1=0,09+0,227=0,317
Δприсп. зам2=0,09-0,227=-0,137
По формуле 113 определяется точность сборки готового агрегата при
базировании по элементам сборочного приспособления.
0,6𝛿сб = 𝛿пр + 𝛿кон(пр−дет) Кприж ,
где сб – точность сборки готового агрегата;
пр
– погрешность сборочного приспособления;
кон(пр дет)
– погрешность увязки приспособления и детали;
Кприж=0,2 – коэффициент прижима.
0, 42 (0, 42 0,095)*0, 2
0,87
0,6
0 (0 0,045)*0, 2
сб1
0,015
0,6
сб1
Таким образом, выбранная схема увязки изготовления сборочного
приспособления и базовой детали на основе электронной модели
обеспечивает требование на установленный допуск ±1мм сборки на
внешний контур крыла.
3.7 Разработка технического задания на проектирование сборочного
приспособления
Используя в качестве источника для проектирования сборочного
приспособления сборочный чертеж агрегата, определим основные признаки,
назначение и вид стапеля. С позиции универсальности сборочное
приспособление является специальным, так как оно предназначено для
агрегатной сборки конкретной сборочной единицы – консоли крыла
самолета. По признаку узкоцелевого назначения стапель используется для
сборки-клепки и применения винтовых соединений. По конструктивному
признаку стапель неразъемный, сварной конструкции, стационарный.
Сборочное приспособление решает следующие задачи:
координация строительных осей;
создание сборочных баз; фиксация элементов конструкции изделия;
пространственная увязка элементов СП;
обеспечение жесткости системы.
Лонжероны
крыла
фиксируются
в
сборочном
приспособлении
прижимными винтовыми фиксаторами посредством соединения ухо-вилка и
пазов в стапельной плите. Для кронштейнов навески механизации и элерона
также
предусмотрены
фиксаторы.
Рубильники
стапеля
служат
для
базирования и фиксации следующих элементов конструкции: верхних и
нижних панелей, нервюр, хвостовой и носовой части консоли крыла,
законцовки. Монтаж сборочного приспособления осуществляется при
помощи лазерного трекера.
4. Экономический раздел
4.1 Общие сведения
Экономическая эффективность конструкторского проекта оценивается
критериями
себестоимости
проектируемого
или
административного
конкурентоспособности.
Для
самолета
его
будем
оценивать
экономическую эффективность через показатель конкурентоспособности по
сравнению с аналогом.
Уровень конкурентоспособности воздушного судна зависит от его
летно-технических характеристик, предлагаемых цен, условий приобретения
и послепродажного обслуживания, величины эксплуатационных расходов, а
также степени адаптации системы технического обслуживания и ремонта к
требованиям конкретного рынка. Вопрос оценки конкурентоспособности
воздушного судна возникает у производителя в процессе принятии решения
о целесообразности разработки и производства нового типа воздушного
судна, а у коммерческого перевозчика – при выборе воздушного судна для
замены эксплуатируемого типа с целью получения большей прибыли на
данном сегменте или вытеснении конкурентов на новых сегментах рынка
авиаперевозок.
Сравнительная
таблица
основных
технико-экономических
характеристик проектируемого бизнес-джета и самолета-аналога Cessna
Citation Sovereign представлена в Таблице 19.
Таблица 19 – Основные технико-экономические характеристики
Характеристики
Типы ЛА
Cessna
Citation Проект
Sovereign
Взлетная масса ЛА, т
13,9
13,5
Количество двигателей, шт.
2
2
Взлетная мощность, л.с.
2 x 2527
2 x 2890
Максимальная коммерческая 1,492
1,492
загрузка, т
Характеристики
Типы ЛА
Cessna
Citation Проект
Sovereign
Дальность
полета
при
максимальной коммерческой 5220
5500
загрузке, км
Тяговооруженность, ∆H/м2
Удельный
расход
0,36
0,42
топлива, 0,36
0,28
Сpo(кг/∆H∙ч)
4.2 Оценка производственной эффективности
В
качестве
проектируемого
критерия
оценки
производственной
самолета
принимается
стоимость
эффективности
самолета
c
турбореактивным двигателем (в тыс. руб.) по формуле 114.
max
qком
S ЛА
Rmax Vкp K
G0
max
Где qком – максимальная коммерческая нагрузка, т;
G0 –взлетный вес самолета, т;
Rmax – максимальная взлетная тяга всех двигателей, т.с.;
Vкp
– крейсерская скорость полета, км/ч;
К – эмпирический коэффициент (формула 115), показывающий
удельную стоимость единицы экономической эффективной мощности ЛА.
К АН
К АН
g
АН
S ЛА
max
ком
/ G0
АН
Rmax Vкp
377000
1, 492 / 13,9 1365 822
3,13
тыс.руб ч/т.с. км
S ЛА
1,492
1560 850 3,13 458693
13,5
тыс.руб.
Принимается стоимость двигателя в процентах – 30% от стоимости
самолета, стоимость планера – 70%. Тогда стоимость планера в абсолютном
значении: Sпл 0,7 458693 321085 тыс. руб, стоимость одного двигателя
Sпл 0,3 458693 / 2 68804
тыс. руб.
4.3 Расчет себестоимости летного часа
Себестоимость
одного
летного
часа
включает
в
себя
сумму
эксплуатационных затрат и себестоимость тонно-километра.
В зависимости от стоимости горюче-смазочных материалов и часового
расхода топлива расходы вычисляются по формуле 116:
Сгсм qт S гсм / 2 а
где Sгсм - стоимость топлива (авиакеросин марки ТС-1), тыс. руб./т.
qT - часовой расход топлива летательного аппарата с учетом расхода
топлива на земле, т/ч;
а - коэффициент, учитывающий вспомогательный, тренировочный
служебный налет часов (рекомендуется принимать равным 1,03).
Сгсм 1,217 53,390 / 2 1,06 34,437
тыс. руб/ч.
Расходы на амортизацию складываются исходя из стоимости двигателя
Pratt & Whitney Canada PW-308A проектируемого самолета, планера, норм
амортизации на реновацию и годового производственного налета часов
(формула 117).
год
год
свад
Сам
0,08 Sпл / W лч 0,1 Sдв nдв K з / W лч
Где 0,08-0,1 - годовая норма амортизации по полное восстановление
планера (двигателей);
Sпл и Sдв - стоимость планера (двигателя) рассматриваемого типа ЛA,
тыс. руб.;
Nдв - количество двигателей, установленных на рассматриваемом ЛA,
шт.; К3 - коэффициент, учитывающий количество двигателей на складе
(принять равным 1,5-2,0);
год
W лч
- годовой производственный налет часов рассматриваемым типом
ЛA, л.с
свад
Сам
0,08 321085 / 300 0,1 68804 2 1,5 / 300 124,4
тыс.
руб./ч.
Расходы на отчисления в ремонтный фонд для отечественных ЛA
учитывают стоимость и количество капитальных ремонтов планера и
двигателей, а также амортизационный срок службы планера и двигателей и
рекомендуются рассчитывать по формуле 118.
свад
пл
пл пл
дв дв
С рем
.ф nкр Sкр / Т АМпл nкр Sкр nдв / Т АМпл 1 0,1 0,2 a
где Sплкр и Sдвкр- стоимость капитальных ремонтов соответственно
планера и двигателей, тыс. руб.;
nплкр и nдвкр
- количество капитальных ремонтов соответственно
планера и двигателя и определяется по формуле:
дв ( пл )
пл ( дв )
пл ( дв )
nкр
Т АМпл
/ Т МР
пл ( дв)
где Т МР - межремонтный ресурс планера (двигателей), ч;
( дв)
Т пл
АМ
-амортизационный срок службы планера (двигателей), ч;
0,1 - коэффициент, определяющий норму работы двигателей на земле;
0,2 - коэффициент, учитывающий снижение износа при работе
двигателя на земле.
дв
nкр
10000 / 2000 5
;
пл
nкр
20000 / 12000 1,66
свад
С рем
.ф
1,66 418000 / 20000 5 168000 2 / 10000 1 0,1 0,2 255,1
тыс. руб.
Расходы по техническому обслуживанию по периодическим формам
определяются исходя из величин удельной трудоемкости ПТО в расчете на
один летный час по типам ЛА и себестоимости одного нормо-часа ПТО.
свад
ПТО
СПТО
tнПТО
.ч . Сн.ч .
ПТО
где tн.ч. - трудоемкость ПТО в расчете на летный час, н.ч/л.ч.
СнПТО
.ч. СНТ- себестоимость одного нормо-часа ПТО, тыс. руб./н.ч.
свад
СПТО
10,9 0,59 6,43 тыс. руб.
Прочие расходы включают расходы на заработную плату экипажа,
отчисления на социальные нужды и страхование самолета. Определяются в
процентах от суммы прямых затрат (формула 121).
I
I
Cпроч
Спрям
0,08
III
Cнакл
390,4 0,08 31,2 тыс. руб.
Накладные
обмундирование,
расходы
включают
на
труда
оплату
затраты
аппарата
на
форменное
управления,
учебно-
тренировочных и вычислительных центров, амортизационные отчисления
наземных основных фондов, материальные затраты и другие затраты, не
вошедшие в состав прямых расходов I и II групп.
Величина расходов по этой статье определяется в % (15%) от суммы
прямых расходов.
III
I
Cнакл
Спрям
0,15
III
Cнакл
421,5 0,15 63,2 тыс. руб.
Все результаты расчетов сводятся в Таблицу 20.
Таблица 20 - Себестоимость летного часа
Статьи расхода
Проект
Cessna Отклоне
Citatio
ние
n
Sovere
ign
Группа прямых затрат
1.1 Авиа ГСМ
34,437
42,44
0,18
1.2 Амортизация СВАД
124,4
170,2
0,27
1.3 Ремонтный фонд СВАД
225,1
236,8
0,05
1.4 Расходы по ПТО
6,43
6,43
0
1.5 Прочие расходы
31,2
38,9
0,2
и 63,2
75,9
0,17
Итого: себестоимость летного часа 484,7
570,6
0,15
Группа: Накладные расходы
Прочие
производственные
общехозяйственные расходы
Таким
образом,
рассчитанная
себестоимость
летного
часа
проектируемого административного самолета на 15% меньше, чем у
самолета-аналога.
4.4 Определение уровня конкурентоспособности
Конкурентоспособность спроектированного самолета можно выразить
через интегральный показатель (формула 133), который объединяет
единичные показатели по определенному признаку (экономическому,
техническому,
эстетическому)
при
помощи
весовых
коэффициентов
(формула 136).
G ai qi
где ai - весовой коэффициент (назначается экспертной группой);
qi - единичный показатель.
J
Gm
Gэ
Где Gm – групповой показатель по техническим параметрам;
Gэ – групповой показатель по экономическим параметрам.
Единичный
показатель
выражает
отношение
величины
экономического или технического параметра проектируемого летательного
аппарата к величине параметра изделия конкурента (формула 137).
q
P
100
P100
Где q – единичный параметрический показатель;
Р – уровень параметра исследуемого изделия;
Р100
–
уровень
параметра
изделия,
удовлетворяющего потребность на 100%.
принятого
за
образец,
Таблица
21
-
Единичные
и
групповые
показатели
конкурентоспособности
Показатель
Cessna
Проект
qi
ai
G
13,528
1,03
0,1
0,103
0,42
1,16
0,12
0,139
0,11
1,04
0,07
0,0728
расход 0,36
0,28
1,28
0,3
0,384
822
850
1,03
0,25
0,2575
полета 5222
5500
1,05
0,16
0,168
Проект
qi
ai
G
1
1,124
Citation
Sovereign
Технические параметры
Взлетная
масса 13,959
самолета, т
Тяговооруженность, 0,36
кH/кг
Весовая отдача по 0,106
комм. нагрузке
Удельный
топлива,
Сpo(кг/∆H∙ч)
Скорость
крейсерская, км/ч
Дальность
при максимальной
коммерческой
загрузке, км
Показатель
Cessna
Citation
Sovereign
Итого
Экономические
параметры
Себестоимость
570,6
484,7
0,85
0,7
0,595
458693
1,21
0,3
0,365
летного часа
Стоимость ЛА, тыс. 377000
руб.
Итого
0,96
J
1,124
1,17
0,96
На основе полученного интегрального показателя можно сделать
вывод,
что
спроектированный
конкурентоспособен
и
имеет
в
административный
своем
потребительском
самолет
сегменте
характеристики лучше, чем у рассмотренного аналога. Основным фактором,
влияющим на эффективность эксплуатации спроектированного самолета,
является меньший удельный расход топлива по сравнению с принятым для
сравнения самолетом.
5. Техника безопасности
5.1 Опасные факторы, возникающие при эксплуатации самолета
В
процессе
эксплуатации
административного
самолета
с
турбореактивным двигателем на экипаж и технический обслуживающий
персонал могут иметь негативное воздействие следующие опасные и
вредные факторы:
Высокий уровень шума от работающих авиационных двигателей.
Воздушные газовые потоки, исходящие из зоны сопел авиадвигателей
с большой скоростью.
Опасность получения травм от выступающих частей конструкции
летательного аппарата, острых кромок и оборудования.
Опасность поражения тела человека электрическим током в случае
короткого замыкания.
Обледенение покрытия аэродрома, замасливание эксплуатационных
поверхностей самолета.
Пожар на борту самолета.
Агрессивность спецжидкостей.
Предметы, находящиеся на поверхности аэродрома.
Недостаточный уровень освещенности места стоянки самолета.
5.2 Мероприятия по технике безопасности
Основным источником шума является двигатель. Для предохранения
органов
слуха
регулировочные
технического
работы
персонала
выполняются
от
в
высокого
шлеме.
На
уровня
шума
работающем
газотурбинном двигателе контроль факеления форсунок производится при
определенном расположении самолета таким образом, чтобы реактивная
струя отклонялась по направлению бокового ветра.
Перемещение членов экипажа по аэродрому должно происходить по
определенному маршруту, не допускающему их нахождения в опасных зонах
работы
турбореактивного
двигателя.
Безопасным
расстоянием
до
рассматриваемых участков является расстояние более 50 метром в
направлении выхода реактивной струи и более 10 метров перед
засасывающим
каналом
двигателя.
Также
имеется
необходимость
соблюдать осторожность вблизи зон излучения антенн аэродромной и
бортовой радиолокационной станции, так как существует опасность
негативного воздействия электромагнитных волн высокой частоты на
здоровье человека, которая зависит от длительности пребывания в зоне
излучения, направленности и мощности локатора. Перемещаясь по площади
аэродрома необходимо уделять внимание зонам руления самолетов по
поверхности взлетно-посадочной полосы, маршрутам маневрирования
автотранспорта,
скользким
местам
вблизи
стоянки
и
неровностям
поверхности для предупреждения получения физических травм.
При
обслуживании
высокорасположенных
частей
летательного
аппарата и перемещении под фюзеляжем также имеется опасность
получения травм. Работа наземных служб на крыле и оперении без
страховочных средств недопустима. Неблагоприятные метеорологические
условия усложняют процесс предполетной проверки самолета, поэтому
необходимо проявлять особое внимание удалению следов обледенения на
поверхности воздушного судна. Для этой цели часто используется физикохимический метод обработки планера, который заключается в обливе
поверхности самолета противообледенительной жидкостью посредством
использования машин деайсеров или стационарных установок.
При
обслуживании
топливной
системы
самолета
необходимо
соблюдать меры безопасности. Перед заправкой необходимо убедиться в
наличии заземления самолета и топливозаправщика для исключения
возможности искроообразования. Также на месте стоянки самолета должны
находиться средства пожаротушения. В процессе заправки самолета не
допускается проведение работ по техническому обслуживанию летательного
аппарата, противообледенительная обработка поверхностей самолета и
выполнение других видов работ, не связанных с заправкой. Запрещается
использовать световое оборудование, не удовлетворяющее требованиям
пожарной безопасности, проводить операции подключения и отключения
аэродромного источника электропитания к электросети воздушного судна в
ходе заправки. Также недопустимо использование открытого огня на
стоянке, а в случае приближения грозы необходимо прекратить заправку
самолета.
Во избежание возможности возникновения пожаров и взрывов члены
экипажа должны соблюдать требования техники безопасности и не
допускать нарушений со стороны пассажиров. Правилами пожарной
безопасности на аэродромах запрещается:
заправлять самолет топливом без заземления самолета и заправщика
или при неисправности цепи заземления;
разливать горюче-смазочные материалы и специальные жидкости на
стоянке.
При
разливе
значительного
количества
топлива
следует
немедленно отбуксировать самолет со стоянки и только после этого убрать
пролитое топливо (лучше всего смыть водой);
курить в специально отведенных местах;
разжигать подогреватели и пользоваться открытым огнем вблизи
самолетов, ангаров;
запускать двигатель, если вблизи самолета нет готовых к применению
средств
пожаротушения
или
с
отключенной
бортовой
системой
пожаротушения.
Для ликвидации возгорания в салоне самолета должны быть
размещены углекислотные огнетушители. Для предотвращения пожара в
зоне
расположения
силовой
установки
применяется
система
пожаротушения, подающая огнезащитный состав в отсек авиадвигателя. В
кабине экипажа установлен один ручной огнетушитель.
Так как при обслуживании авиатехники имеет место использование
агрессивных спецжидкостей, которые оказывают негативное воздействие на
организм человека, то необходимо придерживаться мер безопасности,
изложенных в инструкциях по эксплуатации. Пролитое топливо или масло
создает угрозу воспламенения и вредного воздействия на человека. Поэтому
залитые спецжидкостью места следует незамедлительно засыпать песком
или обработать хлорной известью.
Для предупреждения несчастных случаев с членами экипажа
необходимо соблюдать меры безопасности в кабине с целью исключения
получения травм незакрытыми панелями, открытыми люками, острыми
углами оборудования.
В процессе выполнения полета необходимо соблюдать требования по
технике безопасности.
При
полетах
продолжительностью
более
4
часов
в
профилактических целях следует дышать кислородом в течение 7 минут
через каждые 2 часа полета, а также перед снижением; при пользовании
кислородным оборудованием следует помнить о том, что во избежание
возможности взрыва необходимо исключить любой контакт кислорода и
жиров; поэтому работать с кислородным оборудованием следует чистыми
руками без следов жиров и масел.
Время и очередность приема пищи членами экипажа в полете
устанавливает командир воздушного судна. Одновременно принимать пищу
обоим пилотам запрещается.
Во избежание несчастных случаев запрещается разливать горячую
воду через верхнюю горловину электрокипятильника. В экстренных случаях
открывать крышку электрокипятильника с горячей водой можно только
спустя 10 минут после отключения его от электросети.
Запрещается заваривать чай и кофе в электрокипятильнике.
Для
открывания
пользоваться только
бутылок
исправными
и
и
консервных
банок
предназначенными
для
следует
этого
приспособлениями и инструментом.
После заруливания на стоянку покидать рабочие места можно
только после полной остановки двигателей и обесточивания самолета с
разрешения командира самолета. При выходе из самолета не следует
держаться за проемы незакрытых дверей для исключения опасности
прищемления пальцев. Плащ или пальто должны быть застёгнуты при
спуске. Также необходимо быть внимательным и осторожным, так как после
полета
организм
утомлен
после
неблагоприятного
воздействия
таких производственных факторов, как шум, вибрация, перепад давления.
Заключение
В настоящем дипломном проекте осуществлено проектирование
административного самолёта с разработкой конструкции крыла. При
проработке технического задания проведен анализ рынка отечественных
административных самолетов, который показал, что ожидается спрос на
самолеты данного класса в связи с заинтересованностью бизнеса в развитии
межрегиональных экономических связей.
Проектирование административного самолета велось статистическим
методом. На основе результатов, полученных в ходе сбора и обработки
информации
по
прототипам,
были
составлены
тактико-технические
требования к проектируемому летательному аппарату. Также была выбрана
и обоснована схема самолета, определены его основные параметры,
разработана аэродинамическая, объемная и весовая компоновка. На основе
составленной сводки масс был произведен расчет центровки для шести
случаев загрузки самолета.
В ходе разработки конструкции консоли крыла были определены
массовые и аэродинамические нагрузки, проведен расчет на прочность.
Определена конструктивно-силовая схема и основные элементы консоли
крыла.
В технологическом разделе проведен анализ конструкции консоли
крыла на технологичность. По составленной схеме членения агрегата на
детали и сборочные единицы разработана схема последовательнопараллельной сборки. Также была проведена оценка погрешности сборки
при принятой схеме увязки форм и размеров базовой детали и сборочного
приспособления. Составлено техническое задание на проектирование
стапеля для сборки консоли крыла.
Экономическая эффективность спроектированного административного
самолета оценивалась по критерию конкурентоспособности. В качестве
экономического показателя была принята себестоимость летного часа. В
результате определения уровня конкурентоспособности было получено
значение интегрального показателя больше единицы, что указывает на то,
что продукция конкурентоспособна и имеет в своем потребительском
сегменте потребительские характеристики лучше, чем у аналога. Основным
фактором, влияющим на эффективность эксплуатации спроектированного
самолета, является меньший удельный расход топлива по сравнению с
рассмотренным самолетом-аналогом.
В разделе техники безопасности были определены опасные и вредные
факторы,
возникающие
при
эксплуатации
самолета.
мероприятия по защите от выявленных негативных факторов.
Разработаны
Список литературы
1. Воронин, А.А. Время экономить// Business Travel – сетевой журн. – 2016.
2. О стреловидности крыла // Авиация понятная всем. – Электрон. статья. –
2013.
3. Президент компании PowerJet Жак Декло: «Суперджет 100 теснит
конкурентов, а не наоборот» // Суперджет (SSJ-100): реальность против
домыслов. – Электрон. статья. – 2013.
4. Анурьев В.И. Справочника конструктора машиностроителя. В 3-х кн. 1. 6-е
изд. М.: Машиностроение 1982. 632 с.
5. Бадягин, А. А. Проектирование самолетов. / А. А. Бадягин [и др.] – 2-е изд.
– М.: Машиностроение, 1972. – 516 с.
6. Говорков А.С. Методика количественной оценки технологичности
конструкции изделий авиационной техники // Вестник Московского
авиационного института. 2013. Т. 20, № 1. с. 31-37
7. Егер, С. М. Проектирование самолетов: учебник для вузов / Егер С. М. [и
др.] – 3-е изд., перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1983. – 616 с.
8. Житомирский Г. И. Конструкция самолетов: учебник для студентов
авиационных специальностей вузов. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.:
Машиностроение, 2005. - 406 с
9. Зайцев В.И. Конструкция и прочность самолетов. Учебное пособие / В.И.
Зайцев, В.Л. Рудаков. - Издательство: Вища школа, 1978. – 488 с.
10. Технология самолетостроения: Учебник для авиационных вузов/А. Л.
Абибов, Н. М. Бирюков, В. В. Бойдов и др.. Под ред. А. Л. Абибова. — 2-е изд.,
перераб. и доп. — М.: Машиностроение, 1982. — 551 с.
Приложения
Приложение А
«Эпюры от действия массовых и аэродинамических сил»
Рисунок А.1 – Эпюры от действия аэродинамических сил
Рисунок А.2 - Эпюры от массовых сил веса крыла
Рисунок А.3 – Эпюры от веса баков с топливом
Рисунок А.4 – Эпюра крутящего момента от массовых сил крыла
Рисунок А.5. – Эпюра крутящего момента от массы топливных баков
Рисунок А.6 – Эпюра крутящего момента от массы шасси
Рисунок А.7 – Эпюра изгибающего момента от веса шасси
Рисунок А.8 – Суммарная эпюра от действия аэродинамических и
массовых сил
Рисунок А.9 – Эпюра крутящего момента от действия воздушной
нагрузки
Приложение Б
«Расчет сечения крыла на изгиб»
Таблица Б.1 – Координаты центра тяжести элементов сечения
растянутой панели в первом приближении.
xi1 раст.
0,0005 0,02
yi1 раст. -0,21
-0,79
0,059 0,11
0,164 0,222 0,281 0,34
0,401
-
-
-
-
-
-
-0,25
0,126 0,162 0,194 0,215 0,234
xi1 раст.
0,489
yi1 раст. -0,263
0,262
0,586 0,648 0,71
0,772 0,834 0,896 0,958 1,019
-
-
-
-
-
-
-
-
0,284 0,287 0,291 0,293 0,294 0,294 0,292 0,291
xi1 раст.
1,081
1,143 1,25
1,267 1,328 1,391 1,453 1,514 1,576
yi1 раст. -0,289
-
-
-
-
-
-
-
-
0,286 0,283 0,279 0,275 0,271 0,266 0,261 0,257
xi1 раст.
1,638
yi1 раст. -0,249
1,7
1,761 1,823 1,884 1,946 2,008 2,069 2,131
-
-
-
-
-
-
-
-
0,242 0,236 0,229 0,222 0,214 0,207 0,199 0,191
xi1 раст.
2,192
yi1 раст. -0,182
2,285 2,376 2,437 2,498 2,559 2,621 2,681 2,742
-
-
-
-
-
-
-
-
0,169 0,154 0,144 0,134 0,123 0,112 0,102 0,091
xi1 раст.
2,804
yi1 раст. -0,081
2,865 2,926 2,987 3,048 3,109 3,17
-
-
-
-
-
-
-
-0,04
0,071 0,061 0,051
-
-0,02
0,032
Таблица Б.2 – Координаты центра тяжести элементов сечения сжатой
панели в первом приближении.
xi1сж .
0,0005 0,025 0,058 0,098 0,14
0,185 0,23
0,277 0,327
yi1сж .
0,046
0,09
0,126 0,155 0,179 0,2
xi1сж .
0,374
0,43
0,495 0,566 0,615 0,664 0,713 0,762 0,811
yi1сж .
0,257
0,265 0,263 0,289 0,285 0,288 0,29
xi1сж .
0,86
0,909 0,957 1,006 1,055 1,104 1,153 1,202 1,251
yi1сж .
0,293
0,293 0,292 0,291 0,29
xi1сж .
1,3
1,35
yi1сж .
0,277
0,274 0,27
xi1сж .
1,739
1,788 1,837 1,885 1,934 1,983 2,031 2,08
yi1сж .
0,238
0,233 0,227 0,221 0,216 0,21
xi1сж .
2,177
2,226 2,288 2,371 2,419 2,468 5,516 2,564 2,613
yi1сж .
0,184
0,177 0,162 0,155 0,147 0,138 0,131 0,122 0,114
xi1сж .
2,661
2,709 2,757 2,806 2,854 2,902 2,951 2,999 3,047
yi1сж .
0,105
0,097 0,089 0,081 0,073 0,065 0,057 0,048 0,041
xi1сж .
3,095
3,144 3,192 -
0,218 0,233 0,246
0,292 0,292
0,288 0,286 0,283 0,28
1,398 1,447 1,495 1,544 1,593 1,642 1,691
0,266 0,262 0,258 0,253 0,248 0,243
-
-
2,129
0,204 0,197 0,191
-
-
-
yi1сж .
0,032
0,024 0,016 -
-
-
-
-
-
Таблица Б.3 – Значения напряжений в элементах сечения
δ 3875
2567
431
56679
68306
784
8719
94465
10076
i
536
152
57
15
794
934
95
368
52,6
3
0,4
δ 1060
1099
108
11868
11965
121
1220
12304
12353
i
6805
999
799
687
110
7907
796
240
9253
17
19
δ 1235
1235
123
12256
12207
121
1201
11917
11723
i
3240
047
351
907
110
4131
243
467
3240
96
19
δ 1157
1143
112
11093
10851
106
1046
10003
99794
i
2802
390
694
473
576
3921
702
80
8134
26
97
δ 9688
4868
915
89137
86230
833
8041
77026
74119
i
6297
593
10
46
238
717
08
44
815
1
1
δ 7121
6782
576
56679
52804
489
4505
41177
36817
i
171
484
57
04
285
299
47
50
279
5
2
δ 3294
2906
251
21315
17439
130
9204
53288
14533
i
645
909
39
87
799
37,5
4,8
2,2
-
-
-
197
2
δ -
-
-
i
2906
6297
106
64
73
577
0
-
-
0
Приложение В
«Спецификация консоли крыла»
-
Приложение Г
«Спецификация сборочного приспособления»
Приложение Д
Отчет по производственной (преддипломной) практике
