Главная База знаний "Allbest" Производство и технологии Лонжерон крыла из КМ самолета РСМ-25 "Robust"

Лонжерон крыла из КМ самолета РСМ-25 "Robust"

Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

Рубрика Производство и технологии
Вид дипломная работа
Язык украинский
Дата добавления 16.03.2012
Размер файла 7,7 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Страница:

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Лонжерон крыла из композиционных материалов самолета РСМ-25 «Robust»

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

  • 1. КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ
  • Исходные данные
    • 1.1 Определение расчётных скоростей полёта
    • 1.2 Определение перегрузок при полете в неспокойном воздухе
    • 1.3 Построение огибающей полетных условий. Выбор максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок
    • 1.4 Построение эпюр распределенных воздушных и массовых нагрузок
    • 1.5 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов свободнонесущего крыла
    • 1.6 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов подкосного крыла
    • 1.7 Проектирование поперечного сечения переднего лонжерона и задней стенки
    • 1.8 Проектировочный расчет подкоса (стержня)
    • 1.9 Проектирование металлических деталей и их соединений с элементами конструкции
      • 1.9.1 Проектирование законцовок стержня
      • 1.9.2 Расчет крепежного элемента (оси)
      • 1.9.3.Расчет стакана (переходника)
      • 1.9.4 Проектирование стойки-балки
        • 1.9.4.1 Расчет параметров пластины
        • 1.9.4.2 Расчет вилки
      • 1.9.4.3 Расчет соединения стойки-балки со стенкой лонжерона
      • 1.9.5 Проектирование узла крепления балки к фюзеляжу
        • 1.9.5.1 Расчет параметров пластины
        • 1.9.5.2 Расчет проушины
      • 1.9.5.3 Расчет соединения узла со стенкой лонжерона
  • 2. ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
    • 2.1 Описание технологичности конструкции
    • 2.2 Подготовительные операции
      • 2.2.1 Подготовка армирующего материала и компонентов связующего
      • 2.2.2 Подготовка к работе технологической оснастки
    • 2.3 Расчет количества армирующего материала
      • 2.3.1 Расчет количества армирующего материала для лонжерона
      • 2.3.2 Расчет количества армирующего материала для подкоса
    • 2.4 Приготовление и контроль компонентов связующего
    • 2.5 Приготовление и раскрой препрега
    • 2.6 Контроль препрега
    • 2.7 Формообразование
      • 2.7.1 Расчет штучного времени на выкладку стенки и полок лонжерона
    • 2.8 Формование изделия
      • 2.8.1 Формование лонжерона
      • 2.8.2 Формование подкоса
    • 2.9 Механическая обработка
      • 2.9.1 Механическая обработка лонжерона
        • 2.9.1.1 Обрезка технологических припусков
        • 2.9.1.2 Расчет параметров сверления
      • 2.9.2 Механическая обработка подкоса
    • 2.10 Контроль качества изделия
  • 3. Безопасность жизнедеятельности
  • 3.1 Выявление опасных и вредных факторов в цехе изготовления изделий из композиционных материалов
  • 3.1.1 Участок изготовления связующего
  • 4. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ
  • 4.1 Разработка линейного графика ТП изготовления панели
  • Заключение
  • Список литературы
  • ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время стремительный технический прогресс развития самолетостроения и машиностроения требует использования материалов с высокими механическими характеристиками, высоким качеством изготовления деталей на их основе с уменьшением массы конструкции в целом.

По характеристикам, которые демонстрируют композиционные материалы в готовых изделиях, совершенно ничем не уступают традиционным материалам, а наоборот, имеют ряд преимуществ, например: конструкции из ПКМ имеют более высокие прочностные свойства, масса конструкции снижается на 15-20% и выше, увеличивается технологичность ее изготовления (если конструкция имеет сложную геометрическую форму).

Основной целью самолетостроения является создание конструкции самолета, детали и элементы которого имели бы как минимальную массу (фюзеляж, несущие элементы, детали интерьера) и при этом не снижали надежности и прочности. Реализация этих условий приводила бы к тому, что снизились бы экономические затраты на эксплуатацию и изготовление, увеличивалась дальность полета, что в свою очередь, снизило бы стоимость услуг авиатранспорта, как при перевозке грузов, так и пассажиров.

Целью данного бакалаврского проекта является проектирование лонжерона из КМ с подкосом, выбор технологии изготовления подкоса. В ходе работы необходимо решить ряд задач, к которым относятся определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости элементов конструкции и конструкции в целом, обеспечение точности размеров, силовое взаимодействие с другими элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам и др.

1. КОНСТРУКТОРСКАЯ ЧАСТЬ

Исходные данные

Таблица 1.1

Основные характеристики самолета РСМ-25 Robust

1.1 Определение расчётных скоростей полёта

Произвел расчет скоростей и перегрузок согласно АП-17:

(1.1)

Отрицательная маневренная перегрузка:

Для определения расчетных скоростей полета, воспользовался зависимостями, регламентированными системой АП-17.

Расчетная скорость сваливания - минимальная скорость, на которой может летать самолет, определяется по формуле:

где:- плотность потока воздуха, ;

Р- удельная нагрузка на крыло, ,

- площадь крыла, ;

-масса самолета;

- вес самолета

для профиля

Округлил до

Расчетная скорость маневрирования определяется по формуле:

Расчетная крейсерская скорость определяется по формуле:

но в данном случае имеет единицу измерения кгс/мІ, либо

,

по условию безопасности.

Так как результат, полученный при вычислении формулы (2.7), не удовлетворяет условию безопасности, принял

Расчетная максимальная скорость пикирования вычислил по формуле:

1.2 Определение перегрузок при полете в неспокойном воздухе

При определении перегрузок в неспокойном воздухе самолет считают твердым недеформируемым телом, все силы прикладывают в центре тяжести, пренебрегая поворотом самолета в плоскости тангажа (вертикальной).

Перегрузка при действии вертикального порыва определяется по формуле:

где - перегрузка до действия порыва, принял ;

- приращение вертикальной перегрузки от действия порыва, определяется по формуле (2.2).

где- скорость полета до действия порыва, ;

- производная коэффициента подъемной силы по углу атаки, определил из рисунка 1.1, используя формулу:

Рисунок 1.1. - Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

;

скорость порыва, . Величина вертикального порыва принимается равной для ,

для и для скорости .

- коэффициент ослабления порыва, вычисляемый по формуле

здесь коэффициент масс самолета

где - средняя аэродинамическая хорда, но так как крыло имеет крыло прямоугольную форму в плане, то ;

Для расчетной крейсерской скорости

Нашёл скорость - скорость максимальной интенсивности воздействия порывов

где, положительная перегрузка самолета от порыва при скорости .

Но также должно выполняться условие

И вычисляется по формуле через коэффициенты

В результате принял:

.

Определил положительную и отрицательную перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Для скорости максимальной интенсивности воздействия порывов

.

Для расчетной скорости пикирования

:

Окончательные значения расчетных скоростей и перегрузок приведены в таблице 1.2.

Таблица 1.2

Значения расчетных скоростей и перегрузок

Расчетная точка

Скорость, км/ч (м/с)

S

90 (25)

1

-

A

185 (51.4)

4,2

-2.3

B

205 (56.94)

6,06

-4,06

C

225 (62.5)

5.2

-3.2

D

285 (79.1)

3.66

-1.66

1.3 Построение огибающей полетных условий. Выбор максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок

Все многообразие нагрузок, действующих на самолет в эксплуатации, в НЛГ сведено к ограниченному числу расчетных случаев, которые определяют прочность конструкции. Соответствие требованиям прочности должно быть доказано для любой комбинации скорости и перегрузки на границах и внутри огибающей полетных условий , обусловленной маневрированием или порывами ветра. Для нормальных самолетов рассматриваются перегрузки при полете в неспокойном воздухе.

Огибающая полетных условий приведена на рисунке 1.2

Рисунок 1.2 - Огибающая полетных условий

На диаграмме: и - максимальная и минимальная перегрузки, которые будут учтены на этапах проектировочного и проверочного расчетов самолета на прочность.

Дальнейшие расчеты ведутся для максимальной и минимальной перегрузок в скоростной системе координат.

1.4 Построение эпюр распределенных воздушных и массовых нагрузок

Расчеты провёл численно, разбивая длину консоли на участков. Длина каждого участка равна . Принял количество участков, тогда расстояние между сечениями будет равным . Последний участок разбил еще на две части, вследствие чего . Воздушная нагрузка по размаху крыла распределяется по закону относительной циркуляции.

.(1.15)

Тогда и составят:

;(1.16)

,(1.17)

где - расчетная перегрузка:

(1.18)

- максимальная эксплуатационная перегрузка,

- минимальная эксплуатационная перегрузка,

- коэффициент безопасности:

;(1.19)

;

;

- относительная циркуляция.

Относительная циркуляция представляется в виде суммы циркуляций прямого крыла и поправок, учитывающих стреловидность и влияние фюзеляжа:

,(1.20)

где - значение циркуляции прямого крыла в зависимости от удлинения и сужения для трапециевидных крыльев. вычислил по формуле:

, (1.21)

где - сужение крыла

;

Так как , следовательно , где - циркуляция для крыла с сужением .

Угол стреловидности данного типа самолета равен нулю, следовательно, поправка учитывающая стреловидность крыла будет равна нулю .

Поправка к циркуляции с учетом влияния фюзеляжа (корпуса) определяется величиной «провалов» кривой циркуляции прямого крыла над фюзеляжем.

, (1.22)

. (1.23)

где - значение коэффициента, определяется в зависимости от значения :

,(1.24)

- скорость данного расчетного случая, тогда:

;

.

Следовательно коэффициент , .

Вводится коэффициент поправки , в результате чего определяется окончательное значение относительной циркуляции:

,(1.25)

где - площадь «провала»,

,(1.26)

Величинa относительной циркуляции по размаху крыла приведенa в таблице 1.3 при..

Таблица 1.3

Распределение воздушной нагрузки и циркуляции по размаху полукрыла в расчетном случае B при

і

к

0

0

-

1.129

0.113

1.016

1.027

5.011

1

0,1

0,57

1.126

1.12

0.113

1.013

1.025

5

0

1.126

1.139

5.556

2

0,2

0,57

1.11

0

1.12

1.132

5.524

3

0,3

0,57

1.096

0

1.11

1.122

5.474

4

0,4

0,57

1.077

0

1.096

1.109

5.408

5

0,5

0,57

1.046

0

1.077

1.089

5.311

6

0,6

0,57

0.995

0

1.046

1.058

5.159

7

0,7

0,57

0.914

0

0.995

1.007

4.911

8

0,8

0,57

0.759

0

0.914

0.924

4.508

9

0,9

0,57

0.65

0

0.759

0.768

3.747

10

0,95

0,285

0

0

0.65

0.657

3.207

11

1

0,285

1.129

0

0

0

0

Так же должно выполнятся условие

(1.27)

поэтому проверяем и , если не соответствует, то вносим поправку.

оставляем без поправок.

оставил без поправок.

Считаю коэффициент поправки и площадь провала по формулам (1.25), (1.26)

Величинa относительной циркуляции при по размаху полукрыла приведенa в таблице 1.4

Таблица 1.4

Распределение воздушной нагрузки и циркуляции по размаху полукрыла в расчетном случае G при

і

џ

0

0

-

1,1285

0.226

0.903

0.924

-3.019

1

0,1

0,57

1,1261

0.225

0.901

0.922

-3.012

0

1.126

1.152

-3.765

2

0,2

0,57

1,1196

0

1.12

1.145

-3.744

3

0,3

0,57

1,1096

0

1.11

1.135

-3.71

4

0,4

0,57

1,0961

0

1.096

1.121

-3.665

5

0,5

0,57

1,0765

0

1.077

1.101

-3.6

6

0,6

0,57

1,0457

0

1.046

1.07

-3.497

7

0,7

0,57

0,9954

0

0.995

1.018

-3.328

8

0,8

0,57

0,9138

0

0.914

0.935

-3.056

9

0,9

0,57

0,7595

0

0.759

0.777

-2.54

10

0,95

0,285

0,65

0

0.65

0.665

-2.173

11

1

0,285

0

0

0

0

0

Рисунок 1.3 -- Распределение циркуляции по длине полукрыла в расчетном случае В.

Проверил условие (1.28), оставляем без поправок.

(1.28)

Рисунок 1.4 -- Распределение циркуляции по длине полукрыла в расчетном случае G

В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла распределяется пропорционально хордам

,(1.29)

где - хорда крыла, вычисляемая по формуле.

, (1.30)

но так как крыло не имеет стреловидной формы, а длина корневой хорды равна длине концевой хорды, то .

Тогда, и будут распределены равномерно по крылу, так как :

; (1.31)

,(1.32)

где - вес крыла, .

Значения распределенной нагрузки от веса крыла и приведены в таблице 1.5

Таблица 1.5

Значения погонной нагрузки массовых сил крыла в расчетных случаях B, G

0

0

-

1,20

-0.557

0.374

1

0,1

0,57

1,20

-0.557

0.374

2

0,2

0,57

1,20

-0.557

0.374

3

0,3

0,57

1,20

-0.557

0.374

4

0,4

0,57

1,20

-0.557

0.374

5

0,5

0,57

1,20

-0.557

0.374

6

0,6

0,57

1,20

-0.557

0.374

7

0,7

0,57

1,20

-0.557

0.374

8

0,8

0,57

1,20

-0.557

0.374

9

0,9

0,57

1,20

-0.557

0.374

10

0,95

0,285

1,20

-0.557

0.374

11

1

0,285

1,20

-0.557

0.374

Суммарное распределение нагрузок по сечениям крыла для двух расчетных случаев B, G определяется по формуле:

(1.33)

Погонная нагрузка от веса крыла имеет противоположное направление в сравнении с воздушной нагрузкой распределенной по размаху полукрыла.

Значения при максимальной и минимальной перегрузке в расчетных случаях B, G приведены в таблице 1.6

Таблица 1.6

Значение суммарных распределенных нагрузок в расчетных случаях B, G.

0

0

-

5.011

-3.019

-0.557

0.374

4.453

-2.645

1

0,1

0,57

5

-3.012

-0.557

0.374

4.443

-2.639

5.556

-3.765

-0.557

0.374

4.998

-3.392

2

0,2

0,57

5.524

-3.744

-0.557

0.374

4.966

-3.37

3

0,3

0,57

5.474

-3.71

-0.557

0.374

4.917

-3.337

4

0,4

0,57

5.408

-3.665

-0.557

0.374

4.85

-3.292

5

0,5

0,57

5.311

-3.6

-0.557

0.374

4.754

-3.226

6

0,6

0,57

5.159

-3.497

-0.557

0.374

4.602

-3.123

7

0,7

0,57

4.911

-3.328

-0.557

0.374

4.353

-2.955

8

0,8

0,57

4.508

-3.056

-0.557

0.374

3.951

-2.682

9

0,9

0,57

3.747

-2.54

-0.557

0.374

3.19

-2.166

10

0,95

0,285

3.207

-2.173

-0.557

0.374

2.649

-1.8

11

1

0,285

0

0

-0.557

0.374

-0.557

0.374

По полученным значениям построил графики распределения погонных нагрузок.

Рисунок 1.5 - График распределенной нагрузки в расчетном случае В при

Рисунок 1.6 - График распределенной нагрузки в расчетном случае G при

Топливо в пассажирских самолетах запрещается располагать в фюзеляже. Поэтому баки располагают в крыле. В крыльях из композиционных материалов баки делают подвесными и крепят на ложементы к нервюрам с помощью набора металлических лент шириной 10-20мм. Для того, чтобы определить потребное количеств топлива в первом приближении проведем расчет по следующему алгоритму. Определил время полета:

(1.34)

Определил потребный объем топлива:

(1.35)

Задал расположение первого и второго лонжеронов:

b1=240мм, b2=840мм (1.36)

Определил высоту передней стенки бака:

(1.37)

Определил высоту задней стенки бака:

(1.38)

Определил ширину бака:

(1.39)

Определил длину топливного бака:

(1.40)

На рисунке 1.7 показано расположение бака в поперечном сечении консоли крыла самолета.

Рисунок 1.7-- Расположение топливного бака в поперечном сечении консоли крыла самолёта.

Определил вес топлива как:

Определил распределенную нагрузку от бака:

; (1.44)

Определил суммарную распределенную нагрузку при учете действия нагрузки от веса топлива, когда в баке 100%,топлива.

(1.45)

Таблица 1.7

Значение действующих погонных нагрузок в расчетных случаях B, G

0

0

0

5.011

-3.019

-0.557

0.374

4.453

-2.645

1

0

0

0

0

5

-3.012

-0.557

0.374

4.443

-2.639

5.556

-3.765

-0.557

0.374

4.998

-3.392

2

-3.578

2.397

5.524

-3.744

-0.557

0.374

4.966

-3.37

-3.578

2.397

5.524

-3.744

-0.557

0.374

1.389

-0.973

3

-3.578

2.397

5.474

-3.71

-0.557

0.374

1.339

-0.94

4

0

0

5.408

-3.665

-0.557

0.374

1.273

-0.894

0

0

5.408

-3.665

-0.557

0.374

4.85

-3.292

5

0

0

5.311

-3.6

-0.557

0.374

4.754

-3.226

6

0

0

5.159

-3.497

-0.557

0.374

4.602

-3.123

7

0

0

4.911

-3.328

-0.557

0.374

4.353

-2.955

8

0

0

4.508

-3.056

-0.557

0.374

3.951

-2.682

9

0

0

3.747

-2.54

-0.557

0.374

3.19

-2.166

10

0

0

3.207

-2.173

-0.557

0.374

2.649

-1.8

11

0

0

0

0

-0.557

0.374

-0.557

0.374

Рисунок 1.8 - График распределенной нагрузки в расчетном случае В при

Рисунок 1.9- График распределенной нагрузки в расчетном случае G при

1.5 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов свободнонесущего крыла

Для того, чтобы определить распределение суммарной поперечной силы, которая возникает в крыле в результате действия на крыло распределенной воздушной нагрузки, распределенного равномерно веса крыла и от веса топливного бака, необходимо определить поперечную силу возникающею от каждой статически приложенной нагрузки и просуммировать их. Для того, чтобы определить распределение поперечной силы по размаху полукрыла от воздушной нагрузки, необходимо эпюру распределения воздушной нагрузки разбить на трапеции с высотой 570мм. Тогда, суммируя площади элементарных трапеций по участкам, определим распределение поперечной силы возникающей от действия воздушной нагрузки. Аналогично поступил и при определении и .

(1.46)

Определив распределение всех поперечных сил определил суммарное распределение , полученный результат в расчетном случае B занесен таблицу 1.8, а в случае G в таблицу 1.9.

Таблица 1.8

Распределение поперечной силы по длине полукрыла в расчетном случае B

№

Дz?

z

(кН)

(кН)

(кН)

(кН)

0

0

0

-27.641

3.178

4.078

-20.384

1

0.1

0.57

-24.787

2.86

4.078

-17.849

2

0.2

1.14

-21.63

2.542

4.078

-15.009

3

0.3

1.71

-18.495

2.224

2.039

-14.232

4

0.4

2.28

-15.394

1.907

0

-13.487

5

0.5

2.85

-12.339

1.589

0

-10.75

6

0.6

3.42

-9.355

1.271

0

-8.084

7

0.7

3.99

-6.485

0.953

0

-5.532

8

0.8

4.56

-3.801

0.636

0

-3.165

9

0.9

5.13

-1.448

0.318

0

-1.13

10

0.95

5.415

-0.457

0.159

0

-0.298

11

1

5.7

0

0

0

0

Определил погрешность вычисления:

1. При действии воздушной нагрузки

2. При действии нагрузки от веса крыла

3. При действии нагрузки от топлива

Рисунок 1.10- График распределенной перерезывающей нагрузки при

Таблица 1.9

Распределение поперечной силы по длине полукрыла в расчетном случае G

№

Дz?

z

(кН)

(кН)

(кН)

(кН)

0

0

0

18.519

-2.129

-2.733

13.657

1

0.1

0.57

16.8

-1.916

-2.733

12.151

2

0.2

1.14

14.66

-1.703

-2.733

10.224

3

0.3

1.71

12.535

-1.49

-1.366

9.679

4

0.4

2.28

10.433

-1.277

0

9.156

5

0.5

2.85

8.363

-1.065

0

7.298

6

0.6

3.42

6.341

-0.852

0

5.489

7

0.7

3.99

4.395

-0.639

0

3.757

8

0.8

4.56

2.576

-0.426

0

2.15

9

0.9

5.13

0.981

-0.213

0

0.768

10

0.95

5.415

0.31

-0.106

0

0.203

11

1

5.7

0

0

0

0

Определил погрешность вычисления:

1. При действии воздушной нагрузки

2. При действии нагрузки от веса крыла

2. При действии нагрузки от топлива

Рисунок 1.11- График распределенной перерезывающей нагрузки при

Для того, чтобы определить суммарный изгибающий момент, который возникает от действия воздушной нагрузки, веса крыла и бака, необходимо определить изгибающий момент от каждой нагрузки и просуммировать их.

Для определения момента я воспользовался эпюрой поперечных сил. Разбил эпюру на 11 участков и методом суммирования площадей, начиная от концевого сечения, определил распределение , , . И на конец, просуммировав моменты от каждой нагрузки, определил суммарный действующий момент. Полученные данные в расчетном случае B занес в таблицы 1.10, а в расчетном случае G в таблицу 1.11.

(1.47)

Таблица 1.10

Распределение изгибающих моментов по длине полукрыла в расчетном случае B

№

Дz?

z

(кН?м)

(кН?м)

(кН?м)

(кН?м)

0

0

0

72.63

-9.056

-6.974

56.6

1

0.1

0.57

57.688

-7.336

-4.649

45.703

2

0.2

1.14

44.459

-5.796

-2.325

36.339

3

0.3

1.71

33.024

-4.438

-0.581

28.005

4

0.4

2.28

23.365

-3.26

0

20.105

5

0.5

2.85

15.461

-2.264

0

13.197

6

0.6

3.42

9.278

-1.449

0

7.829

7

0.7

3.99

4.764

-0.815

0

3.949

8

0.8

4.56

1.832

-0.362

0

1.47

9

0.9

5.13

0.337

-0.091

0

0.246

10

0.95

5.415

0.065

-0.023

0

0.042

11

1

5.7

0

0

0

0

Определил погрешность вычисления:

1. При действии воздушной нагрузки

2. При действии нагрузки от веса крыла

3. При действии нагрузки от топлива

Рисунок 1.12- График распределенных изгибающих моментов при

Таблица 1.11

Распределение изгибающих моментов по длине полукрыла в расчетном случае G

№

Дz?

z

(кН?м)

(кН?м)

(кН?м)

(кН?м)

0

0

0

-49.165

6.068

4.673

-38.424

1

0.1

0.57

-39.099

4.915

3.115

-31.068

2

0.2

1.14

-30.133

3.884

1.558

-24.692

3

0.3

1.71

-22.382

2.973

0.389

-19.019

4

0.4

2.28

-15.836

2.184

0

-13.651

5

0.5

2.85

-10.479

1.517

0

-8.962

6

0.6

3.42

-6.289

0.971

0

-5.318

7

0.7

3.99

-3.229

0.546

0

-2.683

8

0.8

4.56

-1.242

0.243

0

-0.999

9

0.9

5.13

-0.228

0.061

0

-0.167

10

0.95

5.415

-0.044

0.015

0

-0.029

11

1

5.7

0

0

0

0

Определил погрешность вычисления:

1. При действии воздушной нагрузки

2. При действии нагрузки от веса крыла

3. При действии нагрузки от топлива

Рисунок 1.13- График распределенных изгибающих моментов при

1.6 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов подкосного крыла

Длина полукрыла равна Lkp=5.13м, подкос к крылу крепится на расстоянии x1=3.135м от бортовой нервюры, угол наклона подкоса б=22.069°, y1= 1350мм, С(расстояние от средней линии лонжерона до узла крепления подкоса к узлу стойки-балки)=с+Н/2, где Н-высота лонжерона, а с=25мм- расстояние от полки лонжерона до центра соединительного болта подкоса и стойки-балки. Определил распределение поперечных сил и изгибающих моментов по длине полукрыла в расчетных случаях B и занес в Таблицу 1.12

Реакции в подкосе в первом расчетном случае от каждой нагрузки

Таблица 1.12

Распределение поперечной силы и суммарного изгибающего момента, распределенной по длине полукрыла в расчетном случае B

№ уч.

Дz?

Lпк (м)

(кН)

(кН)

(кН)

(кН)

(кН·м)

1

0.1

0

-7.485

0.657

2.682

-4.146

-0.018

2

0.15

0.285

-5.904

0.498

2.682

-2.724

0.961

3

0.2

0.57

-4.328

0.339

2.682

-1.306

1.536

4

0.25

0.855

-2.757

0.18

1.663

-0.914

1.852

5

0.3

1.14

-1.193

0.021

0.643

-0.529

2.058

6

0.35

1.425

0.362

-0.138

-0.377

-0.152

2.155

7

0.4

1.71

1.908

-0.296

-1.396

0.216

2.145

8

0.45

1.71

3.443

-0.455

-1.396

1.591

1.888

9

0.5

1.995

4.963

-0.614

-1.396

2.953

1.241

10

0.55

2.28

6.466

-0.773

-1.396

4.297

0.208

11

0.6

2.565

7.947

-0.932

-1.396

5.619

-1.205

12

0.65

2.85

9.414

-1.092

-1.396

6.925

-2.993

13

0.65

2.85

-7.888

1.111

0

-6.778

-5.645

14

0.7

3.135

-6.485

0.953

0

-5.532

-3.909

15

0.75

3.42

-5.114

0.794

0

-4.32

-2.505

16

0.8

3.705

-3.801

0.636

0

-3.165

-1.438

17

0.85

3.99

-2.57

0.477

0

-2.093

-0.689

18

0.9

4.275

-1.448

0.318

0

-1.13

-0.23

19

0.95

4.56

-0.457

0.159

0

-0.298

-0.026

20

0.985

4.845

-0.114

0.079

0

-0.035

-0.002

21

1

5.13

0

0

0

0

0

Рисунок 1.14- График поперечных сил в расчетном случае В при .

Рисунок 1.15- График изгибающего момента в расчетном случае В при .

Определил распределение поперечных сил и изгибающих моментов по длине полукрыла в расчетных случаях G и занес в Таблицу 1.13

Реакции в подкосе в первом расчетном случае от каждой нагрузки

Таблица 1.13

Распределение поперечной силы и суммарного изгибающего момента, распределенной по длине полукрыла в расчетном случае G

№ уч.

Дz?

Lпк (м)

(кН)

(кН)

(кН)

(кН)

(кН·м)

1

0.1

0

5.086

-0.44

-1.797

2.849

12.019

2

0.15

0.285

4.015

-0.334

-1.797

1.884

-662.447

3

0.2

0.57

2.946

-0.227

-1.797

0.922

-1062.288

4

0.25

0.855

1.882

-0.121

-1.114

0.647

-1285.856

5

0.3

1.14

0.822

-0.014

-0.431

0.377

-1431.745

6

0.35

1.425

-0.232

0.092

0.252

0.112

-1501.431

7

0.4

1.71

-1.28

0.199

0.936

-0.146

-1496.629

8

0.45

1.71

-2.32

0.305

0.936

-1.079

-1322.026

9

0.5

1.995

-3.351

0.412

0.936

-2.003

-882.723

10

0.55

2.28

-4.369

0.518

0.936

-2.916

-181.763

11

0.6

2.565

-5.373

0.624

0.936

-3.813

777.052

12

0.65

2.85

-6.367

0.732

0.936

-4.7

1990.095

13

0.65

2.85

5.32

-0.744

0

4.576

3785.619

14

0.7

3.135

4.369

-0.639

0

3.73

2613.894

15

0.75

3.42

3.44

-0.532

0

2.907

1668.065

16

0.8

3.705

2.549

-0.426

0

2.124

951.165

17

0.85

3.99

1.715

-0.319

0

1.396

449.646

18

0.9

4.275

0.955

-0.213

0

0.742

145.021

19

0.95

4.56

0.283

-0.106

0

0.177

14.139

20

0.985

4.845

0.064

-0.053

0

0.011

0.776

21

1

5.13

0

0

0

0

0

Рисунок 1.16- График поперечных сил в расчетном случае G при .

Рисунок 1.17- График изгибающего момента в расчетном случае G при .

1.7 Проектирование поперечного сечения переднего лонжерона и задней стенки

При проектировании сечения переднего лонжерона из КМ я принял следующие допущения:

- распределение напряжений по толщине полок равномерное. Это обосновывается незначительной толщиной полок по сравнению с высотой балки;

- стенка и заплечики на изгиб не работают;

- в каждом сечении известны значения нагрузок. Это позволяет раздельно проектировать стенку и полки балки.

На основе сделанных выше допущений можно записать следующее [2]:

,(1.48)

где и - эффективная и строительная высота балки в текущем сечении;

и - толщина верхней и нижней полки,

толщина стенки.

Условием оптимальности балки является минимум массы. Целевая функция для швеллерного сечения имеет вид:

,(1.49)

где , - плотности материалов полки и стенки;

- ширина полок.

Рисунок 1.18- Поперечное сечение лонжерона.

Ограничениями на проектные параметры балки являются условия прочности полок и стенки, а также их соединения [2]:

;(1.50)

;(1.51)

;(1.52)

,(1.53)

где , , и - пределы прочности КМ верхней и нижней полок, стенки, а также материала их соединяющего (клея).

При проектировании балки принял значение ширины полок на всех участках одинаковой. Также принял толщину верхней и нижней полок одинаковой . Определение значения толщины стенки, значения толщины и ширины полок провёл в соответствии со следующим алгоритмом [2]:

1. Задал значение . Принял ,

где - строительная высота балки.

Определил минимально потребную величину ширины полок из условия прочности клеевого соединения.

,(1.54)

где - максимальная поперечная сила из двух расчетных случаев.

2. Из условия (1.52) определил потребную толщину стенки, которую округлил в большую сторону до чётного числа монослоёв.

3. Определил толщину стенки:

,(1.55)

где .

4. Нашёл толщину полок следующим образом:

- задал толщину полок первого приближения ,

где - толщина одного монослоя материала полки;

- проверяем, выполняются ли условия прочности (1.50) и (1.51), если не выполняются, то задаём толщину полок второго приближения

,

далее i-того приближения

,

выполнял действия указанные выше до тех пор, пока условия прочности (1.50) и (1.51) не будут выполняться.

5. Пересчитал эффективную высоту балки по формуле (1.48).

6. Проверил стенку балки на устойчивость.

,(1.56)

где - действительный поток касательных усилий, вычисляемый по формуле:

,(1.57)

- критический поток потери устойчивости стенки, вычисляемый по формуле:

,(1.58)

где , - изгибные жёсткости КМ стенки;

-высота стенки лонжерона, мм

K - коэффициент опирания, зависящий от упругих характеристик КМ и отношения сторон стенки.

;(1.59)

;(1.60)

;(1.61)

(1.62)

Если неравенство (1.54) выполняется и критические напряжения в стенке, рассчитанные по формуле (1.55), не превышают предел прочности материала, то проектирование толщины стенки заканчивают.

В случае не соблюдения условий устойчивости, используют два основных способа их обеспечения: увеличением толщины стенки за счет введения дополнительных слоев из основного материала или применением стенки с сотовым заполнителем.

Таблица 1.14

Характеристики используемых материалов

,

кг/м3

0,

мм

Ex,

ГПа

Ey,

ГПа

Gxy,

ГПа

xy,

ГПа

Fxp,

МПа

Fxс,

МПа

Fyp,

МПа

Fyс,

МПа

Fxy,

МПа

Полки

2000

0,15

45

10

5

0,3

800

1000

50

40

60

Стенка

2000

0,15

15

15

12,5

0,5

109

103

109

103

435

Подкос

2000

0,15

45

10

5

0,3

800

1000

50

40

60

Определил минимально потребную величину ширины полок

.

Конструктивно принял .

Геометрические размеры сечения балки в опасных сечениях приведены в таблице 1.15.

Таблица 1.15

Геометрические размеры сечения балки в опасных сечениях

Номер сечения (положение, мм)

1(0)

2(1825)

3

(3135)

4

(3135)

5(5110)

дст, мм (слоёв)

0,9(6)

0,9(6)

1,8(12)

1,8(12)

0,3(2)

0,3(2)

0,3(2)

0,6(4)

0,6(4)

0,3(2)

дв, мм (слоёв)

0,6(4)

0,6(4)

0,3(2)

0,3(2)

0,9(6)

дн, мм (слоёв)

1,95(13)

1,95(13)

2,25(15)

2,25(17)

1,5(10)

Принял толщину стенки .

Проверил стенку лонжерона на устойчивость на участке до крепления подкоса:

;

;

;

;

;

;

Найдем действительные касательные усилия в стенке:

,

При дст =0,9мм- К=6,61,

При дст =2,4мм- К=6,61,

Так как дальнейшее увеличение толщины стенки приведет к увеличению массы, поэтому я посчитал стенку как трехслойную, использовал в место второго слоя пенопластовый заполнитель (пенополиуретан ЭТ-P1) плотностью 200 кг/м3, тогда при h=1мм:

;(1.63)

;;(1.64)

(1.65)

=136,71Нм(1.66)

К=6,61

;(1.67)

Таким образом , толщину стенки принял переменной по длине, указанной в таблице 1.15

Окончательные результаты проектировочного расчета сечений балки на каждом участке приведены в таблице 1.16

Таблица 1.16

Геометрические размеры сечения балки на каждом участке

Участок, м

0 - 1.425

1.425-3,994

3,994 - 5,13

д, мм (слоёв)

1,95(13)

2,25(15)

1,5(10)

дст, мм (слоёв)

0,9(6)

0,9(6)

0,9(6)

h, мм

1

1

1

Определил массу лонжерона по сечениям:

,(1.68)

1.8 Проектировочный расчет подкоса (стержня)

Подкос представляет собой стержень с присоединенными к нему законцовками. Учитывая, что длина зоны перехода от КМ к законцовке незначительна по сравнению с регулярной частью, проектирование и конструирование стержня можно разбить на два этапа: отдельное определение параметров основной части и законцовок и последующее согласование общих размеров.

В ходе проектирования стержня необходимо определить следующие параметры:

- - средний радиус стержня;

- - толщина стенки стержня.

В качестве критерия проектирования стержней применяется минимум массы, математическая запись которого имеет вид

,(1.64)

где , - плотность материала и площадь поперечного сечения стержня соответственно.

Проектируемый стержень изготавливается пултрузией с дополнительными наружными слоями (в районе законцовок), выполненными намоткой под углом 90°. Включение в структуру пултрузионного стержня 8-ми слоев материала с армированием 90° не оказывает существенного влияния на упругие и прочностные характеристики материала. Такое допущение дает возможность описать физико-механические свойства КМ такими зависимостями:

;

;

;

;

;

.

Значения физико-механических характеристик материала стержня приведены в таблице 1.14.

Вследствие эксплуатации балки при нагружении двумя системами внешних сил, в подкосе может возникнуть как растягивающее, так и сжимающее усилие, что необходимо учитывать при проектировании. Расчетные значения нагрузок составляют:

;

.

Определение геометрических параметров стержня провёл по следующему алгоритму:

1. Используя условие местной осесимметричной потери устойчивости определил минимальную потребную толщину стенки по формуле [3].

;(1.65)

2. Используя условия прочности при работе стержня на растяжение-сжатие определил минимальный радиус стержня по формуле (2.17) [3].

(1.66)

3. Проверил выполнение условий общей потери устойчивости (1.67) и местной неосесимметричной потери устойчивости (1.68) [3].

;(1.67)

,(1.68)

где и - параметры волнообразования;

- длина стержня, .

В случае не выполнения условий общей и местной неосесимметричной потери устойчивости увеличиваем радиус до тех пор, пока условия не выполняться. При достижении существующих конструктивных ограничений на радиус стержня находим необходимую толщину стенки стержня при его максимальном радиусе.

В результате расчетов для проектируемого стержня получены следующие значения искомых параметров:

Масса стержня получилась: M=5,333(кг);

;

.

Проверил прочность стержня при растяжении по формуле:

,(1.69)

где

.

Это меньше, чем предел прочности стержня на растяжение, следовательно, вычисленные размеры буду считать выбранными окончательно.

1.9 Проектирование металлических деталей и их соединений с элементами конструкции

1.9.1 Проектирование законцовок стержня

Для изготовления законцовок стержня, выбрал 30ХГСА с пределом прочности . На рис.1.19 представлен эскиз законцовки стержня с указанием геометрических размеров.

Рисунок 1.19 - Эскиз законцовки стержня

1.9.1.1 Расчет параметров резьбовой части

Определил минимальный диаметр из условия на разрыв

(1.75)

Конструктивно принял резьбу из условия обеспечения жесткости М14 ГОСТ 9150-59 [1].

В данном случае d=14мм, а d1=12,38мм.

Проверил внутренний диаметр резьбы на условие прочности резьбы на срез.

,(1.76)

где - усилие в стержне;

- шаг резьбы: ;

- число витков резьбы: ;

- предел прочности материала;. Отсюда:

.

Проверил выполнение условия смятия резьбы

(1.77)

где - внутренний диаметр резьбы

-наружный диаметр резьбы.

- предел прочности материала на смятие:;

.

Это меньше, чем следовательно, условие прочности на смятие резьбы выполняется.

Длину резьбовой части законцовки определил следующим образом:

.

Определил диаметр облегчающего отверстия из условия прочности на растяжение.

.(1.78)

Отсюда

.

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636-69) и обеспечения жесткости принял .

1.9.1.2 Расчет уха

Для устранения несоосности и перекоса отверстий уха и вилки я предусматрел установку шарнирного подшипника в отверстии уха.

В соответствии с усилием в стержне был выбран подшипник ШМ15 ГОСТ 3635-78 со следующими размерами (рис.1.19):

;

;

;

.

Выполнил крепление подшипника в проушине, как показано на рис.1.19. Конструктивно определил толщину проушины .

Определил наружный диаметр проушины из условия прочности на разрыв по ослабленному сечению:

,(1.79)

отсюда:

.

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636-69) конструктивно принял .

Проверил выполнение условия прочности проушины на смятие:

;(1.80)

- условие прочности проушины на смятия выполняется.

Из условия прочности на срез проушины до края определил а - расстояние до края

;(1.81)

;(1.82)

. Принял

самолет лонжерон композиционный материал

Масса законцовки подкоса посчитана в программе SolidWorks и равна 0,35 кг

1.9.2 Расчет крепежного элемента (оси)

Выполнил проверку условия прочности на смятие крепежного элемента. Материал крепежного элемента 30ХГСА.

(1.83)

где - внутренний диаметр подшипника и одновременно внешний диаметр крепёжного элемента.

;

- условие прочности крепежного элемента на смятие выполняется.

Из условия прочности на срез крепежного элемента, соединяющего вилку и проушину, нашёл внутренний диаметр оси .

(1.84)

где - количество плоскостей среза, .

;(1.85)

.

Конструктивно принял .

Масса оси посчитана в программе SolidWorks и равна 0,03 кг

1.9.3 Расчет стакана (переходника)

Стакан (переходник) - металлическая деталь, предназначенная для соединения пултрузионного стержня с законцовками. Эскиз переходника приведен на рис.1.20. Деталь изготавливается из стали 30ХГСА.

Рисунок 1.20 - Эскиз стакана (переходника)

Длину вычислил из условия прочности клеевого соединения. Касательные напряжения в клеевом слое можно приближенно найти по формуле:

(1.86)

где внутренний радиус стержня; длина соединения.

Отсюда:

.

Конструктивно принимаем длину соединения из условия надежности соединения.

Диаметр резьбы стакана- диаметр резьбы уха, принял .

Толщину принял .

Проверил стакан на срез в сечении на расстоянии от оси:

,

где .

Отсюда:

.

, следовательно условие прочности на срез выполняется.

Масса стакана посчитана в программе SolidWorks и равна 1,04кг.

1.9.4 Проектирование стойки-балки

Для крепления подкоса к балке и обеспечения передачи усилий использовал стойку-балку. На рис. 1.21 представлен эскиз выбранного конструктивно-технологического решения стойки-балки с указанием параметрических размеров. Для изготовления стойки-балки выберем 30ХГСА

Рисунок 1.21 - Эскиз стойки-балки

1.9.4.1 Расчет параметров пластины

Определил толщину металлической пластины, используемой для передачи касательных усилий со стенки на стержень, по третьей теории прочности.

,(1.87)

где ; .

Отсюда:

.

,(1.88)

где

,

Конструктивно принял из условия жесткости.

1.9.4.2 Расчет вилки

При проектировании вилки буду считать, что усилие, передаваемое на стержень, делится между проушинами вилки поровну. Таким образом, расчетное усилие для вилки составит:

.

Определил толщину вилки из условия прочности проушины вилки на смятие:

(1.89)

где - внутренний диаметр подшипника и он же является внутренним диаметром проушины вилки,;

Отсюда:

.

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636-69) принял мм из условия жесткости.

Определил наружный диаметр вилки из условия прочности на разрыв по ослабленному сечению:

,(1.90)

Отсюда:

.

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636-69) конструктивно принял .

Из условия прочности вилки на срез до края определил а - расстояние до края.

;(1.91)

; ; .

Конструктивно принял .

1.9.4.3 Расчет соединения стойки-балки со стенкой лонжерона

Для соединения стойки-балки со стенкой используем комбинированное клее-болтовое соединение. Для склейки деталей использую клей ВК-15. В качестве крепежных элементов использую болты из стали 30ХГСА с пределом прочности [1]. Определил количество крепежных элементов и их расположение [4].

Расчет ведется по максимально нагруженному болту.

Определил полное усилия приходяшее на наиболее нагруженный болт. Расчетное усилие для расчета пластины равно:

.

Так как данная задача сложная и приводить к множеству рушений, поэтому я принял следующие ограничения:

1. Задался диаметром крепежного элемента D=6 мм;

2. Принял шаг болтов равный .

Тогда в ходе итераций было установлено потребное количество болтов:

2 ряда по 3 болтов, итого 6 болтов.

Каждый болт воспринимает 1/6 расчетного усилия, плюс дополнительную силу от крутящего момента, которая равна:

(1.92)

где - это плечо до наиболее нагруженного болта,

а - это сумма квадратов всех плеч.

Определил действующий крутящий момент:

, (1.93)

где L- это плечо действующей силы, его можно определить как:

=65,798мм.

Отсюда получил:

= 2,399;

а сила приходящаяся на один болт Rбол=6,078кН.

Определил высоту и ширину пластины:

Для того, чтобы определить плечо от центра тяжести болтов до любого болта воспользовался формулой

(1.94)

где: к=3- количество болтов в ряду.

Отсюда следует, что наибольшее плечо равно при количестве болтов равных 6. Тогда

= 9690,2ммІ

По формуле (1.92) определил дополнительную силу от момента, она равна Р = 10,998кН

Для того, чтобы определить результирующую силу необходимо воспользоваться формулой

=16,829кН (1.95)

где - это угол между двумя силами, который определяется по формуле

(1.96)

Отсюда напряжение в самом нагруженном болте:

Эту силу выдерживают болты М6 из Стали 30ХГСА

Масса стойки-балки посчитана в программе SolidWorks и равна 0,23кг

1.9.5 Проектирование узла крепления балки к фюзеляжу

Для крепления балки к фюзеляжу и передачи усилий используется стыковой узел. На рис.1.22 представлен эскиз выбранного конструктивно-технологического решения стыкового узла с указанием геометрических размеров.

Рисунок 1.22 - Эскиз узла крепления балки к фюзеляжу

Для изготовления узла крепления выбрал 30ХГСА с пределом прочности .

1.9.5.1 Расчет параметров пластины

Выбрал максимальные результирующие усилия, действующие в стыковом узле (в первом расчетном случае)

;

.

Определил толщину металлической пластины, по третьей теории прочности.

,(1.97)

Где

;

.

Отсюда:

.

,(1.98)

где

,

Конструктивно принял из условия жесткости.

1.9.5.2 Расчет проушины

Для устранения несоосности и перекоса отверстий проушины и вилки узла фюзеляжа предусмотрел установку шарнирного подшипника в отверстии уха. В соответствии с усилием в стержне был выбран подшипник ШМ15 ГОСТ 3635-78 со следующими размерами:

;

;

;

.

При проектировании проушины расчетное усилие составит:

Конструктивно принял диаметр крепежного элемента: .

Определил толщину проушины из условия прочности крепежного элемента на смятие.

Откуда:

. (1.99)

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636-69) принял

.

Из условия прочности проушины на срез до края найдем а - расстояние до края:

; (1.100)

.

Принял а=3мм.

Определил наружный диаметр проушины:

.

Принял .

Проверил выполнение условий прочности на разрыв:

; (1.101)

;

. Условие прочности на разрыв по ослабленному сечению выполняется.

1.9.5.3 Расчет соединения узла со стенкой лонжерона

Для соединения стойки-балки со стенкой используем комбинированное клее-болтовое соединение. Для склейки деталей использую клей ВК-15. В качестве крепежных элементов использую болты из стали 30ХГСА с пределом прочности [1]. Определил количество крепежных элементов и их расположение [4].

Расчет ведется по максимально нагруженному болту.

Определил полное усилия приходяшее на наиболее нагруженный болт. Расчетное усилие для расчета пластины равно:

.

Так как данная задача сложная и приводить к множеству рушений, поэтому я принял следующие ограничения:

1. Задался диаметром крепежного элемента D=6 мм;

2. Принял шаг болтов равный .

Тогда в ходе итераций было установлено потребное количество болтов:

2 ряда по 3 болтов, итого 6 болтов.

Каждый болт воспринимает 1/6 расчетного усилия, плюс дополнительную силу от крутящего момента, которая равна:

(1.102)

где - это плечо до наиболее нагруженного болта,

а - это сумма квадратов всех плеч.

Определил действующий крутящий момент:

, (1.103)

где L- это плечо действующей силы, его можно определить как:

=65,798мм.

Отсюда получил: = 2,24;

а сила приходящаяся на один болт Rбол=6,0785кН.

Определил высоту и ширину пластины:

Для того, чтобы определить плечо от центра тяжести болтов до любого болта воспользовался формулой

(2.104)

где: к=3- количество болтов в ряду.

Отсюда следует, что наибольшее плечо равно при количестве болтов равных 6. Тогда

= 9690,2ммІ

По формуле (1.92) определил дополнительную силу от момента, она равна Р= 10,26кН

Для того, чтобы определить результирующую силу необходимо воспользоваться формулой

=16,106кН (1.105)

где - это угол между двумя силами, который определяется по формуле

(1.106)

Отсюда напряжение в самом нагруженном болте:

Эту силу выдерживают болты М6 из Стали 30ХГСА

Масса узла посчитана в программе SolidWorks и равна 0,1кг

2. ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ

2.1 Описание технологичности конструкции

Рассматриваемая конструкция представляет собой балку, изготовленную из полимерных композиционных материалов в сборке с двумя металлическими пластинами. Данный элемент конструкции летательного аппарата является высоконагруженной знакопеременными нагрузками, ответственной деталью, следовательно важнейшей задачей производства является удовлетворение условиям прочности. Конструктивной отличительной особенностью является переменность поперечного сечения по длине.

Стенка лонжерона представляет собой сендвичевую конструкцию, состоящей из монослоев КМ и пенопластовой стенки. В качестве армирующего материала при производстве изделия используется стеклолента ЛСК-ВМ-0.1Ч35-76 и стеклоткань Т-10-14. Пропитка ведется связующим 5-211БН в котором присутствует добавка уменьшающее горение.

Формообразование изделия производят ручной выкладкой, вследствие ограничения по геометрическим размерам. Для обеспечения заданного объемного содержания армирующего материала, формование производится вакуумно-автоклавным способом.

Механическая обработка заключается в обрезке технологических припусков и сверлении отверстий под крепежные элементы.

Окончательная сборка конструкции заключается в установке металлических крепежных элементов.

Качество изготовления изделия обеспечивается соблюдением требований КД и технологических режимов на всех этапах изготовления. Все операции технологического процесса изготовления конструкции производятся по техническому документу и подлежат приемке отделом технического контроля.

2.2 Подготовительные операции

Производство изделий из композиционных материалов начинается с подготовительных технологических процессов: подготовке исходной арматуры, приготовления и контроля компонентов связующего, приготовления препрегов.

2.2.1 Подготовка армирующего материала и компонентов связующего

Перед применением армирующего материала необходимо производить входной контроль. Проверке качества армирующего материала по порокам внешнего вида, соответствия геометрическим размерам, требованиям нормативно технической документации подвергают 5% от объема входного контроля. Для проверки по физико-механическим показателям 10% единиц упаковки партии.

Подготовка армирующего материала включает в себя несколько технологических операций: испытание арматуры на соответствие паспортным данным, расшлихтовку, аппретирование, снование.

Контроль исходной арматуры заключается в испытании ее на соответствие техническим требованиям механических характеристик, размеров, номера нити, плотности ткани или ленты, содержание влаги или замасливателя. Проводятся контрольные испытания разрывной прочности арматуры.

Данное изделие изготовлено из трех типов армирующего материала:

- стеклолента ЛСК-ВМ-0.1Ч35-76; стеклоткань Т-10-14.

Таблица 2.1

Параметры материалов

b- ширина, мм

с- плотность, кг/м2

Кс

Т-10-14

900

0,29

31

ЛСК-ВМ-0,1Ч35-76

35

0,195

31

Ткань должна быть принята техконтролем предприятия- изготовителя. Изготовитель должен гарантировать соответствие ткани требованиям стандарта при соблюдении потребителем условий транспортировки и хранения, установленных стандартом.

Гарантийный срок хранения ткани 2 года со дня изготовления. По истечении указанного срока ткань может быть использована после повторных испытаний на соответствие требованиям стандарта.

Перед употреблением армирующий материал должен пройти входной контроль на соответствие паспортным данным. В ходе входного контроля необходимо произвести контроль следующих параметров:

- линейные размеры;

- поверхностная плотность;

- невоспламеняемость;

- содержание влаги и веществ, удаляемых при прокаливании;

- разрывная нагрузка;

- удлинение при разрыве.

Рулоны ленты должны быть упакованы в полиэтиленовый мешок. По истечении гарантийного срока хранения (один год) лента может быть использована по назначению после повторных испытаний на соответствие техническим требованиям, условий транспортировки и хранения.

Перед применением все компоненты должны пройти входной контроль на соответствие паспортным данным.

Все компоненты связующего должны соответствовать паспортным данным.

2.2.2 Подготовка к работе технологической оснастки

Качество конструкции во многом определяется качеством элементов оснастки, качеством используемых материалов, а также технологией изготовления и увязки оснащения.

Рабочая формообразующая поверхность оснастки должна быть чистой, обезжиренной, герметичной, должна иметь на поверхности разделительный слой (для деревянных оснасток КЛТ-30, для композитным и металлических СК-5) иметь разметку контура детали (для светлых деталей разметочная линия должна быть черной, для деталей на темных связующих-ФП-520 разметочная линия должна быть светлой и наносится с помощью белого графитового карандаша), линий технологического припуска, установки усиливающих элементов и другую информацию. Разметка должна обеспечивать возможность отпечатка ее на деталь в процессе формования.

Оснастка должна отвечать требованиям:

- возможность сохранения своей формообразующей поверхности при ее многократном использовании;

- возможность нанесения антиадгезионного покрытия;

- материал оснастки должен быть химически нейтрален к композиту;

- материал оправки должен обеспечивать необходимую жесткость и температурную устойчивость к температурным режимам формования изделий;

- легкость удаления;

- герметичность по контуру;

- удобства работы.

Формообразующая обшивка оснастки должна сохранять герметичность при автоклавно-вакуумном формовании во всем температурном диапазоне эксплуатации.

2.3 Расчет количества армирующего материала

2.3.1 Расчет количества армирующего материала для лонжерона

- Для нахождения потребного количества стеклоленты ЛСК-ВМ-0.1Ч35-76 и стеклоткани Т-10-14 воспользовался схемой раскроя .

S??д= Sд.ткани+ Sд.ленты=4,617+2,395=7,012м2

S??п= Sп.ткани+ Sп.ленты=4,309+2,053=6,362м2

Коэффициент использования материала (КИМ) составляет [2]:

.(2.1)

.

Рассчитаем массу ткани и ленты, используя данные из таблицы 3.1.

,(2.2)

где - поверхностная плотность ткани и ленты;

- площадь затраченной ткани.

.

Общая масса армирующего материала равна 1.799кг.

2.3.2 Расчет количества армирующего материала для подкоса

Считаю, что подкос будет изготавливаться в ручную намоткой, так как изготовление фильеры очень дорогое мероприятие по сравнению с ручным формообразованием. Масса AM, необходимая для изготовления одного стержня рассчитывается по формуле:

,(2.3)

где: L- длина подкоса,

b- длина полотна, потребная для намотки;

- толщина монослоя.

(2.4)

Подставив численные значения в формулу (2.3) получил:

.

2.4 Приготовление и контроль компонентов связующего

Компоненты связующего перед употреблением проходят входной контроль на соответствие паспортным данным. Связующее готовят партиями. За партию принимают количество связующего, изготовленного при одной загрузке реактора.

Определил количество связующего, необходимое для пропитки волокон по формуле:

,(2.5)

где - масса связующего, необходимая для пропитки, кг;

- масса пропитываемого армирующего материала,

1,799+3,465=5,264 кг;

- процентное содержание связующего в препреге (Т-10-14+Б-211БН=28-33%),

Беру среднее значение: ;

- коэффициент технологических потерь, .

Таким образом масса связующего равна:

.

Перед употреблением все компоненты связующего должны пройти входной контроль на соответствие паспортным данным.

Рассчитал массу каждого компонента связующего по формуле:

,(2.6)

где - масса искомого компонента связующего, кг;

- масса связующего, необходимого для пропитки, кг;

- удельное массовое содержание искомого компонента в рецептуре связующего, мас.ч.

Рецептура 50% раствора связующего 5-211БН:

– Смола ЭД-20- 50 мас.ч.;

– компонент УП631-У- 50 мас.ч.;

– компонент СФ-341А- 70 мас.ч.;

– спирто-ацетоновая смесь (1:2) - 170 мас.ч.

В расчете компонентов связующего массу спирта и ацетона не учитываю, так как они являются летучими веществами.

Определил массу компонентов связующего по формуле (2.6).

Масса смолы ЭД-20:

.

Масса смолы УП631-У:

.

Масса СФ-341А:

.

Масса этилового спирта:

.

Масса ацетона:

Перед употреблением все компоненты связующего должны пройти входной контроль на соответствие паспортным данным.

Контроль связующего производят для каждой партии по окончании приготовления, а также после хранения ранее приготовленного связующего перед пропиткой армирующего материала. В ходе контроля необходимо произвести контроль следующих параметров:

– концентрация раствора;

– плотность;

– вязкость;

– поверхностное натяжение;

– угол смачивания.

При необходимости произвести корректировку концентрации добавлением спирто-ацетоновой смеси или раствора связующего согласно правилу «Креста».

2.5 Приготовление и раскрой препрега

Изготовление препрегов на основе тканевых наполнителей осуществляется на пропиточной установке УПСТ- 1000М. Концентрация растворов связующих для пропитки армирующих наполнителей на установке типа УПСТ-1000М должна составлять 48-54%, перед пропиткой необходимо проверить работоспособность всех узлов установки, систему вентиляции и чистоту валков, по которым будет проходить пропитанная ткань.

В процессе изготовления необходимо контролировать температуру в камерах сушки, скорость протягивания ткани, уровень связующего в пропиточной ванне, метраж пропитанной ткани, величину натяжения ткани.

Раскрой препрегов производить согласно приведенным схемам раскроя совместно с разделительной пленкой на рабочих столах при помощи ножа, ножниц.

2.6 Контроль препрега

Готовые препреги перед использованием должны пройти лабораторный анализ по следующим параметрам:

– содержание связующего;

– содержание летучих;

– количество растворимой смолы.

Содержание связующего определяется путем сушки образца препрега размером в термостате при Т=60єС в течение 10 минут с последующем его взвешиванием и выжигание связующего в муфельной печи при Т=400єС в течение 6 часов с последующим взвешиванием образца.

Количество связующего рассчитывают по формуле:

,(2.7)

где - масса образца препрега после сушки;

- масса образца препрега после выжигания.

Содержание летучих определяется путем сушки образца препрега размером в термостате при Т=(160±5) єС в течение 10 минут с последующем его взвешиванием. Количество летучих рассчитывают по формуле:

,(2.8)

где - масса образца препрега после сушки;

- масса образца препрега.

Содержание растворимой части смолы определяется методом экстрагирования. Взвешенные образцы препрега последовательно погружают в спирто- ацетоновую смесь 1:1, прополаскивая и выдерживая в каждом из трех стаканов емкостью 250-300 мл, в течение 3-4 минут. Затем образцы подсушивают между листами фильтровальной бумаги и помещают в термостат на 10-15 минут при Т=160 єС. Подсушенные образцы охлаждают в эксикаторе, затем помещают в муфельную печь при Т=400 єС в течение 6 часов, после чего их взвешивают. Количество растворимой части смолы рассчитывают по формуле:

Страница:


Подобные документы

  • Проектирование крыла самолета из композиционных материалов

    Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

    курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012

  • Проектирование конструкции лонжерона крыла с подкосом самолета RWD-13

    Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

    дипломная работа [1,3 M], добавлен 27.04.2012

  • Проектировочный расчет крыла самолёта на прочность "Су-26"

    Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.

    курсовая работа [1,1 M], добавлен 14.06.2010

  • Конструкция и расчет планера самолета

    Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.

    методичка [500,7 K], добавлен 29.01.2010

  • Расчет крыла ЛА в среде Сosmos/m

    Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения. Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции. Построение конечноэлементной модели и расчет ее устойчивости в Buckling Options. Перемещение лонжеронов крыла.

    курсовая работа [4,9 M], добавлен 16.03.2012

  • Проектирование внешней секции закрылка самолета типа Ан-140

    Определение нагрузок, действующих на закрылок. Выбор положения опор закрылка, построение эпюр изгибающих моментов и перерезывающих сил. Расчеты поясов и стенки лонжерона, определение толщины обшивки. Компоновка схемы силовой установки самолета.

    курсовая работа [1,6 M], добавлен 27.04.2012

  • Проектировочный расчет поперечного сечения

    Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.

    курсовая работа [764,1 K], добавлен 13.04.2012

  • Расчет на прочность сечений крыла

    Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.

    дипломная работа [2,3 M], добавлен 15.03.2013

  • Расчет аэродинамических характеристик самолета Ту-214

    Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014

  • Технологическая подготовка производства фюзеляжа самолета легкого типа из полимерных композиционных материалов

    Разработка варианта конструкции фюзеляжа самолета легкого типа из полимерных композиционных материалов и обоснование принятых решений расчетами. Технологический процесс изготовления конструкции. Анализ дефектов тонкостенных деталей трубопроводов.

    дипломная работа [1,3 M], добавлен 11.02.2015

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.

© 2000 — 2023, ООО «Олбест» Все права защищены