Проектирование самолетов

Для управления самолетом, как и на СУ-37, вероятно, применена боковая малоходовая ручка управления и тензометрический РУД.

Размещение и размеры антенн борового радиоэлектронного оборудования свидетельствуют о стремлении конструкторов обеспечить круговой обзор. Помимо основной БРЛС, размещенной в носу под оребренным обтекателем, истребитель имеет две антенны заднего обзора, установленные между крылом и соплами двигателей. Носки вертикального оперения, крыльевого наплыва и ПГО также, вероятно, заняты антеннами различного назначения (об этом говорит их белая окраска, характерная для отечественных радиопрозрачных обтекателей).

Хотя какая-либо информация о бортовой радиолокационной станции, примененной на самолете "Бер-кут", отсутствует, косвенно о потенциальных возможностях радиолокационного комплекса истребителей пятого поколения, которые могут быть созданы на базе С-37, можно судить по опубликованным в открытой печати сведениям о новой БРЛС, разрабатывающейся с 1992 года объединением "Фазотрон" для перспективных истребителей. Станция предназначена для размещения в носовой части самолета "весовой категории" СУ-35/37. Она имеет плоскую антенную фазированную решетку и работает в Х-диапазоне. Дальность обнаружения воздушных целей составляет 165-245 км (в зависимости от их ЭПР). Станция способна одновременно сопровождать 24 цели, обеспечивать одновременное применение ракетного оружия против восьми самолетов противника.

"Беркут" также может быть оснащен оптиколокационной станцией, размещенной в носовой части фюзеляжа, перед козырьком фонаря летчика. Как и на истребителях СУ-33 и СУ-35, обтекатель станции смещен вправо, чтобы не ограничивать обзор летчику.

Нерегулируемые воздухозаборники, форма сечения которых близка к сектору круга, расположены под крыльевыми наплывами. Воздушные каналы имеют S-образеную форму, что обеспечивает экраниро-вание лопаток компрессоров ТРДДФ. На верхней поверхности фюзеляжа расположены две створки, служащие для дополнительного забора воздуха при маневрировании и на взлетно-посадочных режимах.

. В условиях, когда самолет будет действовать в воздушном пространстве, не имеющем мощного зенитно-ракетного прикрытия и против противника, не располагающего современными истребителями, допустимо увеличение боевой нагрузки за счет размещения части вооружения на внешних узлах подвески.

Экспериментальный самолет снабжен двумя ТРДДФ Д-З0Фб (2х15.600 кгс).

Вооружение:

встроенная пушка типа ГШ-301 (30мм) - ракеты "воздух-воздух", "воздух-поверхность

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рисунок 1.16 „Общий вид С - 37”

Название самолета	Данные по лучшему официальному результату	Массовые данные	Данные СУ	Геом. дан.
	Mmax	Hmax(км)	Hкр (км)	Vпос (км/ч)	Vвзл (км/ч)	Vy (м/с)	Hп(км/мин)	Lmax (км)	Lразб(м)	Lпорб(м)	m0взл(кг)	m0макс(кг)	mпуст(кг)	mгр(кг)	mт(кг)	nэк(чел)	Тип дв-ля	P0(дан)	дв	Cp кг/дан*ч	mдв(кг)	S м2	l ,м	пк
МиГ-25, 1970г.	2,83	24,5	20700	290	350	290	12/2.5	1730	1250	800	36720	41000	20000	2180	14570	1	2х р-15Б-300	211200	0,62	0,62	1075	61,4	14,015	40
Су-27, 1975	2,35	20,1	18,5	270	295	330	19/3	1500	550	630	23500	28500	14800	3200	3900	1	2АЛ-21Ф-3АИ	213350	0,66	0,66	1535	62	14,7	42
Миг-31, 1979	2,82	206	20,6	360	360	310	17,5/7,5	2500	1200	1900	40900	46500	17500	2500	16500	2	2 Д30Ф	215500	0,68	0,68	1550	61,6	13,46	42
F-15, 1972	2,5	20,5	18,3	232	280	204	12/2	1900	274	840	20240	30850	12970	2500	6100	1	2PW100-PW-	210770	0,6	0,6	1375	56,5	13,05	45
МиГ-29, 1979	2.3	23	17	235	220	330		1500	600	600	15240	17700	10900	3000	4200	1	2РД-33ф	216600			750	38	11,36	42
F-22, 1990	2	18	20			213		3000	915	808	27200	16060	15000	2270	3162	1	2хF119	215810	0,7	0,7/1,2	875	78	13,56	42
Су 47, 1997	1,6	20	18	240	250	210		3300	240	540	26000	24000	21000			1	2хД-30Ф6	2x15500				56	16,7	-20

1.2 Выбор и обоснования аэродинамической схемы самолета

При выборе схемы будущего самолета необходимо учитывать много противоречивых требований: технологических, эксплуатационных, требований по надежности, живучести, радиолокационной заметности. В то время как первые из этих требований можно обеспечить путем совершенствования конструкции и технологической проработки, требования по чистоте форм (аэродинамика самолета) вступают в противоречие с требованием по снижению радиолокационной заметности. Здесь возможны два пути решения этой проблемы - в пользу первого или второго требования. Самолеты YF-20 и YF-22 разрабатывались по технологии “Стелс”, с применением специальных материалов и пилообразных кромок несущих поверхyостей. Естественно это отрицательно сказалось на аэродинамических характеристиках и цене самолетов. По другому пути пошли создатели самолетов Су-27 и Миг-29 - машины выполнены из классических материалов (стальные, титановые сплавы, дюраль) и имеют совершенные аэродинамические формы.

Учитывая тот факт, что ближний воздушный бой ведется на дистанции визуального контакта, приходим к выводу, что требование по обеспечению высокой маневренности является доминирующим.

Проанализировав статистические данные самолетов-прототипов, можно сделать вывод о том, что для сверхзвукового маневренного самолета с обратной стреловидностью крыла наиболее приемлема смешанная схема: на самолете используется как переднее горизонтальное оперение (ПГО), так и заднее горизонтальное оперение (ГО).

Крыло обратной стреловидности (КОС) имеет такие преимущества перед прямой:

· более высокое значение градиента и величины реализуемой подъемной силы;

· большие величины аэродинамического качества и избыточной мощности при маневрах в ближнем бою;

· увеличение аэродинамического качества и дальности полета на дозвуковых режимах;

· устойчивость к сваливанию (хорошие противоштопорные характеристики);

· лучшая управляемость на больших углах атаки;

· меньшие величины допустимой скорости полета и взлетно-посадочных дистанций.

Поскольку подъемная сила КОС неограниченна срывом потока, элероны остаются эффективными вплоть до высоких значений угла атаки, а самолет управляется даже при срыве потока со всей остальной части крыла. Основная подъемная сила реализуется на внутренней части крыла, тем самым, уменьшая изгибающие усилия. Удлинение этих крыльев можно увеличивать, а значить и улучшить индуктивное сопротивление при выполнении маневров с высоким коэффициентом подъемной силы.

Недостатками КОС является дивергенция - крыло склонно к скручиванию.

Механизация крыла, состоит из автоматически отклоняемого носка и закрылков, что позволит осуществлять полет по огибающей поляр и снизить посадочную скорость.

На самолете используется два горизонтальных оперения - ПГО и ГО. Все поверхности самолета являются несущими.

ПГО - предназначено для создания положительной подъемной силы. При достижении больших углов атаки - срыв потока на ПГО переводит самолет на малые углы, тем самым уменьшается возможность сваливания в штопор. Также ПГО выполняет вспомогательную функцию управления самолета в продольном и поперечном каналах. Оно выбрано стреловидной формы в плане(прямая стреловидность).

ГО - заднее горизонтальное оперение также выполнено стреловидной формы в плане (прямая стреловидность) и выполняет основную функцию управления самолетом в продольном и поперечном каналах.

Заднее горизонтальное и переднее горизонтальное оперения - цельноповоротные, для повышения эффективности на сверхзвуковых скоростях, оно же и является рулем высоты.

Все несущие поверхности плавно переходят в фюзеляж - схема самолета интегральная.

Фюзеляж имеет разное сечение по длине. Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде конуса и переходит в сплюснутую форму - центральная и хвостовая чисти. Благодаря такой форме повышается общая подъемная сила самолета.

Вертикальное оперение (ВО) имеет стреловидную форму в плане, расположено в хвостовой части фюзеляжа и является стабилизирующим элементом конструкции. Для лучшей эффективности ВО выполнено из двух килей. ВО предназначено для обеспечения путевой устойчивости и управляемости. Для управления самолетом в путевом канале на ВО установлены рули направления. Для повышения эффективности ВО на больших углах атаки имеются небольшие подфюзеляжные кили.

По классификации самолет является однофюзеляжным монопланом со средним расположением крыла - среднеплан. Хвостовое оперение нормальной схемы. Шасси трехопорное с носовой опорой, силовая установка состоит из двух ТРДДФ.

1.3 Анализ статистических данных

Анализирую статистические данные собранные мной, как по крылу прямой стреловидности, так и по обратной, были выбраны следующие параметры самолета. Данные были взяты из летиратеры, международной сети INTERNET.



Таблица.1.3. Основные параметры проектируемого самолета

Ngg	Относительный параметр	Обозн.	Величина
1	2	3	4
1	Удлинение крыла	кр	3.5
2	Сужение крыла	кр	3.4
3	Стреловидность крыла по передней кромке	пккр	-42
4	Отн. толщина профиля крыла		0.055
5	Отн. площадь ПГО		0,146
6	Отн. площадь ГО		0.25
7	Удлинение ГО	ГО	3
8	Удлинение ПГО	ПГО	3
9	Сужение ГО	ПГО	3,5
10	Сужение ПГО	ГО	3.3
11	Стреловидность ГО по передней кромке	пкГО	50
12	Стреловидность ПГО по передней кромке	пкПГО	50
13	Отн. толщина профиля ГО		0.045
14	Отн. толщина профиля ПГО		0,045
15	Отн. площадь ВО		0.24
16	Удлинение ВО	ВО	2
17	Сужение ВО	ВО	3,4
18	Стреловидность ВО по передней кромке	пкВО	40
19	Отн. толщина профиля ВО		0.05
20	Удлинение носовой части фюзеляжа	Фн	3,53
21	Удлинение хвост. и центр. части фюзеляжа	Фц,хв	2,83
22	Диаметр фюзеляжа	Dф, м	2,12
23	Длина фюзеляжа	Lф, м	19,5
24	Отн. площадь закрылков		0.14
25	Отн. площадь отклоняемого носка		0.125
26	Отн. площадь элеронов		0.1

1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

Так как определение массы самолета является, довольно таки, сложным процессом, возникает противоречие между определением взлетной массы m0 и массы элементов конструкции mi. По этому определение m0 производится в нескольких приближениях, уточняя с помощью относительных масс mi полученных путем исследования статистических данных прототипов и сравнительного анализа самолетов.

В данной работе определяется взлетная масса в нулевом приближении. m0 определяется из соотношения уравнения относительных масс с использованием статистики.

, (1.4.1)

где:

mцел - масса целевой нагрузки; mэк - масса экипажа; mк, от - относительная масса конструкции; mсу, от - относительная масса силовой установки; mm,от - относительная масса топлива; mоб, упр, от - относительная масса оборудования и управления.

Значения mк, от; mсу, от; mоб, упр, от - берем из [14] таблицы 1.4.

Значение mm,от - находим из соотношения:

, (1.4.2)

где:

a и b - коэффициенты; L - дальность полета, км; V - скорость полета, км/час



Подставляя значения относительных и заданных масс в зависимость (1.4.1), определяем взлетную массу в нулевом приближении:

Зная значение m0 можно определить массы элементов конструкции mi.

, (1.4.3)

Определяем массы составляющих конструкции самолета, пользуясь значениями относительных масс взятых в таблице 1.5, [14].

mк - масса конструкции; mкр, от - относительная масса крыла; mф,от - относительная масса фюзеляжа; mоп, от - относительная масса оперения; mш, от - относительная масса шасси.

, (1.4.4)

Данные, полученные в результате весового расчета, заносим в таблицу 1.4.

Таблица.1.4 Значение масс полученных при расчете

Наименование	Обозначение	Ед.изм	Величина
Взлетная масса	m0	кг	20450
Целевая нагрузка	mцел		4000
Масса экипажа	mэк		90
Масса конструкции	mк		4704
Масса крыла	mкр		1576
Масса фюзеляжа	mф		1882
Масса оперения	mоп		376,32
Масса шасси	mш		879,648
Масса топлива	mm		4295
Масса силовой установки	mсу		4499
Масса оборудования и управления	mоб, упр		2863

Для определения массы двигателя потребного для самолета определим стартовую тягу P0.

, (1.4.5)

где:

t0 - тяговооруженность самолета взята из статистических данных; m0 - взлетная масса конструкции; g- ускорение свободного падения.

Так как на самолете установлено два двигателя, стартовая тяга одного будет равна половине P0.

Массу двигателя определим из зависимости:

, (1.4.6)

где:

?дв - удельный вес двигателя подобранный для самолета согласно P0.

1.5 Подбор двигателя

Для проектируемого самолета по данным, полученным при расчете стартовой тяги и тяговооруженности, а так же по статистическим данным подбираем двигатель.

Для удобства проектировки самолета подбираем двигатель применяемый на Су -27: АЛ-31Ф.

Характеристики:

· Тип двигателя: ТРДДФ

Размеры:

· Диаметр входа 0.91 м

· Максимальный диаметр 1.22 м*

· Длина 4.95 м

Эксплуатационные характеристики

· Крейсерский режим Максимал Форсаж

· Тяга 2x7600 кГс (2x74.53 кН) 2x12500 кГс (2x122.58 кН)

· Расход топлива 0.67 кг/кГс*ч 0.75 кг/кГс*ч 1.92 кг/кГс*ч

· Степень повышения давления в компрессоре 23

· Расход воздуха 110 кг/с

· Степень двухконтурности 0.6

· Масса двигателя 1533 кг**

· Отношение тяги к массе >8

· Температура газов перед турбиной до 1700 К

Рисунок 1.17 „АЛ-31Ф”

1.5.1 Описание

Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) АЛ-31Ф, созданный в НПО «Сатурн» им. А.М.Люльки - первый в нашей стране двухконтурный двигатель, соответствующий по параметрам в своём классе высшим мировым достижениям. Это мощный и экономичный ТРДДФ модульной конструкции, состоит из 14 блоков. Отношение тяги к массе более 8. Двигатель состоит из 4-ступенчатого компрессора низкого давления с регулируемым входным направляющим аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой приводов, 9-ступенчатого компрессора высокого давления с регулируемой первой группой ступеней, наружного контура, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой охлаждаемой турбины высокого давления, одноступенчатой охлаждаемой турбины низкого давления с активным управлением радиальными зазорами, компактной кольцевой камеры сгорания, форсажной камеры и сверхзвукового регулируемого сужающегося-расширяющегося реактивного сопла. АЛ-31Ф оснащен гидроэлектронной системой автоматического управления и топливопитания с электронным регулятором-ограничителем.

Основная особенность АЛ-31Ф - уникальные по механическим и эксплуатационным характеристикам лопатки турбины, изготовленные из жаропрочного сплава с монокристаллической структурой и имеющие эффективную систему охлаждения. Напряжённая термодинамика двигателя, высокие степень повышения давления и температура газов перед турбиной (1600-1700 К), Масса 1533 кг, диаметр входа 0.91 м, максимальный диаметр 1.22 м, длина 4.95 м.

АЛ-31Ф эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полёта, устойчиво работает на режимах глубокого помпажа воздухозаборника на числах M=2 в условиях плоского, прямого и перевёрнутого штопора. Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полёте, встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают надёжность силовой установки при применении бортового оружия.



Рисунок 1.18 „Теоретический чертеж Ал - 31Ф”

1.6 Определение геометрических частей самолета

1.6.1 Определение геометрических параметров крыла

Одним из основных параметров самолета является площадь крыла - S. Этот параметр применяется при проектировании крыл, ПГО, ГО, ВО. Площадь крыла находится из зависимости:

, (1.6.1)

где:

m0 - взлетная масса самолета полученная при массовом расчете; g - ускорение свободного падения; P0 - удельная нагрузка на крыло выбранная со статистических данных.

Определяем размах крыла самолета l:



, (1.6.2)

где: ? - удлинение крыла;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды крыла.

Корневая и концевая хорды крыла определяются из зависимостей:

; (1.6.3)

, (1.6.4)

где:

b0 - корневая хорда крыла; bк - концевая хорда крыла; l - размах крыла: S - площадь крыла, ? - сужение крыла.

Неотъемлемой характеристикой несущих частей самолета является средняя аэродинамическая хорда крыла bA - САХ. При определении САХ, определяется также и ее координаты. САХ определяется из зависимости:



, (1.6.5)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.6)

ОХ.

, (1.6.7)

где:

?пк - стреловидность крыло по передней кромке.

1.6.2 Определение геометрических параметров фюзеляжа

Схема самолета интегральная - фюзеляж является несущей поверхностью. В нем размещены оборудование, двигателя, кабина пилота, отсеки для топлива, системы управления и другие жизненноважные элементы. По всему размаху фюзеляж имеет разную форму сечения.

Длинна фюзеляжа - Lф:

, (1.6.8)

где:

Lнос - длина носовой части фюзеляжа; Lцен - длина центральной части фюзеляжа; Lхвост - длина хвостовой части фюзеляжа.

Lнос - представлена в виде конуса. В ней располагается радиооборудование, кабина, закабинный отсек, ниша носовой стойки шасси.

, (1.6.9)

где:

?нос - удлинение носовой части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Lцен - представлена в виде цилиндра. В ней располагается радиооборудование, баки, отсеки оружия, системы управления, ниши основных стоек шасси.

, (1.6.10)

где:

?цен - удлинение центральной части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Lхв - представлена в виде цилиндра. В ней располагается двигатели, баки, узлы крепления хвостового оперения.

, (1.6.11)

где:

?хв. - удлинение хвостовой части фюзеляжа; Dф - диаметр фюзеляжа;

Тогда длина фюзеляжа из формулы (1.6.8):

1.6.3 Определение геометрических параметров переднего горизонтального оперения

Для определения площади переднего горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ПГО SПГО.от.

Площадь ПГО определим из зависимости:

, (1.6.12)



Определяем размах ПГО самолета lПГО:

, (1.6.13)

где: ?ПГО - удлинение ПГО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ПГО.

Корневая и концевая хорды ПГО определяются из зависимостей:

; (1.6.14)

, (1.6.15)

где:

b0 ПГО- корневая хорда ПГО; bкПГО - концевая хорда ПГО; lПГО - размах ПГО: SПГО - площадь ПГО, ?ПГО - сужение ПГО.



Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.16)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.17)

ОХ.

, (1.6.18)

где:

?пкПГО - стреловидность ПГО по передней кромке.

Определим плече переднего горизонтального оперения LПГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления переднего горизонтального оперения):

, (1.6.19)

где:

LПГО - плече переднего горизонтального оперения; A - коэффициент из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.

1.6.4 Определение геометрических параметров горизонтального оперения

Для определения площади горизонтального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ГО SГО.от.

Площадь ГО определим из зависимости:

, (1.6.20)



Определяем размах ГО самолета lГО:

, (1.6.21)

где: ?ГО - удлинение ГО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ГО.

Корневая и концевая хорды ГО определяются из зависимостей:

; (1.6.22)

, (1.6.23)

где:

b0 ГО- корневая хорда ГО; bкГО - концевая хорда ГО; lГО - размах ГО: SГО - площадь ГО, ?ГО - сужение ГО.



Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.24)

Координаты САХ находим на осях ОZ, ОX, по зависимостям:

ОZ.

, - (1.6.25)

ОХ.

, (1.6.26)

где:

?пкГО - стреловидность ГО по передней кромке.

Определим плече горизонтального оперения LГО (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения):

, (1.6.27)

где:

LГО - плече горизонтального оперения; A - коэффициент берется из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.

1.6.5 Определение геометрических параметров вертикального оперения

Для определения площади вертикального оперения воспользуемся площадью крыла S и относительной площадью ВО SВО.от.

Площадь ВО определим из зависимости:

, (1.6.28)

Так как вертикальное оперение на самолете представлено в виде двух килей то в расчетах используется половина площади ВО.



Определяем размах ВО самолета lВО:

, (1.6.29)

где: ?ВО - удлинение ВО;

Определим корневую - b0 и концевую - bk хорды ВО.

Корневая и концевая хорды ВО определяются из зависимостей:

; (1.6.30)

, (1.6.31)

где:

b0 ВО- корневая хорда ВО; bкВО - концевая хорда ВО; lВО - размах ВО: SВО - площадь ВО, ?ВО - сужение ВО.



Определяем САХ и ее координаты из зависимости:

, (1.6.32)

Координаты САХ находим на осях ОY, ОX, по зависимостям:

ОY.

, - (1.6.33)

ОХ.

, (1.6.34)

где:

?пкВО - стреловидность ВО по передней кромке.

Определим плече вертикальное оперения LВО (расстояние от центра масс самолета до центра давления вертикального оперения):

, (1.6.35)

где:

LВО - плече горизонтального оперения; A - коэффициент берется из статистики; bA - величина средней аэродинамической хорды крыла.



Рисунок 1.19. „Геометрические параметры”



1.6.6 Механизации самолета

Механизация - одна из самых важных элементов конструкции самолета. Благодаря ей происходит процесс управления самолетом в полете.

На крыле установлены: флапероны, предкрылки.

Флаперон - элемент механизации крыла предназначеный управления самолетом выполняющий как функции эллерона так и функции закрылка. На одной консоли самолета установлено три секции флаперонов. При этом все секции работают в раздельности и одновременно. Секция № 1 расположенная ближе к концевой части крыла выполняет функции эллерона и является вспомагательной поверхностью формирования формы профиля крыла при взлете и посадке. Секции № 2 и № 3 выпольняют функции закрылка, а также вспомагательные функции при управлении самолета в воздухе (маневрировании), располагаются все секции по задней кромке крыла.

Предкрылок - элемент механизации крыла, предназначенный для улучшения аэродинамических характеристик крыла путем увеличения площади крыла на взлетном и посадочном режимах эксплуатации самолета. На самолете предкрылок состоит из трех секций. Как и на флапероне все секции могут работать как одновременно, так и раздельно. Секция № 1 одновременно выполняет функции противодивергенционной механизации. Расположены все секции по передней кромке крыла.

На килях установлены: рули поворотов.

Руль поворота - элемент управления самолетом по направлению.

Рули управления самолета по тангажу выполненя в виде цельноповоротных стабилизаторов, так как самолет является сверхзвуковым летательным аппаратом.

Результатом расчета геометрических параметров самолета является чертеж НВ.0000-0000 ВО.



1.7 Выбор конструктивно-силовой схемы самолета

1.7.1 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

Выбор конструктивно силовой схемы крыла включает в себя: выбор и обоснования компоновки крыла, выбор силовых элементов, построение чертежа КСС самолета.

Для выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона - рассчитаем ширину пояса условного лонжерона (которая составляет 0.6 хорды крыла в расчетном сечении). Толщина пояса - ?у определяется по формуле:

, (1.7.1)

где: P0 - удельная нагрузка на крыло при взлете; S - площадь крыла; zА - координата (положение по оси OZ); mi - масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр - масса крыла; g - ускорение свободного падения; nР - коэффициент расчетной перегрузки; cот - относительная толщина профиля; b0 - корневая хорда крыла; ?Р - разрушающее напряжение.



Рисунок 1.20. „Плечи усилий действующих на крыло”

Приведем координаты центра тяжести всех элементов к единой величине. Так как ракеты подвешиваемые имеют одну массу, то расчет имеет вид.

Для начала проверим значение толщины пояса условного лонжерона ?у при использовании материала Д-16Т с ?Р=330 МПа



Определяем величины интенсивности моментной нагрузки и перерезывающей силы:

, (1.7.2)

, (1.7.3)

где: P0 - удельная нагрузка на крыло при взлете; S - площадь крыла; S1 - площадь отсеченной части крыла; zА1 - координата (положение по оси OZ); mi - масса груза или агрегата находящегося на крыле; mкр - масса крыла; g - ускорение свободного падения; nР - коэффициент расчетной перегрузки; cот - относительная толщина профиля; b0 - корневая хорда крыла; Н - расчетная высота профиля в сечении крыла.

Расчетная высота профиля в сечении крыла по САХ берется из соотношения:

, (1.7.4)

где Нмах - максимальное значение высоты профиля в рассматриваемом сечении.

Выбираем профиль крыла.

Подбор производим с помощью программы AeroFoil.

Нмах = 191,9 мм



Исходя из полученных значений толщины условного пояса, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что толщина стенки условного лонжерона ?у = 11 мм. Таким образом КСС при применении Д-16Т будет - «моноблочное крыло».

Проверим значение ?у при применении стали 30ХГСА ?Р=880 МПа

Толщина стенки условного лонжерона ?у = 4,08 мм. Таким образом КСС при применении 30ХГСА будет - «кессонное крыло».

Исходя из полученных значений толщины условного пояса ?у = 4,08 мм, а также величин интенсивности нагрузки определяем, что конструктивно силовая схема крыла самолета - «кессонная» с четырьмя лонжеронами, для обеспечения большей живучести ЛА, так как самолет боевой..

Кессонные крылья выгодно применять в самолетах такого класса так как, так как нужно добиться большой жесткости крыла - крыло склонно к дивергенции.

Кессонное крыло обладает большей жесткостью, чем однолонжеронное. Крыло самолета выполняется при применении панелей из композиционных материалов, что в свою очередь тоже дает выгоду по технологичности при применении кессонной схемы.

На крыле применяется профиль NACA 0005 Symmetrical полученный с помощью программы «Aerofoil coordinate». Угол стреловидности крыла - 420.

Так как крыло кессонное то расстояние между нервюрами выбираем из предела 350 - 450 мм, а расстояние между стрингерами выбираем из промежутка 120 - 150 мм.

а = 450 мм - расстояние между нервюрами, а b = 140 мм - расстояние между стрингерами.

Передний лонжерон расположен вдоль линии 10% хорд крыла, второй - 30%, третий - 55% , а задний - лонжерон расположен вдоль - 70%. Лонжероны выполнены из стали 30ХГСА. Нервюры выполнены из Д - 16Т. Панели, применяемые на крыле, выполнены из эпоксидного углепластика, с ориентацией 20% углеродных волокон под углом 00(по направлению к размаху крыла), 60% волокон под углами ± 450 и 20% волокон под углом 900. На концовке крыла добавлено несколько слоем под углом 90 для увеличения прочности на кручении. (Такая методика изготовления была применена на экспериментальном самолете Х - 29 А).

Между вторым и третьим лонжеронами размещаются топливные баки. Между первым и вторым, а также между третьим и четвертым размещаются, проводка управления механизацией крыла, электропроводка, проводка топливной системы, и другие жизненноважные линии управления самолетом.

Узлы навески механизации идут по первому и четвертому лонжерону.

Крыло имеет 13 силовых нервюр. В носке и в законцовке крыла расположены также простые нервюры. Все нервюры выполнены Д-16Т.

Крепления крыло производится с помощью крепления ухо-вилка, на каждом лонжероне, 8-мя болтами

Чертеж КСС крыла -- лист №1.

1.7.2 Выбор конструктивно-силовой схемы переднего горизонтального оперения

Переднее горизонтальное оперение, установлено на самолете в носовой части фюзеляжа, - цельноповоротный стабилизатор. По КСС ПГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала - углепластика. ПГО имеет прямую стреловидность - 500 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ПГО по линии хорд оперения. Так же на ПГО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.

На ПГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Расстояние между нервюрами №1 и№2 расстояние 63 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ПГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла в который установлен сферический подшипник.

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС переднего горизонтального оперения -- лист №2.



1.7.3 Выбор конструктивно-силовой схемы горизонтального оперения

Горизонтальное оперение, подобно конструкции ПГО, оно установленное в хвостовой части на самолете, - цельноповоротный стабилизатор. КСС ГО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной из композиционного материала - углепластика. ГО имеет прямую стреловидность - 500 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 40% от передней кромки ГО по линии хорд оперения. Так же на ГО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде трехслойного углепластика. Направление слоев 450, 00.

На ГО установлено 7 нервюр на расстоянии 200 мм. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлены подкосы, которые снимают нагрузку со стенок и передают ее на лонжерон. В корневой части ГО на лонжероне установлен узел навески в виде сферического узла, в который установлен сферический подшипник.

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС горизонтального оперения -- лист №3

1.7.4 Выбор конструктивно-силовой схемы вертикального оперения

Вертикальное оперение установлено в хвостовой части установленное на самолете, КСС ВО представляет собой лонжеронную схему с работающей обшивкой выполненной дюралеалюминия. ВО имеет прямую стреловидность - 600 по передней кромке.

Лонжерон расположен на расстоянии 60% от передней кромки ВО по линии хорд оперения. На ВО имеются две стенки - передняя и задняя. Передняя расположена на расстоянии 15%, задняя - 70%.

Обшивка представлена в виде листа выполненного из Д16Т.

На ВО установлено 14 нервюр, расстояние между нервюрами №6-№7, №9-№10 - 255 мм, расстоянии между - №3 - №4, №4 - №5, №5 - №6, №7 - №8, №8 - №9 - 250 мм, №1 - №2 - 167 мм, №2 - №3 - 331 мм, №13 - №14 - 177 мм, №12 - №13 - 180 мм. Разное расстояние установки нервюр выбрано из компоновочных соображений. Все нервюры силовые и выполнены из Д-16Т. В отсеке между нервюрами №1 и№2 установлен подкос, который снимает нагрузку с задней стенки, и передают ее на лонжерон. Крепление ВО - происходит с помощью соединений ухо-вилка, которые расположены на передней стенке и лонжероне

Конструкция клепанная.

Чертеж КСС вертикального оперения -- лист №4

1.7.5 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

Фюзеляж применяемый на самолете представляет собой полумонокок. Но одной из качественных характеристик его - это несущая возможность. Все агрегаты и узлы самолета крепятся к фюзеляжу: к силовым шпангоутам. Его силовой набор представляет собой поперечный набор - шпангоуты и продольный набор - стрингера.

Шпангоуты применяемые на самолете двух видов. Первый - силовые шпангоуты, который предназначены воспринимать нагрузки действующие на фюзеляж, и выполняют функцию мест крепления различных конструкций, элементов, узлов и агрегатов. Второй, простой - предназначен для обеспечения контура и восприятие нагрузок.

Стрингера расположены вдоль фюзеляжа - подкрепляют обшивку и придают жесткости конструкции фюзеляжа.

Всего на самолете установлено 64 шпангоута.

Расстояние между шпангоутами 300мм. Но на некоторых секциях самолета расстояние изменяется в связи с компоновочными соображениями.

Нумерация шпангоутов начинается с носовой части. В некоторых секциях установлены дополнительные шпангоуты.

Расстояние между стрингерами 150 мм. Стрингера располагаются параллельно оси симметрии фюзеляжа. В сечении стрингера являются уголками.

Расстояние между шпангоутами № 23 - №24 - 268 мм, № 44 - №44А - 125мм, № 57 - №57А - 70мм.

На фюзеляже введены продольные силовые элементы, являющиеся усилением вырезов под технологические узлы, люки, кабину, секций агрегатов и оборудования

Чертеж КСС фюзеляжа -- листы №5, №6.

В сечении фюзеляж имеет переменную форму для обеспечения интегральной схемы крыла. Носовая часть имеет круглую форму, которая плавно переходит в овальную.

Носовая часть фюзеляжа (кок) выполнен из радиопрозрачного материала.

Сечения фюзеляжа по основным шпангоутам предоставлены -- лист 7.

1.7.6 Выбор конструктивно-силовой схемы шасси

Конструктивно силовая схема шасси представлена в виде двух основных стоек, и одной носовой стойки.

Носовая стойка самолета представлена в виде стойки-амортизатора, на стойке установлено одно колесо. Так же в КСС шасси входят гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка полурычажного типа , с расположенным внутри ее амортизатором, что позволяет уменьшить вес стойки и обеспечить ориентировку колеса относительно вертикальной оси стойки. Так же на стойке установлен гидроцилиндра втягивающий шток стойки, в закрытом положении. Цилиндр подключен основной гидроситеме, для создания достаточного давления.

Основная стойка представлена в виде одноколесной трубообразной формы, имеются гидроцилиндры уборки и выпуска стойки. Стойка телескопического типа, с расположенным внутри ее амортизатором. При уборке колесо изменяет свое положение , что дает возможность уменьшить нишу шасси

Все стойки находятся на малом расстоянии к центу тяжести, что обеспечивает очень маленький радиус разворота самолета на ВПП.

Все стойки убираются вперед по полету. Носовая - в нижнюю часть закабинного отсека, а основная - в фюзеляжную часть.

Кинематические схемы крепления стоек шасси показаны -- лист №8.

Конструктивно силовая схема самолета представлена на чертеже ВН.0000-0000 КСС.

1.8 Описание конструкции самолета

Планер самолета представляет собой моноплан с подфюзеляжными воздухозаборными каналами и двумя двигателями, с среднерасположенным трапецевидным крылом с передними наплывами, и цельноповоротным горизонтальным и передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение самолета состоит из двух килей с рулями направления и подфюзеляжных гребней.

Крыло - свободнонесущее, трапецевидной формы в плане, с отрицательным углом поперечного V, стреловидность по передней кромке - 42. Крыло состоит из двух консолей, стыкуемых с фюзеляжем в восми точках. Каждая консоль имеет отклоняемую механизацию

Крыло имеет кессонную конструкцию. Продольный силовой набор представлен четырмя лонжеронами, панелями, поперечный - нервюрами. Материал нервюр - сплав Д16Т, лонжеронов - сплав 30ХГСА, панели выполнены из углепластика. Соединение силовых элементов осуществляется клепкой и склейкой. На нижней поверхности крыла расположены точки крепления пилонов для подвески ракет. На законцовках также имеются узлы навески ракет или контейнеров с радиооборудованием.

Во внутреннем объеме каждой консоли, между вторым и третьим лонжероном находятся баки-отсеки.

На задней кромке крыла, стабилизатора, вертикального оперения и всех рулевых поверхностей установлены съемники статического электричества.

Механизация задней кромки крыла представлена в виде флаперонов, состоящая из 3 секций.

1 и 2 секции представляют собой клепано-сотовую конструкцию. Они состоят из лонжерона, обшивки, сотоблока, и носовых диафрагм. Закрылок подвешивается к крылу в двух точках. В корневом узле навески - запрессован подшипник скольжения, в концевом - закрытый роликовый подшипник. Смазка подшипников через масленки.

3 секция - элерон, состоит из одной секции. Она - клепанной конструкции, с применением сотоблоков. Каркас носка элерона состоит из обшивки, лонжерона, набора диафрагм и узлов навески. Хвостовая часть элерона представляет собой склеенный сотоблок из обшивки (материал Д19) и сот из фольги АМг2Н.

Элерон подвешен на двух точках, узлы навески закреплены на лонжероне, в них запрессованы роликовые подшипники. В передней кромке элерона расположен противофлаттерный груз.

Фюзеляж самолета конструктивно состоит из панелей, стрингеров, 64-ти шпангоутов. Силовыми являются шпангоуты 1, 3, 5, 6, 9, 14, 17, 20, 23, 24, 26, 28, 31, 33, 37, 40, 42, 44А, 45, 47, 49, 52, 55, 56, 57,57А, 59, 61, 63, 64.

Технологически фюзеляж состоит из:

носового отсека до шп. №10;

отсека кабины пилота - от шп. №10 до шп. №23;

отсека топливных баков - от шп. №26 до шп. №47;

отсека хвостовых балок - от шп. №47 до шп. №63;

Носовой отсек.

Отсек состоит из 10-ти шпангоутов и стрингерного набора.

В носовом отсеке фюзеляжа размещается радиооборудование. К шп. №6 крепится носовой обтекатель из пластика. Отсек разделен горизонтальной перегородкой на две части. В верхней части располагается оптико-локационная станция 36Ш и лазерный дальномер, в нижней - радионавигационное оборудование «Тропик», «Омега» и станция обмена информацией «РК-РЛДН».С 6-го по 10-й отсек бортового оборудования.

Отсек кабины пилота.

Конструктивно отсек состоит из 13-ти шпангоутов, стрингерного набора, подфонарной панели и окантовки ниши передней стойки шасси. Подфонарная панель представляет собой раму из двух литых балок и перемычки из Al сплава. В верхней части панели имеется желоб под шланг герметизации фонаря. Панель крепится к шп. №10 и №23, имеет изогнутую форму. Кабина пилота бронирована плитами из титанового сплава от шп. №10 до шп. №23. Шпангоуты №10, как и №23 является герметичной стенкой кабины пилота, к этим шпангоутам крепится пол кабины, также бронированный. На шп. №26 расположены узлы навески носовой стойки шасси, шп. №23 несет на себе узлы навески цилиндра уборки-выпуска и подкоса передней стойки шасси.

Отсек топливных баков.

Шпангоуты №28 и №33 служат стенкой топливного бака №1, кроме того. На шпангоуте №26 расположены узлы навески тормозного щитка на №28 - передней половины клина воздухозаборника, по №33 идет гофрированная стенка разделяющая внутренний объем отсека топливных баков на отсек бака №1 и отсек бака №2. Шпангоут №44А несет на себе узел крепления переднего лонжерона крыла. К шп. №44А крепится узел навески цилиндра управления клином воздухозаборника. Шпангоут №45 несет на себе стыковые узлы крепления второго лонжерона крыла. Шпангоут №49 несет на себе стыковые узлы крепления третьего лонжерона крыла. Шпангоут №42 представляет собой гофрированную перегородку и служит стенкой отсека бака №2. К шпангоуту №31 крепится узел навески гидроцилиндра тормозного щитка. Шпангоут №52 несет на себе стыковые узлы крепления четвертого лонжерона крыла. На шп. №45 и №47 расположен узел навески основной стойки шасси. Все шпангоуты, несущие стыковые узлы крыла представляют собой стальные штампованные балки с подкрепляющими стойками.

Отсек хвостовых балок.Каждая балка состоит из верхней и нижней панелей и вертикальных стенок. Балки крепятся к шп. №45 и №47. На шп. №47 расположены узлы навески цилиндров уборки-выпуска основных стоек шасси. Силовой шпангоут №49 несет на себе основной пояс крепления двигателя, который состоит из штыря, воспринимающего тягу и двух регулируемых тяг, воспринимающих часть веса двигателя. Второй пояс крепления двигателя, по шп. №49, состоит из двух регулируемых тяг, воспринимающих часть веса двигателя и горизонтальной тяги, воспринимающей боковую силу. Хвостовые балки несут на себе стыковые узлы навески килей сверху и подфюзеляжных гребней снизу. Пояс крепления форсажной камеры расположен в районе заднего узла крепления киля и представляет собой вращающиеся ролики, которые скользят по ответным рельсам на корпусе двигателя.

Фюзеляжные баки - мягкие, из протектированной резины с разбухающим средним слоем. Баки имеют вклеенные штуцера, горловины и пр. и устанавливаются в соответствующие отсеки через люки в фюзеляже.

Воздухозаборники начинаются от шп. №33 и расположены снизу фюзеляжа до шп. №44. За шп. №44 воздухозаборники переходят в каналы питания двигателей. Входное сечение каждого воздухозаборника - прямоугольное, с заостренной передней кромкой, скошенной назад при виде сбоку. В зоне между шп. №40 и №44 прямоугольное сечение переходит в круглое. Внутренние верхние панели каналов выполнены в виде плоских перегородок, отделены от фюзеляжа и образуют щели для отбора воздуха на охлаждение двигателя. Конструктивно воздухозаборник состоит из входного устройства, жестко закрепленного на фюзеляже и U - образных панелей из алюминиевой обшивки и сотоблоков. К фюзеляжу панели крепятся по контуру с помощью штыревых защелок. Регулирование площади входного сечения воздухозаборника осуществляется с помощью клина, состоящего из передней и задней створки. На задней створке прикреплен генератор вихрей - турбулизатор, выполненный в виде пилона с тремя направляющими лопатками. Управление положением створок осуществляется с помощью гидроцилиндра, автоматически от следящей системы. В передней створке и входных кромках воздухозаборника имеются отверстия для отсоса пограничного слоя.

Стабилизатор - цельноповоротный, с углом стреловидности по передней кромке 50. Каждая консоль стабилизатора конструктивно состоит из корневого силового каркаса, и обшивки выполненной из композиционного материала. Консоли вращаются на осях, параллельных лонжеронам, на сферических подшипниках. В передней кромке стабилизатора расположен противофлаттерный груз.

Киль. Силовой набор киля состоит из одного лонжерона двух стенок и цельнофрезерованных панелей. Материал панелей, нервюр и обшивок - сплав Д16Т, лонжеронов - сталь 30ХГСА. В радиопрозрачной законцовке расположена антенна из комплекса САП.

Каждый киль крепится к хвостовой балке фюзеляжа в двух точках. На задней кромке каждого киля расположены бустеры ЭДСУ и узлы навески руля направления.

Руль направления состоит из обшивки, лонжерона и нервюр, которые соединяются между собой клепкой. Все детали каркаса изготовлены из сплава Д19Ам. Каждый руль навешивается на киль в трех точках. Кронштейн управления находится в районе среднего узла навески.

Подфюзеляжные гребни.

Каждый гребень навешивается на хвостовую балку в двух точках и состоит из обшивки, двух лонжеронов с узлами навески и сотоблоков.

Носовая стойка шасси - полурычажного типа, с управляемым тормозным колесом КТ-257 и демпфером «шимми». Ось поворота стойки лежит в плоскости шп. №26, стойка убирается вперед. Узел навески гидроцилиндра выпуска и уборки стойки расположен на шп. №23. В выпущенном положении стойка фиксируется телескопическим подкосом с гидрозамками. Узел навески подкоса расположен на шп. №23.

Каждая основная стойка - телескопического типа, с тормозным колесом КТ-88. Ось поворота стойки расположена под углом к строительной горизонтали самолета и расположена между шп. № 40 и шп. №47, стойка убирается вперед. Для уборки и выпуска стойки служит гидроцилиндр с замками, который также фиксирует стойку в выпущенном положении. Для предотвращения произвольного поворота при движении по полосе каждая стойка оснащена шарнирным двузвенником.

1.8.1 Система управления

Система управления - электродистанционная, с трехкратным дублированием каналов управления и системой искусственной устойчивости по продольному каналу. Усилия на ручке пилота моделирует загрузочный механизм. Система дублируется механической проводкой управления.

1.8.2 Оборудование самолета

На шп. №6, установлена когерентная импульсно-доплеровская помехозащищенная радиолокационная станция с антенной O1,1м.

Носовой отсек оборудования до шп. №10 состоит из: радионавигационной системы ближнего действия « Тропик », радионавигационной системы средней дальности « Омега », закрытой линией обмена данными « РК РЛДН », оптико-локационной станции « 36Ш », системы индикации на лобовом стекле « ППИ70-8 », лазерного дальномера, приборной доски в кабине пилота, баллонов системы аварийного выпуска шасси, аварийной воздушной турбины и штанги системы дозаправки.

Закабинный отсек оборудования включает блоки системы управления и устойчивости, станцию активных помех « Сорбция-С», систему кондиционирования, холодильник и систему обогрева кабины.

Аккумуляторы и преобразователи расположены по левому борту в подкабинном отсеке. Агрегаты топливной системы самолета расположены в фюзеляже между шп. №42 и шп. №52. Баллоны противопожарной системы расположены в отсеке топливной аппаратуры.

1.8.3 Вооружение самолета.

Вооружение самолета состоит из встроенной пушки ГШ-301 калибра 30мм с боекомплектом 200 снарядов и ракет на пилонах под крылом. На внутренних пилонах - 2 ракеты средней дальности Р-73, на внешних - 4 управляемые ракеты ближнего боя Р-77. На центральном пилоне под фюзеляжем подвешивается бомба с лазерным наведением КАБ-500.

1.9 Расчет лонжерона

Лонжерон основной элемент продольного силового набора крыла воспринимающий нагрузку. Он воспринимает часть изгибающего момента Мизг и поперечной силы крыла Q. Лонжероны бывают нескольких типов: балочной и ферменной конструкции.

Конструктивно лонжерон состоит из стенки - работает в основном на сдвиг от поперечной силы, пояса лонжеронов воспринимают изгибающий момент и продольные силы.

В этой части работы нужно спроектировать лонжерон минимальной массы (с подбором материала), для самолета с учетом нагрузок действующих на крыло.

1.9.1 Определение изгибающего момента действующего в крыле

Изгибающий момент, действующий на крыло самолета определим из зависимости:

, (1.9.1)



где:

nР - расчетная нагрузка; CК - расстояние от корневого сечения до центра тяжести к-го агрегата; Gкр - вес крыла; Gпол - полетный вес самолета; Gкагр - вес к-того агрегата; C - расстояние от корневого сечения до точки приложения равнодействующей воздушной нагрузки.

Так как по КСС крыла крыла является кессонное то:

50% - нагрузки воспринимает панель, 50% - лонжерон то будем брать половину момента, действующую на консоль.

Поскольку лонжеронов на самолете четыре то найдем значение которое действует на каждый лонжерон:

, (1.9.2)

где

Мi - момент действующий на рассматриваемый лонжерон; Мизг - суммарный момент действующий на крыло; Н1 - высота первого лонжерона; Н2 - высота второго лонжерона; Н3 - высота третьего лонжерона; Н4 - высота четвертого лонжерона Нi - высота исследуемого лонжерона.

Моменты действующие на лонжероны крыла пропорционально квадратам высот с учетом их длин l1, l2 ,l3, l4.

Так как высоту берем по теоретическому контуру то в рассчетах берем 95% Мизг.

, (1.9.3)

где:

Ei - модуль упругости материала из которого сделан лонжерон; Ji - момент инерции;

li - длина лонжерона.

Так как лонжероны выполнены из одного материала то E у всех лонжеронов одинаковое - его можно сократить, а, по сколько расчет ведется в нулевом приближении то Ji2 = Нi.



Определим истинный момент действующий на лонжероны:

1.9.2 Расчет верхнего сжатого пояса 2-го лонжерона

В первом приближении можно допустить, что верхний и нижний пояс лонжерона выполнен из одного материала, имеют одинаковую конфигурацию и площадь. Так как самолет является сверхзвуковым, маневренным истребителем то нужно учесть массовые и прочностные характеристики. Проверим и подберем материал характеристики, из которого в дальнейшем будет изготовлен лонжерон. Оценивать мы должны по критериям прочности, массы, цены, технологичности

Разрушающие напряжения равны критическим - при местной потере устойчивости, при сжатии верхнего пояса. Будем исследовать два материала: Д16Т - алюминиевый сплав, 30ХГСНА - высокопрочная легированная сталь.

Таблица.1.5. Основные параметры материалов

Материал	?B МПа	Е, МПа	?,кг/м3
Д-16Т	440	7,1х104	2800
30ХГСНА ?д=1.2 ?т	1600	2,0*105	7850

Из условия прочности (по зависимости(2.5) [16]) имеем:

, (1.9.4)

где:

? - толщина пояса лонжерона; ?кр - критическое напряжение, (величина разрушающего напряжения); В - ширина полки; Н - строительная высота; М - изгибающий момент.

Зададимся В/?: 2,3,4,5,6,7,8; ?р;

Сначала определяем С - берем из зависимости (1.9.4) правую часть и при подстановке вместо критического напряжения ?р - значения расчетного напряжения взятого из графика 2.3. [16] для материала сталь 30ХГСНА (кривая при ?д=1.2 ?т). По полученным значениям С из зависимости построенной на рис. 2.5 [16] находим значения зависимости ?/Н. Таким образом у нас есть все данные для определения геометрических параметров и погонного веса - G верхнего пояса лонжерона. По полученным значениям строим зависимость G = f (В/?).

Аналогично проводим расчет для пояса лонжерона выполненного из Д-16Т.

Зависимости строим на одном графике.

Расчет веса лонжерона для стали и для Д16Т:

По полученному графику определяем, что погонный вес полки, выполненной из стали будет меньше, чем вес полки выполненной из Д-16Т. По этому дальнейший расчет лонжерона ведем, при использовании стали 30ХГСНА.

В/? - принимаем равным 3,

Рисунок 1.21. „Полка лонжерона”

При проектировании полок для крепления панелей мы должны учесть некоторые требования предъявляемые прочностью, жесткостью, учесть условие неразрушения полки при клепке:

1. прочности - ?п?п ? ?обш ?обш ,

2. жесткости - (6?8) ?п2 ? ?2,

3. не разрушение полки при клепке.

Таким образом, из первого условия следует, что:

?п ? ?обш ?обш/?п,

Из второго условия следует, что:

?п ? v?2/8

Принимаем толщину полки 6 мм

Из третьего условия, так как пояс изготовлен из стали, то толщина полки:

2мм ? ?полки.

Рисунок 1.22. „Полка рассчитанного лонжерона”

1.9.3 Расчет нижнего растянутого пояса 2-го лонжерона

Нижний пояс лонжерона работает на растяжение - сжатие. По этому величину площади поперечного сечения определяем по выражению:

, (1.9.5)

где:

FH - площадь поперечного сечения нижнего пояса; PP - усилие в поясе при растяжении; BH - половина ширины нижнего пояса; ?н - толщина нижнего пояса; ?В - предел прочности материала.

Из условий технологичности и равнопрочности, мы имеем:

FB ?P = FH ?B (1.9.6)

?B = 1600 МПа (30ХГСНА), ?Р = 1680 МПа,

принимаем ?P = ?крВ, имеем:

Принимаем FH = 620·10-6 м2,

Тогда, исходя из конструктивных и технологических соображений - имеем:

BH = 44 мм, ?н = 14 мм.

Рассчитаем пояс лонжерона для расчетного случая Д:

При расчетном случае Д - нижний пояс лонжерона должен воспринимать нагрузку сжатия: Pсж = 0,5· PP.

(1.9.7)

С этой зависимости определим ?P:

Отсюда проверяем условие:

, (1.9.8)

Условие выполняется, а значит зависимость В/? - для нижнего пояса удовлетворяет все условия.

1.9.4 Расчет стенки лонжерона

Рассчитаем стенку лонжерона не теряющую устойчивость, так как самолет является боевым и нужно обеспечить достаточную надежность.

Стенка - это конструктивный элемент лонжерона, который работает на сдвиг от поперечных сил. В конструкции лонжерона может быть одна или несколько стенок. Критические напряжения тонких стенок меньше чем у толстых. Поэтому одна толстая стенка в весовом отношении выгоднее, чем несколько тонких стенок, рассчитанных на одну и ту же нагрузку. Но тем самым уменьшается надежность лонжерона.

Для расчета стенки определим нагрузку - поперечную силу Q (перерезывающую силу) действующую на лонжерон, а также интенсивность нагрузки - Q/H2:

, (1.9.9)

где:

nР - расчетная нагрузка; Gкр - вес крыла; Gпол - полетный вес самолета; Gкагр - вес к-того агрегата;

Размеры стенки определяются из условия:

Вычисление ?кр - критического напряжения сдвига имеет некоторые трудности:

1. величина критических напряжений сдвига существенно зависит от величины интенсивности поперечной нагрузки Q/H2.

2. в стенках подкрепленных стойками, существует несколько видов потери устойчивости:

· местная потеря устойчивости между стойками;

· общая неустойчивость системы «стенка - стойка»;

· Местная потеря устойчивости подкрепленной к пластине стойки.

В расчете критического напряжения используем приведенное критическое напряжение:

, (1.9.10)

где:

?пр - приведенная толщина; ? - толщина стенки; h - высота стенки; F - площадь поперечного сечения стойки; Q - попречная сила; l - расстояние между сойками.