Высоту стенки лонжерона - h и интенсивность нагрузки Q определяем из зависимостей:

, (1.9.11)

где: ?п - толщина пояса лонжерона



По графикам 3.3 [16], находим ?пр согласно приемлемого , с точки зрения конструктивного исполнения l/h

?пр = 165 МПа, - для l/h = 0,2; ?р = 200 МПа, - для l/h = 0,2

?пр = 120 МПа, - для l/h = 0,5; ?р = 120 МПа, - для l/h = 0,5

Тогда:

Полученные значения толщины стенки увеличиваем до 3 мм.

Расстояние между подкрепляющими элементами l определим как l = h·0,5

l = 0,5·0,198 м = 0,099м = 9,9см.

Тогда потребуемая площадь стойки для подкрепления стенки лонжерона:

(1.9.12)



площади подкрепляющих стоек получились отрицательными, что свидетельствует о том, то лонжерон в подкрепляющих стойках не нуждается.

Но так как самолет является боевым, из конструктивных соображений располагаем подкрепляющие стойки в местах отверстий стенки лонжерона на. Подкрепляющие стойки выполнены в виде пластины выполненной из листа и приклепаны заклепками к стенке в местах наиболее приближенных к потере устойчивости.

1.9.5 Расчет заклепочных соединений

Пояса лонжерона, стенка, подкрепляющие стойки соединяются между собой заклепочными соединениями. По этому произведем расчет соединений в лонжероне.

Сила действующая на одну заклепку:

, (1.9.13)

где:

Q - поперечная сила;t - шаг заклепок; m - число заклепочных швов; h - высота стенки; ? - коэффициент учитывающий неравномерность напряжение в соединении, ? =1.25

m = 2, t = 20 мм,



Усилие на заклепку с помощью которой присоединяется стойка рассчитывать не имеет смысла, так как стенка работает без стойки.

Подберем из таблицы 3.14 [16] диаметр заклепки:

Рз = 4032 Н или Рз = 403 ДаН,

Выбираем заклепки выполненные из Д1П, тогда диаметр заклепки - dp = 5 мм.

Чертеж лонжерона представлен на листе ВН.2100-0100.СБ.

1.10 Расчет монолитной панели

Монолитная панель - силовой элемент конструкции самолета воспринимающий 50% крутящего момента крыла, работает на растяжение сжатие.

Монолитные панели изготавливаются многими способами: механической обработкой, химическим фрезерованием, клепкой, штамповкой, прессованием.

В данной работе рассмотрены панели с простым оребрением, нагруженные односторонним сжатием.

Необходимо спроектировать монолитную ребристую панель, имеющую в расчетном сечении приведенные толщины ?0 = 6мм, ?0 = 13мм; шаг стрингеров b1 = 105 мм; шаг нервюр при этом L = 500 мм. Из четырех спроектированных панелей нужно выбрать оптимальную, а потом увязать ее с лонжероном спроектированным ранее. При этом проектировку панелей нужно выполнить с учетом двух материалов: В95nчТ1, Д16чТ.

Проектирование панели проводим по таком алгоритму.

1. По рисунку 4 [17] определяем параметры оптимальной панели:

?0 - напряжение общей потери устойчивости; ?р - разрушающее напряжение; ?2 - напряжение местной потери устойчивости; b1, b2, ?1, ?2 - параметры оптимальной панели.

2. Анализируем параметры оптимальной панели. Назначаем требуемые значения шага стрингеров. Поскольку у нас ограниченный шаг стрингеров b1 = 105 мм то принимаем значения ?12 и вычисляем b12, зафиксировав размер b2.

3. По рисунку 5 [17] определяем параметры панели, имеющие толщину ?0 = 6мм, ?0 = 13мм, с учетом материала, соотношение геометрических размеров сечения b12, ?12 и размер b2. для определения критических напряжений вычисляем отношения ?2 / b2 и L/?.

4. По рисунку 6 [17] определяем напряжения общей и местной потери устойчивости, по гибкости L/? - ?0 , а для b12, ?12 и ?2 / b2 - ?2 .

5. По рисунку 7 [17] определяем разрушающие напряжения ?р.

Рисунок 1.23. „Монолитная панель”

Первый вариант панели:

?0 = 6мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели Д16чТ.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 280 МПа, ?0 = 340 МПа, ?р = 330 МПа, b1 = 88 мм, b2 = 59 мм, ?1 = 2,7мм, ?2 = 5,2мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,78.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =2,7 мм, ?2 = 5,7 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 18,88, L/? =26,48, ?2 / b2 = 0,096.

По рисунку 6 определяем ?0 = 350 МПа, ?2 = 275 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,5, кф =0,8 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 330МПа, ?р = 380 МПа.

Аналогично определяем параметры остальных панелей.

Второй вариант панели:

?0 = 6мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели В95nчТ1.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 380 МПа, ?0 = 440 МПа, ?р = 335 МПа, b1 = 78 мм, b2 = 47 мм, ?1 = 2,3мм, ?2 = 5,7 мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,45; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 2,23.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,5; ?2 / ?0 = 1,1. Отсюда ?1 =3 мм, ?2 = 6,6 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 15,04, L/? =33,24, ?2 / b2 = 0,14.

По рисунку 6 определяем ?0 = 425 МПа, ?2 = 325 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,5, кф =0,75 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 350МПа, ?р = 460 МПа.

Третий вариант панели:

?0 = 13мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели Д16чТ.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 375 МПа, ?0 = 340 МПа, ?р = 335 МПа, b1 = 90 мм, b2 = 60 мм, ?1 = 6мм, ?2 = 11,5мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,75.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =6,3 мм, ?2 = 12 мм; ? / b2 = 0,32, ? = 19.2, L/? =26,04, ?2 / b2 = 0,2.

По рисунку 6 определяем ?0 = 325 МПа, ?2 = 310 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,38, кф =0,9 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 315МПа, ?р = 350 МПа.

Четвертый вариант панели:

?0 = 13мм, L = 500 мм, b1 = 105 мм, материал панели В95nчТ1.

По рисунку 4 определяем параметры оптимальной панели:

?2 = 380 МПа, ?0 = 460 МПа, ?р = 450 МПа, b1 = 78 мм, b2 = 60 мм, ?1 = 6мм, ?2 = 13 мм.

?12 = ?1/ ?2 , ?12 = 0,5; тогда исходя из b1 = 105 мм, находим b12 = b1 / b2 , b12 = 1,75.

По рисунку 5 определяем размеры панели: ?1 / ?0 и ?2 / ?0 и находим значения ?1 и ?2

?1 / ?0 = 0,45; ?2 / ?0 = 0,95. Отсюда ?1 =6 мм, ?2 = 13 мм; ? / b2 = 0,324, ? = 19,44, L/? =25,72, ?2 / b2 = 0,21.

По рисунку 6 определяем ?0 = 435 МПа, ?2 = 340 МПа, при этом коэффициенты к2 кф - коэффициент учитывающий взаимное влияние обшивки и ребер при взаимной работе и коэффициент учитывающий неравноустойчивость будут равны к2 = 0,3, кф =1,1 изх рисунка 7. Тогда ?рср - среднее разрушающее напряжение и ?р будут равны ?рср = 325МПа, ?р = 435 МПа

Исходя из параметров полученных при проектировке оптимальных панелей, выбираю панель, спроектированную во втором варианте. Она отвечает конструктивно-технологическим требованиям и имеет высокие разрушающие напряжения.

Рисунок 1.24. „Оптимальная панель”

Для присоединения панели к лонжерону было заложено условие, что нервюра является силовая. Показать три способа крепления панели: с помощью книц, с помощью уголка, с помощью отбортовки.

Варианты панелей, а также варианты крепления оптимальной к нервюре и к лонжерону показаны на чертеже НВ.2200 - 0200 СБ.



1.11 Проектирование силовой установки самолета

Силовая установка самолета - один из основных жизненно важных узлов самолета.

В нее входят топливная система, масляная система, дренажная система, гидросистема и другие.

В данной части работы рассмотрено проектирование топливной, масляной, дренажной, противопожарной систем. Все расчеты проводятся на ЭВМ программе POWER.

1.11.1 Проектирование топливной системы самолета

Топливная система самолета проектируется в зависимости от классификации самолета и его назначения, а также от функций, которые должны выполнятся при выполнения заданий возложенных на самолет.

Основными требованиями предъявляемым к топливным системам являются:

· надежность питания двигателей топливом в любых условиях эксплуатации,

· безопасность в противопожарном отношении,

· живучесть,

· выполнение установленного порядка выработки топлива,

· обеспечение центровки при выработке топлива из баков,

· обеспечение центровки при переходе от дозвукового режима полета к сверхзвуковом,

· чистота топлива,

· требования по сокращению времени заправки топливом,

· требования к простоте эксплуатации системы,

· слив топлива в полете,

· слив топлива на земле,

· техническое обслуживание топливной системы на земле,

· высотности.

Исходя из этих требований, была спроектирована топливная система.

Топливная система самолета является последовательной. Топливо из всех баков с помощью перекачивающих насосов подается в расходные баки (их на самолете 2, так как установлено 2 двигателя), а из них подается к двигателям. Такая схема дает возможность уменьшить вес конструкции и применить более простую систему управления. Так же при выходе одного расходного бака из строя, с помощью перекрестного питания оба двигателя могут питаться от одного расходного бака, а это повышает живучесть системы. Подача топлива является комбинированной. Применяемое топливо Т-5.

В целом топливная система представляет собой:

· сеть трубопроводов, общей длиной 80 метров (без учета вспомогательных и второстепенных трубопроводов),

· 9 баков, общей емкостью 6800л,

· систем управления выработки и расхода топлива,

· контрольно-измерительной аппаратуры,

· других вспомогательных систем и приборов.

Топливо располагается в 9-ти баках: 4 - фюзеляжных, 4 - крыльевых, 1 - подвесного, возможно использование еще двух подвесных баков расположенных под крыльями емкостью по 500 л.

Фюзеляжные баки.

Фюзеляжный бак № 1 - расположен в промежутке между шпангоутами №28 и №33. Он выполнен из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, горловина, перегородки. Его емкость 750 литров. Через этот бак производится централизованная заправка топливом.

Фюзеляжный бак № 2 - расположен в промежутке между шпангоутами №33 и №40. Он выполнен также из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, горловина, перегородки, вклеен штуцер цепи слива топлива на земле. Его емкость 1500 литров.

Фюзеляжные баки № 3, №4 расходные - расположены в промежутке между шпангоутами №40 и №45. Они выполнены из протектированной резины, с разбухающим средним слоем. В бак вклеены штуцера, перегородки. Их емкость по 500 литров. Из этих баков производится отбор топлива для питания двигателей, в них так же установлены отсеки отрицательных перегрузок. В каждом баке имеется электрогидравлическая система расходомер - электрокран, предназначенная для контроля топлива выходящего из каждого расходного бака. Кран в этой системе регулирует расход исходя из данных поступивших из блока бортового компьютера отвечающего и контролирующего работу топливной системы.

Общая емкость в фюзеляжных баках - 3250 литров. Фюзеляжные баки соединены между собой трубопроводами. Выработка топлива из фюзеляжных баков соответствует их нумерации. Во всех баках установлены топливомеры, электрогидравлические перекачивающие насосы. По системе движения топлива установлены обратные клапаны, которые препятствуют обратному движению топлива по системе.

Крыльевые баки.

Крыльевые баки - кессоны расположены в промежутке между вторым и третьим лонжеронами консолей крыла. Общая емкость крыльевых баков 2000 литров. Баки заполнены пенополеуритановым заполнителем, что обеспечивает противопожарную безопасность при повреждении консолей. В систему крыльевых топливных баков входит трубопровод совмещения крыльевых баков, что дает возможность перегона топлива из одной консоли в другую.

По конструкции крыльевые баки идентичны. В них находятся топливомеры , перекачивающие насосы, в левом и правом крыльевых баках №2 вмонтированы заливные горловины.

Крыльевой бак № 1 - расположен в промежутке между 2 и 3 лонжеронами и между 8 - 12 нервюрами. В бак вклеены штуцера, перегородки. Его емкость 400 литров.

Крыльевой бак № 2 - расположен в промежутке между 2 и 3 лонжеронами и между 4 - 8 нервюрами. В бак вклеены штуцера, перегородки, горловина заправки крыльевых баков консоли. Его емкость 600 литров.

Подвесные баки.

Подвесные баки на этом самолете применяются двух видов: подфюзеляжные подвесные баки и подкрыльевые подвесные баки. По конструкции подфюзеляжный бак выполнен сигарообразным - типа полумонокок. На нем установлена заливная горловина, штуцера присоединения дренажного трубопровода, и топливного переходника с краном для подсоединения к топливной системе самолета. Объем подфюзеляжного бака 1550 литров. Подкрыльевые подвесные баки по конструкции и принципу действия аналогичны подфюзеляжному. Их емкость по 500 литров.

После баков топливо проходит по системе к двигателям. Система питания обоих двигателей одинаковая. В системе имеется топливный аккумулятор, фильтры тонкой и грубой очистки, расходомеры, Насосы низкого и высокого давления, плунжерного типа. Так же установлены расходомеры, перекрывные краны и другие приспособления и агрегаты.

После выхода из бака топливо попадает в топливный аккумулятор. Этот агрегат предназначен для стабилизации подачи топлива, в аккумулятор также установлен блок отрицательных перегрузок. После топливного аккумулятора установлен кран отсечки топлива, предназначен для отсечки топлива в случае аварийной ситуации. Кран управляется из кабины пилота. Дальше установлен расходомер при входе в топливную автоматику.

Топливная автоматика - система управления подачи топлива уже непосредственно в двигатель. Так как двигатели на самолете ТРДДФ, то сеть включает в себя питания камеры сгорания, а так же форсажной камеры. На входе в топливную автоматику стоит блок состоящий из двух фильтров - грубой (12 мкм) и тонкой(4-6мкм) очистки. В случае если фильтры забиваются или повреждаются, в обвод фильтров в системе находится пропускной клапан, на котором установлена фильтровая сетка (16 мкм). После блока фильтрации с помощью насоса высокого давления топливо попадает в форсунки камеры сгорания двигателя. В случае если самолет выходит на форсажный режим, за насосом высокого давления установлен, кран подачи топлива в питающую сеть форсажной камеры. Через насос высокого давления топливо попадает к форсункам форсажной камеры. На насосе находится расходомер, связанный с электрокраном подачи топлива в форсажную сеть, что способствует регулировке подачи. В передней части самолета, по левому борту, располагается выдвижная штанга для заправки самолета в воздухе.

При остатке в расходных баках 1000 литров загорается в кабине пилотов лампа «ОСТАТОК 1000Л», а 400 литров в кабине пилота зажигается лампа «Критический остаток топлива - «КОТ 400Л».

Так же предусмотрен слив топлива в полете. Из расходных баков через тройник совмещение проходит канал, по которому производится слив топлива. Поскольку самолет имеет крыло обратной стреловидности то топливный слив расположен в задней части фюзеляжа и представляет собой телескопическую выдвижную штангу, которая выдвигается под давление которое появляется в ней. На конце штанги находится сливной электрокран.

Топливная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.2 Проектирование дренажной системы самолета

Дренажная система самолета служит для поддержания внутри баков давления, гарантирующего надежное питание двигателей топливом, заправку и его слив. Дренажная система должна обеспечивать одинаковое давление во всех баках и сообщение их с атмосферой, а также не должна допускать выброса топлива в дренаж.

На самолете установлено сообщение с атмосферой коллекторного типа.

Заборники дренажной системы находиться в носовой части самолета в районе 24 шпангоута. На самолете их два, установлены против набегающего потока.

В районе шпангоута № 28 установлено 4 баллона с нейтральным газом. Перед попаданием воздуха в систему он проходит дренажный и предохранительный клапан. Система подводит воздух к каждому баку кроме подвесного. Подвесной бак через отдельный узел дренажной системы надувается из-за 11 ступени компрессора левого двигателя. По всей системе установлены предохранительные клапана.

Дренажная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.3 Проектирование противопожарной системы самолета

Противопожарная система самолета призвана обеспечивать противопожарную безопасность самолета при аварийных ситуациях.

Пожарная система представлена в виде баллонов в которых находится фреон и трубопроводов. На самолете установлены температурные датчики, и при повышении градиента температуры 1 градус/секунду срабатывает электодатчик. Информация о изменении параметров поступает в блок безопасности БЦЭВМ. Команда после БЦЭВМ, срабатывает в течении нескольких долей секунды и выводит сигнал «ПОЖАР» на табло находящееся в кабине пилота, и подается звуковая информация о пожаре в той или иной секции самолета. Пилот реагирует и включает электроклапан запуска фреона из баллонов. Электроклапан находится в баллоне. В противопожарной сети самолета установлены краны пропуска. (При возникновении пожара в отсеке баков, фреон в отсек двигателей не поступает, что способствует экономии фреона и рациональном его использовании). В системе имеются 6 баллонов.

Тушение происходит в таких отсеках:

· отсек левого двигателя,

· отсек правого двигателя,

· отсеки фюзеляжных баков.

Противопожарная система самолета представлена на чертеже НВ.6100-0000 ТС

1.11.4 Проектирование масляной системы самолета

Масляная система самолета это одна из основных жизненно важных систем самолета.

Она предназначена для обеспечения смазки трущихся поверхностей двигателя и отвода тепла от его агрегатов и деталей, вызываемого трением, а также для выноса твердых частиц, которые образуются между трущимися деталями.

Прекращение подачи масла, даже кратковременное, приводит к перегреву двигателя, разрушению его подшипников, заклиниванию валов, отрыву лопаток, полному разрушению двигателя.

Масло в самолетах также может использоваться в качестве рабочей жидкости.

Маслосистема состоит из двух участков: внешнего и внутреннего. Внешний участок - составная часть силовой установки, а внутренний - составная часть непосредственно двигателя.

В этой работе рассматривается и проектируется устройство и работа внешнего участка системы.

Масляная система установленная на самолете по своей классификации является двухконтурной. Особенностями такой системы является наличие подкачивающего насоса и течению масла по двум контурам: основному и дополнительному.

Схема масляной системы представлена на рисунке 1.25



Рисунок 1.25. „Масляная система”

Работа масляной системы происходит по такому принципу.

Масло из маслобака емкостью 12.8 л поступает в систему с помощью шестеренчатого насоса. Потом через обратный клапан и с помощью подкачивающего шестеренчатого насоса подается на фильтр тонкой очистки (ФТО). В районе ФТО установлении датчики температуры и давления. Датчик температуры подает информацию о температуре масла в БЦЭВМ от куда показания выводиться на панельную доску в кабине пилота. Про повышении температуры за пределы допустимых норм в кабине засвечивается лампочка «ТЕМПЕРАТУРА МАСЛА». Датчик давления контролирует давление в системе и передает информацию по такому же принципу как и датчик температуры. При повышении давления, срабатывает предохранительный клапан, и масло через него направляется к ФТО. Если давление упало - в кабине пилота загорается лампочка «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 1», «ДАВЛЕНИЕ МАСЛА ДВ 2» и срабатывает разовая команда на бортовом самописце. Прошедшее через двигатель масло, с помощью откачивающих насосов направляется на фильтр грубой очистки (ФГО), а после на воздухоотделитель. Отделенный воздух подается в маслобак, а масло идет на радиатор где происходит его охлаждение. В дальнейшем масло подается в контур подачи масла в двигатель или через жиклер в маслобак.

1.11.5 Проектирование системы всасывания самолета

Системы всасывания состоят из входных устройств (воздухозаборников, диффузоров), механизмов регулирования расхода воздуха и приспособлений для защиты двигателя от попадания в него посторонних предметов.

Входные устройства предназначены для подвода к двигателю потребного количества воздуха. Они могут быть составной частью двигателя или частью конструкции самолета. Эти устройства должны обеспечивать возможно большие значения коэффициента сохранения полного давления, малое внешнее сопротивление, достаточную равномерность потока на входе в компрессор, устойчивую и надежную работу двигателя на всех режимах полета ЛА и работы двигателей. При этом они должны обладать малым весом, технологичностью, необходимой прочностью, жесткостью и герметичностью.

Подвод потребного количества воздуха обеспечивается правильным выбором площади входа и изменением ее геометрии в зависимости от режимов работы двигателя и режимов полета ЛА.

Входное устройство должно иметь малые гидравлические потери и лобовое сопротивление. Профиль диффузора выбирают таким, чтобы он имел плавные обводы с большим радиусом кривизны в миделевом сечении.

На самолете установлены прямоугольные воздухозаборники, размещенные под наплывами крыла и оснащенные отклоняемыми сетками от попадания посторонних предметов. Они обеспечивают устойчивую работу двигателей на любых углах атаки, во всем диапазоне полета самолета. Расположение поверхностей торможения воздухозаборника - горизонтальное, для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива пограничного слоя. Отсос пограничного слоя осуществляется также через перфорацию на третьей ступени клина.

На воздухозаборнике установлена механизация в виде подвижных панелей регулируемого клина и створки подпитки на нижней поверхности. Регулируемый клин состоит из подвижных передней и задней поверхностей - панелей.

Рисунок 1.26. „Воздухозаборник”

1.11.6 Результаты проектирования силовой установки

Самолет - это агрегат который включает в себя различные системы, и комплексы систем, с помощью которых происходит управление самолетом, выполнение функций которые заданы изначально при проектировании самолета как объекта авиационной техники. Все системы самолета являются жизненно важными элементами самолета отвечающие за различные функции.

Задача конструктора спроектировать все системы самолета так, чтобы получить максимальную выгоду как про проектировании и изготовлении так и при эксплуатации и ремонте. Самолет очень сложное конструктивное сооружение, в котором все зависит друг от друга, по этому проектирование должно быть на таком уровне на каком он обеспечивали максимальную выгоду в эксплуатации и производстве.

Силовая установка - это комплекс систем, который обеспечивает функционирование самолета как летательного аппарата в целом. Способность содержать нужный объем топлива, способность правильно и экономично его вырабатывать.

Результаты расчетов занесены в таблицы-приложения.

По результатам таблиц приложений можно сделать такие выводы:

· Расчет на высотность был выполнен для пяти расчетных случаев, при различных высотах и параметрах самолета. При этом учитывались характеристики внешней среды и влияния их на работоспособность самолета как комплекса различных систем в целом. В результате расчета были получены параметры которые удовлетворяют эти рачетные случаи, геометрические параметры трубопроводов, давления потребные для обеспечения работы топливной системы температуры, и другие параметры. Исходя из этих параметров, можно спроектировать топливную систему самолета в нулевом приближении.

· Расчет дренажной системы выполняется для определения параметров трубопроводов дренажной системы обеспечивающих бесперебойную работоспособность системы. В расчете учтены такие характерные параметры , как плотность, вязкость скорость, расход воздуха.

· Расчет на топливный слив дает возможность спроектировать трубопроводы топливного слива. Так как на современные боевые машины такого класса топливный слив в основном не ставят, то расчет произведен в целях учебной программы: ознакомиться с методикой расчета аварийного слива. А так же учебной проектировке аварийного слива. Поскольку самолет имеет крыло обратной стреловидности то аварийный топливный слив нельзя размещать на концах крыла из соображений аэродинамического обтекания крыла: движение потока от конца - к корню. Поэтому условно расположим сливную штангу в хвостовой части крыла телескопического вида. Рекомендация пилоту в таком случае: производить слив топлива при включенной «отсечке топлива

1.12 Проектирование системы управления стабилизатором самолета

1.12.1Электродистанционная система управления

Система управления самолетом - система с помощью которой происходит управление самолетом в различных каналах. Управление самолетом производится с помощью плоскостей управления: стабилизатор, руль направления, элероны, интерцепторы и др.

В данной работе нужно спроектировать систему управления самолетом в продольном канале. Спроектировать схему управления, а также увязать различные виды управления в одном самолете.

Схема управления стабилизатором при использовании двух систем управления показана на рисунке 2.27

Рисунок 1.27. „Схема управления стабилизатором”.

Здесь: 1 -- рычаг управления; 2 -- ЗМ; 3 -- МТЭ; 5 -- многокамерный рулевой привод (или параллельно включенные одно- двух камерные рулевые приводы); 6--орган управления; 7-- дифференциальная суммирующая качалка от многоканального привода АБСУ 4; 8 -- механическая проводка управления; 9--поддерживающая качалка; 10--пилотажно-навигационные приборы и сигнализация.

Поскольку самолет является высокоманевренным, то система управления на самолете установлена электродистанционная, по четырем каналам управления, с дублированием с помощью механической системы.

Электродистанционная систем - это система управления с применением электронно-вычислительной техники, а именно блоков отвечающих за управлением самолета в БЦЭВМ.

Поскольку в условиях ведения современного воздушного, боя информация поступающая от приборов, визуальная, радиопередачи, а также психофизическое состояние пилота и потребность быстро принимать решения, затрудняют быстро выполнять те или иные действия устанавливают электродистанционную систему управления. Быстрота обработки информации, передачи сигнала к исполнительным механизмам, возможность дублирования в двух, трех вариантах без увеличения веса конструкции, способность контроля, удобство настройки, а также удобство в обслуживании являются достоинствами такой системы.

В данной работе была спроектирована система управления стабилизатором как электродистанционная так и механическая.

Электродистанционная система управления представленная на данном самолете состоит из входных устройств - блок снятия параметров с ручки управления, входных параметров характеризирующих полет, блоки снятия параметров исполнительных механизмов, а также все различные блоки с помощью которых снимаются параметры необходимые для обработки информации при управлении самолета. На этой системе установлены различные блоки объективного и субъективного контроля работы системы. Исполнительные механизмы - электрогидравлические бустера.

Принципиально схема работает по такой схеме.



Рисунок 1.28. „Схема работы электродистанционного управления стабилизатором”

Параметры снятые с ручки управления, информация смежных систем, входные параметры, а также ограничения заложенные изначально поступают в БЦЭВМ. В блоках БЦЭВМ происходит обработка информации которая в последствии передаются в бортовое записывающее устройство - «черный ящик», систему записи параметров полета и на распределительный механизм. Сигнал подающийся на эти блоки уже имеет характеристики и параметры отвечающие за ту или иную команду для выполнения маневра. С распределительного механизма сигнал поступает на исполнительные механизмы. На самолете они установлены в виде электрогидравлических бустеров. Это бустера работающие как с помощью механической проводки управления так и с помощью электроуправления, на рычагах золотника к кронштейну присоединены тяги проводки и электродвигателей.

Эта система, как замечено выше, постоянно контролирует все параметры и при сбое - она сама себя восстанавливает.

Недостатки такой системы является потребность в электрообеспечении.

1.12.2.Механическая система управления

В данной работе была также спроектирована механическая система управления стабилизатором.

Продольное управление стабилизатором от ручки управления с помощью системы жестких тяг и качалок через бустер, включенный по необратимой схеме, который передает движения на половины стабилизатора.

С целью исключения возможных колебаний стабилизатора на обеих его балках установлены фрикционные муфты, которые создают дополнительное трение при вращении стабилизатора.

Применение управляемого стабилизатора вместо руля высоты объясняется тем, что на сверхзвуковых скоростях полета эффективность руля высоты падает, то есть его отклонение уже не вызывает необходимого изменения подъемной силы горизонтального оперения. Кроме того увеличивается запас продольной статической устойчивости самолета и пропорционально ему подъемная сила на горизонтальном оперении, необходимая для балансировки самолета.

Маневренность самолета с рулем высоты на сверхзвуковых скоростях ухудшается, особенно на больших углах атаки.

Применение управляемого стабилизатора приводит к улучшению маневренности в связи со значительным увеличением максимальных сил на горизонтальном оперении при его отклонении на сверхзвуковых скоростях и возрастанием располагаемых перегрузок на этих режимах полета.

Однако на тех режимах полета, где эффективность руля высоты была достаточной, эффективность управляемого стабилизатора оказалась чрезмерно высокой. Для снижения эффективности стабилизатора в систему управления включена система автоматического регулирования управления.

Автоматика АРУ автоматически изменяет передаточное отношение от ручки к стабилизатору.

В агрегаты управлениям стабилизатора включены:

· ручка управления,

· загрузочный механизм,

· механизм триммерного эффекта,

· система тяг,

· система качалок,

· электрогидравлические бустера,

· тормозные муфты,

· автоматика регулирования управления.

Пружинный загрузочный механизм предназначен для имитации аэродинамических сил на ручке управления пропорционально углу отклонения, скорости и высоты полета.

Конструктивно загрузочный механизм представляет собой цилиндр 5, в котором имеется ось 1 и пустотелый шток 5, между которыми установлены три предварительно сжатые пружины, работающие на сжатие.

самолет шасси крыло управление

Рисунок 1.29. „Загрузочный механизм управления стабилизатором”

1 - ось, 2 - шайба, 3 - пружина, 4 - опорное кольцо, 5 - шток, 6 - сепаратор, 7 - большая пружина, 8 - цилиндр, 9 - гайка, 10 - крышка, 11 - втулка, 12 - винт, 13 - пружина.

Малые пружины сжаты на 35 кГ каждая, средняя пружина сжата на 42,5 кГ. В нейтральном положении усилия малых пружин взаимно уравновешиваются и усилие на штоке загрузочного механизма равно нулю.

Шток 5 загрузочного механизма соединен со1 штоком автоматики АРУ, а цилиндрический корпус -- с механизмом триммерного эффекта.

При повороте автоматики АРУ шток загрузочного механизма входит внутрь цилиндра, сжимает пружину13, пружина 3 начинает разжиматься и при ходе штока на 0,5 мм создается усилив 8,4 кГ. На участке хода штока 4,5мм сжимается большая пружина 7, в то время как пружина 3 окончательно разжимается. При дальнейшем ходе штока работает только одна большая пружина.

При отклонении автоматики АРУ-ЗВ в противоположную сторону шток загрузочного механизма ходит из цилиндра и заставляет работать все пружины в противоположном направлении. Чем более отклонение ручки управления, тем больше обжатие пружин и усилие, загружающее ручку.

Механизм триммерного эффекта стабилизатора

Механизм снимает усилие с ручки управления, т. е. выполняет как бы аэродинамические функции, смещая по желанию летчика нейтральное положение загрузочного механизма, что позволяет осуществлять в полете продольную балансировку самолета по усилиям.

Рисунок 1.30. „Механизм триммерного эффекта”

Механизм триммерного эффектам состоит из электромеханизма МП-100М, вилки и контровочной шайбы. Корпус электромеханизма крепится к кронштейну, установленному в носовой части фюзеляжа, а шток -- к качалке, системы управления. Вращательное движение электромотора механизма МП-100М превращается редуктором в поступательное перемещение штока. Шток втягивается или выпускается в зависимости от направления вращения ротора электромотора и перемещает связанный с ним корпус загрузочного механизма. Когда корпус загрузочного манизма переместится на величину обжатия пружины загрузочного механизма, нагрузка, действующая на ручку, полностью снимается. В крайних положениях штока рабочий ход механизма триммерного эффектам равен 18 мм от нейтрального положения на выпуск и 10 мм на уборку срабатывают микровыключатели, смонтированные в электромеханизме, и выключают электромотор в одном из положении. Управление механизмом триммерного эффектам осуществляется кнопкой на ручке управления.

Бустера работают по необратимой схеме, крепятся за кронштейн на балке шпангоута № 57.

В систему управления стабилизатором бустера включены с помощью качалок, соединенных со штоками бустеров и тягами управления; со стороны золотника подсоединена тяга, которая связывает бустер с ручкой управления, а также тяга от электродвигателя ЭДС.

Бустера -- двухкамерные, их питание рабочей жидкостью осуществляется одновременно от двух гидросистем: бустерной и основной. Каждая из систем подает рабочую жидкость в соответствующую камеру бустеров, а также обеспечивает ее слив из камеры. В случае выхода из строя одной какой-либо гидросистемы бустер продолжает работать на одной из камер в зависимости от того, какая система отказала.

В бустерную гидросистему включена аварийная насосная станция НП-27Т, которая в случае отказа гидронасоса или остановки двигателя поддерживает необходимое давление в бустерной системе для обеспечения посадки самолета. Включение насосной станции происходит автоматически при падении давления в бустерной гидросистеме. Отключение насосной станции при работающем гидронасосе бустерной гидросистемы также происходит автоматически при повышении давления.

При отсутствии давления в обеих гидросистемах управление стабилизатором становится невозможным из-за чрезмерно больших усилий на ручке управления, непреодолимых летчиком. В этом случае на ручке управления самолетом ощущается свободный ход в направлениях на себя и от себя примерно 31 мм на малом плече АРУ и отсоединенном загрузочном механизме за счет свободного хода в золотниковом устройстве бустера.

Автоматика регулирования управления АРУ

Комплект автоматики АРУ состоит из управляющего блока, исполнительного механизма и указателя положения.

Управляющий блок, воспринимая динамическое и статическое давление от ПВД, вырабатывает программу регулирования по данным изменения текущих значений скоростного напора и высоты и выдает управляющий сигнал на исполнительный механизм.

Исполнительный механизм отрабатывает управляющий сигнал в виде перемещения штока для изменения передаточного числа от ручки к стабилизатору и загрузочному механизму и передает сигнал обратной связи о положении штока на управляющий блок и на указатель положения.

Указатель положения показывает летчику правильность выполнения программы регулирования по скоростному напору (приборной скорости) и высоте полета путем преобразования электрического напряжения, полученного с потенциометра, штока исполнительного механизма, в механическое перемещение стрелки.

Схема взаимодействия агрегатов АРУ показана на рисунке 1.31.



Рисунок 1.31. „Схема взаимодействия агрегатов АРУ”

В данной работе были определены нагрузки которые потребны для управления стабилизатором. По нагрузкам с помощью ЭВМ были подобраны тяга, наконечники на тяге.

Исходя из полученных данных построена тяга с регулирующимся и нерегулирующимся наконечниками.

Фрагменты тяги показаны на рисунках 1.32 и 1.33

Рисунок 1.32. „Регулируемый наконечник тяги управления”.



Рисунок 1.33. „Нерегулируемый наконечник тяги управления”.

В системе тяг и качалок имеется механизм ножниц стабилизатора позволяющий отклонять половинки стабилизатора в различном направлении под разными углами для управления самолетом в поперечном канале.

Система управления предоставлена на чертеже ВН.5100-0000 СБ.

1.12.3 Система управления стабилизатором

Возможные направления развития систем самолетов определяются в основном успехами в развитии электронной техники и в разработке многоканальных приводов высокой надежности, использующих описанный выше принцип резервирования исполнительных механизмов привода, когда суммируются их усилия и происходит пересиливание отказавшего исполнительного механизма исправными. Уже сейчас достигнутые здесь успехи позволяют начать замену многочисленных автоматических и полуавтоматических систем с их агрегатами и исполнительными механизмами единой многократно резервированной автоматической бортовой системой управления (АБСУ), выполняющей все их функции.

Все большее внимание привлекают сейчас электродистанционные системы управления, так как в таких системах можно получить более высокие точностные характеристики передаваемых управляющих сигналов, чем в механической проводке, а многие автоматические и вычислительные устройства для своей работы уже давно используют электрические сигналы. В таких системах значительно проще решаются такие сложные вопросы, как обеспечение соответствия взаимных деформаций конструкции планера и проводки управления (здесь проводка с помощью электропроводов) борьба с трением в проводке управления, с люфтами и т. д.

В этом разделе была подобрана тягу управления стабилизатором самолета, спроектирована электродистанционная система управления. Результаты подбора находятся в таблице приложении



Технологическая часть

2.1 Выбор заготовки для изготовления штампованной детали и схемы штампа

2.1.1Описание детали, конструктивных особенностей, материала

Нужно спроектировать штамп для изготовления детали - кронштейна. Деталь плоская и имеет сложную форму в плане, она симметрична по оси ОХ. По периметру имеет cкругления и выступы. В ней имеются два круглых и одно квадратной отверстия. Объем выпуска такой детали должен быть 1000 штук.

Поскольку деталь не имеет перемычек, а объем изготовления 1000 штук то ее целесообразнее изготавливать с применением холодной штамповки в инструментальном штампе на прессе.

Деталь должна быть изготовлена из стали 20.

Изготавливаемая деталь представлена на рисунке 2.1.

Рисунок 2.1. „Эскиз детали”

2.1.2 Выбор рационального раскроя полосы. Схема штамповки

В соответствии с формой детали и необходимостью для ее изготовления пробивки, и вырубки примем комбинированный способ штамповки, осуществляющийся в штампе последовательного действия. Так как при данном способе снижается трудоемкость изготовления детали, для осуществления штамповки необходим только один рабочий, так же меньше затраты времени по сравнению с раздельной штамповкой, что наиболее заметно в зависимости от величины партии и сроков выполнения работ. Для изготовления детали необходимы меньшие производственные площади. Все эти преимущества указывают на большую целесообразность и экономичность выбранного способа.

Схема штампа последовательного действия включает следующие операции:

На первом переходе пробиваются три отверстия. На втором переходе осуществляется вырубка детали по контуру.

Таким образом, за два рабочих хода, исключая первый, штамп позволяет получить одну готовую деталь. Отходы и готовые детали проваливаются сквозь матрицу в соответствующие ящики, а остаток полосы, состоящий из перемычек, выходит с другой стороны штампа по направлению ее движения.



Рисунок 2.2. „Раскрой полосы”

2.1.3 Выбор рационального раскроя материала

При штамповке деталей из полосы между соседними деталями должна быть перемычка, обеспечивающая достаточную прочность и жесткость полосы. Для определения перемычек обычно пользуются экспериментальными данными (9). Для получения листа 1 мм ручной подачи полосы:

Расстояние между деталями b=1мм;

Расстояние от детали до края полосы а=1,5мм.

Для получения детали применим однорядный тип раскроя. Данный тип раскроя полосы даст минимальный отход металла. Ширина полосы при таком раскрое составляет 29 мм. Выберем наиболее рациональный раскрой листа стандартных размеров. Для примера рассмотрим два листа размерами 1250 и

Оценить наиболее экономичное расположение полос можно по коэффициенту использования материала листа (КИМ):

? = NF/BL (2.1.1),



где

N - Количество заготовок, умещающихся на листе,

F - Площадь одной заготовки,

B - ширина разрезаемого листа;

L - длина разрезаемого листа.

Рассчитаем площадь с помощью программы Компас 5.11 F = 549.228021

Рассмотрим варианты расположения полос в листе и деталей в полосе

При расположении поперек листа получается 2924 детали, а при расположении вдоль 2920 деталей

Рассчитаем данный лист с поперечным размещением детали в полосе и определим КИМ:

Рассмотрим расположение заготовок при применении листа размерами .

При расположении заготовок вдоль листа входит 1056 деталей, а при расположении заготовок поперек листа получается 1016 штук. Отсюда выходит, что количество деталей получаемых из листа таких габаритов в первом случае больше. Определим КИМ:

Как видим коэффициент использования материала больше в варианте применения листа размерами 1250?2000 мм.



2.1.4 Выбор схемы штамповки

Для изготовления данной детали воспользуемся комбинированной штамповкой последовательного действия, когда деталь изготавливается за несколько переходов рядом пуансонов и матрицы при последовательном перемещении заготовки в горизонтальном направлении. Сначала пробиваем отверстия, а затем заготовка перемещаясь на шаг штамповки (на втором переходе) - вырубается.

2.1.5 Выбор технологической схемы штампа

Данный штамп нам потребуется для двух операции - вырубки и пробивки. Мы воспользуемся схемой, при которой применяется большее количество переходов (до 25). Схема позволяет изготовить деталь сложной формы. Так как подача в такой схеме легко автоматизируется, что позволит использовать быстроходные прессы с числом ходов до 500 и выше.

В результате анализа всех факторов выбираем технологическую схему штампа, включающую в себя:

· тип штампа.

Применяемый тип штампа наиболее используемый в самолетостроении - штамп с направляющими колонками, так как он прост и надежен в эксплуатации. Единственная сложность заключается в том, что они более сложны в изготовлении.

· способ выполнения переходов во времени.

Для данной серии выгодно применять комбинированную штамповку, дающую законченные детали. Они дешевле чем два штампа для раздельной штамповки. Вследствие малых размеров штампов воспользуемся последовательного действия.

· способ подачи и фиксации заготовок в штампе, способ съема деталей и удаление отрезков.

Лист подается по направляющим планкам до разового упора. Затем происходит ход пуансонов и пробивка трех отверстий. Разовый упор убирается и лис подается до грибкового упора. Происходит следующий ход пуансона. По квадратному отверстию входит фиксатор и выставляет однозначное положение заготовки относительно пуансона. Происходит вырубка отверстия, а также пробивка 3-х отверстий уже в следующей заготовке. Далее происходит поднятие полосы до съемника и переход на шаг полосы до следующей заготовки. Отходы при пробивке. А так же деталь после вырубки проваливается в отверстия, сделанные в матрице.

2.1.6. Расчет усилий штамповки

Если заготовка или отход свободно проваливается в отверстия матрицы, то усилие Р - усилие вырубки по контуру или усилие пробивки отверстия приближенно считают по формуле:

, (2.1.2),

или

, т.к. , (2.1.3)

где:

k=1.1…1.3-коэффициент, учитывающий неравномерность толщины материала, его механических свойств, затупление режущих кромок и т.д.;

L-периметр контура или отверстия;

S-толщина материала;

=410 МПа для стали 20.

Для удобства пронумеруем контур и отверстия.



Рисунок 2.3. „Форма детали”

Найдем параметры:

L1=2?d1=2•3.14•3,2=20,096[ мм],

L2=2•(4,5+5,5)=20 [мм],

L3=116,4мм].

Учитывая, что S=1мм, по формулам (1.5.1)рассчитаем усилие вырубки и пробивки:

Р1=1.2•410•106 •0.020•0.001=9840[Н];

Р2=1.2•410•106 •0.020•0.001=9840[Н];

Р3=1.2•410•106 •0.116•0.001=57072[Н].

Суммарное усилие вырубки и пробивки:

=2•9840+57072=76752 [Н].

После вырубки отход (после пробивки - деталь) остаются на пуансоне. Для снятия детали или отхода требуется усилие снятия Рсн ,которое должен создавать съемник:

Рсн= КснР, (2.1.4),

Где:

Ксн=0,1…0,12-коэффициент снятия;

Р-усилие вырубки (пробивки).

Рсн=0.11•76752=8442,72 [Н].

Суммарное усилие вырубки и пробивки:

Р?=Р+Рсн=76,752+8,443=852 [кН].

Силу проталкивания вырубленной детали (или отхода) для матрицы с цилиндрическим пояском при работе на провал определяют по формуле:

, (2.1.5),

где:

k=0.05…0.08, примем k=0,06;

P-усилие вырубки (пробивки);

h-высота цилиндрического пояска матрицы (h=5мм);

S=1мм-толщина листа.

Q=0.06•76752•0.005/0.001=23025,6 [Н];

Определим усилие прижима:

, (2.1.6)

Рприж=116,4•0,001•10=1164,4 [Н]

Определим общее усилие вырубки:

, (2.1.7),

[Н] = 110 т

Так как усилие для пробивки вырубки действуют одновременно то усилие пресса вычисляем по формуле:

[Н] = 97,4 т

2.2 Проектирование штампа и выбор оборудования

2.2.1 Определение центра давления штампа

Центр давления - это точка, в которой момент равнодействующей всех сил равен нулю.Ось равнодействующей усилий штамповки должна совпадать с осью хвостовика штампа. Иначе возникнут перекос штампа, неравномерность зазоров между матрицей и пуансоном и даже поломка штампа, что крайне нежелательно.

Найдем центр давления контуры вырубаемой детали

Рисунок 2.4. „Контуры детали”

Так как деталь симметричная относительно оси Х-Х то центр давления детали будет находиться на оси ОХ с координатами (Х,0).

Чтобы определить координаты центра давления, разбиваем на участки деталь и определяем координаты центра тяжести каждого участка

Положение ЦД относительно произвольно выбранной системы координат определяется по формулам:

; (2.2.1)

, (2.2.2)

где

Li - длина i-го участка;

Xi - координата X центра давления i-го участка;

Yi - координата Y центра давления i-го участка .

Значения Li, Xi, Yi для всех участков представлены в таблице1. Вследствие симметричности детали L2 = L12, L3 = L11, L4 = L10, L5 = L9, L6 = L8, и X2 = X12, X3 = X11, X4 = X10, X5 = X9, X6 = X8,

Таблица2.1. Координаты ЦД штампа

Участок	1	2	3	4	5	6	7
Li,, мм	14	4	9,42	20,3	5	8	9
Xi, мм	7	5	1,1	13	23	27	31
Xi Li, мм2	98	20	10,362	263,9	115	216	279
2Xi Li		40	20,72	527,8	230	432	558

Исходя из значения таблицы, координаты центра давления по контуру вырубки будет равно:

Xвыр=13,977 мм = 0,013977 м

Центр давления контура пробивки.

Пробиваются два круглых отверстия по Х = 36 мм и длиной окружности 10.048 мм, а так же одно квадратное отверстие с Х = 43 и длиной периметра 20 мм

Xпроб=39,4916 мм = 0,0394916 м

Найдем координаты ЦД штампа:

Xцд=20,514 мм.

2.2.2 Расчет конструктивных элементов штампа

2.2.2.1 Расчет матрицы штампа

При вырубке и пробивке оптимальная величина зазора между матрицей и пуансоном обеспечивает наиболее высокое качество среза, наивысшую стойкость штампа, оптимальные величины усилий резанья.

При пробивке круглого отверстия прежде всего нужно выяснить, возможно ли раздельное изготовление матрицы и пуансона с обеспечением зазора оптимальной величины. Условием этого является следующее неравенство:

Z-Zmin<?м+?п, где

Z - выбранный двусторонний зазор между матрицей и пуансоном;

?м и ?п - допуск на изготовление матрицы и пуансона. Для размера 110Н10 припуск на износ Пи=0.12, предельные отклонения для размеров ?м=0.035 и ?п=0.03. Значение двустороннего зазора Z и допуска на зазор для матрицы с цилиндрическим пояском определяем по: Z=0.32, Z=0.1.

При пробивке или вырубке штамп можно использовать даже тогда, когда зазор Z в результате износа стал больше, чем Zmax. В этом случае размер пробиваемого отверстия становится больше размера пуансона, а размер вырубаемого контура меньше размера матрицы. Такое положение учитывается назначением исполнительных размеров.

Матрица определяет работоспособность, надежность и долговечность штампа. Размеры прямоугольной матрицы опрделяют исходя из ее рабочей зоны. Рабочая зона нашей заготовки 30?26.

По зависимости приведенной в таблице 17 [10], наименьшие габаритные размеры прямоугольной матрицы от размеров рабочей зоны равна 100?60.

Определим толщину матрицы: из зависимости

Hм=S+Км+7, (2.2.3),

где:

S - толщина штампуемого материала; - размеры рабочей зоны матрицы; Км - коэффициент, Км =0.8,

Hм=1+1+7=15,48 мм. =0,01548 м

Принимаем 16мм.

Проверим, достаточной ли толщины матрица:

Нм=мм.

Необходимая толщина матрицы Hм=15мм. Принимаем 16 мм



Рисунок 2.5. „Матрица”

2.2.2.2 Расчет пуансонов штампа

Расчёт опорной поверхности головки пуансона на смятие производится по формуле:

(2.2.4)

где:

см - напряжение смятия опорной поверхности;

[?см]=1.5 ?в; [?см]=1.5 235=352.5Мпа;

Р - расчётное усилие;

F-опорная поверхность пуансона.

Пуансон для пробивки отверстия d=3,2мм:

Пуансон для пробивки квадратного отверстия:

Расчет пуансон для вырубки по контуру производим с помощью программы Компас Штамп:

Расчёт пуансонов на сжатие в наименьшем сечении.

Расчёт производим по формуле:

; (2.2.5)

где сж- напряжение сжатия;

сж - допускаемое напряжение сжатия (для обычных пуансонов из закалённой инструментальной стали сж=1600Мпа).

Пуансон для пробивки отверстия d=3,2мм:

Пуансон для пробивки квадратного отверстия и пробивки по контуру рассчитываем на машине. Результаты расчета:



Все напряжения сжатия меньше допустимых.

Расчёт свободной длины пуансонов на продольный изгиб производим по формуле: