Главная База знаний "Allbest" Производство и технологии Оценка несущей способности панели грузолюка самолета АН-124 после ремонта

Оценка несущей способности панели грузолюка самолета АН-124 после ремонта

Исследование напряженно-деформированного состояния боковой створки заднего грузолюка самолета АН-124 "Руслан", определение допустимой площади повреждения сотового заполнителя створки вследствие поражения коррозией; эффективность применения углепластиков.

Рубрика Производство и технологии
Вид дипломная работа
Язык русский
Дата добавления 13.05.2012
Размер файла 5,3 M

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

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

Страница:

Размещено на http://www.allbest.ru/

ОЦЕНКА НЕСУЩЕЙ СПОСОБНОСТИ ПАНЕЛИ ГРУЗОЛЮКА САМОЛЕТА АН-124 ПОСЛЕ РЕМОНТА

СОДЕРЖАНИЕ

  • Введение
  • 1. Исследовательская часть
    • 1.1 Общие сведения о самолете АН-124 “Руслан”
      • 1.1.1 Назначение и эксплуатационные особенности самолета
      • 1.1.2 Тактико-технические характеристики самолета АН-124
    • 1.2 Краткое описание силовой схемы конструкции фюзеляжа самолета АН-124
    • 1.3 Применение углепластиков в конструкции самолета. Обоснование выбора материала
      • 1.3.1 Весовая эффективность применения углепластиков
    • 1.4 Проблемы, возникающие при эксплуатации конструкций из КМ. Цели и задачи проекта
    • 1.5 Задний грузовой люк. Описание и работа
      • 1.5.1 Конструкция боковой створки грузового люка
      • 1.5.2 Особенности технологии изготовления
      • 1.5.3Установка боковых створок
    • 1.6 Обоснование выбора метода решения поставленных задач. Основные идеи метода конечных элементов
      • 1.6.1 Комплекс программ MSC.vN4W
    • 1.7 Подготовка расчетной конечно-элементной модели
      • 1.7.1 Разработка геометрической модели
      • 1.7.2 Задание характеристик материала
      • 1.7.3 Задание типов конечных элементов и их свойств
      • 1.7.4 Создание сетки конечных элементов
      • 1.7.5 Аэродинамические нагрузки на створки грузолюка самолета АН-124
      • 1.7.6 Задание нагрузок и граничных условий конечно-элементной модели
      • 1.7.7 Конечно-элементный анализ конструкции
    • 1.8 Анализ полученных результатов, оценка запасов прочности
    • 1.9 Выбор расчетного случая нагружения для определения допустимой площади повреждения сотового заполнителя
      • 1.9.1 Расчетный случай при максимальных напряжениях в створке
      • 1.9.2 Расчетный случай при максимальных деформациях створки
      • 1.9.3 Расчетный случай при максимальной действующей нагрузке на поверхность створки
    • 1.10 Определение допустимой площади повреждения сотового заполнителя. Выводы
  • 2. Экономическая часть
    • 2.1 Экономическая эффективность применения углепластиков
    • 2.2 Расчет плановой себестоимости изделия
  • 3. Безопасность жизнедеятельности
    • 3.1 Выявление опасных и вредных факторов в цехе КМ
    • 3.2 Освещение помещений
    • 3.3 Пожарная безопасность
    • 3.4 Защита от статического электричества
    • 3.5. Техника безопасности и охрана труда
    • 3.6. Охрана окружающей среды
  • Список литературы

Введение

В течение многих веков в технике основным материалом был и пока еще остается металл, обладающий высокой прочностью, жесткостью, твердостью, пластичностью и рядом других ценных свойств. Однако интенсивное развитие всех отраслей техники, создание принципиально новых инженерных конструкций, способных работать в сложных режимах эксплуатации, потребовали разработки новых материалов, обладающих существенно лучшими свойствами, чем известные, традиционно используемые. Поэтому в последние 40 лет стали интенсивно разрабатываться новые специальные композиционные материалы, представляющие собой сочетание двух или более материалов, соединенных в единое целое, в новый материал, механические или иные свойства которого значительно превосходят свойства компонентов.

Идея создания композиционных материалов (КМ) для получения из них конструкционных элементов с заданными свойствами не нова. Так, например, издавна в качестве строительного материала использовался саман, в котором матрицей служит глина, а арматурой - солома. В строительной технике еще совсем недавно широко применяли детали и элементы конструкций из композиции цемента с асбестовым волокном (асбестоцемент). Композиционные материалы широко применяются в различных отраслях промышленности. Применение КМ в народном хозяйстве все чаще оказывается предпочтительнее по сравнению с металлами. Авиационная и космическая техника давно уже широко применяет КМ из-за их высокой удельной прочности (отношение предела прочности к плотности ) и удельной жесткости (отношение модуля Юнга Е к плотности).

Современные КМ отличаются тем, что позволяют получать свойства, намного превосходящие свойства традиционных материалов. Это относится не только к прочности и жесткости, но и к другим важным свойствам. Так, многие КМ имеют малую плотность, высокую коррозионную стойкость, антифрикционность, особые магнитные или диэлектрические свойства, низкую стоимость и т. д. Прочность является одним из наиболее важных свойств КМ. Создание КМ с высокой удельной прочностью, способных работать длительное время в условиях не только нормальных, но и повышенных или пониженных температур, становится одним из главных направлений современного материаловедения.

В учебниках по сопротивлению материалов, теории упругости и пластичности вопросы расчета прочности элементов и конструкций из КМ практически отсутствуют. Следует отметить также, что в настоящее время на АНТК им. О.К. Антонова существует очень мало методик и нормативов проектирования, что затрудняет их применение в конструкции.

Большой проблемой для конструкций из КМ является отслоение обшивок от заполнителя вследствие коррозионного поражения сотового заполнителя, так как в процессе эксплуатации за счет перепадов давления и температур влага вместе с воздухом проникает внутрь створки. Наиболее проблемными в этом плане створки заднего грузолюка. К ним можно добавить нижние панели обтекателя шасси, люк ФН-1, по которым имелись пока единичные случаи разрушения обшивок в полете.

Настоящая работа посвящена определению напряженно-деформированного состояния боковой створки заднего грузолюка самолета АН-124 “Руслан”, а также определению допустимой площади повреждения сотового заполнителя вследствие поражения коррозией при существующих ремонтах створки.

Более ранние расчеты створки проводились очень укрупненно и грубо из-за недостаточного программного обеспечения. Применение современных компьютерных информационных технологий позволило создать более точную геометрическую модель створки, а следовательно, и более точную конечно-элементную модель. Ранее створка была рассчитана как для изотропного материала, эквивалентного композиционному. Настоящие технологии позволяют проводить прочностные анализы для слоистых материалов с учетом анизотропии свойств и различной укладки слоев. В данной работе для боковой створки заднего грузолюка получены послойные напряжения и деформации.

1. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ ЧАСТЬ

1.1 Общие сведения о самолете АН-124 “Руслан”

1.1.1 Назначение и эксплуатационные особенности самолета

Самолет предназначен для перевозки штатной боевой и обеспечивающей техники мотострелковой и воздушно-десантной дивизии, перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов. Свой первый полет опытный образец самолета совершил 24 декабря 1982 года. Самолет производился серийно в Российской Федерации Ульяновским авиационным промышленным комплексом АО “Авиастар”.

Самолет АН-124 выполнен по обычной для тяжелых военно-транспортных самолетов схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси. В конструкции планера самолета широко используются композиционные материалы. Фюзеляж самолета разделен на две палубы и в интересах удобства обслуживания, ремонта и увеличения ресурса разбит на ряд герметичных отсеков специализированного назначения: грузовая кабина для размещения перевозимой техники и грузов; верхняя передняя палуба для размещения основного, сменного экипажей и оборудования; верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы.

Благодаря наличию переднего (откидывающаяся носовая часть) и заднего грузовых люков обеспечивается возможность оперативно осуществлять погрузку и выгрузку нестандартных грузов с обоих направлений. Герметичная грузовая кабина (длина 36,5 м, ширина 6,4 м, высота 4,4 м) обеспечивает перевозку грузов общей массой до 120 т. Объем грузовой кабины превышает 1000 м3, что равнозначно десяти крытым железнодорожным вагонам. Выполненный из титанового сплава пол грузовой кабины допускает погрузку всех видов самоходной и несамоходной колесной и гусеничной техники с нагрузкой на ось до 12 т при размещении в один ряд и до 10 т при размещении в два ряда. Кабина оборудована бортовыми погрузочными кранами общей грузоподъемностью 20 т и двумя передвижными напольными электрическими лебедками с тяговым усилием до 4,5 т каждая. Имеющееся на самолете роликовое оборудование позволяет загружать и выгружать моногрузы массой до 50 т. Многоколесное шасси оснащено системой приседания, благодаря которой значительно уменьшается наклон рамп и облегчается процесс погрузки и выгрузки техники и грузов. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса. Система управления поворотом передних стоек способствует развороту самолета на взлетно-посадочной полосе шириной до 50 метров с использованием асимметрии тяги двигателей.

Силовая установка состоит из четырех турбовентиляторных двигателей Д-18Т. Кроме огромной мощности (23400 кгс), эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Максимальная масса топлива, ограниченная взлетной массой самолета, составляет 213740 кг.

Самолет оснащен системой автоматического электродистанционного управления, автоматизированной системой штурвального управления, четырехканальным гидравлическим комплексом, высоконадежными системами электроснабжения и жизнеобеспечения экипажа. Всего в системах управления самолетом задействовано 34 компьютера. Навигационное обеспечение осуществляется пилотажнонавигационным прицельным комплексом ПНПК-124, автоматизированным комплексом радиосвязи ТИП-15 и бортовой РЛС.

Самолет Ан-124 является базой для создания и сертифицирования тяжелого дальнемагистрального транспортного самолета Ан-124-100. Модификация самолета АН-124-100 в 1992 году получила сертификат летной годности.

1.1.2 Тактико-технические характеристики самолета АН-124

Основные характеристики рассматриваемого самолета Ан-124 представлены в табл. 1.1. На рис. 1.1 показан общий вид самолета с его габаритными размерами.

Таблица 1.1

Тактико-технические характеристики самолета

Размах крыла, м

73.3

Длина самолета, м

69.1

Высота самолета, м

20.78

Площадь крыла, м2

628.0

Масса, кг

- пустого самолета

173000

- нормальная взлетная

392000

- максимальная взлетная

405000

Внутреннее топливо, кг

213714

Тип двигателя

4 ТРДД Прогресс (В.А.Лотарев) Д-18Т

Тяга, кН

229.47

Крейсерская скорость, км/ч

865

Практическая дальность, км/ч

16500

Дальность действия, км

5600

Практический потолок, м

12000

Экипаж, чел

6-7

Полезная нагрузка

88 чел. или 120000-15000 кг груза

1.2 Краткое описание силовой схемы конструкции фюзеляжа самолета АН-124.

Фюзеляж самолета АН-124 представляет собой тонкостенную каркасированную цилиндрическую оболочку в средней части, коническую - в носовой и хвостовой частях.

Центральная часть постоянного сечения имеет вырезы под центроплан крыла и ниши шасси. Носовая часть фюзеляжа имеет вырез под передний грузолюк и является оболочкой с открытым контуром, в верхней части которой имеется замкнутый контур. Нижний край открытого контура усилен плоской балкой клепаной конструкции. Хвостовая часть фюзеляжа имеет вырез под задний грузолюк и является оболочкой с открытым контуром, в верхней части которого имеется замкнутый контур. Нижний край открытого контура усилен плоской, ломаной балкой клепанной конструкции.

На участке от шпангоута №10 по шпангоут №92 фюзеляж герметичен и имеет три раздельно герметизируемые кабины: кабину экипажа, кабину сопровождающих и грузовую кабину. На рисунке 1.2 приведены расположение гермокабин.

Рис. 1.2 - Расположение гермокабин в самолете АН-124.

Проем переднего грузолюка закрывается негерметичным носовым обтекателем, обеспечивающим аэродинамические формы фюзеляжа. Отклоняясь вверх, обтекатель освобождает люковой проем. Герметизация переднего люкового проема обеспечивается рампой, гермотрапом и средним трапом. В развернутом виде рампа-гермотрап и средний трап обеспечивают погрузку грузов.

Проем заднего грузолюка закрывается рампой и системой створок грузолюка: средней створкой, убирающейся вверх с откатом назад и двумя боковыми створками, открывающимися наружу.

Герметизация люкового проема обеспечивается рампой, навешенной 4-мя узлами на задний порог грузового пола и гермотрапом, навешенным на рампу 6-ю узлами. Рампа запирается 10-ю замками, а гермотрап имеет 4 упора в верхней части и по одному по бокам.

Гермокабины фюзеляжа имеют 19 вырезов под двери, люки. Из них 8 открываются наружу и в закрытом положении удерживаются замками. Остальные люки выполнены в виде заглушек. Вырезы имеются также и в негерметичной части фюзеляжа.

Оболочка фюзеляжа образована обшивкой из Д16 АТВ лист 1,0-2,5 мм. Стрингеры выполнены из прессованных профилей из 01420 и из Д16Т. Боковые панели на участке 42-74 шпангоута выполнены из катаных плит и имеют вафельную конструкцию. Нижние панели на участке между шпангоутами 52-67 выполнены из катаных плит из Д16чТ. Из прессованных панелей из Д16чТ изготовлены панели отсека оперения между шпангоутами 102-115. В конструкции силовых шпангоутов использованы материалы Д16чТ, В93пчТ3, профили и листы Д16Т и 01420.

Рампы переднего и заднего люкового проемов по конструкции аналогичны рампе самолета АН-22, АН-26 клепаной конструкции. Продольные балки воспринимают нагрузки от загрузки техники; нагрузки от избыточного давления воспринимаются перекрестной системой балок: продольными и поперечными и через них передается на узлы навески рампы и замки.

Гермотрапы и трапы также клепаной конструкции и их работа аналогична работе рамп. В конструкции рамп, гермотрапов, трапов использованы материалы Д16Т, 01420, В95Т, В93пчТ3, ВТ-6, Вт-22.

Средняя створка грузолюка клепаной конструкции имеет перекрестный набор продольных и поперечных балок. В закрытом положении аэродинамические нагрузки системой балок передаются на рампу, через боковые створки на каркас и непосредственно на каркас фюзеляжа, а также через систему управления створкой. В открытом положении значительному нагружению не подвергается. Боковые створки грузолюка из КМУ сотовой конструкции. По четырем узлам навески усилены поперечными балками из КМУ. В конструкции створок использованы материалы Д16Т, 01420, ВТ-20, Ак6Т1, ЛУ-П-0,1.

Гермопол кабины экипажа и кабины сопровождающих образованы настилом из листа из Д16Т и поперечных балок по шпангоутам. Поперечные балки выполнены из композиционного материала Лу-П-0.1, приклеены клеем ВК-25 на подслое ВК-9. Усилие от избыточного давления поперечными балками передается на шпангоуты и уравновешивается на обшивке фюзеляжа.

В конструкции грузового пола использован материал 01420, Д16ТПП, В95, ЛУ-П-0,1, настил из титанового листа ВТ-6с.

Ряд агрегатов фюзеляжа выполнен из композиционных материалов. Это створки шасси, боковые створки грузолюка, крышки в негерметичной зоне фюзеляжа, панели зализов и обтекателей. Это трехслойные сотовые конструкции за исключением больших створок основных стоек шасси, которые имеют каркасную конструкцию.

1.3 Применение углепластиков в конструкции самолета. Обоснование выбора материала

Структурное конструирование является всегда итерационным процессом, начинающимся с создания конструкторских представлений о целесообразных путях использования новых материалов.

Существует целый ряд факторов, которые должны учитываться в процессе производства: масса материала; цена материала, включающая стоимость его разработки; легкость в переработке; надежность. Значимость того или иного фактора зависит от области применения материала.

Уменьшение массы особенно важно при создании материалов для авиакосмической техники. Снижение массы и уменьшение размеров деталей при конструировании новых авиационных систем приводит в конечном итоге к снижению стоимости изделия.

В настоящее время широкое применение в конструкциях летательных аппаратов находят композиционные материалы. ПКМ на основе углеродных, стеклянных, органических и гибридных армирующих наполнителей по комплексу свойств в 2-3 раза превосходят металлические материалы. Для оценки возможности использования в конструкции перспективных самолетов композиционных материалов на основе углеродных волокон с полимерными матрицами (т. е. углепластиков), которые по прочностным характеристикам значительно превышают традиционные металлические сплавы, были проведены исследования. Например, прочность однонаправленных углепластиков в продольном направлении больше в 2.5-4 раза, чем у обычных легких сплавов, что в сочетании с меньшей на 40% плотностью обеспечивает углепластикам большую в 4 и 6.5 раза удельную прочность соответственно при сжатии и растяжении.

Основные преимущества ПКМ:

- исключительно высокие удельные прочностные и жесткостные характеристики;

- управляемая в широких пределах анизотропия свойств, что позволяет ликвидировать неизбежную в тонкостенных металлических конструкциях избыточность конструктивной массы и создавать крупногабаритные изделия сложной формы с минимальным количеством деталей и крепежа;

- высокая стойкость к виброаккустическим нагрузкам и атмосферным воздействиям;

- возможность обеспечения повышенных требований к качеству и форме внешней поверхности.

Исходя из вышеперечисленного, для изготовления створки грузового люка был выбран ПКМ, а не металл.

ПКМ позволяют создавать конструкции с заранее заданными характеристиками, что обеспечивает снижение массы на 20 - 40%; повышение аэродинамического качества, коррозионной стойкости, живучести, ремонтопригодности; существенное уменьшение количества деталей и, соответственно, трудоемкости сборочных работ; увеличение полезной нагрузки (дальности полета) или экономию топлива.

1.3.1 Весовая эффективность применения углепластиков

Проведенные проектные и экспериментальные исследования по использованию углепластиков в конструкции самолета показывают на возможность снижения веса. При этом величина снижения зависит от сложности конструкции, геометрических размеров и уровня действующих нагрузок. Для слабонагруженных конструкций (передний отсек фюзеляжа), где толщина элементов определяется минимально допустимой толщиной материала, уменьшение массы может быть значительным, даже при непосредственном сравнении веса элементов из исходного материала и углепластика. В случае сильно нагруженных конструкций, требующих сложной схемы укладки слоев углепластика (корневая часть крыла с узлами стыковки к фюзеляжу), снижение веса может оказаться весьма небольшим. Типовое снижение веса конструкции для различных агрегатов самолета из условий прочности колеблется в пределах 20-30% (таблица 1.2). Если учесть требования по жесткости, предъявляемые к таким агрегатам, как крыло и оперение, то величина снижения веса увеличится.

Таблица 1.2

Снижение массы элементов конструкций из КМ по сравнению с металлическими

Элемент конструкции

Снижение массы, %

Доля КМ, %

Неподвижное крыло

- обычное

- треугольное

29

23.5

87

87

Поворотное крыло

20

65

Хвостовое оперение

- пластина

- ребро жесткости

23

30

79

79

Фюзеляж

20

72

Воздухозаборник

- постоянного сечения

- переменного сечения

22

20

80

80

1.4 Проблемы, возникающие при эксплуатации конструкций из КМ. Цели и задачи проекта

В процессе эксплуатации летательных аппаратов возможны повреждения отдельных участков планера. Замена поврежденного силового элемента требует конструктивного изменения ремонтируемого участка. При этом меняются прочность, жесткость и устойчивость силового элемента, увеличивается масса конструкции и возникает опасность нарушения внешних обводов несущих поверхностей. Основное требование, предъявляемое к ремонту любой конструкции, заключается в восстановлении необходимой прочности и жесткости.

Большой проблемой для конструкций из КМ является отслоение обшивок от заполнителя вследствие коррозионного поражения сотового заполнителя. Наличие отслоений в сотовых конструкциях связано, прежде всего, с попаданием влаги внутрь сотового агрегата. Попавшая внутрь сотовых агрегатов влага снижает прочность клеевых соединений, вызывает разрушение клеевого слоя и сотового заполнителя, приводит к увеличению массы и изменению центровки агрегатов, отслоению обшивок от сот, а при замерзании воды - к отрыву обшивки от сотового заполнителя, или разрушению агрегата в полете.

Физически процесс проникновения влаги в ПКМ заключается в следующем. Нити композиционных материалов состоят из пучков отдельных скрученных волокон ткани. Связующее, используемое при изготовлении материала, хорошо проникает в межниточное простанство сухой ткани, но почти не достигает отдельных волокон внутри нитей. Между тем, влага свободно проходит по волокнам внутри нитей и разрушает ПКМ изнутри. Происходит набухание волокон, нарушаются адгезионные связи между волокнами и нитями или отдельными слоями ПКМ, что приводит в конечном итоге к его разрушению.

Наиболее проблемными в этом плане являются створки заднего грузолюка. К ним можно добавить нижние панели обтекателя шасси, люк ФН-1, по которым имелись пока единичные случаи разрушения обшивок в полете.

Настоящая работа посвящена определению напряженно-деформированного состояния боковой створки заднего грузолюка самолета АН-124 “Руслан”, а также определению допустимой площади повреждения сотового заполнителя вследствие поражения коррозией при существующих ремонтах створки.

Отслоение и разрушение обшивок происходит не только в «клетках» между поперечными балками, но и на консольных частях створок, причем, на передней консольной части створки гораздо чаще, чем между балками. Причины отслоений обшивок от сот могут быть следующие:

1. Попадание воды во внутреннюю полость створки с последующим замерзанием и оттаиванием в процессе эксплуатации. Вода образуется в сотовых ячейках из-за конденсации росы на стенках сот.

2. Механическое воздействие на створку, то есть удары, движение по ней людей и прочее.

3. Отслоения обшивок в местах некачественной приклейки к сотам, то есть при наличии скрытого производственного дефекта.

Рост пятен отслоений происходит под воздействием перепада давления между внутренней полостью створки и открытой атмосферой, возникающего при наборе высоты самолетом.

Более ранние расчеты створки проводились очень укрупненно и грубо из-за недостаточного программного обеспечения. Применение современных компьютерных информационных технологий позволило создать более точную геометрическую модель створки, а следовательно, и более точную конечно-элементную модель. Ранее створка была рассчитана как для изотропного материала, эквивалентного композиционному. Настоящие технологии позволяют проводить прочностные анализы для слоистых материалов с учетом анизотропии свойств и различной укладки слоев.

1.5 Задний грузовой люк. Описание и работа

Задний грузовой люк расположен в хвостовой части фюзеляжа между шпангоутами 90 и 121 и состоит из рампы, отклоняемых внутрь самолета двух боковых створок и средней створки (рисунок 1.3). Все створки выполнены металлической конструкцией (каркас, обшивка и кронштейны узлов навески) из алюминиевых сплавов.

Боковые створки расположены между шпангоутами № 92 и 119 и имеют по три шарнирных узла навески, а также замки закрепления на обоих торцах, расположенных на пороге по шпангоуту 90 и на задней створке. Открывается и закрывается каждая боковая створка посредством двух гидроцилиндров управления, установленных у шпангоутов 92 и 109. В открытом положении боковые створки фиксируются упорами (замками), расположенными на бортах фюзеляжа.

Задняя створка имеет два шарнирных узла навески по шпангоуту 121, два боковых замка по шпангоуту 114 и один центральный замок, срабатываемый совместно с боковыми створками. Управляется задняя створка одним гидроцилиндром, установленным по оси симметрии самолета у шпангоута 114. В открытом положении задняя створка упирается в две опоры и удерживается замком в гидроцилиндре.

Система управления задним грузовым люком -- электрогидравлическая, состоящая из основной и дублирующей систем, исполнительными органами которых являются общие силовые гидроцилиндры и независимые золотники управления. Органы управления обеими системами расположены в кабине экипажа, от которых осуществляется открытие - закрытие грузолюка в полете. Для управления грузолюком на земле предусмотрены переключатели управления от основной системы, которые расположены на пульте в зоне порога грузовой кабины. Время открытия-закрытия грузолюка около 15 с. На самолете предусмотрено автоматическое срабатывание дублирующей системы в случае отказа основной системы. При этом невозможно закрытие грузолюка при стартовом положение РКН.

Для контроля состояния агрегатов заднего грузолюка предусмотрена система сигнализации их закрытого и открытого положений, а также сигнализация грузолюка в целом, световые табло которой расположены в кабине экипажа и на пульте в грузовой кабине.

Рампа расположена между шпангоутами № 84 и 92а, шарнирно навешена к заднему порогу грузового люка. Гермотрап шарнирно навешен к рампе, а концевые трапы - к гермотрапу. В закрытом положении рампа и створки закрывают грузовой люк, а внешние поверхности агрегатов образуют контур нижней хвостовой части фюзеляжа.

Гермостворка при закрытом грузовом люке может быть установлена в одном из двух положений в зависимости от назначения полета. При выполнении полета с избыточным давлением в грузовой кабине или при перевозке техники без создания избыточного давления гермотрап устанавливается в плоскость шпангоута № 92а, образуя задний герметичный шпангоут грузовой кабины. Концевые трапы при этом отклонены и прижаты к тыльной стороне гермотрапа. При контейнерных перевозках гермотрап укладывается и крепится к рампе, а концевые трапы демонтируются. Схема положений агрегатов грузового люка показана на рисунке 1.4. В закрытом положении грузового люка рампа удерживается замками 8 рампы, а гермотрап (когда он установлен в плоскость шпангоута № 92а) и средняя створка запираются замками 11 и 15 соответственно. При открытии грузового люка средняя створка поднимается, сдвигается и в открытом положении удерживается замком 13. Боковые створки отклоняются наружу в сторону, затем отклоняется вниз рампа и удерживается двумя штангами 4. Проем между порогом грузового люка и рампой перекрывается мостиком порога.

Для погрузки техники гермотрап и концевые трапы раскладываются, образуя наезд, поверхность которого наклонена к поверхности грунта примерно на 12 град. При опущенном заднем пороге грузового люка, гермотрап с концевыми трапами при этом опираются на опоры концевых трапов.

Рис. 1.3 - Задний грузовой люк.

1. Левая боковая створка

2. Концевые трапы

3. Гермотрап

4. Штанга рампы

5. Рампа

6. Мостик порога

7. Щитки с органами управления грузового люка

8. Замки рампы

9. Гидроцилиндр управления рампой

10. Правая боковая створка

11. Замки гермотрапа

12. Средняя створка

13. Замок открытого положения средней створки

14. Гидроцилиндр управления средней створкой

15. Левый замок закрытого положения средней створки

Рис. 1.4 - Схема расположения агрегатов грузового люка

I - Грузовой люк закрыт, гермотрап закрыт (в положении гермошпангоута);

II - Грузовой люк закрыт (гермотрап и концевые трапы на рампе);

III - Грузвой люк открыт (вариант для контейнерной погрузки).

1.5.1 Конструкция боковой створки грузового люка

Боковая створка грузолюка представляет собой трехслойную конструкцию, выполненную из композиционного материла.

Створка клеенная, трехслойной конструкции, состоит из внутренней и внешней обшивок, четырех внутренних балок и сотового заполнителя. Обшивки и балки выклеены из углепластика. Внутренняя полость балок заполнена пенопластом. В створку вклеены четыре резьбовые втулки для крепления такелажных узлов, в качестве которых могут быть применены швартовочные узлы для грузовой кабины. На внутренней стороне створки прикреплена болтами продольная балка из углепластика, заполненная пенопластом.

Наружная обшивка выполнена по теоретическому контуру фюзеляжа. Обшивка состоит из 12-ти слоев углепластика КМУ-3ЛП (ЛУ-П-01 на связующем 5-211-Б) с раскладкой 90°, -45°, 0°, +45°, 0°, 90°, 90°, 0°, +45°, 0°, -45°, 90° и имеет местные усиления в зоне установки балок однонаправленными слоями углепластика. Толщина монослоя д=0.1 мм.

Внутренняя обшивка выполнена в форме чашки и состоит из 12-ти слоев углепластика КМУ-3ЛП (ЛУ-П-01 на связующем 5-211Б) с раскладкой аналогичной раскладке наружной обшивки, а также 10-ти слоев углепластика КМУ-3ЛП с укладкой ±45°.

Сотовый заполнитель изготовлен из материала АМг-2Н. В конструкции створки применяется сотовый заполнитель с размерами ячеек , и , . Высота сотового заполнителя .

Кроме этого между обшивками по узлам навески створки установлены балки. Балки также выполнены из углепластика и в сечении имеют форму корыта. Толщина стенок балок , выполнены они из 16-ти слоев углеленты ЛУ-П-01. Со стороны внутренней обшивки балки усилены однонаправленным углепластиком.

На рисунке 1.5 показана конструкция боковой створки грузолюка.

створка самолет коррозия углепластик

Рис. 1.5 - Боковая створка грузолюка (вид снаружи на левый борт)

1.5.2 Особенности технологии изготовления

Кратко рассмотрим особенности технологии изготовления боковой створки заднего грузолюка самолета.

Выбор метода формообразования изделий из КМ зависит от назначения изделия, состава связующего, габаритных размеров и др. Наибольшее распространение получили следующие методы формообразования: выкладка, намотка, напыление, пултрузия. Так как по геометрическим характеристикам боковая створка не может быть изготовлена методами намотки и пултрузии, а метод напыления не может быть применен из-за высоких требований к прочности, для изготовления внутренней и наружной обшивок, а также для изготовления балок применяется ручная выкладка. Выкладка производится “сухим” способом - из предварительно пропитанного полуфабриката (препрега). Ручная выкладка заключается в послойном наборе пакета из заранее раскроенных заготовок в соответствии со схемой выкладки.

Методы формования изделий из КМ многообразны и их применение зависит от назначения изделия, его габаритных размеров, типа и состава связующего и других факторов. При этом тип связующего определяет, в основном, температуру формования, габариты конструкции - ее изменение во времени, а геометрические параметры детали - величину давления формования. Так как боковые створки грузового люка относятся к ответственным и высоконагруженным деталям, то для их изготовления применяется вакуум - автоклавное формование.

Вакуум - автоклавное формование проводится в автоклаве фирмы “Шольц” размерами 3х16 м. Охлаждение обшивок проводится по следующей схеме:

- сброс давления в автоклаве;

- при понижении температуры на 20С отключается вакуум на 1 минуту;

- при температуре обшивки 30-40С вакуум отключается совсем.

Значительные габариты створки обусловили необходимость решения ряда сложных технических вопросов при проектировании и изготовлении оснастки и, в первую очередь, по обеспечению увязки форм для выклейки обшивок и склейки агрегата.

Для обеспечения изготовления створки была спроектирована и изготовлена следующая оснастка:

- форма для выклейки наружной обшивки, она же применяется для сборки и склейки створки;

- форма для изготовления балок.

Форма для изготовления обшивок представлена на рисунке 1.6.

Рис. 1.6 - Эскиз оснастки для изготовления обшивок

1. обшивка формы;

2. рама;

3. набор ложементов;

4. цулага.

При больших габаритах форм изготовить ее с необходимой жесткостью оказалось невозможно, в связи с чем рабочее положение формы определялось нивелировкой. Стабилизация формы в процессе нивелировки и после нее обеспечивается установленными в каждой секции двумя парами опор и реперных площадок.

1.5.3 Установка боковых створок

Правая и левая боковые створки (рисунок 1.7) навешены шарнирно, каждая на четырех узлах, и управляются четырьмя гидроцилиндрами. В закрытом положении боковые створки упираются в передний и задний упоры и удерживаются фиксаторами, ролики которых установлены на средней створке и входят в ловители боковых створок.

Передний узел навески состоит из клепаной балки и кронштейна. Остальные, типовые, узлы навески (рисунок 1.7) состоят из кронштейнов, подкрепленных подкосами. К вершинам кронштейнов подсоединены штоки гидроцилиндров. Гидроцилиндры и кронштейны прикреплены осями к кронштейнам (15), крепящимся к балке грузового люка.

Для выхода кронштейнов при открытии створок в панелях фюзеляжа сделаны вырезы, которые закрываются надстройками при закрытых створках и уплотняются резиновыми профилями. Оси вращения первого и четвертого узлов навески вынесены за обводы фюзеляжа, и узлы закрыты обтекателями, установленными на винтах.

На правой и левой створке установлено по шесть фиксаторов (рисунок 1.8) По конструкции фиксаторы одинаковые. Фиксатор (1) состоит из ловителя (9), прикрепленного болтами к боковой створке, кронштейна (3), оси (7) с роликом (8), установленным на средней створке. Ось запрессована в стакан (4), ввернутый в кронштейн и застопоренный гайкой (6). Для правильной установки оси ролика в ловителе на кронштейне имеются прорези под болты крепления и насечки на поверхности кронштейна, которые позволяют регулировать установку кронштейна. При закрытии средней створки ролики, установленные на средней створке, заходят в ловители на боковых створках и удерживают их в закрытом положении. Для контроля полного закрытия средней створки на кронштейнах роликов и ловителях имеются красные метки.

Передний упор-сигнализатор (рисунок 1.9) установлен на задней торцевой балке рампы, а опорная площадка (11) - на створке. Упор состоит из кронштейна (15) и регулируемого толкателя (12). Сигнализатор состоит из корпуса (9), на котором шарнирно установлен на оси (8) подпружиненный рычаг (6) с нажимным винтом (17), толкателем (10) и штоком (14). К корпусу также прикреплен болтами микровыключатель.

При открытии створок рычаг (6) отжимается пружиной (13), обжимая нажимным винтом (17) шток микровыключателя. Поворот рычага ограничивается упором (7), запрессованным в корпус.

Задний упор нерегулируемый, состоит из кронштейнов (1) и (2) (рисунок 1.9), установленных на балке грузового люка, и кронштейна (3), установленного на створке. В месте соприкосновения кронштейнов установлены стальные накладки (4) и (5).

Рис. 1.7 - Установка боковых створок

Рис. 1.8 - Установка фиксаторов боковых створок

1. Фиксатор

2. Прокладка

3. Кронштейн

4. стакан

5. Стопорный кран

6. Гайка

7. Ось

8. Ролик

9. Ловитель

10. Штифт

11. Винт

12. Кожух ловителя

Рис. 1.9 - Упоры боковых створок

1.6 Обоснование выбора метода решения поставленных задач. Основные идеи метода конечных элементов.

В данном случае рассматривается модель створки грузолюка. Для заданной геометрии створки необходимо провести линейный статический анализ конструкции и оценить напряженно-внутреннее состояние под действием внешних нагрузок. Конструкция створки несимметрична, ее теоретический контур образует поверхность двойной кривизны. Более подробно конструкция створки описана в разделе 1.5 данного дипломного проекта. Поставленную задачу расчета конструкции на прочность будем решать используя метод конечных элементов.

В настоящее время метод конечных элементов служит универсальным средством анализа конструкций. Такой метод анализа используется везде, где требуется с высокой степенью достоверности оценить прочность проектируемых конструкций при различных видах воздействий. МКЭ может распространяться практически на неограниченный класс задач благодаря тому, что он позволяет использовать элементы простых и различных форм для получения разбиений. Размеры конечных элементов, которые могут быть скомбинированы для получения приближения к любым нерегулярным границам, в разбиении иногда различаются в десятки раз. Допускается приложение нагрузки произвольного вида к элементам модели, а также и наложение закрепления любого типа на них. Метод применим ко всем классам проблем распределения полей, которые включают в себя анализ конструкций, перенос тепла, течение жидкости и электромагнетизм.

Метод конечных элементов является численным методом решения дифференциальных уравнений. В этом качестве он служит и методом построения математической модели, и методом её исследования.

Основная идея МКЭ состоит в том, что непрерывная величина, то есть величина, определенная бесконечным числом значений, на рассматриваемой области аппроксимируется дискретной моделью. Последняя строится на множестве кусочно-непрерывных функций, определенных на конечном числе подобластей. Непрерывная величина может быть скалярной функцией (например, температурой) или векторной (например, перемещением точек деформируемого тела). Замена бесконечномерной задачи -мерной, то есть переход к дискретной модели осуществляется следующим образом:

1. В рассматриваемой области упругого тела фиксируется конечное число точек, которые называются узлами. Далее, не теряя общности, будем полагать, что неизвестная функция в узле определяется одним значением (скалярная или одномерная векторная функция).

2. Значение непрерывной функции в каждом узле считается переменной, которая должна быть определена.

3. Область разбивается на конечное число подобластей, называемых элементами. Последние имеют общие узлы и в совокупности аппроксимируют форму упругого тела.

4. Непрерывная функция аппроксимируется на каждом элементе полиномиальными функциями , называемыми функциями формы, значения которых внутри элемента и на его границах определяются через значения функции в узлах. Здесь индекс относится к элементу, а индекс - к узлу. Для каждого элемента назначаются свои полиномы, но они подбираются так, чтобы выполнялись некоторые условия относительно функций при переходе через границы элементов. В классической реализации МКЭ функции при переходе через границы элементов должны оставаться непрерывными.

1.6.1 Комплекс программ MSC.vN4W

Одним из комплексов программ, позволяющих по заданным исходным данным (геометрия, материалы, внешние нагрузки, граничные условия) получить напряженно-деформированное состояние конструкции, является комплекс программ MSC.vN4W, который включает в себя программу моделирования конструкций FEMAP и программу конечно-элементного анализа конструкций MSC/NASTRAN.

Программа FEMAP предназначена для подготовки полноценных конечно-элементных моделей и обработки результатов. MSC/NASTRAN является исчерпывающей программой конечно-элементного анализа.

Процедура анализа конструкций МКЭ включает следующие основные этапы:

- разработка геометрической модели конструкции;

- задание характеристик материала;

- задание типов конечных элементов и их свойств (толщины, геометрических характеристик поперечного сечения и др.);

- создание сетки конечных элементов либо “ручным” способом, либо автоматическим, например, путем разбиения геометрической модели;

- проверка корректности сетки конечно-элементной модели;

- задание условий закрепления конечно-элементной модели;

- формирование условий нагружения конечно-элементной модели;

- выбор вида и параметров конечно-элементного анализа;

- выполнение конечно-элементного анализа конструкции;

- анализ возможных формальных ошибок, их устранение, повторное выполнение конечно-элементного анализа;

- анализ результатов расчета, выявление ошибок моделирования, внесение изменений в модель, повторное выполнение конечно-элементного анализа;

- обработка и графическое оформление результатов расчета.

1.7. Подготовка расчетной конечно-элементной модели

1.7.1 Разработка геометрической модели

Геометрическое моделирование для конечно-элементного анализа отличается от моделирования для других приложений. Геометрическая модель может быть создана непосредственно в FEMAP, а также она может быть импортирована из многих CAD/CAM/CAE систем, форматы которых предусмотрены в средствах импорта геометрии. Часто избыточная подробность геометрической модели, например, в местах скруглений и других переходов от одних поверхностей к другим, создает проблемы при создании сетки конечных элементов. Для простых конструкций целесообразнее создавать геометрическую модель непосредственно в FEMAP, так как основной смысл ее состоит в том, чтобы облегчить генерацию требуемой сетки конечных элементов.

Рассматриваемая створка грузолюка с точки зрения геометрии представляет собой поверхность двойной кривизны. Геометрическая модель створки создана с помощью систем CADDS5 и CATIA 5 R12, а затем импортирована в FEMAP. Полученная геометрическая модель створки представлена на рисунке. 1.10.

Рис. 1.10 - Геометрическая модель створки

1.7.2 Задание характеристик материала

FEMAP поддерживает четыре типа материала, которые используются в программе NASTRAN:

- изотропный материал имеет одинаковые свойства во всех направлениях. Все свойства материала задаются в виде скалярных величин;

- ортотропный материал (в двух и трех измерениях) имеет свойства, зависящие от направлений. Параметры материала задаются либо в двух ортогональных направлениях на плоскости, либо в трех направлениях в пространстве. Моделью ортотропного материала может служить оребренная в двух перпендикулярных направлениях панель;

- анизотропный материал (в двух и трех измерениях) имеет свойства, зависящие от направлений. Параметры материала задаются в виде обобщенных матриц упругости размером 3х3 для двумерного варианта и 6х6 для трехмерного. К анизотропным материалам относятся композиты;

- к высокоэластичным относятся материалы, подвергающиеся большим деформациям. Их характерной особенностью является упрочнение по мере увеличения деформаций, что характеризуется вогнутостью кривой “деформация-напряжение”, в то время как у обычных материалов, таких как металлы, эта кривая выпуклая. К высокоэластичным материалам относятся резина, нейлон, капрон.

Задание характеристик материала выполняется в выбранной системе единиц измерения. После этого можно считать систему единиц измерения определенной. При задании характеристик материалов можно обратиться к библиотеке материалов FEMAP, которая может служить образцом построения подобных библиотек. Она, как правило, содержит характеристики самых общих материалов в различных системах единиц измерения.

В данном случае моделируется ортотропная оболочка двумерными элементами Laminate (описание типа элементов описано в п. 1.7.3). Следовательно, при задании характеристик материала в FEMAP использован ортотропный в двух измерениях материал.

При задании свойств двумерного ортотропного материала применяются следующие соотношения зависимости деформаций от напряжений:

(1.1)

(1.2)

Уравнение (1.1) характеризирует соотношения в плоскости элемента. Соотношения между касательными напряжениями в плоскости в поперечном направлении и сдвиговыми деформациями определяются уравнением (1.2).

Основные физико-химические и физические характеристики материалов, необходимых для задания и используемых в расчете створки, приведены в таблице 1.3.

Таблица 1.3

Основные физико-химические и механические свойства материалов, применяемых при изготовлении створки грузолюка самолета АН-124 и используемых в расчетах данного дипломного проекта

№ п/п

Марка мат-ла

Плотность г/см2

Тол щина, мм

Механические характеристики при

Коэф Пуассона

растяжение, кгс/мм2

Сжатие кгс/мм2

Изгиб кгс/мм2

Сдвиг кгс/мм2

1

Углелента КМУ-3ЛП

1,5

1,5

75

15000

60

15000

130

13500

5,5

550

0,31

Сотовый заполнитель

кг/м3

радиус ячейки, мм

сжатие, МПа

отрыв, МПа

сдвиг, МПа

модуль сдвига, МПа

а

2

АМг2-Н

55

2,5

2,0

5,0

1,5

0,9

270

150

-

27

5

0,7

2,5

0,4

0,3

130

80

-

Клеи

расход, г/м2

Отрыв кгс/см2

сдвиг, кгс/см2

диапазон раб. темп. єС

3

ВК-41

-

0,28-0,2

-

45,0 (при 80єС)

29,4

-60+80

-

4

ВК-9

-

-

250-300

-

143

-60+120

-

5

ВКВ-3

-

0,8-1,2

-

35,0 (при 20єС)

100

-60+150

-

1.7.3 Задание типов конечных элементов и их свойств

При моделировании мембран, оболочек и пластин используются двумерные элементы (Plane elements). Элементы могут иметь либо треугольную, либо четырехугольную форму с узлами в вершинах элементов.

В данном случае математической моделью створки является многослойная пластина двойной кривизны. Для её моделирования целесообразно использовать элементы типа Laminate, которые подобны элементам Plate, за исключением того, что они состоят из одного или более слоев. Схема элемента Laminate представлена на рисунке 1.11.

Рис. 1.11 - Схема элемента Laminate

Будем использовать четырехузловые четырехугольные элементы, ось Х которых направлена по биссектрисе угла, образованного диагоналями элемента (рисунок 1.11). Ось Y перпендикулярна оси Х, лежит в плоскости элемента и направлена в сторону кромки узлов 3-4. Ось материала Хm отсчитывается от кромки узлов 1-2 и может быть использована для поворота оси Х элемента.

Для каждого слоя задается материал, угол ориентации оси материала относительно оси Х элемента и толщина слоя.

Напряжения для каждого слоя выводятся в системе координат материала слоя.

При моделировании ферменных конструкций, балок, стержней и других одномерных конструкций используются различные типы одномерных элементов (Line Elements). Одномерные конечные элементы конструктивно соединяют два узла. Перемещения точек этих элементов определяются функциями формы первого порядка, которые зависят от одной координаты - относительного расстояния по оси элемента от первого узла до текущей точки.

Балки, имеющиеся в конструкции рассматриваемой створки, удобно задавать элементами типа Beam (элемент общего типа для конструкций балочного вида). Это одноосные элементы, работающие на растяжение, сжатие, кручение, поперечный сдвиг и изгиб. Схема элемента Beam представлена на рисунок 1.12.

Рис. 1.12 - Схема элемента Beam

По своей форме элемент типа Beam представляет собой линию, соединяющую два узла. Третий узел используется для ориентации оси Y элемента.

Ось Х системы координат элемента направлена от узла 1 к узлу 2 (рисунок 1.12). Для задания свойств балочных элементов Beam необходимо, чтобы была определена ориентация всех трех осей элемента. Для этого используется вектор ориентации, который определяется осью Х и вектором ориентации. Ось Y элемента перпендикулярна оси Х и направлена в сторону вектора ориентации. Ось Z элемента направлена по правилу векторного умножения, то есть поворот оси Y к оси Z осуществляется против часовой стрелки, если смотреть со стороны оси Х.

1.7.4 Создание сетки конечных элементов

Создание сетки конечных элементов возможно двумя способами: создание узлов и элементов по одному; автоматизированное создание сетки на геометрических объектах.

При построении сетки на основе геометрической модели необходимо последовательное и согласованное выполнение действий. Создание сетки на геометрической модели состоит из двух шагов. На первом шаге геометрическая модель подготавливается к разбиению - назначаются размеры элементов, число разбиений по ребрам и граням, места сгущения и разрежения сетки и т. п. На втором шаге, в соответствии с заданными параметрами разбиения производится генерация сетки конечных элементов.

Моделирование конечными элементами предполагает достижение трех целей: моделирование геометрии деформируемого тела; моделирование упруго-массовых свойств конструкции; моделирование граничных условий.

В связи со сложной геометрией створки, а также в связи определенными требованиями к форме и ориентации конечных элементов, автоматизированное создание сетки затруднено. Поэтому создание конечно-элементной модели проводилось путем ручного формирования набора конечных элементов с привязкой к существующей (импортированной) геометрии створки.

Полученная конечно - элементная модель створки показана на рисунке 1.13.

Рис. 1.13 - Конечно-элементная модель створки

1.7.5 Аэродинамические нагрузки на створки грузолюка самолета АН-124

Аэродинамические нагрузки на створки грузолюка изд. “400” определены на основании продувок модели 127-МС-400-104 в аэродинамической трубе ЦАГИ. Имеем три расчетных случая.

1. Закрытое положение створок.

Расчетная нагрузка на центральную створку

Расчетная нагрузка на боковую створку

более нагруженная

менее нагруженная

2. Закрытое положение створок, но не на замках.

Расчетная нагрузка на центральную створку

Расчетная нагрузка на боковую створку

3. Створки открыты полностью

Расчетная нагрузка на боковую створку

В данном дипломном проекте рассматривается лишь один из приведенных расчетных случаев, когда створки закрыты. На рисунке 1.14 приведен график распределения расчетной погонной нагрузки по длине боковой створки в закрытом положении. Распределение нагрузки по ширине створки принимается по линейному закону с указанными положениями центров давления .

Рис. 1.14 - Распределение нагрузки по боковой створке грузолюка в закрытом положении.

1.7.6 Задание нагрузок и граничных условий конечно-элементной модели

Нагрузки (Loads) и закрепления (Constraints) представляют собой условия, при которых проводится анализ конечно-элементной модели. Способы наложения нагрузок и наложения связей похожи. Программа FEMAP обеспечивает широкий выбор типов нагрузок и предусматривает большое разнообразие методов приложения этих нагрузок к конечно-элементной модели. Нагрузки можно классифицировать по физическому воздействию:

- силы и моменты в виде сосредоточенных и распределенных по длине и площади нагрузок;

- кинематические воздействия - ускорения, скорости и перемещения;

- тепловые воздействия в виде температуры, теплового потока.

А также по способу приложения к объектам модели:

- объемные нагрузки;

- узловые нагрузки;

- элементные нагрузки;

- нагрузки, прикладываемые к геометрическим объектам.

В данном дипломном проекте рассмотрен один из описанных расчетных случаев (см. п. 1.7.5): створки закрыты на замках. В соответствии с данными о нагрузках, к полученной конечно-элементной модели приложено неравномерно распределенное давление по площади створки в виде элементных нагрузок. Значения приложенного давления по сечениям представлены в таблице 1.4. В таблице приведены геометрические данные сечений (длина, ширина) створки по длине; значения в сечениях погонной нагрузки, график которой приведен на рисунке 1.14; значения приложенного давления, действующего на поверхность элемента в сечении, вычисленного по формуле (1.3):

,(1.3)

где - приложенное действующее давление по длине в сечении;

- действующая погонная нагрузка по длине в сечении; - номер сечения

Таблица 1.4

Приложенная нагрузка по длине створки в сечениях

№ сеч.

Длина в сеч., м

Ширина в сеч., м

Погонная нагрузка по длине кг/м

Действующая нагрузка по длине, кг/м2

1

0

0,734

1610

2194,4

2

0,57

0,741

1380

1861,1

3

1,14

0,776

1230

1585,1

4

1,71

0,825

1130

1369,4

5

2,28

0,900

1070

1189,2

6

2,85

0,917

1025

1118,3

7

3,42

0,956

990

1036,0

8

3,99

1,004

965

961,5

9

4,56

1,050

950

904,8

10

5,13

1,092

955

874,2

11

5,70

1,132

965

852,5

12

6,27

1,164

1000

859,2

13

6,84

1,177

1030

875,4

14

7,41

1,183

1015

858,1

15

7,98

1,199

940

783,7

16

8,55

1,209

780

645,1

17

9,12

0,975

600

615,4

18

9,69

0,739

Страница:


Подобные документы

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

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