Проектирование пассажирского турбовинтового самолета

H=11.0 0.00002 0.00002 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001 0.00001

новое сопротивление горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00911

H=11.0 0.00911

Волновое сопротивление интерферениции горизонтальное оперение + фюзеляж

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00000

H=11.0 0.00000

Профильное сопротивление вертикального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00065 0.00062 0.00059 0.00057 0.00055 0.00053 0.00052 0.00061

H=11.0 0.00076 0.00072 0.00069 0.00067 0.00065 0.00063 0.00061 0.00071

Волновое сопротивление вертикального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00426

H=11.0 0.00426

Профильное сопротивление м/гондол в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00370 0.00362 0.00358 0.00357 0.00357 0.00357 0.00357 0.00356

H=11.0 0.00431 0.00420 0.00415 0.00412 0.00411 0.00410 0.00410 0.00407

Волновое сопротивление м/гондол в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.00072

Профильное сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.01686 0.01635 0.01602 0.01577 0.01556 0.01538 0.01521 0.01897

H=11.0 0.01892 0.01834 0.01796 0.01767 0.01743 0.01721 0.01702 0.02078

Волновое сопротивление самолета (без учета дополнительных элементов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.17918

H=11.0 0.17918

Дополнительное сопротивление от местных источников: M < 1 M > 1

- Суммарное сопротивление от местных источников 0.0000000 0.0000000

Дополнительное сопротивление от обдува крыла винтами (Sобд=0.322)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00012 0.00011 0.00011 0.00010 0.00010 0.00009 0.00009 0.00000

H=11.0 0.00015 0.00014 0.00014 0.00013 0.00012 0.00012 0.00011 0.00000

Суммарное дополнительное сопротивление самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.00012 0.00011 0.00011 0.00010 0.00010 0.00009 0.00009 0.00000

H=11.0 0.00015 0.00014 0.00014 0.00013 0.00012 0.00012 0.00011 0.00000

Коэффициент лобового сопротивления самолета при Cya=0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.01698 0.01646 0.01612 0.01587 0.01566 0.01547 0.01530 0.19815

H=11.0 0.01907 0.01848 0.01809 0.01780 0.01755 0.01733 0.01713 0.19997

Волновое сопротивление самолета от M*=0.737 до M=1.2

M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0 M=1.1 M=1.2

H= 0.0 0.00123 0.01759 0.05955 0.11925 0.17026

H=11.0 0.00123 0.01759 0.05955 0.11925 0.17026

Лобовое сопротивление самолета от M*=0.737 до M=1.2

M=0.5 M=0.6 M=0.7 M=0.8 M=0.9 M=1.0 M=1.1 M=1.2

H= 0.0 0.01733 0.03434 0.07693 0.13726 0.18891

H=11.0 0.01918 0.03618 0.07877 0.13909 0.19073

Подъемная сила частей самолета в системе самолета

Среднее значение нагрузки на винты

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.08531 0.08271 0.08100 0.07972 0.07866 0.07772 0.07685 0.94933

Среднее значение коэффициента торможения потока перед крылом

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 1.00000 0.97641

Коэффициенты интерференции: крыло + фюзеляж kAl0=0.99299

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

kAl 0.93306 0.93306 0.93306 0.93306 0.93306 0.93306 0.93306 0.93293

DkAl -0.00654 -0.00654 -0.00654 -0.00654 -0.00654 -0.00654 -0.00654 -0.00654

kFi 0.93965 0.93965 0.93965 0.93965 0.93965 0.93965 0.93965 0.93952

DkFi -0.00659 -0.00659 -0.00659 -0.00659 -0.00659 -0.00659 -0.00659 -0.00659

Среднее значение коэффициента торможения потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

1.04260 1.04130 1.04044 1.03980 1.03927 1.03880 1.03837 0.88908

Коэффициенты интерференции: горизонтальное оперение + фюзеляж kAl0=1.06289

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

kAl 1.09450 1.09450 1.09450 1.09450 1.09450 1.09450 1.09450 1.09428

DkAl 0.06883 0.06883 0.06883 0.06883 0.06883 0.06883 0.06883 0.03271

kFi 1.02974 1.02974 1.02974 1.02974 1.02974 1.02974 1.02974 1.02953

DkFi 0.06476 0.06476 0.06476 0.06476 0.06476 0.06476 0.06476 0.03077

Скос потока перед горизонтальным оперением от крыла + фюзеляж с учетом винта(ов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

eps0 k+ф 0.000° 0.000° 0.000° 0.000° 0.000° 0.000° 0.000° 0.000°

epsAl к+ф 0.0002 0.0002 0.0002 0.0002 0.0002 0.0003 0.0003 0.0001

Скос потока перед горизонтальным оперением винта(ов)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

eps0винт 0.005° 0.004° 0.004° 0.003° 0.003° 0.002° 0.002° 0.000°

epsAlвинт 0.0288 0.0286 0.0292 0.0303 0.0323 0.0356 0.0416 0.0000

Cкос потока перед горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

eps0 0.005° 0.004° 0.004° 0.004° 0.003° 0.003° 0.002° 0.000°

epsAl 0.0290 0.0289 0.0294 0.0306 0.0326 0.0359 0.0419 0.0001

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dCy/dAl 3.29785 3.36784 3.47448 3.62934 3.85354 4.18900 4.73373 4.31471

Alfa0 -1.33° -1.33° -1.33° -1.33° -1.33° -1.33° -1.33° -1.33°

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 горизонтального оперения в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dCy/dAl 0.67700 0.68845 0.70592 0.73098 0.76644 0.81764 0.89604 0.77754

Alfa0 0.00° 0.00° 0.00° 0.00° 0.00° 0.00° 0.00° 0.00°

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dCy/dAl 0.10736 0.10736 0.10736 0.10736 0.10736 0.10736 0.10736 0.14168

Alfa0 0.25° 0.25° 0.25° 0.25° 0.25° 0.25° 0.25° 0.25°

Производная dCy/dAl мотогондол в системе самолета dCy/dAl= 0.00000

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dCy/dAl 3.40521 3.47519 3.58184 3.73670 3.96090 4.29636 4.84109 4.45639

Alfa0 -1.07° -1.07° -1.07° -1.07° -1.07° -1.08° -1.08° -1.07°

Производная dCy/dAl и угол Alfa0 самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dCy/dAl 4.08220 4.16365 4.28776 4.46768 4.72734 5.11400 5.73713 5.23393

Alfa0 -0.89° -0.89° -0.89° -0.90° -0.90° -0.90° -0.91° -0.91°

Коэффициент подъемной силы самолета Cya=dCy/dAl(Al-Al0) (линейный участок)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Al= 0.0° 0.06351 0.06486 0.06691 0.06990 0.07422 0.08069 0.09119 0.08310

Al=10.0° 0.77598 0.79155 0.81527 0.84966 0.89930 0.97325 1.09251 0.99659

Al=20.0° 1.48846 1.51824 1.56362 1.62941 1.72437 1.86581 2.09383 1.91008

Дополнительная подъемная сила, вызванная обдувом крыла струей от винтов

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Al=-5.0° -0.00096 -0.00100 -0.00110 -0.00126 -0.00154 -0.00205 -0.00315

Al= 0.0° 0.00115 0.00120 0.00132 0.00152 0.00187 0.00253 0.00400

Al= 5.0° 0.00325 0.00340 0.00373 0.00430 0.00528 0.00710 0.01116

Al=10.0° 0.00536 0.00560 0.00614 0.00708 0.00869 0.01168 0.01831

Al=15.0° 0.00746 0.00781 0.00855 0.00986 0.01210

Коэффициент максимальной подъемной силы самолета и критический угол атаки

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya max 1.37051 1.33473 1.29537 1.25243 1.20591 1.15581 1.10214

Alfa кр 19.85° 18.98° 17.92° 16.67° 15.22° 13.55° 11.60°

Коэффициент отвала поляры

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.03545 0.03545 0.03545 0.03544 0.03544 0.03543 0.03542 0.19109

Максимальное качество Kmax

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 20.380 20.699 20.917 21.086 21.228 21.357 21.479 2.570

H=11.0 19.229 19.535 19.745 19.909 20.050 20.178 20.301 2.558

Наивыгоднейший коэффициент подъемной силы Cy н.в.

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

H= 0.0 0.69208 0.68145 0.67439 0.66906 0.66467 0.66081 0.65729 1.01830

H=11.0 0.73351 0.72203 0.71442 0.70860 0.70374 0.69943 0.69544 1.02296

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya= 0.0 0.01698 0.01646 0.01612 0.01587 0.01566 0.01547 0.01530 0.19815

Cya= 0.2 0.01840 0.01788 0.01754 0.01728 0.01707 0.01689 0.01672 0.20579

Cya= 0.4 0.02265 0.02213 0.02179 0.02154 0.02132 0.02114 0.02097 0.22873

Cya= 0.6 0.02974 0.02922 0.02888 0.02862 0.02841 0.02822 0.02805 0.26694

Cya= 0.8 0.03967 0.03915 0.03881 0.03855 0.03833 0.03814 0.03797 0.32045

Cya= 1.0 0.05243 0.05191 0.05157 0.05131 0.05109 0.05090 0.05072 0.38924

Cya= 1.2 0.06803 0.06751 0.06716 0.06690 0.06668 0.47332

Дополнительное индуктивное сопротивление самолета dCxi для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya= 0.0 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

Cya= 0.2 0.00003 0.00003 0.00004 0.00004 0.00005 0.00005 0.00006

Cya= 0.4 0.00025 0.00027 0.00030 0.00033 0.00037 0.00042 0.00498

Cya= 0.6 0.00087 0.00094 0.00103 0.00115 0.00129 0.00329 0.02938

Cya= 0.8 0.00216 0.00235 0.00260 0.00291 0.00534 0.03753 0.06931

Cya= 1.0 0.00463 0.00510 0.00571 0.01373 0.05246 0.09042 0.12745

Cya= 1.2 0.00971 0.01108 0.03207 0.07881 0.13067

CyaKrit 1.42987 1.28534 1.13216 0.96780 0.78801 0.58457 0.33555

Поляра самолета Cxa = Cxo + A·Cya^2 + dCxi для H= 0.0

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya= 0.0 0.01698 0.01646 0.01612 0.01587 0.01566 0.01547 0.01530 0.19815

Cya= 0.2 0.01843 0.01791 0.01758 0.01732 0.01712 0.01694 0.01678 0.20579

Cya= 0.4 0.02290 0.02240 0.02209 0.02187 0.02169 0.02156 0.02595 0.22873

Cya= 0.6 0.03061 0.03016 0.02991 0.02977 0.02971 0.03151 0.05743 0.26694

Cya= 0.8 0.04182 0.04150 0.04140 0.04146 0.04367 0.07568 0.10727 0.32045

Cya= 1.0 0.05706 0.05701 0.05728 0.06503 0.10355 0.14132 0.17816 0.38924

Cya= 1.2 0.07774 0.07859 0.09923 0.14571 0.19735 0.47332

Cya= Max 0.12357 0.13544 0.16490 0.19125 0.21379 0.23191 0.24559

K max 19.657 19.920 20.071 20.157 20.199 20.200 17.143 2.570

Сya н.в. 0.64364 0.63104 0.62091 0.61150 0.60195 0.58457 0.33556 1.01831

Alfaн.в. 8.14° 7.79° 7.40° 6.95° 6.40° 5.65° 2.44° 10.24°

Продольный момент и положение фокуса частей самолета в системе самолета

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf крыла в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dMz/dAl -1.7469 -1.7840 -1.8405 -1.9225 -2.0413 -2.2190 -2.5075 -2.4550

Xf/Lf 0.5297 0.5297 0.5297 0.5297 0.5297 0.5297 0.5297 0.5690

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dMz/dAl -0.6365 -0.6473 -0.6637 -0.6873 -0.7206 -0.7688 -0.8425 -0.7480

Xf/Lf 0.9402 0.9402 0.9402 0.9402 0.9402 0.9402 0.9403 0.9619

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf фюзеляжа в системе самолета

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dMz/dAl 0.0226 0.0226 0.0226 0.0226 0.0226 0.0226 0.0226 0.0165

Xf/Lf -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.2105 -0.1165

Производная dMz/dAl мотогондол в системе самолета dMz/dAl= 0.0000

Положение мотогондол относительно носка фюзеляжа Xмгд/Lf= 0.3479

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dMz/dAl -1.7243 -1.7614 -1.8179 -1.8999 -2.0187 -2.1964 -2.4849 -2.4385

Xf/Lf 0.5064 0.5068 0.5075 0.5084 0.5096 0.5112 0.5133 0.5472

Производная dMz/dAl и положение фокуса Xf/Lf самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dMz/dAl -2.3608 -2.4087 -2.4816 -2.5872 -2.7393 -2.9651 -3.3274 -3.1864

Xf/Lf 0.5783 0.5785 0.5788 0.5791 0.5795 0.5798 0.5800 0.6088

Фокус Xf/Ba самолета без горизонтального оперения относительно носка САХ крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Xf/Ba 0.2144 0.2181 0.2234 0.2305 0.2398 0.2520 0.2681 0.5309

Фокус Xf/Ba самолета c горизонтальным оперением относительно носка САХ крыла

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Xf/Ba 0.7724 0.7738 0.7758 0.7783 0.7812 0.7839 0.7852 1.0087

Смещение фокуса самолета dXf/Ba

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

dXf/Ba 0.5580 0.5557 0.5524 0.5478 0.5414 0.5319 0.5171 0.4778

Коэффициент момента mz0 крыла и фюзеляжа в системе с крылом (отнесено к САХ крыла)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

mz0из.к -0.0206 -0.0206 -0.0206 -0.0206 -0.0206 -0.0206 -0.0206 -0.0206

mz0ф(к) 0.0291 0.0291 0.0292 0.0292 0.0292 0.0293 0.0294 0.0291

mz0* -0.0019 -0.0019 -0.0019 -0.0019 -0.0018 -0.0018 -0.0018 -0.0019

Коэффициент момента mz0 частей самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

mz0к' -0.0139 -0.0139 -0.0139 -0.0139 -0.0139 -0.0140 -0.0140 -0.0170

mz0ф' -0.0026 -0.0026 -0.0026 -0.0026 -0.0026 -0.0026 -0.0026 -0.0032

Коэффициент момента mz0 самолета без горизонтального оперения (отнесено к САХ кр.)

0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

-0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0220

Коэффициент момента mz0 частей самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

mz0к 0.0289 0.0296 0.0307 0.0323 0.0346 0.0379 0.0429 0.0310

mz0г.о 0.0002 0.0002 0.0001 0.0001 0.0001 0.0001 0.0001 0.0000

mz0ф -0.0029 -0.0029 -0.0029 -0.0029 -0.0029 -0.0029 -0.0029 -0.0035

Коэффициент момента mz0 самолета c горизонтальным оперением (отнесено к САХ крыла)

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

0.0243 0.0250 0.0262 0.0277 0.0300 0.0333 0.0384 0.0256

Расчет продольного момента самолета относительно центра масс Xт=12.000 Xт/Lf=0.455

Продольный момент самолета без горизонтального оперения

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya= 0.0 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0184 -0.0220

Cya= 0.2 -0.0988 -0.0995 -0.1006 -0.1020 -0.1039 -0.1063 -0.1095 -0.1657

Cya= 0.4 -0.1792 -0.1806 -0.1827 -0.1856 -0.1893 -0.1942 -0.2006 -0.3094

Cya= 0.6 -0.2595 -0.2617 -0.2649 -0.2692 -0.2748 -0.2821 -0.2918 -0.4531

Cya= 0.8 -0.3399 -0.3428 -0.3471 -0.3528 -0.3602 -0.3700 -0.3829 -0.5968

Cya= 1.0 -0.4203 -0.4240 -0.4292 -0.4364 -0.4457 -0.4579 -0.4740 -0.7404

Cya= 1.2 -0.5007 -0.5051 -0.5114 -0.5200 -0.5312 -0.8841

Продольный момент самолета c горизонтальным оперением

M=0.20 M=0.30 M=0.40 M=0.50 M=0.60 M=0.70 M=0.80 M=1.25

Cya= 0.0 0.0243 0.0250 0.0262 0.0277 0.0300 0.0333 0.0384 0.0256

Cya= 0.2 -0.1677 -0.1672 -0.1665 -0.1654 -0.1637 -0.1610 -0.1562 -0.2136

Cya= 0.4 -0.3596 -0.3595 -0.3592 -0.3586 -0.3575 -0.3553 -0.3507 -0.4529

Cya= 0.6 -0.5516 -0.5517 -0.5518 -0.5518 -0.5512 -0.5495 -0.5453 -0.6921

Cya= 0.8 -0.7436 -0.7440 -0.7445 -0.7449 -0.7449 -0.7438 -0.7398 -0.9314

Cya= 1.0 -0.9356 -0.9362 -0.9371 -0.9381 -0.9387 -0.9381 -0.9344 -1.1706

Cya= 1.2 -1.1275 -1.1285 -1.1298 -1.1312 -1.1324 -1.4099

Продольный момент отнесен к длине САХ крыла Ba= 3.404

3. Проектирование конструктивно-силовых элементов агрегатов

самолета

3.1 Проектирование участка панели

Панель представляющая собой подкрепленную обшивку, опирающуюся на нервюры (или шпангоуты) ,-один из наиболее распространенных силовых конструктивных элементов планера самолета.

Основным назначением подкрепленных обшивок является придание планеру самолета аэродинамической формы. Другая важнейшая функция панелей заключается в восприятии и передаче ими сил в пространстве.

Панели составляют 30...50% массы агрегата, поэтому проектирование панелей с минимальной массой является важной и актуальной.

Необходимо спроектировать панель с простым оребрением с использованием номограмм.

Затем, выбрать наиболее выгодную панель из условия минимума массы.

Начертить эту панель связанную с лонжероном и силовой нервюрой.

Исходные данные: 1.Материал: Б95_ПЧТ₂; Д16Т.

2.Приведенная толщина: ₀=4мм.

3.Шаг стрингеров: b₁=150мм.

4.Шаг нервюр:L=300мм.

3.1.1 Расчетная схема. Постановка задачи

Известно, что масса тонкостенных элементов планера самолета, разрушающихся вследствие потери устойчивости, составляет 50…60% общей массы силовой конструкции. Наиболее типичные схемы нагружения, при которых разрушения, а следовательно и расчетные (разрушающие) напряжения панелей как тонкостенных конструкций, обусловлены явлениями потери устойчивости, следующие:

-сжатие в одном направлении;

-сжатие в двух направлениях;

-сжатие и сдвиг.

К этим нагрузкам довольно часто присоединяется поперечная нагрузка, например от избыточного давления в герметических кабинах фюзеляжей и др.

Величина внешней нагрузки (критическая нагрузка) при которой наступает потеря устойчивости панели по одной из возможных форм, зависит от свойств материала, соотношения геометрических размеров, условий опирания панели.

Рассмотрим панель с простым оребрением (рис.6.1.), нагруженную одноосным сжатием, с использованием графоаналитического метода.

b₁₂ =; ₁₂= ;

Для заданных расстояний между опорами нервюр L, которые существенно регламентируются конструктивными и компоновочными ограничениями и приведенной толщиной панели ₀, полученной в результате оптимального распределения материала по поверхности силового агрегата, определить оптимальные параметры панели, имеющей максимальную несущую способность, с учетом ограничений.

3.1.2 Определение геометрических и прочностных характеристик

монолитных панелей с простым оребрением

По графикам для материалов Д16чТ и В95т₂ определяем разрушающие напряжения _р, напряжения местной потери устойчивости ₂, напряжения общей потери устойчивости ₀, а также размеры оптимальной панели (₁,₂,b₁,b₂).

Рис.3.6

Назначаем, учитывая конструктивные, компоновочные особенности кессона крыла, требуемое значение шага стрингеров: для Д16чТ, В95Т₂ b₁=150мм.

Определяем новые значения основных проектных параметров b₁₂, ₁₂.(В задании значение ₁₂ сохранялось). Далее по графикам определяем напряжения местной потери устойчивости и общей потери устойчивости панели. Далее по графикам определяем несущую способность (разрушающее напряжение -_р) панели.

Введем безразмерные параметры - соотношения геометрических размеров сечения панели:

,

Для определения рациональных параметров панелей (в общем случае неравноустойчивых) вводят понятие коэффициента неравноустойчивости К_ф:

,

где ₂-критические напряжения местной формы потери устойчивости;

₀-критические напряжения общей формы потери устойчивости.

Выбор основных параметров приведен в таблицах №1, №2, №3.

Таблица №1

Материал	р, МПа	0, МПа	2, МПа	b1,мм	b2,мм	1,мм	2,мм	b12	12
Д16Т	340	349	385	54	37,5	1,8	3,5	1,44	0,52
В95Т2	400	415	350	55	34	1,8	3,5	1,61	0,52

Таблица №2

Материал	b1,мм	b12	12	1/0	1,мм	2/0	2,мм	,мм	L/	2/b2	0, МПа	2, МПа	р, МПа	р, МПа
Д16Т	120	3,2	0,52	0.63	2,52	1.22	4,88	12	25	0.13	350	315	325	310
В95Т2	120	3,53	0,52	0.65	2,6	1.35	5,4	10	30	0.158	400	325	350	340

Таблица №3

Материал	b1,мм	b12	12	1/0	1,мм	2/0	2,мм	,мм	L/	2/b2	0, МПа	2, МПа	р, МПа	р, МПа
Д16Т	120	3	1	0.75	3	0.75	3	10	30	0.08	325	280	350	370
В95Т2	120	3	1	0.75	3	0.75	3	9	33,3	0.088	380	350	375	380

Из рассмотренных вариантов панели наиболее рациональным, удовлетворяющим как конструктивно-технологическим требованиям, так и достаточно высоким разрушающим напряжениям, является вариант со следующими параметрами:

МАТЕРИАЛ: Д16Т;

₁=2,52мм;

₂=4,88мм;

₀=350МПа;

₂=315МПа;

_p=325МПа;

b₁=120мм;

b₂=37,5мм;

3.3 Проектирование системы управления элероном

3.3.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей

их выполнения на самолетах заданного типа

Процесс изменения сил и моментов, необходимых для полета самолета по заданной траектории, называется управлением, а совокупность устройств, обеспечивающих процесс управления, составляет систему управления.

Для обеспечения продольного, поперечного и путевого управления на самолете имеются две независимые системы - ручное управление и ножное управление.

В кабине летчика размещены рычаги обеих систем - штурвал и педали. Отклоняя штурвал на себя или от себя, летчик осуществляет продольное управление (изменяет угол тангажа), отклоняя руль высоты.

Поворотом штурвала влево или вправо летчик отклоняет элероны, создавая тем самым момент, кренящий самолет.

Для отклонения руля направления, т.е. изменения курса самолета, летчик воздействует на педали.

По типу проводки управление подразделяется на: гибкое, жесткое и смешанное. Система управления самолетом состоит из командных постов ручного и ножного управления, проводки, приводов и механизмов, приборов и системы сигнализации.

Проводка управления предназначена для связи командных постов с органами управления.

Гибкая проводка управления осуществляется при помощи тросов. Применение троса позволяет при помощи роликов менять направление проводки управления с резкими поворотами и вести проводку в удобных и безопасных местах. Гибкая проводка имеет малый вес, малые габаритные размеры, деформации конструкции агрегатов мало влияют на характеристики системы управления; недостатком её является трения в местах перегиба тросов и вытяжка троса. К числу недостатков гибкой проводки следует отнести и необходимость частого контроля тросов, их смены.

Жесткая проводка управления бывает двух типов:

ѕ с поступательным движением тяг;

ѕ с вращательным движением тяг.

Элементами жесткой проводки являются тяги, валы, качалки, направляющие устройства и кронштейны. Жесткая проводка управления с поступательным движением тяг имеет меньшее трение в сочленениях, не пружинит и не дает упругого люфта, что делает управление более чувствительным. С другой стороны, жесткая проводка обычно тяжелее гибкой и более трудоемка в изготовлении.

Смешанная проводка - сочетание жесткой и гибкой проводки. Применяется она с целью компенсации недостатков обеих систем. Иногда в смешанной проводке жесткие элементы ставятся на последнем звене проводки - при подходе к органам управления.

3.3.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы

управления, разработка ее кинематической схемы. Кинематический

расчет системы управления

Одной из наиболее важных и трудоемких задач проектирования системы основного управления самолета является определение её передаточных свойств, позволяющих установить требуемую взаимосвязь между перемещением командного рычага (линейным или угловым) и перемещением (обычно только угловым) рулевой поверхности, а также обеспечение рекомендуемых величин усилий (Ркр), прикладываемых летчиком к командному рычагу, и градиентов этих усилий по скорости полета и по перегрузке при продольном управлении самолетом.

На передаточные свойства системы основного управления наиболее существенно влияют:

ѕ передаточное отношение (коэффициент кинематической передачи) всей системы;

ѕ механизмы и устройства, включаемые в проводку системы для улучшения летно-эксплуатационных характеристик управления;

ѕ трение в сочленениях подвижных звеньев системы.

Для определения передаточного отношения всей системы будем пользоваться следующей формулой:

, (2.29)

где - угловое перемещение рулевой поверхности [рад.];

- линейное перемещение точки командного рычага [м].

Используя данные статистики, выбираем ориентировочное значение расчетной величины на командном рычаге Ркр:

Ркр=65 [кгс].

Для того, чтобы обеспечить передаточное отношение системе вводим нелинейность в систему и задаем:

Rкр =0,77 [м];

rкр =0,3 [м];

Приравняв моменты усилий, действующих на плечах командного рычага Rкр и rкр, получаем:

, (2.30)

откуда усилие в тяге 1:

Усилия [кгс], так как передаточные отношения этих звеньев системы равны 1, и поэтому величина усилий в тягах не изменится.

Обозначив символом “k” с соответствующим индексом передаточные отношения отдельных звеньев системы, можно записать зависимость передаточного отношения всей системы от передаточных отношений звеньев в следующем виде:

(2.31)

.

Таким образом, передаточное отношение системы равно 1,94 [рад/м].

Передаточное отношение системы Кс численно равно отношению величины усилия, прикладываемого летчиком к командному рычагу, к величине шарнирного момента, действующего на рулевую поверхность, т.е.:

(2.32)

3.3.3 Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге

системы управления

В практике проектирования приходится решать задачу оптимального подбора геометрических параметров конструкции, составленной из тонкостенных элементов. Наиболее распространенным линейным элементом являются тонкостенные трубы, широко применяемые в системе управления. Осуществим проектировочный расчет тяги системы управления элероном. Тяга, в данном случае, нагружается попеременно растяжением-сжатием. Поскольку сжатие является более опасным, то подбор оптимальных геометрических параметров будем производить для данного вида нагружения.

При расчете тяги, работающей на сжатие, исходными данными являются:

Р= [кгс] - сжимающее усилие;

L=1800 [мм] - длина тяги;

С=1 - коэффициент защемления;

Е=7.2* 10³ [кгс/мм²] - модуль упругости материала тяги;

- предел прочности материала тяги;

К=0,4 - коэффициент устойчивости;

Д16Т - применяемый материал.

Определяем интенсивность нагрузки:

Разрушающие напряжения для равноустойчивости трубы определяются по уравнению:

(2.33)

Разрушающие напряжения за пределами пропорциональности определяем по уравнению:

(2.34)

(2.35)

[кгс/мм²]

При общей потере устойчивости:

[кг/мм²]

При местной потере устойчивости:

[кг/мм²]

Диаметр трубы можно определить из уравнения:

Толщину трубы можно определить из уравнения:

Округляем полученную толщину до большего сортаментного значения и из конструктивных соображений принимаем .

Разрушающие напряжения сортаментной трубы определяются из уравнения:

(2.36)

За пределами упругости разрушающие напряжения определяем по уравнению:

(2.37)

(2.38)

[кгс/мм²]

При общей потере устойчивости:

[кг/мм²]

При местной потере устойчивости:

[кгс/мм²]

Диаметр трубы можно определить из уравнения:

Округляем полученную толщину до большего сортаментного значения и из конструктивных соображений принимаем d_сорт=20 мм д_сорт.=1,5 мм ГОСТ 18482-79

После определения диаметра сортаментной трубы следует произвести проверку по критическим напряжениям местной потери устойчивости:

(2.39)

Исходя из соображений технологии, стандартизации и взаимозаменяемости принимаем тягу 5849А-20-1,5-170.

Наконечники - ушковые регулируемые 4475А-5-8-20.

Подшипник - НУ981065.

Расчет качалки

Качалки системы управления изготавливают штамповкой из материала АК4, АК6. Проушины качалок чаще всего выполняют прямыми, одинарная проушина с подшипником устанавливается в тягах управления, т.к. в них предусматривается стальной наконечник, в который запрессовывается подшипник. Для повышения прочности проушин вилок качалки на смятие в них запрессовывают стальные втулки. Если подшипник, установленный в тяге имеет выступающее внутреннее кольцо, то втулки торцуются заподлицо с поверхностью проушины. Втулки стандартизованы. Рычаги качалок коромыслового типа выполняют двутаврового сечения с тонкой стенкой. Рычаг качалки от вилки до ступицы работает на изгиб.

Рычаг качалки

Рис. 2.6.

Усилие в поясах:

, (2.51)

(2.52)

Поток касательных усилий в стенке:

, (2.53)

(2.54)

Рассмотрим два сечения x1=5 [мм], x2=70 [мм].

1-е сечение: x1=5 [мм]

В=4.65/2=2.3 [мм] (а=2 [мм]). Принимаем В=4 [мм]

2-е сечение: x2=90 [мм]

В=21.41/2=10.7мм (а=2 [мм]). Принимаем В=11 [мм]

3.3.4 Техническое описание системы управления

На самолете расположены два внешнии элероны (26) . Использование внутренних элеронов осуществляется на больших скоростях полета, так как не на большом расстоянии от продольной оси самолета по сравнению с внешними элеронами.

Управление элеронами осуществляется с помощью штурвалов (1 и 2), установленных на колонках управления. Управление может производится одновременно двумя пилотами и раздельно - первым и вторым пилотом.

В кабине экипажа осуществлена кинематическая связь двух штурвалов колонок правой колонки с нижним плечом коромысловой качалки (11) левой колонки управления при помощи жесткой тяги (10), соединяющей рычаг (9) секторной качалки (8),

Верхнее плечо коромысловой качалки (11), установленной на колене левой колонки, соединено тягой (10) с верхним рычагом коромысловой качалки (11), закрепленные между шпангоутами. Между этими шпангоутами установлена в горизонтальном положении двуплечая качалка (13), одно плечо которой соединено с 6нижним рычагом коромысловой качалки (11), а от другого плеча отходят тяги проводки управления (10) в фюзеляж и крыло.

В фюзеляже до переднего лонжерона центроплана тяги проводки управления (10) проложены частично на поводках и частично в роликовых направляющих, общих с проводками управления рулями.

На стенке переднего лонжерона центроплана в литом кронштейне шарнирно закреплена также литая двуплечая качалка (13) с углом разворота плечей в 90. Одно плечо качалки соединено с тягами проводки, идущей от пилотов, второе - с верхними рычагами герметических узлов (21), расположенных по обоим бортам фюзеляжа. Нижние рычаги гермоузлов, находящиеся в негерметической зоне фюзеляжа, соединены с тягами проводки (10) в крыле.

Тяги проводки управления элеронами в крыле проложены вдоль переднего лонжерона в роликовых направляющих (по 12 штук на крыло), где они присоединяются к литой угловой качалке (24) и переходят к золотнику бустера (28), находящийся в меж лонжеронной части крыла. На задней стенке второго лонжерона установлена двуплечая качалка (15), выходной рычаг которой соединен - с качалками элерона (29) и (25).

Качалки элеронов свободно вращаются на шарикоподшипниках, запрессованных в литые кронштейны навески элеронов. В отверстия шарнирных подшипников горизонтальных рычагов качалок входят пальцы штампованных рычагов, шарнирно закрепленных на лонжероне элерона. При перемещении тяг управления на переднем лонжероне правого крыла в сторону оси самолета (к пилонам) горизонтальный рычаг качалки повернется по часовой стрелке, отклонит рычаг элерона вверх, а сам элерон - вниз, на требуемый угол.

Ограничение на отклонение элеронов выполнено на угловой качалке (24). В тело качалки (24) запрессован стальной упор (32), а в приливы кронштейна ввернуты на резьбе два ограничителя (31). Для смягчения удара при резких отклонениях в пустотелые головки ограничителей на клею поставлены резиновые буфера. При крайних отклонениях элеронов в ту или иную сторону упор дойдет до плотного соприкосновения с резиновой буфером, обожмет его и ограничит дальнейшее возможное перемещение проводки управления, а, следовательно, и отклонения элеронов.

Между шпангоутами расположена секторная качалка, состоящая из сектора (16) и коромысловой качалки, соединенных между собой валом. Вал вращается на двух опорах, закрепленных на балочках фюзеляжа. Также между шпангоутами на специальном постаменте закреплена рулевая машина (18), с барабана которой сбегают две ветви тросов (34). Тросы входят в канавки сектора (16) и закрепляются на его ушках при помощи наконечников с резьбой.

При включении автопилота барабан рулевой машины, вращаясь, приведет в движение тросы (34) и отклонит сектор (16). Отклонение сектора через его коромысловую качалку вызовет перемещение всей проводки управления и отклонение элеронов на требуемые углы.

При вращении барабана рулевой машины по часовой стрелке (если смотреть на его передний торец) правый элерон отклонится вниз. Максимальные углы отклонения элеронов при работающем автопилоте составляют 53030.

4. Проектирование элементов силовой установки самолета

4.1 Проектирование крепления двигателя

На данном самолёте установлены два двигателя на пилонах под крылом по одному на каждой консоли.

Преимущества данной схемы:

· разгрузка крыла в полёте;

· двигатели- противофлаттерные балансиры для крыла, а также они демпфируют колебания при полёте в турбулентной атмосфере;

· улучшаются условия обслуживания двигателя и всего самолета в целом;

· уменьшается уровень шума в кабине и др.

Данная схема крепления двигателей имеет следующие основные недостатки:

· увеличивается сопротивление самолёта;

· в случае отказа одного из двигателей возникает большой разворачивающий момент;

· затруднена механизация крыла в месте установки двигателя;

· повышается пожарная опасность при посадке с убранным шасси;

· большие нагрузки на крепление двигателей и пилоны при разворотах самолёта;

· возможность попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома и как следствие этого уменьшение ресурса двигателя.

Система крепления двигателя предназначена для надежного подсоединения двигателя с установленными на нем агрегатами и оборудованием (насосами, генераторами, воздушным винтом, гондолой с капотами) к силовым узлам, например, шпангоутам, лонжеронам или балкам планера самолета.

К системам крепления предъявляются следующие основные требования:

· способность воспринимать все нагрузки от двигателя с закрепленными на нем агрегатами и оборудованием в любых условиях полета. Корпус двигателя при этом не должен входить в силовую схему летательного аппарата;

· обеспечение заданной прочности и жесткости при минимальном весе;

· способность поглощать вибрации двигателя и воздушного винта таким образом, чтобы они не предавались на конструкцию самолета;

· возможность компенсировать температурные перемещения частей двигателя, не вызывая дополнительных нагрузок на двигатель и конструкцию самолета;

· обладать высокой живучестью и заданным ресурсом;

· обеспечивать выполнение основного требования аэродинамики - минимально возможное сопротивление самолета;

· обладать эксплуатационной технологичностью (быстрый монтаж и демонтаж двигателя на самолете, возможность нивелировки, хорошие доступы к агрегатам и т.п.).

4.2 Выбор материалов для элементов крепления двигателя

Двигатель имеет шесть степеней свободы, поэтому в общем случае надо не менее шести стержней, направление которых не пересекали бы одну прямую, чтобы решить задачу крепления двигателя. Часто для повышения живучести СУ число стержней крепления двигателя может быть увеличено. Высокая нагруженность элементов крепления двигателя предопределяет использование в этих целях высокопрочных сталей (например 30ХГСА) или титановых сплавов.

4.3 Выбор КСС и расчётной схемы крепления двигателя, определение

расчётных нагрузок

Конструктивно-силовая схема системы крепления двигателя зависит от типа двигателя и компоновки двигателя на самолете.

С точки зрения строительной механики системы крепления двигателей подразделяются на ферменные, балочные, ферменно-балочные и рамные. В ряде случаев системы крепления выполняются статически неопределимыми, что обеспечивает повышение надежности и живучести системы. Проектируя систему крепления, следует учитывать необходимость нивелировки двигателя при его установке на самолет и в процессе эксплуатации.

На рисунке 9 изображена схема крепления ТВД на пилоне под крылом. Конструкция пилона в этом случае должна воспринимать все виды нагрузок от двигателя и гондолы: нагрузки от веса, силы тяги и лобового сопротивления, боковые нагрузки; в каждом сечении пилона будут действовать кроме сил и моменты (изгибающий и крутящий). Задача восприятия указанных нагрузок при минимальном весе усложняется тем, что двигатель значительно выносится вперед, и стреловидность пилона достаточно большая. Эту задачу можно выполнить, например, с помощью продольных и поперечных балок, расположенных внутри пилона. В верхней части силовые балки крепятся к лонжеронам и силовым нервюрам крыла, а в нижней части к ним подсоединяется двигатель.

На крепление двигателя действуют массовые и аэродинамические силы и сила тяги. В случае изменения траектории движения летательного аппарата на систему крепления дополнительно действует гироскопический момент. Рама переднего крепления имеет два боковых кронштейна для боковых передних узлов подвески двигателя. Кронштейны воспринимают вертикальные нагрузки от двигателя через амортизаторы с вильчатыми резьбовыми наконечниками для регулировки положения оси двигателя. Передний центральный узел крепления двигателя под рамой (шкворень) передает на пилон тягу двигателя, боковую силу Z и нагрузки от М_гY и М_гZ . Задний узел крепления играет роль вспомогательной опоры, воспринимая вес двигателя, силы от гироскопических моментов М_гY и М_гZ и боковую силу Z.

Рис.7 крепления двигателя.

4.4 Проектировочный расчёт элементов крепления двигателя

Исходные данные:

-масса двигателя

кг;

-взлетная тяга двигателя

даН;

-число оборотов винта

-эксплуатационная перегрузка

-коэффициент безопасности

Проектирование выполняем для расчётного случая А_Д+М_Д.

-Масса силовой установки ([Домотенко], c. 15)

=2*600=1200кг

-Вертикальная инерционная нагрузка (для реактивных двигателей [МУКВКП с. 14,15])

-Сила тяги двигателя ([Домотенко], с. 9, 62, 65)

Н

Определение усилий от действующих нагрузок

Рисунок 8. усилия действующих нагрузок

Определение усилий нагрузок

Подбор сечений стержней

Назначаем материал тяг системы крепления -- сталь 30ХГСА с пределом прочности [МПа]. Учитываем, что стержни моторамы могут подвергаться вибрациям.

Разрушающие напряжения общей потери устойчивости для трубчатого сечения при чистом сжатии

;

Принимаем, что

Получаем:=1,158, тогда =678, [МПа]

Условие прочности при сжатии имеет вид:

,откуда

Наружный диаметр сечения тяги определим по формуле:

.

После подстановки значений получим (принимаем):

- по условию прочности на растяжение-сжатие:

Диаметр необходимо увеличить до ближайшего большего по сортаменту принятого согласно ГОСТу.

Внутренний диаметр определим

Определяем толщину поперечнонго сечения стержней:

4.5 Техническое описание крепления двигателя

Гондолы двигателей расположены симметрично относительно оси самолета и служат для размещения силовой установки. Каждая гондола состоит из передней, средней и задней части. Технологически гондола разделена передним и задним силовыми шпангоутами. В передней части гондолы размещен двигатель. Средняя часть гондолы является зализом между центропланом и гондолой. В задней части левой гондолы установлено противопожарное оборудование.

Передняя часть гондолы состоит из обтекателя втулки воздушного винта, обтекателя редуктора воздушного винта, воздухозаборника двигателя, шпангоута воздухозаборника, боковых крышек капота, закрепленных на продольной балке и нижней крышке капота. Балка крепится к шпангоутам.

5. Разработка технологии изготовления детали самолета

5.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и

схемы штамповки детали

5.1.1 Изучение конструкции детали и анализ технологичности ее

элементов

Холодная штамповка является самостоятельным видом обработки металлов давлением, объединяющим ряд технологических процессов, осуществляемых холодной пластической деформацией при помощи различного типа штампов, непосредственно деформирующих металл и выполняющих требуемую операцию.

Холодная штамповка - один из наиболее прогрессивных методов изготовления деталей, применяемый во всех отраслях машиностроения, так как он характеризуется высокой производительностью, сравнительно небольшими потерями материала, взаимозаменяемостью деталей, благоприятными условиями механизации и автоматизации процессов и, как следствие, низкой себестоимостью получаемых деталей при относительно безопасных условиях труда.

Технологические процессы холодной штамповки могут быть наиболее рациональными лишь при условии создания технологичной конструкции или формы детали, допускающей наиболее простое и экономичное изготовление. Поэтому технологичность холодноштампованных деталей является наиболее важной предпосылкой прогрессивности технологических методов и экономичности производства.

Под технологичностью понимают такое сочетание конструктивных элементов, которое обеспечивает наиболее простое и экономичное изготовление деталей при соблюдении технических и эксплуатационных требований к ним. [1, с.403]

Основными показателями технологичности холодноштампованных деталей является:

1) увеличение производительности отдельных операций и цеха в целом;

2) повышенная стойкость штампов;

3) наименьший расход материала;

4) наименьшее количество и низкая трудоемкость операций;

5) отсутствие последующей механической обработки;

6) наименьше количество оснастки при сокращении затрат и сроков подготовки производства;

7) наименьшее количество требуемого оборудования и производственных площадей.

Штамповку можно осуществлять в штампах простого, последовательного и совмещенного действия.

Рассмотрим деталь представленную на рисунке 1.1.1.

Деталь плоская, значит ее возможно получить вырубкой-пробивкой.

Рассмотрим, отвечает ли данная деталь основным технологическим требованиям, предъявляемым к конструкции плоских деталей, получаемых вырубкой-пробивкой:

1.Необходимо избегать сложных конфигураций с узкими и длинными вырезами контура или очень узкими прорезями (b ? 2S).Толщина данной детали 3 мм, значит условие принимает вид b ? 2*3=6 мм.

2.Следует избегать вырубки длинных и узких деталей постоянной ширины при b ? 3S. Для нашей детали b ? 3*3=9 мм.

3.Наименьший размер пробиваемого отверстия 0,8S=0,8*3=2,4 мм.

4.Наименьшее расстояние от края отверстия до прямолинейного наружного контура должно быть не менее S для фигурных круглых отверстий и не менее 1,5S=1.5*3=4,5, если края отверстий параллельны контуру детали.

5.Наименьшее расстояние между отверстиями при одновременной их пробивке должно быть равно b=(2…3)S=3*2=6 мм.

Деталь соответствует данным требованиям, значит ее можно получить вырубкой - пробивкой в штампе.

Рисунок 1.1.1 Эскиз детали

Материал, из которого изготовлена деталь - алюминиевый сплав АМг2М2 ГОСТ 21631-76. Это деформируемый алюминиевый сплав, хорошо обрабатывается давлением в холодном состоянии (холодная штамповка).

Механические свойства материала:

Сплав	Плотность, г/	, МПа	Е, МПа
АМг2М2	2,72	200	69000

Точность изготовления детали - 9 квалитет. Деталь не требует дальнейшей механической обработки.

Для создания усилия в таком штампе используется один пресс, он занимает небольшие производственные площади.

Из вышесказанного следует, что деталь технологична.

5.1.2 Оптимальный раскрой полосы и листа

Экономия металла и уменьшение отходов в холодной штамповке имеют важное значение, поскольку при больших масштабах производства даже незначительная экономия металла при одном изделии дает в итоге большую экономию.

Экономия металла в холодной штамповке достигается путём:

1) наиболее целесообразного раскроя листов на штучные заготовки или полосы с наименьшими отходами;

2) наиболее экономного раскроя полос и расположения вырезаемых деталей на полосе;

3) уменьшения потерь металла на перемычки;

4) применения так называемого без отходного и малоотходного раскроя;

5) повышение точности расчёта размеров заготовок и уменьшения припусков на обрезку;

6) использования отходов для изготовления других деталей;

7) предупреждения брака штампуемых деталей, а также снижения нормы потерь при отладке и установке штампов и т. п.

Раскрой листового материала на полосы является первой операцией, связанной с потерями металла в виде обрезков и неиспользуемых отходов.

Различные способы раскроя полосового материала по экономичности и величине технологических отходов можно разделить на три вида:

1) раскрой с отходами, когда вырезка происходит по всему контуру детали, а перемычка имеет замкнутую форму;

2) малоотходный раскрой, когда вырезается или отрезается только часть контура детали, а в отход идёт или перемычка между двумя вырезками, или только боковая перемычка;

3) безотходный раскрой, когда вырезаемая деталь получается путём прямолинейной или криволинейной отрезки без образования перемычек.

Выберем два листа стандартных размеров ГОСТ 13722-68 (материал листов - АМцМ ГОСТ 21631-76): первый лист - 10002000 мм, второй - 12002500 мм.

Выберем раскрой с отходами, при котором вырезка происходит по всему контуру детали, а перемычка имеет замкнутую форму.

Экономичность раскроя в значительной мере зависит от правильной величины перемычек. Основное назначение перемычек - компенсировать погрешности подачи материала и фиксации его в штампе для того, чтобы обеспечить полную вырезку детали по всему контуру и предотвратить получение бракованных деталей. Кроме того, перемычки должны обладать достаточной прочностью и жесткостью, необходимой для подачи материала.

Величина перемычек зависит от следующих факторов:

1) толщины и твердости материала;

2) размеров и конфигурации деталей;

3) типа раскроя;

4) способа подачи полосы;

5) типа упора.

Выберем перемычки для данной детали [5]. Перемычка между вырезами составляет 2,5 мм, боковая перемычка - 2,01 мм. Так как у нас алюминиевый сплав,то необходимо величину перемычек умножить на коэффициент к=1,2 . Следовательно получим величины перемычек 3 мм и 2,5 мм соответственно.

Расположим на полосе деталь более широкой стороной по ширине полосы (рисунок 1.2.1).

Определим ширину полосы. Она состоит из поперечного размера детали и боковых перемычек:

Рисунок 1.2.1 Расположение деталей на полосе

Оценку экономичности того или иного раскроя определяют коэффициентом использования материала (КИМ):

где F - площадь одной заготовки;

N - количество заготовок, которое умещается на листе;

B - ширина разрезаемого листа;

L - длина разрезаемого листа.

Площадь детали

Лист 1000?2000 мм

а) б)

Рисунок 1.2.2 Варианты раскроя листа 1000?2000 мм (а, б)

Подсчитаем количество полос на листе при различных вариантах их расположения (пункты а) и б) соответствуют рисунку 1.2.2(а, б)):

а)

б)

Количество деталей на листе:

а) из одной полосы можем получить

Общее количество деталей на листе

б)из одной полосы можем получить

Общее количество деталей на листе

Подсчитаем КИМ:

а) б)

Лист 1200?2500 мм

а) б)

Рисунок 1.2.3 Вариант раскроя листа 1200?2500 мм (а,б)

5.1.3 Разработка схемы вырубки-пробивки и технологичного процесса

изготовления детали

Описание изготовления детали согласно схеме вырубки-пробивки

В описании изготовления детали указаны ссылки на позиции согласно рис.1.3.1.1.

Так как детали, изготавливаемые по 9,10,11 квалитетам точности, получают в штампах совмещенного действия ,то нашу деталь изготавливаем в штампе последовательного действия.

В штампе последовательного действия деталь изготовляется за два перехода при горизонтальном перемещении полосы в горизонтальном направлении.

Для создания усилия в таком штампе используется один пресс, он занимает небольшие производственные площади.

Подача полосы - ручная.

Порядок изготовления детали:

1) в исходном положении пуансоны (3) и (4) находятся в крайнем верхнем положении, их торцы и режущие кромки находятся на одном уровне. Во время всего процесса пуансон-матрица (2) остается неподвижной;

2) располагаем полосу (11) на съемнике (8) между штифтами (14), (15), (16) и

продвигаем ее до упора (13);

3) совершается рабочий ход пресса. При этом при перемещении ползуна пресса вниз, а вместе с ним и верхнего блока штампа, вначале прижимается полоса (11),а затем происходит одновременная пробивка отверстий с помощью пуансон - матрицы (2) и пуансонов (3), (4) и вырубка по наружному контуру с помощью пуансон - матрицы (2) и матрицы (1);

4) после завершения вырубки контура и пробивки отверстий пуансоны (3), (4) возвращаются в исходное верхнее положение.

Затем съемник (8) снимает полосу с пуансон - матрицы (2), выталкиватель (7) выталкивает деталь из матрицы (1). Отход металла (6), (5) падает в отверстия в пуансон - матрице (2).Готовая деталь удаляется пинцетом;

5) осуществляется перемещение полосы (11) на один шаг, шаг регулируется упором (13), так как первой детали нет и упор (13), пройдя пустоту, упирается в полосу металла, оставшуюся после вырубки наружного контура;

6) совершается очередной ход пресса и снова производится операция пробивки отверстий и вырубки наружного контура.

Разработка технологического процесса изготовления детали

Технологический процесс - часть производственного процесса, содержащая целенаправленный труд и действия по изменению состояния предметов труда, в результате которого материал или полуфабрикат изменяет свои формы, размеры или химический состав на пути превращения в готовую деталь.

Технологическая документация позволяет решать две основные задачи: информационную и организационную.

На основе технологической документации создают сводную информацию для построения комплексной системы инженерно-технических и планово-экономических расчетов, которая дает возможность планировать и регулировать производство, правильно налаживать его обслуживание и подготовку.

В соответствии с ГОСТ 3.1109-82 комплект документов технологического процесса (операции) - это совокупность технологических документов, необходимых и достаточных для выполнения технологического процесса (операции).

Комплект документов на единичный технологический процесс изготовления детали состоит из титульного листа, маршрутной карты, операционной карты и карты эскизов.

Титульный лист является первым листом комплекта технологических документов, который оформляют на ЕТП изготовления детали, сборочной единицы или изделия в целом.

Маршрутная карта (МК) является основной составной частью комплекта технологических документов, где все операции имеют операционное описание.

При операционном описании технологического процесса МК выполняет роль сводного документа, в котором указывают номер и наименование операций, перечень документов, применяемых при выполнении операций, технологическое оборудование и трудозатраты.

Операционную карту холодной штамповки оформляют на формах 2 и 1б МК по ГОСТ 3.1118-82. МК/ОК применяют при описании технологической операции холодной штамповки с указанием последовательного выполнения переходов, данных о СТО и трудовых затратах. ОК ТП изготовления пластины содержит 7 переходов.

5.1.4 Расчет суммарного потребного усилия штамповки для

изготовления детали

Усилие Р вырубки по контуру или пробивки отверстия, если заготовка или отход свободно проваливается в отверстие матрицы, определяют следующим образом:

где k=1,1…1,3 - коэффициент, учитывающий неравномерность толщины материала, его механических свойств, затупление режущих кромок и т. д.;