Размещено на http://www.allbest.ru/

Аннотация

Объектом исследования данной работы является пассажирский самолёт, его системы, узлы и агрегаты.

При разработке использовались разные методы исследования: статический, аналитический, расчётный, графический. С помощью этих методов были собраны статистические данные по самолётам-прототипам, проанализированы параметры, которые они имеют, а также была составлена статистическая таблица. Работа содержит пять частей: конструкторская, технологическая, экономическая, безопасность жизнедеятельности и спецчасть.

В конструкторской части разработан общий вид самолёта, рассчитана масса самолёта и определены основные геометрические параметры. Исходя из результатов, полученных в первой части разработана конструктивно-силовая схема самолёта, показана увязка основных агрегатов. После этого произведён расчёт и проектирование лонжерона крыла, системы управления РВ и крепления двигателя самолёта.

В технологической части спроектирован штамп последовательного действия для изготовления плоской детали.

В экономической части сделан расчёт экономической себестоимости и цены самолета.

В части безопасность жизнедеятельности рассмотрена система кондиционирования воздуха.

В специальной части проведен расчет сжатого стрингера с учетом вероятностных факторов.

Реферат

Ключевые слова: самолет, крыло, оперение, фюзеляж, лонжерон, система управления, руль направления, двигатель, штамп, экономическая себестоимость, кондиционирование воздуха.

Выпускная работа бакалавра содержит:

страниц -83;

рисунков -37;

таблиц - 31;

1. Статистическое проектирование облика самолета

Введение, постановка задачи проектирования.

В настоящее время сформулированы и уточнены требования к современным пассажирским самолетам. На первом месте стоят требования минимального расхода топлива, экономичности, повышение ресурса и уменьшение влияния на окружающую среду (в первую очередь по выбросам в атмосферу и шумности), применение стратегии технической эксплуатации по состоянию без капитальных ремонтов самолетов.

Востребованность самолета обеспечивается следующими факторами: высокая экономическая эффективность, высокая надежность, живучесть и безопасность полетов, современный уровень технологичности конструкции, безопасность полетов.

В данной работе содержатся расчеты общих компоновочных решений, взлетной массы, конструктивно-силовой схемы агрегатов пассажирского самолета, их взаимная увязка, а также расчеты и конструирование некоторых систем самолета.

Постановка задачи:

Необходимо спроектировать самолет с такими исходными данными:

количество пассажиров - 210;

дальность полета - 6000км;

длина разбега - 1700 м;

тип двигателя - ТРДД.

1.1 Сбор и обработка статистических данных, их анализ

В табл.1.1 приведены статистические параметры подобранных прототипов самолетов.

Таблица 1.1

	Наименование самолета	Ту-204	Boeing727-200	Boeing707-320	A-320	Ил-62
Летные данные	Vmax,км/ч	900	1017	960	900	950
	Hmax,км	14	12	12	10,5	12
	Vкрейс, км/ч	850	958	975	850	850
	Hкрейс,км	11	9	8	18	10
	Vвзл, км/ч	269	290		269	282
	L(mт max), км	4600	4585	8700	6930	7800
	L(mгр max),км	2500	2685	7800	6250	6500
	Lразб, м	3150	2500	1125	1418	2930
	Lпроб, м	1850	850-1400	1410	1342	1950
Массовые данные	m0(mвзл), кг	93500	76800	147780	77500	165000
	m0 max, кг
	mпос, кг	86000	67000	130500	64500	105000
	mпуст, кг	77500	42600	91200	39800	80150
	mоб, кг
	mгр, кг	21000	16320	24850	15317	23000
	Nпас, чел	214	140-190	189	179	186
	mт, кг	24200	30623	42680	18810	81325
	mк, кг
Данные силовой уст.	Число и тип двигателя	2 ТРДД	3 ТРДД	4ТРДД	2ТРДД	4ТРДД
	Р0, даН	15700	6350	18190	12500	10300
	mдв, кг	2800	1405	3300	2360	2200
	Ср, кг/даНч	0,58	0,585	0,601	0,57	0,7
	Y(степень двухконтурности)	5	4,2	4,5	6	2,6
Геометрические данные	S, м2	168	157,9	27,3	122	279,5
	L, м	41,8	39,92	44,4	33,91	42,5
	X	32	32	30	27	35
	л	10,5	7,2	4,2	8,8	6,46
	С0/Сконц	0,11	0,10	0,11	0,12	0,12
	з	5,15	3,29	4,18	3,4	4,12
	Lф, м	44,8	41,37	44,4	44,66	49,3
	Dф, м	3,9	3,76	4,07	5,85	3,8
	лф, м	10,3	9,6	10,9	7,63	12
	Sф, м	14,5	17,38	39,31	53,1	13,6
	УSМИД, м2	13,6	38,6	28,5	27,41	26,3
		0,08	0,045	0,021	0,063	0,036
		0,28	0,36	0,4	0,307	0,356
	Sво	0,12	0,153	0,378	0,252	0,18
Производные величины	P0=m0g/10S, даН/м2	545,9	511,3	530,4	591	576
	t0=10P0/m0g	0,268	0.34	0,238	0,17	0,25
	гдв=m0/P0	0,178	0,22	0,2	0,189	0,214
	Kгр.полезн=mгр/m0	0,225	0,21	0,166	0,25	0,142
	Kм=m0g/10Sм, даН/м2	6774	16200	6787	2630	6027
		0,086	0,11	0,144	0,242	0,048

Рис.1.1 Самолет Ту-204

Ту-204 построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана. Стреловидное крыло большого удлинения образовано сверхкритическими профилями. Для уменьшения индуктивного сопротивления крылу придана отрицательная аэродинамическая крутка и установлены вертикальные законцовки. Механизация крыла состоит из двухщелевых закрылков и предкрылков вдоль всей передней кромки. Шасси -- убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая установка состоит из двух ТРДД ПС-90А. Кабина экипажа оснащена цветными дисплеями и центральными Y-образными ручками с малыми ходами. Система управления самолётом и двигателями -- электродистанционная.

Рис.1.2 Самолет Вoeing 727-200

Boeing 727-200. Фюзеляж типа полумонокок, круглого сечения с набором стрингеров Z-образного сечения. Конструкция крыла кессонная с двумя лонжеронами, усилена стрингерами. Шасси со сдвоенными колесами на каждой стойке, с гидравлическим приводом. Главные стойки убираются в фюзеляж. Носовое колесо управляемое, убирается вперед. Горизонтальное и вертикальное оперение состоит из стабилизатора и киля имеющих двухлонжеронную структуру с работающей обшивкой. На концевых частях крыла имеются четырехсекционные предкрилки, на корневых - трехсекционные носовые щитки Крюгера. Элероны состоят из внешних секций, связанных с интерцепторами и отклоняемых только при малых скоростях, и внутренних секций. На рулях высоты имеются серворули.

Рис.1.3 Самолет Вoeing 707-320B

Boeing 707-320

Имеет низко расположенное крыло и силовую установку из четырех двигателей большой степени двухконтурности, расположенных на пилонах под крылом. Фюзеляж обычный полумонокок усиленный шпангоутами и стрингерами с обшивкой из алюминиевого сплава. Крыло умеренной стреловидности, большого удлинения; кессонного типа с двумя лонжеронами, усилено стрингерами. Механизация крыла выполнена в виде предкрылков по всему размаху крыла. Элероны установлены только на верхней части крыла. Вертикальное и горизонтальное оперение имеет обычно низко расположенный стабилизатор. Шасси трехопорное. Передняя стойка имеет спаренные колеса которые убираются вперед по направлению полета. Основные стойки имеют четырехколесные тележки убирающиеся по направлению к фюзеляжу

Рис.1.4. Самолет А 320-200

A320-200 -- это двухмоторный самолёт с центральным проходом в кабине, 4 пассажирскими входами и 4 запасными выходами. В аэробусе A320 могут максимально разместиться 180 пассажиров. Фюзеляж полумонокок усиленный шпангоутами и стрингерами с обшивкой из алюминиевого сплава. Крыло кесонног типа с двумя лонжеронами, имеет сверхкритический профиль. Органами поперечного управления являются внешние элероны, внутренние элероны и интерцепторы. Стабилизатор и киль имеют двухлонжеронную конструкцию с работающей обшивкой. Шасси самолета трехопорное. Передняя стойка имеет спаренные колеса, убирается вперед. Основные стойки имеют четырехколесные тележки, убираются по направлению к фюзеляжу.

Рис.1.5. Самолет Ил-62

Ил-62 Дальний магистральный пассажирский самолет с 4 ТРДД. Может безопасно завершить взлет при отказе одного двигателя, а крейсерский полет и заход на посадку при отказе двух двигателей. Фюзеляж эллиптического сечения типа полумонокок представляет собой герметическую конструкцию, состоящую из набора поперечных шпангоутов, продольных стрингеров из прессованных профилей и обшивки. Оперение Т-образной схемы, киль и стабилизатор двухлонжеронной схемы с работающей обшывкой. Схема шасси состоит из передней управляемой опоры, двух основных опор и дополнительной хвостовой.

Учитывая статистические данные табл.1.1 и поставленную задачу, уточняем тактико-технические требования и заносим их в табл.1.2.

Таблица 1.2

900	11	6000	1700	210

1.2 Разработка тактико-технических требований к самолету

На основании обработки статистических данных можно сформулировать ТТТ к проектируемому самолету.

Назначение самолета: самолет предназначен для перевоза пассажиров на расстояние до 6000км.

Летные характеристики: самолет должен обеспечить безпосадочную дальность полета на расстояние до 6000км без дозаправки. Крейсерская высота полета =11км. Крейсерское число Маха =0.74. Длина разбега должна быть в пределах 1700м. При проектировании самолета необходимо стремиться к уменьшению его массы. Это позволяет улучшить летно-технические характеристики самолета и снизить его стоимость.

Требования к оборудованию: самолет должен быть оборудован необходимым связи и навигационным оборудованием для выполнения полетов при визуальной видимости и в условиях облачности на больших высотах полета днем и ночью над водным пространством или равниной.

Требования к кабине экипажа и пассажирским кабинам: размеры кабины должны быть герметичными и достаточными для размещения экипажа. Должно быть обеспечено удобство входа и выхода, в кабине и пассажирских салонах необходимо предусмотреть обогрев и систему кондиционирования. Остекление кабины экипажа должно обеспечить наиболее полный обзор без существенного изменения положения пилота. Пассажирская кабина должна быть комфортабельной.

Требования к силовой установке: должна быть обеспечена надежная работа двигателя с оптимальным использованием характеристик двигателя по тяге и расходу топлива. Двигатель должен быть оснащен реверсом тяги для скорейшего остановления и издавать минимальный шум, а также иметь малотоксичные выхлопные газы. В местах расположения двигателя должны стоять противопожарные перегородки.

Требования к прочности, жесткости и надежности: жесткость и прочность самолета должна обеспечить безопасную эксплуатацию во всем диапазоне расчетных перегрузок. Должна быть обеспечена безотказная работа всех систем и механизмов при всех возможных случаях.

1.3 Выбор и обоснование схемы самолета

По статистическим данным преобладает устойчивая классическая аэродинамическая схема. Ее главным преимуществом служит устойчивость во время полета. Выбираю классическую аэродинамическую схему. По внешней форме, в соответствии статистики, назначаю крыло прямой стреловидности. Форму профиля крыла принимаю несимметричную.

Схема шасси - трехопорное шасси с носовым колесом, колеса убираются в фюзеляж. К преимуществам этой схемы можно отнести следующие: небольшая вероятность капотажа; небольшая вероятность козления при посадке; путевая устойчивость; нет ограничений на посадочную скорость; возможность эффективного торможения; комфорт пассажиров; хороший обзор пилоту; нет повреждения выхлопной струей.

Принимаю количество двигателей - два. Если брать большее количество двигателей, то значительно увеличивается масса систем силовой установки, хотя повышается живучесть.

По форме поперечного сечения фюзеляжа назначаю - круглой формы. Фюзеляж с круглой формой поперечного сечения имеет меньшую поверхность при заданном объеме и, следовательно, меньшее сопротивление трения. Кроме того, обшивка фюзеляжа круглого сечения при избыточном внутреннем давлении работает только на растяжение, не испытывая изгибных напряжений.

По статистическим данным табл.1.1 определяем и записываем в табл.1.3 основные параметры крыла, относительную хорду закрылка , углы отклонения закрылка , относительную площадь элерона ; параметры фюзеляжа, оперения.

Таблица 1.3

1/4,град				,град				,м	,м
30є	3.9	0.14	0.244	30є/45є	8.2	0.08	10.5	4.2	44.1		0.25

		1/4,град	1/4,град
3.	1.5	35є	40є	0.05	0.06	2.3	2

1.4 Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении

Взлетная масса самолета нулевого приближения определяется по формуле [1], полученной из уравнения относительных масс с использованием статистических данных

 (1.1)

где - взлетная масса самолета нулевого приближения;

- масса коммерческой нагрузки;

- масса экипажа.

Коммерческую нагрузку для пассажирского самолета определим из условия, что на одного пассажира приходится 95 кг массы, т.е.

Масса экипажа находится из условия, что на одного члена экипажа приходится 80 кг масс, т.е.

При определении взлетной массы самолета необходимо знать следующие относительные массы: конструкции , силовой установки , оборудования и управления , топлива .

Значение определим, согласно [3], по формуле

(1.2)

где - дальность полета, км;

- скорость полета, км/час;

- коэффициенты, зависящие от типа самолета.

Согласно [3] коэффициенты и для пассажирских дозвуковых самолетов имеют значения: где меньшие значения коэффициента соответствуют самолетам большего тоннажа.

Так как крейсерская скорость самолета составляет , то назначаем следующие значения коэффициентов:

Используя формулу (1.2) находим

Согласно [1] относительные массы , , и для средних пассажирских самолетов находятся в следующих диапазонах значений:

Учитывая дальность и назначение самолета, назначаем следующие значения относительных масс , , и :

Определенные относительные параметры самолета заносим в табл.1.4.

Таблица 1.4

0.25	0.08	0.09	0.39

Используя формулу (1.1) и данные табл.1.5 вычислим взлетную массу самолета

1.5 Расчет массы конструкции основных агрегатов самолета, массы силовой установки, топлива, оборудования и управления

Зная взлетную массу самолета и относительные массы конструкции, силовой установки, топлива, оборудования и управления находим их массы:

Используя взлетную массу самолета и его назначение, определяем, согласно [1], относительную массу крыла, оперения, фюзеляжа и шасси. Определенные значения относительных масс заносим в табл.1.5.

Таблица 1.5

0.384	0.358	0.076	0.182

Используя значения относительных масс элементов конструкции (табл.1.5) определяем их массы:

Вычисленные значения масс заносим в табл.1.6.

Таблица 1.6

кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг	кг
135158	25200	480	33790	12975	12097	2568	6150	121642	52712	10813

1.6 Выбор двигателя и его характеристик

Находим стартовую тягу одного двигателя по формуле [1]

(1.3)

где - тяговооруженность самолета;

- число двигателей;

Используя статистические данные, среднее значение тяговооруженность самолета составляет 0.307.

Используя формулу (1.3) находим стартовую тягу двигателя

По стартовой тяге подбираем двигатель.

Турбореактивный двухконтурный двигатель CF6-80 (рис.1.7) - двухвальный с одноступенчатым вентилятором и подпорными ступенями. Камера сгорания - кольцевая.

Технические характеристики двигателя:

Взлетный режим ():

- реактивная тяга - 208,8 Кн;

- удельный расход топлива - 0.0348 кг/Нч;

- степень двухконтурности - 4,66;

- температура газа перед турбиной - 1550 К;

Крейсерский режим ():

- реактивная тяга - 41,5 Кн;

- удельный расход топлива - 0.0603 кг/Нч;

- общая степень повышения давления - 28,1

Габаритные размеры:

- длина - 4239мм;

-максимальный диаметр - 2487мм;

Сухая масса двигателя - 3981кг.

Рис.1.6. Схема общего вида двигателя СF6-80.

1.7 Определение геометрических размеров основных агрегатов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси). Определение положения центра масс. Разработка общего вида самолета

Площадь крыла определим из соотношения

(1.4)

где - удельная нагрузка на крыло при взлете, которая по статистическим данным в среднем составляет 550 Дан/м² (см. табл.1.1).

Следовательно, площадь крыла равна:



Вычисляем размах крыла:

Корневая (по оси симметрии самолета) и концевая хорды крыла определим исходя из значений , и :

Средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ) вычислим по формуле

Координата САХ по размаху крыла определим из соотношения

Координата носка САХ по оси симметрии самолета

Размеры фюзеляжа и определяем по статистическим данным. Согласно [1] для проектируемого самолета выбираем следующие значения удлинения частей и самого фюзеляжа:

Определяем размеры фюзеляжа , и :

Площади горизонтального и вертикального оперения соответственно равны:

Найдем размах горизонтального и высоту вертикального оперения:

Корневая и концевая хорды, ГО и ВО определим следующим образом:



Средняя аэродинамическая хорда ГО вычислим по формуле

Координата САХ ГО по размаху ГО определим из соотношения

Координата носка САХ ГО по оси симметрии самолета

Определим параметры шасси. Для трех опорного шасси это (см. рис.1.8.): база шасси ; колея шасси ; вынос главных колес ; вынос переднего колеса ; высота шасси ; высота центра масс самолета .

Производными от этих параметров будут: угол выноса колес главных опор ; угол опрокидывания .



Рис.1.7. Схема трехопорного шасси.

Угол касания хвостовой пятой должен обеспечивать использование задних посадочных углов. Учитывая это требование принимаю угол опрокидывания .

Угол выноса главных колес должен обеспечивать не переваливания самолета на хвост при посадке. Условием этого требования служит превышение угла на угла . Следовательно, принимаю .

Величина выноса находится в следующих пределах:

; (1.5)

Отсюда:

База шасси должна обеспечивать хорошие эксплуатационные качества самолета при маневрировании по аэродрому. Согласно статистике принимаю

Тогда (рис.1.8) вынос переднего колеса составит

Из рис.1.8 находим высоту центра масс самолета

Колея шасси находится в пределах

Для обеспечения оптимальной маневренности самолета при рулежке назначаю

Плечо для нормальной схемы самолета (расстояние от центра масс самолета до центра давления горизонтального оперения), согласно [1], находим из соотношения:

Значение величины , согласно [1], принимаю

Построение общего вида самолета выполняем в следующем порядке (см. рис.1.8):

1. строим фюзеляж самолета;

2. строим горизонтальное и вертикальное оперение;

3. строим САХ горизонтального оперения;

4. плечо горизонтального оперения откладываю от точки, удаленной на от носка САХ горизонтального оперения;

5. находим положение носка САХ крыла (от центра масс откладываю размер );

6. по координате находим положение носка корневой хорды крыла;

7. строим крыло самолета.

Рис.1.8. Построение общего вида

1.8 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов самолета

Выбор конструктивно-силовой схемы крыла.

Для приближённого выбора КСС крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 0.6 хорды крыла в расчётном сечении. В задании берется корневую хорду b₀. Толщину условного пояса лонжерона определяем по формуле

,

- удельная нагрузка на крыло при взлете, ^даН/_м2;

- площадь крыла, м²;

- координата средней аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла, м;

- масса груза, расположенного на крыле, на каждой консоли крыла располагается двигатель массой и шасси кг.

- координата центра масс груза, расположенного на крыле, от продольной оси самолета по размаху крыла, Zдв= 7м, Zш=4м.

- коэффициент расчетной перегрузки, ;

- масса крыла, 12975кг.

- относительная толщина профиля крыла, ;

- корневая хорда крыла, м;

- разрушающее напряжение пояса лонжерона, МПа - в предположении, что лонжерон выполнен из алюминевого сплава Д16Т;

мм;

Конструктивно - силовую схему крыла можно выбрать также по критерию интенсивности моментной нагрузки, действующей на крыло. Величина интенсивности моментной нагрузки для корневого сечения крыла определяется по выражению

,(1.7)

где Н=0.8 Н_max - расчётная высота профиля сечения.

МПа;

Так как толщина условного лонжерона больше 3 мм, а перерезывающий момент больше 10…15 МПа, следовательно выбираем кессонное крыло(рис.1.10).

Выбранная схема имеет такие преимущества: более выгодно по массе; для кессонного крыла характерны более гладкая поверхность и менее вероятны явления реверса элеронов, дивергенция и флаттер; более жесткое на изгиб и кручение, что способствует получению более стабильных характеристик устойчивости и управляемости.

Но есть и недостатки:

- стыковка отъемной части гораздо сложнее - соединение по всему контуру кессона.

Продольный набор состоит из двух лонжеронов, расположенных на 20% и 70% хорд, которые крепятся посредством моментных узлов к шпангоутам 36 и 41 и стрингеров, среднее расстояние между которыми составляет 200 мм. Поперечный набор состоит из нервюр, расположенных по потоку. Такое расположение наиболее предпочтительное по требованиям аэродинамики, имеет такие преимущества: воздушный поток нервюрами не искажается, заданный профиль крыла выдерживается более точно; удобнее крепить узлы навески элеронов, закрылков

Нервюры 1,3,6,8,10,11,14,17,20,23,25,28- силовые. Силовые нервюры служет для восприятия сосредоточенных сил и моментов от агрегатов, крепящихся к крылу. Нерюры №8,10 предназначены для крепления двигателей. К нервюрам 3,6,11,14,17,20,23,25,28 осуществляется крепление узлов навески закрылков, интерцепторов, предкрылков и элеронов.



Рис.1.9.КСС крыла

Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа.

Выбираем балочно-стрингерный фюзеляж. Такая схема имеет следующие преимущества: отсеки герметизированы (кроме хвостовой части), повышенные характеристики усталостной прочности материала. Тип фюзеляжа - полумонокок. Продольный набор состоит из стрингеров со средним шагом 200 мм(шаг стрингеров по длине самолета меняется ). Поперечный набор состоит из 81 шпангоутов с шагом 500 мм. Усиленными являются шпангоуты: 1,5,6,9,11,13,21,22,28,36,41,42,64,66,69,71,75. Шпангоуты №1,5 предназначены для крепления фонаря, 16,13 - отсек носовой стойки шасси, 9,11,21,22,64,66 - крепление входных дверей, 28,36- передача сил и моментов с крыла самолета, 41,43 - отсек основной стойки шасси, 69,71,75 - креплении ВО и ГО. Для иллюминаторов, люков и аварийного выхода на крыло, которые нарушают целостность основных силовых элементов и ослабляют конструкцию, делаем отбортовку и для дверей устанавливаем специальные бимсы. Для восприятия сил с ВО кроме силового шпангоута ставим балку.



Рис.1.10.КСС фюзеляжа

Выбор констуктивно-силовой схемы оперения.

Силовые элементы оперения должны быть увязаны друг с другом силовыми элементами фюзеляжа. В конструкции ВО и ГО применим двухлонжеронные схемы. Выбранная схема имеет следующие преимущества: крутящий момент воспринимается замкнутым контуром, образованным стенками лонжеронов и обшивкой; изгибающий момент воспринимается двумя лонжеронами. Лонжероны крепим к шпангоутам №66 и №70 на специальной балке. Нервюры распологаем перпендикулярно переднему лонжерону. Шаг между нервюрами выбираем по тем же критериям, что и для крыла. На ВО нервюры распологаем с шагом 450мм. Аналогично распологаем нервюры и на ГО. Силовые нервюры имеют более мощные пояса, и их стенки подкреплены стойками. На ВО нервюры №4,11,15,19 служат для крепления РН. На ГО нервюры №5,9,13,116 служат креплением РВ. Стрингерный набор распологаем между лонжеронами. На ВО распологаем стрингеры со средним шагом 200мм, а на ГО - 180мм. Такой шаг намболее оптимален, так как более частое расположение стрингеров приведет к увеличению массы конструкции, что нежелательно. КСС оперения представлена на рис.1.12,1.13.



Рис.1.11. КСС ВО

Рис. 1.12. КСС ГО

Выбор конструктивно-силовой схемы шасси.

КСС шасси должна обеспечивать: наименьшую массу шасси, наименьший объем шасси убранном положении, простоту кинематической схемы механизмов выпуска и уборки. Шасси выполнено по классической для данного типа самолетов схеме: трехопорное с носовой стойкой (рис.1.14). Носовая стойка телескопическая ломающимся подкосом. Подкос разгружает стойку, уменьшает изгибающий момент и повышает жесткость. Колеса убираются против потока в фюзеляж. Стойка крепится к шпангоутам №6 и 13. Основная стойка аналогичной схемы, крепится к нервюре №6 крыла и к шпангоуту №44. Колеса убираются в фюзеляж.



Рис.1.13 Схема уборки-выпуска основной стойки шасси

1.9 Выводы

В качестве выводов приведем краткое описание самолета.

· Аэродинамическая схема - нормальная (классическая).

· По конструктивным признакам - моноплан.

· Схема расположения крыла относительно фюзеляжа по высоте - низкоплан.

· Крыло стреловидное.

· Механизация крыла содержит закрылки, предкрылки, интерцепторы и элероны, на которых находятся триммеры.

· Схема оперения -нормальная.

· Схема шасси - трехопорное с носовой опорой.

· Тип опорного элемента колесный.

· Схема убирания главных стоек шасси - колеса убираются в фюзеляж.

· Схема фюзеляжа - нормальная.

· Тип фюзеляжа - полумонокок.

· Конструкция крыла - кессонное с 2-мя лонжеронами.

· Тип силовой установки ТРДД. Два двигателя расположены на пилоне под крылом.

2. Расчет аэродинамических и летных характеристик самолета

2.1 Расчет поляр и аэродинамического качества во взлетной, посадочной и крейсерской конфигурациях

Для определения лётных и аэродинамических характеристик ЛА схема ЛА, основные геометрические и массовые параметры, а также характеристики двигателя известны, а аэродинамические характеристики ЛА получены по програмным расчетам (см.приложение 1).

Построение приближенной взлетной и посадочной поляры.

При расчетах взлетных характеристик ЛА необходима его поляра, построенная с учетом выпуска шасси, механизации крыла. Будем считать, что выпуск шасси влияет только на величину сопротивления, увеличивая коэффициент лобового сопротивления на . Механизация крыла при взлете увеличивает на , а - на . Одновременно с выпуском механизации смещается в отрицательную сторону значения на , что приводит до увеличения на , причем достигается приблизительно на тех же углах , что и без механизации. Таким образом получаем смещения:

(2.1)

(2.2)

Определим влияние закрылков и предкрылков.

Закрылок однощелевой:

.

Предкрылок:

Определяем взлетную поляру: .

Влияние закрылка:

;

Табл.2.1

Суа	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,488
Сха	0,0609813	0,067182	0,077516	0,091983	0,110585	0,133319	0,160188	0,173319

; ; ;

Определяем посадочную поляру:

Влияние закрылка:

; ; ;

Табл.2.2

Суа	0,2	0,4	0,6	0,8	1	1,2	1,4	1,488
Сха	0,083214	0,089414	0,099748	0,114216	0,132817	0,155552	0,18242	0,195552

Строим зависимости и (рис.2.1).

Рис.2.1 Зависимости и .

Полетные поляры.

Для расчета летно-технических характеристик (ЛТХ) ЛА пользуються полетными полярами. Задаемся значениями высоты полета H (0,3,6,11 км). Для каждой скорости M (0.2, 0.4, 0.6, 0.8, 1.2) и высоты H, с учетом расчетной массы ЛА, находим необходимое значение и по формулам[15]

Полученные значения заносим в табл.2.3.

Табл.2.3

Н=0	М	q	Cyа	Cx0	A	Cxа	K
	0.2	2837.1	1.804926	0.0162	0.0517	0.184696	9.77
	0.4	11348.4	0.451231	0.0153	0.05163	0.025852	17.45
	0.6	25533.9	0.200547	0.0148	0.0515	0.016901	11.86
	0.8	45393.6	0.112808	0.0263	0.05139	0.026954	4.185
	1.2	102135.6	0.050137	0.1372	0.1853	0.137676	0.36
Н=3	М	q	Cyа	Cx0	A	Cxа	K
	0.2	1963,388	2,608122	0,0167	0.0517	0,368419	7.07
	0.4	7853,552	0,65203	0,0157	0.05163	0,03771	17.29
	0.6	17670,49	0,028979	0,0152	0.0515	0,019555	14.81
	0.8	31414,21	0.163008	0,0266	0.05139	0,028046	5.81
	1.2	70681,97	0.072448	0,1375	0.1853	0,138523	0.52
Н=6	М	q	Cyа	Cx0	A	Cxа	K
	0.2	13222,10	3,873186	0,01729	0.0517	0,792871	4.88
	0.4	5288,416	0,968296	0,01627	0.05163	0,064678	14.97
	0.6	11898,94	0,430354	0,01548	0.0515	0,025018	17.2
	0.8	21153,66	0,242074	0,02714	0.05139	0,030151	8.02
	1.2	47595,74	0,107588	0,13797	0.1853	0,140115	0.767
Н=11	М	q	Cyа	Cx0	A	Cxа	K
	0.2	635,6	8,056568	0,01849	0.0517	3,374249	2.38
	0.4	2542,4	2,014142	0,01736	0.05163	0,226811	8.88
	0.6	5720,4	0,895174	0,01674	0.0515	0,058009	15.43
	0.8	10169,6	0,503536	0,02814	0.05139	0,04117	12.23
	1.2	22881,6	0,223794	0,13389	0.1853	0,14317	1.56

Определим для каждой принятой высоты H, построив на графике графики (рис.2.2). По точкам пересечения определяем для каждой H. Из-за того, что использовать в полете невозможно из-за сваливания ЛА на крыло, за наибольшее значение , принимают гранично-допустимое значение . Можно принять, что

Рис 2.2 Зависимости и .

Построим график зависимости max аэродинамического качества в зависимости от величины числа М для каждой из фиксированных высот Н.



Рис.2.3 Зависимости .

Расчет потребных тяг

В соответствии с формулами производим расчет потребных тяг.

Раг(Н,М)=Хаг(Н,М)

S-площадь крыла (S=240,8 ), значения Схаг и q берем из предыдущей таблицы

Результаты расчетов приведены в табл. 2.4.

Таблица 2.4

M		Pпг,кН
	0	3	6	11
0,2	126,1795	174,1825	252,4206	516,4371
0,3	75,25847	91,03382	121,625	234,2706
0,4	70,64665	71,31503	82,36448	138,8559
0,5	82,66771	72,24828	71,16391	98,25147
0,6	103,9186	83,20724	71,68327	79,90559
0,7	155,2935	116,7031	91,4123	77,91487
0,8	294,6279	212,1514	153,5855	100,8183
1,2	3386,033	2357,685	1605,865	788,8535

2.3 Расчет летных характеристик самолета методом тяг (мощностей)

Для расчета располагаемой тяги зададимся степенью сжатия воздуха в компрессоре =16 и суммарной статической тягой двигателей: . С помощью графиков из каталога двигателей определим значение коэффициента тяги для различных высот и чисел М и найдем значения распологаемых тяг по формуле[15].

Вычисления представлены в табл. 2.3.

Таблица 2.5.

, км		0.2	0.4	0.6	0.8	1.2
0		0,7645	0,7124	0,8843	1,3209	3,15
	, кН	160,54	149,60	185,71	277,38	661,52
3		0,64	0,605	0,75	1,122	2,67
	, кН	136,42	127,13	157,81	235,72	532,15
6		0,5454	0,508	0,6309	0,9423	2,247
	, кН	114,54	106,73	115,04	197,90	471,96
11		0,394	0,3677	0,4564	0,681	1,62
	, кН	82,86	77,21	95,85	143,167	341,43

Определение характеристик скоростного горизонтального прямолинейного установившегося полета и построение высотно-скоростной диаграммы.

Вычислим , , , и по графику потребных и распологаемых тяг, заносим их в табл.2.4.

Таблица2.6.

H,км	0	3	6	11
Mmax	0,772	0,813	0,83	0,87
	0,23	0,3	0,37	0,55
	0,378	0,439	0,552	0,665
	0,503	0,575	0,83	0,87

Определим теоретическую статическую граничную высоту полета по формулам [15]. Cтроим высотно-скоростную диаграмму и графики потребных и располагаемых тяг (рис2.4).

Рис.2.4 Графики потребных и распологаемых тяг и диаграмма Н=f(М)

2.4 Выводы

Аэродинамический расчет показал: самолет является статически устойчивым и управляемым; профильное сопротивление самолета с увеличением падает, самое большой вклад в профильное сопротивление вносит фюзеляж, а самый малый - оперенье; волновое сопротивление ничинается с , которое определяет границу верхних дозвуковых скоростей, возрастает по параболическому закону; основной вклад в производную вносит крыло, так как является несущей поверхностью и главным создателем подьемной силы самолета, фюзеляж и мотогондолы практически не создают подьемной силы, подьемную силу ГО выделяют отдельным слагаемым; max значение подьемной силы в зависимости от числа падает, так как относится к параметрам, определяющим летно-технические характеристики самолета, а самолет дозвуковой и при приближении к его характеристики ухудшаются; max качество определяется найвыгоднейшими и . увеличивается с увеличением , а с учетом кривая получается более плавная; фюзеляжа отрицательный и лежит вне самолета, это связано с тем, что сужающаяся кормовая часть создает отрицательную подьемную силу, фокус крыла проходит немного дальше положения ц.т., ГО - почти посередине корневой хорды ГО, вцелом самолета без ГО находится перед ц.т. самолета, что свидетельствует об устойчивости и управляемости самолета; влетная и посадочная поляры (рис.2.1) отличается от поляры при Н=0 из-за влияния средств мехенизации, которые улучшают его характеристики.

3. Определение геометрических характеристик элементов регулярной зоны крыла из условий обеспечения их статической прочности

3.1 Расчет воздушных и массовых нагрузок, действующих на крыло, построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

Модификация крыла

В модифицировании данное крыло нуждается, поскольку на виде в плане его консоли имеют стреловидную форму.

Sкр=2*1/2*(В0мод+Вконц)*1/2Lкр;

240,8=(2,22+Вомод)*0,5*44,33;

В0мод=8,65 (м)

По линии 40% хорд консоли имеют стреловидность 30. Поскольку эта линия считается осью балки, то согласно требованиям теории тонкостенных стержней замкнутого поперечного сечения она должна быть перпендикулярной заделке. Действительная и повёрнутая консоли показаны на рис. 2. Размах крыла при указанном повороте изменился.

Самолёт является низкопланом, ввиду чего согласно [3] подъёмная сила на участке фюзеляжа не учитывается.

Геометрические данные крыла

Геометрические данные повёрнутого крыла (рис.3.2) представлены в табл.3.1.

Табл.3.1

b 0 , м	b к , м	S кр , м2	c , %	л	з	2L конс , м
8,4	2,1	243,8	14	8,92	4	23,2

Площадь двух консолей повёрнутого крыла находим из формулы :

S _кр = 0,5(b _б + b _к) 2L _конс = 0,5(8,4 + 2,1)2*23,2 = 243,8 м ² .

Найдём положение расчетного сечения. Оно находится на расстоянии 2м от борта фюзеляжа. Хорда в этом сечении равна b = 7,2м. Изобразим в этом сечении профиль крыла NASA-2214 (рис.3.3) . Разместим в нём лонжероны : передний на расстоянии 0,2b от носка крыла, задний - на 0,7b.

Мы рассматриваем расчетный случай А (максимальный угол атаки), поэтому выпишем аэродинамические характеристики профиля:

= 22 ; C _y = 1,55 ; C _x = 0,173 .

Рис.3.1. Действительная и повёрнутая консоли крыла



Рис.3.2. Профиль расчётного сечения

Распределение топлива в крыле. Топливные баки располагаются в местах, свободных шасси, между передним и задним лонжеронами.

Площади сечений топливных баков оцениваем по формуле

S _т.б. (z) = S _трап (z) , (3.1)

где множитель S _трап (z) равен площади трапеции, основания которой совпадают с высотами лонжеронов в сечении z , а высота - с расстоянием между лонжеронами в этом сечении ; коэффициент = 0,9 учитывает, что площадь сечения топливного бака несколько меньше площади указанной трапеции. Используя соотношение для площади трапеции, имеем

S _трап (z) = 0,5 ( H ₁ + H ₂ ) 0,5b

где H ₁ , H ₂ - высоты переднего и заднего лонжерона. Для нашего профиля H ₁ = 0,1338b; H₂ =0,0852 b . Поэтому

S_т.б.(z)=0,9·0,5 (0,1338 b+0,0852 b) ·(0,7-0,2) · 0,5b = 0,041b ² (3.2)

Максимальный запас топлива M _{т max} = 52712кг. Поскольку с _т = 0,8 т / м ³= 800 кг / м ³ , имеет место

V _т = M _{т max} / с _т = 52712: 800 = 65,89 м ³ .

В каждой консоли крыла располагается половина потребного топлива :

V _потр = 0,5 V _т = 0,5 · 19,105 = 9,55 м ³ .

Рассматриваем правую консоль. Начинаем размещать топливные баки на расстоянии 1м от бортовой нервюры. Бак или секцию считаем усеченной пирамидой с высотой l _т.б. , площадь большего основания которой равна S ₁ , меньшего- S ₂

(3.3)

Чтобы топливные баки можно было считать сосредоточенными грузами, их следует поделить на секции, длины которых примерно равны десятой части длины консоли. Топливный бак разобьём на 8 секций, каждая длиной l = 2,5м. Найдём объём каждой из секций. Длины хорд на границах секций опять определяем из вида консоли в плане, выполненного в масштабе.

Рис.3.3. Размещение топлива

V _сек.,1 = 0,33·0.049·2,5·[7,8²+ 7,1² +7,8·7,1] =6,831 м³.

Для второй секции

V _сек.,2 = 0,33·0.049·2,5·[7,1²+ 6,44² +7,1·6,44] =5,644 м³.

Для третьей секции

V _сек.,3 = 0,33·0.049·2,5·[6,44²+5,8² +6,44·5,8] =4,592 м³.

V _сек.,4 = 0,33·0.049·2,5·[5,8²+5,1² +5,8·5,1] =3,644 м³.

V _сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[5,1²+4,4² +5,1·4,4] =2,77 м³.

V _сек.,6 = 0,33·0.049·2,5·[4,4²+3,73² +4,4·3,73] =2,029 м³.

V _сек.,7 = 0,33·0.049·2,5·[3,73²+3,05² +3,73·3,05] =1,41 м³.

V _сек.,5 = 0,33·0.049·2,5·[3,05²+2,4² +3,05·2,4] =0,914 м³.

Масса топлива в каждой секции равна

M _i = с _т•V _i , (3.4)

где V i - объём секции. Ранее уже говорилось, что с т = 0,8 т / м ³ = = 800 кг / м ³ .

Необходимо также знать положение центра тяжести топлива в каждой секции. Используется формула для центра тяжести усечённой пирамиды [3].

?z _ц.т. = 0,25·l·[ в²_л +3·в²_пр + 2·(в_л·в_пр)] / [в²_л +в²_пр + в_л·в_пр] , (3.5)

где l - длина секции. Размер z _ц.т. откладывается от большего основания. Массы и силы тяжести топлива в секциях, размеры z _ц.т. для каждой секции приведены в табл. 2. Там же даны координаты z _ц.т.,i центра тяжести каждой i-й секции в системе координат, начало которой взято в бортовом сечении. При вычислении G _т.б. принимаем g = 9,81 м/с ².

Табл.3.2

№	Мт.б.(кг)	?z	zц.т.(м)	Gт.б.(кН)
1	5464,8	1,212	1,212	53,61
2	4515,4	1,207	3,707	44,29
3	3673,8	1,206	6,206	36,04
4	2914,8	1,196	8,696	28,59
5	2215,12	1,188	11,188	21,73
6	1623	1,181	13,681	15,92
7	1130	1,166	16,166	11,08
8	731,16	1,151	18,651	7,17

Определение нагрузок на крыло.

На крыло воздействуют распределённые по поверхности воздушные силы, распределенные объёмные силы от конструкции крыла и от помещённого в крыле топлива, сосредоточенные силы от масс агрегатов, расположенных в крыле.

Прочность крыла определим в предельном, а не в эксплуатационном состоянии. Найдём коэффициент расчётной перегрузки по формуле [10] :

, (3.6)

где - коэффициент эксплуатационной перегрузки для заданного расчётного случая;

f - коэффициент безопасности ; f = 1,5.

Для величины в расчётном случае А в Нормативных материалах [1] приведено соотношение

 = 2,1 + 10980 / (m _пол + 4540) , (3.7)

где m _пол - полётная масса самолёта - примерно равно Мвзл, за вычетом топлива на рулежку, прогрев и проверку двигетелей, разбег, начальный этап взлета. Оценим это количество в 200кг.

m _пол = m _взл. - = 135158- 200 = 134958 кг

тогда = 2,1 +10980 / (134958 + 4540) = 2,17, но в [1] имеется требование, по которому принимаем =2,5.

= 2,5·1,5 = 3,75.

По длине крыла воздушная нагрузка q _возд распределяется по закону относительной циркуляции [10] :

, (3.8)

где = 2z / l , причём l = L _кр для высокоплана ; l = 2L _конс для низкоплана ; функция называется относительной циркуляцией;

l = 42м - длина двух консолей крыла, поскольку самолёт является низкопланом. Если угол между линией центров давления и осью z не равен нулю, то

Г = Г_пл + ?Г_стр , (3.9)

Для поправки Г _стр. можно использовать приближённую формулу [3]

?Г_стр(z) = ?Г_стр( z , 45°) · ч _0,25 / 45°. (3.10)

Выполняем на плане исходного крыла геометрическое построение и с достаточной точностью находим tg _0,25 . После чего определяем, что _0,25 = 30.

?Г_стр = ?Г_стр ( z , 45° )·30 / 45 = 0,778·?Г ( z , 45°) .

=(3,75·1323,3938)/42Г(z)=118208,7Г(z)

Массовую нагрузку конструкции крыла находим по формуле [3]

(3.11)

Учитываем, что m _кр = 12975

= ( 3,75·127285)/243,8(z) =1957,83 b(z) .

Теперь можно найти суммарную погонную нагрузку на крыло, действующую в направлении оси "у" связанной системы координат :

. (3.12)

Результаты вычислений занесены в табл.3.3.

Таблица3.3

№	zi	Гпл	?Гстр	Г	qyв(кН)	qyкр(кН)	q(кН)	Г45	b(z)(м)
0	0	1.3859	-0.156	1.161	145,3	15,3	130,1	-0.235	7,8
1	0.1	1.3701	-0.116	1.194	148,3	14,2	134,2	-0.175	7,23
2	0.2	1.3245	-0.082	1.195	146,9	13,03	133,9	-0.123	6,66
3	0.3	1.2524	-0.048	1.167	142,4	11,9	130,5	-0.072	6,09
4	0.4	1.1601	-0.016	1.129	135,3	10,8	124,5	-0.025	5,52
5	0.5	1.0543	0.016	1.076	126,6	9,7	116,9	0.025	4,95
6	0.6	0.9419	0.049	1.014	117,2	8,6	108,6	0.073	4,38
7	0.7	0.8271	0.074	0.940	106,6	7,45	99,1	0.111	3,81
8	0.8	0.7051	0.09	0.848	94,03	6,34	87,7	0.135	3,24
9	0.9	0.5434	0.093	0.718	75,3	5,22	70	0.140	2,67
10	0.95	0.4092	0.083	0.557	58,2	4,6	53,6	0.125	2,36
11	1	0.000	0.000	0.000	0.000	4,1	-4,1	0.000	2,1

Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов.

При определении поперечных сил и изгибающих моментов от распределённых нагрузок пользуются следующими формулами:

; (3.13)

Интегрирование осуществляется методом трапеций. Результаты вычислений приведены в табл.3.4. При этом используются следующие соотношения [8] :

z _i = 0,5 · ( z _i - z _{i -1} ) l ,

Q _i = 0,5 · (q _i + q _{i -1}) · z _i , i = 11 , 10 ,…, 1 ,

M _{x , i} = 0,5 · (Q _i + Q _{i -1}) · z _i , i = 11 , 10 ,…, 1 ,

Q _i = Q _{i +1} + Q _{i +1} , i = 10 , 9 ,…, 0 , Q ₁₁ = 0 ,

M _{x , i} = M _{x +i} + M _x+,i ; i = 10 , 9 ,…, 0 ; M _{x , 11} = 0 . (3.14)

Табл.3.4

№	zi	?zi	qi(м)	?Qi(кН)	Qi(кН)	?Mi(кНм)	Mi(кНм)
0	0	-	130,1	-	2265,3	-	20548,4
1	0.1	2,1	134,2	277,5	1987,8	4465,8	16082,6
2	0.2	2,1	133,9	281,5	1706,3	3878,9	12203,7
3	0.3	2,1	130,5	277,6	1428,7	3291,8	8911,9
4	0.4	2,1	124,5	267,8	1160,9	2719,1	6192,8
5	0.5	2,1	116,9	253,4	907,5	2171,9	4020,9
6	0.6	2,1	108,6	136,4	670,7	1657,1	2363,8
7	0.7	2,1	99,1	218,1	452,6	1179,5	1184,28
8	0.8	2,1	87,7	196,1	256,5	744,6	439,7
9	0.9	2,1	70	165,6	90,9	364,7	74,9
10	0.95	1,05	53,6	64,9	25,9	61,34	13,63
11	1	1,05	-4,1	25,9	0.000	13,63	0.000

Необходимо определить поправки поперечных сил и изгибающих моментов от воздействия сосредоточенных сил (двигатель, секции топлива, что показано на рис.3.5). Обозначая сосредоточенные объёмные силы через P _i , запишем

P _i = n ^p · g · M _{г р , i} ; M _{x , i} = P _i · z _{г р , i} , (3.15)

где M _{г р , i} - масса i-го сосредоточенного груза. Проведём соответствующие вычисления для данного самолёта.

М _{т.с., 1} =5464,8 кг ; P _{т.с., 1} = 3,75 • 9,8 •5464,8 =200,8кН,

М _{т.с., 2} = 4515,4кг ; P _{т.с., 2} = 3,75 • 9,8 • 4515,4 =165,9кН,

М _дв =3981кг ; P _т.с.,дв = 3,75 • 9,8 • 3981= 146,3кН,

М _{т.с., 3} =3673,8 кг ; P _{т.с., 3} = 3,75 • 9,8 • 3673,8 = 135,01кН,

М _{т.с., 4} = 2914,8кг ; P _{т.с., 4} = 3,75 • 9,8 • 2914,8 =107,12кН,

М _т.с.,5 =2215,2кг ; P _{т.с., 5} = 3,75 • 9,8 • 2215,12 = 81,4кН,

М _{т.с., 6} =1623 кг ; P _{т.с., 6}= 3,75 • 9,8 • 1623 = 59,6кН,

М _{т.с., 7} = 1130кг ; P _т.с.,7 = 3,75 • 9,8 • 1130 = 41,53кН,

М _т.с.,8=731,16кг ; P _{т.с., 8} = 3,75 • 9,8 • 731,16 = 26,87кН,

?М _{х., т.б., 1} = 200,8 •1,212 = 243,37 кН•м; ?М _{х., т.б., 4} = 107,12 •8,696 = 931,5 кН•м ;

?М _{х., т.б., 2} = 165,9•3,707 = 614,99 кН•м; ?М _{х., т.б., 5} = 81,4 •11,188 = 910,7 кН•м ;

?М _{х., т.б., дв} = 146,3 •5,17 = 756,37 кН•м; ?М _{х., т.б., 6}= 59,6 •13,681 = 815,39 кН•м ;

?М _{х., т.б., 3} = 135,01 •6,206 = 837,87 кН•м; ?М _{х., т.б., 7} = 26,87 •18,651 = 501,15 кН•м .

После заполнения таблицы строим эпюры поперечных сил и изгибающих моментов.

Для построения эпюры приведенных моментов задаем положение оси приведения. Она проходит через переднюю кромку крыла параллельно оси "z". Далее строим эпюру погонных приведенных моментов от воздействия распределенных нагрузок и .

Для погонных моментов:

m _z = (3.16)

где е и d - расстояния от точек приложения погонных нагрузок и до оси приведения (рис.3.6 ) ;

e _i = z _i • tg г + 0,25•b _i ; (3.17)

Значение tg г = 0,14 берем из выполненного в масштабе рис.3.5.

d _i = const = 0,4•b ₀ = 3,2 м .

Интегрируя эпюру m _z , получаем приведенные моменты M _z от воздействия распределённых нагрузок.

?M _{z , i} = 0,5 (m _{z , i} + m _{z , i - 1}) z _i ,

M _{z , i} = ?M _{z , i + 1} + M _{z , i + 1} , M _{z , 11} =0

Результаты расчётов заносим в таблицу 3.5

Рис. 3.4. Иллюстрация к соотношению (3.16)

Табл.3.5

i	zi	?zi	qвni(кН)	еi(м)	qкрni(кН)	di(м)	mzi(кНм)	?Mzi(кНм)	Mzi(кНм)
0	0	0.000	143,9	2,13	15,1	3,2	258,4	-	5381,5
1	0.1	2,1	146,8	2,21	14,03	3,2	279,6	564,9	4816,6
2	0.2	2,1	145,5	2,29	12,9	3,2	291,5	599,6	4216,9
3	0.3	2,1	141	2,37	11,8	3,2	295,8	616,6	3600,3
4	0.4	2,1	133,9	2,44	10,7	3,2	293,1	618,4	298
5	0.5	2,1	125,3	2,52	9,6	3,2	285,3	607,3	2374,6
6	0.6	2,1	116,01	2,59	8,5	3,2	274,5	587,7	1786,8
7	0.7	2,1	105,5	2,68	7,4	3,2	258,9	560	1226,8
8	0.8	2,1	93,1	2,75	6,3	3,2	236,5	520,1	706,7
9	0.9	2,1	74,5	2,83	5,2	3,2	194,6	452,6	254
10	0.95	1,05	57,6	2,88	4,57	3,2	151,1	181,5	72,5
11	1	1,05	0.000	2,91	4,07	3,2	-13,02	72,5	0

После чего выполняем учёт сосредоточенных грузов. Используем формулу

 r _k , (3.28)

где r _k - расстояние от центра тяжести k-го агрегата до оси приведения. Значения r _k берём в масштабе из рис.3.5.

r ₁ = 3,9 м; ?M _{z , 1} = 3,75•53,61•3,9= 776,2 кН м;

r ₂ = 3,77 м; ?M _{z , 2} = 3,75•44,29•3,77 = 619,88 кН м;

r _дв = 0,7 м; ?M _{z , дв} = 3,75•39•0,7 = 101,35 кН м;

r ₃ = 3,71 м; ?M _{z , 3}= 3,75•36,04•3,71 = 496,39 кН м;

r ₄ = 3,66 м; ?M _{z , 4} = 3,75•28,59•3,66 = 388,47 кН м;

r ₅ = 3,6 м; ?M _{z , 5} = 3,75•21,73•3,6 = 290,42 кН м;

r ₆ = 3,55 м; ?M _{z ,6} = 3,75•15,92•3,55 = 209,81 кН м;

r ₇ =3,5 м; ?M _{z , 7} = 3,75•11,08•3,5 = 143,97 кН м;

r ₈=3,44 м; ?M _{z , 8} = 3,75•7,17•3,44 = 91,57 кН м;

Эпюры , , Q _y , M _x , m _z , M _z приведены на рис.3.7 , … , рис.3.11.

Рис.3.5. Эпюры



Рис.3.6. Эпюра Q_y

Рис.3.7. Эпюра M_z



Рис.3.8. Эпюра M_x

Рис.3.9. Эпюра m_z

3.2 Выбор материала лонжерона крыла

Материал, применяемый для изготовления элементов лонжерона, должен обеспечивать min массу конструкции при достаточной прочности, ресурсе и возможно большей жесткости, допускать применение высокопроизводительной технологии, быть удобным при ремонте и недорогим. При выборе материала с высокой массовой эффективностью используют удельные показатели, которые определяются для каждого вида нагружения. Удельные показатели, получившие название весового совершенства материала, широко используют для оценки эффективности различных сплавов и выбора рационального из них. По статистике для изготовления поясов лонжерона пассажирских и транспортных самолетов чаще всего применяют алюминиево-медные сплавы. Эти сплавы прверены на практике, имеют хорошие характеристики выносливости и живучести, малочувтвительны к концентраторам напряжений, возникающим при сборке.

В соответствии со вышеперечисленным выбираем материал Д16Т и для поясов, и для стенок лонжерона. Он имеет следующие механические характеристики : у _в = 550 МПа , Е = 0,72•10 ⁵ МПа , у _пц = 384 МПа , у _т = 410 МПа , относительное удлинение д = 0,1.

Для обшивки подбираем метериал Д16Т, имеющий следующие механические характеристики : у _в = 440 МПа , Е = 0,71•10 ⁵ МПа , у _пц = 270 МПа , у _т = 300 МПа , относительное удлинение д = 0,1.

3.3 Выводы

В результате расчётов было определено размещение топлива в крыле, нагрузки на крыло, построены эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов. Значения поперечной силы и изгибающего моментов в корневом, расчетном и концевом сечении приведены в таблице 3.6.

Табл.3.6

	, кН	, кН•м
Корневое сечение	1299,1	14266,5
Расчетное сечение	1106,56	9324,3
Концевое сечение	90,9	74,9

4. Разработка конструкции сборных узлов и деталей агрегатов самолета

4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла