Материал для лонжерона выбран в разделе 3. Определим проектировочные параметры поясов. Выбор параметров поясов балочного лонжерона проводим в такой последовательности:

1. Назначаем величину уровня расчетных напряжений в зависимости от требуемого ресурса Т=20000 полетов. Для заданного материала Д16Т: нижний пояс , верхний пояс .Определяем по графикам 4.3-4 [] соотношение

2. По уровню определяем max отношение b/д;

3. По формуле (4.3) в зависимости от формы поперечного сечения лонжерона вначале определяем величину правой его части, а затем по графику 4.7 [6] величину д/Н;

Выражение для двутаврового сечения:

(4.3)

4. Поскольку Н задано, то определяем д, а затем ширину полки b.

Результаты расчетов занесем в таблицу 4.2.

Таблица 4.2

Округляем полученные значения размеров пояса и находим площади поясов. Результаты заносим в таблицу 4.3.

Таблица 4.3

К поясу необходимо прикрепить обшивку крыла и стенку лонжерона. Для этой цели чаще всего у пояса лонжерона выполняют специальные "лапки". Толщину "лапок" из конструктивно-технологических соображений назначают равной от 1,5 до 2,0 толщины обшивки или стенки. Ширину "лапок" выбирается из условия прочности заклепочного шва, чтобы расстояние от оси заклепки до каждого из краев было не меньше двух диаметров.

Дополнительно необходимо проверить полученные значения размеров "лапок" на соответствие условиям прочности, жесткости и технологичности.

Условие прочности - .

Условие жесткости - .

Условие технологичности - 3,0 мм для дуралюминиевых сплавов и 2,0 мм - для сталей. В этих условиях:

- предел прочности материала пояса;

- предел прочности материала обшивки;

- толщина обшивки.

Условия выполняются для всех сечений.

Выбираем толщину лапок для каждого сечения. для каждого сечения приведены в таблице 4.4.

Таблица 4.4

Проектирование стенки лонжерона.

В конструктивном выполнении стенки лонжеронов крыла состоят из собственно стенок и подкрепляющих стоек. Выбор параметров проводим в такой последовательности:

1. Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

h_эфф=H-д (4.4)

2. Определим параметр нагруженности на балку ;

3. Находим по рис. 5.4 [6] - максимальное полезное напряжение сдвига, которое можно получить при данном параметре нагрузки в случае равнопрочной конструкции (стенка и стойки разрушаются одновременно).

4.Определяем по рис. 5.5 [6] отношение , на основе которого определяем минимально потребную толщину стенки (минимально потребную толщину стенки, следует выбрать по нормалям лист с учетом минусового допуска ). 5.По рис. 5.6 [6] находим отношение , а по нему - оптимальный шаг стоек; 6.По рис. 5.7 [6] определяем оптимальное значение относительной затраты материала стойки на стенку , а по ней - потребную минимальную площадь сечения стойки ;

5. По рис.5.8 [6] находим оптимальное значение отношения толщины лапки стойки к толщине стенки и определяем потребное значение толщины лапки, прикрепленной к стенке. Толщина полки стойки, перпендикулярной к стенке, должна быть :

6. Зная потребную площадь стойки и толщины ее полок , выбираем нормаль профиля. Выбираем профиль ПР100 №4(рис. 2.1.11.):

7. После того, как окончательно выбрана нормаль стойки, следует определить фактический шаг стоек:

(4.5)

Результаты расчетов для трех сечений занесем в таблицу 4.5.

Таблица 4.5

4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов лонжерона

Соединение стенки с ребром пояса

Обычно пояса лонжеронов соединяют со стенками и обшивкой с помощью заклепок или болтов. Величину усилия, действующего на один крепежный элемент по одной плоскости среза, определяем из условия равновесия участка стенки в зоне стыка с поясом по следующему выражению:

, (4.6)

где - число рядов крепежных элементов;

- шаг крепежных элементов в ряду;

- коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений в стенке, принимаемый равным 1,1.

Поскольку , и - величины известные, то, задаваясь шагом заклепок и числом рядов заклепок , следует определить усилие, действующее на одну заклепку, и подобрать материал и диаметр заклепок. При назначении шага необходимо принимать одно из стандартных значений: 12,5, 15, 17,5, 20, 25, 30, 35, 40 мм, но таким образом, чтобы . Наивыгоднейший шаг t=20мм. Выберем заклепку и материал. Результаты расчетов занесем в таблицу 4.6.

Таблица 4.6

Шаг между рядами выбираем для сечений 1и2, для сечения 3 - .

Соединение стойки с поясом

Соединение стенки и пояса в зоне присоединения подкрепляющей стойки оказывается более нагруженным. Здесь сказываются усилия, действующие на стойку при ее работе в качестве подкрепляющего элемента. Усилие, воспринимаемое одним крепежным элементом по одной плоскости среза в этом соединении, рассчитываем по эмпирической формуле

, (4.7)

здесь - число крепежных элементов, присоединяющих стойку к ребру пояса, Результаты в таблице 4.7.

Таблица 4.7

Соединение подкрепляющей стойки со стенкой

В соединении стенки со стойкой чаще всего используют заклепки, которые расположены в один ряд и нагружены усилиями отрыва. Усилие, которое воспринимает одна заклепка в таком соединении, определяют по формуле

, (4.8)

где - шаг крепежных элементов соединения, ;

- предел прочности материала стенки;

- коэффициент, принимающий значение 0,22 для односторонних заклепок.

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.8

Соединение пояса с панелью

Крепежные элементы продольных соединений поясов и панелей крыла нагружается потоком касательных усилий, возникающих в результате восприятия кессонной частью крыла крутящего момента. Если известен крутящий момент, усилие среза, действующее на один крепежный элемент, определяют по формуле:

, (4.9)

где - крутящий момент в расчетном сечении крыла;

- шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью;

- удвоенная площадь кессонной части крыла;

- число рядов крепежных элементов m=1;

- коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1.

Величина крутящего момента может быть определена как

, (4.10)

где - положение центра жесткости крыла в расчетном сечении;

- положение центра давления крыла в расчетном сечении.

Щ=2(Н₁+Н₂)/2 * b².

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.9

4.1.5 Выводы

По конструктивно-силовой схеме лонжерон балочного типа. Он представляет собой двухпоясную балку со стенкой, подкрепленной стойками. По количеству стенок лонжерон относится к одностеночным. По форме поперечного сечения лонжерон относится к двутавровым. По технологическому признаку лонжерон относится к сборным и является клепаной конструкцией. Самим нагруженным является бортовое сечение, а наименьшее нагружение имеет сечение в конце крыла. Поэтому и размеры лонжерона уменьшаются по мере удаления от борта фюзеляжа.

4.2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления РВ

4.2.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа

При проектировании систем управления рулевыми поверхностями самолета решается целый комплекс задач, связанных с обеспечением разнообразных требований, предъявляемых к управлению с точки зрения его назначения, надежности и безопасности в работе, эксплуатации и производства.

Первая задача - это обеспечение точности передаваемых команд, так как из-за большой протяженности канала механического управления (КМУ) передаваемый сигнал претерпевает значительные изменения, как по амплитуде, так и по фазовому сдвигу, что сказывается на показателях управляемости.

Вторая задача связана с обеспечением достаточной долговечности и надежности всех элементов каналов управления.

Третьей задачей является выбор конструктивно-технологических параметров канала управления, при которых не возникают резонансные явления.

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

При разработке систем основного управления, проектируемого самолёта, необходимо обеспечить требования Авиационным правилам АП-25:

- при отклонении органов управления (рулей, элеронов) усилия в ручке, штурвале и педалях должны возрастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению ручки, штурвала и педалей. Величина усилий не должна превышать пределов, предусмотренных нормами прочности;

- должна быть обеспечена независимость действия рулей высоты и элеронов: отклонение ручки ил колонки штурвала при управлении рулем высоты не должно вызывать отклонение элеронов и наоборот;

- при деформациях крыла, фюзеляжа и оперения должна быть исключена возможность заклинивания (заедания и зажима) проводки и механизмов управления;

- ручки, штурвалы и педали, все рычаги и тяги управления должны быть удобно размещены в кабине. Механизм ножного управления должен допускать его регулировку;

- углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать возможность полета на всех требуемых полетных и посадочных режимах, причем должен быть предусмотрен некоторый запас рулей. Механизмы управления должны иметь ограничительные упоры предельных углов отклонения;

- система управления должна быть надежной на всех режимах полета;

- тяги или тросы проводки не должны попадать в резонансные колебания;

- вся система проводки управления должна иметь минимальное трение и люфты в сочленениях, и возможно меньший износ трущихся поверхностей;

- детали проводки управления, находящиеся в пассажирских и багажных помещениях, должны быть защищены от поломки и зажима.

4.2.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, разработка ее кинематической схемы

При разработке системы управления рулем высоты (РВ), проектируемого самолета, используем полуавтоматическую систему управления. Система такого вида облегчит пилоту управление самолетом и повысит качество управления.

Полуавтоматические системы включают в себя: штурвальную колонку, отклонением которой пилот вводит в систему управляющие сигналы и осуществляет их дозировку; орган управления (РВ), отклонение которых в соответствии с управляющими сигналами (отклонением штурвальной колонки) создает необходимые для изменения траектории полета силы и моменты; проводку управления, соединяющую штурвал с органами управления.

Штурвальная колонка, показанная на рис.4.1, служит для управления рулем высоты (РВ) неманевренных самолетов (пассажирских) отклонением колонки управления "от себя" и "на себя" и элеронами - поворотом штурвала "влево-вправо".

В системе управления большую роль играет конструкция проводки. Она может быть гибкой, жесткой и смешенной.

Рисунок 4.1 - Штурвальная колонка

На современных самолетах наиболее широко применяется жесткая проводка управления с поступательным движением тяг. Элементами жесткой проводки являются тяги, валы, качалки, рычаги, направляющие устройства и кронштейны.

При разработке системы управления, проектируемого самолета, будем использовать жесткую проводку, так как она имеет меньшее трение в сочленениях, не пружинит и не дает упругого люфта, что делает управление более чувствительным.

В качестве направляющих устройств для жесткой проводки управления применим направляющие, конструктивно состоящие из обоймы с четырьмя роликами.

Рисунок 4.2.- Роликовые направляющие для жесткой проводки управления

Система управления бустерная с гидравлическими приводами. Гидроусилитель представляет собой гидравлическую следящую систему и состоит из исполнительного механизма, следящего элемента и связи между ними. Система обратимая, то есть большая часть шарнирного момента воспринимается гидроусилителем и некоторая доля воспринимается лётчиком.

Так же одной из наиболее важных и трудоёмких задач проектирования системы основного управления является определение его передаточных свойств, позволяющих установить требуемую взаимосвязь между перемещением командного рычага и перемещением рулевой поверхности, а также обеспечение рекомендуемых величин усилий, прикладываемых лётчиком к командному рычагу.

Учитывая выше сказанное и конструкцию самолета, составляем кинематическую схему системы управления рулем высоты.

4.2.3 Кинематический расчет СУ. Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге системы управления

Определим коэффициент кинематической передачи кинематической схемы при нейтральном положении штурвальной колонки.

Отклоним командный рычаг на небольшой угол . Пусть соответствующее этому углу перемещение точки командного рычага (штурвала), к которой приложено усилие летчика , в направлении действия этого усилия будет , а отклонение рулевой поверхности (руля высоты) образует угол .

На отклоненной рулевой поверхности возникнет шарнирный момент от аэродинамических сил.

Применив принцип возможных перемещений и приравняв нулю сумму работ всех активных сил и моментов системы на своих перемещениях, получим выражение:

(4.11)

где - проекции возможных линейных перемещений всех активных сил (кроме ) на направление этих сил; - возможные угловые перемещения активных моментов (кроме ). Приняв, что в проводке управления нет механизмов и устройств, через которые на систему передаются дополнительные, помимо и , активные силы и моменты, а трением в подвижных звеньях управления можно пренебречь, тогда:

Откуда

Применив правило знаков и разделив обе части выражения на , получим:

где - коэффициент кинематической передачи.

Необходимо обеспечить такое передаточное отношение, при котором будет обеспечиваться заданное отклонение рулевой поверхности, при рекомендуемых перемещениях ручки управления.

В таблице 4.10 приведены ориентировочные значения согласно статистических данных.

Таблица 4.10 - Значения и эксплуатационного усилия на штурвал

Руль высоты отклоняется на следующие углы: вверх на 30^о; вниз на 15^о. Согласно Авиационных правил (АП) рекомендуемое перемещение ручки командного рычага в направлении "на себя" (при этом рулевая поверхность отклоняется вверх) =250мм, следовательно, передаточное отношение системы:

м^-1

Полученное передаточное отношение соответствует рекомендациям, приведенным в пособии.

Передаточное отношение системы зависит от передаточного отношения всех звеньев системы:

,(4.12)

Применив равноплечие качалки, можно упростить выражение (4.14):

,

где: - передаточное отношение командного рычага; = 720мм - длина штурвальной колонки; = 240мм - длина кронштейна штурвальной колонки.

Таким образом, потребное плечо рулевой поверхности ;

м

Длина плеч качалок не влияет на кинематический расчет. Плечи выбираются из условия обеспечения минимальных люфтов системы. По статистическим данным выбраны плечи 150мм. Расчетное усилие примем:

Н

где - коэффициент безопасности .

4.2.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчеты тяги и качалки управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления

Проектирование тяги системы управления

Будем считать, что тяга из сплава алюминия Д16Т основные характеристики которого приведены в таблице 4.12, а также она имеет в сечении кольце образный вид.

Таблица 4.11 - Характеристики сплава Д16Т

Рассмотрим тягу номер пять, для нее максимальное сжимающее усилие 3503 Н. Задача выбора размеров сжатого трубчатого элемента может быть описана тремя следующими уравнениями:

,(4.13)

где: _ средний диаметр трубы; _ толщина стенки трубы.

Уравнение критических напряжений местной потери устойчивости

,(4.14)

где: _ коэффициент устойчивости, принимаем согласно ; - модуль упругости для случая местной потери устойчивости.

, .

Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет вид

(4.15)

где _ коэффициент защемления, принимается для случая шарнирного закрепления концов трубы, ; _ модуль упругости для случая общей потери устойчивости; м _ расстояние между опорами трубы; - радиус инерции поперечного сечения трубы.

Для тонкостенных труб , тогда

Оптимальность решения поставленной задачи заключается в том, чтобы найти и , удовлетворяющие условию одновременного наступления всех трех возможных видов разрушения:

Для , совместное решение уравнений имеет вид

(4.16)

В пределах упругости

За пределами упругости разрушения напряжения находятся по формуле:

(4.17)

где:

,

Диаметр трубы определяется из уравнения:

(4.18)

Толщину трубы можно определить из уравнения:

(4.19)

Определим интенсивность нагрузки:

(Н/м²)^1/3

Разрушающее напряжение для равноустойчивой трубы определяем из уравнения:

МПа

Разрушающие напряжения за пределами пропорциональности определяем по уравнению:

МПа

Определяем и :

МПа;

МПа;

м;

м.

Округляем полученную толщину до ближайшего большего сортаментного значения и принимаем мм.

Разрушающие напряжения сортаментной трубы определяем из уравнения:

МПа

За пределами упругости разрушающие напряжения определяются из уравнения:

; МПа

и вычисляем из уравнений:

МПа;

МПа;

Находим диаметр трубы:

м.

Принимаем значение сортаментного диаметра принимаем мм.

Производим проверку по разрушающим напряжениям местной потери устойчивости:

Проверим из условия прочности трубу при работе на растяжение, раннее полученные параметры её:

Следовательно, согласно отраслевой нормали выбираем регулируемую тягу управления 6371А-2-28-1-1800. Проектирование качалки управления

Усилие, которое действует на качалку со стороны тяги 3503 Н:

Определим силовую поворотную качалку, которая изготовлена из АК4 МПа. Определим длину втулки из условия работы её на смятие под болтом, считая что втулка из БрОЦС4-4-2,5 МПа:

(4.20)

где - длина втулки i проушины;

- диаметр болта, примем .

;

Втулки располагаем с двух сторон: Втулка В 5/9х5 ГОСТ 24833-81.

Вычислим приращение из условия работы проушины на разрыв:

(4.21)

м

м

где: _ коэффициент, учитывающий концентрацию напряжения.

Из условия технологичности минимальное значение приращения , для алюминиевых сплавов 4 мм. Но, учитывая также конструкцию тяги, принимаем . Следовательно, ширина проушин для двух случаев составит:

мм

Ширину проушины принимаем 20 мм.

Рычаги качалок коромыслового типа обычно выполняют двутаврового сечения с тонкой стенкой. Рычаг качалки от вилки до ступицы работает на изгиб. Нагрузки на рычаги незначительны, поэтому их сечение определяется не из условия прочности, а из соображений жесткости и технологичности. Для повышения жесткости рассчитываемую угловую качалку сделаем замкнутой треугольной формы. При проектировании такой качалки обеспечим пересечение осей всех проушин в центре ступицы и расположение центров тяжести сечений ребер на этих осях. В данном случае схема будет чисто ферменная. Будем считать, что в сечении ребра качалки имеют тавровое сечение рисунок 4.7. Для стыковки проушины с ребрами качалок задаемся мм, а также из-за небольших усилий задаемся толщиной ребра мм. Далее проверим самое нагруженное ребро (2-3) на три следующее условия:

Рисунок 4.3- Представление профиля в виде отдельных пластин

(4.22)

Уравнения критических напряжений местной потери устойчивости в двух случаях

где - коэффициент устойчивости, будем считать, что пластина имеет одностороннюю заделку, тогда .

Согласно гибкости ребра качалки относительно осей х и у рисунок 4.7 соответственно равны:

Так как гибкость ребра качалки относительно оси у наибольшая, то и общую устойчивость ребро потеряет относительно оси у раньше. Следовательно, расчет проводим для потери общей устойчивости относительно оси у.

Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет вид

(4.23)

Следовательно, три условия прочности и устойчивости выполняются. Для остальных ребер качалки назначаем такие же размеры сечения.

Для обеспечения базы при возможных непредвиденных боковых нагрузках в ступице устанавливаются два разнесенных подшипника. При этом ширину ступицы принимаем 30 мм.

Определим равнодействующую всех сил, приложенных к ступице, чтобы подобрать по усилию радиальный подшипник. Из рисунка 4.6 находим реакцию в ступице :

Н.

Тогда на каждый подшипник действует усилие =2123 Н. Эквивалентная нагрузка радиальный подшипник качения определяется по выражению:

(4.24)

где - радиальная нагрузка;

- коэффициент вращения, учитывающий какое кольцо вращается, т.к. принимаем что вращается внутреннее кольцо, то ;

- коэффициент безопасности, учитывающий режим работы (спокойная или ударная), принимаем ;

- температурный коэффициент, при температурах до ;

- коэффициент радиальной нагрузки, согласно .

Следовательно=2123 Н.

Динамическую грузоподъемность определяем по формуле:

(4.25)

где - частота вращения, принимаем ;

- ресурс подшипника,;

- коэффициент, учитывающий надежность подшипника, принимаем надежность 0.9 тогда ;

- коэффициент, учитывающий качество материала подшипника, смазку и условия эксплуатации, принимаем обычные условия при изготовлении колец и тел качения из электрошлаковой стали, тогда .

Следовательно =3282 Н.

По динамической грузоподъемности подбираем радиальный однорядный шарикоподшипник. Данные подшипника приведены в таблице 4.12.

Таблица 4.12 - Данные подшипника

Определим внешний диаметр ступицы из условия её работы на срез по формуле:

(4.26)

где - внешний диаметр подшипника;

- ширина ступицы;

- коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений, .

Отсюда

мм

4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления

Управление рулем высоты осуществляется от штурвальной колонки с помощью жесткой проводки с поступательным движением тяг. Тяги выполнены в виде дюралевых анодированных и загрунтованных регулируемых по длине труб Ш28…40 мм. На самолете так же устанавливается система автоматического управления. С помощью механизма автопилота включенного в систему управления выполняется приводится в движение качалка и тяга. Также установлен бустерный механизм.

4.2.6 Выводы

В данном разделе работы, была спроектирована система управления рулем высоты пассажирского самолета. Необходимо также отметить, что все большое внимание привлекают на данный момент электродистанционные системы управления, так как в таких системах можно получить более высокие точностные характеристики передаваемых управляющих сигналов, чем в механической проводке, а многие автоматические и вычислительные устройства для своей роботы уже давно используют электрические сигналы. В таких системах значительно проще решаются такие сложные вопроси, как обеспечение соответствия взаимных деформаций конструкции планера и проводки управления, борьба с трением в проводке управления, с люфтами и т.д. Однако рассмотренная выше механическая проводка управления, еще долго будет использоваться как резервная для обеспечения необходимого высокого уровня безопасности полетов.

4.3 Разработка конструкции силовых элементов системы крепления двигателя

4.3.1 Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа

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.

Двигатели могут размещаться в фюзеляже, на крыле и в гондолах, установленных под крылом и в хвостовой части фюзеляжа. В настоящее время большое распространение получили компоновки силовых установок с креплением двигателей на пилонах под крылом (Ту-204, АН-148, Боинг-767 и т.д.). 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, крутящий).

Рис.4.4

Конструкция пилона состоит из рам с проушинами переднего крепления пилона к крылу, с проушиной заднего крепления пилона к крылу, скрепленных сверху и снизу продольными балками и профилями. С боков каркас пилона зашит панелями, сверху - обтекателем 1 и зализом 12.

Конструкция гондол двигателей включает в себя основной каркас для крепления створок и крышек гондолы и воздухозаборник. Элементы каркаса и воздухозаборнык крепятся к фитингам 7 двигателя при помощи кронштейнов 9 и регулируемых по длине тяг 10. Каркас гондолы состоит из шпангоутов 15 и 16, в верхней части которых имеются узлы подвески передних и задних створок 5 гондолы и полки с замками для крепления крышек 13 гондолы. Все гондолы взаимозаменяемы. Для уменьшения массы планера и получения аэродинамически гладкой поверхности гондол створки и крышки сделаны сотовыми. Для удержания створок в открытом положении они снабжены штангами 11 телескопического типа с шариковым замком и в закрытом состоянии запираются натяжными удобными в эксплуатации замками. Конструкция гондол двигателей также включает в себя: 2 - пилон; 3 - противопожарные перегородки; 4 - резиновый уплотнительный профиль на створке 5; 6 - профиль; 8 - двигатель; 14 - воздухозаборник; 17 - опорный профиль;

4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя

На самолете два двигателя ТРДД, расположенных на пилонах под крылом. Такая схема расположения двигателей имеет следующие преимущества, по отношению к другим схемам:

- разгрузка крыла в полете;

- двигатели являются противофлаттерными балансирами;

- двигатели демпфируют колебания при полете в турбулентной атмосфере (в болтанку);

- улучшаются условия обслуживания двигателей;

- есть возможность замены одного двигателя другим (например с большей степенью двухконтурности);

- повышенная пожарная безопасность;

- уменьшается шум в кабине;

- есть возможность выбора оптимального размера мотогондолы.

Среди недостатков основными являются увеличение сопротивления, возникновение большого разворачивающего момента в случае отказа одного из двигателей, повышенная пожарная опасность при посадке с убранным шасси, возможность попадания пыли, песка и грязи с поверхности ВПП.

Пилон - основное промежуточное звено между двигателем и крылом. Пилон крепится к силовым элементам крыла. Детали основного каркаса пилона выполняются из титановых сплавов или высокопрочной стали. Это отвечает требования высокой прочности и огнеупорности при малой массе. Крепление пилона во многом напоминает крепление двигателя.

4.3.3 Определение нагрузок и выбор материалов для силовых элементов системы крепления двигателя

В качестве исходных параметров предлагаются геометрические размеры двигателя (диаметр - 2195мм, длина - 4150мм), сухая масса - 3981кг, реактивная тяга: на взлетном режиме 210кН, на крейсерском режиме - 41,5кН.

Примем, что координата центра тяжести двигателя относительно входного устройства - Xц.т.=1890мм.

Тогда а=850мм, b=1200мм,

где а- расстояние от центра тяжести двигателя до переднего узла крепления вдоль оси X;

b - расстояние от центра тяжести двигателя до заднего узла крепления двигателя вдоль оси Х.

Рассмотрим расчетный случай А, соответствующий криволинейному полету самолета при углах атаки с максимальным коэффициентом подъемной силы. В этом случае расчетная сила прикладывается в центре тяжести и направляется перпендикулярно оси двигателя сверху вниз.

,

где f - коэффициент безопасности, принимаемый в данном расчетном случае 1,5;

nАЭ - эксплуатационная перегрузка, равна 2,5.

В таком случае