Проектирование самолета административного класса
Разработка общего вида самолета. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Проектирование силовой установки и элементов конструкции основной стойки шасси, ее тяги. Подбор монолитной панели и лонжерона минимальной массы.
| Рубрика | Транспорт |
| Вид | дипломная работа |
| Язык | русский |
| Дата добавления | 07.03.2012 |
| Размер файла | 3,1 M |
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Вначале вычисляем вспомогательные величины:
Аmax=1.5•Аэ=1.5•58=87[кДж] - максимальная работа;
Астmax= Аmax/2=87/2=43.5[кДж] - максимальная работа, воспринимаемая одной стойкой;
зmax=0.78 - коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при поглощении работы Аамmax ;
цmax - передаточное число, соответствующее ходу штока Smax;
;
где Р0 и Р0* - давление в пневматиках;
;
;
; .
Полученные значения заносим в таблицу 5.
Таблица 5. Значения Smax и f.
|
Smax, м |
b |
f1 |
f2 |
f |
|
|
0.312 |
27 |
4.62 |
-3.83 |
0.79 |
|
|
0.327 |
28.3 |
5.69 |
-3.69 |
2 |
|
|
0.342 |
29.6 |
7.31 |
-3.56 |
3.75 |
Строим зависимость Smax=f(f), рис.13.
Рис. 13. График зависимости Smax=f(f).
Точка пересечения кривой с осью f=0 дает значение Smax=0.3[м]. Из зависимости (2.33) следует:
Давление газа в амортизаторе при его максимальном обжатии:
[МПа], n0=0.8.
Высоту уровня жидкости hжо находим из условия равенства объемов жидкости над клапаном в необжатом состоянии и объема жидкости, перетекающей в запоршневое пространство при максимальном ходе:
[см]=0.79[м],
при этом hж0+hг0?Smax, 7.9+30.4?30.
Задаваясь значениями
Sк=Smax+(2ч3) -конструктивний ход амортизатора,
Sк=300+2=302[мм];
hдв+hдн=dц=140[мм];
0.5(hдв+hдн)=70[мм] - средняя высота букс;
b=1.7dц=1.7·140=238 [мм] - для телескопических стоек;
Уhузл=2Dшт=240 [мм],
получим длину амортизатора.
Длина амортизатора в необжатом состоянии:
Lам=Sк+hж0+hг0+0.5(hдв+hдн)+b+ Уhузл=302+79+304+70+238+240=1233[мм].
Длина амортизатора при эксплуатационном обжатии:
Lэам=Lам-Sэ=1233-297=936[мм].
4.3.4 Определение нагрузок на стойку
Для коэффициента расчётной перегрузки запишем:
; где f - коэффициент безопасности, f=1.5
.f=1.3.
Из этих двух значений выбираем максимальное, таким образом , которое и будем использовать в дальнейшем.
Расчётная вертикальная и горизонтальная нагрузки на стойку равны:
,
. (4.33)
Нагрузки между спареными колёсами принимаем 0.6:0.4. Между колесами усилиераспределяется в соотношении 123.6:82.4, а усилие - 30.9:20.6.
4.3.5 Построение эпюр изгибающего и крутящего моментов
Стойка шасси является, как правило, комбинированной системой и состоит из стержней, работающих на растяжение - сжатие, и из балок, работающих на изгиб.
При расчете стойки на прочность вначале находят усилия в стержнях, т.е. разрезаем мысленно подкос и в месте разреза вводим неизвестное усилие S (см. рис.14).
Записывая для стойки уравнение равновесия (сумма моментов относительно шарнира О1 равна нулю), получаем:
; S = 243[кН].
Силу S можно разложить на составляющие (см. рис.14): Sx = Sz = S?sin45°=172 [кН].
Изгибающий момент Мх, действующий в плоскости ZOY, постоянен по длине стойки и равен величине . Изгибающий момент Му действует в плоскости ХОZ и в шарнире О1, его значение равно нулю.
В точках G и A значение Му равно ,
Рис.14.Схема нагружения при резанном подкосе
Эпюры изгибающих и крутящих моментов всегда строятся относительно оси стержня. Но сила Sz приложена с эксцентриситетом по отношению к оси стойки. Поэтому эпюра Му в сечении, содержащем шарнир узла крепления подкоса, имеет скачок на величину: 172?0.123=21.2 [кНм], а момент Му в точке В: 62.2-21.2=41 [кНм].
Крутящий момент Мz равен величине: Мz=30.9?0.18-20.6?0.18=1.85 [кНм].
Эпюры этих моментов представлены на рис.15 и рис.16.
Рис.15. Эпюра Му и Мz
Рис. 16. Эпюра Мх и Nц, Nш.
Соединяя точки G, A и B, O1 прямыми линиями, строим эпюру изгибающих моментов Му для стойки в целом.
Рис.17.Расчетная схема стойки в плоскости XOZ
Стойка состоит из штока и цилиндра, связанных между собой буксами (в смысле силовой схемы). В плоскости XOZ, например, для стойки можно принять расчётную схему, изображенную на рис.17. Тогда момент Му для штока равен нулю в точке С, а момент Му для цилиндра - нулю в точке D. Следовательно, линии CD и EF на эпюрах изгибающих моментов для стойки в целом (см. рис.15, 16) делят эти эпюры на две части. Так, на эпюре Му область ABO1CD соответствует цилиндру, а область CDGO - штоку.
4.3.6 Определение толщин штока и цилиндра
Расчётным для штока выбираем сечение, проходящее через центр нижней буксы, для цилиндра - сечение, содержащее шарнир узла крепления подкоса. В этих сечениях действуют изгибающие моменты:
;
.
Материал для штока и цилиндра - сталь 35ХГСА, для которой .
При подборе толщин стенок штока и цилиндра (проектировочный расчёт) осевую силу и крутящий момент не учитываем, напряжение уr полагаем равным нулю, кпл=1.27, таким образом, получим зависимости для определения толщины д. При вычислении величины д используем метод последовательных вычислений.
; ; ; ;
,
где d - диаметр средней поверхности элемента.
Рассмотрим два варианта этой формулы :
а) перед слагаемым стоит знак «-», что соответствует случаю растянутой зоны от воздействия изгибающего момента;
б) перед слагаемым стоит знак «+» (сжатая зона).
Для цилиндра на первой итерации:
; ;
;
;
.
Из этих значений выбираем наибольшее и вводим запас на восприятие осевой силы и крутящего момента, т. е. принимаем дц = 2.5мм.
Повторяя вычисления при d=142.5мм, получаем:
d=142.5мм; А=1176 [Н?мм]; В=2846 [Н?мм];
;
; следовательно, значение дц = 2.5мм принято обоснованно.
Для штока на первой итерации
; ; ;
;
.
Принимаем дшт = 3мм, повторяя при d=117 мм, получим:
А=965; В=4222; д=2.373 [мм]; д=2.95 [мм].
4.3.7 Заключение о прочности штока и цилиндра
Цилиндр и шток прочны в пределах точности принятой расчетной схемы, если толщины их стенок имеют значения
дшт=3 [мм]; дц=3.5 [мм].
Может оказаться, что толщина стенки цилиндра зависит от локальной прочности в месте приложения к цилиндру сосредоточенной силы от подкоса. Однако для решения этой задачи следует ввести более точную расчетную схему, в частности, использовать теорию оболочек.
Раздел 5
Проектирование лонжерона минимальной массы
5.1 Выбор и обоснование КСС лонжерона. Исходные данные для расчета
Лонжероны являются основными элементами силового набора крыла и оперения. Они представляют собой продольные балки или фермы, воспринимающие полностью или частично изгибающий момент и поперечную силу крыла.
Расчет будет проводиться для переднего лонжерона крыла, конструктивно-силовая схема которого - балочная. Балочные лонжероны наиболее выгодны в весовом отношении при больших интенсивностях нагрузок, при средних и малых строительных высотах, чем ферменные. Они представляют собой двухпоясную балку со стенкой, подкрепленной стойками, которые могут использоваться также для присоединения нервюр к лонжерону.
Форма поперечного сечения - двутавр, так как двутавровое сечение имеет преимущество в весовом отношении по сравнению со швеллерным при больших интенсивностях нагрузки.
По технологическим признакам - лонжерон сборочный, клепаной конструкции, с монолитными поясами.
В качестве расчетного сечения выбираем сечение с координатой
, ,
.
- изгибающий момент, воспринимаемый крылом в расчетном сечении;
- поперечная сила, действующая на крыло.
Значения МУизг и мы берем из курсового проекта по прочности.
Расчетная схема и нагрузки, действующие на крыло, представлены на рис. 18.
В расчетном сечении крыло имеет следующие размеры:
b=2.24 м -длина хорды в расчетном сечении;
H1л=0,256 м - высота переднего лонжерона;
H2л=0,144 м - высота заднего лонжерона;
X1л=0,2 b=0.448 м - расстояние от носка крыла до переднего лонжерона;
X2л=0,75 b=1.68 м - расстояние от носка крыла до заднего лонжерона.
Распределение изгибающего момента между лонжеронами пропорционально квадратам их строительных высот, примем, что лонжероны воспринимают 70% всего изгибающего момента, тогда:
;
;
;
где H1=0.256м - высота переднего лонжерона,
H2=0.144м - высота заднего лонжерона,
тогда соответственно:
;
.
Поперечная сила Q распределяется пропорционально высотам лонжеронов, т.е.:
,
отсюда имеем:
где Q1 - поперечная сила, воспринимаемая передним лонжероном;
Q2 - поперечная сила, воспринимаемая задним лонжероном.
Запишем данные, необходимые для расчета лонжерона:
;
Рассчитаем пояса лонжерона.
5.2 Проектирование поясов лонжерона
Выбор материала поясов лонжерона определяется весовым анализом и конструктивно-технологическими соображениями.
Применение поясов из одной марки материала имеет свои преимущества, т.к. при этом соблюдается единый технологический процесс, отпадает необходимость в технологических разъемах по длине поясов, более плавно происходит течение усилий по поясам лонжерона. При высоких температурах должны применяться нержавеющая сталь и титановые или теплостойкие дюралюминиевые сплавы. Поэтому в качестве материалов поясов будут рассмотрены сплавы Д16Т и 30ХГСНА. Характеристики этих материалов приведены в таблице 6.
Таблица 6. Механические свойства материалов
|
Материл |
ув, МПа |
Е, Мпа |
с, кг/м3 |
|
|
Д16Т |
440 |
2800 |
||
|
30ХГСНА,уд=1,2ут |
1600 |
7850 |
Для таврового сечения параметр В определяет половину ширины пояса, поэтому при расчете необходимо пользоваться значением как исходным.
Последовательность проведения расчета
1. Задается ряд отношений В/д - от 1 до 8 через 1, где В - половина ширины пояса, д - толщина пояса.
2. Определяются критические напряжения местной потери устойчивости пояса ( по зависимости ур=ѓ(В/д) ).
3. Определяется величина С:
( из условия прочности ), где
М - изгибающий момент, воспринимаемый лонжероном;
Н - высота лонжерона;
укр - критическое напряжение.
4. Находится корень уравнения , т.е. величина .
5. По найденному значению и известному определяем .
6. По заданному и найденному находим ширину .
7. Определяется погонная масса пояса из выражения ,
где и - геометрические параметры верхнего пояса лонжерона,
- удельный вес материала,
G - погонная масса пояса.
8. Строится зависимость для двух материалов и выбирается оптимальное значение , соответствующееGmin.
Зависимости приведены на рис.3, а все полученные значения для материала Д16Т занесены в табл.7, а для материала 30ХГСНА - в табл. 8.
Таблица 7. Погонная масса пояса для материала Д16Т
|
ур, МПа |
С |
д/H |
д, мм |
В, мм |
G=B·д·с,кг/м |
||
|
1 |
450 |
0,011 |
0,11 |
29 |
29 |
2,35 |
|
|
2 |
430 |
0,006 |
0,082 |
21 |
42 |
2,47 |
|
|
3 |
425 |
0,004 |
0,066 |
17 |
51 |
2,43 |
|
|
4 |
410 |
0,003 |
0,056 |
14,3 |
57,2 |
2,29 |
|
|
5 |
400 |
0,0025 |
0,052 |
13,3 |
66,5 |
2,48 |
|
|
6 |
383 |
0,0022 |
0,048 |
12,3 |
73,8 |
2,54 |
|
|
7 |
357 |
0,002 |
0,046 |
12 |
84 |
2,82 |
Таблица 8. Погонная масса пояса для материала 30ХГСНА
|
В/д |
ур, МПа |
С |
д/H |
д, мм |
В, мм |
G=B·д·с, кг/м |
|
|
1 |
1720 |
0,003 |
0,066 |
16,84 |
16,84 |
2,240 |
|
|
2 |
1680 |
0,0015 |
0,04 |
10,24 |
20,48 |
1,646 |
|
|
3 |
1605 |
0,00105 |
0,034 |
8,704 |
26,112 |
1,780 |
|
|
4 |
1510 |
0,0084 |
0,03 |
7,68 |
30,72 |
1,850 |
|
|
5 |
1420 |
0,0007 |
0,0265 |
6,784 |
33,92 |
1,806 |
|
|
6 |
1350 |
0,000625 |
0,0253 |
6,4768 |
38,86 |
1,980 |
|
|
7 |
1240 |
0,00058 |
0,025 |
6,4 |
44,80 |
2,250 |
|
|
8 |
1145 |
0,00055 |
0,0245 |
6,272 |
50,176 |
2,470 |
На рис. 19 представлен верхний пояс лонжерона и показаны его параметры.
Рис.19. Верхний пояс лонжерона
Анализируя рис. 3 и таблицы 2 и 3 видно, что самым выгодным с точки зрения минимума массы является материал 30ХГСНА. Поэтому этот материал и выбираем для верхнего и нижнего поясов лонжерона.
Учитывая, что Gmin=1.65 кг и В/допт=2, определим параметры В и д исходя из величины С:
,
д/Н=0,066; тогда , .
Рис.20. График зависимости G=f(B/д) для материалов Д16Т и 30ХГСНА
При проектировании “полочек “для крепления обшивки и стенки лонжерона необходимо выполнить следующие условия:прочности - (добш =2 мм, материал обшивки - Д16Т, уобш=440 МПа ), ;
1. жесткости - ;
2. неразрушения при клепке - дп?3 мм - алюминиевые сплавы;
дп?2 мм - сталь;
3. ширина “полки” выбирается из условия долговечности и прочности заклепочного шва:
bn?4dз.
По условиям (1) и (3) выбирается максимальное значение дп, т.е. дп=2 мм.
Расчет нижнего пояса лонжерона
Нижний пояс в этом расчетном случае работает на растяжение. Величина его площади определяется следующим образом:
,
ув=1600 МПа (30ХГСНА), ур=1680 МПа,
принимая , имеем: - площадь нижнего пояса,
.
Руководствуясь конструктивно - технологическими соображениями и принимая во внимание величины и , принимаем:
; .
В расчетном случае Д этот же пояс должен воспринимать нагрузку без потери устойчивости:
,
,
,
,
, данное условие выполняется.
Поскольку форма сечения лонжерона - двутавр, то принимаем ширину верхнего и нижнего пояса равными Вв= Вн=68 мм.
5.3 Проектирование стенки лонжерона
Предполагается, что конструкция будет наиболее выгодной, если масса стенки и подкрепляющих ее стоек будет минимальной.
Масса стенки лонжерона определяется в основном величиной расчетных или разрушающих напряжений . Поскольку в практике расчетов на прочность принято считать, что стенка лонжерона работает от перерезывающей силы Q на сдвиг, то и масса стенки будет определяться величиной критических напряжений сдвига .
Исходными данными для расчета являются перерезывающая сила Q (была определена ранее, Q=87.04 кН ) в расчетном сечении и габаритная высота лонжерона Н=0,256 м.
Последовательность расчета
1.Высота стенки определяется по выражению
,
где и - толщины верхнего и нижнего поясов.
2.Рассчитываем интенсивность нагрузки :
.
3. Задается три значения
4. Определяются разрушающие напряжения стенки
5. Определяются критические напряжения
6. Определяется толщина стенки и , полученное значение округляется до стандартной толщины листов.
7. Потом определяется потребная площадь подкрепляющих стоек из сортамента выбираем профиль стойки, соответствующий данной площади.
Полученные результаты заносим в таблицу 9.
Таблица 9. Потребная площадь подкрепляющих стоек
|
фp, MПа |
фпр, MПа |
дст, м |
дпр, м |
l, м |
Fстойки, м2 |
mстенки, кг |
||
|
0.2 |
200 |
160 |
0.00198 |
0.00247 |
0.044 |
21.56·10-6 |
1.22 |
|
|
0.5 |
162 |
127 |
0.0011 |
0.003115 |
0.110 |
74.25·10-6 |
1.5 |
|
|
1 |
125 |
112 |
0.003165 |
0.00353 |
0.220 |
80.3·10-6 |
1.95 |
Для более рационального выбора шага l определим массу стенки (без пояса) по формуле , L=1.
Материал стоек и стенки Д16Т. Из технологических соображений принимаем
Размещено на http://www.allbest.ru/
дст принимаем из стандартного ряда: дст=3мм.
Из сортамента выбираем профиль стойки.
Уголок равнобокий ПР100 - 7.
Размеры и характеристики сечения (рис.21):
Соединение стенки лонжерона с поясами
В сборных лонжеронах стенка крепится к поясам с помощью заклепок или болтов.
Чаще всего применяют заклепки диаметром из алюминиевых сплавов или стали.
Определим силу, действующую на одну заклепку (болт):
где в - коэффициент неравномерности распределения касательных напряжений,
в=1,1;
t - шаг заклепок, t=0.02;
m - число рядов заклепочного шва, m=2,
.
Из стандартного ряда выбираем заклепки диаметром d=5мм, материал - Д1П. Заклепки из данного материала имеют хорошие пластические свойства.
Чертеж лонжерона представлен на ватмане формата А4.
Раздел 6
Расчет монолитной панели
6.1 Конструктивно-технологические особенности монолитных панелей
Под монолитной конструкцией панели подразумевают вариант конструкции, когда обшивку и подкрепляющие элементы выполняют зацело из одной заготовки материала.
Монолитные панели из алюминиевых сплавов могут быть изготовлены различными методами: механическая обработка, химическое фрезерование, штамповка, прессованием.
Рассчитываемая панель изготавливается прессованием. Масса монолитных панелей меньше, чем сборных.
Основные преимущества монолитных панелей по сравнению со сборными следующие:
обшивка сборных панелей соединяется с подкрепляющими элементами заклепками или болтами через отверстия. Эти отверстия вызывают уменьшение поперечного сечения; в монолитных панелях таких отверстий немного, благодаря чему снижается масса;
имеется возможность более рационального распределения материала монолитных панелей по объему;
в местах соединений отдельных элементов сборных панелей имеются выступы, вмятины, вызывающие ухудшение аэродинамики. Поверхность монолитных панелей в значительной мере лишена этих недостатков.
6.2 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 следующие:
сжатие в одном направлении;
сжатие в двух направлениях;
сжатие и сдвиг.
К этим нагрузкам часто присоединяются поперечные нагрузки. Величина внешней нагрузки, при которой наступает потеря устойчивости панели, зависит от свойств материала, соотношения геометрических размеров, условий опирания панели.
Это усложняет задачу выбора параметров, обеспечивающих минимальную массу и определение разрушающих напряжений.
Потому, в данной работе выполнено проектирование панели с простым оребрением с использованием графоаналитического метода. Рассмотрены 4 варианта из двух различных материалов с разной приведенной толщиной и выбор оптимального варианта с точки зрения минимума массы.
Задание
Для заданных расстояний между нервюрами и стрингерами и приведенной толщины обшивки определить рациональные параметры панели, имеющую максимальную несущую способность при минимальной массе.
Данные для расчета
Материал В95пчТ1; Д16чТ.
Приведенная толщина 0=4 мм; 12 мм.
Шаг стрингеров b1=110 мм.
Шаг нервюр L=600 мм.
Характеристики монолитной панели
На рис.22 представлено сечение панели с простым оребрением, где
b1 - шаг стрингеров;
b2 - высота стрингера;
1 - толщина обшивки;
2 - минимальная толщина ребра стрингера.
Рис.22. Поперечное сечение монолитной панели
Соотношения геометрических размеров сечения панели - то безразмерные параметры:
Приведенная толщина панели определяется по формуле:
Для определения рациональных параметров панели вводят понятие коффициента неравноустойчивости Кф:
где 2 - критические напряжения местной формы потери устойчивости.
0 - критические напряжения общей формы потери устойчивости.
Последовательность расчета
Определение геометрических и прочностных параметров оптимальной панели.
По графикам для заданного материала в зависимости от приведенной толщины 0 и расстояние между нервюрами L определяются:
разрушающие напряжения р (1, рис.2а-4а);
напряжения общей потери устойчивости 0 (1, рис. 2б-4б);
напряжения местной потери устойчивости 2 (1, рис. 2в-4в).
По графикам, в зависимости от материала, 0, L определяются размеры оптимальной панели - b1; b2; 1; 2 (1, рис. 2 - 4). Результаты занесены в табл. 1.
Наложение на оптимальную панель конструктивно-технологических ограничений. В качестве ограничений выступают минимально-допустимая с точки зрения технологии толщина обшивки 1 и заданное из конструктивных соображений значение шага подкрепляющих ребер b1.
Оптимизация панели с учетом наложенных ограничений.
Определяются новые значения основных проектных параметров 12 и b12:
где значения b1; b2; 1; 2 были найдены ранее по графикам.
По зависимостям (1. Рис. 5а,б) определяются величины 1/0 и 2/0 в зависимости от величин b12 и 12.
Вычисляются толщины обшивки и ребра:
где 0, 1, 2 - известные величины.
По графикам (1, рис. 5в,г) определяется величина радиуса инерции в зависимости от b12 и 12.
Вычисляются величины L/ и 2/ b2.
По графикам (1, рис. 6) определяются критические напряжения общей (0) и местной (r) потери устойчивости, в зависимости от материала, величин L/; 12 и 2/ b2.
Определяется коффициент неравноустойчивости Кф:
По зависимостям (1. Рис. 7а-г) определяются разрушающие напряжения панели в зависимости от р и r.
Чтобы определить наиболее оптимальную панель, определим суммарную площадь поперечного сечения панели по формуле:
Все полученные результаты заносим в таблицы: для оптимальной панели - табл.10; для панели с наложенными ограничениями - табл. 11.
Ограничения заключаются в том, что принимаем шаг между стрингерами равным b1=110 мм.
Таблица 10. Параметры оптимальной панели
|
материал |
В95пчТ1 |
Д16чТ |
В95пчТ1 |
Д16чТ |
|
|
приведенные толщины |
0 = 4 мм |
0 = 4 мм |
0 = 12 мм |
0 = 12 мм |
|
|
р, МПа |
365 |
290 |
435 |
333 |
|
|
0, МПа |
400 |
280 |
443 |
330 |
|
|
2, МПа |
297 |
275 |
390 |
370 |
|
|
b1, мм |
60 |
61 |
90 |
90 |
|
|
b2, мм |
40 |
41 |
60 |
60 |
|
|
1, мм |
1.6 |
1.8 |
5 |
5.3 |
|
|
2, мм |
3.6 |
3.4 |
11 |
10.8 |
|
|
b12, |
2.75 |
2.68 |
1.83 |
1.83 |
|
|
12, |
0.144 |
0.53 |
0.45 |
0.49 |
|
|
Кф |
0.76 |
0.98 |
0.9 |
1.0 |
|
|
1/0 |
0.6 |
0.62 |
0.45 |
0.47 |
|
|
2/0 |
1.23 |
1.1 |
1 |
0.94 |
Таблица 11. Параметры панели с учетом ограничений
|
материал |
В95пчТ1 |
Д16чТ |
В95пчТ1 |
Д16чТ |
|
|
приведенные толщины |
0 = 4 мм |
0 = 4 мм |
0 = 12 мм |
0 = 12 мм |
|
|
b1, мм |
110 |
110 |
110 |
110 |
|
|
b2, мм |
40 |
41 |
60 |
60 |
|
|
1, мм |
2.4 |
2.48 |
5.4 |
5.64 |
|
|
2, мм |
4.92 |
4.4 |
12 |
11.28 |
|
|
1/0 |
0.6 |
0.62 |
0.45 |
0.47 |
|
|
2/0 |
1.23 |
1.1 |
1 |
0.94 |
|
|
, мм |
12.44 |
12.71 |
19.5 |
19.3 |
|
|
2/ b2 |
0.123 |
0.107 |
0.2 |
0.32 |
|
|
L/ |
48.23 |
47.2 |
30.77 |
31.09 |
|
|
0, МПа |
350 |
300 |
437 |
330 |
|
|
2, МПа |
130 |
150 |
440 |
385 |
|
|
, МПа |
210 |
210 |
440 |
350 |
|
|
р, МПа |
260 |
250 |
440 |
350 |
|
|
Fсеч, мм2 |
454.9 |
447.7 |
1281.6 |
1265.4 |
Наименьшую площадь поперечного сечения имеет вариант из сплава Д16чТ и приведенной толщиной 0=4 мм, этот вариант является наиболее рациональным, удовлетворяющим конструктивно-технологическим требованиям.
Панель того варианта имеет следующие параметры:
b1 = 110 мм;
b2 = 41 мм;
1 = 2.48 мм;
2 = 4.4 мм.
Все варианты панелей представлены на листе формата А4, а также схема крепления пояса лонжерона, панели и силовой нервюры (см. приложение).
Раздел 7
Технологическая часть
Введение
Одно из важнейших мест в авиастроении занимает технология производства деталей. Более 50% всех деталей в авиастроении являются штампованными, поэтому одной из главных задач технологов является разработка и внедрение более универсального, а так же экономического оборудования для процесса штамповки. Большое распространение из-за своей простоты получили штампы последовательного действия, позволяющие легко получать детали самых различных конфигураций с достаточной точностью. Один из таких штампов и проектируется в этой курсовой работе.
7.1 Разработка техпроцесса листовой штамповки и проектирование штампа
7.1.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штампа
7.1.1.1 Анализ технологичности детали
Рис.23. Эскиз детали
Материал детали Д16Т-1.
Толщина детали S=4мм.
Учитывая форму детали, ее толщину, целесообразно, как более технологичный, принять способ изготовления методом холодной штамповки. Размер пробиваемого отверстия больше минимально-допустимого (d> 1.3S).
Наименьшее расстояние от края отверстия до прямолинейного наружного контура, больше минимально-допустимого (не менее S).
7.1.1.2 Выбор рационального раскроя материала
При штамповке деталей из полосы между соседними деталями должна быть перемычка, обеспечивающая достаточную прочность и жесткость полосы. Для определения перемычек используют экспериментальные данные [2.c.17].Для толщины листа 4мм и автоматической подачи расстояние от детали до края полосы m=4мм, расстояние между деталями n=3мм. Для получения детали применим однорядный тип раскроя. Эскиз раскроя показан на рис.24.
Рис.24.Раскрой материала
Данный тип раскроя даст минимальный отход материала. Ширина полосы при таком раскрое составляет 118 мм.
Выбираем наиболее рациональный раскрой листа стандартных размеров. Для примера рассмотрим два листа размерами: 1200x2000 и 1500x6000 мм.
1. Лист 1200x2000.
Рассмотрим два возможных варианта расположения полос на листе:
Рис.25. Размещение полосы вдоль ширины листа
1.На листе вмещается:
1200:118=10 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
2000:49=40 штук.
Итого на листе:
10•40=400 деталей.
Рис.26.Размещение полосы вдоль длины листа
2.На листе вмещается:
1200:49=24 полосы.
Количество заготовок в одной полосе:
2000:118=16 штук.
Итого на листе:
24•16=384 детали.
Следовательно, вариант 1 выгоднее.
Рассчитаем для этого варианта КИМ:
,
где N-количество деталей на листе;
F-5782 мм2-площадь детали;
B, L-ширина и длина разрезаемого листа.
.
Лист 800*2000.
Также рассмотрим два возможных варианта расположения полос на листе:
1. На листе вмещается
1500:118=12 полос.
Количество заготовок в одной полосе:
6000:49=122 штуки.
Итого на листе:
12•122=1464 детали.
Рис.27.Размещение полосы вдоль ширины листа
2. На листе вмещается:
1500:49=30 полос
Количество заготовок в одной полосе:
6000:118=50 штук.
Итого на листе:
30•50=1500 деталей.
Рис.28.Размещение полосы вдоль длины полосы.
Следовательно, вариант 2 выгоднее.
Рассчитаем для него КИМ:
.
Выбираем лист 1500•6000 мм, т.к. для него КИМ больше(0.965>0.96), раскрой из этого листа более рациональный.
7.1.1.3 Выбор схемы штамповки
Для разработки техпроцесса изготовления детали нужно выбрать схему штамповки, т. е. последовательность и схему штампа. Пользуясь рекомендациями [2,c.12] выбираем штамп последовательного действия. Изготавливаться деталь будет за несколько переходов (в нашем случае 2 перехода) рядом пуансонов при последовательном перемещении заготовки в горизонтальном направлении.
7.1.1.4 Выбор технологической схемы штампа
Для разработки техпроцесса изготовления детали необходим вырубной штамп последовательного действия. Наиболее рациональным является техпроцесс, обеспечивающий изготовление детали с наименьшей себестоимостью.
Штамп определен формой детали и является пробивным. Схема этого штампа включает следующие операции:
- на первом переходе пробиваются три отверстия, два диаметром d=10мм и одно d=20мм;
- на втором переходе осуществляется вырубка по внешнему контуру.
Подача ручная *(возможна автоматическая).* Расчет выполнен для автоматической подачи. Удаление отходов и детали происходит через отверстие матрицы и в виде полосы.
7.1.1.5 Расчет усилий штамповки
Усилие Р вырубки по контуру или пробивки отверстия, если заготовка или отход свободно проваливаются в отверстие матрицы, определяют:
или
, т.к. ,
где k=1.1…1.3-коэффициент, учитывающий неравномерность толщины материала, его механических свойств, затупление режущих кромок и т.д.;
L-периметр контура или отверстия;
S-толщина материала;
=235 МПа для Д16Т.
Для удобства пронумеруем контур и отверстия.
Рис.29.Форма детали
Найдем параметры:
L1=рd1=3.14•20=62.8[ мм],
L2=3.14•10=31.4 [мм],
L3=110•2+40•2=300[мм].
Учитывая, что S=4мм, по формулам (1.5.1)рассчитаем усилие вырубки и пробивки:
Р1=1.2•164.5•106 •0.0628•0.004=49586.88[Н];
Р2=1.2•164.5•106 •0.0314•0.004=24793.44[Н];
Р3=1.2•164.5•106 •0.3•0.004=236880[Н].
Суммарное усилие вырубки и пробивки:
=49586.88+2•24793.44+236880=336.053 [Н].
После вырубки отход (после пробивки - деталь) остаются на пуансоне. Для снятия детали или отхода требуется усилие снятия Рсн ,которое должен создавать съемник:
Рсн= КснР,
где Ксн=0,1…0,12-коэффициент снятия [2,с.30];
Р-усилие вырубки (пробивки).
Рсн=0.11•336053.76=36966 [Н].
Суммарное усилие вырубки и пробивки:
РУ=Р+Рсн=336.053+36966=373 [кН].
Силу проталкивания вырубленной детали (или отхода) для матрицы с цилиндрическим пояском при работе на провал определяют по формуле:
,
где k=0.05…0.08, примем k=0,06;
P-усилие вырубки (пробивки);
h-высота цилиндрического пояска матрицы (h=12мм);
S=4мм-толщина листа.
Q=0.06•336053.76•0.012/0.004=60489.68[Н];
Определим технологическое усилие:
;
[Н];
[Н];
[Н];
[т];
7.1.2 Проектирование штампа, выбор оборудования
7.1.2.1 Определение центра давления штампа
Центр давления - это точка, в которой момент равнодействующей всех сил равен нулю.
Ось равнодействующей усилий штамповки должна совпадать с осью хвостовика штампа. Иначе возникнут перекос штампа, неравномерность зазоров между матрицей и пуансоном и даже поломка штампа, что крайне нежелательно.
Центр давления штампа находим из равенства момента равнодействующей моменту усилий штамповки относительно одной и той же оси (см. рис.30).
Рис.30.Центр давления штампа.
Положение ЦД относительно произвольно выбранной системы координат определяется по формулам:
; , где
Li - длина i-го участка;
Xi - координата X центра давления i-го участка;
Yi - координата Y центра давления i-го участка .
Значения Li, Xi, Yi для всех участков представлены в таблице12.
Таблица12. Координаты ЦД штампа.
|
Участок |
A |
B |
C |
D |
У |
|
|
Li |
40 |
10 |
20 |
10 |
80 |
|
|
Xi |
20 |
63 |
63 |
63 |
209 |
|
|
Yi |
55 |
95 |
55 |
15 |
220 |
|
|
Xi Li |
800 |
630 |
1260 |
630 |
3320 |
|
|
Yi Li |
2200 |
950 |
1100 |
150 |
4400 |
Найдем координаты ЦД штампа:
Xцд=3320/80=41.5мм; Yцд=4400/80=55мм.
7.1.2.2 Определение величин зазоров между пуансоном и матрицей, исполнительных размеров пуансона и матрицы
При вырубке и пробивке оптимальная величина зазора между матрицей и пуансоном обеспечивает наиболее высокое качество среза, наивысшую стойкость штампа, оптимальные величины усилий резанья.
При пробивке круглого отверстия прежде всего нужно выяснить, возможно ли раздельное изготовление матрицы и пуансона с обеспечением зазора оптимальной величины. Условием этого является следующее неравенство:
Z-Zmin<дм+дп, где
Z - выбранный двусторонний зазор между матрицей и пуансоном;
дм и дп - допуск на изготовление матрицы и пуансона. Для размера 110Н10 припуск на износ Пи=0.12, предельные отклонения для размеров дм=0.035 и дп=0.03. Значение двустороннего зазора Z и допуска на зазор для матрицы с цилиндрическим пояском определяем по [1, c.32]: Z=0.32, Z=0.1.
При пробивке или вырубке штамп можно использовать даже тогда, когда зазор Z в результате износа стал больше, чем Zmax. В этом случае размер пробиваемого отверстия становится больше размера пуансона, а размер вырубаемого контура меньше размера матрицы. Такое положение учитывается назначением исполнительных размеров.
Принимаем совместное изготовление матрицы и пуансона.
Исполнительные размеры пуансона (Lп)и матрицы (Lм) при пробивке отверстия находим по формулам:
для Lн=110мм:
Lм= (Lн-Пи)+ дм=(110-0.12)+0.035=(109.88)+0.035[мм];
Lп=(Lн-Пи-Z)- дп=(110-0.12-0.32)-0.03=(109.56)-0.03[мм];
для Lн=40мм:
Lм= (Lн-Пи)+ дм=(40-0.1)+0.03=(39.9)+0.03[мм];
Lп=(Lн-Пи-Z)- дп=(40-0.1-0.32)-0.022=(39.58)-0.022[мм].
Для операции пробивки размера Lн=20мм определим исполнительные размеры матрицы и пуансона:
Lм= (Lн +Пи+Z)+ дм=(20+0.084+0.32)+0.025=(20.404)+0.025[мм];
Lп=(Lн+Пи)-дп=(20+0.084)-0.019=(20.084)-0.019[мм];
для Lн=10мм:
Lм= (Lн +Пи +Z)+ дм=(10+0.07+0.32)+0.021=(10.39)+0.021[мм];
Lп=(Lн+Пи)- дп=(10+0.07)-0.015=(10.07)-0.015[мм].
Расстояние между осями пробивных пуансонов или соответствующих отверстий в матрице:
Lм=Lн±0.5?Z, для Lн=40мм имеем Lм=40±0.5•0.05мм.
Форма матрицы определяется формой и размерами штампуемой детали. Наименьшие габаритные размеры матрицы зависят от размеров рабочей зоны:
118 х 89 -не менее 230 х 200мм.
Определим толщину матрицы:
Hм=S+Км+7,
где S - толщина штампуемого материала;
- размеры рабочей зоны матрицы;
Км - коэффициент, Км =0.8,
Hм=4+0.8+7=22.5 мм.
Проверим, достаточной ли толщины матрица:
Нм=мм.
Необходимая толщина матрицы Hм=32мм.
Между винтами расстояние не более 90мм, следовательно число винтов в матрице в одном ряду должно быть не менее
Расстояние осей болтовых отверстий от наружного контура (или рабочего) матрицы 20мм.
Расстояние от оси винта до оси штифта не менее 25мм.
Выбираем винты М12 и штифты 10мм.
7.1.2.3 Расчёт на прочность элементов штампа
Приближённые расчёты пуансонов на прочность
Расчёт опорной поверхности головки пуансона на смятие производится по формуле:
где см-напряжение смятия опорной поверхности;
[усм]=1.5 ув; [усм]=1.5 ?235=352.5Мпа;
Р-расчётное усилие;
F-опорная поверхность пуансона.
Пуансон для пробивки отверстия d=20мм:
Пуансон для пробивки отверстия d=10мм:
Пуансон для вырубки по контуру:
см.>100Мпа, следовательно, между верхней плитой и пуансонодержателем ставим стальную калёную прокладку.
Расчёт пуансонов на сжатие в наименьшем сечении
Расчёт производим по формуле:
;
где сж- напряжение сжатия;
сж - допускаемое напряжение сжатия (для обычных пуансонов из закалённой инструментальной стали сж=1600Мпа).
Пуансон для пробивки отверстия d=20мм:
Пуансон для пробивки отверстия d=10мм:
Пуансон для вырубки по контуру:
Итак, все напряжения сжатия меньше допустимых. Расчёт свободной длины пуансонов на продольный изгиб производим по формуле:
,
где -модуль упругости;
J-момент инерции сечения;
n-коэффициент безопасности (для закалённой стали n=2…3).
1.
2.
Наименьшей будет длина первого пуансона, её и принимаем для всех пуансонов.
7.1.2.4 Допуски и посадки в сопрягаемых конструктивных элементах штампа
Приведем виды посадок и перечень сопрягаемых деталей, применяемых в нашем штампе:
- нижняя плита и направляющая колонка:
посадка с натягом 36;
- верхняя плита и втулка:
посадка с натягом 50;
- направляющая колонка и втулка:
скользящая посадка 36;
- пуансон и пуансонодержатель:
посадка с натягом 8; 50;
- штифты:
посадка с натягом 10; 6;
- винты:
посадка ;
- хвостовик и верхняя плита:
посадка с натягом 53;
- фиксатор и пуансон:
посадка 10.
7.1.2.5 Конструкция штампа, его устройство, работа, последовательность изготовления и сборки
Конструктивно штамп состоит из нижней и верхней плит. В нижнюю плиту впрессованы две направляющие колонки, на плите установлена матрица и скобообразный съемник. На верхней плите установлен хвостовик. К ней же крепится стальная прокладка, пуансонодержатель с двумя пуансонами: пробивным и вырубным. Вырубной пуансон включает в себя запрессованный фиксатор и поддерживающий его штифт. В верхнюю плиту впрессованы направляющие втулки, которые скользят по колонкам вместе с верхним блоком штампа. Полоса подается справа налево в просвет между матрицей и съемником и фиксируется разовым упором. Производится пробивка отверстия. Затем полоса продвигается дальше до грибкового упора и вырубается по контуру с одновременной пробивкой второго очередного отверстия. Далее действия повторяются.
Технология сборки штампа:
1. Запрессовать направляющие колонки в нижнюю плиту штампа.
2. Запрессовать грибковый упор в матрицу.
3. Установить матрицу на нижнюю плиту и запрессовать два штифта.
4. Установить в съемник разовый фиксатор и два наладочных прижима.
5. Установить съемник на матрицу и скрепить восемью винтами.
6. Запрессовать фиксатор в вырубной пуансон, затем штифт.
7. Запрессовать втулки в верхнюю плиту.
8. Запрессовать хвостовик в верхнюю плиту и зафиксировать штифтом.
9. Запрессовать пуансоны в пуансонодержатель.
10. Отшлифовать пуансонодержатель с пуансонами в сборе.
11. Запрессовать штифты в верхнюю плиту и затем на них надеть подкладку, пуансонодержатель и скрепить восемью винтами.
12. Собрать верхнюю и нижнюю половины штампа.
7.1.2.6 Выбор пресса. Его характеристики
В штамповочном производстве сравнительно небольших деталей чаще всего применяют механические прессы, ввиду большого числа ходов ползуна они отличаются высокой производительностью.
Выбираем механический пресс со следующими характеристиками:
Номинальное усилие пресса, кН -630
Ход пресса, мм -100
Число ходов ползуна в минуту
быстроходного/тихоходного -80/40
Наибольшее расстояние между
Столом и ползуном в его
нижнем скольжении при
нормальном ходе, мм -400
Регулировка расстояния между
столом и ползуном, мм -80
Размеры стола, мм
B -860
L -570
Размеры отверстия в столе, мм
L1 -310
B1 -450
d -400
Размеры отверстия в ползуне
для крепления штампа, мм
-50/70
Вес пресса с нормальным
(тихоходным) числом ходов
(не более), кг -5500
7.1.2.7 Способ крепления штампа к ползуну и столу пресса
Верхняя плита штампа крепится к ползуну с помощью хвостовика. Нижняя плита штампа прижимается к столу прижимными планками. Для болтов прижимающих планки, в столе пресса предусмотрены Т-образные ножи.
7.1.2.8 Организация рабочего места штамповщика. Охрана труда
К научной организации рабочего места штамповщика относятся:
1) правильная и наиболее удобная планировка рабочего места, включая способы и места укладки заготовок, готовых изделий и отходов;
2) необходимая подготовка материалов и полуфабрикатов;
3) обеспечение рабочего места вспомогательным инструментом;
4) содержание в исправности и рабочей готовности пресса и штампа;
5) содержание в исправности и рабочей готовности, в чистоте и порядке.
Планировка и организация рабочего места зависят от вида и размеров заготовки, степени механизации работ и способа подачи заготовки, способа удаления деталей, типа пресса, мощности пресса и размеров штампуемых деталей.
По таблице 270 [1, с.674]выберем следующую схему планировки и организации рабочего места (рис.31):
Рис.31.Схема планировки рабочего места
1. пресс;
2. стол для заготовки;
3. ящик для готовых деталей;
4. ящик для отходов;
5. приемный ящик (в столе пресса);
6. рабочий.
Техника охраны труда при эксплуатации прессов и штампов включает целый ряд мероприятий:
1) к работе допускаются только лица, прошедшие инструктаж;
2) на прессе запрещается проводить операции, где потребное усилие больше, чем номинальное усилие пресса;
3) закрытая высота штампа должна соответствовать закрытой высоте выбранного пресса;
4) прессы необходимо снабжать автоматической подачей, защитными устройствами, исключающими попадание рук в опасную зону;
5) запрещается снимать деталь и удалять ее из опасной зоны руками.
7.1.2.9 Автоматизация техпроцесса
Автоматизация холодноштамповочных работ позволяет в несколько раз увеличить производительность труда, а так же обеспечивает полную безопасность работы на прессах.
Для полосового материала автоматизируют подачу при помощи устройств валкового, крючкового типов. Эти механизмы подачи являются универсальными, допускают регулировку шага подачи и наладку на различную толщину ленты. Обычно прессы снабжаются двусторонней валковой подачей. Значительно реже применяется односторонняя. Универсальная по широкому диапазону толщин.
Клещевая подача также универсальна в диапазоне толщин (до 5 мм) и обладает повышенной точностью. Точность клещевой подачи выше валковой и составляет от 0.02 мм до 0.03 мм. Крючковая подача с приводом от ползуна более проста, дешева, но менее точна. Точность мм.
В качестве автоматизации штамповки данной детали предлагаем клещевую подачу на основании достоинств, перечисленных выше.
Раздел 8
Экономическая часть
8.1 Расчет самолетостроительного ОКБ
Предварительное укрупненное определение затрат производится на этапе аванпроекта, поэтому отдельные этапы - аванпроект, эскизное и рабочее проектирование - целесообразно объединить в один этап - проектирование.
Затратами на этапе передачи документации на серийный завод можно пренебречь. Следовательно, расчет затрат ведется отдельно по этапам:
- проектирование;
- изготовление опытных образцов;
- испытание и доводка.
8.1.1 Затраты на проектирование
Суммарные затраты на проектирование определяются по формуле:
, где
Спр - затраты на проектирование, тыс. долл.;
Кнво - коэффициент, учитывающий в затратах на проектирование налоги, обязательные взносы, отчисления, Кнво=1.61;
mпл - масса планера самолета с оборудованием, включая массу служебной нагрузки и экипажа без массы силовых установок, mпл=5.557 т;
Г(М+1) - гамма-функция, Г(М+1)=0.93138;
М - максимальное число М полета, М=0.8;
- параметр, характеризующий вероятное отклонение случайной величины от числа М, =0.01515;
тыс. долл.
самолет фюзеляж шасси лонжерон
8.1.2 Затраты на изготовление опытных образцов
Затраты на изготовление каждого из опытных образцов определяются по выражению:
; где
Vmax - максимальная скорость полета самолета, Vmax=800 км/час;
N - порядковый номер опытного образца;
С1 изг=1.5·1.61·(5.557)1.237·800·1-0.2=16120 тыс. долл.;
С2 изг=1.5·1.61·(5.557)1.237·800·2-0.2=14034 тыс. долл.;
С3 изг=1.5·1.61·(5.557)1.237·800·3-0.2=12940 тыс. долл.
Сумма затрат на изготовление трех опытных образцов:
Сизг= С1 изг+ С2 изг+ С3 изг=16120+14034+12940=43094 тыс. долл.
8.1.3 Затраты на испытания и доводку опытных образцов
Затраты на доводку и испытания опытных образцов определяются по формуле:
, где
К==1200-0.08=0.567;
Nло=2 - число летных образцов,
Сисп.д.=1.5·1.61·104·2-0.9·(1+0.01·1)·0.567=7411 тыс. долл.
Общие затраты ОКБ определяются по формуле:
Сокб=Спр+Сизг+Сисп.д.=5033+43094+7411=55538 тыс. долл.
8.2 Расчет себестоимости самолета и цены самолета без двигателей и с двигателями
Полная средняя себестоимость одного самолета из годового выпуска в N=25 штук определяется следующим образом:
Сп=Сз+ВР, долл., где
Сз - заводская средняя стоимость одного самолета из годового выпуска в N штук;
ВР - внутрипроизводственные расходы, планируемые в размере 1% от заводской себестоимости;
Тогда:
Сп= 1.01 Сз.
Заводская средняя себестоимость одного самолета из годового объёма в N штук без себестоимости двигателей определяется по формуле:
Сз=Мо+ПИ+СОС+ПР+СР+ЗО+КРЦ+КРЗ+ОВЗ+НДС+НКОМ+ОДОР+ПКС, долл., где
Мо - стоимость основных материалов, сырья и готовых изделий общепромышленного назначения и стоимость покупных полуфабрикатов;
Мо=1.95?104?mк?0.93.32lgN, где
mк - масса конструкции самолета , mк =5.557 т.
N - годовой объём выпуска самолетов, N=25.
Мо=1.95?104?5.5570,393?0,93,32lg25=58941.5 $;
ПИ - стоимость покупных изделий;
ПИ=1.95(-1280+2,37Vmax+14,15mпс)N-0.09, где
Vmax- максимальная скорость самолета (800 км\ч);
mпс=mпл-mсл+mсу=6.4145-0.5375+0.65=6.527т - масса пустого самолета;
mпл=mк+mсл+mэк=5.557+0.5375+0.32=6.4145т;
mсл=mсн+mэк=0.2175+0.32=0.5375т - масса служебной нагрузки;
ПИ=1.95(-1280+2.37?800+14,15?6.527)?25-0,09=1034$;
СОс - затраты на изготовление, ремонт, восстановление специальной технологической оснастки, списываемой на программу первых двух лет серийного выпуска самолета.
Затраты труда на изготовление, ремонт, восстановление специальной технологической оснастки определяются:
Тк=(2.943+0.0775mпс-2.58?10-4mпс)?1,05n ,где
n - количество двигателей, n=2;
Тк=(2.943+0.0775?6.4145-2.58?10-4?6.4145)?1.052=3.79 млн. нормочасов.
Общие затраты труда на изготовление, ремонт, восстановление специальной технологической оснастки составляют:
Тосн=ТкК1К2К3К4К5, где
К1- учитывает объём выпуска, К1=2.27?10-3?N+0.64=0.697;
К2- учитывает уровень применения нормализованной оснастки,
К2=1.2-0.005=1.2-0.005?25=1.075; где
- уровень применения нормализованной оснастки в %, =25%;
К3- учитывает уровень преемственности создаваемой конструкции,
К3=10-2[220-]=0.995$;
К4- учитывает изготовление дублеров оснастки, её ремонт и восстановление. Из табл.4 К4=1.48;
К5- учитывает тип самолета СВВП, К5=1;
Тосн=3.79?0.697?1.075?0.995?1.48?1=4.18 млн. нормочасов.
Величина расходов на изготовление спецоснастки:
СО=Тосн* , где
- стоимость производства одного нормочаса специальной технологической оснастки, равная 2.5-2.7 доллара,
СО=4.18?2.5=4.18?106?2.5=10.45?106$, тогда
СОс=, где:
N1, N2 - количество самолетов, запланированных к выпуску в первый и второй годы серийного производства, N1 =10, N2=15,
СОс=10.45?106/25=418000$;
ПР - постановочные расходы, вызванные освоением в серийном производстве нового самолета и разработкой процесса его изготовления;
СР - спецрасходы (расходы на проведение испытаний серийных самолетов).
Постановочные расходы и спецрасходы по табл. 5:
ПР=0.43?СОс=0.43?418000=179740$;
СР=0.3?СОс=0.3?418000=125400$;
Зо - расходы на основную и дополнительную заработную плату производственных рабочих;
Зо=1.5?3.013?10000?mк0.903?М0.42?N-0.32?Кпр, где:
Кпр- коэффициент, учитывающий повышение производительности труда рабочего за время от разработки эскизного проекта, когда ведется предварительный расчет цены самолета, до начала серийного производства: Кпр=1,08-t=1.08-5=0.68 - для легких самолетов,
Зо=1.5?3.013?10000?5.5570.903?0.80.42?25-0.32*?0.68=47320 $.
Косвенные цеховые и общезаводские расходы равны:
КРц=1.92?3.04?Зо?N-0.129=1.92?3.04?47320?25-0.129=182341.4$;
КРз=1.92?3.701?Зо?N-0.359=1.92?3.701?47320?25-0.359=105878$.
Расчетная величина обязательных взносов на годовую программу выпуска самолетов определяется следующим образом:
ОВЗ=, тыс. долл., где:
Lовз - суммарная ставка обязательных взносов от затрат на оплату труда всех категорий работающих, lовз=51%;
Lрз - ставка отчислений от затрат труда работников всех категорий промышленно-производственного персонала в размере 1% от заработной платы каждого работника;
Зппп - затраты на основную и дополнительную заработную плату работников всех категорий промышленно-производственного персонала, включаемые в заводскую среднюю себестоимость одного самолета,
Зппп=Кзппп(СОс+ПР+СР+Зо+КРц+КРЗ), где:
Кзппп=0,235 - доля затрат на оплату труда работников всех категорий промышленно-производственного персонала в суммарных затратах на специальную оснастку, постановочные расходы, расходы на проведение испытаний, на основную и дополнительную заработную плату производственных рабочих, на косвенные расходы цехов основного производства и косвенные общезаводские расходы.
Зппп=0.235(418000+179740+125400+47320+182341.4+105878)=248790 $;
ОВЗ==3234270 $.
Налог на добавленную стоимость:
НДС=, где:
Lндс - ставка налога на добавленную стоимость, равная 20%,
НДС==1243950 $.
Коммунальный налог, включаемый в себестоимость і-той годовой программы выпуска, определяется:
Нком=lком*Зппп*N/Зппп1, долл., где:
lком - ставка коммунального налога, равная 0,875 долл./чел;
Зппп1 - среднемесячная заработная плата одного рабочего(210$)
Нком=0.875?248790?25/210=25915.6$.
Себестоимость самолета без отчислений на содержание дорог:
С=МО+ПИ+СОС+ПР+СР+ЗО+КРЦ+КРЗ+ОВЗ+НДС+НКОМ=58941.5+1034+418000+179740+125400+47320+182341.4+105878+3234270+1243950+25915.6=5622790.5 $.
Отчисления на содержание дорог:
Одор=0.01523?С=0.01523?5622790.5=85635 тыс.$.
Для запуска в серийное производство самолетов на первый год потребуется ссуда, равная по величине базовой сумме затрат, т.е.:
Сбаз=МО+ПИ+ПР+СР+СОС+ЗО+КРЦ+КРЗ=1118655 $.
Затраты на оплату процентов за краткосрочные ссуды банков, получение которых связано с производственной деятельностью, составляют сумму, равную 30% от величины ссуды:
ПКС=0.3?Сбаз=0.3?1118655=335596.47 $.
Заводская средняя себестоимость одного самолета из годового объёма выпуска в 25 штук без себестоимости двигателей составляет:
Сз= Mо+ПИ+СОС+ПР+СР+ЗО+КРЦ+КРЗ+ОВЗ+НДС+НКОМ+ОДОР+ПКС=1118655+3234270+1243950+25915.6+85635+335596.47=6044022.07 $.
Просуммировав затраты по всем статьям, получаем величину полной средней себестоимости самолета из годового объема выпуска в 25 штук:
Сп=1.1Сз=1.1?6044022.07=6104462.3 $.
Планируемая прибыль серийного завода от реализации одного самолета без стоимости двигателя определяется следующим образом:
П=, где:
Р - планируемая рентабельность от реализации одного самолета серийным заводом, Р=25 %,
П==1526116 $.
С учетом налога на прибыль, составляющего 30% к её величине, в распоряжении завода остается чистая прибыль, равная:
Пч=0.7П=0.7?1526116=1068281 $.
Расчетная средняя цена самолета без двигателей определяется из выражения:
Цс/=Сп+П=6104462.3+1526116=7630578.3 $.
Расчет стоимости двигателей, приобретаемых для самолетов серийного производства
Стоимость двигателей рассчитывается по формуле:
, долл, где
Rmax - взлетная тяга одного двигателя, Rmax=1633 даН;
Ксх, Ксдв - коэффициенты, учитывающие тип двигателя и серийность;
Ксх=1.15; где
Уnдв - количество двигателей в серии;
, где
Nc - количество самолетов, на которых устанавливаются двигатели данного типа,
Nc=25 шт.;
Nдв - количество двигателей, устанавливаемы на одном самолете;
Кзем - коэффициент, приравнивающий время работе двигателя на земле и в воздухе,
Кзем=0.2;
hзем - удельный вес времени работы двигателя на земле в общем летном времени самолета, hзем=0.05;
Коб - коэффициент оборотного фонда двигателей даного типа, Коб=0.25;
двигателей.
Тогда стоимость ТРДД в среднем равна:
Цдв=0.015?1.61?1.15?30.8?1633?(3400-10)=418498 $.
Расчетная средняя цена самолета с двигателями равна:
Цс=Цс/+2Цдв=7630578.3+2?418498=8467575 $.
Раздел 9
Безопасность жизнедеятельности
9.1 Система аварийной эвакуации пассажиров
Современные пассажирские самолеты являются надежным видом транспорта, потому что их эксплуатации предшествует долгий цикл испытаний и доводок систем и агрегатов.
Несмотря на это, для повышения безопасности экипажа и пассажиров самолет оснащен кислородными масками на случай аварийной разгерметизации в полете. В то же время, по статистическим данным, до 70..80% летных происшествий в гражданской авиации происходит на земле или около нее. В таких случаях уменьшение тяжести последствий аварийных ситуаций можно добиться системой конструктивных мероприятий, направленных на уменьшение числа и тяжести травм.
В этих мероприятиях можно выделить три главных направления: сохранение жесткости кабины, фиксация членов экипажа и пассажиров в креслах в момент соударения летательного аппарата с землей и снижение перегрузок до переносимого уровня. Снизить перегрузки, воспринимаемые членами экипажа и пассажирами, до приемлемого уровня можно путем увеличения тормозного пути, введением сминающихся элементов в конструкцию планера, пол кабины и сидений.
Результаты расследований аварий и катастроф пассажирских самолетов показывают, что большое число пассажиров выдерживают удар при аварии, но погибают от удушья, так как не могут покинуть самолет. Поэтому самолет оснащен аварийными выходами, приборами для эвакуации пассажиров (трапы, люки), плавучие приспособления (плоты, жилеты), противопожарной системой и сигнализацией о возникновении аварийной ситуации, устройствами обнаружения и выживания (радиомаяки, фонари, аптечки, опреснители морской воды).
Аварийно-спасательное оборудование современного пассажирского самолета показано на рис.32.
Подготовление приспособлений эвакуации, скорость эвакуации пассажиров - это основные трудности, с которыми пришлось столкнуться в начале разработок. Все самые простые способы эвакуации пассажиров были предназначены для молодых людей, которые способны переносить большие физические нагрузки. Люди более зрелого возраста и дети не могли использовать такие приспособления.
Самым эффективным устройством для аварийной эвакуации является трап, изготовленный из толстого брезента, который одним концом прикрепляется к фюзеляжу, а другой конец выталкивается из самолета. Для данного самолета применим также и трап-плот. Важно то, что материал, из которого изготавливается трап, не претерпевает существенных изменений при температуре свыше 450 К.
Трапы и плоты с большим объемом (до 10 м) в сложенном виде имеют очень большие размеры и могут размещаться в зависимости от конструкции и размеров у входа на потолке, на полу кабины или на двери. Наполнение трапа сжатым газом происходит автоматически при открывании дверей.
Трап в рабочем состоянии представляет собой одно-, двух- или трехжелобную конструкцию, одним концом закрепленную на борту самолета, а другим - свободно опущенную на землю. Такая конструкция обеспечивает наиболее безопасную и быструю эвакуацию пассажиров независимо от их массы и быстроты движений.
Необходимо учитывать, что оптимальное значение угла наклона трапа составляет примерно 36°. Увеличение угла приводит к увеличению скорости спускания, что может привести к увеличению вероятности травмирования пассажиров, которые спускаются.
При угле наклона трапа 45…48° скорость эвакуации снижается из-за задержки в начале спуска, потому что у пассажиров возникает страх перед крутым спуском. Снижение угла спуска приводит к снижению скорости спуска. При угле 28° пассажиры, которые эвакуируются, должны сами себе помогать рукой и ногами, отталкиваясь от элементов трапа для увеличения скорости спуска. При наклоне трапа 22° можно сбегать по нему, как по наклонной плоскости.
С учетом выше сказанного можно рекомендовать такую конструкцию трапа, чтобы он обеспечивал изменяющийся угол наклона при спускании за счет прогибания оболочки. Можно также использовать материалы с различными коэффициентами трения для изготовления дорожки трапа.
Подобные документы
Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении. Выбор конструктивно-силовой схемы самолета и шасси. Определение изгибающего момента, действующего в крыле. Проектирование силовой установки самолета. Электродистанционная система управления.
дипломная работа [9,1 M], добавлен 01.04.2012Общий вид стратегического военно-транспортного самолёта и его конструктивно-силовая схема. Кинематический принцип выпуска и уборки шасси. Проектирование лонжерона и монолитной панели минимальной массы. Расчет техпроцесса механической обработки нервюры.
дипломная работа [3,3 M], добавлен 19.06.2011Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.
дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021Схемы крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и двигателей самолета. Удельная нагрузка на крыло. Расчет стартовой тяговооруженности, взлетной массы и коэффициента отдачи по коммерческой нагрузке. Определение основных геометрических параметров самолета.
курсовая работа [805,8 K], добавлен 20.09.2012Подбор и проверка тормозных колес для основных опор шасси самолета. Расчет параметров амортизатора. Построение эпюр сил и моментов элементов шасси. Определение нагрузок, действующих на основную опору, параметров подкоса, полуоси, траверсы, шлиц-шарнира.
курсовая работа [1,6 M], добавлен 27.11.2013Описание общих герметических параметров проектируемого крыла. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов при выборе конструктивно силовой схемы крыла. Определение толщины стенок лонжеронов и силовой расчет системы шасси.
курсовая работа [1,5 M], добавлен 05.09.2015Определение геометрических и массовых характеристик самолета. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Определение толщины обшивки. Расчет элементов планера самолета на прочность.
курсовая работа [3,2 M], добавлен 14.05.2013Определение сил, действующих на самолет, выбор расчетно-силовой схемы крыла. Определение неизвестной реакции фюзеляжа на крыло и напряжения в его сечении. Построение эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху.
курсовая работа [700,2 K], добавлен 09.06.2011Ознакомление с определением рациональной схемы конструкции вертолета и оптимального распределения материала по ее элементам. Расчет массы, летно-технических характеристик и шасси. Определение параметров амортизатора. Эскизная компоновка и центровка.
курсовая работа [1,2 M], добавлен 29.10.2014Характеристика особенностей лонжеронов как основных силовых элементов крыла и оперения. Определение параметров соединений из условий статической прочности. Проектирование поясов балочных лонжеронов по критериям минимальной массы и заданного ресурса.
практическая работа [145,3 K], добавлен 23.02.2012
