1

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Украины

Кафедра проектирования самолетов и вертолетов

Пояснительная записка

на выпускную работу бакалавра

на тему

"Проектирование конструктивно-силовых элементов и систем стратегического военно-транспортного самолета TAR-1"

Выполнил студент 141 группы

Тарасенко А.Р.

Руководитель выпускной работы

Федотов М.Н.

Харьков 2010

Содержание

Реферат

Раздел 1. Статистическое проектирование облика самолета

1.1 Введение, назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации

1.2 Сбор и обработка статистических данных, их анализ

1.3 Техническое описание самолетов прототипов

1.3.1 Военно-транспортый самоет С-17 Globemaster III

1.3.2 Lockheed C-141 Starlifter

1.3.3 ИЛ-76 ОКБ С.В. Илюшина

1.3.4 Ил - 76М ОКБ С.В. Илюшина

1.3.5 Ил - 76МД ОКБ С.В. Илюшина

1.3.6 АН-124-210 ОКБ О.К.Антонова

1.3.7 Ан - 124 - 100М ОКБ О.К.Антонова

1.3.8 747-400 Freighter Boeing

1.3.9 747 - 400 Combi Boeing

1.3.10 757 - 200 Freighter Boeing

1.3.11 767 - 300 Freighter Boeing

1.4 Разработка тактико-технических требований

1.5 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

1.6 Определение взлетной массы самолета.

1.7 Определение геометрических параметров самолета

1.8 Определение параметров шасси

1.9 Расчет конструктивно-силовой схемы самолета

1.9.1 Расчет пояса условного лонжерона

1.9.2 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

1.9.3 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

Раздел 2. Проектирование конструктивно-силовых элементов агрегатов самолета

2.1 Проектирование отсека лонжерона

2.1.1 Исходные данные

2.1.2 Проектирование поясов лонжерона

2.1.3 Проектирование стенки лонжерона

2.2 Проектирование участка панели

2.2.1 Исходные данные

2.2.2 Расчет панели

2.3 Проектирование шасси

2.3.1 Проектирование и расчет на прочность шасси

2.3.2 Определение основных размеров жидкосно-газового амортизатора

2.3.3 Определение основных поперечных размеров амортизатора

2.3.4 Определение предельного хода амортизатора и перегрузки

2.3.5 Определение высоты жидкости над верхней буксой

2.3.6 Определение длины амортизатора в необжатом состоянии

2.3.7 Определение нагрузок на стойку

2.3.8 Подбор параметров поперечного сечения элементов

2.4 Разработка компоновочной схемы силовой установки самолета

2.4.1 Топливная система

2.4.2 Расчет дренажной системы

2.4.3 Расчет системы аварийного слива и заправки топлива

2.4.4 Требования к маслосистеме

2.4.5 Проектирование противопожарной системы

2.4.6 Система крепления двигателя

Раздел 3. Проектирование систем обеспечения жизнедеятельности экипажа

3.1 Система аварийной эвакуации

3.2 Требования к системе эвакуации

Раздел 4. Экономическая часть

4.1 Затраты на проектирование самолета

4.2 Затраты на изготовление опытных образцов

4.3 Затраты на испытания и доводку опытных образцов

Раздел 5. Технологическая часть

5.1 Выбор заготовки для заданной детали и обоснование метода её изготовления

5.2 Оценка технологичности

5.3 Расчет операционных припусков и определение размеров заготовки

5.4 Выбор технологических баз для установки детали при её обработке

5.5 Составление техпроцесса обработки детали

5.6 Разработка технологических операций обработки детали

Список использованной литературы

Реферат

Цель работы - спроектировать общий вид стратегического военно-транспортного самолёта, его конструктивно-силовую схему, силовую установку, кинематическую схему выпуска и уборки шасси, лонжерон и монолитную панель минимальной массы, рассчитать технико-экономические показатели проектируемого самолёта и провести анализ его безопасности, спроектировать техпроцесс механической обработки детали.

Методы исследования статистический анализ, расчёт.

В выпускной работе разработан общий вид самолёта, конструктивно-силовая схема, показана увязка основных агрегатов, спроектирована топливная система, проведены основные расчёты её систем, выбрана кинематическая схема выпуска и уборки шасси и рассчитаны параметры ее тяги, подобраны монолитная панель и лонжерон минимальной массы, рассчитаны технико-экономические показатели и проведен анализ безопасности проектируемого самолёта, спроектирован техпроцесс механической обработки детали.

Выпускная работа бакалавра содержит:

страниц - 96

рисунков - 32

таблиц - 16

приложений - 9.

Реферат

Мета роботи - спроектувати загальний вид стратегічного воєнно транспортнго літака, його конструктивно-силову схему, силову установку, кінематичну схему випуску та ховання шасі, лонжерон і монолітну панель мінімальної маси, розрахувати техніко-економічні показники проектованого літака і провести аналіз його безпеки, спроектувати техпроцес механічної обробки деталі.

Методи дослідження статистичний аналіз, розрахунок.

У випускній роботі розроблений загальний вид літака, конструктивно-силова схема, показана ув'язка основних агрегатів, спроектована силова установка, проведені основні розрахунки її систем, обрана кінематична схема випуску та ховання шасі і проведений розрахунок тяги, підібрані монолітна панель і лонжерон мінімальної маси, розраховані техніко-економічні показники і проведений аналіз безпеки проектованого літака, спроектований техпроцес холодного штампування деталі.

Випускна робота бакалавра містить:

сторінок - 96

малюнків - 32

таблиць - 16

додатків - 9.

The annotation

The purpose of work - to create a general view of the strategic military-cargo plane and its constructive-power layout, to design power plant, control system, spar and monolithic panel of minimal weight, to calculate technical and economic parameters of the projected plane and to carry out the analysis of its safety, to design cold punching technological process of a detail.

Methods of research are statistical analysis and calculation.

In graduate work the general view of the plane and its constructive-power layout is developed, co-ordination of the basic plane units is shown, the power plant is designed and its systems basic calculation are carried out, the control system scheme is chosen and the calculation of its control rod carried out, the monolithic panel and spar of minimal weight are selected, the technical and economic parameters are calculated and the analysis of the projected plane safety is carried out, mechanical treatment technological process of a detail is created.

Outlet activity of the bachelor contains:

Pages - 96

Figures - 32

Tables - 16

Appendices - 9.

Раздел 1. Статистическое проектирование облика самолета

1.1 Введение. Назначение, тактико-технические требования к самолету, условия его производства и эксплуатации

Транспортные самолеты служат для перевозки грузов и различной техники на большие расстояния. Военно-транспортные самолеты должны иметь большую дальность для доставки любой техники армии и переброски десанта, а также для перевозки военных и народнохозяйственных грузов.Могут применяться в поисково-спасательном варианте, воздушно-командного пункта.

Поэтому они должны обладать высокими показателями надежности, живучести, эксплуатационными качествами, технологичностью изготовления.

Проектируемый самолет предназначен для применения в гражданских условиях, но в случае военных действий также может быть применен для стратегических перевозок:: войск, оружия, военной техники и грузов, а также для их десантирования посадочным и парашютным способами.

Важнейшим преимуществом новой машины должно быть возможность осуществлять как стратегические, так и тактические перевозки, в том числе доставлять тяжелые и крупногабаритные грузы непосредственно в район боевых действий с посадкой на слабо оборудованных аэродромах. Для этого он должен иметь возможность садиться как на аэродромы с бетонным покрытием, так и на неподготовленные грунтовые аэродромы. Также самолет должен иметь минимальную длину разбега и пробега, минимальное время загрузки/выгрузки грузов для уменьшения времени пребывания на аэродроме во избежание поражения наземными атаками противника. Первое можно обеспечить установкой на самолете многоопорного шасси с соответствующими пневматиками. Второе можно обеспечит за счет достаточной механизации и мощной силовой установки с реверсом тяги.

В данном самолете предусмотрена возможность переоборудования из гражданского транспортного самолета в стратегический военно-транспортный самолет-ракетоносец - "воздушный космодром". Суть его в том, что ракета-носитель на большой высоте выстреливается из контейнера, установленного в грузовом отсеке данного транспортного самолета, а затем происходит запуск стартового двигателя и ракета уходит в космос. При всей внешней простоте этой схемы до сих пор ни одной стране в мире не удалось перейти от теории к практике.

Так как мобильность таких самолетов в несколько раз превышает мобильность подводных лодок, авто- и железнодорожных носителей, то при необходимости каждый из самолетов нес бы огромную баллистическую ракету, которая, стартовав в любой неведомой точке, летела бы в сторону противника по совершенно непредсказуемой траектории.

1.2 Сбор и обработка статистических данных, их анализ

Для ознакомления с новейшими достижениями в области проектирования самолетов данного типа и тенденциями развития самолетов необходим собрать и обработать статистические данные.

Для выполнения задания в таблицу №1 заносим тактико-технические данные проектируемого самолета.

Тактико-технические данные проектируемого самолет

Таблица 1.

Тип самолета	Тип двигателя	L, км	mгр, кг
Стратегический военно-траспортный самолет-ракетоносец "Воздушный космодром").	ТРДД	6000	80 000

1.3 Техническое описание самолетов-прототипов

1.3.1 Военно-транспортый самоет С-17 Globemaster III

После оценки проектных предложений компания Макдоннелл-Дуглас в 1980 г. была выбрана в качестве главного разработчика грузового транспортного самолета с большой дальностью полета, обозначенного С-17 Globemaster III.Схема самолета на Рис.2. Новый самолет должен был иметь грузоподъемность самолета С-5 Гэлэкси c возможностью укороченного взлета и посадки самолета С-130 Геркулес. Разработка проекта прерывалась, и три самолета были официально заказаны только в декабре 1985 г., а строительство летного образца было начато в ноябре 1987 г. и закончено в декабре 1990 г. Первый полет был совершен ъ15 сентября 1991 г. - аппарат поднялся в воздух в Лонг Биче и совершил посадку на авиационной базе Эдвардс. Первый серийный самолет был включен в программу испытаний 18 мая 1992 г., к тому времени запросы ВВС США сократились с 210 до 120 самолетов. Военный реактивный транспортный самолет с четырьмя двигателями, высоким расположением крыла и с Т-образным хвостовым оперением С-17А отличается системой закрылков со сдувом пограничного слоя, разработанной для самолета YC-15. При взлете и посадке закрылки выдвигались, попадая в реактивную струю, выходящую из установленных в гондолах двигателей. Самолет оснащен системой электродистанционного управления компании General Electrodynamics Corporation - GEC. Предполагается, что он будет действовать с взлетно-посадочных полос длиной 915 м и сможет осуществлять дозаправку в воздухе. Экипаж самолета состоит из двух пилотов и оператора погрузочно-разгрузочных работ. Самолет может перевозить до 102 парашютистов, в то время как в основном грузовом отсеке могут размещаться штурмовые вертолеты АН-64 Apache, боевые танки М1 Abrams или пятитонные грузовики. Загрузка осуществляется через усиленную заднюю грузовую рампу с гидравлическим приводом, выдерживающую нагрузку до 18150 кг.

Кабина экипажа находится в передней части фюзеляжа. Здесь смонтирована большая часть бортового радиоэлектронного оборудования, включающего в себя систему контроля параметров полета фирмы Сперри с двумя компьютерами и четырьмя многофункциональными цветными экранными индикаторами, обзорную РЛС AN/APS-133 (V) для навигации и обхода грозовых районов, систему обнаружения, анализа и регистрации неисправностей фирмы Ханиуэлл, навигационный вычислительный комплекс фирмы Делко электронике и другую аппаратуру, позволяющую совершать полеты в сложных метеорологических условиях в любое время суток.

В конструкции самолета реализованы последние достижения в области аэродинамики, электроники и материаловедения. Важнейшим преимуществом этой новой машины является возможность осуществлять как стратегические, так и тактические перевозки, в том числе доставлять тяжелые и крупногабаритные грузы непосредственно в район боевых действий с посадкой на слабооборудованных аэродромах.

Всего для ВВС США планируется поставить 120-170 таких самолетов,благодаря чему потенциально реализуемый объем стратегических воздушных перевозок командования воздушных перевозок ВВС США к 2000 году возрастет почти на 45 процeнтов и достигнет 96 млн. тонно-километров в сутки.

Тактико-технические характеристики самолета:

Год принятия на вооружение - 1994

Размах крыла - 50,29 м

Длина самолета - 53,04 м

Высота самолета - 16,79 м

Площадь крыла - 353,02 кв.м

Масса, кг - пустого самолета - 122000

- максимальная взлетная - 263080

Внутреннее топливо - 102615 л

Тип двигателя - 4 ТВД Pratt & Whitney F117-P-100

Тяга - 4 х 18920 даН

Крейсерская скорость - 829 км/ч

Практическая дальность - 8710 км

Дальность действия - 925-3520 км

Практический потолок - 13715 м

Экипаж - 3-4 чел

Полезная нагрузка: 144 солдата или 102 парашютиста или 48 носилок и 102 сидячих раненных с сопровождающими или 78108 кг груза. Типовая нагрузка - 56245 кг.

1.3.2 Lockheed C-141 Starlifter

Военно-транспортный самолет

Самолет C-141 Starlifter предназначен для стратегических перевозок войск, оружия, военной техники и грузов, а также для их десантирования посадочным и парашютным способами. Наряду с С-5В Гэлекси он является основным самолетом командования воздушных перевозок ВВС.

Разработка самолета была начата в 1960 году в соответствии с тактико-техническими требованиями SOR.182. В конкурсе проектов нового самолета принимали участие фирмы Локхид, Боинг, Дуглас и Конвэр. В результате оценки проектов, предложенных этими фирмами, победительницей конкурса была признана фирма Локхид, которой в марте 1961 года был выдан заказ на разработку и постройку пяти опытных самолетов, получивших обозначение С-141А (Lockheed Model 300. Опытный самолет С-141А совершил первый полет в декабре 1963 года. Первый серийный самолет был передан ВВС США в апреле 1965 г., а поставка всех заказанных ВВС США 294 самолетов была завершена в феврале 1968 года.

Конструктивно самолет С-141А выполнен по нормальной схеме с высокорасположенным стреловидным крылом, Т-образным хвостовым оперением и четырьмя турбореактивными Двигателями, установленными на пилонах под крылом.(См. схему самолета на Рис. 4.)

Фюзеляж самолета спроектирован по принципу безопасно повреждаемой конструкции и выполнен с применением алюминиевого сплава с высокой трещиностойкостью. Имеются ограничители трещин в виде накладок из титана. В передней части фюзеляжа находится кабина экипажа, под полом которой имеется дополнительное помещение для кухни, гардероба и туалета, а также отсек электронного оборудования. Вся остальная часть фюзеляжа занята герметизированной грузовой кабиной.

Крыло имеет кессонную конструкцию с двумя основными лонжеронами, форменными нервюрами и обшивкой из механически обработанных панелей. Механизация крыла состоит из закрылков Фаулера общей площадью 49,15 м².

Силовая установка состоит из четырех турбореактивных двухконтурных двигателей TF33-P-7 с максимальной тягой по 9525 кгс каждый. Общая вместимость топливных баков составляет 89300 литров.

В ходе эксплуатации самолета С-141А и особенно во время военного конфликта между Египтом и Израилем в конце 1973 г., когда США, оказывая поддержку Израилю, перевезли на самолетах С-141А, выполнивших 421 полет, более 9100 т. боевой техники и снаряжения, выявилось, что фактором, ограничивающим возможности переброски грузов на этом самолете, является не его грузоподъемность, а объем грузовой кабины. Ограниченная прочностью конструкции перевозимая нагрузка превышала 30 т, в то время как грузовая кабина могла вместить только 10 стандартных платформ со средней массой размещаемых на них грузов, равной лишь 21 т.

По этой причине в период с 1979 по 1982 год была проведена модернизация самолета, заключавшаяся главным образом в удлинении фюзеляжа путем установки дополнительных секций длиной 4,06 м перед крылом и 3,05 м за ним. В ходе модернизации самолет был оснащен также универсальной системой дозаправки топливом в воздухе, на нем было установлено более современное пилотажно-навигационное оборудование. Эта модификация самолета получила обозначение С-141В. Грузовая кабина этой модификации имеет длину 28,44 м, ширину 3,10 м и высоту 2,80 м. Объем грузовой кабины увеличен таким образом на 30 проц., вследствие чего самолет способен перевозить (варианты): 154 солдата с личным оружием; 123 десантника; 80 носилочных раненых с восемью сопровождающими; 13 стандартных грузовых платформ 463L, один легкий танк, две 155-мм буксируемые гаубицы; два 5-т грузовых автомобиля с 1,5-т прицепами; по два вертолета АН-64А Апач, UH-60A Блэк Хок, АН-IS Кобра-Тоу или UH-1 Ирокез; шесть разведывательных вертолетов ОН-58 Кайова. Погрузка, выгрузка и сбрасывание грузов осуществляется через грузовой люк в хвостовой части фюзеляжа размером 3,15 х 2,77 м, десантирование парашютистов - в два потока через боковые двери.

Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета позволяет совершать полеты в сложных метеорологических условиях и точно выходить в заданную точку. Основой комплексной навигационной системы является цифровая ЭВМ AN/ASN-24, которая быстро и точно выдает географические координаты места самолета, его курс и расстояние до заданного пункта и командную информацию для управления самолетом. Она позволяет также автоматизировать работу таких вспомогательных навигационных устройств, как система Лоран С и астропеленгатор. Установленная на самолете доплеровская РЛС с ЭВМ AN/ASN-35 аналогична РЛС, которой оснащены другие военно-транспортные самолеты ВВС США. Она имеет хорошие характеристики в полете самолета на малой высоте и при выполнении им маневров. Самолет оснащен также обзорной РЛС AN/APN-59B, предназначенной для навигации и обхода грозовых районов, гиромагнитным компасом, радиовысотомером, астронавигационным оборудованием, включая стандартное для военно-транспортных самолетов ВВС США связное оборудование.

Начиная со второй половины 90-х годов на самолетах устанавливаются новые автопилоты, цветные многофункциональные индикаторы (размер экрана 100х150 мм) и системы предупреждения об опасной близости земли.

Модификации самолета:

C-141А - первая серийная модификация.

C-141В - модификация с увеличенными размерами фюзеляжа, крыльев и грузового отсека.

Тактико-технические характеристики C-141:



1.3.3 ИЛ-76 ОКБ С.В. Илюшина

Военно-транспортный самолет.

Самолет предназначен для десантирования личного состава и техники парашютным и посадочным способом, а также для перевозки военных и народнохозяйственных грузов. Разработка самолета начата в конце 1960-х годов. Полет первого опытного самолета состоялся 25 марта 1971 г., серийное производство начато в 1975 г. На начало 1992 г. построено около 700 самолетов.

На базе самолета Ил-76(Рис.5, схема самолета на рис 6.) созданы самолеты-ВКП и летающие лаборатории различного назначения. Прорабатывались варианты использования самолета в качестве носителя ракет для запуска ИСЗ. На основе самолета Ил-76 в Ираке в 1988 г. создан самолет ДРЛО "Адан" 1 с РЛС Томпсон-CSF "Тайгер" (французского производства, дальность обнаружения целей класса истребитель 350 км), а также самолет-заправщик (способен одновременно заправлять один самолет по методу шланг - конус). Несколько самолетов Ил-76 ВВС Индии переоборудованы в самолеты радиотехнической разведки.



Рис. 6

Вооружение: Две пушки ГШ-23Л (23 мм) в кормовой установке, унифицированной с бомбардировщиком Ту-95МС. В грузовом отсеке могут размещаться бомбы сверхбольшой мощности (калибром до 10 000 кг), сбрасываемые парашютным способом.

Модификации:

Ил-76 (1975 г.), Ил-76М, Ил-76МД, Ил-76МФ - военно-транспортные самолеты;

Ил-76Т, Ил-76ТД (1982 г.) - транспортные самолеты, предназначенные для использования в ГВФ;

Ил-76ТДП (1990 г.) - пожарный самолет;

Ил-76ЛЛ (1991 г.) - летающая лаборатория для отработки перспективных двигателей;

Ил-78 - самолет-заправщик;

А-50 - самолет ДРЛО.

Оборудование

Навигационная РЛС (под кабиной штурмана), метеорологическая РЛС (в носу), БЦВМ. Самолет имеет герметизированную грузовую кабину, опускающуюся грузовую рампу, две тяговые грузовые лебедки, расположенные у передней стенки грузовой кабины, четыре электротельфера, по два с каждого борта (задние электротельферы могут выдвигаться на 5 м за порог рампы), четыре переставляемых по ширине рампы подтрапника.В грузовой кабине возможна установка трех пассажирских модулей, выполненных в виде стандартных контейнеров (пассажировместимость каждого модуля 30 человек).

Имеются контейнеры с ИК ложными целями (192 патрона калибром 50 мм). Ил-76ТДП способен брать на борт до 44000 кг воды и покрывать ей площадь 500Х100 м в течение 6с или сбрасывать на очаг пожара 44 пожарных-парашютистов и 5000 кг спецоборудования (стандартный самолет Ил-76 может быть переоборудован в Ил-76ТДП в течение 4 ч). Ил-76ЛЛ оснащен оборудованием для летных испытаний двигателей Д-ЗОКП, НК-86, ПС-90А, Д-18Т, Д-23б и других перспективных силовых установок (испытываемый двигатель подвешивается на пилоне под крылом вместо одного из штатных двигателей).

Двигатели

ТРДД Д-ЗОКП (4Х117,7 кН/4Х12000 даН)

или ПС-90 (Ил-76МФ, 4Х156,9 кН/16000 даН).

Состояние

Находится на вооружении ВВС стран СНГ, Ливии, Сирии, Ирака, Индии. Строится серийно на Ташкентском авиазаводе.

Размах крыла (м) 50,50

длина самолета (м)46,59

высота (м)14,76

площадь крыла (кв.м)300

Число мест

экипаж7

Размеры пассажирской кабины

длина (м)20(24,50 м с рампой)

максимальная ширина (м)3,40

максимальная высота (м)3,46

Массы и нагрузки

взлетная (т)170

платная нагрузка (т)58

посадочная (т)151,5

Летные данные

крейсерская скорость (км/ч)750-800

дальность полета с максимальной платной нагрузкой (с резервами топлива)3650

с платной нагрузкой (т) 20 дальность с платной нагрузкой (резервы те же) 4200 км.

Эксплуатационный потолок (м)1200

потребная длина ВПП (условия МСА, на уровне моря) (м)850/450

1.3.4 Ил - 76М ОКБ С.В. Илюшина

Военно-транспортный самолет.

Самолет имеет герметизированную грузовую кабину, опускающуюся грузовую рампу, две тяговые грузовые лебедки, расположенные у передней стенки грузовой кабины, четыре электротельфера, по два с каждого борта (задние электротельферы могут выдвигаться на 5 м за порог рампы), четыре переставляемых по ширине рампы подтрапника.В грузовой кабине возможна установка трех пассажирских модулей, выполненных в виде стандартных контейнеров (пассажировместимость каждого модуля 30 человек). Имеются контейнеры с ИК ложными целями (192 патрона калибром 50 мм).

Две пушки ГШ-23Л (23 мм) в кормовой установке, унифицированной с бомбардировщиком Ту-95МС. В грузовом отсеке могут размещаться бомбы сверхбольшой мощности (калибром до 10 000 кг), сбрасываемые парашютным способом.

Оборудование

Навигационная РЛС (под кабиной штурмана), метеорологическая РЛС (в носу), БЦВМ.

Двигатели

ТРДД Д-ЗОКП-2 (4Х117,7 кН/4Х12000 даН)

Состояние

Находится на вооружении ВВС стран СНГ, Ливии, Сирии, Ирака, Индии. Строится серийно на Ташкентском авиазаводе.

Размеры

размах крыла (м)50,5

длина самолета (м)46,59

высота (м)14,76

площадь крыла (кв.м)300

Число мест

экипаж5-7

Размеры пассажирской кабины

длина (м)20(24,50 м с рампой)

максимальная ширина (м)3,40

максимальная высота (м)3,46

Массы и нагрузки

взлетная (т)170

пустого снаряженного (т)104

платная нагрузка (т) 42

посадочная (т) 150

запас топлива (т) 80000

Летные данные

крейсерская скорость (км/ч) 800

дальность полета с максимальной платной нагрузкой (с резервами топлива) 5000

эксплуатационный потолок (м) 12000

1.3.5 Ил - 76МД ОКБ С.В. Илюшина

Военно-транспортный самолет.

Оборудование

Навигационная РЛС (под кабиной штурмана), метеорологическая РЛС (в носу), БЦВМ.

Двигатели

ТРДД Д-ЗОКП-2 Пермского завода "Авиадвигатель" (4Х117,7 кН, 4Х12000 кгс).

Размеры

размах крыла (м) - 50,5

длина самолета (м) - 46,59

высота (м) - 14,76

площадь крыла (кв.м) - 300

Число мест

Экипаж - 7

1.3.6. АН-124-210 ОКБ О.К.Антонова

Тяжелый дальний широкофюзеляжный грузовой самолет

Некоторые размеры и данные самолета АН124-100М

1.3.7 Ан - 124 - 100М ОКБ О.К.Антонова

Тяжелый дальний широкофюзеляжный грузовой самолет

Самолет Ан-124-100М для коммерческих грузовых перевозок создан и сертифицирован на базе военно-транспортного самолета Ан-124. В настоящее время совместно с АО "Авиастар" создается модификация самолета Ан-124-100М, на котором применяется более совершенное отечественное (СНГ) оборудование и оборудование фирм Collins и Litton, что позволяет уменьшить число членов экипажа до 4-х человек, повысить безопасность полетов и точность навигации. Гондолы двигателей оборудованы звукопоглощающими элементами, обеспечивающими соответствие требованиям главы 3 приложения 16 стандартов ИКАО по уровню шума на местности.



Тяжелый дальний военно-транспортный самолет Ан-124 "Руслан" (обозначение НАТО - "Condor", Рис 9,10), созданный в ОКБ имени О.К. Антонова, на сегодняшний день самый большой самолет военно-транспортной авиации в мире. Он предназначен для перевозки на большую дальность штатной боевой и обеспечивающей техники мотострелковой и воздушно-десантной дивизии, парашютного десантирования грузов и боевой техники с расчетами, перевозки крупногабаритных и тяжелых народно-хозяйственных грузов.

Свой первый полет опытный образец "Руслана" совершил 21 декабря 1982 г. в Киеве. Машину поднял экипаж в составе летчиков-испытателей В.И. Терского (командир корабля) и А.В. Галуненко, бортинженеров А.М. Шулещенко и В.М. Воротникова, штурмана А.П. Поддубного, бортрадиста М.А. Тупчиенко, ведущих инженеров по испытаниям М.Г. Харченко и B.C. Михайлова. Серийное производство самолета было развернуто на КиАПО и Ульяновском АПК АО "АВИАСТАР".

Ан-124(схема самолета см. на Рис.11.) выполнен по обычной для тяжелых военно-транспортных самолетов схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения, однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси. В конструкции планера самолета широко используются композиционные материалы.

Фюзеляж самолета разделен на две палубы и в интересах удобства обслуживания, ремонта и увеличения ресурса разбит на ряд герметичных отсеков специализированного назначения: грузовая кабина для размещения перевозимой техники и грузов, верхняя передняя палуба для размещения основного и сменного экипажей (по 7 чел.) и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы (80 чел.). Наддув грузовой кабины обеспечивает перепад давления не менее 25 кПа. Это позволяет перевозить пассажиров на высоте 8000 м без кислородного оборудования.

Благодаря наличию переднего (откидывающаяся носовая часть) и заднего грузовых люков обеспечивается возможность оперативно осуществлять погрузку и выгрузку нестандартных грузов с обоих направлений. Герметичная грузовая кабина (длина 36,5 м, без рампы - 26,5 м, ширина 6,4 м, высота 4,4 м) обеспечивает перевозку грузов общей массой до 120 т, парашютное десантирование грузов общей массой до 100 т на платформах, а также специально подготовленных грузов и техники, исключающих применение платформ. Объем грузовой кабины превышает 1000 м3. Выполненный из титанового сплава пол грузовой кабины допускает погрузку всех видов самоходной и несамоходной колесной и гусеничной техники с нагрузкой на ось до 12 т при размещении в один ряд и до 10 т при размещении в два ряда. Кабина оборудована двумя бортовыми погрузочными кранами грузоподъемностью по 10 т и передвижными напольными электрическими лебедками с тяговым усилием до 4,5 т каждая. Имеющееся на самолете роликовое оборудование позволяет загружать и выгружать моногрузы массой до 50 т.

Многоколесное шасси оснащено системой приседания, благодаря которой значительно уменьшается наклон рамп и облегчается процесс погрузки и выгрузки техники и грузов. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса. Система управления поворотом передних стоек способствует развороту самолета на ВПП шириной до 50 метров с использованием асимметрии тяги двигателей. Для полного использования боевых возможностей Ан-124 должен эксплуатироваться с бетонированных ВПП длиной более 3000 м. Однако, несмотря на большие размеры и массу, самолет способен выполнять полеты и с грунтовых ВПП.

Силовая установка состоит из четырех ТРД большой степени двухконтурности Д-18Т конструкции В.А. Лотарева. Кроме огромной мощности (23400 кгс), эти двигатели отличаются малой массой, низким расходом топлива и невысоким уровнем шума. Максимальная масса топлива, ограниченная взлетной массой самолета, составляет 213740 кг. Имея грузоподъемность и дальность полета, в 2-3 раза большие, чем Ан-22 и Ил-76, "Руслан" расходует топлива на 1 тонно-километр перевезенного груза в 2,5-3 раза меньше. Дальность полета Ан-124 с максимальной нагрузкой 120 т составляет 5600 км, а с нагрузкой 40 т 11000 км, и по этому показателю он превосходит американский тяжелый военно-транспортный самолет C-5B Galaxy.

Самолет оснащен системой автоматического ЭДСУ, автоматизированной системой штурвального управления, четырехканальным гидравлическим комплексом, высоконадежными системами электроснабжения и жизнеобеспечения экипажа. Всего в системах управления самолетом задействовано 34 компьютера.

Ан-124 оснащен навигационной РЛС, инерциальной системой повышенной надежности, пилотажно-навигационным прицельным комплексом ПНПК-124, автоматизированным комплексом радиосвязи ТИП-15, радионавигационной аппаратурой "Лоран" и "Омега".

В 1985 г. на самолете Ан-124 "Руслан" был установлен 21 мировой рекорд, в том числе по грузоподъемности (171219 кг на высоту 2000 м), а в 1987 г. рекорд дальности полета по замкнутому маршруту (20150,92 км).

В 1985 г. Ан-124 демонстрировался на авиасалоне в Париже. На вооружение военно-транспортной авиации СССР самолет поступил в январе 1987 года. По состоянию на начало 1998 г. было построено 54 летных экземпляра и один планер самолета для статиспытаний. Сегодня Ан-124 эксплуатируются двумя полками военно-транспортной авиации России (26 самолетов), а также 6-ю авиакомпаниями России и Украины.

На данный момент есть такие модификации самолета:

Ан-124-100. Для перевозки коммерческих грузов была создана и в 1992 году сертифицирована гражданская модификация Ан-124-100.

Ан-124А. Дальнейшим развитием "Руслана" может стать его новая модификация - Ан-124А, которая будет иметь улучшенные ВПХ, что обеспечит его эксплуатацию с аэродромов 2-го класса.

Тактико-технические характеристики
Экипаж, чел.	6-7
Скорость, км/ч
максимальная 10 км	1100
крейсерская, км/ч	865
Практический потолок, м.	12000
Дальность, км.
перегоночная	16500
действия	5600
Масса, кг.
максимальная	405000
нормальная	392000
пустого самолета	173000
Габариты самолета, м.
размах крыльев	73,3
длина	69,1
высота	20,87
Двигатели	4х ТРДД Прогресс (В.А.Лотарев) Д-18Т

1.3.8. 747-400 Freighter Boeing

Транспортный самолет.

Самый большой грузовой самолет(см. Рис 12) компании Boeing. Способен перевозить до 124 т. груза на расстояние до 4400 миль, при минимальных эксплуатационных затратах на милю. В отличие от модели 747-200 способен дополнительно перевозить 26 т. полезного груза. Сгорает топлива на 10-16% меньше, чем в более ранних моделях, благодоря наличию двигателей с высокой топливной эффективностью и крыльями большего размера

Оборудование

Самолет оснащен цифровым комплексом авионики EFIS с шестью цветными многофункциональными дисплеями. Имеются автоматизированная система самолетовождения FMS, разработанная фирмами "Ханиуэлл" и "Сперри", а также центральная ЭВМ для непосредственного диагностирования бортовых систем в полете.

1.3.9 747 - 400 Combi Boeing

Грузопассажирский самолет для авиалиний большой протяженности

Оборудование

Самолет (см. Рис. 13.Схема самолета на Рис.16.) оснащен цифровым комплексом авионики EFIS с шестью цветными многофункциональными дисплеями. Имеются автоматизированная система самолетовождения FMS, разработанная фирмами "Ханиуэлл" и "Сперри", а также центральная ЭВМ для непосредственного диагностирования бортовых систем в полете.



1.3.10 757 - 200 Freighter Boeing

Транспортный самолет.

Оборудование

На самолете(см. Рис. 14) используется цифровой комплекс авионики EFIS производства американской фирмы "Рокуэлл-Коллинз", имеющий шесть цветных многофункциональных дисплеев. Аналогичный комплекс применяется на самолетах Боинг 767.



1.3.11 767 - 300 Freighter Boeing

Транспортный самолет

Оборудование

На самолете(см. Рис. 15) используется цифровой комплекс авионики EFIS производства американской фирмы "Рокуэлл-Коллинз", имеющий шесть цветных многофункциональных дисплеев. Аналогичный комплекс применяется на самолетах Боинг 757.



1.4 Разработка тактико-технических требований

После сбора статистических данных (см. табл.3 ) производится разработка тактико-технических требований. Этот этап производится путем анализа статистического материала с последующими дополнениями или корректировкой. При дальнейших расчетах (при аэродинамическом расчете) эти данные будут уточняться и корректироваться в зависимости от аэродинамической схемы данного самолета.

Выбранные тактико-технические требования заносим в таблицу №2.

Тактикотехнические требования таблица 2

Vн=11км Км/ч	Vmax Км/ч	Lh=10 v=850,км	m гр. кг	Lp м	Hпот. км	Vкрейс. Км/ч	Hкрейс. км	Vy H=0	Nэк. Чел.
850	870	8400	80000	2800	13.715	800	10	- \\ -	2-3

Статистические данные самолетов-прототипов Таблица 3

	Наименование самолета, страна, год выпуска	Vmax,км/ч	Hv max, км.	Vкрейс. Км/ч	Нпот. м	L,км	L,км*	m0 (взл.)	m0 (взл.макс)	m0 (пос.)	m0 (пуст.)	m0 (пуст с нор. кг.)	m0 (гр. боев.)	n экипажа, человек	m (топл.)	числ.двиг.	Р0, дан	S, м2	l, м2	ч, град.	л,	с0	з	L, фюз	D, фюз	л, фюз
1	С-17 Globemaster США, 1991г	818	10	678	13715	8710	3520	263100	263100	120000	122000	200000	78110	3	141100	4	18915	352,29	50,29	69	7,18	10	4	53,04		7,8
2	С-5А Galaxy ,США , 1969г	950	10	820	10000	6050	5330	332600	332600	162350	170000	169650	93000	5-6	69350	4	18640		67,88	68		10	2,2	75,5		4,53
3	АН-124-100м Руслан, Украина&Россия	865	10	850	12000	8400	5000	35000	392000	42000	40000		120000	4	230-180т	4	229	628,5	73,3	62	8,5	10	3,3	69,1	6400
4	Freighter Boeing 747-400, США.			910	10700	7170	7170	397000	400000	285000			113000	2	204355	4	27	524	64,4	32,5	7,9	10		70,6	6500
5	Сombi Boeing 747-400, США.			910	10700	13360	13370	396000	400000	285000		18100	40000	2	216840	4	28	524	64,4	33	7,9	10		70,6	6000
6	ИЛ-76, МФ, мд, М, Россия.			800	12000	5800	5200	210000	210000	151000	69000	104000	58000	5-7	80000	4	12	300	50,5	65	8,5	10	3,25	53,2	4800

* - с максимальной полезной нагрузкой

	Наименование самолета, страна, год выпуска	S, фюз				Примечаниие
1	С-17 Globemaster США, 1991г	36,3	731,89	0,29	0,29	Военно-транспортный самолет
2	С-5А Galaxy ,США , 1969г	9,959		0,23	0,26	Военно-транспортный самолет
3	АН-124-100м Руслан, Украина&Россия		545,7	0,23	0,38	Военно-транспортный самолет
4	Freighter Boeing 747-400, США.		741,2	0,28	0,28	Гражданский транспортный самолет
5	Сombi Boeing 747-400, США.		740,6	0,29	0,28	Гражданский транспортный самолет
6	ИЛ-76, МФ, мд, М, Россия.		686	0,27	0,34	Военно-транспортный самолет

1.5 Выбор и обоснование схемы самолета и его основных параметров

Выбираем схему высокоплана с "т" - образным оперением. Это решение вызвано следующими достоинствами:

а) простота погрузки-выгрузки;

б) повышенная эффективность горизонтального оперения, так как оно выходит из возмущенных потоков;

в) простота обслуживания двигателей.

Крыло с прямой стреловидностью (>15?) имеет меньшее лобовое сопротивление, самолет может развить скорость больше чем самолеты с прямым крылом на данных режимах полета.

Наиболее выгодной схемой шасси является шасси с носовой опорой, преимуществами которой являются:

а) высокая устойчивость при посадке;

б) не возможность капотирования;

в) лучший обзор спереди для движения по аэродрому;

г) возможность управления самолетом на разбеге и пробеге;

Фюзеляж имеет в сечении форму капли для лучшего обтекания потоком воздуха. По статистическим данным определяем и заносим в таблицу №3 параметры крыла л , , з, c, относительные хорды закрылка bз, угол отклонения закрылка дз, относительную площадь элерона Sэл., параметры фюзеляжа лф., Dф ,Lф , параметры оперения Sго, Sво, лго, лво, во, го, Сво, зго, зво, где во, го-- углы стреловидности оперения по ? хорды.

Таблица №3

л		з	с	bз	дз	Sэл	лф	Dф м	Lф м	S г.о.	S в.о.	л г.о.	Л в.о	г.о.	в.о.	С в.о.	С г.о.	З г.о.	З в.о.
7.2	20	4	0.1	3.7	35	0.06	7.8	6.8	53	0.2	0.33	4.7	0,8	25	35	0.07	0.05	2.4	0.8

1.6 Определение взлетной массы самолета

Взлетную массу определяем по формуле:

,

где mo -взлетная масса самолета ; mгр -масса коммерческой нагрузки; mэк -масса экипажа; mк -относительная масса конструкции; mс.у -относительная масса силовой установки; mоб.упр .-относительная масса оборудования и управления; mт -относительная масса топлива.

Значение mT определяется из формулы :

; =0.41

.

Исходя из полученной взлетной массы определяем остальные массы :

m к = mк mo = 0.18 276 400 = 49752кг.

m с.у. = 0.06 276 400 = 16584кг;

m т = 0.41 276 400 = 113324кг;

m об. упр. = 0.06 276 400 = 49 752кг;

m кр. = mк m кр. = 49752 0.398 = 19801кг;

m ф = mк m ф. = 49752 0.332 =16517кг;

m опер.= mк m опер = 49752 0.077 = 3830кг;

m ш. = mк m ш. = 49752 0.193 = 9602кг.

Для определения массы двигателя определим его стартовую тягу:

P0 = t0 m0 g;

P0 = 0.29 =785 528кг,

Где t0- тяговооруженность, которая определяется из статистических данных (t0=0.29).Значения величин масс заносим в таблицу 4.

Таблица 4.

m0, кг	mгр, кг	mк, Кг	mкр, Кг	mф, кг	mоп, кг	mш, кг	m т., кг	mс.у., кг	mдв., кг
276400	80000	49752.	19801	16517	3830	9602	113324	16584	4146

Наиболее подходящий двигатель (ТРДД) JT9Д-7R4c.

Установим 4 таких двигателя на самолете. Получим:

P сумарн. = 4 x 21790 = 87160дан.

1.7 Определение геометрических параметров самолета.

Площадь крыла определяем из соотношения

,

где g=9.8 м/с, Р0 - удельная нагрузка на крыло при взлете, ( которую определяем по статистическим данным, Р = 732).

Размах крыла

=51.61м.

Корневую b0 и концевую bк хорды определяем исходя из значений

S=370.043, =4, =51.61м:

b0 ==м ;

bк =м.

Среднюю аэродинамическую хорду крыла (САХ) вычисляем по формуле:

bА = м;

координаты САХ по размаху крыла определяем соотношением :

м;

координаты носка САХ по оси ОХ:

=4.81м,

где - угол стреловидности по передней кромке крыла.

Аналогично определяем параметры горизонтального и вертикального оперения:

Площадь горизонтального оперения(ГО):

Sг.о.=Sг.о Sкр.=0.21 370.043=79,26.

Длина ГО:

м

Корневая и концевая хорды:

b0 ==м ;

bк =м.

Средняя аэродинамическая хорда:

bА = м;

координаты САХ по размаху горизонтального оперения определяем соотношением :

м;

координаты носка САХ по оси ОХ:

м,

где - угол стреловидности по передней.

Площадь вертикального оперения (ВО):

Sв.о.=Sв.о Sкр.=0.335 370.043=124.

Длина ВО:

м10м.

Корневая и концевая хорды:

b0 ==м ; bк =м.

Определяем размеры фюзеляжа:

=7.8 6.8=53.04м;

1.6 6.8= 10.88м;

2.5 6.8=17м.

1.8 Определяем параметры шасси

Базу шасси выбираем из условия хороших эксплуатационных качеств самолета. b=(0.3…0.4)Lф b=16,500м.

Вынос передней опоры и основных стоек определяем таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на нее составляла 6-12% от массы самолета. Тогда е = 1.150 м.

Высота шасси определяется из условия обеспечения минимального зазора 200-250 мм между поверхностью ВПП и конструкцией самолета при посадке с креном 4. В данном случае это условие выполняется, так как у самолета с верхним расположением крыла (при посадке с креном 16,47 ) зазор между поверхностью ВПП и конструкцией самолета составляет величину больше 250мм. Колея B должна предотвращать возможность опрокидывания самолета при посадке с креном и движении по аэродрому.

B= 7200м. Угол касания хвостовой части должен обеспечить хорошие углы атаки =11,30. Так как главная опора состоит из пяти стоек, то действительный угол касания хвостовой части при взлете/посадке будет меньше.

Это происходит из-за того, что при увеличении угла атаки самолета результирующая реакция основной опоры смещается в сторону касающихся земли колес. Это затруднит взлет, зато это явление уменьшает возможность грубой посадки и при этом будет способствовать плавному нагружению стоек.



1.9 Расчет конструктивно-силовой схемы самолета

1.9.1 Расчет пояса условного лонжерона

Для приблизительного выбора конструктивно-силовой схемы крыла воспользуемся понятием условного лонжерона, ширина пояса которого составляет 60% хорды в расчетном сечении. Толщину пояса условного лонжерона определяем по формуле:

,

,

где P0- удельная нагрузка на крыло при взлете,( P0=7320H/М); S-площадь крыла М,(S=370.043 М); ZA- координата аэродинамической хорды от продольной оси самолета по размаху крыла м, ZA=10.32м; mi- масса груза, расположенного на крыле, кг, mi=8000кг; g-ускорение свободного падения g=9.8м/с; Zi- координата центра масс груза, расположенного на крыле, кг, Zi =12.2м; -коэффициент расчетной перегрузки =4; Мкр- масса крыла, Мкр=19801кг; с- относительная толщина профиля крыла, с=0.1; b0- корневая хорда крыла ,м, b0=11.5м; -разрушающее напряжение пояса лонжерона (для алюминиевого сплава Д16Т =330МПа).

В результате расчета толщины пояса условного лонжерона получили величину больше чем 3мм. Значит обшивку крыла можно делать достаточно толстой с высокими критическими напряжениями.

Выбираем кессонную схему крыла, так как в массовом отношении так будет выгоднее , по сравнению с остальными схемами крыльев.

1.9.2 Выбор конструктивно-силовой схемы крыла

При выборе конструктивно-силовой схемы крыла (КСС) необходимо руководствоваться следующими требованиями:

1. Схема крыла должна удовлетворять требования прочности, жесткости, надежности, живучести, минимума массы, достаточного ресурса работы, удобства обслуживания и сокращения стоимости изготовления.

2. Должны быть предусмотрены объем для размещения топливных баков, системы управления а также узлы крепления двигателей, элеронов и закрылков.

Так как на крыло действует сравнительно большая нагрузка ( 732дан/м), ,а обшивка достаточно мощная ( толщиной 3-5мм), то берем расстояние между нервюрами а=900мм.

Расстояние между стрингерами берем небольшим, так как часто подкрепленная обшивка работает лучше.

Выбранной конструктивно-силовой схемой крыла является кессонное крыло. Выбор такой схемы крыла подтверждается расчетами (см. выше).

Крыло имеет четыре лонжерона, шестьдесят девять нервюр, восемь предкрылков .

Работающая мощная обшивка крыла, подкрепленная стрингерами, способна эффективно работать совместно с лонжеронами, воспринимая нагрузки на крыло. Крыло кессонной конструкции имеет удовлетворительные массовые характеристики и наличие внутреннего объема, позволяющего разместить баки для топлива. Также крыло такой схемы обладает высокой технологичностью, что объясняется применением большего штампованных деталей. Нервюры расположены (шагом 800 мм) перпендикулярно переднему лонжерону . Этим мы уменьшили массу крыла, так как нервюры стали меньше по своей длине. Также процесс сборки крыла, станет намного проще Но с другой стороны мы немного ухудшили аэродинамические характеристики крыла.

В местах крепления двигателей, нервюры 7 8 9 и 16 17 усиленные, так как они передают нагрузку от двигателей. Элероны навешиваются на нервюры 26 28 30 .Узлы навески секций закрылков расположены на усиленных нервюрах 1 5, 9 12 и 17 22, 26 30 , а узлы навески предкрылков на нервюрах 1 5 , 8…12 , 17 22 , 26…30.

Продольный силовой набор крыла состоит из четырех лонжеронов балочной конструкции.

Профиль крыла суперкритический двовыпуклый несимметричной формы, обладающий сравнительно малым сопротивлением и высоким коэффициентом подъемной силы Сy. Относительная толщина профиля с=0,1 - профиль, средней толщины. Так как на крыло действует сравнительно большая нагрузка (732даН), а обшивка достаточно мощная ( толщиной 3-5 мм), то берем расстояние между нервюрами а=900мм. Расстояние между стрингерами берем небольшим, так как часто подкрепленная обшивка становиться прочнее и, следствии, лучше воспринимает нагрузки.

1.9.3 Выбор конструктивно-силовой схемы фюзеляжа

Выбираем балочно-стрингерный тип фюзеляжа (полумонокок), так как по своим характеристикам более подходящий для данного типа самолета.

Расстояние между шпангоутами берем 500мм, так как при этом будет удобнее проводить сборку фюзеляжа и крыла (расстояние между лонжеронами крыла 2500мм и 2000мм). Расстояние между стрингерами возьмем 200мм.

В задней части фюзеляжа предусмотрено вырез для грузовой рампы.

Фюзеляж самолета разделим на две палубы и в интересах удобства обслуживания, ремонта и увеличения ресурса разобьем на ряд герметичных отсеков специализированного назначения: грузовая кабина для размещения перевозимой техники и грузов, верхняя передняя палуба для размещения основного и сменного экипажей и оборудования, верхняя задняя палуба для размещения людей, сопровождающих технику и грузы. Должен быть предусмотрен наддув грузовой кабины, обеспечивающий перепад давления не менее 25 кПа, что позволило бы перевозить пассажиров на высоте до 8000 м без кислородного оборудования.

Благодаря наличию переднего (откидывающаяся носовая часть) и заднего грузовых люков обеспечим возможность оперативно осуществлять погрузку и выгрузку нестандартных грузов с обоих направлений. Герметичная грузовая кабина обеспечит перевозку грузов общей массой до 80 т, парашютное десантирование грузов общей массой до 70т на платформах, а также специально подготовленных грузов и техники, исключающих применение платформ. Пол грузовой кабины выполним из титанового сплава, что допустит погрузку всех видов самоходной и несамоходной колесной и гусеничной техники с нагрузкой на ось до 12 т при размещении в один ряд и до 10 т при размещении в два ряда. Кабина необходимо оборудовать бортовыми погрузочными кранами и передвижными напольными электрическими лебедками. Также на самолете необходимо предусмотреть роликовое оборудование, которое позволит загружать и выгружать моногрузы большой массы.

Раздел 2. Проектирование конструктивно-силовых элементов агрегатов самолета

2.1 Проектирование отсека лонжерона

2.1.1 Исходные данные

Необходимо спроектировать лонжерон с выполнением следующих условий:

интенсивность нагрузки - =13 МПа;

интенсивность поперечных сил - =0,9 МПа;

высота лонжерона =300 мм;

толщина обшивки =2,5 мм,

для двух различных материалов:

а) Д16;

б) В95.

2.1.2 Проектирование поясов лонжерона

Геометрические параметры пояса представлены на рис. 1.

Произведем расчет величин В и лонжерона для двух различных материалов по методике приведенной в пособии [1]:

а) Д16:

Из табл. 1.1 [1] определим значения предела прочности материала - _в=440 МПа; плотность материала - =2800 кг/м³.

Расчет будем вести табличным способом. Зададимся рядом соотношений В/ (табл. 1). По рис. 2.3 [1] определим величину разрушающих напряжений _р для каждого значения В/. После этого определим значение С для лонжерона двутаврового сечения по формуле

.

В/ =2:

;

В/ =3:

;

В/ =4:

;

В/ =5:

;

Полученные значения занесем в табл. 1.

По рис. 2.5 [1] определим и занесем в табл. 5 в зависимости от значения С для каждого .

Зная значение Н=300 мм нетрудно определить значения для каждого случая:

В/ =2:

=H()=3000,13=39 (мм);

В/ =3:

=H()=3000,1=30 (мм);

В/ =4:

=H()=3000,095=28,5 (мм);

В/ =5:

=H()=3000,085=25,5 (мм).

Значения занесем в табл. 1.

Определим значения В:

В/ =2:

В=()=392=78 (мм);

В/ =3:

В=()=303=90 (мм);

В/ =4:

В=()=28,54=114 (мм);

В/ =5:

В=()=25,55=127,5 (мм);

Значения занесем в табл. 1.

Зная величину плотности материала Д16 =2800 кг/м³, определим массу пояса:

В/ =2:

G=В=7810-³3910-³2800=8,5 (кг/м);

В/ =3:

G=В=9010-³3010-³2800=7,5 (кг/м);

В/ =4:

G=В=11410-³28,510-³2800=8,9(кг/м);

В/ =5:

G=В=127,510-³25,510-³2800=9,2 (кг/м);

Таблица 5

	2	3	4	5
	435	430	420	400
C	0,0149	0,01	0,0077	0,0065
	0,13	0,1	0,095	0,085
	39	30	28,5	25,5
B	78	90	114	127,5
G=B	8,5	7,5	8,9	9,2

Из таблицы 1 видно, что оптимальным соотношением ширины пояса к его толщине будет значение =3.

Б) В95

Из табл. 1.1 [1] определим значения предела прочности материала - _в=550МПа; плотность материала - =2800 кг/м³. Зададимся рядом соотношений В/ (табл. 2). По рис. 2.3 [1] определим величину разрушающих напряжений _р для каждого значения В/. После этого определим значение С по формуле

.

В/ =2:

;

В/ =3:

;

В/ =4:

;

В/ =5:

.

Полученные значения занесем в табл. 2.

По рис. 2.5 [1] определим и занесем в табл. 2 в зависимости от значения С для каждого .

Зная значение Н=300 мм нетрудно определить значения для каждого случая:

В/ =2:

=H()=3000,11=33 (мм);

В/ =3:

=H()=3000,098=29,4 (мм);

В/ =4:

=H()=3000,089=27(мм);

В/ =5:

=H()=3000,085=25,5 (мм).

Значения занесем в табл. 2.

Определим значения В:

В/ =2:

В=()=332=66 (мм);

В/ =3:

В=()=29,43=88,2 (мм);

В/ =4:

В=()=274=108 (мм);

В/ =5:

В=()=25,55=127,5 (мм);

Значения занесем в табл. 6.

Зная величину плотности материала В95 =2800 кг/м³, определим массу пояса:

В/ =2:

G=В=6610-³3310-³2800=6,09 (кг/м);

В/ =3:

G=В=88,210-³29,410-³2800=7,14 (кг/м);

В/ =4:

G=В=10810-³2710-³2800=8,16 (кг/м);

В/ =5:

G=В=127,510-³25,510-³2800=8,75 (кг/м);

Таблица 6

	2	3	4	5
	530	450	415	400
C	0,012	0,0096	0,007	0,0065
	0,11	0,098	0,089	0,085
	33	29,4	27	25,5
B	66	88,2	108	127,58
G=B	6,09	7,14	8,16	8,75

Из таблицы 2 видно, что оптимальным соотношением ширины пояса к его толщине будет значение =2, кроме того, выгодно применить материал В95.

К поясу необходимо прикрепить обшивку крыла и стенку лонжерона. Для этой цели у поясов делают специальные "полки". Проектируя их, необходимо выполнять следующие условия:

1) прочности - , откуда

=2,5440/530=2,05 (мм).

2) жесткости - - потеря устойчивости полки не должна приводить к потере устойчивости пояса, откуда

(мм).

3) технологичности - для алюминиевых сплавов 3 мм.

Выберем оптимальное по массе из возможной области значений, удовлетворяющее всем условиям: =3 мм.

Ширину полки выберем из условия долговечности и прочности заклепочного шва:

шаг заклепок - t=4d_з; расстояние от заклепок до любого края - С=1,5d_з; расстояние между рядами заклепок - a=2d_з; где d_з=4 мм - диаметр заклепок. Несложно определить ширину полки: если учесть что на каждой полке по два шва, то - b=2С+а=3d_з+2d_з=5d_з=20 (мм)

Нижний пояс в таком расчетном случае работает на растяжение, и величина площади его поперечного сечения будет иметь вид

,

где - усилие в нижнем поясе при растяжении, равняется усилию при сжатии в верхнем поясе:

===2B_вв=26633530=2308680 (Н).

Поскольку материал нижнего пояса такой же, как и материал верхнего пояса, то =550 МПа, следовательно: