Министерство образования и науки Российской Федерации

ИРКУТСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ

УНИВЕРСИТЕТ

С. В. Гущин, А. П. Полонский

КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Лабораторный практикум

Иркутск 2010

УДК 629.7.02

Печатается по решению Ученого совета ИрГТУ

Рецензент: Заведующий кафедрой «Строительные и дорожные машины и гидравлические системы» ИрГТУ, д.т.н., профессор Зедгенизов В.Г..

Гущин С.В., Полонский А.П.

Конструкция и прочность летательных аппаратов: Лабораторный практикум. – Иркутск: Изд-во ИрГТУ, 2010. – 53 с.

Лабораторный практикум предназначен для студентов специальностей 160901 –Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей и специальности 160100 – Самолето- и вертолетостроение. Содержит основные сведения о работе нагружении и конструкции основных узлов и агрегатов самолетов и вертолетов. Будет полезно инженерам-конструкторам машиностроительных предприятий и инженерам эксплуатационных организаций.

© Гущин, С.В. , 2010

© Полонский А.П., 2010

© Иркутский государственный технический университет, 2010

Содержание

ВВЕДЕНИЕ 3

Ρабота 1. КРЫЛО САМОЛЕТА 4

Ρабота 2. ОПЕРЕНИЕ И ЭЛЕРОНЫ 9

Работа 3. СРЕДСТВА УЛУЧШЕНИЯ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ 14

Ρабота 4. ФЮЗЕЛЯЖ 18

Работа 5. ШАССИ 22

Работа 6. КОЛЕСА, ТОРМОЗА, АМОРТИЗАТОРЫ 26

Ρ а б о т а 7. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ 31

Ρабота 8. РАЗМЕЩЕНИЕ И КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ 35

Работа 9. НЕСУЩИЕ ВИНТЫ ВЕРТОЛЕТОВ 39

Ρ а б о т а 10. УПРАВЛЕНИЕ ВЕРТОЛЁТОВ 43

Работа 11. ПРИВОДЫ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ВЕРТОЛЕТОВ 47

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК 51

Введение

На лабораторных занятиях по курсу "Конструкция и прочность самолетов и вертолетов" студенты знакомятся с образцами основных агрегатов летательных аппаратов, анализируют характер нагружения силовых элементов при эксплуатации авиационной техники. На основе такого анализа делается обоснование выбора материалов и конструктивных решений.

Преподаватель, ведущий занятия, в начале лабораторной работы знакомит студентов с объемом и порядком проведения лабораторной работы, требованиями к оформлению отчета и его защите, правилами техники безопасности при работе в лаборатории.

Содержание и объем лабораторных работ зависят от специальности и специализации, по которым обучаются студенты, и от формы обучения.

Подготовка к лабораторной работе и к защите отчета по ней проводится во время самостоятельной внеаудиторной работы студентов. Во время лабораторных занятий студенты выполняют очередную лабораторную работу и защищают работу, выполненную на предыдущем занятии.

При выполнении лабораторных работ студенты пользуются данными методическими указаниями, конспектом лекций и учебной литературой по данному курсу. Успешному проведению работы способствует широкое использование имеющихся в лаборатории учебных наглядных пособий: препарированных самолетов и вертолетов, их частей и агрегатов, макетов, действующих стендов, механизмов и устройств, плакатов, схем и чертежей.

Отчеты по лабораторным работам оформляются на листах формата А4. Обязателен титульный лист. Рисунки выполняются карандашом, текстовая часть чернилами (пастой). Допускается выполнение рисунков на отдельных листах, в том число на кальке.

Защита выполненной работы проводится путем пояснения студентом содержания отчета и ответов на вопросы, задаваемые преподавателем по теме лабораторной работы.

Студенты, не выполнившие лабораторные работы, к экзамену или зачету по дисциплине не допускаются.

Ρабота 1. Крыло самолета

Общие сведения

Крыло предназначено для создания подъемной силы самолета, обеспечения его поперечной устойчивости и управляемости, а такие служит базой для крепления различных агрегатов. Внутренние объемы крыла часто используются для размещения топлива, оборудования и различных грузов. С точки зрения практических задач современной аэродинамики крыло самолета предназначено для обеспечения требуемого качества.

Взаимопротиворечивые требования аэродинамики, строительной механики и прочности, технологии изготовления, эксплуатации и экономики обусловливают необходимость рационального выбора формы и конструкции крыла самолета. Внешние формы крыла и его конструкция определяются назначением самолета и уровнем научно-технических достижений в проектировании и производства самолетов.

Основными геометрическими параметрами крыла являются: площадь S , размах, стреловидность, удлинение λ , сужение η , корневая b_Kopii и концевая b_KOIil{ хорды крыла, средняя аэродинамическая хорда Ь_сах ,_г относительная толщина с, относительная вогнутость, относительная координата максимальной толщины Х₀, угол поперечного V - Ψ, угол установки крыла (X.

Конструкция крыла определяется совокупностью силовых элементов (конструктивной схемой) крыла, воспринимающих действующие нагрузки. Основными силовыми элементами крыла являются лонжероны, стенки, нервюры, листовая обшивка, подкрепленная стрингерами, или монолитные панели, или трехслойная обшивка с заполнителем.

В зависимости от соотношения величины изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами и обшивкой со стрингерным набором /панелями/, крылья разделяют на лонжеронные, кессонные и моноблочные. На легких и ультралегких летательных аппаратах может быть использована конструктивная схема крыла с неработающей обшивкой.

На крыло самолета в полете действуют следующие внешние нагрузки: распределенные аэродинамические силы; распределенные массовые силы от веса конструкции и топлива; сосредоточенные силы от агрегатов и грузов, прикрепленных к крылу.

От действия внешних нагрузок в элементах конструкции крыла возникают внутренние силы и моменты. Для расчета элементов крыла на прочность строят эпюры поперечных сил Q, изгибающих моментов М_тг и крутящих моментов М_кр, которые показывают распределение сил и моментов по сечениям крыла. В расчетных сечениях определяют напряжения в элементах конструкции при известных значениях величин поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов, после чего сравнивают их с допустимыми.

Крылья по размаху, как правило, имеют разъемы, которые выполняются при помощи стыковых соединений. Принципы соединения, а также расположение и количество узлов крепления зависят от конструктивно-силовой схемы крыла. Различают шарнирные, моментные и контурные стыковые узлы. С помощью стыковых узлов поперечные силы, изгибающие и крутящие моменты передаются с одной части конструкции на другую.

Для предотвращения флаттера крыла, дивергенции крыла и реверса элеронов повышают жесткость крыла на изгиб и кручение. При этом применяют материалы с большей удельной жесткостью, увеличивают толщины обшивки и стенок лонжеронов, перемещают центр тяжести сечения крыла вперед к центру жесткости, осуществляют весовую балансировку элеронов и смещают их ближе к фюзеляжу, убирают люфты в проводке управления.

Материалы, выбираемые для изготовления деталей самолета, должны обладать высокой удельной прочностью, неизменностью механических качеств от действия температуры, времени и влажности, необходимой усталостной прочностью и вязкостью, максимально возможной стойкостью против коррозии или допускать возможность применения защиты от коррозии при помощи специальных покрытий.

Для изготовления деталей крыльев применяют алюминиевые сплавы Д16, Д19, В95, В65, АЛ9, АЛ 19, АК4, АК6, АМц и другие; титановые сплавы ВТ1, ВТЗ, ВТ6, ВТ 15, ОТ4 и другие; магниевые сплавы МЛ4, МАЗ; легированные стали 30ХГСА, 30ХГСНА, ЭИ643 и другие; композиционные материалы.

Листы из алюминиевых сплавов, набредшие в самолетостроении наиболее широкое применение, могут иметь следующую буквенно-цифровую маркировку:

А - нормальная плакировка (Д16А);

Б - без плакировки или с тонкой технологической плакировкой (Д16Б); УΠ - утолщенная плакировка (Д16УП); Μ - отожженные (Д16АМ); Η - нагартованные (Д16АН);

Τ - закаленные и естественно состаренные (Д16АТ);

Τ1- закаленные и искусственно состаренные (Д16AT1);

ΤΗ - нагартованные после закалки и естественного старения (Д16АТН);

В - повышенное качество выкатки закаленных листов (Д16АТВ);

О - повышенное качество выкатки отоваренных листов (Д16АМО).

Практически все детали должны иметь антикоррозийное покрытие.

Детали из сталей могут подвергаться цинкованию (30-60 мкм), кадмированию (15-21 мкм), хромированию обычному (19 - 24 мкм) и твёрдому (48 - 80 мкм), кадмированию с оксидным фосфатированием, металлизации цинком или алюминием, химическому пассивированию.

Детали из алюминиевых сплавов могут иметь анодизационное окисное твёрдое покрытие (20-40 мкм), анодизационное окисное покрытие с хроматированием (5-10 мкм).

Детали из магниевых сплавов покрываются с применением эпоксидных эмалей, они могут подвергаться также химическому пассивированию.

Детали из титановых сплавов специальной защиты не требуют. Предохраняются поверхности, контактируемые с другими металлами.

Детали из медных сплавов, контактируемые с другими металлами, кадмируются или покрываются грунтами ВЛ-92, АГ-10 и цветной эмалью. Текстолитовые детали покрываются бакелитовым лаком.

Содержание работы

1. Составить краткое техническое описание крыла одного из самолетов (по указанию преподавателя).

2. По заданным размерам вычертить крыло в плане в масштабе

1:50 .или 1:100 и определить основные параметры крыла: площадь S, сужение η , удлинение Я, угол стреловидности / , и величину средней аэродинамической хорды Ь_сах. Показать пунктирными линиями размещение продольного и поперечного наборов, шаг нервюр t_H

3. Показать характер распределения величин поперечных сил Q изгибающих моментов М_изг и крутящих моментов М_кр по размаху крыла в полете.

4. Начертить поперечное сечение крыла в зоне бортовой нервюры, элерона или закрылка (по указанию преподавателя) и определить хорду b , толщину профиля С, высоту лонжеронов Η,, относительную вогнутость/, местоположение лонжеронов X/ , максимальной толщины Х_с и вогнутости X_f крыла, шаг стрингеров t_cmp .

5. Начертить сечения лонжеронов, стрингеров, нормальных и усиленных нервюр. Определить величины максимально допустимой растягивающей силы для нижнего пояса лонжерона и максимальной сжимающей силы для стрингера верхней панели.

6. Начертить эскиз стыкового узла (по указанию преподавателя) и показать силы, действующие на этот узел.

Указания к выполнению работы

1. В техническом описании указываются:

внешние формы крыла /в плане, в профиль, при виде спереди/; конструктивно-силовая схема крыла; описание конструкции силовых элементов; конструкция стыкового соединения;

2. Материалы, из которых выполнены элементы крыла и их характеристики (предел прочности σ_в, модуль упругости Ε, плотность ρ).

3. При определении площади крыла S, удлинения λ и сужения η участок крыла, занимаемый фюзеляжем, учитывается полностью как несущая часть крыла.

Положение средней аэродинамической хорды и ее величину определить графическим способом.

При показе размещения продольного и поперечного наборов допускается не показывать все стрингеры и нервны, а указывать их количество и шаг.

Для показа характера распределения Q, М_изг и М_кр по размаху отъемная часть крыла (до бортовой нервюры) схематизируется как консольная балка с нанесением действующих нагрузок, Величина нагрузок не задается, поэтому конкретные значения Q, М_изг и М_кр по сечениям не определяются, а показывается приближенный характер кривых Q, М_изг и М_кр по размаху крыла.

Для построения контура сечения пользоваться геометрическими характеристиками заданного профиля крыла /по указанию преподавателя/.

При определении максимально допустимой растягивающей силы для пояса нижнего лонжерона Р_мах =[a]F_n величину допустимых напряжений принимать [σ]= 0,95 σ_в.

При определении максимально допустимой сжимающей силы для стрингера Ρ _мах = σ_кр.стр F_стр величину критического напряжения удобнее определять по графикам для профиля данного сечения.

6. Эскиз стыкового узла рекомендуется делать в изометрии. При показе действующих на узел сил пояснить их происхождение.

Вопросы для самопроверки

1. Назначение и основные требования к крылу.

2. Какими параметрами характеризуются внешние формы крыла: при виде в плане; в профиле; при виде спереди?

3. Нагрузки, действующие на крыло, и виды деформаций крыла.

4. Назначение основных элементов крыла.

5. Типы конструктивно-силовых схем крыла, особенности работы их элементов.

6. Причины появления стреловидных и треугольных крыльев, крыльев с изменяемой геометрией и адаптивных крыльев, особенности их конструкции.

7. Стыковка лонжеронных, кессонных и моноблочных крыльев.

8. Конструктивные меры борьбы с флаттером, дивергенцией крыла и реверсом элеронов.

9. Каким образом возникает крутящий момент крыла при действии на него воздушной нагрузки?

10. Основные критерии выбора материалов конструкции крыла,

11. Перечислите антикоррозийные покрытия, наиболее широко применяемые в авиастроении.

12. Почему на самолётах, предназначенных для полета на большую дальность, крылья имеют большое удлинение, а на сверхзвуковых самолетах - малое удлинение?

13. В каких целях применяют крутку крыла? Виды круток.

14. Назначение запилов и аэродинамических гребней на крыле.

15. Виды авиационных профилей, их преимущества и недостатки.

16. Назначение корневых наплывов в мосте соединения крыла с корпусом.