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 d лонжерона для двух различных материалов по методике приведенной в пособии [1]:

а) Д16:

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

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

.

В/d =2:

;

В/d =3:

;

В/d =4:

;

В/d =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 d для каждого случая:

В/d =2:

d=H×( )=300×0,13=39 (мм);

В/d =3:

d=H×( )=300×0,1=30 (мм);

В/d =4:

d=H×( )=300×0,095=28,5 (мм);

В/d =5:

d=H×( )=300×0,085=25,5 (мм).

Значения занесем в табл. 1.

Определим значения В:

В/d =2:

В=d×( )=39×2=78 (мм);

В/d =3:

В=d×( )=30×3=90 (мм);

В/d =4:

В=d×( )=28,5×4=114 (мм);

В/d =5:

В=d×( )=25,5×5=127,5 (мм);

Значения занесем в табл. 1.

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

В/d =2:

G=Вdg=78×10^–3×39×10^–3×2800=8,5 (кг/м);

В/d =3:

G=Вdg=90×10^–3×30×10^–3×2800=7,5 (кг/м);

В/d =4:

G=Вdg=114×10^–3×28,5×10^–3×2800=8,9(кг/м);

В/d =5:

G=Вdg=127,5×10^–3×25,5×10^–3×2800=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=Bdg	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 – s_в=550МПа; плотность материала – g=2800 кг/м³. Зададимся рядом соотношений В/d (табл. 2). По рис. 2.3 [1] определим величину разрушающих напряжений s_р для каждого значения В/d. После этого определим значение С по формуле

.

В/d =2:

;

В/d =3:

;

В/d =4:

;

В/d =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 d для каждого случая:

В/d =2:

d=H×( )=300×0,11=33 (мм);

В/d =3:

d=H×( )=300×0,098=29,4 (мм);

В/d =4:

d=H×( )=300×0,089=27(мм);

В/d =5:

d=H×( )=300×0,085=25,5 (мм).

Значения занесем в табл. 2.

Определим значения В:

В/d =2:

В=d×( )=33×2=66 (мм);

В/d =3:

В=d×( )=29,4×3=88,2 (мм);

В/d =4:

В=d×( )=27×4=108 (мм);

В/d =5:

В=d×( )=25,5×5=127,5 (мм);

Значения занесем в табл. 6.

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

В/d =2:

G=Вdg=66×10^–3×33×10^–3×2800=6,09 (кг/м);

В/d =3:

G=Вdg=88,2×10^–3×29,4×10^–3×2800=7,14 (кг/м);

В/d =4:

G=Вdg=108×10^–3×27×10^–3×2800=8,16 (кг/м);

В/d =5:

G=Вdg=127,5×10^–3×25,5×10^–3×2800=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=Bdg	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

=2,5×440/530=2,05 (мм).

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

(мм).

3) технологичности – для алюминиевых сплавов ³3 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=2×С+а=3×d_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_вdв× =2×66×33×530=2308680 (Н).

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

(мм²).

Так как широкий нижний пояс значительно ослабляет нервюры, то примем B_н=B_в=66 мм. Определим :

= = (мм).