4.1 Разработка конструкции лонжерона крыла

4.1.1 Аналаз конструктивно – технологических особенностей лонжеронов крыла заданного типа самолетов

Лонжероны, как основные силовые элементы крыла и оперения, в значительной степени определяют прочность, жесткость и ресурс крыла самолета в целом. Многообразие расчетных схем и вариантов конструктивного выполнения лонжеронов существующих самолетов отражает различие условий нагружения и работы этих силовых элементов. Основным фактором, который определяет схему, применяемые материалы, конструктивное выполнение и форму поясов, тип стенки и степень ее подкрепления лонжеронов минимальной массы, является интенсивность воспринимаемой лонжероном нагрузки.

Лонжерон крыла современного пассажирского и транспортного самолета представляет собой, как правило, сборную тонкостенную балку, регулярная часть которой состоит из поясов и стенки. Стенка может быть подкреплена стойками. К зонам нерегулярностей относятся стыковые узлы, зоны навески двигателей и элементов управления, агрегатов различных систем, вырезы в стенках.

4.1.2 Выделение зоны сборного узла из конструктивно – силовой схемы агрегата. Разработка расчетной схемы и определение нагрузок, действующих на лонжерон

Спроектируем передний лонжерон крыла. Для этого рассмотрим данный лонжерон в трех сечениях: b₁=8.04 м, b₂=7,23 b₃=2,67 м. По КСС выбираем балочный одностеночный лонжерон. По форме поперечного сечения – двутавр. Он меньше по массе по сравнению со швеллерным при больших интенсивностях нагрузки. По технологическим признакам выбираем сборный лонжерон, так как он обладает большей надежностью, чем монолитный.

Нагрузки на крыло были определены в разделе 3. Определим нагрузки на лонжерон в каждом из сечений. Поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов и распределяется между ними пропорционально изгибной жесткости лонжеронов. В крыле значения поперечной силы, воспринимаемой первым и вторым лонжеронами, в первом приближении могут быть определены по формулам:

; , (4.1)

где и- строительные высоты первого и второго лонжеронов соответственно.

Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально их изгибной жесткости и может быть определен как:

(1-),(1-), (4.2)

где =0.7 – коэффициент восприятия момента панелями (обшивкой).

Результаты расчетов приведены в таблице 4.1.

Таблица 4.1

	Н1(м)	Н2(м)	Q1(кН)	M1(кН)
1сечение	1,076	0,685	924,44	3046
2сечение	0,969	0,617	787,34	1190
3сечение	0,359	0,229	64,61	15,97

4.1.3 Определение геометрических параметров силовых элементов лонжерона из условий обеспечения статической прочности и минимума массы

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

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

2. По уровню определяемmax отношение b/δ;

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

Выражение для двутаврового сечения:

(4.3)

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

Результаты расчетов занесем в таблицу 4.2.

Таблица 4.2

1 сечение		b/δ		δ/Н	δ( мм)	b( мм)
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00058	0.026	27.98	162.28
Нижний пояс	0.68	6.7	-0.00061	0.028	30.13	201.87
2 сечение		b/δ		δ/Н	δ	b
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00052	0.024	23.26	134.9
Нижний пояс	0.68	6.7	-0.00055	0.025	24.22	162.3
1 сечение		b/δ		δ/Н	δ	b
Верхний пояс	0.82	5.8	-0.00082	0.03	10.77	62.47
Нижний пояс	0.68	6.7	-0.00086	0.031	11.13	75.56

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

Таблица 4.3

1 сечение	δ( мм)	b( мм)	F( мм²)
Верхний пояс	28	163	9128
Нижний пояс	31	202	12524
2 сечение	δ	B
Верхний пояс	24	135	6480
Нижний пояс	25	163	8150
1 сечение	δ	B
Верхний пояс	11	63	1386
Нижний пояс	12	76	1824

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

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

Условие прочности – .

Условие жесткости – .

Условие технологичности – 3,0 мм для дуралюминиевых сплавов и2,0 мм – для сталей. В этих условиях:

- предел прочности материала пояса;

- предел прочности материала обшивки;

- толщина обшивки.

Условия выполняются для всех сечений.

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

Таблица 4.4

	(мм)
1 сечение	7.5
2 сечение	7
3 сечение	3

Проектирование стенки лонжерона.

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

1. Найдем расстояние между центрами тяжести поясов лонжерона:

h_эфф=H-δ (4.4)

2. Определим параметр нагруженности на балку ;

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

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

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

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

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

(4.5)

Результаты расчетов для трех сечений занесем в таблицу 4.5.

Таблица 4.5

	1сечение	2сечение	3сечение
hэфф (М)	1.0465	0.9445	0.3475
	918.75	939.46	731.4
(МПа)	140	142	125
	225	230	350
(мм)	3.5	3	1,5
	0.25	0.28	0.23
(мм)	260	235	80
	0.39	0.38	0.41
(мм²)	354.9	267.9	32.8
Выбор профиля	ПР100-№59	ПР100-№42	ПР111-№11
	1.33	1.32	1.47
(мм)	262	271	81

4.1.4 Определение параметров и разработка конструкции соединений силовых элементов лонжерона

Соединение стенки с ребром пояса

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

, (4.6)

где – число рядов крепежных элементов;

–шаг крепежных элементов в ряду;

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

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

Таблица 4.6

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	9716.9	9169.6	2045.2
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

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

Соединение стойки с поясом

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

, (4.7)

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

Таблица 4.7

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	41398	35904	3053
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

Соединение подкрепляющей стойки со стенкой

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

, (4.8)

где – шаг крепежных элементов соединения,;

–предел прочности материала стенки;

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

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.8

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(Н)	9004.5	7950.2	1922.17
d( мм )	5	4	3.5

Соединение пояса с панелью

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

, (4.9)

где – крутящий момент в расчетном сечении крыла;

–шаг крепежных элементов в соединении пояса с панелью;

–удвоенная площадь кессонной части крыла;

–число рядов крепежных элементов m=1;

–коэффициент неравномерности, принимаемый равным 1,1.

Величина крутящего момента может быть определена как

, (4.10)

где – положение центра жесткости крыла в расчетном сечении;

–положение центра давления крыла в расчетном сечении.

Ω=2(Н₁+Н₂)/2 * b².

Результаты в таблице 4.8.

Таблица 4.9

	1 сечение	2 сечение	3 сечение
(кНм)	934,8	768,11	11,76
Ω(мм²	4261.3	2432	528.4
(Н)	6824.3	5932.8	1239.8
d( мм )	6	6	3
Материал	Д16П	Д16П	Д16П

4.1.5 Выводы

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

4.2 Разработка конструкции силовых элементов механической проводки системы управления РВ

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

• система управления должна быть надежной на всех режимах полета;

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

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

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

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

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

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

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

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

Рисунок 4.1 – Штурвальная колонка

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

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

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

Рисунок 4.2.– Роликовые направляющие для жесткой проводки управления

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

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

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

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

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

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

На отклоненной рулевой поверхности возникнет шарнирный момент от аэродинамических сил.

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

(4.11)

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

Откуда

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

где - коэффициент кинематической передачи.

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

В таблице 4.10 приведены ориентировочные значения согласно статистических данных.

Таблица 4.10 – Значения и эксплуатационного усилия на штурвал

Величина	0.1-0.15
ил и	1.75 –2.6
Эксплуатационное усилие [17]	1335

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

м^-1

Полученное передаточное отношение соответствует рекомендациям, приведенным в пособии.

Передаточное отношение системы зависит от передаточного отношения всех звеньев системы:

,(4.12)

Применив равноплечие качалки, можно упростить выражение (4.14):

,

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

Таким образом, потребное плечо рулевой поверхности ;

м

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

Н

где - коэффициент безопасности.

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