Вход

Дальне Магистральный Самалет (боинг 767) с разработкой мероприятий по повышению долговечности конструкции крыла (общяя часть, экономика,безопастность полётов)

Дипломная работа*
Код 102807
Дата создания 2016
Страниц 90
Мы сможем обработать ваш заказ 23 мая в 7:00 [мск]
Файлы будут доступны для скачивания только после обработки заказа.
7 630руб.
КУПИТЬ

Содержание

Аналитическая и проектные части
задание :
Табличка самолёты аналоги
Аналитическая часть
Проектная часть
ГМФ и ЛТФ(геомет. и летн.
гобаритный чертеж 2 фор А1
чертеж общего вида 4 фор А1 или 2А0
Чертеж по спец части 1 формА1

Фрагмент работы для ознакомления

Так как центры масс крыла, топлива и силовых установок связаны с крылом, то смещая его вдоль оси фюзеляжа определим центровку, исходя из задаваемой дистанции от носка самолета до носка крыла в корневой нервюре. При это определим центровки по конфигурациям:- взлетная;- посадочная (без топлива);- стояночная (без топлива, служебной нагрузки, снаряжения, коммерческой нагрузки).По последней конфигурации определим положение основного шасси (за Ц.Т. самолета) для исключения его опрокидывания на хвост.В связи со значительной долей топлива во взлетной массе самолета(~ 40 %), на величину которой изменяется масса самолета в течении полета и стреловидностью крыльев изменение центровки будет значительным.Для обеспечения устойчивости по тангажу в этих условиях необходимо перестраиваемое горизонтальное оперение. По аналогам (Ил-96) диапазон центровок возможен от 19 до 34 % САХ. Методом последовательных приближений определяем положение носка крыла в корневой нервюре от носка самолета равной 23,97 м с расположением основного шасси на Xош = 33,5 м.По полученным данным заполняем центровочную ведомость самолета.Таблица 1.10 Центровочная ведомость самолетаНаименованиеагрегата, грузаМассаmi (кг)Координатаxi (м)Статический моментmixi (кг·м)Крыло16323,631,414512789,57Фюзеляж22179,637,5831735Оперение225,0960,61313643,38Носовая опора шасси1621,41016214Основная опора шасси6485,633,5217267,6Силовая установка9644,125,727248113,761Топливо7210229,3942119336,188Оборудование и система управления10742,134,375369259,688Служебная нагрузка и снаряжение160034,37555000Коммерческая нагрузка4200028,1251181250ИтогоΣmi = 182923,49Σmixi = 5564639,187Взлетная конфигурация:м;;.Посадочная конфигурация:(без топлива m = 72102 кг; m·x = 2119366,188 кг·м)м;;.Стояночная конфигурация:(без: топлива m = 72102 кг; m·x = 2119366,188 кг·м;коммерч. нагрузка m = 42000 кг; m·x = 1181250 кг·м;служ.нагрузка, снаряжение m = 1600 кг; m·x = 55000 кг·м). м.Запас устойчивости обеспечен, т.к. Xцт= 32,862 < 33,5 = Xосн.шасси;.Результатом выполнения вышеприведенных компоновок и центровки будет чертеж общего вида самолета.1.2.7.4. Конструктивно-силовая компоновкаКонструктивно-силовая компоновка заключается в создании наиболеерациональных силовых схем частей ЛА, а также способов силовой увязки ихмежду собой. Производя конструктивно-силовуюкомповновку будем учитывать следующее.Крыло – двухлонжеронное, кессонной конструкции, конструктивно делится на центроплан, среднюю часть (СЧК) и отъемную часть (ОЧК). Кессон герметичный, делится на баки-отсеки для хранения топлива. Поперечный силовой набор крыла составляют нервюры, продольный - цельные, прессованные панели крыла и лонжероны.В стыках и места крепления агрегатов располагаются силовые нервюры, по остальному размаху крыла – обычные.В крыле находятся специальные ниши-отсеки для правой и левой основных опор шасси.После уборки шасси отсеки закрываются снизу створками заподлицо с обшивкой нижнейповерхности крыла.Крыло имеет мощную механизацию – выдвижной трехщелевой закрылок, тормозные щитки, интерцепторы, элероны и предкрылки. Монорельсы закрылков и предкрылков – титановые, штампованные.Горизонатльное оперение – цельноповоротное для обеспечения устойчивости самолета по тангажу, вертикальное – с рулем направления. Оперения двухлонжеронные с поперечным силовым набором (нервюры) и продольным, формируемым панелями оперения.Рулевые поверхности, а так же закрылки, элероны и тормозные щитки – с сотовыми наполнителями.Фюзеляж двухпалубный, на верхней палубе размещены: кабина экипажа, пассажирская кабина, два гардероба, буфетная стойка, два передних туалета и шесть задних. Фюзеляж состоит из четырех частей: передней, средней, хвостовой и отсека ВСУ.Цилиндрическая часть фюзеляжа расположена между шпангоутом №23 и шпангоутом № 67,а остальные части фюзеляжа имеют двойную кривизну. Гермокабина ограничена гермошпангоутами №1 и 90.На нижней палубе размещены передний технический отсек, электроотсек, отсек кухни, отсек электрооборудования, грузовые отсеки и задний технический отсек.Стык центроплана с фюзеляжем осуществляется по силовым шпангоутам № 40 и 50. Между шпангоутами 50-58 расположены отсеки средней основной опоры шасси и колес левой и правой основных опор шасси. Стык вертикального и горизонтального оперения осуществляется в зоне шпангоутов №90-101.2. Специальная часть2.1. Предлагаемые меры по повышению ресурса планера самолетаВ настоящее время одной из основных задач, стоящих перед эксплуатирующими и проектирующими организациями стоит увеличение экономической эффективности самолетов. Одним из основных направлений в решении этой задачи является увеличение ресурса конструкции самолета, иначе говоря, его безопасного срока службы. Так как безопасный срок службы - случайная величина, то в настоящее время принят подход, при котором эксплуатация самолёта происходит в течение назначенного срока службы, при котором разрушениеконструкции, приводящее к катастрофе, имеет очень малую вероятность.По истечению этого срока службы самолет подлежит осмотру икомплексу восстановительного обслуживания с целью продления безопасногосрока службы. Практика эксплуатации самолетов показывает, что главнымфактором, влияющим на безопасный срок службы, является усталостнаяпрочность конструкции.Повышение ресурса самолёта по очевидным причинам повышает его окупаемость а так же снижает эксплуатационные издержки на проведение тяжелых форм тех. обслуживания и капитального ремонта, позволяет увеличить назначенный межремонтный ресурс, а так же уменьшить объем работ при выполнении КВР.Назначение срока службы самолета базируются на проведении работ поустановлению технического состояния планера и других частей самолета вместах наиболее тяжелого нагружения во время эксплуатации. Анализ дефектовв силовых элементах конструкции самолета показывает, чтоосновными дефектами являются трещины в элементах конструкции крыла(кессон, центроплан, средняя часть крыла, обшивка) и фюзеляжа. Наибольшеечисло трещин различной длины, глубины и ориентации указывает на то, чтоусталостному разрушению больше всего подвержены элементы конструкциикрыла. Это объясняется тем, что крыло в полете больше других частей самолетаподвергается большим статическим нагрузкам и сравнительно небольшимпеременным нагрузкам, вызывающим усталостные разрушения. Большинствотрещин в элементах конструкции крыла образовано в местах, имеющихконцентрацию напряжений (отверстие, перемычка, переходы, разъемы, краяобшивки). Трещины в элементах конструкции фюзеляжа значительно меньше иони, как правило, расположены в местах крепления стоек шасси. Этосвидетельствует, что усталостная нагрузка на элементы конструкции фюзеляжаимеет место как при движении самолета по взлетно-посадочной полосе, так ипри транспортировке самолета до стоянки.Таким образом, повышение ресурса конструкции крыла позволит повысить как весь назначенный ресурс планера, так и увеличить межремонтный ресурс и уменьшить объемы выполняемых при КВР работ.Одним из наиболее перспективных способов повышения ресурса является применение новых материалов, обладающих большей усталостной прочностью, способных выдерживать большее количество циклов до разрушения с более медленным трещинообразованием.2.2. Традиционные и перспективные алюминиевые сплавы, применяемые в конструкции панелей крылаВ настоящее время для изготовления панелей крыла и лонжеронов как правило, применяются традиционные алюминиевые сплавы – Д16АТ (для нижних панелей, поясов и стенок лонжерона) и В-95п.ч. (для верхних панелей и поясов лонжеронов).Сейчас в качетсмве замены этим материалам можно предложить н сплав В96Ц3 (1965). Этот сплав существенно превосходит сплав В95п.ч. по прочностным характеристикам (см. табл. 2.1) [1], а также по малоцикловой усталости, при сохранении достаточно высоких значений вязкости разрушения, коррозионной стойкости и пластичности. В нашей стране этот сплав был разработан в 1970 г. Он широко используется для изготовления корпусов твердотопливных ракет диаметром около 1 м и высотой 6 м. Сплав характеризуется большой технологичностью – корпуса ракет получают на вертикальном прессе за один проход.Таблица 2.1Свойства сплавов В96Ц3-Т12 и В95о.ч. – Т2.Сплав, состояниеσВ, МПаσ0,2, МПаσВсж, МПаЕ, ГПАδ, %В96Ц3-Т12 (7055)65062563070,57В95о.ч. – Т2 (7475)51043044070,07В ЦАГИ были проведены исследования на трещиностойкость алюминиевых сплавов, которые позволили оценить критические значения коэффициентов интенсивности напряжений КСу (Kapp) и скорость роста трещин при регулярных нагрузках.Характеристики скорости роста трещин и остаточной прочности перечисленных выше сплавовбыли определены экспериментально в ЦАГИ при испытании образцов на электрогидравлических машинах, позволяющих создавать нагрузки от 25 до 1000 т. Начальные надрезы центральных трещин в образцах для испытания на скорость роста трещин создавались электроэрозионным способом. Длительность роста трещин определялась визуально, с помощью оптическогомикроскопа, а также методом количественной фрактографии с помощью электронного микроскопа.Образцы вырезались из обшивки крыла и фюзеляжа натурных самолетов, а также из заводских полуфабрикатов.В российских усовершенствованных алюминиевых сплавах, применяемых для обшивкинижней поверхности крыла, достигнуто увеличение остаточной прочности на 45–75% по сравнению с листами из Д16АТВ. Предел текучести при этом изменился незначительно.В усовершенствованных высокопрочных алюминиевых сплавах 7055–Т7751 и В96ц–3пчТ12 (содержащих добавки циркония) достигнуто одновременное увеличение: остаточнойпрочности более чем на 40%, пределов текучести на 20%, усталостной долговечности в несколько раз по сравнению со сплавами типа 7075–Т6 (В95АТ1).[]Для всех сплавов были определены кинетические диаграммы разрушения, представляющиесобой зависимость скорости роста трещин da/dN от размаха коэффициента интенсивности напряжений ΔK.Итак, использование сплава В96ц–3пчТ12 позволит значительно увеличить ресурс конструкции крыла.Однако, для того, чтобы выяснить, не приведет ли использование нового материала к увеличению веса конструкции крыла, требуется выполнить его прочностной расчет и сравнить потребные размеры панелей и лонжеронов крыла.2.3 Прочностной расчет панелей и лонжеронов крыла2.3.1 Определение аэродинамической нагрузки на крыло; где:G0 = 183000·9,81 = 1795230 Н – максимальный взлетный вес;nэy = 2,5 – максимальная эксплуатационная перегрузка длянеманевренных пассажирских и грузовых самолетов;f = 1,5 – коэффициент безопасности;Lкр = 42,5 м – размах крыла; - циркуляция плоского прямого крыла, принимается для5 < λ < 10 и 2 < η <5;при:00,10,20,30,40,50,60,70,80,90,9511,34351,32981,29081,22281,14841,0570,95110,85830,7430,590,460 - приращение циркуляции из-за стреловидности крыла;;χ= 30° - стреловидность крыла; - приращение циркуляции при стреловидности 45°;00,10,20,30,40,50,60,70,80,90,951- 0,3 - 0,23- 0,15- 0,0800,050,10,160,170,150,10Расчетные данные занесем в таблицу, при этом:- ; где:Gкр = 16323,6·9,81 = 160134,52 Н – максимальный взлетный вес;nэy = 2,5 – максимальная перегрузка;f = 1,5 – коэффициент безопасности;Sкр = 181 м2 – площадь крыла; – текущая хорда крыла по сечению (из эскиза).- ; где:Gтопл = 72102·9,81 = 707320,62 Н – вес топлива;nэy = 2,5;f = 1,5;Sт.б.=50,6434 м2 – площадь топливных баков (из эскиза); – текущая хорда топливного бака по сечению (из эскиза).- = - -;- ΔQi =- Qi = Qi+1 + ΔQi+1; при этом Q11 = 0;- ΔMi =;- Mi = Mi+1 + ΔMi; при этом M11 = 0.На расстоянии z = 4,4 м от корневой нервюры расположен двигатель= 4822 кг;Qсу = mдв · 9,81 · 2,5 · 1,5 = 177389,33 кН.На расстоянии z = 2,16 м от корневой нервюры расположена стойка основного шасси:= 2161,87 кг;Qш = 2161,87 · 9,81 · 2,5 · 1,5 = 79529, 67 Н.Следовательно, на эти величины будут скачки вниз на эпюре Q:сечение «0,2» - Q2 = 1503519,01 - 177389,33 = 1326129,68 Н;сечение «0,1» - Q1 = 1664317,57 - 177389,33 - 79529,67 = 1407398,57 Н;сечение «0» - Q0 = 1768601,95 - 177389,33 - 79529,67 = 1511682,95 Н.Снижение величины моментов будет:сечение «0,2» - M2 = 9193423,17 - 177389,33·(4,4 - 2·2,125) = = 9166814,77 Н·м;сечение «0,1» - M1 = 12559249,54 - 177389,33·(4,4 - 2,125) - - 79529,67·(2,16 - 2,125) = 12152905,28 Н·м;сечение «0» - M0 = 16206726,53 - 177389,33 · 4,4 - 79529,67 · 2,16 = = 15254429,39 Н·м.Результаты расчетов сведем в табл. 2.1Таблица 2.1. Нагрузки и моменты, действующие на крыл№(Н/м)(Н/м) (Н/м)(Н/м) (Н/м) (м) (Н) (Н) (Н) (Н∙м) (Н∙м)001,1435181133,4328266,84117853,3435013,25490752,125104284,381768601,951716459,763647476,9916206726,5310,11,1768186408,2423843,1199428,3863136,7575669,912,125160798,561664317,571583918,293365826,3712559249,5420,21,1908188625,8719419,3881003,4288203,0792898,5952,125197409,511503519,011404814,262985230,39193423,1730,31,1698185299,4216960,170745,297594,1299543,9152,125211530,821306109,51200344,092550731,198894892,8740,41,1484181909,615546,7664869,13101493,71100529,6552,125213625,521094578,68987765,922099002,586344161,6850,51,09172658,8914133,4258959,8799565,697523,332,125207256,2880953,1677325,061651815,754245159,160,61,0181161269,7412720,0853050,695499,0694961,9352,125201794,11673696,96572799,91217199,792593343,3570,70,9653152906,0811306,7447174,5394424,8189429,412,125190037,5471902,85376884,1800878,711376143,5680,80,856135592,679893,3941265,2784434,0174931,2952,125159229281865,35202250,85429783,06575264,8590,90,69109297,838480,0535389,265428,5854349,4152,125115492,51122636,3564890,1137891,46145481,79100,950,52783478,27773,3832434,5743270,253361,8052,1257143,847143,843571,927590,337590,33111,0007066,7129479,93- 36546,64 00По полученным данным строим эпюры Q и M, рис.2.1.За расчетное сечение примем сечение «0,3», т.е. на расстоянии 6,375 м от корня крыла. В этом сечении:Q = 1306109,5 Н;= 10270937,6 Н·м.Расчетную хорду сечения расположим перпендикулярно переднему лонжерону. По эскизу хорда в расчетном сечении – 4,633 м. Разместим в отсеке крыла лонжероны на 25 % и 70 % хорды по полету. По эскизу – межлонжеронный отсек длиной 2,072 м; высота переднего лонжерона 0,486 м, заднего лонжерона 0,328 м; площадь межлонжеронного отсека – 1,11 м2, от носка до переднего лонжерона 1,0826 м.Центр жесткости межлонжеронного отсека расположим на расстояниях от лонжеронов отношением, обратно пропорциональном отношению квадратов их высот, т.е. на расстоянии 0,64842 м от переднего лонжерона.Примем точку приложения аэродинамической силы 0,25bрасч (в переднем лонжероне), центр масс крыла на 0,41bрасч = 0,41 ∙ 4,633 = 1,9 м от носка или 1,9 – 1,0826 = 0,7413 м от переднего лонжерона. Центр масс топлива определим как центр тяжести трапеции с основаниями hпер и hзад и высотой Lкессона, т.е. от переднего лонжерона:;= 0,97 м;Веса конструкции крыла и топлива в отсеченной части определим по отношениям площадей в плане.Q= ;Q= = 18216 Н;Q= ;Q== 119879,75 Н.По значению Q = 1306109,5 Н определимQ= Q + Q+ Q;Q= 1306109,5 + 18216 + 119879,75 = 1444205,25 Н.В таком случае крутящий момент в расчетном сечении:Mкр = 1444205,25 ∙ 0,64842 + 18216 ∙ (0,7413 – 0,64842) + 119879,75 ∙∙ (0,97 – 0,64842) = 976694,32 Н∙м.2.3.3 Выбор материалов, применяемых в конструкции.Материалы применяемые в конструкции.Панели крыла и пояса лонжеронов, а также стенки лонжеронов – прессованные панели и листы В 96Ц3-Т12:σв = 650 МПа;σ0,2 = 625 МПа;σ0,2сж = 630 МПа;E = 70,5 ГПа.2.3.4 Расчет элементов конструкции крылаТолщина обшивки носка и законцовки крыла:;= 0,0011281 м;примем = 12 мм;где:Mкр = 976694,32Н∙м – крутящий момент;ω = 1,11 м2 – площадь сечения кессона;τв = 0,6 σв;τв = 0,6 · 650 ·106 = 390 ·106 Па – разрушающее напряжение на срез.Средняя высота кессона:;= 0,407 м;где:hпер= 0,486 м – высота переднего лонжерона;hзад= 0,328 м – высота заднего лонжерона.Нормальные усилия в панелях и поясах лонжеронов от изгиба.; Н;где:Mизг = 10270937,6Н∙м – изгибающий момент.Распределение усилий между обшивками и поясами лонжеронов (предварительно). Примем долю обшивок в общей площади 85 %, тогда:Nобш = Nпан · η; Nобш = 25235718,92 · 0,85 = 21450361,08 Н;Nпояс = Nпан (1 – η);Nпояс = 25235718,92 · (1 – 0,85) = 3785357,84 Н.Растянутая нижняя панель.Длина кессона 2,072 м. Примем:δ – толщина панели;δ – толщина ребер;5δ – высота ребер;20 – число ребер.Тогда:;= 0,033;откуда δ = 0,01055 м;примем δ = 0,011 м.Уточненное усилие, воспринимаемое панелью:N´пан = σв·(2,072 · 0,11 + 100 · 0,112) = 22679800 Н.Уточненное усилие, воспринимаемое поясами:Nпояс = Nобш –N´пан;Nпояс = 25235718,92 – 22679800 = 2555918,92 Н.Растянутые нижние пояса лонжеронов.Площадь сечения поясов:; = 0,003932182 м2.Разбивка между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:= 0,002701627 м2;= 0,001230553 м2.Сжатая верхняя панель.Длина кессона 2,072 м. Примем:δ – толщина панели;δ – толщина стойки;δ – толщина горизонтальной полки;6δ – высота стойки;5δ – длина горизонтальной полки;20 – число стоек;отношение длины свисающей полки к ее толщине .Тогда Эйлеровы напряжения:;= 7,138125 · 109 Па.Отношение напряжений:= 0,091.Критические напряжения:; = 645097305 Па > σ0,2сж = 630 МПа.В расчете примем [σ] = 630 МПа, тогда:;= 0,034048192;откуда δ = 0,008592771 м;примем δ = 0,009 м.Уточненное усилие, воспринимаемое панелью:N´пан = 630·106·(2,072 · 0,009 + 220 · 0,0092) = 22974840 Н.Сжатые верхние пояса лонжеронов.Уточненное усилие, воспринимаемое поясами:N´пояс = Nобш –N´пан;N´пояс = 25235718,92 – 22974840 = 2260878,92 Н.Для поясов лонжеронов примем отношение длины свисающей полки к ее толщине .Тогда:= 285525000 Па;= 2,27651; = 251771001 Па < σ0,2сж = 630 МПа.В расчете примем [σ] = 630 МПа, Площадь поясов:; = 0,008979902 м2.Разбивка между передним и задним лонжеронами:= 0,006169692 м2;= 0,002810208 м2.Проверка относительного расстояния между стрингерами к тощине обшивки (панели).Верхняя панель:;где:- шаг стрингеров; = 0,1036 м;- толщина обшивки; = 0,009 м;μ – коэффициент Пуассона; μ = 0,3;E – модуль упругости E = 70,5 · 109 Па;– относительная волнистость; = 0,002;P – давление на крыло;для верха:;= 24796 Н/м2;; - условие выполняется;нижняя панель:;где:- толщина обшивки; = 0,011 м;P – давление на крыло;для низа:;= 12398 Н/м2;остальное – см. выше;; - условие выполняется.Стенки лонжеронов.Принимая пояса лонжеронов в сечении приблизительно квадратными, определим высоты стенок лонжеронов.;= 0,355 м;;= 0,240 м.Разбивка Q = 1306109,5 между стенками пропорционально квадратам их высот:= 896405,45 Н;= 409704 Н.Погонная нагрузка на стенки:= 2525085,78 Н/м;= 1707100,23 Н/м.Примем шаг нервюр 0,4 м с тремя стойками жесткости. Шаг между стойками жесткости 0,1 м;τв = 0,6 σв;τв = 0,6 · 650 ·106 = 390 ·106 Па.Стенка переднего лонжерона.Для расчета a = 0,355 м;b = 0,1 м;;= 5,90152.Примем δ = 0,006 м;;= 1348025198 Па.= 0,289312;; = 3662248,66 Па;= 0,006895 м.Примем δ = 0,007 м;= 1834812076 Па.= 0,2125558; = 375990545,8 Па;= 0,00671 м.Примем = 0,007 м.Стенка заднего лонжерона.Для расчета a = 0,24 м;b = 0,1 м;= 6,2597.Примем δ = 0,005 м;= 992944912,5 Па.= 0,39277; = 351109642,6 Па;= 0,00486 м.Примем = 0,005 м.При расчете размеров сечения полок лонжеронов обязательно выдерживание отношения длин свободных полок к их толщинам не более 10 для обеспечения их местной устойчивости.2.3.5. Расчет конструкции крыла из традиционных материаловВерхние панели крыла - из В95о.ч. Т-2;σв = 510 МПа;σ0,2 = 430 МПа;σ0,2сж = 640 МПа;E = 70 ГПа.Нижние панели крыла, пояса и стенки лонжеронов – из Д16ч.т.σв = 440 МПа;σ0,2 = 343 МПа;E = 70,6 ГПа.τв = 0,6σв = 264 МПа;Eсж = 72,1 ГПа.Растянутая нижняя панель.откуда δ = 0,014029 м;примем δ = 0,014 м.Уточненное усилие, воспринимаемое панелью:N´пан = 440*106(2,072*0,11 + 100*0,112) = 21378520 Н.Уточненное усилие, воспринимаемое поясами:Nпояс = Nобш –N´пан;Nпояс = 25235718,92 – 21378520 = 3848198,92 Н.Растянутые нижние пояса лонжеронов.Площадь сечения поясов:Ап=м2;Разбивка между передним и задним лонжеронами пропорционально квадратам их высот:= 0,006008924 м2;= 0,002736981 м2.Критические напряжения: = 507548375,2 Па < σ0,2сж = 640 МПа.Уравнение площади панели имеет вид:= 0,042262692;откуда δ = 0,009929 м;примем δ = 0,010 м.Уточненное усилие, воспринимаемое панелью:N´пан = 507548375,2(2,072*0,01 + 220*0,012) = 21682466,6 Н.Уточненное усилие, воспринимаемое поясами:Nпояс = 25235718,92 – 21682466,6 = 353252,32 Н.Сжатые верхние пояса лонжеронов.= 230882071,7 Па<σ0,2 = 343 Мпа;= 1,5068; = 230882081,7 Па < σ0,2сж =343 МПа.Площадь поясов: = 0,0153899 м2.Разбивка между передним и задним лонжеронами:= 0,010573718 м2;= 0,004816181 м2.Стенки лонжеронов.Принимая пояса лонжеронов в сечении приблизительно квадратными, определим высоты стенок лонжеронов.= 0,305 м;= 0,206 м.Разбивка Q = 1306109,5 между стенками пропорционально квадратам их высот:= 896943,3 Н;= 409166,2 Н.Погонная нагрузка на стенки:= 2940797,7 Н/м;= 1986243,7 Н/м.Стенка переднего лонжерона.Для расчета a = 0,305 м;b = 0,1 м;= 6,0085.Примем δ = 0,011 м;= 4612995833 Па.= 0,05722; = 263184670,8 Па;= 0,0111738 м.Примем δ = 0,012 м;= 5489846280 Па.= 0,048089; = 263418785,9 Па;= 0,011164 м.Примем = 0,012 м.Стенка заднего лонжерона.Для расчета a = 0,206 м;b = 0,1 м;= 6,495466.Примем δ = 0,007 м;= 2019472857 Па.= 0,130727; = 260069360,9 Па;= 0,007637 м.Примем = 0,008 м.= 2637678833 Па.= 0,1; = 1617660,5 Па;= 0,00759 м.Окончательно примем = 0,008 м.Определим площади сечений составных частей кессона.Верхняя панель: АВ.П. = 2,072*δ+220*δ2=2,072*0,01+220*0,12=0,04272 м2.Верхние пояса лонжеронов: АВ.П.Л. = 0,0153899 м2.Стенка переднего лонжерона: Аст.п.л = 0,012*0,305 = 0,0366 м2.Стенка заднего лонжерона: Аст.з.л. = 0,008*0,206 = 0,001648 м2.Нижние пояса лонжерона: АН.П.Л = 0,008745906 м2;Нижняя панель: АН.П. = 2,072*0,014 + 100*0,0142 = 0,048608 м2;Общее сечение кессона:Акес = АВ.П. + АВ.П.Л. +Аст.п.л + Аст.з.л. +АН.П.Л + АН.П. = ,04272+0,0153899 +0,0366 + 0,001648 +0,008745906 + 0,048608=0,120771806 м2.Определим те же величины для кессона из сплава В96Ц3- Т12:Верхняя панель: АВ.П. = 2,072*0,009+220*0,0092=0,036468 м2.Верхние пояса лонжеронов: АВ.П.Л. = 0,08979902 м2.Стенка переднего лонжерона: Аст.п.л = 0,007*0,355 = 0,002485 м2.Стенка заднего лонжерона: Аст.з.л. = 0,005*0,240 = 0,0012 м2.Нижние пояса лонжерона: АН.П.Л = 0,003932182 м2;Нижняя панель: АН.П. = 2,072*0,011 + 100*0,0112 = 0,034892 м2;Общее сечение кессона:А’кес =0,036468 +0,08979902 + 0,002485 + 0,0012 + 0,003932182 + 0,034892=0,087957084 м2;Увеличение площади кессона:ΔАкес = Акес – А’кес = 0,120771806 - 0,087957084=0,032814722 м2;Относительно площади кессона из сплава В96Ц3 – Т12 это составит:Таким образом, применение новых сплавов позволит уменьшить массу кессона на 37,308%, что еще больше повысить экономическую эффектиность самолета.3.Безопансость полетовДля наземного обслуживания агрегатов крыла и оперения будем использовать стремянку. Стремянка предназначена для оперативного послеполётного и предполетного обслуживания самолета, когда нет необходимости разворачивать специальные приспособления. Ее преимущества – высокая мобильность и универсальность.Выполним расчет стремянки на прочность и жесткость.Примем материал стремянки Ст.3 труба 20х2;[σ] = 900 кгс/см2 = 8,829 кН/см2;σпц = 200 МПа = 20 кН/см2;E = 2 · 105 МПа = 2 · 104 кН/см2.Геометрические параметры сечения трубы:;= 1,13097 см2;;= 0,4637 см4.Предельная эксплуатационная нагрузка на стремянку:Pmax = 3 кН (2 человека с инструментом).1. Рабочая площадка по контуру опирается на балки из двух труб, разнесенных по высоте на h = 10 см.Длину балки примем ℓ = 100 см (расстояние между вертикальными стойками). Тогда максимальный изгибающий момент:;= 75 кН·см.Усилия в трубах:;= 7,5 кН.Напряжения в трубах:;= 6,6315 кН/см2 < [σ] = 8,829 кН/см2;(запас 25 %).Верхняя труба испытывает сжатие. Рассчитаем ее на устойчивость. Примем μ = 0,7 (одна заделка жесткая, вторая шарнирная). Критические напряжения:;= 16,5166 кН/см2 > = 6,6315 кН/см2;также σкр < σпц = 20 кН/см2;(запас устойчивости ).Прочность и устойчивость обеспечены.Рассчитаем вертикальную стойку на устойчивость при нагрузкеPmax = 3 кН. Длина участка ℓ = 145 см. Примем μ = 0,7.;= 2,6526 кН/см2;;= 7,8557 кН/см2 > = 2,6526 кН/см2;также σкр < σпц = 20 кН/см2;(запас устойчивости ).Устойчивость стойки обеспечена.3. Рассчитаем две опорные трубы под ступенькой.Примем = 1,5 кН; ℓ = 100 см.Максимальный момент:;= 37,5 кН·см;;= 0,9274 см3;;= 40,44 кН/см2 > [σ] = 8,829 кН/см2.Прочность не обеспечена.Усилим переднюю (по входу на лестницу) трубу нижней ступеньки дополнительный трубой (аналогично рабочей площадке), отстоящей на 6 см. ниже. Тогда усилия в трубах будут:;= 6,25 кН.Напряжения будут:;= 5,526 кН/см2 < [σ] = 8,829 кН/см2;(запас 37,4 %).Заднюю трубу нижней ступеньки соединим наклонными стойками через 25 см с передней трубой вышележащей ступеньки и так далее, до верхней ступеньки лестницы.Прочность труб под ступеньками обеспечена.
Пожалуйста, внимательно изучайте содержание и фрагменты работы. Деньги за приобретённые готовые работы по причине несоответствия данной работы вашим требованиям или её уникальности не возвращаются.
* Категория работы носит оценочный характер в соответствии с качественными и количественными параметрами предоставляемого материала, который не является научным трудом, не является выпускной квалификационной работой и представляет собой результат обработки, структурирования и форматирования собранной информации, но может использоваться в качестве источника для подготовки работы указанной тематики.
Сколько стоит
консультация по подготовке материалов?
1
Заполните заявку - это бесплатно и ни к чему вас не обязывает. Окончательное решение вы принимаете после ознакомления с условиями выполнения работы.
2
Менеджер оценивает работу и сообщает вам стоимость и сроки.
3
Вы вносите предоплату 25% и мы приступаем к работе.
4
Менеджер найдёт лучшего автора по вашей теме, проконтролирует выполнение работы и сделает всё, чтобы вы остались довольны.
5
Автор примет во внимание все ваши пожелания и требования вуза, оформит работу согласно ГОСТ, произведёт необходимые доработки БЕСПЛАТНО.
6
Контроль качества проверит работу на уникальность.
7
Готово! Осталось внести доплату и работу можно скачать в личном кабинете.
После нажатия кнопки "Узнать стоимость" вы будете перенаправлены на сайт нашего официального партнёра Zaochnik.com
© Рефератбанк, 2002 - 2018