РАБОТА № 2. ПРОЕКТИРОВАНИЕ СОЕДИНЕНИЙ С
ВНЕЦЕНТРЕННЫМ НАГРУЖЕНИЕМ
Цель работы
Получить навыки проектирования соединений с внецентренным нагружением.
Содержание работы
Проектирование крепежных соединений с внецентренным приложением нагрузки, используя навыки и методику практической работы № 1 «Расчет заклепок и болтов при внецентренном приложении нагрузки».
Общие сведения
Основные требования для пассажирских самолетов изложены в авиационных правилах АП-25 (зарубежные аналоги ‒ FAR -25, JAR -25) и других документах (например, требованиях к обязательной сертификации самолетов, АП-36), предусматривающих единый подход к проектированию конструкции самолетов и их агрегатов, обеспечивающий безопасность полетов.
Основными требованиями к конструкции планера «самолет», согласно АП-25, являются:
1. Минимальный коэффициент безопасности (f) принимается равным 1,5. Дополнительные значения коэффициентов принимают для конкретных деталей и осоденностей конструкции, например, для отливок ответственных деталей 
= 1,25 ... 2 в зависимости от методов контроля, (например, в зоне больших вырезов фюзеляжей или отсеков, работающих под давлением коэффициент может быть увеличен до = 3 ... 3,5.
Следует помнить, что расчетная нагрузка ( 
равна произведению эксплуатационной нагрузки 
) на коэффициент безопасности:
. (2.1)
|
|
|
Должны быть приняты все возможные конструктивные меры для того, чтобы минимизировать риск повреждения обломками двигателя или систем при их возможном разрушении.
Внешняя нагрузка на самолет зависит от величины перегрузки (± п = 
), возникающей при эксплуатации самолета (знак «+» соответствует направлению действующих сил, например, аэродинамической « 
» вверх и тяги двигателя « 
» вперед, а знак «-» ‒ наоборот). При этом уравновешивающие силы (вес G , лобовое сопротивление Р или инерционные силы, равные
т а= m g a / g = G a / g ) , (2.2)
также пропорциональны перегрузке п. Чем больше перегрузка, тем больше и нагрузка.
Для расчетных случаев сечений конструкции планера берутся нагрузки, возникающие от значений перегрузок при маневре и соответствующие линии порывов для скоростей при полете в неспокойном воздухе.
Конструкция самолета должна обеспечить безопасность пассажиров и экипажа при перегрузках:
вверх ̶ 3,0 g;
вниз ̶ 6,0 g;
вперед ̶ 9,0 g;
назад ̶ l,5 g;
в сторону ̶ 3,0 g для планера и 4,0 g для кресел.
Для пассажирских самолетов значение максимальных эксплуатационных перегрузок 2 ... 2,5 g , но не более 3,8 g. Минимальная величина не менее 1,0
|
|
|
Конструкция при статических испытаниях должна выдерживать расчетную нагрузку без разрушения в течение 3 с.
При расчете самолетных конструкций на прочность принято, что при максимальной эксплуатационной перегрузке 
, напряжение в конструкции не должно превышать 
, а при разрушающей нагрузке, соответствующей максимальной расчетной перегрузке
(2.3)
не должно превышать 
.
Для большинства авиационных материалов
, (2.4)
поэтому для летательных аппаратов многократного действия минимальное значение коэффициента безопасности = 1,5.
Для одноразовых летательных аппаратов, где остаточные деформации допустимы, величина/может быть меньше, и принимается f в пределах 1,2... 1,5.
Кроме общих обязательных требований, определенных АП-25, рациональная конструкция самолета должна удовлетворять также множеству требований, ниже приводятся основные из них.
2. Минимальная масса конструкции ̶ возможная наименьшая масса конструкции самолета при обеспечении заданной прочности и жесткости.
Критерий качества ̶ минимальная относительная масса конструкции (тк/тцш):
|
|
|
для пассажирских самолетов ̶ тк / 
= 0,28...0,3;
для бомбардировщиков ̶ тк/ = 0,23...0,28;
для истребителей ̶ тк / = 0,3...0,35.
Минимальная масса конструкции обеспечивается:
̶ применением рациональной конструктивно-силовой схемы
(КСС), конструкции деталей;
̶ применением материалов с более высокой удельной прочностью;
̶ повышением допустимых напряжений;
̶ применением новых прогрессивных конструкций и технологических процессов;
̶ уменьшением допусков и минимально возможных толщин, а также другими мероприятиями.
3. Прочность конструкции в авиации ̶ способность конструкции выдерживать все виды действующих при длительной эксплуатации нормированных суммарных нагрузок без ухудшения аэродинамических и технических характеристик самолета, заданных в тактико-технических требованиях (ТТТ) и летно-технических характеристиках(JITX). В том числе:
Критерием прочности является коэффициент запаса прочности (η) ̶ отношение предела прочности к наибольшему расчетному напряжению [35] или отношение допустимых нагрузок (допустимых напряжений [ 
]) к расчетным действующим нагрузкам (действующим напряжениям 
).
|
|
|
При η| < 1 ̶ непрочно, при η > 1 ̶ излишняя прочность.
Допустимые напряжения: [ 
] и [ 
].
4. Жесткость конструкции ̶ свойство конструкции, характеризуемое величиной деформации при приложении нагрузки, или, другими словами, степень деформации детали, силового элемента при действии нагрузки. Необходимая жесткость конструкции ̶ способность конструкции самолета иметь при максимальной эксплуатационной нагрузке заданный допустимый уровень упругих деформаций (прогибы, крутки), не ухудшающий требуемых аэродинамических характеристик самолета и обеспечивающий также аэроупругую устойчивость.
Аэроупругая устойчивость ̶ отсутствие флаттера, бафтинга или дивергенции при достижении самолетом установленного ограничения
максимального скоростного напора.
Критерий ̶ допустимые значения деформации конструкции при статическом и динамическом нагружении.
Необходимая жесткость конструкции обеспечивается:
̶ применением проверенных методов расчета;
̶ регламентированием деформаций и упругих характеристик агрегатов конструкции самолета и подтверждением их наземными, летными испытаниями и другими мероприятиями.
Упругие деформации проверяют на втором изготовленном самолете при максимальных эксплуатационных нагрузках. На этом же самолете определяют и жесткостные характеристики конструкции агрегатов (например, собственные частоты колебаний).
5. Необходимый ресурс конструкции. РЕСУРС (суммарные часы полета, наработка) ̶ способность конструкции выдерживать заданное в ТТТ общее время полетного нагружения без нарушения прочности при условии регламентных профилактических мероприятий, ремонта и исправления случайных дефектов (повреждений).
Критерием ресурса является: время наработки, ч:
для пассажирских самолетов ̶ 40000...60000;
для истребителей ̶ 1500...2000;
для бомбардировщиков ̶ 4000...5000.
Критерием долговечности является время эксплуатации для пассажирских самолетов ̶ 20...25 лет.
В общем случае прочность и ресурс обеспечиваются:
̶ уменьшением допустимых напряжений или увеличением
коэффициентов безопасности;
̶ применением комплекса более совершенных расчетных методов и проведением многочисленных испытаний опытных образцов конструкций;
̶ применением более прочных и пластичных материалов и др.
6. Надежность ̶ свойство конструкции сохранять работоспособность в течение заданного времени полета при воздействии нормированных нагрузок и условий полета.
Надежность конструкции обеспечивается:
̶ снижением действующих напряжений;
̶ увеличением коэффициента безопасности;
̶ ужесточением технологических режимов;
̶ усилением методов контроля материалов, улучшением технологических режимов и другими методами.
7. Живучесть ̶ способность конструкции функционировать при воздействии нерасчетных (не заданных в ТЗ) условий работы, например, превышения нормируемых нагрузок, попадания снаряда и др. При этом из-за возможного повреждения силовых элементов конструкции допустимая перегрузка может быть значительно меньше заданных значений птзх.
Критерий живучести: при серьезном повреждении конструкции необходимо только долететь до запасного аэродрома без аварии или катастрофы.
Живучесть конструкции обеспечивается:
̶ распределением нагрузки по нескольким силовым элементам (например, увеличением количества лонжеронов);
̶ бронированием жизненно важных систем;
̶ защитой от пожара и взрыва топливных баков и др.
8. Производственная технологичность – комплекс свойств конструкции, позволяющий применять при ее изготовлении технологические процессы, обеспечивающие высокое качество при минимальных затратах труда, а следовательно, и минимальной стоимости.
Критерий технологичности: минимум трудоемкости производства изделия ̶ количество нормо-часов, затрачиваемых на изготовление одного изделия.
При выполнении требований производственной технологичности следует помнить что это, как правило, увеличивает массу конструкции и, следовательно, ухудшает ЛТХ самолета.
9. Ремонтопригодность (эксплуатационная технологичность) ̶ свойство конструкции, обеспечивающее минимальные трудозатраты на эксплуатационное обслуживание самолета, исправление дефектов и ремонт.
Критерием ремонтопригодности является относительная трудоемкость (количество «нормо-часов», затрачиваемых для обеспечения одного часа налета) или коэффициент готовности самолета (количество работоспособных самолетов (готовых к полету) из общего числа, предназначенных для эксплуатации в данный момент.
Ремонтопригодность обеспечивается удобством подхода к местам конструкции, требующим поверки и осмотра, замены составных частей, регулировки и смазки, а также проведения ремонта. Требует наличия люков и разъемов в конструкции, датчиков, контролирующих состояние конструкции, разъемов для подключения обслуживающей аппаратуры и других организационных или конструкторских мероприятий, что в конечном итоге также приводит к увеличению массы конструкции самолета.
10. Минимальная стоимость конструкции достигается применением: дешевых материалов; наиболее распространенных простых технологических процессов; дешевой рабочей силы и др.
Критерий: минимальные затраты для получения заданного полезного целевого эффекта.
Одновременное максимальное удовлетворение всех требований невозможно. Поэтому при определении оптимальных конструкций принято, что «оптимизация» проводится при наложении ряда ограничений как на возможное количество параметров оптимизации, так и на все варьируемые характеристики, при этом в качестве критерия учитывается минимум массы конструкции при обязательном обеспечении статической прочности.
Оптимальное проектное решение ̶ это такой допустимый проект, реализация которого приводит к созданию объекта настолько хорошего в отношении некоторой количественной меры его эффективности и полезности, насколько это возможно.
Задание
1. Спроектировать оптимизированный по массе узел передачи нагрузки
Р на стенку профиля;
2. Определить расположение крепежных элементов, толщину и конфигурацию кронштейна;
3. Исследовать не менее двух вариантов конструкции крепления.
Исходные данные
1. Обстановка и заданные установочные размеры приведены на рис. 2.3 и в таблице 2.1;
2. Размеры профиля (bшп, b, ƍшп) брать по приложению Л, материал профиля Д16чТ.
Рис. 2.3. Эскиз узла
Таблица 2.1
| № варианта | P, | CMAX | a | Профиль |
| 1 | 600 | 60 | 45 | 420138 |
| 2 | 750 | 70 | 50 | 420266 |
| 3 | 850 | 85 | 55 | 420069 |
| 4 | 950 | 100 | 60 | 420126 |
| 5 | 1100 | 120 | 70 | 420159 |
| 6 | 500 | 55 | 35 | 420202 |
| 7 | 550 | 60 | 40 | 420075 |
| 8 | 580 | 65 | 55 | 420150 |
| 9 | 620 | 45 | 70 | 420209 |
| 10 | 680 | 52 | 64 | 420035 |
| 11 | 720 | 80 | 42 | 420138 |
| 12 | 780 | 82 | 40 | 420266 |
| 13 | 800 | 88 | 38 | 420069 |
| 14 | 950 | 86 | 36 | 420126 |
| 15 | 1050 | 92 | 34 | 420159 |
| 16 | 1100 | 105 | 32 | 420202 |
| 17 | 1150 | 110 | 55 | 420075 |
| 18 | 1120 | 65 | 60 | 420150 |
| 19 | 1200 | 72 | 45 | 420209 |
| 20 | 400 | 45 | 85 | 420035 |
| 21 | 450 | 48 | 80 | 420138 |
| 22 | 500 | 52 | 75 | 420266 |
| 23 | 550 | 54 | 78 | 420069 |
| 24 | 600 | 56 | 82 | 420126 |
| 25 | 620 | 55 | 72 | 420159 |
| 26 | 640 | 60 | 70 | 420202 |
| 27 | 660 | 65 | 68 | 420075 |
| 28 | 680 | 70 | 66 | 420150 |
| 29 | 700 | 75 | 64 | 420209 |
| 30 | 720 | 80 | 62 | 420035 |
Порядок выполнения работы
1. Разработать схему расположения крепежа на стенке профиля, определить положение ЦЖ сечений крепежа.
2. Определить параметры крепежа.
3. Определить нагрузки на крепеж.
4. Проверить соединение на прочность.
5. Повторить пункты 1...4 порядка выполнения работы для других конфигураций крепежа.
6. Сформулировать выводы по результатам расчетов.
7. Определить конфигурацию кронштейна.
8. Выполнить чертеж.
9. Оформить отчет.
Содержание отчета
1. Электронная модель узла, оптимизированная по массе конструкции.
2. Сборочный чертеж узла, оформленный в соответствии с ЕСКД.
3. САЕ-модель конструкции.
4. Пояснительная записка, содержащая:
̶ расчетные схемы узла с положением, формой и размерами расчетных сечений;
̶ необходимые расчеты элементов узла;
̶ поверочный расчет узла, выполненный по МКЭ.
ПРИМЕЧАНИЯ:
1. При определении нагрузок помнить, что Ррасч назначается с соответствующим коэффициентом.
2. Отчет выполняется в электронном виде. Распечатываются титульный лист и список файлов на носителе.
Оценка выполнения отчета
Законченная работа должна быть оформлена в соответствии с требованием к содержанию и виду предоставления (п. 2.5).
Работа оценивается в соответствии со следующими критериями:
– оценка «отлично» выставляется студенту, если он выполнил расчет, чертеж узла и поверочный расчет с использованием CAD-системы без замечаний преподавателя,
– оценка «хорошо» выставляется студенту, если он выполнил расчет, чертеж узла и проверочный расчет с использованием CAD-системы с незначительными замечаниями преподавателя,
– оценка «удовлетворительно» выставляется студенту, если он выполнил расчет, чертеж узла и проверочный расчет с использованием CAD-системы с многократными исправлениями по замечаниям преподавателя.
Дата добавления: 2020-04-08; просмотров: 184; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!