Основной конструкционный материал
Техническое задание
Характеристика разрабатываемого изделия
Вертикальное оперение обеспечивает самолёту путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления.
Исходная конструктивная обстановка проектируемой конструкции
а) Конструктивная обстановка
На рисунке 1 показаны основные размеры разрабатываемого вертикального оперения.
Рисунок 1 – Основные размеры разрабатываемого агрегата
В таблице 1 приведены основные параметры самолета и разрабатываемого агрегата.
Таблица 1 - Основные характеристики самолета и агрегата
| Характеристика | Величина |
| Максимальная скорость на высоте Mmax/H | 0,85/12 |
| Масса m0, т | 300 |
| Перегрузка nyp | 3,8 |
| Перегрузка nzp | 1,5 |
| Площадь крыла Sкр, м2 | 400 |
| Площадь вертикального оперения Sкр, м2 | 45 |
| Стреловидность киля χпк, град. | 47 |
| Высота вертикального оперения lво, м | 10,9 |
| Корневая хорда вертикального оперения b0, м | 9,2 |
| Концевая хорда вертикального оперения bк, м | 3,3 |
Относительная хорда руля направления  рн, %
| 20 |
| Относительная хорда руля направления до оси вращения ок, %
| 25 |
| Углы поворота руля направления δрн, град. | ±25 |
| Диаметр фюзеляжа D1, м | 5,3 |
| Диаметр фюзеляжа в задней точке крепленияD2, м | 2,8 |
| Хорда горизонтального оперения, м | 4,5 |
|
|
|
б) Система внешних силовых факторов
Значения сил с учетом коэффициента безопасности и коэффициента запаса прочности показаны на рисунке 2.
Рисунок 2 – Значения действующих на киль сил
В таблице 2 приведены величины действующих нагрузок.
Таблица 2 – Действующие нагрузки в корневом сечении
| Нагрузки от ВО | Нагрузки от ГО | |||
| qвозд, Н/м | Q, Н | Mизг, Н·м | NГО, Н | MГО, Н·м |
| 132000 | 615000 | 1541800 | 980000 | 160000 |
Требования, предъявляемые к вертикальному оперению
Вертикальное оперение должно удовлетворять ряду требований:
- Гладкая поверхность иплавное сопряжение с фюзеляжем;
- Достаточная прочность с учетом коэффициента запаса n = 2;
- Достаточная жесткость конструкции на изгиб и кручение;
- Достаточная живучесть конструкции ималый вес;
- Максимальная плотность расположения оборудования и топлива;
- Удобство расположения оборудования для осмотра и ремонта;
- Ресурс не менее 50000 летных часов;
- Коэффициент безопасности ƒ=1.5;
- Минимальные затраты на производство и материалы;
Условия функционирования агрегата: в умеренной климатической зоне при температуре от –60°С до +40°С ивлажности до 100%.
Используется профиль киля NACA 0009, геометрические характеристики которого представлены в таблице 4.
|
|
|
Таблица 3 - Геометрические характеристики профиля.
| X | YВ | YН |
| 0 | 0 | 0 |
| 0,0125 | 0,0142 | -0,0142 |
| 0,025 | 0,01961 | -0,01961 |
| 0,05 | 0,02666 | -0,02666 |
| 0,075 | 0,03150 | -0,03150 |
| 0,1 | 0,03512 | -0,03512 |
| 0,15 | 0,04009 | -0,04009 |
| 0,2 | 0,04303 | -0,04303 |
| 0,25 | 0,04456 | -0,04456 |
| 0,3 | 0,04501 | -0,04501 |
| 0,4 | 0,04352 | -0,04352 |
| 0,5 | 0,03971 | -0,03971 |
| 0,6 | 0,03423 | -0,03423 |
| 0,7 | 0,02748 | -0,02748 |
| 0,75 | 0,02370 | -0,02370 |
| 0,8 | 0,01967 | -0,01967 |
| 0,9 | 0,01086 | -0,01086 |
| 0,95 | 0,00605 | -0,00605 |
| 1 | 0,00095 | -0,00095 |
Профиль изображен на рисунке 3.
Рисунок 3 – Профиль NACA 0009
Техническое предложение
Аналоги и прототипы
Характеристики самолета и разрабатываемого агрегата, указанные в таблице 1, близки к характеристикам бразильского регионального самолетаEmbraerERJ 145 (см. рисунок 6), Ил-62 (см. рисунок 4) иТу-154 (см.рисунок 5). Основные характеристики данных самолетов представлены в таблице 2.
Рисунок 4–Ил-62
Рисунок 5 – Ту-154
Рисунок 5 – Бразильский региональный самолет EmbraerERJ 145
Таблица 2 – Характеристики самолетов
| Параметр | Ил-62 | Ту-154 | EmbraerERJ 145 |
| Взлетная масса m0, т | 142 | 80 | 72 |
| Высота ВО lво, м | 12,7 | 10,7 | 9 |
| Диаметр фюзеляжа D1, м | 5,2 | 5 | 3,7 |
| Площадь крыла Sкр, м2 | 376 | 323 | 210 |
| Стреловидность киля χпк, град. | 34 | 34 | 34 |
|
|
|
Конструктивно-силовые схемы данных самолетов представлены на рисунках 8 и 9.EmbraerТу-154– двухлонжеронное.
Рисунок 8 – Вертикальное оперение Ту-154
ВО Ил-62 – трехлонжеронное.
Рисунок 9 - Вертикальное оперение Ил-62
Основной конструкционный материал
В конструкции киля могут использоваться алюминиевые сплавы, титановые сплавы, стали,композиционные материалы (КМ).
Алюминиевые сплавы – это самые распространенные материалы для изготовления конструкций самолета, обладающие высокими прочностными характеристиками вкупе с относительно малой стоимостью. Однако, в современном самолетостроении композиционные материалы вытесняют алюминий.
Применение КМ позволяет существенно уменьшить массу конструкции и улучшить прочностные характеристики. Таким образом, в конструкции будут применены композиционные материалы.
Углепластики – полимерные композиционные материалы с эпоксидным связующим и армированные углеродными волокнами, сочетающие в себе высокие прочностные и жесткостные характеристики при малой плотности.
Применение эпоксидных связующихобъясняется следующими причинами:
|
|
|
- эпоксидные смолы обладают хорошей адгезией к большому числу наполнителей, армирующих компонентов и подложек;
- разнообразие доступных эпоксидных смол и отвердителей позволяет получить полимерные матрицы с широкими сочетаниями свойств, удовлетворяя различным требованиям технологии;
- в ходе химической реакции между эпоксидными смолами и отвердителями не выделяются вода или какие-либо летучие вещества;
- обладают высокой водостойкостью;
- отвержденные эпоксидные смолы обладают не только химической стойкостью, но и хорошими электроизоляционными свойствами.
Для того, чтобы спроектированные детали из многослойного материала были достаточно прочны и жестки необходимо определить не только их форму и размеры, но и углы ориентации монослоев, а также схемой армирования. Так как детали киля самолета в процессе полета находятся в сложном напряженном состоянии, необходимо принять 4-хнаправленную схему армирования: 0°, +45°, -45°, 90°. Волокна n0° воспринимают продольные нагрузки, n90° - поперечные, n±45° - нагрузки на сдвиг.
На рисунке 11 показана схема укладки слоев.
Рисунок 11 – Схема укладки слоев КМ
Конструктивно-силовая схема
Варианты КСС ВО представлены на рисунке 12.
а – Лонжерон + передняя стенка; б – два лонжерона; в – лонжерон + подкос + стенка; г – три лонжерона
Рисунок 12 - Варианты конструктивно-силовых схем
Лонжерон и стенка
Нервюры киля расположены перпендикулярно стенке переднего или заднего лонжеронов, и имеют открытую малку поясов. В зоне подвески руля направления установлены усиленные нервюры, так же как и по борту фюзеляжа. Панели обшивки могут быть выполнены как стрингерной, так и монолитной конструкции. Концевой обтекатель киля состоит из мембран, закрепленных на отформованной обшивке и бортовой нервюре, присоединенной с помощью анкерных гаек к законцовке киля. Для удобства сборки и ремонта желательно предусматривать в его конструкции съемные панели, позволяющие просматривать и при необходимости ремонтировать элементы внутреннего набора.
Двухлонжеронная конструкция
Двухлонжеронная конструкция похожа на конструкцию с лонжероном и стенкой, но данная КСС лучше из условия живучести.
Лонжерон, стенка и подкос
Внутренний подкос располагается перпендикулярно к оси фюзеляжа и передающим на силовой шпангоут фюзеляжа весь изгибающий момент от стабилизатора. В этой схеме подкос является дополнительной опорой для переднего лонжерона, поэтому изгибающий момент по переднему лон-жерону в зоне его стыка с фюзеляжем становится равным нулю, а в зоне подхода подкоса имеет максимум. Поэтому наибольшее сечение поясов лонжерона должно быть в точке его крепления к подкосу, после чего пояса лонжеронов можно постепенно уменьшать, оставляя только слабые полки для крепления к обшивке.
Стык стабилизатора с фюзеляжем в передней точке осуществляется через проушину, передающую только силу. При креплении заднего лонжерона в месте его стыка с подкосом можно использовать шарнирное соединение. Тогда задний лонжерон превращается в стенку и передает к месту стыка только силу. Если задний лонжерон способен передать изгибающий момент, то в зоне стыка возникает дополнительная составляющая момента которую должна воспринять бортовая нервюра.
Трехлонжеронная конструкция
Тяжелые самолеты в отдельных случаях имеют трехлонжеронный киль с большой хордой. При большой хорде носка киля бывает целесообразно устанавливать в передней части дополнительную стенку (см. рисунок 13).
1 – Лонжероны; 2 – Нервюры; 3 – Обшивка
Рисунок 13 – Трехлонжеронный киль
Таким образом, вследствие высокой жесткости и прочности композитов принимаем 2-хлонжеронную конструктивную схему для простоты изготовления и сборки. В таком случае расстояние между лонжеронами составляет чуть более 5 метров при необходимой длине панели в 11 метров.
Стыки панелей ведут к необходимости в заклепочном соединении и в дополнительных силовых элементов киля, а это приводит к увеличению массы конструкции. Их нужно избегать. Для решения данной проблемы была создана установка портального типа, способная выкладывать композиционные материалы сложного профиля с габаритами изделий 14×6×1,2 м[6].
Подобная установка для производства консоли крыла МС-21 показана на рисунке 14. В установке применяется ATL-технология (автоматизированная выкладка лент), где выкладка происходит с помощью робота фирмы MTorres. Данная технология значительно сократила объем ручных работ.
Рисунок 14 – Установка для автоматизированной выкладки
Дата добавления: 2018-08-06; просмотров: 1024; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!