Только лучшие рефераты рунета    
 
 

Партнеры:



 
 






Содержание

Стр.

ВВЕДЕНИЕ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОТОГОНДОЛЫ . . . . . . . . . . . . . . .

2. СИЛОВОЙ РАСЧЕТ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         2.1.

Исходные данные для силового расчета  . . . . . . . . . . . .

         2.2

Распределение расчетных аэродинамических нагрузок по длине воздухозаборника  . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         2.3.

Распределение нагрузок по длине и по сечениям воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         2.4.

Распределение аэродинамических нагрузок по внутренней поверхности воздухозаборника . . . . . . . . . .

         2.5.

Определение равнодействующей по сечениям воздухозаборника от внешних и внутренних аэродинамических нагрузок . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         2.6.

Нагрузки на болты крепления воздухозаборника к проставке . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         2.7.

Проверка прочности воздухозаборника самолета . . . . . .

         2.8.

Автоматизация расчета аэродинамических нагрузок воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

3. Технологический процесс изготовления воздухозаборника канала сотовой звукопоглощающей конструкции . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

3.1. Технологичность конструкции воздухозаборника . . . . . . . . . . . . . . .

3.2. Применяемые материалы и оборудование . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

3.3. Технологический процесс сборки обшивок и элементов каркаса

3.4. Использование в конструкции воздухозаборника композиционных материалов  . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

         3.4.1

Методы получения ПКМ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

4. ОХРАНА ТРУДА И ОКРУЖАЮЩЕЙ СРЕДЫ . . . . . . . . . . . . . . . . .

5. ЭКОНОМИКА И ОРГАНИЗАЦИЯ ПРОИЗВОДСТВА . . . . . . . . . . . .

ЛИТЕРАТУРА

ПРИЛОЖЕНИЕ


ВВЕДЕНИЕ

На летательном аппарате с воздушно-реактивными двигателями применяются различные входные устройства.

Они служат для торможения потока воздуха перед поступлением его в двигатель, а основными требованиями, предъявляемыми к входным устройствам, являются:

– обеспечение высоких значений коэффициента сохранения полного давления;

– создание равномерного потока на входе в двигатель или желаемой (допустимой) неравномерности;

– минимальное аэродинамическое сопротивление;

– обеспечение устойчивой и эффективной работы во всем требуемом диапазоне режимов полета и режимов работы двигателя.

Выбор входного устройства во многом зависит от расчетного числа М полета летательного аппарата, потребного диапазона отклонения чисел М от расчетного, места расположения силовой установки на летательном аппарате, типа применяемых двигателей и ряда других факторов.

На самолете Ту-334 двигатели размещены на хвостовой части фюзеляжа (рис. 1), что позволяет:

а) обеспечить аэродинамически "чистое" крыло с максимально возможным использованием его размаха для размещения средств механизации (закрылков, предкрылков и т.п.) с целью получения высокого аэродинамического качества крыла и высоких значений Сy при взлете и при посадке;

б) создать необходимые условия для работы воздухозаборников, если достаточно далеко отодвинуть их от фюзеляжа, чтобы обеспечить слив пограничного слоя. Изменение угла подхода воздушного потока к воздухозаборнику двигателя, расположенного на хвостовой части фюзеляжа, примерно вдвое меньше изменения углов атаки крыла (или изменения угла тангажа самолета), в то время как у заборников, поставленных под крылом или у передней кромки крыла, это изменение угла подхода воздушного потока больше, чем изменение угла атаки крыла;

в) улучшить характеристики продольной путевой и поперечной устойчивости за счет:


Положение мотоустановок на самолете

 

 

 

 

 

 

 

Рис. 1


– работы гондол двигателей и их пилонов как дополнительного горизонтального оперения;

– малого разворачивающего момента двигателей при остановке одного из них;

г) улучшить комфорт и повысить безопасность пассажиров за счет уменьшения шума в кабине (низкочастотного от выхлопной реактивной струи и высокочастотного от воздухозаборников и воздушных каналов) и за счет размещения двигателей позади герметической кабины;

е) повысить пожарную безопасность, вследствие того что:

– двигатели удалены от пассажирской кабины и от топливных баков;

ж) повысить эксплуатационные характеристики силовой установки и всего самолета в целом за счет:

– обеспечения возможности замены целиком всей гондолы вместе с двигателем;

– создания достаточно хороших условий для подхода к двигателям;

з) предохранить двигатели от попадания в них воды и посторонних предметов при работе двигателей на земле благодаря достаточно высокому расположению заборников от земли и от попадания камней из под шасси за счет прикрытия заборников крылом и закрылками;

и) обеспечить возможность установки двигателей с большей тягой (при сохранении или при небольшом увеличении их веса) вследствие малого плеча тяги относительно центра тяжести самолета;

к) улучшить работу устройств для реверсирования тяги двигателей по сравнению с двигателями, размещенными в корне крыла.

В зависимости от расчетной скорости полета входные устройства можно разделить на два типа:

1) дозвуковые – для дозвуковых летательных аппаратов;

2) сверхзвуковые – для сверхзвуковых летательных аппаратов.

К дозвуковому диффузору ТРД относится не только сам внутренний канал, по которому воздух поступает к двигателю, но и примыкающая к нему входная часть – заборник воздуха. Заборник должен иметь плавное очертание входных кромок, что необходимо для предотвращения срыва потока на входе.

Внутренний канал у таких диффузоров является расширяющимся. При движении дозвукового потока воздуха по расширяющемуся каналу происходит уменьшение его скорости и увеличения давления. Интенсивность процесса торможения определяется степенью изменения площади канала. Чем больше увеличивается площадь канала, тем интенсивнее должен быть процесс торможения.

Одной из актуальных задач создания современных самолетов является снижение шума двигателя. В том время, как самолеты с большой дальностью полета являются наиболее шумными из-за большой мощности установленных на них двигателей, самолеты со средней и малой дальностью полета более многочисленны и любое мероприятие по снижению шума этих самолетов также имеет большое значение.

Существует три основных способа достижения этой цели: применение малошумных двигателей, более совершенные приемы эксплуатации самолетов и двигателей и рациональная установка двигателей на самолете.

В авиационных двигателях шум порождается вентилятором ДТРД (компрессором ТРД), реактивной струей и внутренними источниками (прежде всего турбиной). Основным источником шума ДТРД с малой и особенно с большой степенью двухконтурности является вентилятор, причем общий уровень шума ДТРД ниже, чем ТРД.

Наибольшее влияние на уровень шума оказывает скорость истечение газа, поэтому действенным способом снижения шума является переход в пассажирской авиации от ТРД к двухконтурным двигателям, шум реактивной струи которых меньше из-за существенно меньшей ее скорости. Однако главным источником шума у ДТРД стал вентилятор. В настоящее время разработаны следующие основные способы снижения шума одноступенчатого вентилятора: отказ от ВНА вентилятора, пониженная окружная скорость рабочего колеса, оптимальное соотношение чисел лопаток выходного направляющего аппарата и рабочего колеса, увеличенное расстояние между этими рядами лопаток. Следует отметить, что, хотя применение турбовентиляторов с высокой частотой вращения позволяет снизить массу двигателя, требование по уровню шума заставляет ограничивать частоту вращения значениями, соответствующими окружным скоростям вентиляторов 400–450 м/с. Кроме того, рассматриваются другие предложения по снижению шума вентилятора одним из которых является способ снижения шума в процессе распространения его из воздухозаборника и выходного устройства. Этот способ включает облицовку стенок проточной части звукопоглощающими конструкциями (ЗПК). Пример применения таких конструкции в мотогондоле двигателя RB.211 для самолета L-1011 показан на рис. 2. Применение ЗПК важно и тем, что при этом в конструкцию двигателя никаких изменений не вносится.

Акустически обработанная мотогондола двигателя пассажирского самолета

а – мотогондола с ЗПК; б – многослойная звукопоглощающая конструкция;
1 – перфорированная обечайка; 2 – сотовый заполнитель; 3 – опорная поверхность.

Рис. 2


1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОТОГОНДОЛЫ

На самолете установлены мотогондолы с использованием в конструкции композиционных материалов (звукопоглощающие панели воздухозаборника).

Мотогондола (рис. 3) состоит из:

– передней части воздухозаборника;

– задней части (створки мотогондолы);

– панелей крепления створок мотогондолы.

Передняя часть мотогондолы состоит из носка, канала и обечайки. Носок крепится по внутреннему контуру к каналу воздухозаборника, а по внешнему – к обечайке.

Канал – трехслойная оболочка. Внутренняя обшивка (перфорированная) выполнена из алюминиевого сплава Д19чАТВ толщиной 1,8 мм, нагруженная обшивка – из сплава Д19чАТ = 1,2 мм.

Заполнитель: ТССП-Ф-10П, сотовый, с шестигранной ячейкой а = 10 мм.

Толщина панели – 20 мм.

Внешняя поверхность воздухозаборника – обечайка представляет собой клепанную оболочку с обшивкой из материала Д16-АТВ (травленая) с толщиной обшивки 1,8 мм, под двумя подкрепляющими до толщины равной 1,2 мм между ними.

Обшивка в обечайке в передней плоскости крепится к стеночному шпангоуту передней губы воздухозаборника, а по задней – к торцевому стеночному шпангоуту в районе фланца двигателя.

Воздухозаборник закреплен на переднем фланце двигателя двенадцатью быстросъемными соединителями (накидными болтами М10), воспринимающими осевые усилия, а также моменты вертикальных и горизонтальных осей.

Силовое воздействие в плоскости, определяемой указанными осями, воспринимается цилиндрическим пояском на фланце двигателя, по которому осуществляется и центровка воздухозаборника.

В конструкцию воздухозаборника встроена противообледенительная система (ПОС) с отбором горячего воздуха от третьей ступени компрессора высокого давления двигателя.

Внешняя обшивка и панели объединены первым и четвертым силовыми шпангоутами. Четвертый шпангоут воздухозаборника выполняет функции поперечной противопожарной перегородки.

Носок воздухозаборника отштамованный из нержавеющей стали состоит из четырех частей, сваренных между собой встык.

Носок воздухозаборника состоит из обшивки, поперечной диафрагмы, на которой крепится коллектор с частью трубы ПОС и шпангоута № 1. Шпангоут № 1 сборной конструкции имеет кольцевую форму и состоит из стенки, усиленной поясами и диафрагмами.

Коллектор входит в конструкцию противообледенительной системы воздухозаборника (ПОС). Звукопоглощающая канальная панель (ЗПК) конструктивно выполнена в виде двух дюралюминиевых обшивок, между которыми вклеен сотовый заполнитель. Со стороны проточной части обшивка перфорирована. ПО торцам панели приклеены профили для стыковки с носком по шпангоуту № 1 и со шпангоутом № 4 воздухозаборника.


2. СИЛОВОЙ РАСЧЕТ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

В конструкциях современных самолетов можно наблюдать большое разнообразие типов, форм и расположений воздухозаборников. Это связано с тем, что они должны обеспечивать наиболее эффективное использование кинетической энергии набегающего потока и вместе с тем иметь минимальное лобовое сопротивление. Форма внутреннего канала должна обеспечивать возможно малые потери энергии на трение, но одновременно отвечать условиям лучшей компоновки самолета.

В случае отсутствия аэродинамических продувок по воздухозаборникам нагрузки на них можно приближенно определить, исходя из двух режимов полета самолета. Получаемые нагрузки будут несколько завышены по сравнению с действительными и пойдут в запас прочности.

Поскольку профили гондол и капотов подобны профилю крыла и обтекаются воздушным потоком на режимах, соответствующих большим углам атаки крыла, на них возникают значительные аэродинамические нагрузки.

В эксплуатации встречаются различные случаи нагружения гондол. Наибольший интерес представляют два случая, учитывающие полета при максимальных скоростях и маневрах самолета.

2.1. Исходные данные для силового расчета

Аэродинамические нагрузки на мотогондолу приведены в табл. 1,

(xyи xz даны в долях длины мотогондолы. В носке мотогондолы х = 0).

Таблица 1

Характеристика расчетных случаев А' и Д' для установок под двигатели

 

Расчетные

 

Значения характеристик

случаи

nyэ

a, град

b, град

dзвнутр, град

q, кг/м3

yэмг , кг

xy

zэмг, кг

xz

А'

2,5

10

0

0

2000

1600/

1100

0,16¸

0,83

±190

0,16¸

0,55

Д'

-1,0

-4

0

0

2000

-2210/

-1810

0,16¸

90,55

±160

0,16¸

0,55

Нагрузки распределяются по внешней поверхности следующим образом:

– избыточное давление по поверхности определяется по формуле (1.1)

DPэ = pq ,                                            (1.1)

где DPэ – избыточное давление на поверхности;

q – скоростной напор;

p – рассчитывается по формуле:

p = p1+ py + pz.                                       (1.2)

Величина p1 определяется по графику на рис. 4

Величина py для случая Д' дается на прилагаемом графике (рис. 5). Для других режимов величина pyпересчитывается пропорционально Yмг.

Значение pz определяется по формуле:

pz = pza + pzb .                                         (1.3)

Распределение pza по контуру и длине воздухозаборника дается на графике (рис. 6). При этом pza определяется по выражению:

pza = (z(a)мг/q)Kza.                                  (1.4)

В случаях А' и Д'z(a)мг = zмг, в других расчетных случаях следует принимать z(a)мг = ±180 кг. Kza определяется по графику на рис. 6.

Распределение pzb по контуру принимается таким же как и для pza. При этом:

pzb= ((zмг – 180)/q)Kzb.                               (1.5)

где zмг – берется из таблиц;

Kzb– определяется по графику на рис. 7.

2.2. Распределение расчетных аэродинамических нагрузок по длине воздухозаборника

Нагрузки на внутреннюю поверхность воздухозаборника представлены в таблицах 2 и 3.

Таблица 2

Расчетные значения нагрузок в случае А'

х

60°

120°

180°

240°

300°

0

-1105

-545

-804

564

305

+1105

545

804

-564

-305

0,05

-940

-464

-679

476

261

+940

464

679

-476

-261

0,1

-774

-383

-553

391

221

+774

383

553

-391

-221

0,153

-597

-296

-431

302

167

+597

296

431

-302

-167

 

Таблица 3

Расчетные значения нагрузок в случае Д'

х

60°

120°

180°

240°

300°

0

+442

207

-12

-235

-454

-442

-207

12

235

454

0,05

+376

177

-3

-199

-379

-376

-177

3

199

379

0,1

+310

146

2

-164

-308

-310

-146

-2

164

308

0,153

+239

113

-1

-127

-241

-239

-113

1

127

241

2.3. Распределение нагрузок по длине и по сечениям воздухозаборника

2.3.1. Несимметричное распределение нагрузки

Характер несимметричного распределения максимальных нагрузок по длине воздухозаборника в случае А' показан на рис. 8, а по сечению воздухозаборника на рис. 9

Распределение нагрузок по длине воздухозаборника

 

 

 

 

 

 

 

Рис. 8


Изменение максимальных нагрузок по сечению воздухозаборника

                            

Рис. 9

Расчетные нагрузки в случае А' и Д' определяются по формуле:

p = f·qЏ·(z/q)· Kza                                     (1.6)

Нагрузки по длине мотогондолы определим, подставляя значениядля случая А':

p = 2·2000Џ·(±190/2000)· Kza = ±380Kza .

В случае Д':

p = 2·2000Џ·(±160/2000)·Kza = ±320Kza .

Нагрузки по контуру мотогондолы определим, подставляя значениядля случая А':

p = ((±190 – 180)/2000)·2·2000·Kzb= (20;-740)Kzb .

В случае Д':

p = ((±160 – 180)/2000)·2·2000·Kzb= (-40;-680)Kzb .

Суммарные нагрузки:

В случае А':

p = ±380 Kza Kzb·(+20;–740) .

В случае Д':

p = ±320 Kza Kzb·(-40;–680) .

2.3.2. Равномерное распределение нагрузки

Характер распределения нагрузки p1по сечениям воздухозаборника приведен на рис. 10

Характер распределения нагрузки p1по сечениям воздухозаборника

                              

Рис. 10

Таблица 4

 

 

Угол

Для всех углов

 

 

Расчетный случай

 

 

А'

Д'

 

 

 

 

скоростной напор – q, кг/м2

х

Д'

2000

2000

680

2000

0

1,66

-6640

-6140

 

 

0,05

1,02

-4080

-4080

 

 

0,1

0,86

-3440

-3440

 

 

0,153

0,76

-3040

-3040

 

 

2.3.3. Распределение py по воздухозаборнику

Характер распределения нагрузки py приведен на рис. 11.

Величина нагрузки py по воздухозаборнику:

py = (1600/2210)·2·2000 = 2895,93py*.

Распределение py по воздухозаборнику

                                      

Рис. 11

Значения py* приведены в табл. 5.

Таблица 5

Значение нагрузки py*

Сечение

 

j

х

py*

0

 

 

 

 

 

0

0,435

-1259

-630

630

1260

630

-630

0,05

0,370

-1072

-536

536

1072

536

-536

0,1

0,305

-883

-883

-442

-883

442

883

883

883

442

-442

0,153

0,235

-681

-681

681

681

341

-341

0,1716

0,210

-608

-608

608

608

304

-304

Коэффициент пересчета для случая Д':

Л = -1,3812 и py = -4000py*

2.3.4. Распределение нагрузки по воздухозаборнику от силы pz

Для случая А'

pz = ±380 Kza ·(+20;-740) Kzb

Таблица 5

Распределение нагрузки по длине и по контуру от силы pz

 

 

 

j

х

Kza

Kzb

60°

120°

180°

240°

300°

0

0,55

0,395

0

-174

-72

-174

-72

0

174

72

174

72

0,05

0,51

0,325

0

-162

-40

-162

-40

0

162

40

162

40

0,1

-0,42

0,260

0

-134

-28

-134

-28

0

134

28

134

28

0,153

-0,27

0,205

0

-85

-42

-85

-42

0

85

42

85

42

Суммарные аэродинамические нагрузки на воздухозаборник приведены в табл. 6, 7, 8 и 9

Таблица 6

Суммарные аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае А' и
L = 3,8 м (Рр, кг/м2)

 

j, град

х

60°

120°

180°

240°

300°

0

-7900

-7444

-7342

-6184

-6082

-5380

-5836

-5938

-7096

-7198

0,05

-5752

-4778

-4656

-3706

-3584

-3008

-3382

-3504

-4454

-4576

0,1

-4323

-4016

-4457

-3910

-4351

-3132

-2691

-3026

-2585

-2557

 

-2864

-2970

 

-3748

-3854

0,153

-3721

-3806

-3763

-2444

-2401

-2353

-2614

-2657

-3296

-3339

0,1716

-3528

-3581

-3591

-2315

-2375

-2312

-2563

-2553

-3171

-3161

Таблица 7

Суммарные аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д' (р = ±3200, и Kza·(-40;-680) Kzb

 

 

 

j

х

Kza

Kzb

60°

120°

180°

240°

300°

                                                                                  Продолжение табл. 7

0

-0,55

0,395

-6640*

0

-166

-80,2

-166

-80,2

0

166

80,2

166

80,2

0,05

-0,51

0,325

-4080*

0

-152,5

-50

-152,5

-50

0

153

50

153

50

0,1

-0,42

0,260

-3440*

0

-1254

-36,7

-1254

-36,7

0

125,4

36,7

125,4

36,7

0,153

-0,27

0,205

-2920*

0

-82

-46

-82

-46

0

82

46

82

46

0,1716

-0,17

0,185

-2560*

0

-54

-62

-54

-62

 

54

62

54

62

*) Указаны значения равномерного распределения р1 по сечениям и по длине воздухозаборника

Таблица 8

Суммарные аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д'
(К = -1,3812, py = -4000·py* (кг/м2)

 

j

х

60°

120°

180°

240°

300°

0

1740

870

-870

-1740

-870

870

0,05

1486

740

-740

-1486

-740

740

0,1

1220

610

1220

-610

-1220

-1220

-610

610

0,153

941

941

-941

-941

-471

471

0,1716

840

840

-840

-840

-420

420

Таблица 9

Суммарные расчетные аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д'

 

j

х

60°

120°

180°

240°

300°

0

-4900

-5936

-5850

-7676

-7590

-8380

-7344

-7430

-5604

-5690

0,05

-2600

-3493

-3390

-4973

-4870

-5560

-4667

-4770

-3187

-3290

0,1

-2220

-2955

-2345

-2867

-2257

-4175

-4785

-4087

-4697

-4660

 

-3925

-4013

 

-2705

-2793

0,153

-2100

-2181

-2145

-4063

-4027

-3980

-3429

-3465

-2487

-2523

0,1716

-2080

-2134

-2142

-3814

-3822

-3760

-3286

-3278

-2446

-2438

2.4. Распределение аэродинамических нагрузок на внутренней поверхности воздухозаборника

Нагрузки в канале от pyв случае А':

q = 2000 кг/м2, Dвх =1,6 м, f = 2,0, a = -10°;

Sвх = pr2 = 2,01 м2, a' = 0,1745;

Y = Sвх·q·a = 2,01·2·2000·0,1745 = 1403 кг .

Нагрузки в канале от pyв случае Д':

q = 2000 кг/м2, Dвх =1,6 м, f = 2,0, a = -4°;

Sвх = pr2 = 2,01 м2, a' = 0,0698;

Y = Sвх·q·a = -2,01·2·2000·0,0698 = -561 кг .

В случае А':

pz = (20;-740)Кzb;

py = (1403/2210)·2·2000·py* = 2539,3py* (кг/м2)

В случае Д':

pz = (-40;-680)Кzb;

py = (-561/2210)·2·2000·py* = -1015py* (кг/м2)

Таблица 10

Значения нагрузок в случае А' и Д' при j = 0°

 

 

Расчетный случай

 

 

А'

Д'

х

Кzb

pz = (20;-740), кг/м2

pz = (-40;-680), кг/м2

0

0,395

8

-292

-16

-269

0,05

0,325

7

-241

-13

-221

0,1

0,260

5

-192

-10

-177

0,153

0,260

4

-152

-8

-140

Таблица 11

Значения нагрузок в случае А’ и Д’ при j = 90°

 

 

Расчетный случай

 

 

А’

Д’

х

py*

py = 2539,2

 кг/м2

py = -1015,

 кг/м2

0

-0,435

1105

-442

0,05

-0,370

940

-376

0,1

-0,307

774

-310

0,153

-0,235

594

-239

Таблица 12

Нагрузки на внутреннюю поверхность воздухозаборника в случае А’

 

åp = pycosj + pzsinj

 

j

x

60°

120°

180°

240°

300°

0

-1105

-552

557

1105

557

-552

 

 

7

-252

7

-252

0

-7

252

-7

252

å

-1105

-545

-804

564

305

1105

545

804

-564

-305

0,05

-940

-470

470

940

470

-470

 

 

6

-209

6

-209

0

-6

209

-6

209

å

-940

-464

-679

476

261

940

464

678

-476

-261

0,1

-774

-387

387

774

387

-387

 

 

6

-166

4

-166

0

-4

166

-4

166

å

-774

-383

-553

391

221

774

383

553

-391

-221

0,153

-597

-299

299

597

299

-299

 

 

3

-132

3

-132

0

-3

132

-3

122

å

-597

-296

-431

302

167

597

296

431

-302

-167

Таблица 13

Нагрузки на внутреннюю поверхность воздухозаборника в случае Д’

 

 

åp = pycosj + pzsinj

 

 

j

 

 

60°

120°

180°

240°

300°

х

pycosj

442

221

-221

-442

-221

221

0

pzsinj

 

-14

-233

-14

-233

 

14

233

14

233

 

å

442

207

-12

-235

-454

-442

-207

-12

235

454

 

pycosj

376

188

-188

-376

-188

188

                                                                                Продолжение табл. 13

0,05

pzsinj

 

-11

-191

-11

-191

0

11

191

11

191

 

å

376

177

-3

-199

-379

-376

-177

3

199

379

 

pycosj

310

155

-155

-310

-155

155

0,1

pzsinj

 

-9

-153

-9

-153

 

9

153

9

153

 

å

310

146

2

-164

-308

-310

-146

-2

164

308

 

pycosj

239

120

-120

-239

-120

120

0,153

pzsinj

 

-7

-121

-7

-121

 

7

121

7

121

 

å

239

113

-1

-127

-241

-239

-113

1

127

241

2.5. Определение равнодействующих нагрузок по сечениям воздухозаборника от внешних и внутренних аэродинамических нагрузок

Суммарное распределение нагрузки в поперечном сечении воздухозаборника

                           

Рис. 16

Расчет нагрузок от внешних аэродинамических сил (для нижних значений pz производится по формулам:

  , (1.7)

 . (1.8)

Принимаем значение pr = 2,826 м;

Рассчитанные значения нагрузок по формулам (1.7) и (1.8) представлены в табл. 14, 15

Таблица 14

Суммарные значения нагрузок в случае А'

х

pycosj

pzsinj

qy

qz

qS, кг/м

a, град

0

-1260cosj

-83sinj

-3561

-235

-3569

3,8

0,05

-1072cosj

-47sinj

-3029

-133

-3032

2,5

0,1

-883cosj

-33sinj

-2495

-2838

-93

-2497

-2840

2,13

1,88

0,153

-681cosj

-49sinj

-1925

-2138

-138

-2143

3,7

x = 0,1; -1589,4 – 2495·0,5 = -2838 кг/м;

х = 0,153; -1226 – 1925·0,5 = -2139 кг/м.

Таблица 15

Суммарные значения нагрузок в случае Д'

х

pycosj

pzsinj

qy

qz

qS, кг/м

a, град

0

1740cosj

-93sinj

4917

-263

4924

3,06

0,05

1481cosj

-58sinj

4185

-164

4188

2,25

0,1

1220cosj

-42sinj

3448

3893

-119

3450

3895

1,98

1,75

0,153

941cosj

-53sinj

2659

3024

-150

3028

2,84

x = 0,1; 0,5·3448 + 2169 = 3893 кг/м;

х = 0,153; 0,5·2659 + 1694 = 3024 кг/м.

2.6. Нагрузки на болты крепления воздухозаборника к проставке

Воздухозаборник, соединенный болтами со средней частью гондолы двигателя, работает на изгиб по схеме консольной балки.

2.6.1. Определение нагрузок на болты крепления в случае А'

Для определения нагрузок на болты крепления воздухозаборника к проставке примем:

– число болтов n = 12;

– Dокр. болтов = 1440 мм;

Распределение суммарной погонной нагрузки в точках Д, С, В, А определяем как:

qД = 3835 + 3777 = 7607 кг/м;

qС = 3157 + 3046 = 6203 кг/м;

qВ = 2526 + 2425 = 4951 кг/м;

qА = 2000 + 1977 = 3977 кг/м.

Распределение суммарной погонной нагрузки по длине представлено на рис. 17

Распределение суммарной погонной нагрузки по длине воздухозаборника

                

Рис. 17

Величина суммарной приведенной нагрузки R в центре давления определяется как:

R = ((7607 + 6703)/2 + (6203 + 4956)/2)·0,19 + ((4956 + 3977)/2)·0,202 =
= 3274 (кг).

Для определения координаты центра давления определим суммарный изгибающий момент МА:

МА = 6203·0,19·0,487 + 4956·0,19·0,297 + 3977·0,202·0,101 + 1404·0,19·0,5·0,518 + 1247·0,19·0.5·0,329 + 979·0,202·0,5·0,135 = 1056 кг·м.

Координата центра давления хц.д.= 1056/3274 = 0,3225 м .

Расчетные нагрузки на болты определяем по формулам [6]:

Рmax = 4M/nDокр.б. ,                                  (1.9)

Рmax = (4·0,3235·3274)/(12·1,44) = 245 кг .

Срезающая нагрузка буртика (зуба) проставки:

Рсрр = 3274 кг .

Вес воздухозаборника Gв-ка = 93 кг, хц.т. = 350 мм вперед от плоскости крепления к проставке.

Нагрузки на болты крепления воздухозаборника от инерционных нагрузок представлены на рис. 18.

Рис. 18

Задаемся коэффициентом перегрузки n = 1,5, тогда

Ринрц = Gв-ка·n = 93·1,5 = 140 (кг) .

М = 0,35·140 = 49 (кг·м) .

Рб = (4·43)/(12·1,44) = 11,34 (кг) .

Суммарный Мизг = = 1059,271 (кг·м) .

Максимальная растягивающая нагрузка на болт Рболт = 245,2 кг.

Схема расположения крепежных болтов по контуру и суммарные действующие нагрузки приведены на рис. 19

Схема расположения крепежных болтов по контуру и суммарные действующие нагрузки

                          

Рис. 19

2.6.2. Определение нагрузок на болты крепления в случае Д'

Расчетные нагрузки на воздухозаборник по сечениям и по длине, точки приложения равнодействующих, рассчитанные значения моментов и перерезывающих сил приведены на рис. 20.

Максимальное растягивающее усилие на болт:

Рmaxр = 4М/4d = (4·0,392·2400)/(12·1,440) = 218 кг.

Срезающая нагрузка воспринимается буртиком проставки – Рсрр = 2400 кг.

2.7. Проверка прочности воздухозаборника самолета

2.7.1. Исходные данные для расчета

Внутренняя обшивка: D = 1,8 мм, материал: сплав Д19, перфорация – диаметром 2 мм.

Расчетные нагрузки на воздухозаборник в случае Д'

Рис. 20

Заполнитель: ТССП-Ф-10П (ТУ-596-258-87), удельный весь заполнителя – g = 35±5 кг/м3; sсж = 15 кг/см2. Параметры заполнителя и перфорированной обшивки приведены на рис. 21.

Параметры заполнителя и перфорированной обшивки

                  

Рис. 21

Внешняя обшивка: D = 1,2 мм, материал: сплав Д19.

Обечайка изготовлена из Д16Т, D = 1,8 мм, травленная с D = 1,8 мм до D = 1,2 мм. Максимальный размер клетки 101 на 120 мм. Характерные размеры и сечения представлены на рис. 22

Типовое сечение обечайки

Рис. 22

2.7.2. Расчет сечения в районе проставки в расчетном случае А'

Размеры рассчитываемого сечения приведены на рис. 23

 

 

Рис. 23

Находим момент инерции сечения:

I = å(0,4D3d) = 0,4·142,53·0,12 + 0,4·1923·0,12 + 0,4·138,53·dпр = 638037,84 см4 .

Приведенная толщина внутренней общивки:

dпр. внутр. обш. = [((p·138,5)/12,0208)·0,2·0,18 – p·138,5·0,18]/(p·138,5) .

Нормальные напряжения от изгиба воздухозаборника:

s = (М·d)/J·2 = (3948·192·38,2)/(638037,84·2) = 22,69 (кг/см2),

Избыток прочности

h = 2750/22,69 – 1 >> 1.

М = Р·l ; Р = 3948 кг; l = 38,2 см.

q = 22,69·0,12 = 2,72 кг/см

Проверяем ячейку травления на устойчивость от q = 2,72 кг/см. Схема нагружения ячейки приведена на рис. 24. Принимаем, что длинные края ячейки обшивки оперты

Схема нагружения ячейки обшивки

Рис. 24

Величина a/b = 101/120 = 0,841; К = 3,6.

sкр = 2750 кг/см2,

h = 2750/355 – 1 = 6,746 ,

h>> 1

2.7.3. Проверка прочности внутреннего канала на осевое сжатие

Проверку прочности внутреннего канала на осевое сжатие проведем по методике изложенной в [6]:

Тдейств. = [P·l·(d + d1)(dв + dн)p(d + d1)]/2J = [3948·38,22(138,5 + 142,5)2(0,12 + + 0,15)·3,14]/(638037,94·4) = 3958 (кг)

Действующая сжимающая нагрузка от qpравна 2000·1,5 = 3000 (кг/м2).

Т = (p/4)(1922 – 1382)·0,3 = 4198,74 (кг).

Суммарная нагрузка: åТ = 8157 кг.

Заполнитель маложесткий. Расчетные формулы для трехслойных панелей (6):

sзаппр ,

Li = E1H/E1B = 1,

a = ÖC + 1/[2,6(1 + 50)],

b = 1,21qEпр/Gзап

С1 = D1рас/D1

D1= 4(z0 – h – dн)3 + 4(H – z0)3 + 4li[z03 – (z0 – dн)3] ,

z0 = [dв2 + 2dв(dн + h) + lidн2]/[2(dв+ lidн)] .

Расчет по приведенным выше формулам дает:

z0 =[0,152 + 2·0,15(0,12 + 2,8) + 1·0,122]/[2(0,15 + 1·0,12] = 1,246 ,

D1  = 4(1,246 – 2,8 – 0,12)3 + 4(2,27 – 1,246)3 + 4·1(1,2463 – (1,246 – 1,123) = = 3,652 ,

B2 = 0,15 + 0,12 = 0,27 (мм) .

Епр = 6,8·105 кг/см2. Принимаем для маложесткого заполнителя К = 0,2.

D1рас = dв3 + lidн3 = 0,153 + 0,123 = 0,00513 .

 

Следующая страница



 
     
 

2021 © Copyright, Abcreferats.ru
E-mail:

 

Яндекс.Метрика