Проектирование мотоустановки среднемагистрального пассажирского самолета. Дипломная (ВКР). Авиация и космонавтика.

🛑 👉🏻👉🏻👉🏻 ИНФОРМАЦИЯ ДОСТУПНА ЗДЕСЬ ЖМИТЕ 👈🏻👈🏻👈🏻

Вы можете узнать стоимость помощи в написании студенческой работы.

Помощь в написании работы, которую точно примут!

Похожие работы на - Проектирование мотоустановки среднемагистрального пассажирского самолета
Нужна качественная работа без плагиата?

Не нашел материал для своей работы?

Поможем написать качественную работу Без плагиата!

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Проверка прочности воздухозаборника самолета . . . .
. .

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 . . . . . . . . . .
. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

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

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

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

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
С y 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:

– 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 äëÿ
ñàìîëåòà 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.

1. ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ МОТОГОНДОЛЫ

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

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.

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,

(x y и x z даны в долях длины
мотогондолы. В носке мотогондолы х = 0).

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

Нагрузки
распределяются по внешней поверхности следующим образом:

– избыточное давление по поверхности
определяется по формуле (1.1)

DP э = pq
,                                           (1.1)

где DP э – избыточное давление на поверхности;

p = p 1 + p y + p z .
(1.2)

Величина p 1 определяется по графику на рис. 4

Величина p y для случая Д' дается на прилагаемом графике (рис.
5). Для других режимов величина p y пересчитывается пропорционально Y мг .

Значение p z определяется по формуле:

p z = p z a + p z b
.                                        (1.3)

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

p z a = (z(a) мг /q)K z a .
(1.4)

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

Распределение p z b по контуру принимается таким
же как и для p z a . При этом:

p z b = ((z мг – 180)/q)K z b .                              (1.5)

K z b – 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.

Расчетные значения нагрузок в
случае А'

Расчетные значения нагрузок в случае Д'

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

Изменение максимальных
нагрузок по сечению воздухозаборника

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

p = f·q·(z/q)· K z a                                     (1.6)

Нагрузки по длине мотогондолы
определим, подставляя значения для случая А':

p = 2·2000·(±190/2000)· K z a = ±380K z a .

p = 2·2000·(±160/2000)·K z a = ±320K z a .

Нагрузки по контуру мотогондолы
определим, подставляя значения для случая А':

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

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

2.3.2. Равномерное распределение
нагрузки

Характер распределения нагрузки p 1 по сечениям воздухозаборника приведен
на рис. 10

Характер распределения нагрузки p 1 по сечениям воздухозаборника

2.3.3. Распределение p y по воздухозаборнику

Характер распределения нагрузки p y приведен на рис. 11.

Величина нагрузки p y по воздухозаборнику:

p y = (1600/2210)·2·2000 = 2895,93p y * .

Распределение p y по воздухозаборнику



Значения p y * приведены в табл. 5.

Коэффициент пересчета для случая Д':

2.3.4. Распределение нагрузки по
воздухозаборнику от силы p z

Распределение нагрузки по
длине и по контуру от силы p z

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

Суммарные
аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае А' и
L = 3,8 м (Р р , кг/м 2 )

Суммарные
аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д' (р =
±3200, и K z a ·(-40;-680) K z b


Продолжение табл. 7

*) Указаны значения
равномерного распределения р 1 по сечениям и по длине
воздухозаборника

Суммарные
аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д'
(К = -1,3812, p y = -4000·p y *
(кг/м 2 )

Суммарные расчетные
аэродинамические нагрузки на воздухозаборник в случае Д'

2.4. Распределение аэродинамических
нагрузок на внутренней поверхности воздухозаборника

Нагрузки в канале от p y в случае А':

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

S вх = pr 2 = 2,01 м 2 , a' = 0,1745;

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

Нагрузки в канале от p y в случае Д':

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

S вх = pr 2 = 2,01 м 2 , a' = 0,0698;

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

p y = (1403/2210)·2·2000·p y *
= 2539,3p y * (кг/м 2 )

p y = (-561/2210)·2·2000·p y * = -1015p y * (кг/м 2 )

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

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

Нагрузки на внутреннюю поверхность воздухозаборника в
случае А’

Нагрузки на внутреннюю поверхность воздухозаборника в
случае Д’


Продолжение табл. 13

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

Суммарное
распределение нагрузки в поперечном сечении воздухозаборника

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

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

Суммарные значения нагрузок в случае А'

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

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

Суммарные значения нагрузок в
случае Д'

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:

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

Распределение суммарной погонной
нагрузки по длине представлено на рис. 17

Распределение суммарной погонной нагрузки по длине
воздухозаборника

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 М А :

М А =
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 х ц.д. = 1056/3274
= 0,3225 м .

Расчетные нагрузки на болты определяем по формулам [6]:

Р max = 4M/nD окр.б. ,                                 (1.9)

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

Срезающая нагрузка буртика (зуба) проставки:

Вес
воздухозаборника G в-ка = 93 кг, х ц.т. = 350 мм
вперед от плоскости крепления к проставке.

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

Задаемся коэффициентом перегрузки n = 1,5, тогда

Р инрц = G в-ка ·n
= 93·1,5 = 140 (кг) .

Р б = (4·43)/(12·1,44) = 11,34 (кг) .

Суммарный М изг
= = 1059,271
(кг·м) .

Максимальная растягивающая нагрузка на болт Р болт
= 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

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:

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

Срезающая нагрузка воспринимается буртиком проставки –
Р ср р = 2400 кг.

2.7. Проверка прочности
воздухозаборника самолета

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

Расчетные нагрузки на
воздухозаборник в случае Д'

Заполнитель:
ТССП-Ф-10П (ТУ-596-258-87), удельный весь заполнителя – g = 35±5 кг/м 3 ; s сж = 15 кг/см 2 . Параметры
заполнителя и перфорированной обшивки приведены на рис. 21.

Параметры заполнителя и перфорированной обшивки

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

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

Размеры рассчитываемого сечения
приведены на рис. 23

I = å(0,4D 3 d) = 0,4·142,5 3 ·0,12 + 0,4·192 3 ·0,12
+ 0,4·138,5 3 ·d пр = 638037,84 см 4 .

Приведенная толщина внутренней
общивки:

d пр. 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/см 2 ),

М = Р· l ; Р = 3948 кг; l = 38,2 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

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

2.7.3. Проверка
прочности внутреннего канала на осевое сжатие

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

Т действ. = [P·l·(d + d 1 )(d в + d н )p(d + d 1 )]/2J = [3948·38,2 2 (138,5 + 142,5) 2 (0,12
+ + 0,15)·3,14]/(638037,94·4) = 3958 (кг)

Действующая
сжимающая нагрузка от q p
равна 2000·1,5 =
3000 (кг/м 2 ).

Т = (p/4)(192 2 – 138 2 )·0,3
= 4198,74 (кг).

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

D 1 = 4(z 0 – h – d н ) 3
+ 4(H – z 0 ) 3 + 4 l i [z 0 3
– (z 0 – d н ) 3 ]
,

z 0 = [d в 2 + 2d в (d н + h) + l i d н 2 ]/[2(d в +
l i d н )]
.

Расчет по приведенным выше формулам
дает:

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

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

Е пр = 6,8·10 5
кг/см 2 . Принимаем для маложесткого заполнителя К = 0,2.

D 1рас = d в 3 + l i d н 3 = 0,15 3
+ 0,12 3 = 0,00513 .
q = [2,0(1 – 0,001397)·Ö0,27·3,652]/[70,25(2,0 + 2,27) 2 ]
= 0,001548 .

Модуль сдвига заполнителя: G м = Е м /[2(1 + n)],

G м = 6000/[2(1 + 0,25)] = 2400 (кг/см 2 ) .

G зап = G xz = 1,5·(0,025/1,732)·2400 = 52 (кг/см 2 ) ,

G зап = G yz = (0,025/1,732)·2400 = 35 (ì/ñì 2 ),

a = Ö0,001397 + [1/2·29,83·(1 + 5 – 0,001397)] = 0,054025

Т кр = 2·p·К·Е пр ÖВ z D 1 ·a = 2·p·0,2·6,8·10 5 Ö0,27·3,652 ·0,054025 = 45842 кг.

Расчет напряжений
во внутренних и наружных слоях трехслойной панели проведем в соответствии с [6]. Схема нагружения представлена на
рис. 25.

l = E 1 н /Е 1в = 6,8·10 5 /6,8·10 5
= 1 ,

q = 8157/(p·140,5) = 18,48 (кг/см 2 ),

q в = 18,48(1/(1 + 0,8)) = 10,27
(кг/см)

q н = 18,48(0,8/1,8) = 8,21 (кг/см),

s вн = 1027/0,15 = 68,5 (кг/см 2 ),

s н = 8,21/0,12 = 68,42 (кг/см 2 )
.

2.7.4. Проверка прочности внутреннего
канала на внешнее давление

1. Установившийся режим Н = 0; М = 0;

Разрежение на входе в заборник
распространяется на всю длину канала:

Dp D = -0,645 кг/см 2 ; d ст.соты = 0,04 ;

s м = 2400 кг/см 2 ; s xz = 83 кг/см 2 ;

Определяем Р кр
для несимметричной трехслойной оболочки с мягким средним слоем (рис. 26)

D 2рас = d в 3 + l i d н 3 = 0,15 3 + 0,12 3 = 0,00513 (см 3 ) .

D 2 = 4(z 0 – h – d н ) 3 + 4(H – z 1 ) 3 + 4 l i [z 0 3
– (z 0 – d н ) 3 ]
,

z 0 = [d в 2 + 2d в (d н + h) + l i d н 2 ]/[2(d в +
l i d н )]
.

z 0 = [0,15 2 + 2·0,15(0,12 + 2,8) + 0,12 2 ]/[2(0,15
+ 0,12] = 1,2461
.

D 2 = 4(1,246 – 2,8 – 0,12) 3 + 4(2,27 – 1,246) 3
+ 4·1(1,246 3 – (1,246 – 1,12 3 ) = = 3,6515 ,

а = 5·6,627·10 -4 ·6,8·10 5 /67,8
= 33,22.

по графику при l 1 = 0,0013975 определяем a = 0,027.

Усилия действующие во внутренних и внешних слоях:

S в = 0,645·69,25/1,805358 = 24,741
(кг/см).

s н = 20,5/0,12 = 170,8 (кг/см 2 ),

Давление передаваемое на заполнитель:

Р зап = Р/(1 + d + x) = 0,357 (кг/см 2 ).

Проверяем систему
ячейки заполнителя на усточивость. Схема нагружения приведена на рис. 27.

Схема нагружения грани ячейки
заполнителя и ее параметры

s см = (0,357·0,866)/(1·0,04) = 8,12
(кг/см 2 ),

Проверяем стенку
ячейки на устойчивость от номинального давления в канале при М = 0,52 (Н = 0, Dp D = 1,009 кг/см 2 ).

Давление передаваемое на заполнитель:

Р зап = Р/(1 + d + x) = 1,009/1,80536 = 0,559
(кг/см 2 ).

s см = (0,559·0,866)/(1·0,04) = 12,1
(кг/см 2 ),

Определяем
допустимый диаметр пятна непроклея по наружной обшивке.

Рассмотрим работу
квадратной пластинки на устойчивость (кромки оперты).

Принимаем коэффициент запаса по радиусу f = 2,5,
тогда
a непр = 5,746 см.

2.8. Автоматизация расчета
аэродинамических нагрузок

Для автоматизации трудоемкого расчета
нагрузок воздухозаборника разработан алгоритм и программа их расчета
реализованная на ПЭВМ IBM-PC/АТ. Программа позволяет
производить расчет давлений по длине и сечениям воздухозаборника для расчетных
случаев А' и Д'.

Программа написана на языке ФОРТРАН.
Исходными данными при вводе являются:

– начальные значения координаты х нач
(координаты точек по длине гондолы);

– конечное значение координаты х кон
(координаты точек по длине гондолы);

– величины составляющих
аэродинамических сил по осям координат в центре давления.

В Приложении приведен листинг
программы и результаты расчета нагрузок в случаях А' и Д' на мотоустановку Д-436Т.

3. ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ ПРОЦЕСС
СБОРКИ ВОЗДУХОЗАБОРНОГО КАНАЛА СОТОВОЙ ЗВУКОПОГЛОЩАЮЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ

3.1.
Технологичность конструкции воздухозаборника

Воздухозаборный
канал имеет сложную форму оболочки двойной кривизны и представляет собой
трехслойную конструкцию, состоящую из металлических обшивок и стеклотканного
сотового заполнителя.

Внутренняя
перфорированная обшивка состоит из трех частей и соединяется встык через
накладки, наружная обшивка – разрезная, соединяется внахлест. Воздухозаборный
канал является особо ответственной частью изделия.

3.2. Применяемые
материалы и оборудование

Номенклатура
основных и вспомогательных материалов, оборудование, оснастка и инструмент
приведены в табл. 16–18

Основные материалы,
применяемые при изготовлении конструкции воздухозаборника

Вспомогательные материалы,
применяемые при изготовлении конструкции воздухозаборника

– антистатическая
присадка "Селбол"

3. Пленка
полиамидная высшей категории качест-ва ППН-Т и уплотни-тельный жгут 51Г-27

Оборудование, оснастка,
инструмент применяемые при изготовлении конструкции воздухозаборника

3. Станок
электро-эрозионной прошивки

FEKD-550/1100-45000 или FEKD0550/1100-6500

6. Ножницы
роликовые или вибрационные

13. Приспособление
для формообразования и скле-ивания сотового запол-нителя между собой

14. Приспособление
для перфорации клеевой пленки

15. Приспособление
для сборки внутренней обшивки

16. Приспособление
для сборки наружной обшив-ки

17. Приспособление
для сборки и склеивания воздухозаборного канала

18. Установка для
прорез-ки дренажных пазов в сотовом заполнителе

19. Приборы для
контроля перфоклеев

3.3. Технологический процесс сборки
обшивок и элементов каркаса

В описание
технологического процесса не помещаем формо
Похожие работы на - Проектирование мотоустановки среднемагистрального пассажирского самолета Дипломная (ВКР). Авиация и космонавтика.
Реферат На Тему Первая Помощь Пострадавшим
Примерные Темы Эссе По Конфликтам
Какой Опыт Духовно Обогащает Личность Сочинение
Дипломная работа: Заявление о преступлении как повод возбуждения уголовного дела
Курсовая Работа На Тему Кредитование Малого Бизнеса
Реферат Профессиональная Деятельность Педагога
Контрольная работа по теме Построение групп торговых точек по объему ежедневного дохода. Отображение динамики дохода фирмы
Реферат На Тему Административные Методы Государственного Регулирования Экономики
Организация Продажи Товаров Курсовая
Реферат: Практические вопросы укрепления российской государственности. Скачать бесплатно и без регистрации
Реферат На Тему Анализ Финансовых Показателей Деятельности Предприятия Руп "Зска"
Контрольная работа по теме Трансмиссия автомобиля ГАЗ-3307
Доклад по теме Текстология
Реферат: Расчет дифференциального каскада с транзисторным источником тока
Курсовая работа: Привлечение средств населения с помощью пластиковых карт
Отчеты По Производственной Практике Эколога
Реферат по теме Рынок труда
Контрольная работа по теме Значення психологічної уваги. Методи взаємодії психолога та клієнта в рамках психоконсультативної допомоги
Курсовая Работа Опытно Экспериментального Характера Задачи
Книга По Контрольным Работам 6 Класс
5.3
Курсовая работа: Анализ тактического плана на предприятии Урлютюбской ГСС
Реферат: Limited Petroleum Reserves Is Essay Research Paper

Проектирование мотоустановки среднемагистрального пассажирского самолета. Дипломная (ВКР). Авиация и космонавтика.

Report Page