• RU
  • icon На проверке: 7
Меню

Технологичность процесса и установка для сборки секции фюзеляжа вертолета

  • Добавлен: 25.01.2023
  • Размер: 6 MB
  • Закачек: 1
Узнать, как скачать этот материал

Описание

Технологичность процесса и установка для сборки секции фюзеляжа вертолета

Состав проекта

icon
icon VKR.docx
icon шпангоут.cdw
icon Вертолетснеуб_ ВО.cdw

Дополнительная информация

Контент чертежей

icon VKR.docx

В выпускной квалификационной работе рассматривается современное состояние мирового рынка вертолетов анализируется перспективы развития и применения тяжелых вертолетов одновинтовой схемы.
Рассматриваются особенности преимущества и недостатки вертолетов и их классификация. Также выполнен проектировочный расчет тяжелого одновинтового вертолета с максимальной взлетной массой 22000 кг используя в качестве исходных данных средние значения летно-технических характеристик двух вертолетов-прототипов CH-53 и CH-54. На основе прототипа CH-53 с отдельными конструктивными изменениями выполнен чертеж общего вида вертолета.
Проведены меры по повышению технологичности процесса сборки секции фюзеляжа вертолета путем применения перспективного сборно-переналаживаемого приспособления и частичной автоматизации процессов сборки.
Анализ области применения тяжелых вертолетов4
2 Особенности вертолета4
3 Анализ состояния мирового рынка вертолётов9
4 Перспективы развития и применения тяжелых вертолетов15
5 Вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом. Обоснование выбора данной схемы16
Проектировочный расчет тяжелого вертолета18
1 Разработка тактико-технических требований18
2 Расчет параметров вертолета20
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета26
4 Определение массы узлов агрегатов и топлива вертолета31
6 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения42
7 Описание компоновки вертолета43
Технологическая оснастка для сборки секции фюзеляжа вертолета47
1Описание объекта сборки47
2 Технологичность процесса и установка для сборки секции фюзеляжа вертолета.48
Приложение А (обязательное) – Технологический процесс сборки шпангоута №1 фюзеляжа вертолета69
Приложение Б (обязательное) – Измененный технологический процесс сборки шпангоута №1 фюзеляжа вертолета93
Тяжелые вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом нашли практическое применение во многих отраслях народного хозяйства. Многолетний опыт применения тяжелых вертолетов при монтажных и ремонтных работах подтвердил их высокую эффективность позволив значительно сократить сроки монтажа конструкции и досрочно ввести объект в эксплуатацию. В России в структуре вертолетных работ на сегодняшний день по-прежнему преобладают работы выполняемые в интересах нефтегазового комплекса где востребованы в основном тяжелые вертолеты. Возможность транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов в стесненных условиях и труднодоступных местах тяжелыми вертолетами также остается востребованным и в военной сфере.
Анализ области применения тяжелых вертолетов
2 Особенности вертолета
2.1 Основные принципы полета вертолета
Самолёт способен летать благодаря специальной изогнутой форме крыла которое движется в потоке набегающего воздуха. Подъёмная сила создаётся за счёт того что путь проходимый воздухом над крылом больше пути потока воздуха под крылом и соответственно скорость верхнего потока выше. Согласно закону Бернулли на крыло начинает действовать сила направленная в сторону потока с большей скоростью. Вертолёт использует тот же принцип но роль крыльев у него играют лопасти несущего винта.
Вращение несущего винта создаёт подъёмную силу но оно же создаёт вращательный (реактивный) момент стремящийся поворачивать фюзеляж вертолёта в обратном направлении. Чтобы компенсировать реактивный момент обычно используется дополнительный вертикальный рулевой винт (схема с рулевым винтом). Поскольку ЛА такой схемы появились первыми такая схема называется классической. Если рулевой винт выполнен в виде вентилятора встроенного в вертикальное хвостовое оперение то его называют фенестроном.
Другим вариантом компенсации реактивного момента является два несущих винта вращающихся в противоположных направлениях на одной оси (соосная схема). Второй винт называется аэродинамически симметричным соосным несущим винтом. Этот вариант использован например в российском Ка-50. Вертолёты такой схемы обладают меньшей эффективностью по сравнению с одновинтовыми схемами из-за интерференции винтов. Но у вертолета с соосной схемой диаметр несущих винтов примерно в два раза меньше чем у вертолета с классической схемой (при сравнимой механической мощности на валу). Это обусловило применение таких вертолетов в условиях стесненного пространства например для палубной авиации. Нельзя забывать что у соосной схемы есть неустранимый конструктивный порок – повышенная вероятность схлестывания лопастей винтов при резком манёвре. Это связано с тем что гироскопические моменты винтов разнонаправлены. Нетрудно заметить что при любом маневре (например переводе вертолета Ка-50 из горизонтального полета в кабрирование) конус лопастей верхнего винта заваливается в правую сторону а нижнего – в левую. При достаточно резком маневре лопасти перехлестываются.
Очень интересны вертолёты которые для компенсации реактивного момента используют эффект Коанда. Эти вертолеты обходятся вообще без дополнительных винтов. Эффект Коанда состоит в том что струя жидкости или газа «прилипает» к обтекаемой твердой поверхности. На вертолетах такой схемы часть реактивного момента компенсируется за счет взаимодействия струи от несущего винта со струей воздуха выпускаемой через узкую щель проходящую по всей длине хвостовой балки часть – за счет реактивной тяги щелевого сопла расположенного в конце хвостовой балки..
Максимальная скорость вертолёта ограничена ввиду недопустимости достижения скорости звука на крайних участках лопастей (общая максимальная скорость на концевой части лопасти равна радиусу диска вращения ротора умноженному на обороты в секунду + скорость самого вертолёта) что привело бы к разрушению конструкции.
Когда вертолёт летит вперёд лопасти движущиеся вперёд имеют большую скорость относительно воздуха чем движущиеся назад. В результате одна из половин винта создаёт большую подъёмную силу чем другая и возникает дополнительный кренящий момент. Для повышения устойчивости махового движения лопастей используется компенсатор взмаха изменяя установочный угол колеблющийся вокруг оси горизонтального шарнира лопасти в зависимости от угла взмаха.
Кроме того для снижения этого эффекта применяются дополнительное крыло – аэродинамическая схема «винтокрыл» (например на Ми-6 и частично на Ми-24 – у этого вертолета роль дополнительных крыльев выполняют пилоны подвесного оружия). За счет дополнительной подъёмной силы на крыле удается разгрузить несущий винт снизить общий шаг винта и несколько снизить интенсивность эффекта кренения а максимальную скорость – увеличить.
Кроме того винт создаёт вибрацию угрожающую разрушением конструкции. Поэтому в большинстве случаев применяется активная система гашения возникающих колебаний .
2.2 Преимущества и недостатки вертолетов
Главным достоинством вертолётов является их манёвренность: вертолёты способны к вертикальному взлёту вертикальной посадке зависанию в воздухе и даже к полёту в сторону и в направлении РВ. Вертолёт может приземлиться (и взлететь) в любом месте где есть ровная площадка размером в полтора диаметра винта. Кроме того вертолёты могут перевозить груз на внешней подвеске что позволяет транспортировать очень громоздкие грузы а также выполнять монтажные работы.
К недостаткам вертолётов по сравнению с самолётами можно отнести меньшую максимальную скорость сложность в управлении высокий удельный расход топлива и как следствие более высокую стоимость полёта в расчёте на пассажиро-километр или единицу массы перевозимого груза.
2.3 Классификация вертолётов
Вертолёты обычно разделяют по аэродинамической схеме по грузоподъёмности по назначению.
По аэродинамической схеме:
одновинтовые с рулевым винтом. Для компенсации реактивного момента используется рулевой винт создающий тягу в направлении вращения НВ. Традиционно эту схему называют «классической схемой». По этой схеме построено большинство существующих вертолётов;
одновинтовые со струйной системой управления. Для компенсации реактивного момента используется система управления погранслоем на хвостовой балке и реактивное сопло на конце. На Западе известна как NOTAR англ. No Ta MD 900 Explorer.
одновинтовые с реактивным принципом вращения лопастей. Также именуются реактивными вертолётами. Двигатели расположены на лопастях и на вал несущего винта не передается сильных моментов как в случае расположения двигателей в фюзеляже. Такая схема исключает наличие реактивного момента от несущего винта. Существуют различные варианты этой схемы: с установкой прямоточных воздушно-реактивных двигателей на законцовках лопастей (собственно реактивный вертолёт) либо с соплами на законцовках лопастей и подачей горячего выхлопа на них от расположенного в фюзеляже газотурбинного двигателя («привод горячего цикла») либо компрессорный привод «холодного цикла»: газотурбинный двигатель в корпусе вертолёта приводит компрессор а сжатый воздух от него подводится через трубопроводы к соплам на законцовках лопастей. Было построено несколько экспериментальных машин с реактивным приводом. Пример: вертолёт ОКБ Миля В-7 Hiller YH-32 Hornet.
двухвинтовые продольной схемы. Компенсация реактивного момента происходит за счёт наличия двух одинаковых винтов вращающихся в противоположные стороны и расположенных в передней и задней частях фюзеляжа. Данную схему называют также «летающий вагон». Пример: CH-47 Chinook Як-24.
двухвинтовые поперечной схемы. Аналогична предыдущей но винты расположены на фермах либо крыльях по бокам фюзеляжа. Пример: Ми-12 (самый крупный из когда-либо летавших вертолётов).
двухвинтовые соосной схемы. Компенсация реактивного момента происходит за счёт наличия двух одинаковых винтов вращающихся в противоположные стороны и расположенных на одной оси. Пример: Ка-15 Ка-32 Ка-226.
двухвинтовые с перекрещивающимися плоскостями роторов. Также именуются синхроптерами. Оси вращающихся в противоположные стороны роторов наклонены по отношению друг к другу плоскости вращения роторов пересекаются для исключения столкновения лопастей вращение их синхронизировано. Пример: Kaman HH-43 Huskie.
многовинтовые (вертолётные платформы). Компенсация происходит за счёт наличия равного количества противоположно вращающихся винтов.
винтокрылы. Эта схема отличается от вышеперечисленных тем что для создания пропульсивной тяги используется тянущийтолкающий винт или реактивный двигатель. Тут название «винтокрыл» означает что при горизонтальном полёте винт используется как крыло (не создаёт пропульсивную силу).
конвертопланы. Эта схема переходного летательного аппарата который взлетает как вертолёт с помощью винта а в горизонтальном полете летит как самолёт используя винты как пропеллеры. Конвертопланы разделяются на аппараты:
с поворотной винтомоторной группой (тилтротор) – крыло неподвижно поворачивается двигатель (если он расположен на крыле) с винтом;
тилтвинг — поворачивается крыло вместе с расположенной на нём винтомоторной группой;
По грузоподъемности различают вертолеты
лёгкие – регламентируются авиационными правилами;
средние – регламентируются авиационными правилами;
многоцелевые – вертолёты сконструированные для выполнения разнообразных функций (как военных так и гражданских) в зависимости от дополнительного оснащения и конструктивных доработок. Большинство вертолётов на данный момент попадают под эту категорию. Это делается из экономических соображений;
пассажирскиеадминистративные – предназначены для перевозки пассажиров на небольшие расстояния (например аэротакси);
транспортные – предназначены для перевозки различных грузов в грузовой кабине и на внешней подвеске;
вертолёты– предназначены для монтирования конструкций в недоступных горных районах и высотных зданиях;
разведывательные – предназначены для проведения различного рода разведывательных операций как правило являются барражирующими;
боевые – предназначенные для проведения военных операций имеют свою классификацию.
3 Анализ состояния мирового рынка вертолётов
Производственный процесс в отдельных отраслях народного хозяйства просто невозможно представить без использования вертолетной техники. Вертолетная техника на сегодняшний день эксплуатируется более чем в 190 странах мира. Как известно она используется как в гражданских так и в военных целях. Гражданские эксплуатанты применяют вертолёты для транспортировки грузов перевозки пассажиров медицинских нужд поисково-спасательных операций обеспечения правопорядка к примеру посредством патрулирования трассировки леса при прокладывании ЛЭП в сельском хозяйстве для пожаротушения строительства обслуживания тепло - энергетического комплекса и т. д. Техника принадлежащая военным ведомствам используется для выполнения боевых задач таких как уничтожение единиц техники или живой силы противника транспортировка десантных войск для разведывательных операций.
Стоит отметить что большое значение имеет характер перевозимых грузов и статус пассажиров. Надо понимать что гражданский вертолёт при покупке может легко стать военным при эксплуатации. Так например многие вертолеты типа Ми-817 приобретенные на вторичном рынке странами Африки Ближнего Востока Юго-Восточной Азии были позднее оснащены военной техникой и используются в настоящее время Вооруженными силами этих стран.
На 2012 г. в мире насчитывалось примерно 50000 вертолетов [16]. Рынок винтокрылых летательных аппаратов начал формироваться в 50-е годы ХХ века. Причем первоначально как преимущественно рынок военных машин. Однако уже к концу 50-х началу 60-х годов стал формироваться и рынок гражданских вертолетов различных классов. К настоящему времени доля вертолетов на мировом рынке составляет более 18% от числа всех летательных аппаратов. Просматривается тенденция постепенного увеличения этой доли в связи с ростом закупок вертолетов в развивающихся странах Азии Африки и Латинской Америки где потребности силовых структур и бизнеса активно стимулируют рост вертолетного парка.
Современная экономика вертолётной индустрии основана на производстве и потреблении формирующих предложение и спрос который в свою очередь обеспечивают заказчики-эксплуатанты. Мировой рынок вертолетов - это прежде всего два больших направления: военные и гражданские вертолеты. В каждом из этих сегментов сформировались три основных класса машин: легкие - взлётной массой до 5 тонн средние – 5 15 тонн и тяжелые - свыше 15 тонн вертолеты. Однако часто для характеристики мирового парка аналитиками используется более детальная разбивка по классам учитывающая в том числе и переходные модели. Например следующая классификация: легкие однодвигательные взлётной массой до 2 тонн; легкие двухдвигательные взлётной массой до 35 тонн; промежуточного класса взлётной массой до 5-6 тонн; средние взлётной массой до 10 тонн; тяжелые взлётной массой более 10 тонн; сверхтяжелые взлётной массой более 20 тонн.
Анализ рынка эксплуатируемой вертолётной техники и индустрии в целом проводится по следующим регионам мира: Россия страны бывшего СССР Центральная и Восточная Европа Южная и Юго-Восточная Азия Ближний Восток Африка Латинская Америка Западная Европа Северная Америка Австралия и Океания. Россия занимает пятое место в мире по количеству эксплуатируемых вертолётов.
В период 2004-2008 г. в мире наблюдался бурный рост производства и продаж вертолётной техники. Все мировые аналитические компании прогнозировали высокий спрос на вертолёты и в последующий десятилетний период. За те же 5 лет на мировом рынке вертолетов было реализовано около 7900 вертолетов на сумму 37-38 млрд долл. США. В среднем в год в этот период поставлялся 1571 вертолет на сумму 746 млрд долл. США.
По количеству поставленных вертолетов лидером являлись вертолеты с поршневыми двигателями 446% всех поставок. Рынок машин этого класса в последние годы бурно развивался и фактически половина современного мирового парка этих вертолётов была сформирована за последние 5 лет.
В период с 2004 по 2013 гг. компания «Forecast International» специализирующаяся на маркетинговых исследованиях оценивала ёмкость рынка военных вертолётов в объёме 84 млрд долларов прогнозируя выпуск 5448 и модернизацию 1668 машин. Особых изменений гражданского сегмента вертолётного рынка специалистами не прогнозировалось. Компания «Rolls-Royce» предполагала что до 2016 г. ожидается постройка в общей сложности 6095 гражданских вертолетов а ежегодный выпуск машин увеличится с 555 до 689 единиц. Стоимость их планеров оценивалась в 24 млрд а двигателей - в 36 млрд
Кризис конца 2008 г. внёс определённые коррективы в прогнозы и реальное производство вертолётной техники. Однако следует отметить что маркетологи компаний «Forecast» и «Rolls-Royce» оценивая влияние кризиса на рынок вертолетов практически не поменяли его общую емкость на 10-летний период констатируя лишь факт смещения спроса с периода 2009-2013 гг. на период 2014-2016 гг. По прогнозам с 2009 по 2020 гг. в мире может быть поставлено 29873 вертолета на общую сумму 1937 млрд долл. США. При этом будет поставлено около 18953 вертолета с ГТД на сумму около 1883 млрд долл. США.
По прогнозам компании «Frost and Sullivan» в целом в предстоящий период 2015-2020 гг. будет наблюдаться рост спроса на вертолётную технику а общий размер рынка военного и гражданского в этот период достигнет 24000 платформ. В качестве ключевых факторов роста промышленности по производству вертолётной техники эксперты компании «Frost and Sullivan» называют во-первых приближающийся цикл обновления в мировом вертолётостроении как в военном так и в гражданском. Отмечается растущий объём свободных капиталов на «зарождающихся» рынках а также влияние структурного роста глобальной экономики. При этом однако основным «локомотивом» развития вертолётостроения называют создание вертолётов военного назначения. В течение текущего десятилетия удельный вес военных вертолётов в общем объёме глобального спроса на вертолётную технику составит 60% в стоимостном выражении генерируя доход в 200 млрд долл. Такой спрос на военные вертолеты объясняется не только стремлением получить новые современные вертолёты но главным образом необходимостью замены или усовершенствования большого глобального флота устаревших вертолётов различных типов и размеров причем как на рынках западных стран так и на «зарождающихся» рынках.
«Вертолётный сегмент» один из наиболее быстрорастущих секторов глобального военного аэрокосмического рынка. Программы по совершенствованию и строительству новых вертолётов развиваются с недостижимыми ранее темпами. В целом вертолётостроительные компании с энтузиазмом смотрят в будущее однако кризис 2008 г. продемонстрировал зависимость военной экономики в вертолетостроении от состояния гражданского финансового сектора.
В ближайшем будущем ожидается динамичное развитие рынка гражданских вертолетов в КНР. В конце 2008 г. в стране было всего 108 таких вертолетов в Канаде имеющей такую же площадь территории на 1 млн жителей приходится 60 гражданских вертолетов. Поэтому в течение ближайшего десятилетия речь может идти об увеличении китайского парка до нескольких тысяч вертолетов.
Вторым многообещающим регионом считается Россия где в настоящее время на 1 млн жителей приходится 14 гражданских вертолетов в США 40. В 5 субьектах федерации отсутствует железнодорожное сообщение а в 14 единственным видом транспорта является авиация. По данным ГосНИИ ГА и ЦАГИ расстояния между действующими аэропортами в европейской части крайнего севера Сибири и дальнего востока составляют в среднем 1200-1400 км. Много регионов с неразвитой аэродромной сетью.
Растущий спрос на гражданские вертолеты происходит благодаря общественному признанию во многих регионах действия вертолетов. В дополнение ко всему вертолетная промышленность активно показывает общественности все преимущества использования вертолетов таким образом завоевывая общественную лояльность и уважение к винтокрылой авиации.
Одним из наиболее отмечаемых аспектов увеличения уровня гражданских заказов является широкое разнообразие географии спроса. Северная Америка продолжает оставаться самым обширным единым региональным рынком гражданской вертолетной техники но на долю заказчиков за пределами Северной Америки уже приходится больше половины новых продаж [9].
Почти во всех регионах мира в частности в Европе и Азии большой спрос на гражданские вертолеты. Тем не менее правительственные ограничения по использованию вертолетов препятствуют продажам в Европе особенно моделей с одним двигателем. Использование однодвигательных вертолетов в Европе является предметом различных ограничений включая распоряжения требующие использования только вертолетов с 2 двигателями при полете над густонаселенными территориями.
В 2007 г. обозначился рост рынка вертолетов с поршневым двигателем. После роста до взрывной отметки между 2002 и 2005 гг. производство в конце концов упало в 2006 г. Тем не менее этот спад не обозначил начало долгосрочной тенденции т.к. рост выпуска вертолетов уже возобновился в 2007 г. «Robinson» лидирующий производитель на данном рынке ушел вперед выпуская рекордное количество вертолетов 823 единицы в год.
На развитие рынка военных вертолетов будут оказывать влияние различные факторы: эксплуатация в неблагоприятных условиях - пустыни соленая морская вода жара высокогорье и др.; необходимость внедрения новых технологий обеспечивающих малую акустическую и тепловую заметность «цифровой» кабины экипажа систем диагностики с элементами искусственного интеллекта; появление беспилотных летательных аппаратов БПЛА вертолетного типа и т. д. Предусматривается дальнейшее расширение использования военных вертолетов в миротворческих операциях и при выполнении гуманитарных миссий в зонах природных катастроф - ураганы цунами наводнения землетрясения.
В соответствии с прогнозом рынок средних и тяжелых вертолетов окажется самым большим в стоимостном выражении. Рост спроса на вертолетные услуги – вертолетные перевозки и специальные работы сопровождается постоянным повышением требований к летно-техническим характеристикам и потребительским свойствам вертолетной техники что приводит к увеличению стоимости разработки и производства новых типов вертолетов и соответственно повышает риски производителей в условиях жесткой конкуренции на вертолетном рынке.
4 Перспективы развития и применения тяжелых вертолетов
Тяжелые вертолеты нашли практическое применение во многих отраслях народного хозяйства. Многолетний опыт применения тяжелых вертолетов при монтажных и ремонтных работах подтвердил их высокую эффективность позволив значительно сократить сроки монтажа конструкции и досрочно ввести объекты в эксплуатацию. В России в структуре вертолетных работ на сегодняшний день по-прежнему преобладают работы выполняемые в интересах нефтегазового комплекса где востребованы в основном тяжелые вертолеты [6]. Возможность транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов в стесненных условиях и труднодоступных местах тяжелыми вертолетами также остается востребованным и в военной сфере.
Прогноз компании «Rolls-Royce» охватывающий продолжительный период с 2007 по 2016 год подчеркивает выход на ведущие позиции однодвигательных и легких двухдвигательных газотурбинных вертолетов которые займут соответственно 41% и 40% рынка. Также отмечаются тенденции к усилению спроса на тяжелые вертолеты с двумя силовыми установками и сдвиг интереса корпоративных заказчиков в сторону двухдвигательных машин большего размера. По нижеприведённой диаграмме компании «Honeywell» видно что с 2003 года наблюдается преимущественный рост объёма поставок тяжелых гражданских газотурбинных вертолетов (рисунок 1.1) [16].
Рисунок 1.1 - Объем поставок гражданских газотурбинных вертолетов
5 Вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом. Обоснование выбора данной схемы
В данной схеме винт небольшого диаметра располагается на хвостовой балке вертолёта на некотором расстоянии от оси несущего винта. Создавая тягу в плоскости перпендикулярной вертикальной оси вертолёта рулевой винт компенсирует реактивный момент. Изменяя тягу рулевого винта можно управлять поворотом вертолёта относительно вертикальной оси т.е. управлять вертолетом по курсу. Большинство современных вертолетов выполнено по одновинтовой схеме.
Недостатками данной схемы являются:
рулевой винт отбирает часть мощности двигателя (до 10%);
воздушный поток от несущего винта ухудшает характеристики рулевого винта;
рулевой винт так же как и несущий может попадать в опасный режим вихревого кольца что ограничивает возможности маневрирования;
узкий диапазон возможных центровок.
Неоспоримым преимуществом данной схемы является:
простота конструкции и системы управления что приводит к уменьшению затрат на производство ремонт и обслуживание;
очевидное и несомненное достоинство одновинтового вертолета в отличие от многовинтовых – исключение вредного взаимного влияния несущих винтов. Применением одиночного винта исключается необходимость какой либо координации его функционирования с другим несущим винтом что в целом значительно упрощает и удешевляет конструкцию вертолета.
Те или иные достоинства других схем вертолета носят более локальный характер а в ряде случаев компенсируются этим уникальным преимуществом одиночного винта. Все эти качества позволили КБ Миля создать самый грузоподъемный в мире серийно выпускаемый транспортный вертолёт Ми – 26.
Рассмотрены особенности преимущества и недостатки вертолетов и перспективы развития тяжелых вертолетов одновинтовой схемы. Проанализировано состояние мирового рынка вертолетов и перспективы развития тяжелых вертолетов одновинтовой схемы.
Проектировочный расчет тяжелого вертолета
1 Разработка тактико-технических требований
Проектируемый объект – тяжелый вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 22000 кг. Подбираются 2 прототипа таким образом чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах (085 115)m0. Выбраны прототипы: транспортный вертолет Sikorsky CH -53D [14] и вертолет-кран Sikorsky CH-54B [8]. В таблице 2.1 приведены их основные тактико-технические характеристики необходимые для расчета.
Таблица 2.1 - Тактико-технические характеристики прототипов
Диаметр несущего винта м
Максимальная взлетная масса кг
Статический потолок м
Динамический потолок м
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
× ГТД Pratt & Whitney T73-700
Мощность двигателей кВт
На рисунках 2.1 2.2 изображен общий вид прототипов.
Рисунок 2.1 – Схема вертолета CH-53D
Рисунок 2.2 – Схема вертолета CH-54B
Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяются средние значения исходных данных для проектирования вертолета которые заносятся в таблицу 2.2.
Таблица 2.2 – Исходные данные для проектирования вертолета
Количество лопастей несущего винта
Количество лопастей рулевого винта
2 Расчет параметров вертолета
2.1 Расчет массы полезного груза
Формула (2.1) для определения массы полезной нагрузки [2]:
где mмг – масса полезной нагрузки кг; mэк – масса экипажа кг; – относительный километровый расход топлива для тяжелого вертолета ; – относительный часовой расход топлива для тяжелого вертолета ; L – дальность полета км; m0 – максимальная взлетная масса вертолета кг [3].
Масса полезной нагрузки:
2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета
Радиус R м несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2):
где g - ускорение свободного падения равное 981 мс2; p - удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом = 314.
где Dср – среднее значение диаметра несущего винта вычисленное по диаметрам несущих винтов двух вертолётов – прототипов м
Мерой оценки влияния сжимаемости на характеристики несущего винта служит число М90 на конце наступающей лопасти на азимуте = 90о. Рекомендуемое предельное значение М90 = 09.
Величина окружной скорости R концов лопастей при известных Vmax и М90 определяется из диаграммы зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М90 и изображенной на рисунке 2.3:
Рисунок 2.3 – Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М90 и
При Vmax = 274 кмч R = 225 мс.
Угловая скорость и частота вращения несущего винта определяются по формулам (2.3) и (2.4):
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.5):
где Sэ – площадь эквивалентной вредной пластинки м2 равная:
– для вертолётов с неубирающимися шасси (2.6):
Подставляя полученные значения в (2.5) тогда :
Рассчитывается значение экономической скорости у земли:
где I = 109 110 - коэффициент индукции.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке:
где – относительная плотность воздуха на динамическом потолке вычисляется по формуле (2.9):
где и ρ0 соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401-81.
Далее рассчитываются относительные значения максимальной скорости у земли и экономической скорости на динамическом потолке по формулам:
2.4 Вычисление коэффициента заполнения несущего винта
Коэффициент заполнения несущего винта выбирается из условия недопущения срыва потока с лопастей несущего винта при полёте на Vmax у земли и на динамическом потолке.
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
где и – допускаемые отношения коэффициента тяги к коэффициенту заполнения несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке при :
Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.16) и (2.17) соответственно:
Для дальнейшего расчёта принимается минимально допустимый коэффициент заполнения несущего винта который определяется наибольшими значениями Vmax и Hдин (2.18):
Следовательно принимается .
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будут равны (2.19) и (2.20) соответственно:
где - число лопастей несущего винта.
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке
Удельная мощность потребная для привода несущего винта на режиме висения на статическом потолке рассчитывается как (2.21):
где NHст - потребная мощность необходимая для висения на статическом потолке Вт; - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения для одновинтового вертолёта можно принять Т = 104; 0 – относительный КПД несущего винта на режиме висения для современных вертолётов находится в диапазоне 0 = 07 075 (для одновинтовой схемы); Нст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка (2.22):
где и соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401 - 81.
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в
горизонтальном полете на максимальной скорости рассчитывается по формуле (2.23):
где - коэффициент индукции определяемый в зависимости от скорости полёта при Vmax ≤ 275 кмч (2.24):
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна (2.25):
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле (2.26):
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке
Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (2.27)
где - удельная дроссельная характеристика:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения зависящий от взлетной массы вертолета. Так как масса проектируемого вертолета составляет 22 тонны то
3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости производится по формуле (2.28)
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета; - дроссельные характеристики двигателей зависящие от скорости полета :
3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (2.29):
где - степень дросселирования на номинальном режиме = 09; - степень дросселирования двигателей зависящая от высоты динамического потолка Ндин рассчитываемая по формуле:
– степень дросселирования двигателей зависящая от скорости полёта рассчитываемая по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на экономической скорости полёта равный
3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя
Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя вертолета определяется по формуле (2.30)
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета; - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы; n = 2 - количество двигателей вертолета; - степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью рассчитываемая как
3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальное значение удельной приведенной мощности (потребной энерговооруженности) из условия (2.31):
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна (2.32):
где - взлетная масса вертолета; g = 981 м2с - ускорение свободного падения;
3.6 Выбор двигателей
На вертолете планируется использовать два турбовальных двигателя Д - 25В общей мощностью 2×4101 кВт [8]. Условие выполняется.
4 Определение массы узлов агрегатов и топлива вертолета
4.1 Расчет массы лопастей несущего винта
Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (2.33):
где - относительная суммарная масса лопастей определяется (2.34):
где Кл – коэффициент характеризующий некоторые конструктивные особенности несущего винта: для средних и тяжёлых вертолётов со стеклопластиковыми лопастями Кл = 115 136 кгм27; – коэффициент относительной массы лопастей несущего винта (2.35):
4.2 Расчет массы втулки несущего винта
Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (2.36):
где - относительная масса втулки несущего винта равная (2.37):
где – коэффициент относительной массы втулки несущего винта 2.38):
– коэффициент втулки для тяжелых вертолетов = 00527 кгкН135;
– коэффициент учитывающий влияния числа лопастей на массу втулки:
4.3 Расчет массы системы бустерного управления
В систему бустерного управления входят автомат перекоса гидроусилители гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (2.39):
где – коэффициент относительной массы системы бустерного управления (2.40):
– коэффициент массы бустерного управления = 132 кгм3.
4.4 Расчет массы системы ручного управления
Расчет массы системы ручного управления выполняется по формуле (2.41):
где - весовой коэффициент системы ручного управления принимаемый для транспортных одновинтовых вертолетов равным 18 кгм.
4.5 Расчет массы главного редуктора
Масса главного редуктора рассчитывается по формуле (2.42):
где – коэффициент относительной массы главного редуктора (2.43):
Кгл.р – коэффициент массы главного редуктора для средних и тяжёлых вертолётов Кгл.р = 00748 кг(Нм); - коэффициент использования мощности двигательной установки значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как то .
4.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта
Из условия балансировки вертолёта тяга рулевого винта (2.44):
где – крутящий момент на валу несущего винта; – расстояние между осями несущего и рулевого винтов. Расстояние между осями НВ и РВ равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:
где - зазор принимаемый равным 015 025 м; - радиус рулевого винта. Так как то
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта равен реактивному моменту действующему на корпус вертолёта (2.46):
Масса промежуточного редуктора рассчитывается как:
где – коэффициент относительной массы промежуточного редуктора (2.48):
– коэффициент массы промежуточного редуктора
Масса хвостового редуктора вращающего рулевой винт (2.49):
где – коэффициент относительной массы хвостового редуктора (2.50):
Кх.р – коэффициент массы хвостового редуктора для средних и тяжёлых вертолётов Кх.р = 0105 кг(Нм)08.
Масса mв трансмиссионного вала (2.51):
где aт.в – коэффициент относительной массы трансмиссионного вала (2.52):
Кт.в – коэффициент массы трансмиссионного вала для средних и тяжёлых вертолётов Кт.в = 00318 кг13с4м73; – угловая скорость трансмиссионного вала тв = 314 1с.
4.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта
Масса рулевого винта складывается из массы его лопастей и втулки (2.53):
где - суммарная масса лопастей рулевого винта (2.54):
где рв – коэффициент заполнения рулевого винта .
Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (2.55) и (2.56) соответственно:
где - число лопастей несущего винта
λрв – относительное удлинение лопасти рулевого винта вычисляется как
Масса втулки рулевого винта (2.57):
где - весовой коэффициент зависящий от числа лопастей при ≤ 4 ; рвRрв – окружная скорость рулевого винта мс можно принять рвRрв R; - относительная масса лопасти рулевого винта вычисляется как (2.58):
4.8 Расчет массы топлива
При расчёте массы топлива mт для полёта на заданную дальность Lmax предполагается что полёт совершается на высоте Н = 500 м с крейсерской скоростью Vкр при R = const (2.59):
где - относительная масса топлива второго приближения вычисляется как (2.60):
где Кт – коэффициент учитывающий 5% - ный навигационный запас топлива расход топлива на переходных режимах а также запас топлива на возможные неточности расчёта и т.д. Кт 119; Vкр – крейсерская скорость полёта вертолёта Vкр 086Vma Nкр – степень дросселирования на крейсерском режиме Nкр = 076 081; Ce – удельный расход топлива при работе двигателей на крейсерском режиме (2.61):
где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета который определяется по формуле (2.62):
- удельный расход топлива на взлетном режиме ; - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета ;
4.9 Расчет массы двигательной установки вертолета
Масса двигательной установки с системами и вспомогательной силовой установкой рассчитывается по формуле (2.63):
где γдв – удельная масса двигателя для современных вертолётных двигателей большой мощности (свыше 2000 кВт) – γдв 008 012 кгкВт; Кс – коэффициент учитывающий увеличение массы двигательной установки за счёт систем: охлаждения противопожарной запуска узлов крепления двигателей масляных систем двигателей и главного редуктора масла Кс 004 005 кгкВт; Ктс – коэффициент характеризующий увеличение массы двигательной установки за счёт топливной системы Ктс = 007 009; - относительная масса вспомогательной силовой установки (ВСУ) = 0005 0008 (отсюда масса ВСУ ).
Исходя из формулы (2.63) масса одного двигателя будет соответственно (2.64):
Масса топливной системы (2.65):
4.10 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (2.67):
где Кф – коэффициент относительной массы фюзеляжа Кф 17 кг075м176; - площадь омываемой поверхности фюзеляжа которая определяется по формуле (2.68):
Масса горизонтального оперения определяется по формуле (2.69):
где Sго – площадь горизонтального оперения (стабилизатора) в проектных расчётах можно приближённо принять:
Кго – удельная масса горизонтального оперения для тяжелых вертолетов Кго = 24 56 кгм2.
Масса шасси вертолета равна (2.70):
где - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено неубираемое шасси то
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (2.71):
где Кпров – коэффициент учитывающий массу единицы длины электропроводки кгм; Lнв – расстояние между НВ и РВ м; Кэо – коэффициент массы электрооборудования определяемого функционированием противообледенительной системы кгм2; FΣл – общая площадь лопастей пропорционально связанная с площадью их обогреваемой поверхности которая определяется по формуле (2.72):
Массы прочего оборудования вычисляется по формуле (2.73):
6 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов (2.74):
Взлетная масса вертолета второго приближения (2.75):
Определяется относительное отклонение масс первого и второго приближения (2.76):
Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию . Это значит что расчет параметров вертолета выполнен верно.
7 Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом двумя ГТД и трехопорным неубирающимся шасси.
Фюзеляж вертолета цельнометаллический типа полумонокок. Отдельные секции кабины экипажа изготовлены из композиционных материалов на основе стекло-эпоксидного пластика. Кабина экипажа трехместная с расположенными рядом сиденьями летчиков и оператора. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В грузовой кабине размерами 95х25х198м пол рассчитан на нагрузку 1480 кгм2. В кабине размещается 38 пассажиров в санитарном варианте - 24 раненых на носилках и 4 санитара. Вделанные в пол крепежные кольца рассчитаны на усилия 2270 4535 и 3070 кг. Погрузочная рампа с гидравлическим приводом рассчитана на нагрузку 1360 кг. В кабине имеются две электрические грузовые лебедки с дистанционным управлением грузоподъемностью по 900 кг и буксировочная – грузоподъемностью 3175 кг с системой управления скоростью подъема груза.
Шасси трехопорное неубирающееся со сдвоенными колесами на носовой опоре. Колея шасси 5444 м база шасси 8 м.
Несущий винт шестилопастной с шарнирным креплением лопастей имеет совмещенные вертикальные и горизонтальные шарниры. Лонжерон лопасти овального сечения и ступица втулки выполнены из титанового сплава сотовый заполнитель лопасти изготовлен из стекловолокна а обшивка - из композиционных материалов на основе эпоксидного стеклопластика. Лопасти прямоугольной формы в плане. Ось несущего винта отклонена от вертикальной оси вертолета вперед и вбок на 3°. Хорда лопасти 074 м окружная скорость концов лопастей 225 мс.
Рулевой винт четырехлопастной диаметром 456 м с шарнирным креплением лопастей. В конструкции рулевого винта использованы титановые сплавы.
Силовая установка – 2 турбовальных двигателя Д-25В общей мощностью 8202 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в мотогондолах. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24°.
Трансмиссия состоит из главного редуктора промежуточного и хвостового редукторов хвостового вала муфты свободного хода тормоза несущего винта вала и редуктора вспомогательной силовой установки. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.
Топливная система включает два протектированных бака общей емкостью 3256×07=46515 л расположенные в боковых обтекателях и две помпы находящиеся непосредственно у двигателей.
Электросистема состоит из двух изолированных цепей одна из которых питается от генератора переменного тока создающего напряжение 115-120В а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.
Система управления бустерная дублированная с гидроусилителями включает систему автоматической стабилизации с цифровым вычислительным устройством. Пилотажный комплекс вертолёта ПКВ-26-1 состоит из четырёхканального автопилота ВУАП-1 системы управления и гашения колебаний груза на внешней подвеске. Вертолёт оборудован метеолокатором средствами связи а также телевизионной аппаратурой для визуального наблюдения за состоянием груза.
Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров ПОС защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Радиоэлектронное и навигационное оборудование вертолёта позволяет выполнять разнообразные задачи в сложных метеорологических условиях в любое время суток. Входящий в его состав навигационный комплекс включает в себя комбинированную курсовую систему «Гребень-2» пилотажный командный прибор ПКП-77М радиоэлектронную систему ближней навигации «Веер-М» радиовысотомер автоматические радиокомпасы и доплеровский измеритель скорости и угла сноса.
Вертолёт может быть использован для задач как военного так и гражданского характера а также для проведения поисково-спасательных операций в том числе для эвакуации грузов или транспортных средств массой до 10 т.
Выполнен проектный расчет тяжелого вертолета одновинтовой схемы на базе прототипа вертолета CH-53 с максимальной взлетной массой 22754 кг и чертеж общего вида вертолета на А1.
Расчеты выполнены по выбранным оптимальным данным прототипов. Определена необходимая мощность исходя из рассчитанных летно-технических характеристик вертолета и выбрана силовая установка – два турбовальных двигателя Д-25В мощностью 2×4101 кВт. Рассчитана масса отдельных узлов агрегатов и необходимая масса топлива вертолета. Проведено сравнение взлетных масс вертолета первого и второго приближений по отклонению которых определено правильность выполненных расчетов.
Технологическая оснастка для сборки секции фюзеляжа вертолета
1Описание объекта сборки
Шпангоут – основной поперечный элемент силового набора ЛА. обеспечивает форму и жёсткость сечения и передаёт местные сосредоточенные нагрузки на оболочку или др. силовые элементы. Обычно устанавливается перпендикулярно к оси агрегата ЛА или под углом действия сосредоточенной нагрузки имеет как правило форму соответствующую форме оболочки. Шпангоут является внутренним элементом и соединяется с обшивкой.
Различают шпангоуты типовые (обеспечивают жёсткость контура) и силовые (служат для передачи сосредоточенных нагрузок). Типовые шпангоуты подразделяются на подкрепляющие (обшивка крепится только к стрингеру) и распределяющие (обшивка крепится к шпангоуту и стрингеру). Силовые шпангоуты бывают стеночные рамные в виде подковообразных балок и т. д.; размещаются по краям вырезов в обшивке (под двери люки и т. д.) в местах крепления крыла шасси силовой установки оперения по торцам грузоотсеков и т. п. Сдвоенные шпангоуты используемые по разъёмам агрегатов называются стыковыми. Шпангоуты устанавливаемые на части длины контура обшивки называются полушпангоутами.
Шаг шпангоутов выбирается на основе расчёта общей жёсткости обшивки. В местах стыковки основных агрегатов силовой установки крыла шасси и оперения шаг шпангоутов может нарушаться (в этом случае он определяется расстояниями между узлами крепления стыкуемых агрегатов).
При наличии во внутреннем объёме фюзеляжа силовой установки грузовой или пассажирской кабины высота шпангоута ограничена их размерами и его выполняют в виде кольца или подковы работающих как правило на изгиб. В гермокабинах высокоресурсных ЛА шпангоут обеспечивает сохранение формы оболочки и воспринимает часть растягивающей нагрузки от внутреннего избыточного давления [10].
Шпангоуты весьма разнообразны по конструктивному оформлению и применяемым материалам. Но к ним предъявляются требования высокой прочности жесткости и точности. Шпангоуты должны плотно прилегать к соответствующим деталям оболочки и в сочетании с последними воспроизводить заданную аэродинамическую форму летательного аппарата и обеспечивать правильное взаимное пространственное расположение его частей. Поэтому они выполняются с высокой степенью точности в увязке с поверхностями образующими внешние обводы летательного аппарата.
Шпангоут состоит из уголковых профилей стенок диафрагм окантовок и накладок. Все детали шпангоута изготовлены из алюминиевого сплава Д16АТ и соединены между собой заклепками. Шпангоут № 1 является деталью каркаса вертолета расположен в носовой части фюзеляжа. Стыкуются с двумя продольными балками с помощью заклепок. Собираемый элемент каркаса представляет собой плоский узел для сборки.
2 Технологичность процесса и установка для сборки секции фюзеляжа вертолета.
Начиная с проектирования необходимо обеспечить технологичность конструкции однако и в процессе сборки можно добиться повышения производительности.
По ГОСТ технологичность конструкции изделия – это совокупность ее свойств проявляемых в возможности оптимальных (наивыгоднейших технико-экономических) затрат труда средств материалов и времени при технической подготовке производства изготовлении эксплуатации и ремонте.
Основными критериями технологичности конструкции изделия являются:
Рациональный выбор кинематических цепей и конструкций присоединительных связей деталей и узлов.
Выбор принципиальной схемы и конструктивных решений обеспечивающих простоту сборки.
Расчленение изделий на отдельные сборочные узлы обеспечивающее удобства сборки и её независимость а также тщательность и быстроту контроля.
Уменьшение количества наименования деталей снижение трудоёмкости и стоимости сборки сокращение её цикла.
Таким образом задачей является сокращение времени циклов и соответствующих расходов а также упрощение сборки секции фюзеляжа за счет ее автоматизации.
Для решения поставленной задачи в качестве сборочного приспособления (СП) целесообразно использование специализированного СП. Сборочные приспособления - устройства обеспечивающие необходимое расположение фиксацию и соединение сборочных единиц и входящих в них деталей с заданной точностью и требующейся жесткостью собираемой конструкции [6]. Специализированное СП – это переналаживаемая координатная система состоящая из каркаса базирующих и крепежных элементов. Базирование деталей узлов панелей можно осуществлять по базирующим элементам СП или по базирующим элементам СП и базовым отверстиям [4].
Каждое специализированное С для сборки в условиях единичного или мелкосерийного производства однотипных узлов (шпангоуты нервюры) панелей или отсеков. При переходе со сборки узла одного типоразмера на узел другого типоразмера СП не демонтируют а производят перестановку-переналадку базирующих и крепежных элементов на каркас. Переналадку СП производят на основании схемы (таблицы координатных точек) установки базирующих и крепежных элементов для узла панели или отсека данного типоразмера.
Поскольку в конструкциях ЛА до 75-90% соединений может быть выполнено заклепками то разработчики должны ставить наравне с прочностными. Конструкции должны позволять расширение если не автоматизации выполнения соединений то хотя бы механизации. Данные таблицы 3.1 убедительно подтверждают такую необходимость [5].
Таблица 3.1 – Относительная трудоемкость и технологическая себестоимость выполнения заклепочного соединения при разной степени механизации и автоматизации
Применяемые средства механизации и автоматизации при клепке
Трудоемкость изготовления шва %
Технологическая себестоимость %
Сверление зенкование отверстий и клепка ручным механизированным инструментом
Сверление зенкование отверстий на радиально сверлильном станке; одиночная клепка на прессе
Образование отверстий и их подготовка с помощью СЗУ; групповая клепка на прессе
Автоматическая клепка; зачистка головок потайных заклепок на автоматах
Клепку можно выполнять разными методами. В авиастроении наиболее распространены методы ударной прессовой и клепки раскатыванием. Прессовая клепка имеет следующие преимущества в сравнении с ударной:
значительно улучшаются психофизиологические условия работы клепальщиков вследствие снижения воздействия шума и вибрации;
повышаются усталостные характеристики соединения вследствие более плотного и равномерного заполнения отверстия осаживаемым стержнем заклепки по толщине пакета;
в ряде случаев можно отказаться от герметизации соединения что обеспечит снижение массы конструкции;
повышается производительность труда в 15 2 раза при сокращении числа рабочих на 50 75% прежде всего за счет групповой клепки заклепок т.е. при одновременной клепке нескольких заклепок.
Зенкование вставка заклепки образование замыкающей головки зачистка закладной потайной головки. Перемещение при этом узлов и панелей на шаг заклепок осуществляется автоматически по программе а также вручную. В таблице 3.2 приведены параметры СКА применяемого в процессе сборки.
Таблица 3.2 – Параметры технологического процесса при выполнении соединений на отечественных сверлильно-клепальных автоматах
Усилие прессования Рпр кН
Перемещение на шаг заклепочного
Сверлильно-клепальный автомат АК-55-24 может оснащаться специализированными поддерживающими выравнивающими устройствами. Кроме того используются подвесные поддерживающие устройства для шпангоутов УППКШ-А и УПП-А в которых изделие подвешивается на стреле а для нервюр плоских панелей и стенок – напольные устройства типа УП-А [4].
2.1 Условия поставки деталей и последовательность сборки
Подготавливают технологическую оснастку. Панели поступают на сборку собранными с продольным набором. Шпангоуты также подаются на сборку собранными отдельно от панелей. Технологический процесс сборки шпангоута № 1 приведен в приложении А. Измененный технологический процесс сборки шпангоута № 1 в приложении Б в котором процессы сверления зенкования и клепки выполняют на сверлильно-клепальном автомате АК-55-24 взамен ручной пневмодрели СМ 11-6-3600 и пресса КП-204М.
Сборку отсека выполняют в следующем порядке. Сначала оправку пропускают через шпангоуты (рисунок 3.1) [1]. Шпангоуты установлены в кассете. Во время пропускания шпангоуты перемещают на оправке при помощи средств для перемещения установленных в кассете.
Рисунок 3.1 – Общий вид установки
Одну оправку пропускают через шпангоуты установленные в кассете и во время пропускания шпангоуты перемещают на оправке. Затем остается неподвижной и оправку пропускают в шпангоуты. Следовательно кассету можно загружать на удалении от сборочной линии затем эту кассету транспортируют до места сборки. Т.е. заправка кассеты не нарушает процесс сборки и может выполняться параллельно. Кассета поддерживает шпангоуты на большей части их окружности которая как правило является замкнутой. Перемещение осуществляют так что промежуток между шпангоутами на оправке равен промежутку между ними в вертолете. Это еще больше упрощает сборку и способствуют ее автоматизации.
Чтобы улучшить устойчивость скрепляют друг с другом жестко соединяя их во вращении.
В качестве базы определяют прямоугольную систему координат X Y и Z в которой направление X обозначает направление фюзеляжа направление Y –горизонтальное направление и направление Z – вертикальное направление.
Фюзеляж имеет переменное сечение в плоскости перпендикулярной к продольному направлению X. Он состоит из нескольких секций которые скрепляют встык.
Как показано на рисунке 3.2 установка содержит первую оправку 6 и две направляющих 8 параллельных направлению X и закрепленных на земле. Оправка 6 закреплена на кронштейне 10 при помощи которого она установлена с возможностью перемещения скольжением на направляющих 8 в направлении X.
Оправка содержит боковую сторону в основном цилиндрической формы ось 12 которой параллельна направлению X и сечение перпендикулярное к этой оси имеет в основном круглую форму. Оправка установлена с возможностью вращения вокруг своей продольной оси которая соответствует оси 12 цилиндра.
Оправка 6 содержит плоскую фронтальную сторону 32 перпендикулярную к оси 12. Фронтальная сторона 32 и боковая сторона 18 сопрягаются через скошенную фаску 34.
Рисунок 3.2 - Первая оправка установки
На своей цилиндрической поверхности оправка содержит отверстия 14 распределенные в несколько линий параллельных оси 12. Каждая из них содержит несколько отверстий. Это число может меняться в зависимости от числа шпангоутов секции то есть от длины собираемой секции. Отверстия линий образуют окружные ряды расположенные в соответствующих последовательных плоскостях перпендикулярных к оси 12. Оправка 6 содержит средства 16 20 крепления (рисунок 3.3) соединенные с оправкой и выполненные с возможностью удержания шпангоутов 52 фюзеляжа на оправке.
Эти средства содержат элементы установленные подвижно на оправке с возможностью перемещения между убранным положением и развернутым положением в котором они больше выступают относительно оправки в направлении радиальном к оси 12 чем в убранном положении.
Эти элементы содержат штифты 16 удлиненной прямолинейной формы ориентированные в радиальном направлении. В убранном положении (см. рисунок 3.3a) штифты находятся внутри оправки не выходя за пределы стороны 18 оправки.
В развернутом положении (см. рисунок 3.3 b 3.3 с) часть штифтов 16 выступает из этой стороны через часть 14 b отверстия. Штифты 16 выполнены с возможностью опоры на заднюю зону шпангоутов 52.
Средства крепления содержат также элементы 20 выполненные с возможностью опоры на переднюю сторону шпангоутов. Эти элементы содержат откидные зажимы 20 в виде крючка наружный свободный конец которого содержит площадку 24. Откидной зажим выполнен с возможностью поворота вокруг оси 18 локально параллельной окружному направлению оправки. Таким образом он находится в плоскости параллельной направлениям Y и Z. Откидной зажим может занимать убранное положение (см. рисунок 3.3 а 3.3 b) в котором он расположен внутри оправки не выступая из стороны 18. В развернутом положении откидной зажим 20 проходит через переднюю часть 14а отверстия выступая из стороны 18 оправки. Таким образом с каждым отверстием 14 оправки связан узел из штифта 16 и откидного зажима 20.
Внутри оправки предусмотрен соответствующий механизм для приведения этих элементов в действие. В частности откидным зажимом можно управлять при помощи поворотной рукоятки 26 и через тягу 29. Ось вращения рукоятки параллельна оси 28. При необходимости возможна автоматизация средств перемещения например индивидуальное дистанционное управление приведением в действие средств перемещения со стороны оператора.
Установка 4 содержит вторую оправку 30 за исключением следующих отличительных признаков.
Рисунок 3.4 - Вторая оправка и кассеты установки
Вторая оправка 30 тоже содержит фронтальную сторону 32 но она расположена с отступом от переднего края боковой стороны 18 образуя полость в передней части оправки. На второй оправке стороны 32 и 18 тоже сопряжены скошенной фаской. При этом первая оправка образует охватываемую часть а вторая оправка 30 образует охватывающую часть выполненную с возможностью захождения в нее охватываемой части первой оправки при этом фронтальные стороны 32 входят друг с другом в поверхностный контакт так же как и две конусные скошенные фаски 34. Таким образом обе оправки можно расположить коаксиально в продолжение друг друга.
Также установка 4 содержит кассету 46 (см. рисунок 3.4) для первой оправки и вторую кассету 46 идентичную первой для второй оправки. Каждая кассета содержит корпус 48 в виде прямоугольного параллелепипеда. Этот корпус является плоским и направлениям Y и Z. Он содержит в центре проем 50. Кассета выполнена с возможностью размещения в ней шпангоутов 52 фюзеляжа. Шпангоуты 52 имеют плоскую и круглую форму. Они заходят в проем будучи расположенными каждый в вертикальной плоскости перпендикулярной к направлению X. Таким образом шпангоуты расположены параллельно друг другу и коаксиально друг с другом входят друг с другом в контакт и следуют один за другим.
Установка также содержит две станины 54 (рисунок 3.5) связанные с соответствующими оправками 6 и 30.
Рисунок 3.5 - Станина установки
Каждая станина 54 содержит корпус 56 имеющий форму аналогичную форме корпуса 48 кассет. По меньшей мере одна из станин содержит приводные средства 58 позволяющие приводить во вращение соответствующую оправку когда она проходит через центральный проем 58 станины. Для этого эти средства содержит зубчатое колесо смежное с проемом зубья которого могут входить в зацепление с зубьями 61 выполненными в данном случае на заднем конце боковой стороны 18 оправки. Достаточно чтобы только одна из станин содержала такие приводные средства при этом другая станина выполняет простую функцию направления во вращении. Вместе с тем такими средствами можно оборудовать обе станины.
Каждая оправка (см. рисунок 3.1) имеет общую длину L меньшую ее 2 – кратного габаритного диаметра D. Эта длина L может быть даже меньше 15 – кратного диаметра и например меньше или равна этому диаметру. Это позволяет избежать слишком большой консольности оправок которая привела бы к прогибу этого инструмента под собственным весом вместе с весом фюзеляжа.
На первом не показанном этапе в каждую из кассет 46 заправляют несколько шпангоутов 52. Можно заправлять на удалении от сборочной линии предварительно переместив оправку чтобы удалить ее от других узлов установки 4. После заправки кассеты ее устанавливают на направляющие 8.
Затем отделенные пространством от этих первых элементов: кассету 46 связанную со второй оправкой 30; станину 54 связанную с этой второй оправкой и вторую оправку с ее кронштейном с правой стороны.
Станина 54 связанная с первой оправкой упирается в направлении X в заднюю сторону кассеты 46 которая служит точкой отсчета положения. Передний конец первой оправки 6 заходит в проем 58 станины но не доходит до проема 50 кассеты.
На этой стадии сборки 46 и станины 54 жестко закреплены на направляющих 8 и остаются неподвижными относительно земли и относительно друг друга. В дальнейшем только оправки 6 и 30 перемещаются на направляющих в направлении X. Первоначально штифты 16 и детали 20.
Точно так же поступают со второй оправкой поэтому обе оправки перемещаются в направлении друг к другу пока не войдут в контакт и не соединятся друг с другом.
Находящиеся в первом окружном ряду в каждой линии располагались радиально в момент когда они окажутся напротив промежутка между первым и вторым шпангоутами 52 кассеты 46 причем эти шпангоуты являются самыми удаленными от кронштейна 10. Это выдвижение можно облегчить за счет выполнения скошенной формы на дальнем конце штифтов 16.
Таким образом выдвижение штифтов 16 позволяет оправке во время ее прохождения увлечь за собой первый шпангоут 52 из ряда. После начала этого захвата откидной зажим 20 тоже переходит в свое развернутое положение. Таким образом шпангоут 52 жестко удерживается в положении на оправке на уровне своей задней стороны штифтом 16 и на уровне своей передней стороны откидным зажимом 20. При необходимости можно предусмотреть специальные средства для блокировки любого вращения шпангоута относительно оправки вокруг оси X.
Когда отверстия 14 второго окружного ряда в линиях оказываются напротив промежутка между двумя шпангоутами находящимися первыми среди остающихся в кассете соответствующие штифты 16 переходят тоже в развернутое положение чтобы точно так же увлечь на оправке самый первый шпангоут 52. После этого соответствующие откидные зажимы 20 переходят в развернутое положение.
Во время этого перемещения шпангоуты находятся напротив соответствующих отверстий 14. Таким образом промежуток между ними становится больше чем промежуток который был между ними в положении хранения в кассете 46. Целесообразно если этот промежуток соответствует промежутку который будет между шпангоутами в конечном положении на вертолете.
В конце этого этапа (см. рисунок 3.6) все шпангоуты 52 оказываются выгруженными из кассет (которые теперь являются пустыми) и распределены на оправках. Оправки соединяют и их стороны 18 образуют сплошную цилиндрическую поверхность.
На следующем этапе показанном на рисунке 3.7 на установку доставляют панель 60 обшивки (с предварительно собранными на ней стрингерами) например сверху и в направлении радиальном к оси 12. Панель обшивки располагают и крепят на шпангоутах 52. Стрингеры проходят в направлении X.
При помощи станин 54 поворачивают обе оправки со шпангоутами и с закрепленной на них панелью 60 обшивки. Это вращение позволяет операторам получить лучший доступ к панели 60 обшивки. Ее соединяют со шпангоутами используя например глухие заклепки которые можно устанавливать только снаружи.
После этого устанавливают вторую панель 60 обшивки так же как и в предыдущем случае. Эта панель обшивки занимает место в секции смещенной в угловом направлении относительно места занимаемого первой панелью обшивки. Таким образом все элементы обшивки располагают в собираемой секции.
Затем под секцией фюзеляжа как показано на рисунке 3.8 между двумя кассетами располагают лоток 64 чтобы он поддерживал изготовленную таким образом секцию.
Затем вернув в убранное положение штифты и откидные зажимы (рисунок 3.9) можно удалить кассеты одну за другой в направлении X и высвободить секцию. После этого секцию на лотке удаляют из установки.
Эти же этапы можно применять для изготовления другой секции фюзеляжа. Особенно эффективно для сборки секций фюзеляжа с большеразмерными панелями обшивки чтобы максимально использовать автоматизацию (поэтому применяют две оправки для поддержания веса инструментария) причем эти панели могут быть выполнены из композитного материала или из металла.
Дано описание объекта сборки. Проведены меры по повышению технологичности процесса сборки отсека фюзеляжа вертолета. Описана последовательность технологического процесса сборки секции фюзеляжа вертолета.
В выпускной квалификационной работе проанализированы перспективы развития и применения тяжелых вертолетов одновинтовой схемы и установлено что спрос на рынок тяжелых вертолетов будет расти.
Проведены расчеты летно-технических и геометрических характеристик тяжелого транспортного одновинтового вертолета c максимальной взлетной массой 22000 кг и выполнен чертеж общего вида вертолета на А1.
Способ и установка для изготовления секции фюзеляжа летательного аппарата: пат. 2525590 Рос. Федерация: МПК B64F500 Галлан Гийом (FR) Делаэй Ромен (FR); заявитель и патентообладатель Эрбюс Операсьон (FR). – № 201115286211; заявл. 10.07.2013; опубл. 20.08.2014 Бюл. № 23. – 13 с. : ил.
Абдуллин Б.Р. Зырянов А.В. Проектирование вертолётов: методическое указание к выполнению курсового проекта по дисциплине «Проектирование вертолётов» Б.Р. Абдуллин А.В. Зырянов. – Уфа: УГАТУ 2015. – 44 с.
Богданов Ю. С. Конструкция вертолетов: учебник для авиационных техникумов Ю. С. Богданов Р. А. Михеев Д. Д. Скулков.– М.: Машиностроение 1990.– 272 с.
Григорьев В.П. Ганиханов Ш.Ф. Приспособления для сборки узлов и агрегатов самолетов и вертолетов. – М.: Машиностроение 1977. - 140с
Колганов И.М. Технологичность авиационных конструкций пути повышения. Часть 1: Учебное пособие. И. М. Колганов П. В. Дубровский А. Н. Архипов – Ульяновск: УлГТУ 2003. – 148 с. ил.
Колганов И.М. Технология сборки самолетов: методические указания по проведению практических занятий. Часть 3 Колганов И.М. Томов П.Б. – Ульяновск: УлГТУ 1999. - 55 с.
Кривцов В.С. Проектирование вертолетов: учебник. В.С. Кривцов Л.И. Лосев Я.С. Карпов. – Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т» 2003. – 344с.

icon шпангоут.cdw

шпангоут.cdw
Б.Ч. детали изготавливать по шаблонам с плаза.
Подсечки гнутых деталей по ОСТ 134102-80.
Размеры отверстий под заклепки по ОСТ 134102-80.
Неуказанные размеры радиусов 25 мм.
Предельные отклонения размеров по ОСТ 100022-80.
Покрытие Б.Ч. деталей: Ан.Окс.НХр.Гр.ФЛ-086 204 ОСТ 190055-85.
Б.Ч. детали из Д16АМ закалить
группа контроля 5 по ОСТ 100021-78.
Линия строительной горизонтали

icon Вертолетснеуб_ ВО.cdw

Вертолетснеуб_ ВО.cdw
Максимальная скорость полета
Практический потолок
Экономическая скорость полета у земли
Крейсерская скорость полета
Экономическая скорость полета на динамическом потолке
Максимальная мощность двигателей

Свободное скачивание на сегодня

Обновление через: 13 часов 13 минут
up Наверх