Разработка и расчет на прочность узлов крепления двигателей

Содержание

Введение

Данный курсовой проект является своеобразным итогом по изучению дисциплины «Конструкция и прочность летательных аппаратов». В нем отражены все знания, которые мы получили, прослушав курс лекций.

Главная цель курсового проекта: систематизация теоретических и практических знаний по данной дисциплине в процессе самостоятельной работы. Курсовой проект является важным этапом в процессе подготовки будущих авиационных специалистов, т.к. содержит ту необходимую информацию, владея которой можно обеспечить безотказность и бесперебойную работу систем и агрегатов летательного аппарата, и как следствие более безопасные и регулярные полеты.

Немаловажным надо назвать и тот факт, что в данном курсовом проекте мы применяем знания, полученные на других дисциплинах, таких как «Детали машин», «Динамика полета», «Материаловедение», «Метрология, стандартизация и сертификация», «Сопротивление материалов», «Инженерная графика». Это позволяет нам попрактиковаться и применить знания, полученные по данным дисциплинам к конкретному воздушному судну.

Ⅰ. требования норм летной годности к узловым соединениям

1.1 Силовая установка

Силовая установка самолета включает в себя каждый компонент, который необходим для создания тяги, или осуществляет управление основными двигательными установками, или обеспечивает безопасность основных двигательных установок в периоды между обычными осмотрами или ремонтами.

Для каждой силовой установки:

Установка должна удовлетворять:

инструкциям документации по установке двигателя, предусматриваемым параграфом 33.5 Части 33 Авиационных Правил; применимым положениям настоящего раздела Е. Компоненты установки должны быть сконструированы, расположены и установлены таким образом, чтобы обеспечивалась их непрерывная безопасная эксплуатация в периоды между обычными осмотрами или ремонтами. Установка должна быть доступна для необходимых осмотров и технического обслуживания. Основные компоненты установки должны иметь металлизацию, электрически соединяющую их с другими частями самолета. Для каждой силовой установки и вспомогательной силовой установки должно быть доказано, что никакой одиночный отказ или вероятная комбинация отказов не будет угрожать безопасной эксплуатации самолета, при этом последствия отказов структурных элементов можно не рассматривать

1.2 Системы реверсирования

Для систем реверсирования тяги турбореактивных двигателей:

Каждая система, предназначенная для использования только на земле, должна быть спроектирована так, чтобы при любом реверсировании тяги в полете двигатель не развивал бы тягу, большую, чем на режиме полетного малого газа. Дополнительно (анализом или испытанием или тем и другим вместе) должно быть показано, что каждое работоспособное реверсивное устройство (реверсер) может быть возвращено в положение прямой тяги и самолет способен продолжить безопасный полет и совершить посадку при любом возможном положении реверсера. Каждая система, предназначенная для работы в полете, должна быть спроектирована так, чтобы при нормальной работе системы или вследствие ее любого отказа (или обоснованно вероятной совокупности отказов) при всех ожидаемых условиях эксплуатации самолета, в том числе при работе на земле, не возникали опасные условия. Последствия отказов структурных элементов не требуется рассматривать в случае практической невероятности этих отказов. Каждая система должна иметь средства, которые в случае неисправностей в ней предупреждали бы развитие двигателем тяги, большей, чем на режиме малого газа, кроме случая, когда разрешается любая более высокая прямая тяга, если показано, что сохраняется допустимое путевое управление одними аэродинамическими средствами при наиболее критических условиях реверсирования, ожидаемых в эксплуатации.

1.3 Рабочие характеристики двигателя

Рабочие характеристики двигателя должны быть исследованы в полете, чтобы определить, что в процессе его нормальной эксплуатации и эксплуатации в особых ситуациях в пределах эксплуатационных ограничений самолета и двигателя отсутствуют в опасной степени неблагоприятные явления в двигателе (такие, как срыв потока, помпаж и срыв горения, детонация, недопустимые значения параметров).

Воздухозаборное устройство газотурбинной двигательной установки не должно в процессе нормальной работы вызывать опасные вибрации двигателя или опасные вибрационные нагрузки в его деталях вследствие искажения воздушного потока.

1.4 Отрицательная перегрузка

Никакие опасные нарушения в работе основного двигателя, вспомогательного двигателя, одобренного для использования в полете, или любого компонента или системы, связанных с этими двигателями, не должны возникать при полете самолета с отрицательными перегрузками в пределах области режимов полета, предписанной в параграфе 25.333. Это должно быть показано для наибольшей длительности ожидаемых перегрузок.

1.5 Крутящий момент двигателя и вспомогательной силовой установки (ВСУ)

Подмоторная рама каждого двигателя, ВСУ и поддерживающая их конструкция должны быть рассчитаны на следующие воздействия:

максимальный крутящий момент двигателя и ВСУ, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с 75% максимальной эксплуатационной нагрузки в позиции 1 параграфа 25.333 максимальный крутящий момент двигателя, соответствующий максимальной продолжительной мощности и скорости воздушного винта, действующий одновременно с максимальной эксплуатационной нагрузкой в позиции 1 параграфа 25.333 и для турбовинтовых двигателей (в дополнение к условиям подпунктов (а) и настоящего параграфа) максимальный крутящий момент двигателя, соответствующий взлетной мощности и скорости воздушного винта, умноженной на коэффициент, учитывающий отказ системы управления воздушным винтом, включая быстрое флюгирование винта, действующий одновременно с перегрузкой 1,0 в горизонтальном полете. При отсутствии точного метода расчета следует использовать коэффициент 1,6. Для турбинных двигателей и ВСУ подмоторные рамы и конструкции, поддерживающие их, должны быть сконструированы таким образом, чтобы выдерживать воздействие:

максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя, рассматриваемой в качестве эксплуатационной, вызванной внезапной остановкой двигателя или ВСУ из-за неисправности, которая может проявиться во временной потере мощности или способности создавать тягу и которая может вызвать останов в результате вибрацийи максимальным ускорением двигателя или ВСУ.

Максимальной нагрузки от крутящего момента двигателя, рассматриваемой в «качестве расчетной, вызванной остановкой двигателя или ВСУ из-за разрушения конструкции, включая разрушение лопатки вентилятора условия нагружения, принимаются также для конструкции крыла и фюзеляжа, на которой расположена силовая установка. При определении расчетных нагрузок, действующих на крыло и фюзеляж в этих условиях нагружения, принимается коэффициент безопасности 1,25.

1.6 Боковая нагрузка на установку двигателя

Установка каждого двигателя и поддерживающая конструкция должны быть рассчитаны на эксплуатационную перегрузку, действующую в боковом направлении и равную по крайней мере эксплуатационной перегрузке при полете со скольжением, но не менее 1,33. Боковая нагрузка, может считаться не зависящей от других условий полета. При расположении двигателя на крыле боковую нагрузку при направлении ее действия от оси самолета следует брать не меньше, чем

Я, = «J г Од/9,81,

где Од — вес двигателя;

х— максимальные значения угловой скорости крена, полученные в соответствии с условиями, заданными в 25.349;

г — расстояние в плане от центра тяжести двигателя до продольной оси самолета.

Следует также рассмотреть совместное действие указанной выше боковой нагрузки и нагрузки от веса двигателя.

1.7 Несимметричные нагрузки при отказе двигателя

Самолет должен быть рассчитан на несимметричные нагрузки, возникающие при отказе критического двигателя. Если не будет показано, что одновременная или последовательная остановка всех двигателей с одной стороны от плоскости симметрии самолета является маловероятной, то необходимо рассмотреть также и такой отказ. Расчетные условия в этом случае согласовываются с Компетентным органом.

Самолеты должны быть рассчитаны на следующие условия (для турбовинтовых самолетов в сочетании с однократным отказом системы

ограничения сопротивления воздушного винта — флюгирования) с учетом вероятных корректирующих действий пилота на органы управления полетом:

В диапазоне скоростей от VMC до VD нагрузки, вызванные отказом двигателя из-за прекращения подачи топлива, следует рассматривать как эксплуатационные. В диапазоне скоростей от Vмс до Vc нагрузки, вызванные отсоединением компрессора двигателя от турбины или потерей турбинных лопаток, следует рассматривать как эксплуатационные нагрузки, однако указанный в 25.303 коэффициент безопасности может быть уменьшен до 1,25. Характер уменьшения тяги и увеличения сопротивления по времени в результате указанных случаев отказа двигателя следует подтвердить испытаниями или другими данными, применимыми к рассматриваемой комбинации двигатель — воздушный винт.

Характер изменения по времени и величину вероятного корректирующего действия пилота следует определять в запас, учитывая характеристики рассматриваемой комбинации двигатель — воздушный винт — самолет.

Можно считать, что корректирующее действие пилота прикладывается в момент достижения максимального угла скольжения, но не раньше, чем через 2 с после отказа двигателя.

1.8 Коэффициент безопасности

За исключением специально оговоренных случаев, коэффициент безопасности принимается равным 1,5. На его умножаются заданные эксплуатационные нагрузки, которые рассматриваются как внешние нагрузки на конструкцию. Если условия нагружения определены через расчетные нагрузки, то умножать на коэффициент безопасности не следует, за исключением специально оговоренных случаев

1.9 Коэффициенты безопасности для стыковых узлов (фиттингов)

Для всех стыковых узлов (детали, используемые для соединения одного элемента конструкции с другим) должны соблюдаться следующие условия:

Для всех стыковых узлов (фиттингов), прочность которых не доказана

испытаниями на эксплуатационную и расчетную нагрузки, при которых фактические напряжения воспроизводятся в стыковом узле и окружающей конструкции, коэффициент безопасности не менее 1,15 должен относиться:

- ко всем частям стыкового узла;

- к деталям крепления и к местам соединения частей узла.

Можно не применять коэффициент безопасности для стыкового узла для соединений, осуществленных по утвержденной методике и основанных на данных всесторонних испытаний (например, сплошные соединения металлической обшивки, сварные соединения и соединения деревянных частей в замок), или в отношении опорной поверхности, для которой используется больший специальный коэффициент.

Для всех стыковых узлов, выполненных заодно с деталью, фиттингом стыковым узлом), считается часть всего узла до того места, где его сечение становится типичным для данного элемента конструкции. Для всех кресел, спальных мест и привязных ремней применяются коэффициенты безопасности стыковых узлов, приведенные в 25.785 (f) (3).

1.11 Пожарная защита органов управления, узлов крепления двигателей и других конструкций, обеспечивающих полет

Жизненно важные органы управления, узлы крепления двигателей и другие конструкции, обеспечивающие полет, расположенные в установленных пожароопасных зонах или в смежных зонах, которые могут оказаться под воздействием пожара в пожароопасной зоне, должны быть изготовлены из огне непроницаемого материала или быть защищены так, чтобы они могли выдерживать воздействие пожара.

IV. Сравнительная оценка спроектированного ВС с прототипом

Производиться сравнительная оценка самолета, взятого за прототип Ил76 МД со спроектированным самолетом БИ - 6.

Проектированный самолет БИ - 6 предназначенный для транспортировки техники и грузов различного назначения. Самолет рассчитан на перевозку грузов максимальной массой 28—60 т. Экипаж самолета состоит из 6 членов экипажа.

Характеристики самолета Ил76 соответствуют требованием норм летной годности. Эти же нормы летной годности были применимы к проектированному самолету БИ - 6.

Максимальная взлетная масса самолета БИ6 190000 кг. Максимальная взлетная масса самолета, взятого за прототип Ил76 соответствует 190000 кг. Из этого следует, что весовые характеристики самолета Ил76 не отличаются от проектируемого самолета БИ - 2.

После расчета центровки можно сделать вывод, что центровка самолета

Ил-76 согласно расчетам XЦС=33,34% находится в допустимых пределах 20% (предельно-передней) и 40% (предельно-задней) центровки. Центровка при максимальной взлетной массе равной 190000 самолета Ил76 составляет XЦС=31,6%. Расход в центровках показывает небольшие различия в применяемых материалах и компоновке.

Сравнивая летные характеристики можно сделать вывод, что крейсерская скорость самолета БИ – 6, V=80 км/ч меньше крейсерской скорости самолета Ил76 V=750 км/ч

Перегрузка на самолете Ил76 составляет столько же, как и на

проектированном самолете БИ - 6 – 2,6 единиц.

Выбранная аэродинамическая схема и компоновка планера самолета имеет следующие достоинства:

- высокое расположение крыла значительно повышает степень поперечной и продольной устойчивости самолета, уменьшает величину дополнительного сопротивления, связанного с интерференцией крыла и фюзеляжа.

- расположение центроплана в верхней части фюзеляжа не занимает полезного его объема.

- высокое расположение двигателей под крылом значительно снижает вероятность повреждения лопаток компрессора посторонними частицами, поднимаемыми с ВПП при взлете и посадке самолета.

- низкое расположение фюзеляжа над землей обеспечивает быстроту и удобство выполнения работ по загрузке и выгрузке грузов и техники.

Заключение

В ходе данного курсового проекта, используя теоретические знания, которые были получены в ходе изучения ряда дисциплин, таких как «Конструкция и прочность воздушных судов», «Конструкция и прочность авиационных двигателей», «Материаловедение», «Динамика полета» и многих других, была разработана конструкция и произведен расчет узлов крепления двигателя. Данный курсовой проект состоит из четырех разделов.

В первом разделе освещены требования авиационных правил, соблюдать которые необходимо при проектировании летательного аппарата. В этом разделе приведены общие требования, предъявляемые к нормам летной годности самолета.

Во втором разделе данного курсового проекта описаны краткие сведения о самолете Ил76 МД, который выбран в качестве прототипа. В данном разделе освещены краткие сведения о конструкции прототипа, краткая характеристика основных элементов самолета, указано его назначение и применение. Приведены летнотехнические, массовые, геометрические данные самолета, необходимые для выполнения расчетов и чертежей, а также приведены центровки самолета, используемые при размещении оборудования, грузов, экипажа. Также в данном разделе курсового проекта описана конструктивно-силовая схема самолета. В этом разделе изложена аэродинамическая компоновка фюзеляжа, крыла, гондол шасси, гондол двигателей и оперения самолета. Описаны формы и профили, которые имеют эти части, их назначение, компоновка на самолете. Так же раздел содержит силовую компоновку.

Здесь описаны силовые схемы частей планера их состав и расположение. В заключительной части представлен расчет центровки самолета, который необходим для правильного размещения всего оборудования, грузов, экипажа на борту самолета. В результате расчетов было определено, что при максимальном взлетном весе центровка самолета находится в допустимом диапазоне центровки прототипа.

В третьем разделе была разработана конструкция и расчет узлов крепления двигателя. В этом разделе изложено описание конструкции узлов крепления двигателя, а также силовая схема. Был произведен расчет на прочность, также приведен материал, из которого изготовлены узлы крепления двигателя, и выполнен расчет на прочность. Рассчитанные узлы крепления двигателя соответствует условию соблюдения прочности смятие и на разрыв, следовательно, данная конструкция выдержит рассчитанную нагрузку.

В четвертом разделе приводится сравнительная оценка спроектированного самолета. В результате проделанной работы над данным курсовым проектом был разработан грузовой самолет, который конструктивно схож с прототипом Ил76.

К данному курсовому проекту прилагается графический материал, в котором имеется чертеж общего вида самолета и чертеж конструктивных разработок, выполненных на формате А1.