Конструктивно-технологическая характеристика кессона ЦЧК

Центроплан – прямоугольной формы в плане, двухлонжеронный, сборно-монолитной конструкции.

Максимальные габариты 2620 1470 495 мм.

Внутренний объем центроплана топливом не заполняется.

Продольные и поперечные швы кессона выполнены на внутришовном полимерном заполнителе ВЗ-27М. Полимерный компенсирующий заполнитель ВЗ-27М представляет собой пастообразную эпоксиполиамидную композицию, пластифицированную композицию, пластифицированную каучуком, наполненную полевым шпатом и стеклянным волокном. Заполнитель ВЗ-27М предназначен для компенсации зазоров в стыках деталей и агрегатов изделий, работающих при температурах от минус 60^ос до плюс 80^ос в воздушной среде и в среде реактивных топлив типа ТС-1, с целью исключения монтажных напряжений в силовых элементах конструкций и подгоночных работ.

Продольный силовой набор состоит из лонжеронов и монолитных панелей.

Лонжероны центроплана клепанной конструкции, каждый из которых состоит из верхнего и нижнего поясов, соединенных между собой заклепками.

Нижняя панель центроплана состоит из пяти панелей.

Верхняя панель состоит из набора трех панелей.

Средняя верхняя панель – съемная.

Все панели центроплана имеют законцовки в местах соединения с отъемными частями крыла (ОЧК), поперечные и продольные ребра.

Поперечный набор выполнен из 5 нервюр (0-2 правая/левая) сборно-клепаной конструкции, балочного типа. Нервюры состоят из стенок, верхнего, нижнего поясов, стоек и кронштейнов.

Стенки нервюр переменной толщины, химфрезерованные, пояса нервюр выполнены из прессованного профиля специального сечения.

По нервюре 2 на нижней поверхности центроплана установлен силовой профиль для крепления центроплана с продольной балкой фюзеляжа.

Между нервюрой 2 и плоскостью стыка с ОЧК на лонжеронах установлены кронштейны фланцевого стыка центроплана с фюзеляжем по силовым шпангоутам 19, 22.

Между левой и правой нервюрами 2 на стенках 1 и2 лонжеронов установлены кронштейны дуговой формы (дуги) для крепления центроплана с верхними секциями панелей фюзеляжа.

Крепление центроплана с ОЧК осуществляется однорядным болтовым соединением по верхним и нижним панелям, а также по 1 и 2 лонжеронам крыла.

Крепление нервюр со стойками лонжеронов выполняются высокоресурсными заклепками и болтами с упруго-пластическим натягом, а панелей с лонжеронами и нервюр с ребрами панелей – болтами с упруго-пластическим натягом.

Максимальные габариты основных деталей центроплана:

- верхняя панель 2620х600х45 мм;

- нижняя панель 2620х420х45 мм;

- дуга 1300х240х120 мм;

- стенки нервюр 1270х60х20 мм.

Центроплан технологически расчленен на сборные единицы детали:

- нервюры 0. 2;

- 1 лонжерон;

- 2 лонжерон;

- секция верхней панели;

- секция нижней панели;

- профили по нервюре 2.

Сборка лонжеронов осуществляется в сборочных приспособлениях.

Сборка нервюр производится в универсальном приспособлении.

Сборка секций панелей нижней и верхней, а также центроплана в целом производится в стапеле общей сборки центроплана.

Фрезерование плоскости разъема центроплана с ОЧК выполняется на продольно-фрезерном станке с ЧПУ ФП-9 с применением специального приспособления.

Основные применяемые материалы:

- верхние пояса лонжеронов и верхние панели центроплана – В95пчТ2;

- нижние пояса и стенки лонжеронов – 1163АТ;

- стенки нервюр – Д16АМ;

- кронштейны стыка центроплана с ОЧК и дуги крепления центроплана с панелями фюзеляжа – 1933Т3;

- нижние панели – 1161Т;

- стойки лонжеронов, пояса нервюр – Д16АТ.

В конструкции центроплана применяются высокоресурсные заклепки и болты.

Общее количество крепежных точек на центроплане составляет – 4784 шт., из них:

2250 – высокоресурсных заклепок;

2534 – болтов.

Ударным способом клепается 460 заклепок, что составляет 20,4%.

Для выполнения заклепочных соединений рекомендуется применять:

- сверлильно-клепальный автомат АК-2.2-0.5;

- стационарные пресса КП-204М, КП-503М;

- ручные пресса типа ППБП, ППБУ;

- фрезерные машины типа ФМ;

- сверлильные машины типа СМ, СМУ;

- клепальные молотки типа КМ.

Отверстия под болты выполняются по 7, 9 и 12 квалитетам точности.

Для выполнения болтовых соединений рекомендуется применять:

- сверлильные машины модели типа СМ, СМУ;

- машины развертывающего типа МР;

- машины резьбозавертывающие типа МРЗТ;

- машины для запрессовки и затягивания болтов типа БМ, МБЗ.

Контроль болтовых и заклепочных соединений осуществляется стандартным и специальным мерительным инструментом.

Вариантное проектирование КСС центроплана

Основным требованием к проектируемому самолету является обеспечение высокого уровня его эффективности при определенных затратах на разработку, высокими уровнями совершенства аэродинамики самолета, его силовой установки, авиационного и радиоэлектронного оборудования высокой надежностью, живучестью и безопасностью полетов, хорошими эксплуатационным качествами, а также высоким уровнем ремонтопригодности и технологичности конструкции. Удовлетворение всех перечисленных выше требований должно осуществляться при возможно меньшей массе конструкции. Снижение массы конструкции позволяет улучшить ЛТХ самолета и снизить его стоимость.

Весовое совершенство конструкции определяется многими факторами (выбором материала, конструктивно-силовой схемы (КСС), культурой производства, точностью расчетов на прочность и т.д.). В конструкторской части настоящего дипломного проекта рассматривается влияние на весовое совершенство конструкции выбранной для нее силовой схемы и способов передачи сил.

После выявления оптимальной КСС центроплана самолета типа АН-140, будут оценены напряжения, воспринимаемые панелями центроплана, что позволит оценить рациональность членения и расстояние между ребрами верхней и нижней панели.

Силовая схема конструкции любого агрегата (крыла, оперения, центроплана, фюзеляжа и др.) состоит из основной КСС и элементов, служащих для передачи местной нагрузки на элементы основной КСС. Основная КСС воспринимает все основные силовые факторы (поперечные и продольные силы Q и N, изгибающие и крутящие моменты М_изг и М_кр) и состоит из лонжеронов, стенок, стрингеров, обшивки, силовых панелей и т.п. Для передачи местной нагрузки используются нервюры, шпангоуты, стойки, кницы и т.п.

На долю основной КСС агрегата приходится до 50...60% от основных требований, определяющих весовое совершенство конструкции, - обеспечение достаточной прочности и жесткости конструкции при наименьшей массе – определяется степенью целесообразности ее силовой схемы.

Следуя всему выше сказанному, с целью выявления оптимальной КСС, с точки зрения весового совершенства, переходим к вариантному проектированию центроплана самолета типа АН-140.

Определение нагрузок, действующих на центроплан.

В проектировочном расчете центроплана подбирают силовые элементы поперечного сечения: лонжероны, стрингеры и обшивку. Исходными данными являются следующие параметры: внешние нагрузки в сечении – изгибающий момент и поперечная сила; величина хорды центроплана положение лонжеронов. Центроплан предполагается двухлонжеронным.

На данном этапе проектирования центроплана нам неизвестны нагрузки, действующие на конструкцию. Для решения этой задачи необходимо построить эпюры внешних нагрузок, действующие на крыло. Поперечная сила и изгибающий момент, полученные в сечении стыковки крыла с центропланом, будут являться расчетными нагрузками для центроплана. Из трех усилий М_из, Q, М_кр, действующих в поперечном сечении крыла, изгибающий момент, является основными усилием, так как масса силовых элементов воспринимающих М_из, составляет около 50% общей массы крыла.

При построении эпюр крыло рассматривается как двухопорная балка (с опорами на фюзеляж) с консолями, нагруженная распределенной аэродинамической нагрузкой q_В, массовой нагрузкой q_кр и сосредоточенными силами от двигателей Р_дв. Уравновешиваются эти силы реакциями фюзеляжа R_ф. Для решения поставленной задачи достаточно представить эпюры нагрузок для одной отъемной части крыла (другая будет симметрична). Эпюры Q и М_из строят от разности распределенных нагрузок q_в q_кр:

,

где G – вес самолета;

G_кр – вес крыла;

l – размах крыла;

- расчетная перегрузка;

- коэффициент, учитывающий неравномерность распределенной воздушной нагрузки по размаху плоского крыла. В расчетах полагают скос потока постоянным по размаху крыла (С_Усеч=С_Укр).

Или приближенно,

.

На долю крыла приходится значительная часть массы планера – от 30 до 50%, откуда

,

=0.12 – относительная по отношению к массе всего самолета масса крыла;

=4.5 – эксплуатационная перегрузка из АП;

f=1.5 – коэффициент безопасности.

кН, где кг – масса самолета типа АН-140.

в – хорда в сечении крыла;

S – площадь крыла, определяемая по формуле

.

Таким образом,

После определения составляющих, можно найти суммарную погонную нагрузку на крыло, действующую в направлении оси У в скоростной системе координат. Вычисления заносим в таблицу 1. При этом начало координат помещают обычно в корне крыла, сечения нумеруют от корня направлении конца крыла начиная с i=1. Буквой обозначают относительную координату . Так как на участке =1-0.95 эпюра q удалена от прямой линии, то в настоящем дипломном проекте вводим сечение с координатой =0.95.

При определении закона распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине вначале находят функции Q(z),M(z) от воздействия распределенной нагрузки q(z). Для этого табличным способом вычисляют интегралы:

, где - вес двигателя. Учитывая, что масса двигателя равна 480кг, получим .

Величина Q от распределенной нагрузки определяется суммированием нагрузки, расположенной по одну сторону от рассматриваемого сечения.

Изгибающий момент .

Схема счета приведена в таблице 1, в которой введены следующие обозначения:

;

;

;

;

.

Таблица 1 построена в предположении, что интегрирование осуществляется методом трапеций. Начало координат помещено в корне крыла, сечения пронумерованы от корня крыла, начиная с i=0.

После заполнения таблицы 1 строятся эпюры вычисленных поперечных сил Q и изгибающих моментов М, которые представлены на рис.3. Эпюры изгибающих моментов строятся на растянутом волокне.

Как уже было отмечено ранее, основным усилием, действующим в поперечном сечении центроплана, как и отъемных частей крыла, является изгибающий момент. Всю величину изгибающего момента, пришедшего от отъемных частей крыла, воспринимает конструкция центроплана. Учитывая, что хорда ЦЧК постоянная, эпюра изгибающего момента М_из.ц. имеет вид, представленный на рис. 3.4.

Таблица 3.1.

i
			65,48	-	548,09	-	2817,06
	0.1	1.2	61,45	76,16	471,93	612,01	2205,05
	0.2	1.2	57,93	71,63	400,3	523,34	1681,71
	0.3	1.2	53,39	66,79	333,51	440,29	1241,42
	0.4	1.2	49,36	61,65	271,86	363,22	878,2
	0.5	1.2	45,84	57,12	214,74	291,96	586,24
	0.6	1.2	41,81	52,59	162,15	226,13	360,11
	0.7	1.2	37,78	47,75	114,4	165,93	194,18
	0.8	1.2	33,75	42,92	71,48	111,53	82,65
	0.9	1.2	29,72	38,08	33,4	62,93	19,72
	0.95	0.6	27,7	17,23	16,17	14,87	4,85
		0.6	26,19	16,17		4,85

Рис.3.3.

Проектировочный расчет вариантов конструкции ЦЧК.

В зависимости от, того какими силовыми элементами в основном воспринимается изгибающий момент, силовые схемы разделяются на лонжеронные, кессонные и моноблочные.

Силовая схема называется лонжеронной, если основная часть изгибающего момента воспринимается поясами лонжеронов, все остальное, а именно 80% воспринимает панель.

В моноблочной конструкции вообще нет лонжеронов, все 100% изгибающего момента воспринимает панель.

Кессонная конструкция характеризуется мощным стрингерным набором, толстой обшивкой и слабыми поясами лонжеронов.

Итак, рассмотрим поочередно каждую выше описанную схему.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском: