Горизонтальное оперение, стабилизатор

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство Образования РФ

Казанский государственный технический университет

им. А.Н. Туполева

Кафедра Конструкции и Прочности Летательных Аппаратов

Горизонтальное оперение-Стабилизатор

Пояснительная записка

Разработчик:

студент гр.1406

Гараев Артур Булатович

Консультант:

Кретов Анатолий Степанович

Казань -- 2009

Содержание

Параметры горизонтального оперения

Нагружение оперения. Распределение аэродинамической нагрузки по ГО

Построение эпюр Q, M и Mкр

Проектировочный расчет на прочность

Расчет лонжерона

Расчет стрингеров

Расчет проушин

Расчет стыкового узла

Список используемой литературы

1. Параметры горизонтального оперения

Горизонтальное оперение (ГО) служит для обеспечения продольной устойчивости управляемости самолета. Горизонтальное оперение состоит из стабилизатора и руля высоты.

Стабилизатор (заднее ГО) - аэродинамическая поверхность, предназначенная для обеспечения продольной устойчивости и продольной управляемости ЛА. Иногда стабилизатором называется часть ГО без руля высоты. Стабилизатор самолета располагается на хвостовой части фюзеляжа или на киле и обычно выполняется неподвижным. При этом продольная управляемость (балансировка и осуществление маневра) обеспечивается рулем высоты.

Площадь горизонтального оперения зависит от площади крыла S, средней аэродинамической хорды крыла bA и плеча ГО Lго . Обычно принимают, что центр давления находится на 25% bсгх - средней геометрической хорды ГО у дозвуковых и 50% у сверхзвуковых самолетов.

Форма в плане ГО, как правило, трапециевидная. На двух балочных самолетах применяется прямоугольное в плане ГО. На скоростных самолетах устанавливается стреловидное и треугольное оперение.

Параметрами, характеризующими форму ГО в плане, являются площадь, удлинение, сужение, угол стреловидности.

Площадь ГО выбирается по величине коэффициента статического момента:

где Sго - площадь горизонтального оперения;

Lго - плечо горизонтального оперения - расстояние от центра масс до центра давления оперения;

S - площадь крыла;

bА - средняя аэродинамическая хорда крыла.

Для современных самолетов Аго = 0,35…0,55. меньшие значения соответствуют легким маневренным самолетам, а большие - тяжелым неманевренным. У некоторых транспортных самолетов с большим разбегом центровок Аго = 0,7…0,8 и может даже доходить до 0,9…1.

Для самолетов с прямыми крыльями и для тяжелых неманевренных самолетов со стреловидными крыльями Lго =(2…3,5)bА, а для сверхзвуковых маневренных самолетов с треугольными и стреловидными крыльями малого удлинения Lго =(1,2…1,5)bА.

Площадь руля высоты обычно находится в пределах

Sрв = (0,3…0,4) Sго .

На сверхзвуковых самолетах применяется цельноуправляемое ГО. Удлинение ГО обычно имеет следующие значения:

лго = 3,5…4,5 - для нескоростных самолетов с большим удлинением крыла (л>4,5);

лго =2…3 - для скоростных самолетов с малым удлинением крыла;

лго = 2…3,5 - для самолетов с треугольной формой оперения (?=?).

Сужение ГО чаще всего имеет величину

? = 1,5…3.

Угол стреловидности ГО ?го обычно превышает угол стреловидности крыла на 3…5°.

Профиль ГО, как правило, симметричный с относительной толщиной Сго = 0,1… 0,12 для нескоростных самолетов с прямым крылом и оперением и Сго = 0,05… 0,06 для скоростных самолетов со стреловидным оперением, т.е. на 1…2% меньше относительной толщины профиля крыла. У треугольных оперений Сго = 0,04…0,05.

Угол поперечного V ГО, как правило, равен нулю. И лишь в случае необходимости выноса ГО из струи расположенных впереди двигателей или из зоны затенения крылом и различными надстройками ему может придаваться угол поперечного V. Обычно он не превышает ±10° .

Поскольку форма ГО в плане трапециевидная, то площадь можно вычислить следующим образом:

Окончательная площадь ГО будет равна суме двух площадей трапециевидной части и площадь подфюзеляжной части, равная приблизительно, 20 % от

Зная площадь крыла самолета, выбираем прототип нашего самолета Ту 154М:

L=37,55 м,

m= 100 т,

S=180 м2 ,

V=850 км/ч .

2. Нагружение оперения. Распределение аэродинамической нагрузки по ГО

Во всех случаях, за исключением уравновешивающей нагрузки, удельную эксплуатационную нагрузку Pэ/Sго на горизонтальное оперение следует брать не меньше 1180 Па (120 кгс/м).

Коэффициент безопасности для оперения

Уравновешивающая нагрузка. Уравновешивающую нагрузку следует определять из условия равенства нулю суммы моментов аэродинамических сил относительно поперечной оси, проходящей через центр масс самолета во всех случаях нагружения крыла маневренной нагрузкой как с выпущенной, так и с убранной взлетно-посадочной механизацией.

Уравновешивающая нагрузка определяется по формуле:

где - коэффициент момента аэродинамических сил самолета без ГО;

 - скоростной напор;

- площадь крыла;

- средняя аэродинамическая хорда крыла;

- расстояние от центра масс самолета до центра давления ГО.

Коэффициент подъемной силы Су.а. равен:

Су.а. =0,08(б0+2)

Су.а. =0,08(15+2)= 1,36,

mz= 0,25.

Высота полета - 10 - 12 км., крейсерская скорость - 850 км/ч,

Плотность воздуха , ,

Максимальная эксплуатационная перегрузка nЭmax=3

Случай нагружения А:

.

Случай нагружения А:



.

,

mz= 0,28.

Маневренная нагрузка. Маневренная нагрузка возникает при отклонении руля или цельноуправляемого ГО и рассматривается в двух случаях.

1-й случай соответствует условию, когда руль высоты или цельноуправляемое ГО отклоняется на режиме полета, на котором достаточно велика и маневренная нагрузка добавляется к уравновешивающей:

Величина добавочной нагрузки при маневре может быть определена по формуле

,

где - площадь ГО;

К - коэффициент, значения которого для различных случаев нагружения крыла приведены в таблице

Случаи нагружения крыла	Величина коэффициента К
	М < 0,8	М > 0,8
А и Аґ	0,265	0,33
В и С	0,20	0,25

- максимальная эксплуатационная перегрузка:

2 - 3,5 - тяжелые пассажирские самолеты,

3 - 4 - средние пассажирские,

4 - 5 - легкие скоростные пассажирские,

7 - 9 - легкие маневренные.



2-й случай. Если уравновешивающая нагрузка мала и ею можно пренебречь (например, выход из крутого планирования), то нагрузка на ГО может быть определена по формуле

Здесь М - число Маха,

, но не более 0,75.

Нагрузка при полете в неспокойном воздухе. Симметричная нагрузка при полете в неспокойном воздухе определяется по формуле

где - дополнительная нагрузка на ГО от порывов.

Величина может быть определена по формуле



где при М < 0,8 и при М > 0,8.

Распределение аэродинамической нагрузки по горизонтальному оперению.

При наличии стабилизатора и руля высоты нагрузка между ними во всех случаях, за исключением нагрузки при полете в неспокойном воздухе, распределяется пропорционально их площадям:

;

Нагрузка по размаху стабилизатора и руля высоты распределяется пропорционально хордам:

;



3. Построение эпюр Q, M и Mкр

Киль и разъемный стабилизатор, прикрепленный к фюзеляжу или килю, представляют консольные балки. Стабилизатор, установленный на фюзеляже или киле, как единое целое, представляет собой двухопорную балку с консолями. Если оперение стреловидное, то стреловидный стабилизатор (киль) заменяется равновеликим по площади прямым.

Положение центра жесткости можно определить по формуле:

,

Центр жесткости в корневом сечении:

Центр жесткости в концевом сечении:

Выражения для перерезывающей силы, изгибающего момента и крутящего момента имеют вид:

продольный устойчивость самолет аэродинамический нагрузка

где - расчетная нагрузка на неподвижной части оперения;

- площадь неподвижной части оперения;

- размах оперения;

- корневая и концевая хорды неподвижной части оперения;

- расстояние от центра давления до оси жесткости в корневом и концевом сечениях неподвижной части оперения.

,

,

,

,

,

,

.

,

,

,

,

,

,

.

,

,

,

,

,

,

.



4.Проектировочный расчет на прочность

В двух-трех наиболее нагруженных сечениях определяем площади поясов лонжеронов, толщину ее стенки и толщину обшивки.

Площадь поясов лонжеронов определяется по величине их изгибающих моментов. Изгибающий момент распределяется между лонжеронами пропорционально квадратам их высот:

;

Площадь сечения поясов лонжерона определяется по формуле:

где М - изгибающий момент;

Нр - расстояние между центрами тяжести сечений поясов;

- разрушающее напряжение.

,

где К - коэффициент использования строительной высоты лонжерона, К = 0,8…0,9.

Корневой профиль:

Площадь сечения поясов следует определять по деформации сжатия. В этом случае за разрушающее напряжение следует взять критическое напряжение.

Но т.к. критическое напряжение является функцией площади сечения, расчет нужно вести методом последовательных приближений. В первом приближении следует принять

Расчет лонжерона.

Площадь сечения пояса лонжерона будет наименьшей тогда, когда

Оптимальное отношение ширины полочки к ее толщине:

где - ширина и толщина полочки пояса лонжерона,

(5.1)

Толщина стенки лонжерона определяется по формуле:

где - перерезывающая сила; - высота лонжерона;

- разрушающее касательное напряжение.

Разрушающее касательное напряжение - это критическое напряжение потери устойчивости плоской стенки при сдвиге .

Перерезывающая сила распределяется между лонжеронами следующим образом:

где наибольшее и наименьшее из двух размеров: высота лонжерона или расстояние между нервюрами.

Толщина обшивки определяется из условия восприятия ею крутящего момента. При этом делается допущение, что крутящий момент воспринимается внешним замкнутым контуром, образованным обшивкой. Толщина обшивки определяется по формуле:

где Мкр- крутящий момент;

площадь ограниченная контуром обшивки;

разрушающее касательное напряжение.

Расчет стрингеров.

Зная изгибающий момент, действующий на стабилизатор, мы можем определить площадь сечения стрингеров. Поскольку изгибающий момент будут воспринимать полка лонжеронов и панель (обшивка и набор стрингеров), получим:

,

По конструктивным соображениям, выберем количество стрингеров n=10

,

Зная площадь стрингеров, подберем их, учитывая, что 13 наборов стрингеров у нас будут формы угольника и 2 тавра. Это вызвано технологическими соображениями.

Угольник выбираем: 410721

Тавр выбираем: 420202

Подберем заклепки для крепления стрингеров к обшивке:

1) Диаметр заклепки

Где суммарная толщина пакета мм

2) Длина заклепки

, мм

3) Шаг заклепок

,

Где минимальная толщина детали

Расчет проушин.



1) Найдем силу Р, вызывающей разрыв проушины:

2) Найдем площадь сечения болта из условия работы на срез:

m=2 - число проушин

3) Определяем диаметр болта:

4) Определяем толщину проушины:

5) Из условия разрыва, определяем остальные размеры проушины:

а. Задаемся соотношением b/d=2,7. b- ширина проушины.

б. по отношения b/d находят х:



в. Определяем значение К, соответствующее выбранным параметрам проушины:

Расчет стыкового узла.

,



1) Рассчитаем опасное сечение башмака, подвергающееся разрыву силой N, срезу силой Q/2 и изгибу моментом a1Q/2:

Найдем потребное число болтов, для передачи силы:

m- число болтов крепления вилки башмака к поясу лонжерона.

1 лонжерон.

болтов при d=12

2 лонжерон.

болта при d=8

При d1=12 мм, и d2=8 мм имеем:

В соответствии с потребным числом болтов и их расположением, уточняют параметры вилки башмака. Толщину вертикальных ребер вилки д, находят из условия смятия под наиболее нагруженным болтом:

.

При проектировочном расчете сечения стойки ее толщину подбирают из условия смятия под болтами при передаче силы Q/2. А ширину - из условия разрыва силой Q/2. Обе стойки выбираются, как правило, швеллерного сечения:

При d1=12 мм, и d2=8 мм имеем:

а) толщина пластины ( из условия на смятие )

б) ширина пластины ( из условия разрыва )

Зададимся отношением b/d=2,8

bплрасч=3,5 см

,

Т.к. данный расчет проведен из условия, что в ряду одно отверстие, но по конструктивным соображениям, в ряду у нас два отверстия, следовательно:

Список используемой литературы

1. Гоголин В.П., Гребеньков О.А. Синтез схемных решений рулевых поверхностей самолета. Казан. Авиац.инст. Казань. 1989. 16с.

2. Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования в самолетостроении. М.: Машиностроение. 1980. 367с.

3. Гребеньков О.А. Конструкция самолета. М.: Машиностроение. 1984. 240с.

4. Зимина Г.Т., Кретов А.С. Конструирование узлов и деталей самолета. Авиац.инст. Казань. 1988. 90с.

5. Войт Е.С. Проектирование конструкцй самолетов. М.: Машиностроение. 1987. 416с.

Размещено на Allbest.ru