Автоматизированное проектирование деталей крыла

Анализ конструкции крыла и используемых материалов, необходимый для производства шаблонов и оснастки. Изготовление шаблонов и оснастки. Составление математической модели теоретических обводов крыла. Геометрические характеристики аэродинамического профиля.

Рубрика Производство и технологии
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 05.11.2014
Размер файла 895,6 K

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

В шаблонах сверлят комплекс технологических отверстий, необходимых для изготовления заготовительной и сборочной оснастки, деталей самолетов, а также для сборки их в узлы и агрегаты.

Номенклатура, обозначения и назначение технологических отверстий, выполняемых в шаблонах, приведены в таблице 6.3.

Таблица 6.3

Отверстия на шаблонах

Наименование отверстий

Обозначение

Назначение

Базовые

БО

Установка заготовок на стол станка; сборка шаблонов в «корзинку».

Сборочные

СО

Создание возможности правильной сборки всех входящих в узел деталей без применения сборочных приспособлений.

Направляющие

НО

Сверление отверстий под заклепки, анкерные гайки или болты во всех сопрягаемых деталях узла.

Инструментальные

ИО

Установка ловителей в инструментальных штампах; сверление отверстий в развертках деталей, необходимых для их установки на штампы.

Как уже было отмечено, изготовление шаблонов происходит на фрезерных станках с ЧПУ, причем управляющие программы подготавливаются в системе «Cimatron it». Базовый набор управляющих программ включает программу обработки, программу разметки и программу сверления отверстий.

Создание шаблона происходит по следующей последовательности действий:

1. Подготовка информации на выпуск шаблона.

а. Построение сечения или развертки модели шаблонируемой детали - определение контура обработки - средствами графической системы («Cimatron it»).

б. Разметка осей и отверстий («Cimatron it»).

в. Изготовление и контроль паспорта на шаблон.

г. Создание управляющей программы обработки («Cimatron it»).

д. Создание управляющей программы разметки («Cimatron it»).

е. Создание управляющей программы сверления отверстий («Cimatron it»).

ж. Форматирование управляющих программы в файлы траектории движения инструмента в системе «Астра».

2. Изготовление шаблона

а. Обрезка заготовки и сверление базовых отверстий.

б. Установка на станок и отработка управляющих программ.

в. Выполнение управляющих программ.

г. Зачистка контуров шаблона от заусенцев и т.п.

д. Нанесение текстовой информации и маркировка.

е. Контроль шаблона.

Подготовка управляющей программы в системе «Cimatron it» выполняется по следующей последовательности:

1. Вход в модуль подготовки управляющих программ («NC» NC - Numeric Control - «числовое управление».).

2. Командой MACSYS создается система координат модели соответствующая системе координат станка.

3. Командой TOOLS создается инструмент - фреза. Здесь присваивается имя инструменту и указываются его геометрические параметры.

4. Вход в подмодуль TP.MNGR - менеджер создания траекторий.

5. Во вкладке >CREATE панели инструментов менеджера указывается тип обработки. В случае изготовления плоских контуров - шаблонов указывается 2,5-координатная обработка (MILL 2.5 AXIS). На данном этапе создается основа программ обработки.

6. Вновь во вкладке >CREATE указывается тип траектории: для обработки или разметки контура указывается тип PROFILE, а для сверления отверстий - DRILL.

7. Указывается контур кривых либо точки - центра отверстий. Здесь необходимо указать при подготовке программы для разметки, что инструмент находиться над плоскостью контура (TOOL ON).

8. Во вкладке SERVISES указывается, что плоскость безопасности станка находиться на 160мм над плоскостью обработки. Здесь же во вкладке GO TO POINT указывается, что после обработки инструмент должен вернуться в исходную точку (GO HOME).

9. Подтверждение правильности ввода всех данных и запись файла управляющей программы.

Пример управляющей программы для обработки шаблона КШКС, используемого для изготовления и контроля болванки под выклейку лобика изображенного на ДП 1301.02.07.10.30.00 СБ, изображен на плакате ДП 1301.02.07.00.30.01.

6.2 Производство оснастки

Особенности технологии производства оснастки

Макеты поверхностей самолетов средних и тяжелых типов применяют чаще всего только для изготовления по ним (путем снятия слепков) пуансонов для обтяжных прессов, используемых при формообразовании обшивок.

Для самолетов легкого типа макеты поверхностей используют, помимо изготовления обтяжных пуансонов, для обработки контуров рубильников у стапелей, путем снятия с макета поверхности слепков по сечениям, а также для изготовления контрмакетов, применяемых при выполнении монтажных эталонов к сборочной оснастке.

Макет поверхности воспроизводит теоретическую поверхность агрегата самолета. На поверхности каждого макета размечают основные элементы конструкции агрегата (конструктивные оси, стыки листов обшивки, люки, окантовки и т.п.).

Макеты поверхностей выполняют только на те агрегаты самолета, контуры которых имеют двойную кривизну.

В зависимости от назначения макеты поверхностей бывают трех видов: макеты поверхностей агрегатов и отсеков, узлов и панелей и патрубков.

Изготовление макетов поверхностей агрегатов и отсеков, а также узлов и панелей выполняют в следующем порядке:

· Изготавливают каркас;

· Обрабатывают рабочую поверхность;

· Окрашивают рабочую поверхность макета и размечают на ней конструкцию агрегата или узла;

· Контролируют качество изготовления и разметки.

В настоящее время макеты поверхностей используют редко и применяют их, в основном, в качестве эталонов для изготовления и контроля сборочных стапелей.

Макеты сечений применяют для получения способом слепков рабочих контуров рубильников стапелей. Конструктивно макеты сечений состоят из двух шаблонов и вкладыша, расположенного между ними. Вкладыши выполняют чаще всего литыми в виде ажурной плоской рамы толщиной 40-50мм. Если узел самолета (шпангоут или нервюра) имеют значительные размеры, то для макетов сечений этих узлов вкладыш выполняют из нескольких частей.

Вкладыш по толщине обрабатывают на заданный размер, а по габаритам отступают от рабочего контура шаблона приблизительно на 15-20мм.

Во вкладыш при помощи плаз-кондуктора, используя цемент МЦ, устанавливают три-четыре втулки, образующие базовые отверстия с шагом кратным 50мм.

С обеих сторон вкладыша устанавливают два шаблона. Один из них располагают в плоскости теоретического сечения нервюры, а другой - на расстоянии 40-50мм от этой плоскости.

Рисунок 6.2. Макет сечения.

В обоих шаблонах при помощи плаз-кондуктора заранее сверлят базовые отверстия с теми же расстояниями что и у вкладыша.

Установленные на вкладыши шаблоны фиксируют штырями по базовым отверстиям и привинчивают винтами (рис. 6.2.). Промежуток между шаблонами и вкладышем по всему периметру заполняют двумя слоями карбинольного цемента. После нанесения второго слоя и выдержки излишек цемента срезают ножом, опираясь его плоскостью на кромки обоих шаблонов. После затвердения цемента поверхность макета шпаклюют и окрашивают.

Назначение обтяжных пуансонов - придание необходимой формы деталям из листа и профилей на обтяжных прессах и профилегибочных станках.

В зависимости от применения обтяжные пуансоны можно подразделить на две группы: для обшивок и для профилей.

Для изготовления первых применяют пескоклеевую массу ПСК или эпоксидную композицию, а иногда то и другое.

Из пескоклеевой массы пуансоны изготавливают путем формования по поверхности макетов. Конструктивно их выполняют в виде деревянных каркасов, заполненных плотно утрамбованной пескоклеевой массой, состоящей из формовочного песка и смоляного клея.

Обтяжные пуансоны с применением эпоксидной композиции могут быть двух видов: с металлическим поддоном или монолитные. первый вид представляет собой каркас (металлический или деревянный), на котором смонтирован поддон из стального или дюралюминиевого листа толщиной 1,5-2мм. Поддон облицовывают эпоксидной композицией, образующей рабочую поверхность пуансона. Второй вид пуансонов представляет собой каркас, заполненный пескоклеевой массой или бетоном. На этом заполнителе располагают облицовку из эпоксидной композиции толщиной 10-20мм.

Пуансоны для профилей изготавливают чаще всего, применяя балинит вместе с эпоксидной композицией. По конструктивному признаку обтяжные пуансоны для профилей подразделяют на две группы: монолитные и пустотелые. Пустотелые пуансоны применяют для изготовления деталей из профилей, имеющих толщину полок до 3мм, а монолитные - для профилей, у которых толщина полок имеет большую величину.

Монолитные обтяжные пуансоны, в свою очередь, подразделяются на две разновидности: с рабочим контуром из балинита и из эпоксипласта.

Контрольно-доводочную оснастку применяют для доводки и контроля листовых и профильных деталей, полученных на выколоточных молотах, после посадки, разводки и некоторых других операций штамповки, обтяжки и формовки.

Вся оснастка в зависимости от конфигурации и типа, изготовляемых на ней деталей подразделяется на три вида: болванки для деталей типа обшивок и жесткостей, контрольно-доводочные плазы и лекала для деталей из листового материала и профилей, оправки для доводки малок на полках шпангоутов и нервюр агрегатов самолета.

По конструктивному признаку всю контрольно-доводочную оснастку подразделяют на следующие группы:

· монолитные из хвойной древесины;

· монолитные из хвойной древесины с облицовкой рабочего контура твёрдыми породами дерева или балинитом;

· монолитные из пескоклеевой массы с наклеенными бобышками из древесины;

· пустотелые из хвойной древесины;

· пустотелые с облицовкой из эпоксипласта.

Выбор той или иной конструкции оснастки зависит от габаритов изготовляемых на ней деталей, а также от назначения самой оснастки.

Монолитные болванки из хвойной древесины изготовляют из отдельных щитов-заготовок. Существенное влияние на прочность болванки оказывает толщина щитов, идущих в общий массив, а также их расположение.

Чем толще, применяемые в массиве щиты, тем меньше прочность болванки. Оптимальная толщина щитов, склеенных из отдельных сосновых реек, 60мм.

Расположение щитов-заготовок и, следовательно, направление волокон древесины может быть разное: продольное, смешанное, взаимно перпендикулярное и «в ёлочку».

Формблок служит для формования деталей на гидропрессе путем обжатия листовой заготовки резиной. Он играет роль пуансона, и поэтому его изготавливают по внутренним размерам и форме штампуемой детали.

На формблоке производят следующие операции: отгибку бортов, отбортовку отверстий с одновременной просечкой их, формовку рифтов и подсечек, вогнутых и выпуклых зон, расположенных на плоскости детали.

При наличии в деталях отбортовок, рифтов и подсечек и для воспроизведения точного рельефа этих элементов конструкции путём обжатия резиной дополнительно применяют жёсткие прижимные накладки, изготовляемые совместно с формблоком.

Классифицируют формблоки по технологическим и конструктивным признакам деталей, контуры которых выполняют при помощи формблоков.

Все детали, формуемые резиной на формблоках, можно подразделить на восемь групп (рис. 6.3.):

1. плоские детали;

2. детали, имеющие один борт;

3. детали, имеющие два борта, направленные в одну сторону;

4. детали, имеющие два борта, направленные в разные стороны;

5. детали, имеющие два борта, направленные в разные стороны, с дополнительным бортиком жёсткости;

6. детали, у которых борта образуют закрытый контур (типа коробочки). Поверхности таких деталей могут быть гладкими или с отбортовками и рифтами. Контуры деталей могут быть как прямолинейными, так и криволинейными;

Рисунок 6.3. Разновидности деталей, формуемых резиной на формблоках:

1 - плоская деталь; 2 - деталь, имеющая один борт; 3 - деталь, имеющая два борта, направленные в одну сторону; 4 - деталь, имеющая два борта направленные в разные стороны; 5 - деталь, имеющая два борта направленные в разные стороны, с дополнительным бортиком жесткости; 6 - деталь, у которой борта образуют закрытый контур; 7 - деталь с одним или двумя криволинейными бортами, направленными в одну или разные стороны.

7. детали с одним или двумя криволинейными бортами, направленные в одну или в разные стороны. Контуры таких деталей бывают прямолинейными (например, лонжерон руля). Поверхности деталей гладкие или с различными отбортовками;

8. детали, сложные по конфигурации, имеющие специфические особенности при изготовлении (например, закрутку или кривизну по контуру).

Рисунок 6.4. Формблок для плоской детали с открытой отбортовкой: 1 - резина; 2 - изготавливаемая деталь.

В соответствии с этой классификацией деталей формблоки также делятся на восемь групп.

Формблоки для деталей первой группы изготовляют толщиной от 20мми выше в зависимости от габаритов формуемой детали. Для выполнения в деталях лунок, отбортовок и рифтов жесткости в формблоках предусматривают соответствующие элементы.

В зависимости от глубины и конфигурации, получаемые в деталях, отбортовки могут быть выполнены за один или два перехода.

Открытые отбортовки формуют обычно за один переход, при этом в формблоке делают вырез глубиной больше борта детали на 4-5мм (рис. 6.4.).

Рисунок 6.5. Формблок для деталей с закрытой отбортовкой:

1 - резина; 2 - прижимная деталь; 3 - вкладыш.

Закрытые отбортовки (рис. 6.5.) формуют в два перехода на одном и том же формблоке. Для деталей, имеющих глубокую отбортовку, направленную вниз, кроме того, применяют отдельные вкладыши и прижимные накладки. Толщина накладок 10-15мм, фиксируют их на те же шпильки, что и детали. Рабочие края накладок снимают под углом 600 и скругляют радиусом 6мм.

Формблоки для деталей второй группы изготовляют такой толщины, чтобы расстояние от края формируемой детали до основания формблока было 8-10мм (рис. 6.6, а). Стандартная высота формблока 30-40мм.

Для формовки деталей второй группы прижимную накладку не применяют только в том случае, если ширина стенки детали в 4 раза больше высоты ее борта (рис. 6.6, а).

При ширине стенки детали от 25мм до размера, равного четырем высотам ее борта, формблоки изготовляют с накладками (рис. 6.6, б). Если ширина стенки детали менее 25мм, то ширина формблока не должна быть менее 40-45мм. При этом на накладке делают выступ, равный толщине материала детали (рис. 6.6, в).

Рисунок 6.6. Формблоки для деталей второй группы

Высота пакета (формблок - деталь - накладка) для всех типов деталей не должна превышать 70мм.

Если деталь имеет с двух сторон отбортовки, а другие две стороны не имеют отбортовок, то торцы формблока для такой детали в том месте, где нет бортов, делают на 15-20мм более детали (рис. 6.7.). Кромки формблоков в этих местах для предохранения резины скругляют радиусом 5мм.

Формблоки для деталей третей группы, имеющих закрытую малку у одного или двух бортов, изготовляют разъемными для возможности снятия детали после формовки (рис. 6.8.).

Рисунок 6.7. Формблок для детали, имеющей два борта.

Рисунок 6.8. Формблок для деталей с закрытой малкой

Формблоки для деталей, заканчивающихся острым углом с шириной стенки менее 10мм (например, хвостики нервюр), упрочняют на участке 40-60мм, т.е. расширяют основание формблока, делая открытую малки в 30-400 (рис. 6.9, а). При таком формблоке требуется ручная доводка деталей, что не всегда целесообразно. Лучшее для таких деталей изготавливать комбинированный формблок. Узкую его часть надо делать из дуралюмина (рис. 6.9, б).

Формблоки для деталей четвертой группы конструктивно выполняют по-разному, в зависимости от количества переходов.

В один переход изготавливают детали, у которых высота внутреннего борта меньше 8мм. В этом случае формблок изготавливают со специальными упорами (рис. 6.10.).

Рисунок 6.9. Формблок для узкой детали, заканчивающейся острым углом.

Если высота внутреннего борта более 8мм, то деталь формуют в два перехода.

Длину формблока первого перехода, на котором формуют внутренний борт, берут с учетом длины развернутого наружного борта детали плюс 10-20мм (рис. 6.11, а). Кромки формблока в этих местах для предохранения резины скругляют радиусом 5мм.

В накладке формблока второго перехода делают паз для предохранения внутреннего борта во время формовки наружного борта (рис 6.11, б).

Рисунок 6.10. Формблок с упором для детали, имеющей два борта.

Формблоки для деталей пятой группы. Детали этого типа изготовляют обычно в три перехода, поэтому и формблоки изготавливают для каждого перехода.

На формблоке первого перехода формуют бортик жесткости. Для увеличения давления при гибке бортика на общее фанерное основание формблока ставят упор (рис. 6.12, а). Рабочую кромка упора обрабатывают эквидистантно рабочей кромке формблока примерно на расстоянии 25мм.

Рисунок 6.11. Формблок для детали четвертой группы.

Ширину формблока берут с учетом высоты развернутого контурного и неконтурного бортов.

На формблоке второго перехода формуют неконтурный борт. Ширину борта формблока в каждом сечении берут с учетом развернутой высоты контурного борта (рис. 6.12, б).

На формблоке третьего перехода формуют контурный борт (рис. 6.12, в). Ширина такого формблока должна быть не менее 40мм.

Детали данного типа зачастую формуют и в два перехода. формблок при этом выполняют двойной, т.е. рассчитанный на две заготовки (по ширине), и с двумя прижимными накладками (рис. 6.13.). Процесс формовки таких деталей заключается в следующем. За первый переход первоначально формуют большой борт жесткости и частично малый бортик жесткости. Затем заготовку поворачивают на 1800, фиксируя ее по тем же шпилечным отверстиям на новые шпильки. На деталь накладывают и фиксируют накладку. На освободившееся место устанавливают новую заготовку детали. Причем до формовки основного борта вручную слегка доформировывают бортик жесткости.

Рисунок 6.12. Формблоки для деталей пятой группы

Рисунок 6.13. Формирование детали на двойном формблоке

При вторичной формовке отформировывают основной борт и окончательно откалибровывают малый бортик жесткости.

Формблоки для детали шестой группы. Детали этого типа формируют в два перехода. На формблоке первого перехода формуют бортики жесткости (рис. 6.14, а), а на формблоке второго перехода - основной борт. Чтобы снимать деталь с формблока его изготавливают разъемным из двух половин (рис. 6.14, б).

Формблоки для деталей седьмой группы. Детали этого типа в зависимости от направления бортов изготовляют в один или два перехода. Если бота направлены в одну сторону, то изготавливают только один формблок, на котором формуют оба борта (рис. 6.15.). Если борта направлены в разные стороны, то изготавливают формблоки для двух переходов. На формблоке первого перехода формуют внутренний борт, а если борта наружные, то любой из бортов (рис. 6.16, а).

Рисунок 6.14. Формблок для деталей шестой группы

Рисунок 6.15. Формблок для детали седьмой группы

Ширину формблока в каждом сечении берут с учетом высоты развернутого второго борта. Формблок второго перехода изготовляют с прижимной пластиной, предохраняющей отогнутый борт во время формовки второго борта (рис. 6.16, б). Толщину прижимной накладки берут в зависимости от высоты отогнутого борта детали.

Формблоки для деталей восьмой группы по конструктивному оформлению аналогичны описанным выше. Особенность их заключается только в том, что формблоки этого типа имеют сложную форму, а иногда частично двойную кривизну. Для повышения качества изготовления по ним деталей такие формблоки должны быть увязаны с другой заготовительно-штамповочной оснасткой.

Создание управляющих программ для обработки оснастки

Рисунок 6.16. Формблок для деталей седьмой группы, имеющих борта направленные в разные стороны

Используя модели деталей, созданных при увязке конструкции, графические системы позволяют создавать программы траекторий движения инструмента для обработки заготовительно-штамповочной, макетной и прочей оснастки.

В целом методика создания управляющих программ для обработки оснастки схожа с методикой для обработки шаблонов. Отличие заключается в том, что обработка уже не 2-х-координатная, а 3-х.

Как уже было отмечено, моделирование деталей осуществляется в системе «Unigraphics», а подготовка программ может осуществляться в этой же системе либо модель может быть передана через промежуточный стандарт «IGES» в «Cimatron it» и подготовка программ может осуществляться здесь.

Для изготовления эталона поверхности в файле, содержащем электронную модель поверхности, предварительно моделируется поверхность заготовки, создается система координат, соответствующая способу базирования заготовки эталона на столе станка. Затем выделяется зона обработки: указывается поверхность заготовки (начало фрезерования), затем указывается поверхность оснастки (конец фрезерования).

Примеры траекторий обработки болванки для выклейки лобовика крыла, показанного на ДП 1301.02.07.10.20.00 СБ, изображена на плакате ДП 1301.02.07.00.20.01.

7. Изготовление деталей крыла

7.1 Изготовление деталей из композиционных материалов

Как уже было отмечено, большая часть конструкции рассматриваемого крыла изготавливается из гибридных Гибридные композиционные материалы - композиционные материалы, в которых используются слои двух и более типов материалов (например, стеклоткань, углеродная лента и т.п.). композиционных материалов и панелей с сотовым заполнителем, которые, в свою очередь, также изготавливаются из ПКМ ПКМ - полимерный композиционный материал..

Изготовление обшивок из композиционных материалов

Технологический процесс изготовления деталей из ПКМ начинается с изготовления препрега - сочетание смолы и волокна.

Изготовление препрега осуществляется на специальных пропитывающих машинах. Работа таких машин заключена в том, что ткань пропитывается раствором смолы и растворителя, затем растворитель частично подсушивается, а смола - полимеризуется. Окончательная полимеризация происходит после выкладки препрега на оснастку для придания требуемых форм.

Внутренние и внешние обшивки верхней и нижней панелей, например, изготавливаются путем выкладки по оснастке с последующим формованием (так изготавливается большинство деталей крыла). Выкладка препрега в пакеты осуществляется ручным или автоматизированным путем.

Ручная выкладка заключается в послойном наборе пакетов в соответствии со схемой выкладки, приводимой на чертежах. Перед выкладкой поверхность оснастки покрывается антиадгезионным составом или на неё укладывается разделительная плёнка. После выкладки каждого слоя производится уплотнение пакета обогреваемым роликом через разделительную плёнку для удаления воздушных включений и упрочнения сцепления слоёв. Формование может осуществляться с помощью герметичной эластичной оболочки по двум вариантам: вакуумное формование в термошкафу или формование в автоклаве. В случае с обшивками крыла применяется формование в автоклаве.

Автоклавы - это герметичные сосуды большого объёма, в которых можно создать давление до 30МПа. Преимущество автоклавного формования в том, что в автоклавах из-за значительного объёма нагревательной камеры обеспечиваются заданные равномерные температура и давление независимо от формы изделия, а также возможность механизации при загрузке и выгрузке. В автоклав входят системы создания и регулирования рабочего давления, управления процессами разогрева и охлаждения, а также система записи параметров.

Изготовление сотового заполнителя

Рисунок 7.1. Сотовый заполнитель

Появление слоистых конструкций вызвали требования к высокой удельной прочности при минимально возможном весе конструкции. Слоистые конструкции представляют собой листовые обшивки, между которыми установлен заполнитель, обеспечивающий совместную работу обшивок и необходимую жёсткость конструкции. В качестве заполнителя в слоистых конструкциях применяются заполнители в виде гофров и вафель из пенопластов и пеноалюминия, а также наиболее распространенный - сотовый заполнитель.

В конструкциях сотовых заполнителей распространение получила шестигранная форма ячейки, как более технологичная и имеющая большую площадь склеивания с обшивками. Параметрами сотового заполнителя являются размер ячейки и толщина материала (рис. 7.1).

Наиболее распространённым способом изготовления сотового заполнителя является метод растяжения пакетов, так как этот метод позволяет механизировать выполнение всех операций. Рассмотрим этот процесс.

Первым этапом в изготовлении сотового заполнителя является процесс нанесения клеевых полос на полосы материала, их подсушивание и сборка в пакеты. Этот процесс осуществляется на специальных станках, позволяющих автоматизировать и соединить нанесение клея, его сушку и сборку в пакеты в один процесс.

Затем полученные пакеты склеиваются - помещаются в специальное приспособление, напоминающее штамп. «Пуансон» и «матрица» такого штампа выполнены в виде гребенок, создающих давление только на клеевых полосах. Это приспособление помещается в пресс для создания давления.

Полученные пакеты растягиваются на специальных установках.

Затем пакеты пропитывают связующим (смолой) - установленными на специальные рамы пакеты погружают в ванну со связующим. Пропитанные пакеты подвергают термообработке.

Завершающим этапом изготовления сотовых заполнителей является процесс придания им требуемых геометрических форм.

Сборка трехслойных панелей с сотовым заполнителем

Сборка панелей осуществляется на болванке, на которую укладываются окантовки - препрег - для заделки кромок, затем укладывается нижняя обшивка, затем - сотовый заполнитель и, наконец, - верхняя обшивка. После этого на верхнюю обшивку укладывается антиадгезионная пленка, и всё закрывается эластичной оболочкой. Процесс формования проводится в термошкафу или автоклаве.

Перед укладкой последней обшивки соты в местах крепления панели с элементами каркаса (т.е. где будут сверлиться отверстия под болты, например) заполняются специальным заполнителем согласно сборочному чертежу.

7.2 Изготовление механообрабатываемых деталей

После увязки конструкции в системах геометрического моделирования для механообрабатываемых деталей без каких-либо дополнительных построений в этих же системах могут быть созданы управляющие программы для оборудования с ЧПУ.

Системы «Cimatron it» и «Unigraphics», как уже было отмечено, снабжены пакетами для 2, 3 и 5-координатой фрезерной, и 2 и 4-координатной токарной обработки. Пакеты и той и другой систем имеют встроенные средства для визуального контроля управляющих программ.

Рассмотрим обобщенный процесс создания управляющей программы в системе «Unigraphics»:

1. рабочая координатная система устанавливается таким образом, чтобы соответствовать системе координат станка.

2. запускается модуль MANUFACTURING.

3. совмещаются рабочая и станочная координатные системы.

4. выбирается тип траектории обработки («от точке к точке», фрезерование в плоскости и т.д.).

5. создается инструмент, где указывается его тип и геометрические параметры.

6. задаются режимы обработки (подачи, вращения шпинделя и т.п.).

7. указывается на модели обрабатываемая геометрия - поверхности детали. При необходимости указываются поверхности, которые не должны быть зарезаны.

8. задаются способы подвода, врезания, отвода, исходная точка и другие параметры, относящиеся к холостому движению инструмента;

9. производиться генерация траектории.

Полученную траекторию впоследствии можно отредактировать - изменить подачи, инструмент и т.д.

7.3 Изготовление листовых деталей

Все листовые детали конструкции крыла подвергаются формовке резиной. На рис 7.2. показана обща схема штамповки резиной. Плоскую заготовку 2 помещают на пуансон (формблок) 1, находящийся на нижней плите 5; матрицей служит контейнер 4, внутренняя полость которого заполнена резиной 3. При движении вниз плунжера пресса и закреплённого на нём контейнера внутренняя полость контейнера замыкается нижней плитой 5 и в его полости начинает увеличиваться давление q резины; под воздействием давления q заготовка прижимается к пуансону и начинает деформироваться. В конечной стадии процесса штамповки давление достигает максимального значения, заготовка полностью обжимается по пуансону и принимает его форму.

Рисунок 7.2. Схема операции штамповки резиной:

1 - пуансон (формблок); 2 - заготовка; 3 - контейнер; 4 - резина; 5 - нижняя плита.

Как видно из схемы, операция штамповки очень проста; специальной оснасткой является только формблок, а контейнер и нижняя плита (выполненная по его внутренним размерам) являются универсальными.

При штамповке резиной заготовка испытывает распределённое давление только со стороны резиновой подушки, края заготовки деформируются свободно. Поэтому если в зоне деформирования возникают напряжения сжатия, то заготовка легко теряет устойчивость, появляются складки, которые не всегда можно устранить обжатием на пуансоне в конце операции. В этом случае складки устраняют последующей ручной доработкой. При возникновении в зоне деформирования напряжений растяжения складки не образуются и степень деформации ограничивается удельным давлением q, создаваемой резиновой подушкой контейнера.

При помощи штамповки резиной изготавливаются детали, главным образом, из алюминиевых сплавов: нервюры, шпангоуты и их детали, диафрагмы, стенки, перегородки и др. Эти детали проектируются с учётом технологических возможностей именно штамповки резиной, так как изготовление их другими способами, например в металлических штампах, значительно дороже.

Штамповка резиной производится в гидропрессах. Применяются гидропрессы двух типов: с максимальным усилием 2500 и 5000Т. Размеры рабочей зоны контейнеров соответственно равны 1Ч2 и 3,5Ч1,3м. Удельное давление q в контейнере 80-100кГ/см2. Рабочая площадь контейнеров позволяет осуществлять групповую штамповку; для этого на нижнюю плиту одновременно устанавливают несколько формблоков с заготовками и за один рабочий ход плунжера на каждом из них штампуются отдельные детали.

Комплект деталей, изготовляемых при помощи штамповки резиной, включает несколько тысяч наименований, а трудоёмкость, приходящаяся на этот вид работ, достигает 15% от общей трудоёмкости заготовительно-штамповочных работ.

8. Составление математической модели теоретических обводов крыла

8.1 Классификация несущих поверхностей

Все многообразие проектируемых несущих поверхностей можно классифицировать следующим образом: линейчатые, нелинейчатые, существенно нелинейчатые и интегральные. При этом в основу классификации положен скорее не теоретический подход, а некоторая практическая характеристика, которую можно назвать геометротехнологической.

Чаще всего, как и в нашем случае, при математическом описании несущих поверхностей применяются линейчатые поверхности, образованные путем перемещения прямолинейной образующей по двум криволинейным пространственным направляющим.

Для однозначности определения положения в пространстве прямолинейной образующей необходимо задать закон ее перемещения. Этот закон может задаваться в виде направления в пространстве, например, плоскости параллелизма, или третьей направляющей. Если же две направляющие являются плоскими кривыми, лежащими в параллельных плоскостях, а в качестве третьей направляющей выбрана прямая, параллельная указанным плоскостям, то образованная в этом случае поверхность будет называться поверхностью с пропорциональной разбивкой. Действительно, если мы рассмотрим проекцию направляющих и образующих на плоскость, перпендикулярную прямолинейной образующей, нетрудно видеть, что отрезки проекций криволинейных направляющих, отсекаемые образующими, будут пропорциональны.

Иногда такие поверхности называют линейчатыми поверхностями с процентной разбивкой.

Частным случаем линейчатых поверхностей является развертываемая поверхность, отличающаяся тем, что прямолинейная образующая, соединяющая две точки на направляющих, и касательные в них компланарны, т.е. поверхность получается путем обкатки плоскостью двух направляющих. Исходя из этого углы наклона касательных, как в начале, так и в конце используемых отрезков двух кривых должны быть равны между собой, а изменение углов наклона вдоль кривых должно быть гладким и непрерывным.

Нелинейчатой будем называть такую поверхность, у которой способ перехода от сечения к сечению в параллельных плоскостях не обеспечивает линейность образующих, однако форма крыла в плане ограничена прямыми линиями. Существенно нелинейчатая поверхность -- это поверхность такого крыла, геометрические параметры которого (форма профиля, толщина и вогнутость его средней линии и другие) значительно изменяются вдоль размаха крыла. Кроме того, форма в плане описывается криволинейными передней и задней кромками. Следует отметить, что такая поверхность позволяет существенно повысить аэродинамические характеристики крыла. Примером такого крыла является, например, крыло сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144.

Для получения дополнительного выигрыша в аэродинамических характеристиках (интерференция) фюзеляжа и крыла, а также бол ее полного использования компонуемого объема в последние годы получило широкое распространение объединение поверхности фюзеляжа и крыла в гладкую единую поверхность с обеспечением их плавного сопряжения. Такая компоновка крыла и фюзеляжа получила название интегральной. Это решение реализовано при проектировании американского самолета В1-А.

8.2 Основные геометрические характеристики крыла

Геометрические характеристики крыла в основном можно определить по его форме в плане. Вообще говоря, хорда крыла определяется как условная линия, соединяющая точки передней и задней кромок крыла, полученные в результате их пересечения плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета.

Хорда, взятая в произвольном по размаху месте крыла, называется местной, ее длина равна:

, (8.1)

где , - координаты передней кромки крыла; , - координаты задней кромки крыла.

Хорда, определяемая при z = 0 в системе координат самолета, называется центральной (корневой) * Бортовая хорда -- это хорда крыла в пересечении его с поверхностью фюзеляжа. В частном случае, например, треугольного в плане крыла концевая хорда вырождается в ноль.

При расчете аэродинамических характеристик крыла чаще пользуются геометрическими параметрами его проекции на базовую или строительную плоскости.

Базовая плоскость крыла (БПК) -- это плоскость, перпендикулярная плоскости симметрии самолета и проходящая через корневую хорду крыла.

Строительной плоскостью крыла (СПК) называют плоскость, проходящую через хорду одного из сечений крыла (чаще всего корневого или бортового) и точку, лежащую на хорде концевого сечения. Тогда при прямолинейности задней кромки крыла СПК будет определяться двумя пересекающимися линиями -- корневой хордой и задней кромкой крыла.

При нулевом значении угла поперечного V крыла базовая и строительная плоскости совпадают. Поэтому будем считать, что крыло в плане ограничено проекциями линий передней и задней кромок на СПК, корневой и концевой .хордами. Площадь, ограниченную этими линиями, будем называть проекционной площадью крыла.

Местный угол стреловидности передней кромки крыла - угол между касательной к линии передней кромки в заданной точке и плоскостью, перпендикулярной к корневой хорде крыла. Аналогично определяется угол стреловидности задней кромки и линии четверти хорды крыла.

Удлинение крыла определяется как отношение квадрата полного размаха к его площади :

. (8.2)

Другой важной характеристикой формы крыла в плане является сужение, которое определяется как отношение корневой хорды и концевой:

(8.3)

В ряде случаев из конструктивных соображений или по аэродинамическим требованиям законцовку трапециевидного крыла обрезают. В этом случае для определения сужения крыла исходную форму в плане заменяют фиктивным трапециевидным крылом равной площади с совпадающими передней и задней кромками. Концевая хорда такого крыла определяется из условия равенства площадей по формуле:

, (8.3)

а сужение крыла определяется так:

. (8.4)

При этом следует отметить, что полученное фиктивное крыло нельзя использовать для расчета таких характеристик, как удлинение и средняя аэродинамическая хорда.

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) определяется как хорда прямоугольного крыла, равного по размаху и площади исходному. САХ является одним из важнейших геометрических параметров несущей поверхности, используемых при расчетах аэродинамических и динамических характеристик, и рассчитывается на основании приведенного выше определения так:

. (8.5)

Формулой (8.5) пользуются для определения САХ сложного по форме в плане крыла. Однако в большинстве случаев форму крыла в плане можно привести к одной или нескольким трапециям. В этом случае САХ рассчитывается по известным геометрическим формулам:

площадь крыла

; (8.6)

положение САХ по размаху

; (8.7)

длина САХ

; (8.8)

положение носка САХ относительно начала координат крыла

. (8.9)

Если воспользоваться такими характеристиками крыла, как сужение и удлинение, то формулы (8.7) и (8.8) принимают вид

; (8.10)

. (8.11)

Для крыла, составленного из двух трапеций, САХ и ее положение определяются по формулам:

; (8.12)

; (8.13)

. (8.14)

Здесь индексом "1" обозначены параметры внутренней, а индексом "2" - внешней секции крыла.

Для многосекционного крыла, состоящего из n трапеций, длина САХ определяется по формуле:

. (8.15)

Приведенные выше зависимости для определения геометрических характеристик крыла справедливы и для других несущих поверхностей, таких, как вертикальное и горизонтальное оперение, с той лишь разницей, что вместо корневой хорды в них используется бортовая хорда и размах определяется как сумма длин консолей , т.е.

. (8.16)

8.3 Геометрические характеристики аэродинамического профиля

Аэродинамический профиль является основой построения поверхности крыла и определяет основные его характеристики. В общем случае профилем крыла следует считать плоский замкнутый контур, полученный в результате пересечения поверхности крыла плоскостью, перпендикулярной строительной плоскости крыла и пересекающей переднюю и заднюю кромки крыла.

Задачу об обтекании крыла потоком теоретическая аэродинамика разделяет на две: задачу об обтекании прямоугольного недеформированного крыла заданной толщины и задачу об обтекании деформированной пластины нулевой толщины. При решении задачи обтекания поверхность крыла и аэродинамический профиль считают симметричными относительно строительной плоскости с наложенными на них деформациями искривления и сдвигом срединной поверхности, т.е. ординаты точек поверхности определяются в виде:

(8.17)

где - ордината верхней поверхности крыла; - ордината нижней поверхности крыла; - положительная ордината симметричной поверхности крыла; - ордината деформированной срединной поверхности.

Одной из основных характеристик профиля крыла является его хорда, которая определяется как расстояние между крайними его точками, являющимися точками вертикальных касательных.

В местной системе координат, начало которой лежит в носке профиля, а ось x направлена вдоль его хорды, ординаты профиля можно представить в виде:

(8.18)

где - ордината верхнего контура профиля; - ордината нижнего контура профиля; - положительная ордината симметричной части профиля; - ордината средней линии профиля.

Преобразуя (8.18), получаем:

; (8.19)

. (8.20)

Для удобства сравнения профилей различных форм и размеров были введены безразмерные, или относительные, координаты:

(8.21)

где b - хорда аэродинамического профиля.

Основными геометрическими характеристиками аэродинамического профиля являются: максимальная относительная толщина симметричной части профиля и ее положение на единичной хорде , максимальная кривизна и ее положение .

В практике проектирования несущих поверхностей широко применяется пересчет координат исходного профиля на заданную относительную толщину и кривизну по формулам:

(8.22)

где индексом «3» отмечены параметры и координаты искомого профиля, а индексом «и» - исходного профиля.

Важной характеристикой формы профиля является также относительный радиус скругления носовой части профиля , представляющий собой значение радиуса кривизны контура в точке .

В полете под действием аэродинамических сил происходит деформация крыла: изгиб вдоль размаха и закрутка сечений относительно продольной оси крыла. В результате закрутки сечений происходит увеличение местного угла атаки профиля, причем это увеличение нарастает к концам крыла. На больших углах атаки полета самолета в концевых частях крыла возникает срыв потока и уменьшение подъемной силы.

Под геометрической деформацией крыла понимается закрутка (поворот) каждого текущего сечения крыла на угол относительно принятой оси и отгиб носовой части профиля на угол . Относительную величину носовой части профиля, на которую распространяется деформация отгиба, обозначим .

Излом по обводу профиля, особенно в носовой части, недопустим. Поэтому в точке необходимо обеспечить как минимум первый порядок гладкости стыковки. В этом случае при заданном в сечении z угле отгиба деформация будет определяться формулой:

. (8.23)

Если же необходимо обеспечить второй порядок гладкости в точке , т.е. , то формула для определении деформации при отгибе принимает вид:

. (8.24)

За ось крутки сечений крыла обычно принимается задняя кромка. В этом случае деформация крутки рассчитывается по формуле:

, (8.25)

где - ордината несимметричного профиля без крутки.

В ряде случаев для упрощения расчетов ввиду малости углов поворот сечения относительно оси крутки заменяют деформацией аффинного сдвига и величину деформации крутки рассчитывают по формуле:

, (8.26)

Из технологических соображений удобнее бывает задавать положение передней кромки закрученного крыла . В этом случае формула (8.26) преобразуется к виду:

. (8.27)

Аэродинамический профиль является исходной информацией при проектировании крыла летательного аппарата, и требование выдерживания его формы в процессе конструирования и изготовления крыла выдвигается на первый план по сравнению с требованиями компоновки, технологичности и т.д. Поэтому вопросам описания обводов типа аэродинамический профиль посвящены многие исследования по проектированию и расчету поверхностей в самолетостроении.

В зависимости от назначения профиля предъявляются соответствующие требования к его форме и геометрическим характеристикам.

1. Дозвуковые профили характеризуются утолщенной носовой частью, смещением максимальной толщины профиля вперед и плавными сходами к хвостовой части (рис. 2.1, а).

2. Околозвуковые профили отличаются несколько более заостренной носовой частью, смещением максимальной толщины в более заднее положение и более плавными формами в районе максимальной толщины (рис. 2.1,6).

3. Появившиеся в последние годы трансзвуковые, или суперкритические, профили характеризуются уплощенной верхней линией профиля и значительным искривлением хвостовой части (рис. 2.1, в).

4. Сверхзвуковые профили обычно представляют собой обводы с заостренными носовой и хвостовой частями (рис. 2.1, г).

5. Гиперзвуковые профили отличаются заостренной носовой частью и резко затупленной хвостовой частью, а также значительным смещением максимальной толщины назад (рис. 2.1, д).

Рисунок 8.1. Профили.

При этом следует отметить, что приведенная классификация профилей достаточно условна. Выбор формы профиля диктуется конкретными задачами.

По методам описания обводов аэродинамические профили делятся на две группы:

1) профили, обводы которых имеют аналитическое описание;

2) профили, обводы которых заданы дискретным массивом координат.

Обводы профилей первой группы могут быть получены по заданным аэродинамическим характеристикам в результате решения задачи обтекания кругового цилиндра с использованием конформного отображения (профили Жуковского, Кармана-Трефтца, Мизеса, Карафоли). При этом уравнения контура профиля достаточно сложны. Поэтому были предложены способы описания обводов типа аэродинамический профиль гладкими функциями простого вида (степенными, строфоидами и т.п.) с последующим определением их аэродинамических характеристик экспериментальным путем. Аэродинамические профили этой группы получили распространение в 30-40-х гг. В последующие годы более широкое распространение получили профили, обводы которых получены путем численного решения дифференциальных уравнений обтекания с последующей экспериментальной доводкой на основании исследований в аэродинамических трубах с целью получения заданных характеристик.

Информация об обводах профилей второй группы обычно представляется в виде таблицы значений координат точек, принадлежащих контуру.

Поэтому одной из задач проектирования поверхности крыла является задача описания обвода, заданного дискретным точечным рядом.

Прежде чем приступить к выбору функции, аппроксимирующей заданный аэродинамический профиль, оговорим требования, которым должна отвечать эта функция.

Эти требования определяются, с одной стороны, условиями работы проектируемого аппарата, т.е. необходимостью обеспечения безотрывного обтекания крыла потоком, особенно в носовой его части. С другой стороны, математический аппарат описания обвода должен создавать максимальные удобства проектировщику при работе с ним, представляя собой неотъемлемую часть автоматизированной системы проектирования поверхности. Таким образом, аппроксимирующая функция должна удовлетворять следующим основным требованиям:

1) быть непрерывной и обеспечивать гладкость обвода не ниже второго порядка;

2) обеспечивать по возможности описание наибольшего количества типов профилей;

3) обеспечивать гладкую аппроксимацию профиля без предварительного графического сглаживания исходных данных;

4) обладать минимальным, но достаточным числом параметров, варьируемых для управления формой профиля.

В настоящее время при проектировании плоских контуров типа аэродинамический профиль применяется целый ряд математических зависимостей, таких как полиномиальные функции, кривые второго порядка, степенные уравнения, уравнения специальных контуров, сплайн-функции.

8.4 Проектирование поверхности линейчатого крыла

При проектировании несущих поверхностей наиболее широкое применение получили линейчатые поверхности, что обусловлено простотой алгоритма их построения и высокой степенью технологичности. И если в общем случае линейчатая поверхность не является разворачиваемой, как, например, гиперболоид вращения, то для поверхностей крыльев можно получить развертку с достаточно высокой степенью точности. Это важно при изготовлении обшивки крыла, особенно на участках кессона, где ее толщина велика и, следовательно, в качестве технологического процесса изготовления может быть использована только гибка в случае изготовления из металлов.

Особенно широкое распространение линейчатые поверхности получили также в силу простоты их увязки и построения графическим способом. Однако в последние годы из-за повышения требований к технологии подготовки производства и к точности изготовления оснастки и деталей несущих поверхностей, а также в силу необходимости автоматизации конструкторских работ все большее распространение получают математические методы описания линейчатых поверхностей. При этом применяются алгоритмы проектирования поверхностей на основе как традиционного точечного задания профилей, так и аналитического описания профилей и поверхностей.

Рассмотрим алгоритм расчета линейчатого крыла, направляющие которого заданы аналитически в явном виде как функции от двух переменных:

; (8.28)

Пусть задана точка А на плановой проекции крыла с координатами , . Необходимо определить третью координату этой точки . Рассмотрим каждый этап этого алгоритма. На первом этапе по задан ной координате определяем значения координат передней и задней кромок, которые заданы как функции одной переменной,

; (8.29)

. (8.30)

Используя эти величины, можно легко определить длину текущей хорды, координаты x точки в местной системе координат с началом на передней кромке крыла, а также значение относительной координаты x точки по следующим формулам:

; (8.31)

; (8.32)

. (8.33)

На следующем этапе определяем координаты точек первого и второго теоретических сечений с равнопроцентными координатами x:

. (8.34)

Умножая каждую относительную координату на величину хорды, получаем абсолютные значения координат х в местной системе координат. Находим координаты у точек на первом и втором теоретических сечениях:

; (8.35)

; (8.36)

; (8.37)

. (8.38)

Для перехода в систему координат агрегата прибавим к и значения соответствующих координат передней кромки:

; (8.39)

. (8.40)

Таким образом, нам известны координаты х двух точек образующей линейчатого крыла, которая проходит через точку А.

Для определения неизвестной координаты у точки А необходимо подставить известные ее координаты в уравнение проекции образующей:

, (8.41)

откуда:

, (8.42)

или:

. (8.43)

При расчете сечений поверхности линейчатого крыла формулы (8.42) и (8.43) можно использовать при взаимной перпендикулярности плоскости сечения и плоскости хорд крыла. Если эти плоскости не перпендикулярны, то неизвестные координаты точки А определяются из решения системы линейных уравнений:

(8.44)

где , и - некоторые постоянные коэффициенты.

Для решения этой системы можно использовать известный метод Крамера. Рассмотренный алгоритм определения координат произвольной точки можно использовать и для расчета сечений линейчатого крыла по заданной стреле прогиба, т.к. при аналитическом задании профилей можно определить произвольную точку на поверхности.

9. Техника безопасности на участке механообработки

Цехи современных заводов - оснащены самыми различными видами технологического оборудования. Его использование облегчает труд человека, делает его производительным. Однако в ряде случаев работа этого оборудования связана с возможностью воздействия на рабочих опасных или вредных производственных факторов. Основным направлением облегчения и оздоровления условий труда, повышения его производительности является механизация и автоматизация работ и технологических процессов и использование роботов и манипуляторов.

Механизация способствует ликвидации тяжелого физического труда, снижению травматизма, уменьшает численность персонала. Особое значение с точки зрения охраны труда имеет механизация подачи заготовок в рабочую зону при обработке. При эксплуатации особо опасных видов оборудования, таких, как кузнечно-прессовые машины, установки с использованием радиоактивных веществ, для подачи этих веществ используются роботы и манипуляторы.

Автоматизация -- высшая ступень механизации, способствует ликвидации существенного различия между умственным трудом и физическим. При комплексной автоматизации технологические процессы выполняются последовательно без вмешательства человека. Такие системы избавляют оператора от тяжелой физической работы, но труд его остается утомительным, так как приходится делать большое число движений управляющими рукоятками, в результате этого резко возрастают нервные нагрузки.

...

Подобные документы

  • Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения. Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции. Построение конечноэлементной модели и расчет ее устойчивости в Buckling Options. Перемещение лонжеронов крыла.

    курсовая работа [4,9 M], добавлен 16.03.2012

  • Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.

    курсовая работа [764,1 K], добавлен 13.04.2012

  • Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

    курсовая работа [2,5 M], добавлен 13.05.2012

  • Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

    дипломная работа [7,7 M], добавлен 16.03.2012

  • Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.

    курсовая работа [1,1 M], добавлен 14.06.2010

  • Определение подъемной силы крыла. Эпюра воздушной нагрузки на крыло. Расчет основных размеров сечения. Замена кессонной части крыла прямоугольным сечением из двух поясов и двух стенок. Определение размеров нижних поясов лонжеронов и толщины обшивки.

    контрольная работа [72,9 K], добавлен 02.08.2013

  • Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.

    дипломная работа [2,3 M], добавлен 15.03.2013

  • Характеристика оборудования для изготовления резиновых изделий. Расчет гнездности оснастки, исполнительных размеров формообразующих деталей, параметров шины, установленного ресурса оснастки. Материалы деталей, их свойства, технология переработки.

    курсовая работа [649,7 K], добавлен 30.10.2011

  • Получение путем расчета аэродинамических характеристик самолета Ту-214 в диапазоне изменения высот и чисел Маха полета. Вычисление геометрических характеристик самолета. Подбор аэродинамического профиля крыла и оперения. Полетная докритическая поляра.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 15.02.2014

  • Расчет и разработка конструкции технологической оснастки для изготовления изделия "Гофра". Расчет гнездности оснастки. Конструирование формообразующих полостей. Расчет усадки и исполнительных размеров формообразующих деталей. Тепловой расчет оснастки.

    курсовая работа [1,9 M], добавлен 23.08.2014

  • Выбор материалов и создание эскизов модели жакета на подкладке из хлопковой жаккардовой ткани. Разработка модельной конструкции изделия. Изготовление чертежей рабочих шаблонов модели. Расклада лекал на ткани. Оценка уровня экономичности готового изделия.

    курсовая работа [46,0 K], добавлен 14.05.2012

  • Анализ направления моды, выбор модели для дальнейшей проработки. Разработка технологической последовательности изготовления и декорирования изделия. Проектирование чертежа конструкции, изготовление лекал. Свойства основных материалов для пошива комплекта.

    дипломная работа [5,9 M], добавлен 15.04.2018

  • Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

    дипломная работа [1,3 M], добавлен 27.04.2012

  • Выбор пакета материалов, применяемых при изготовлении изделия. Расчет и построение чертежа конструкции модели. Нормирование расхода материала, выполнение раскладки лекал. Выбор режимов и методов обработки, оборудования, средств технологической оснастки.

    методичка [1,6 M], добавлен 18.08.2010

  • Оценка технологичности изделия. Обзор методов изготовления деталей. Операции технологического маршрута. Обоснование сортамента заготовки и метода ее изготовления. Расчет режимов резания при токарной обработке. Разработка технологической оснастки.

    курсовая работа [812,5 K], добавлен 12.01.2016

  • Производство изделий из композиционных материалов. Подготовительные технологические процессы. Расчет количества армирующего материала. Выбор, подготовка к работе технологической оснастки. Формообразование и расчет штучного времени, формование конструкции.

    курсовая работа [457,2 K], добавлен 26.10.2016

  • Входной контроль ткани и компонентов связующего. Изготовление препрега. Выбор и подготовка оснастки к работе. Расчет штучного времени операций техпроцесса формообразования. Расчет скорости резания при сверлении деталей из композиционных материалов.

    курсовая работа [116,4 K], добавлен 26.03.2016

  • Автоматизированное проектирование конструкции и технологии изготовления сборки и деталей платформы с арретиром оптического устройства. Создание конструкторской и технологической документации. Трехмерные модели деталей. Расчет и выбор режимов резания.

    дипломная работа [3,6 M], добавлен 09.11.2016

  • Анализ конструкции, ее связь с другими сборочными единицами. Технологичность объекта по ГОСТ и предложения по усовершенствованию. Выбор варианта базирования, схемы увязки и комплекта технологической оснастки. Проектирование сборочного приспособления.

    курсовая работа [1,2 M], добавлен 16.12.2012

  • Разработка конструкции и технологии изготовления ночного прицела, соответствующего сложившимся на современном рынке высоким техническим требованиям. Механическая обработка корпусных деталей оптических приборов. Проектирование технологической оснастки.

    дипломная работа [3,0 M], добавлен 09.12.2016

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.