Эксплуатационные особенности привода элеронов, расположенных у задней кромки концевых крылышек

в₀=0,424 м, в_к=0,206 м, в"=1,174 м, в'=0,75 м

Найдем соотношение площади элерона к площади осевой компенсации элерона.

Рис. 2.13. Геометрические параметры концевого элерона

Рис. 2.14. Геометрические параметры осевой компенсации

Найдем соотношение площади концевого элерона к площади внешнего элерона самолета Ил-96-300.

Это значит что элерон концевого крылышка даёт ещё 18,7% дополнительной площади или оно может заменить 0,97 м² площади внешнего элерона, что освободит дополнительно 1 м крыла от элерона, или даёт нам дополнительно 4,72 м² полезной площади крыла.

Нагружается элерон, как и другие подвижные части крыла, аэродинамические силами. Расчетная нагрузка элерона Y пропорциональна его площади S и скоростному напору q. По размаху элерона эта нагрузка распределяется пропорциональна хордам, по хорде - по закону трапеции.

Для элерона Yэл=К f Sэл q, а распределенная нагрузка qэл =(Yэл b) / Sэл. Здесь К - коэффициент, задаваемый нормами прочности; f- коэффициент безопасности; Sэл - площадь элерона; b-хорда элерона, q-скоростной напор находится q=(с V²) / 2, где с-плотность воздуха, V-скорость самолета. По данным формулам найдем распределенную нагрузку для внешнего и концевого элерона, а также для компенсированной части элерона.

Элерон концевого крылышка, как и внешний элерон используется на режимах взлета и посадки, то есть на скорости 250-300 км/ч, что составляет V=69-83 м/с. Плотность воздуха с=1,225 кг/м³, площадь внешнего элерона Sэл=5,28 м² длощадь концевого элерона Sк.эл=0,97 м²,площадь компенсированного внешнего элерона Sэл=4,31 м²,К=2,3, f=1.5.

Для внешнего элерона:

Yэл=77475 Н;

b₀=1,24 м: qэл=18341 Н/м.

b_К=0,8 м: qэл=11739 Н/м.

Для концевого элерона:

Yэл=14233 Н;

b₀=0,56 м: qэл=8217 Н/м;

bк=0,275м: qэл=4035 Н/м.

Для компенсированного элерона:

Yэл=63242Н;

b₀=1,135 м: qэл=16654 Н/м;

bк=0,8м: qэл=1 1739 Н/м.

Построим эпюру.

Рис. 2.15. Эпюра элеронов с распределенной нагрузкой

Найдя распределенную нагрузку на элерон, произведем расчет рулевой поверхности.

Нагрузки концевого крылышка.

Аэродинамические и массовые силы, являющиеся нагрузкой концевых крылышек, задаются нормами прочности. Для концевых крылышек предусмотрен ряд расчетных случаев. Общая расчетная нагрузка на всю площадь концевых крылышек определяется по приведенным в нормах формулам и распределяется по размаху пропорционально его хордам. Там же задается для каждого расчетного случая закон распределения погонной нагрузки по хорде концевого крылышка и элерона. Таким образом, к началу расчета нормы позволяют определить в любом сечении оперения погонные нагрузки стабилизирующей поверхности и руля, а также соответствующие центры давления.

Рис. 2.16. Центры давления концевого крылышка и элерона

Если известна нагрузка стабилизирующей поверхности, то расчет ее можно было бы произвести одним из методов, разработанных для крыла. Расчет руля оказался бы еще проще, так как на изгиб и сдвиг в его конструкции работает только лонжерон (с присоединенной обшивкой), а на кручение -- простой замкнутый контур обшивки.

Однако сделать этого пока еще нельзя. Для построения расчетных эпюр необходимо знать реакции в опорных точках руля, а определение их является, как правило, весьма сложной задачей. Не погрешив против истины, можно сказать, расчеты, связанные со строгим определением реакций в шарнирах, представляют собой наиболее трудоемкий этап расчета оперения. Расчет оперения с пятишарнирной подвеской элерона.

Рис. 2.17. Пятиопорный элерон

Считаем, что нагрузка оперения, распределение ее по размаху и по хорде найдены. Известны, следовательно, погонные нагрузки и линии центров давления стабилизирующей поверхности и руля. На рис.2.18: 1-- линия центров давления стабилизирующей поверхности;

2--линия центров давления элерона;

3--ось вращения элерона.

Положим, что элерон подвешен к стабилизирующей поверхности на пяти кронштейнах (рис. 2.18). Однако приемы расчета, изложенные ниже, являются общими и могут быть применимы при любом числе опорных кронштейнов.

Положим сначала, что стабилизирующая поверхность и руль абсолютно жестки на кручение. В этом случае расчетную схему сооружения можно условно представить так (рис). Руль, как балка, загружен погонной нагрузкой t_p. Он имеет пять точки опоры (1, 2, 3,4,5), которые перемещаются по наклонной плоскости при прогибе стабилизирующей поверхности.

Рис.2.18. Эпюры распределенной нагрузки

Процедура определения реакции в этой статистически неопределимой задаче (здесь имеются в виду пяти опор) является сложной, особенно если принять во внимание, что обе балки имеют обычно переменную по длине жесткость.

Решение этой задачи можно, конечно, облегчить, упрощая силовую схему конструкции и нагрузку. Положим, например, что опоры жесткие, жесткость лонжерона руля и погонная нагрузка по длине постоянны (или хотя бы постоянны в пролете).

Тогда реакции в опорах можно определить с помощью теоремы трех моментов.

Рассмотрим более строгий прием решения, представляющий собой по существу метод сравнения деформаций. Расчет этим методом требует вычисления большого количества определенных интегралов с переменным верхним пределом, что выполняется легко простым планиметрированием или способом трапеций. Познакомимся с порядком решения задачи.

Если выбросить из схемы на рис. шарнир 1,3,5 руль окажется двухопорной балкой. Определение реакций в шарнирах 2 и 4 легко достигается тогда с помощью уравнений статики, и расчет руля может быть произведен до конца (до определения прогибов) независимо от осадки опор. Добавляя к нагрузке стабилизирующей поверхности реакции в точках 2,4 с измененным знаком, легко рассчитаем и эту балку, закончив расчет определением прогибов.

В результате точка 3, общая для обеих балок, получит разные перемещения. Это будет следствием исключения из системы силы в шарнире 3. В дальнейшем мы и найдем эту силу, подчиняя ее условию равенства перемещений точки 3 схеме руля и стабилизирующей поверхности.

Таков путь решения подобных задач.

Раньше чем перейти к расчету, заметим, что вычисление перемещений точки 3 удобно вести относительно общей для обеих балок подвижной линии 2-4, проходящей в любой момент через центры первого и второго шарниров.

До нагружения точка 3, общая для стабилизатора и руля, находится на линии 2-4. Под нагрузкой она сместится с этой линии. В системе руля и в системе стабилизатора (если шарнир 3 на месте) смещения этой точки должны быть одинаковы. Легко видеть, что вычислить эти перемещения проще, чем полные. Так, вычисление полного перемещения точки 3 в системе стабилизатора требует расчета его на изгиб по всей длине, включая упругую заделку (стреловидную, например). А это, как известно, весьма сложная задача. Полное перемещение той же точки в системе руля также зависит от деформаций стабилизатора и его упругой заделки. Если же использовать для отсчета перемещений вдвижную линию 2-4, можно ограничиться при вычислении реакций расчетом лишь консольной части стабилизатора, так как влияние на эти перемещения локальных напряжений в зоне упругой заделки не может быть существенно.

Рассмотрим подробнее приемы расчета. Таким образом устанавливаются поперечные силы и изгибающие моменты в сечениях руля и стабилизирующей поверхности, что позволяет перейти к их расчету. Известны становятся и силы во всех пяти шарнирах. Расчет сечений концевого крылышка, а также элерона на изгиб, сдвиг, кручение вдали от заделки, учет влияния прямой и стреловидной заделки производится методами, разработанными для крыла, и потому особо рассматриваться здесь не будут. Однако следует обратить внимание на следующую особенность задачи о кручении.

Расчет на свободное кручение в этом случае в сечениях, близких к области скачков, будет давать ненадежные результаты. Здесь так же, как и вблизи заделки, будет иметь место стесненное кручение.

В конструкции элерона на изгиб и сдвиг работает только лонжерон с присоединенной обшивкой. Расчет его элементарен. Ось жесткости практически совпадает с осью лонжерона. На кручение работает простой замкнутый контур. Эпюру крутящих моментов строим обычным образом, несмотря на то, что эта эпюра не совсем обычна.

Подсчитывая моменты относительно оси жесткости обычным образом и суммируя их формально справа налево, получим эпюру, приведенную на рис. 2.20.

Рис.2.20. Эпюра суммарного момента

Рис.2.21. Тяга управления

Полученный слева суммарный момент М_упр будет, очевидно, восприниматься тягой управления.

Так как кронштейн управления может быть и не в конце лонжерона руля, его момент должен быть вычтен из эпюры в соответствующем сечении.

По конструкции и силовой схеме элероны аналогичны рулевым поверхностям. Изгиб и сдвиг от поперечных сил воспринимает единственный лонжерон, а кручение -- замкнутый контур обшивки (рис. 2.21). Крыло считается бесконечно жестким по сравнению с элероном. Расчет благодаря этому значительно упрощается.

Рис. 2.22. Распределенная нагрузка

Нагружение элеронов, закрылков и щитков задается нормами прочности в зависимости от их площади и скоростного напора.

Распределение нагрузки по размаху принимается пропорционально хордам, а по хорде -- по закону трапеции.

Становится более удобным взамен графо-аналитического метода, который применялся при расчете реакций руля, использовать теорему трех моментов.

Рис.2.23.Эпюра нагрузки, крутящего и изгибающего моментов

Получению результаты сведем в таблицу 2.6

Табл.2.6

Если принять за момент инерции и нагрузку в п-м пролете их средние значения на этом интервале, то уравнение трех моментов примет вид, а реакции определятся из уравнений.

В этих формулах:

1) />0, если направлена вверх;

2) М>0, если сжато верхнее «волокно» балки;

3) R>0, если направлена вверх;

4) за опорой п следует пролет п +1.

В случае пятиопорного элерона (рис.2.23) получим всего одно уравнение с одним неизвестным М₃, так как М/ и М₂ определяются статически.

2.4 Разработка конструкции элеронов, расположенных у задних кромок концевых крылышек

Конструкция элеронов. Элероны, как и другие органы управления самолетом (рули высоты и рули направления), по внешним формам и конструкции (по силовым элементам, образующим силовую схему, их назначению, конструкции и работе при передаче нагрузок) аналогичны крылу. Как и конструкция крыла, конструкция элерона состоит из каркаса и обшивки. Каркас состоит из лонжерона, стрингеров, нервюр, диафрагм, усиливающих вырезы в носке элерона год узлы крепления и приводы управления, устанавливаемые на лонжероне. Для уменьшения деформаций элерона увеличивают число его опор (как минимум до трех). Однако при изгибе крыла и элерона из-за разных их жесткостей на изгиб и нагрузок возникают силы, направленные вдоль узлов навески элерона. Чтобы не было заклинивания элеронов, среди узлов навески должны быть один - два узла, допускающих перемещение элерона вдоль размаха относительно узлов на крыле. Это узлы с двумя степенями свободы: либо кардан, либо торцевые узлы типа консольный болт, ось которых совпадает с осью вращения элерона и вдоль оси которых элерон может свободно перемещаться. В то же время хотя бы одна из опор элерона должна быть неподвижной вдоль оси вращения элерона и фиксировать его положение относительно крыла. В самих узлах навески элерона должны устанавливаться подшипники, обеспечивающие свободное отклонение элеронов.

Рис.2.24. Узел навески концевого элерона

Конструкция элеронов, состоящих из двух однотипных секций, соединенных серьгами. Они навешиваются на кронштейны, установленные на стыках хвостовых частей усиленных нервюр крыла, заднего лонжерона крыла и балки хвостовой части крыла. Здесь пять опор в крылышке и столько же узлов навески на элероне. В качестве торцевых опор для обеих секций элеронов применены опоры и типа консольный болт. Одна из опор такого типа (средняя) является общей для обеих секций.

Рис. 2.25. Лонжерон концевого элерона

Три близко расположенных кронштейна 3 на крылышке и три средних узла навески 3 на элероне имеют только одну степень свободы и фиксируют положение элерона относительно крылышка. Эти узлы на элероне выполнены в виде кронштейнов с двумя проушинами, закрепленных на лонжероне элерона.

Рис. 2.26. Геометрически параметры лонжерона

Верхними проушинами элерон с помощью промежуточных серег навешивается на кронштейны крылышка, а к нижним проушинам крепятся приводы управления элеронами. На двух усиленных нервюрах, повышающих жесткость на кручение элерона, впереди его носка установлен сосредоточенный балансировочный груз, обеспечивающий 100-процентную весовую балансировку элерона. Это необходимо для предотвращения изгибно-элеронного флаттера. Высокая жесткость на кручение небольшого по размаху элерона с большим числом (пять) опор уменьшает его деформации, в том числе и закручивание. Последнее уменьшает опасность возникновения флаттера.

Рис. 2.27. Эпюра нагрузок действующих на лонжерон

Задача весовой балансировки элерона (как и других рулей на самолете) часто решается расположением в его носке распределенного по размаху груза. Это в весовом отношении хуже из-за меньшего (чем в рассмотренном выше случае) плеча от оси вращения до груза.

Но при этом обеспечивается не только статическая балансировка, а и динамическая -- отсутствует закручивание элерона от инерционных сил балансира и дополнительное сопротивление при его отклонении.

Весовой балансировки элерона можно достичь частично за счет облегчения хвостовой части элерона применением сотового заполнителя. В этом случае кроме повышения жесткости элерона можно еще получить и экономию в массе элерона при его весовой балансировке.

Рис.2.28. Геометрические параметры сотового заполнителя

Сотовый трехслойная конструкция по сравнению с каркасными конструкциями имеет высокие прочностные жесткостные преимущества, на 15… 20% выигрыш в массе.

Выводы

В результате выполнения данной магистерской диссертации получены следующие основные выводы:

-выполнено расчет и разработка кинематической схемы привода элерона, расположенных у задней кромки концевых крылышек, обеспечивающих синхронность работы внешнего и концевого элеронов;

-получена возможность скомпоновать данную кинематическую схему в крыле самолета Ил-96-300;

-произведено расчет геометрических параметров элеронов концевых крылышек, обеспечивающих надежную работу на режимах взлета и посадки, синхронностью работы элеронов;

-разработана конструкция концевых элеронов имеющих 100% весовую балансировку, предотвращающих изгибно - элероный флаттер, имеющий сотовый наполнитель обеспечивающий малый вес элерона.

Список использованной литературы

1.Акопов М.Г., Бекасов В.И., Евсеев А.С. Системы оборудования летательных аппаратов. Москва: Машиностроение, 1986, 368с.

2. Амирьянц Г.А. Устройство для улучшения управляемости крылатых летательных аппаратов. 997455/11, 1968.08.09, 1839844.

3.Анурьев В.И. Справочник конструктора машиностроителя. Том 2. Москва: Машиностроение, 584с.

4. Артоболевский И.Н. Теория механизмов и машин. Москва: Наука, 597с.

5. Артыков Н.А. Крыло летательного аппарата. IАР20020035, 2002.15.01, UZ IАР 02570

6. Биргер И.А., Шорр Б.Ф.,Иоселевич Г.Б., Москва: Машиностроение, 1979, 702с.

7. Войт Е.С., Ендогур А.И., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. Москва: Машиностроение, 1987, 416с.

8. Воробьев В.Г. Самолет Ил-96-300., Москва: Машиностроение 1989.

9. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Москва: Машиностроение, 1983, 616с.

10. Гавриленко В.А. Теория механизмов. Москва: Высшая школа, 511с.

11.Гиммельфарб А.Л. Основы конструирования В самолетостроении. Москва: Машиностроение, 1980, 367с.

12.Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. Москва: Машиностроение, 1974, 320с.

13.Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. Москва: Машиностроение, 1991,400с.

14.Краснов Н.Ф.Аэродинамика.Часть1.Москва:Машиностроение,1980, 495с.

15.Краснов Н.Ф.Аэродинамика.Часть 2. Москва: Машиностроение, 1980, 416с.

16.Левитская О.Н., Левитский Н.И. Курс теории механизмов машин. Москва: Высшая школа, 1978, 269с.

17. Мещерский И.В. Сборник задач по теоретической механике. Москва: Высшая школа, 1989, 742с.

18.Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов. Москва: Транспорт, 1990, 392с.

19.Одиноков Ю.Г. Расчет самолета на прочность. Москва: Машиностроение, 1973, 392с.

20.Пархомовский Я.М. Устройство для улучшения управляемости крылатые летательных аппаратов при больших скоростях полета. 970524/11, 1965.12.27, 1839845.

21. Пятаев А.В. Детали машин. Ташкент: ТГАИ, 2004, 244с.

22. Слюдиков М.Н. Проектирование деталей, узлов, приводов и механизмов летательных аппаратов. Москва: Машиностроение, 1967, 392с.

23.Яблонский А.А., Никифорова В.М. Курс теоритической механики. Часть1. Москва: Высшая школа, 1984, 343с.

24.Яблонский А.А. Курс теоритической механики. Часть 2. Москва: Высшая школа, 1977, 430с.

25.Сайт из интернета www.sonbi.ru/tsiam/research/VRD/GTD/GTD_1-1.htm

26. Сайт из интернета http://www.airshow.ru/expo/380/prod_598_r.htm

27. Сайт из интернета http://www.cofe.ru/avia

28. Сайт из интернета http://www.petpoltrade.ru.

29. Сайт из интернета http://www.frigmaires.com/rus/drying/drying2.htm

30. Сайт из интернета http://www.awiaport.ru/aviafirms/firm255.html

31. Сайт из интернета http://www.newdirect.ru/ibase/select/NSK/412/0

32. Сайт из интернета http://www.vn.ru

33. Сайт из интернета http://www.gryazi.net

34. Сайт из интернета http://www.oilcapital.ru

35. Сайт из интернета http://www.headnet.ru

36. Сайт из интернета http://www.avia.ru

37. Сайт из интернета http://www.aviation.ru

38. Сайт из интернета http://www.niiao.ru

39. Сайт из интернета http://www.rusavia.rm.ru

Размещено на Allbest.ru