Проектирование конструкции лонжерона крыла с подкосом самолета RWD-13

Тип работы:
Дипломная
Предмет:
Производство и технологии


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Проектирование конструкции лонжерона крыла

с подкосом самолета RWD-13

Содержание

Введение

1. Конструкторская часть

1.1 Нормирование нагрузок на крыло

1.1.1 Определение расчетных скоростей полета

1.1. 2Определение перегрузок при полете в неспокойном воздухе

1.1.3 Построение огибающей полетных условий. Выбор максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок

1.1.4 Построение эпюр распределенных воздушных и массовых нагрузок

1.1.5 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов

1.1.6 Расчет нагрузок для крыла с подкосом

1.2 Проектирование лонжерона

1.2.1 Проектирование полок и стенки лонжерона

1.2.2 Выбор формы поперечного сечения лонжерона

1.2.3 Расчет геометрических параметров сечения лонжерона

1.3 Проектирование подкоса

1.3.1 Проектирование регулярной части стержня

1.3.2 Проектирование законцовки подкоса

1.4 Проектирование узла крепления балки к фюзеляжу

1.5 Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону

1.5 1Расчет вилки

2. Технологическая часть

2.1 Описание технологичности конструкции

2.2 Подготовительные технологические операции

2.2.1 Подготовка армирующего материала, входной контроль

2.2.2 Расчет количества армирующего материала и связующего для его пропитки

2.2.3 Приготовление и контроль компонентов связующего

2.2.4 Приготовление и раскрой препрега

2.3 Технологический процесс формообразования

2.3.1 Расчет штучного времени на выкладку полок лонжерона

2.3.2 Расчет штучного времени на выкладку стенки лонжерона

2.4 Технологический процесс формования конструкции

2.5 Механическая обработка

2.5.1 Расчет параметров сверления

2.6 Контроль качества изделия

3. Безопасность жизнедеятельности

3.1 Выявление опасных и вредных факторов в цехе изготовления изделий из композиционных материалов

3.1.1 Участок автоклавного формования

3.1.2 Мероприятия по защите от статического электричества

3.1.3 Электробезопасность

Список использованной литературы

/

Введение

В настоящее время стремительный технический прогресс развития самолетостроения и машиностроения требует использования материалов с высокими механическими характеристиками, высоким качеством изготовления деталей на их основе с уменьшением массы конструкции в целом.

По характеристикам, которые демонстрируют композиционные материалы в готовых изделиях, они совершенно ничем не уступают традиционным материалам, а наоборот, имеют ряд преимуществ, например: конструкции из ПКМ (полимерные композиционные материалы) имеют более высокие удельные прочностные свойства, масса конструкции снижается на 15−20% и выше, увеличивается технологичность ее изготовления (если конструкция имеет сложную геометрическую форму).

Основной целью самолетостроения является создание конструкции самолета, детали и элементы которого имели бы минимальную массу (фюзеляж, несущие элементы, детали интерьера) при регламентированных показателях надежности и прочности. Реализация этих условий приводила бы к тому, что снизились бы экономические затраты на эксплуатацию и изготовление, увеличивалась дальность полета, что в свою очередь, снизило бы стоимость услуг авиатранспорта как при перевозке грузов, так и пассажиров.

Целью данного бакалаврского проекта является проектирование лонжерона из КМ с подкосом, выбор технологии изготовления подкоса, выявление вредных факторов в цехе КМ, определение себестоимости конструкции. В ходе работы необходимо решить ряд задач, к которым относятся определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости элементов конструкции и конструкции в целом, обеспечение точности размеров, силовое взаимодействие с другими элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам и др.

1 Конструкторская часть

1.1 Нормирование нагрузок на крыло

1.1.1 Определение расчетных скоростей полета

Исходные данные: на рисунке 1.1 приведена схема самолета RWD-13, а в таблице 1.2 — его характеристики.

Рис. 1.1 — Схема самолета RWD-13

Таблица 1.2 — Характеристики самолета RWD-13

RWD-13

Кол-во членов экипажа

Кол-во пассажиров

Кол-во двигателей

Марка двигателя

Взлетная мощность, кВт

Размах крыла, м

Длина, м

Высота, м

Площадь крыла, м2

Взлетный вес, кг

Максимальная скорость, км/ч

Крейсерская скорость, км/ч

Максимальная дальность, км

3

нет

1

Walter «Major 4»

96

11,5

7,9

2,1

16

890

210

180

900

Для данного самолета многоцелевой категории принимаем максимальную эксплуатационную маневренную перегрузку

Согласно АП-23 для самолетов многоцелевой категории минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка вычисляется следующим образом:

(1. 1)

Для определения расчетных скоростей полета воспользуемся зависимостями, регламентированными системой АП-23.

Расчетная скорость сваливания — минимальная скорость, на которой может летать самолет, определяется по формуле:

, (1. 2)

где с — плотность воздуха, с =1. 225 кг/м3,

Skr — площадь крыла, Skr =16 м2,

G — вес самолета, G = 890 кг ,

— производная коэффициента подъемной силы профиля NACA-0015,

(1. 3)

Расчетная крейсерская скорость Vck определяется по формуле:

(1. 4)

Расчетная максимальная скорость пикирования Vdk вычислим по формуле:

(1. 5)

Скорость Va — минимальная скорость, при которой можно совершать маневры с и

(1. 6)

1.1.2 Определение перегрузок при полете в неспокойном воздухе

При определении перегрузок в неспокойном воздухе самолет считают твердым недеформируемым телом, все силы прикладывают в центре тяжести, принебрегая поворотом самолета в плоскости тангажа (вертикальной).

Перегрузка при действии вертикального порыва определяется по формуле:

, (1. 7)

где — перегрузка до действия порыва, принимаем;

— приращение вертикальной перегрузки от действия порыва:

, (1. 8)

где V0 — скорость полета до действия порыва, м/с;

(1. 9)

График 1.1. — Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки для профиля NACA — 0015

По графику определяем: и. Следовательно:

— скорость порыва,. Величина вертикального порыва принимается равной при скоростях ,; при скорости и для скорости.

— коэффициент ослабления порыва, вычисляемый по формуле:

, (1. 10)

, (1. 11)

где — средняя аэродинамическая хорда,

, (1. 12)

Подставляя значения в формулу (1. 11), получим:, тогда

Определим положительную и отрицательную перегрузки для скорости Vck=57. 387м/с=210 км/час:

, (1. 13)

где, .

(1. 14)

Находим скорость — скорость максимальной интенсивности воздействия порывов по формуле:

(1. 15)

Скорость Vb принимаем равной среднему значению между скоростями Va и Vck:.

Определим положительную и отрицательную перегрузки для скорости Vb=47. 22м/с=170км/час:

, (1. 16)

, (1. 17)

Определим положительную и отрицательную перегрузки для скорости Vd=71. 734м/с=260км/час:

(1. 18)

(1. 19)

Значения расчетных скоростей и перегрузок приведены в таблице 1.3.

Табл.1.3 — Значения расчетных скоростей и перегрузок

Расчетная точка

Скорость, км/час

S

55

1

-

A

130

-

-

B

170

3. 69

-1. 69

C

210

3. 47

-1. 47

D

260

2. 55

-0. 55

1.1.3 Построение огибающей полетных условий. Выбор максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок

Все многообразие нагрузок, действующих на самолет в эксплуатации, в НЛГ сведено к ограниченному числу расчетных случаев, которые определяют прочность конструкции. Соответствие требованиям прочности должно быть доказано для любой комбинации скорости и перегрузки на границах и внутри огибающей полетных условий, обусловленной маневрированием или порывами ветра.

Огибающая полетных условий приведена на рисунке 1.2.

Рис. 1.2 — Огибающая полетных условий

На диаграмме: , — максимальная и минимальная эксплуатационные маневренные перегрузки, которые будут учтены на этапах проектировочного и проверочного расчетов самолета на прочность.

1.1.4 Построение эпюр распределенных воздушных и массовых нагрузок

Расчеты будем проводить численно, разбивая длину консоли на участков. Длина каждого участка равна:. Примем количество участков, тогда расстояние между сечениями будет равным:. Последний участок разобьем еще на две части, вследствие чего.

Воздушная нагрузка по размаху крыла распределяется по закону относительной циркуляции:

, (1. 20)

где L — размах крыла, L=11. 5 м, Г` - относительная циркуляция, тогда и составят:

, (1. 21)

, (1. 22)

где — расчетная перегрузка

, (1. 23)

— коэффициент безопасности: ,

где f0 -основной коэффициент безопасности, fКМ — коэффициент безопасности, учитывающий разброс физико-механических характеристик композиционного материала.

,

,

Относительная циркуляция представляется в виде суммы циркуляций прямого крыла и поправок, учитывающих стреловидность и влияние фюзеляжа:

(1. 24)

где — значение циркуляции прямого крыла в зависимости от удлинения и сужения для трапециевидных крыльев.

вычислим по формуле:

(1. 25)

где — сужение крыла,

— циркуляция для крыльев с сужением и соответственно (справочные данные).

Угол стреловидности данного типа самолета равен нулю, следовательно, поправка учитывающая стреловидность крыла будет равна нулю.

Поправка к циркуляции с учетом влияния фюзеляжа (корпуса) определяется величиной «провалов» кривой циркуляции прямого крыла над фюзеляжем и двигателем.

(1. 26)

где — значение коэффициента, определяется в зависимости от значения:

, (1. 27)

,

,

следовательно,, а.

Вводится коэффициент поправки, в результате чего определяется окончательное значение относительной циркуляции:

, (1. 28)

где — площадь «провала»,

(1. 29)

где- высота «провала», — ширина «провала».

;

Распределение воздушной нагрузки по размаху полукрыла при приведенa в таблице 1.4. Величинa относительной циркуляции по размаху крыла при:

Распределение воздушной нагрузки по размаху полукрыла при приведенa в таблице 1.5.

Таблица 1.4 — Распределение воздушной нагрузки по размаху полукрыла при

i

0

0

-

1. 1285

-0. 11 285

1. 016

1. 2 723

8104

1

0. 1

0. 52

1. 1261

-0. 11 261

1. 013

1. 25 045

8087

0

1. 126

1. 138 939

8985

2

0. 2

0. 52

1. 1196

0

1. 12

1. 132 365

8934

3

0. 3

0. 52

1. 1096

0

1. 11

1. 122 251

8854

4

0. 4

0. 52

1. 0961

0

1. 096

1. 108 597

8746

5

0. 5

0. 52

1. 0765

0

1. 077

1. 88 774

8590

6

0. 6

0. 52

1. 0457

0

1. 046

1. 57 623

8344

7

0. 7

0. 52

0. 9954

0

0. 995

1. 6 749

7943

8

0. 8

0. 52

0. 9138

0

0. 914

0. 924 219

7291

9

0. 9

0. 52

0. 7595

0

0. 759

0. 768 159

6060

10

0. 95

0. 26

0. 6584

0

0. 658

0. 665 907

5254

11

1

0. 26

0

0

0

0

0

Таблица 1.5. — Распределение воздушной нагрузки по размаху полукрыла при

i

0

0

-

1. 1285

0. 431

0. 697

0. 729

-2352

1

0. 1

0. 52

1. 1261

0. 431

0. 696

0. 727

-2347

0

1. 126

1. 177

-3798

2

0. 2

0. 52

1. 1196

0

1. 12

1. 17

-3776

3

0. 3

0. 52

1. 1096

0

1. 11

1. 16

-3742

4

0. 4

0. 52

1. 0961

0

1. 096

1. 145

-3697

5

0. 5

0. 52

1. 0765

0

1. 077

1. 125

-3631

6

0. 6

0. 52

1. 0457

0

1. 046

1. 093

-3527

7

0. 7

0. 52

0. 9954

0

0. 995

1. 04

-3357

8

0. 8

0. 52

0. 9138

0

0. 914

0. 955

-3082

9

0. 9

0. 52

0. 7595

0

0. 759

0. 794

-2562

10

0. 95

0. 26

0. 6584

0

0. 658

0. 688

-2221

11

1

0. 26

0

0

0

0

0

Графики относительной циркуляции приведены на рисунках 1.3 и 1.4.

Рис. 1.3 — График относительной циркуляции при

Рис. 1.4 — График относительной циркуляции при

В приближенных расчетах можно считать, что погонная нагрузка массовых сил крыла пропорциональна хордам, и использовать формулу:

, (1. 30)

где — хорда крыла, вычисляемая по формуле:

. (1. 31)

Тогда и составят:

; (1. 32)

, (1. 33)

где — вес крыла,.

Значения распределенной нагрузки от веса крыла и приведены в таблице 1.6.

Таблица 1.6 — Значения погонной нагрузки массовых сил крыла

i

0

0

-

1. 391

1052

-430

1

0. 1

0. 52

1. 391

1052

-430

2

0. 2

0. 52

1. 391

1052

-430

3

0. 3

0. 52

1. 391

1052

-430

4

0. 4

0. 52

1. 391

1052

-430

5

0. 5

0. 52

1. 391

1052

-430

6

0. 6

0. 52

1. 391

1052

-430

7

0. 7

0. 52

1. 391

1052

-430

8

0. 8

0. 52

1. 391

1052

-430

9

0. 9

0. 52

1. 391

1052

-430

10

0. 95

0. 26

1. 391

1052

-430

11

1

0. 26

1. 391

1052

-430

Суммарное распределение нагрузок по сечениям крыла для двух расчетных случаев определяется по формуле:

(1. 34)

Погонная нагрузка массовых сил на крыло имеет противоположное направление в сравнении с воздушной нагрузкой по размаху крыла.

Линия приложения массовых сил по хорде крыла при отсутствии уточненных данных принимается на расстоянии 0. 45 хорды сечения крыла.

Значения при максимальной и минимальной перегрузке приведены в таблице 1.7.

Таблица 1.7 — Значение суммарных распределенных нагрузок

i

0

0

-

8104

-2352

1052

-430

7052

-1922

1

0. 1

0. 52

8087

-2347

1052

1052

-430

-430

7035

-1917

8985

-3798

7934

-3368

2

0. 2

0. 52

8934

-3776

1052

-430

7882

-3346

3

0. 3

0. 52

8854

-3742

1052

-430

7802

-3312

4

0. 4

0. 52

8746

-3697

1052

-430

7694

-3267

5

0. 5

0. 52

8590

-3631

1052

-430

7538

-3200

6

0. 6

0. 52

8344

-3527

1052

-430

7292

-3097

7

0. 7

0. 52

7943

-3357

1052

-430

6891

-2927

8

0. 8

0. 52

7291

-3082

1052

-430

6240

-2652

9

0. 9

0. 52

6060

-2562

1052

-430

5009

-2131

10

0. 95

0. 26

5254

-2221

1052

-430

4202

-1790

11

1

0. 26

0

0

1052

-430

-1052

430

По полученным значениям строим графики максимальных погонных нагрузок. Графики погонных нагрузок приведены на рисунках 1.5 и 1.6.

Рис. 1.5 — График распределенной нагрузки при

Рис. 1.6 — График распределенной нагрузки при

Построим сечение аэродинамического профиля крыла NACA-0015 (рисунок 1. 7). В таблице 1.8 приведены геометрические характеристики профиля крыла, заданые в процентах от хорды и в миллиметрах[1].

Рис. 1.7 — Профиль крыла NACA-0015

Таблица 1.8 -Геометрические характеристики профиля NACA -0015

X,%

Yв,%

Yн,%

X, мм

Yв, мм

Yн, мм

0

0

0

0

0

0

2. 5

3. 27

-3. 27

34. 8

45. 5

-45. 5

5

4. 44

-4. 44

69. 6

62

-62

7. 5

5. 25

-5. 25

104. 3

73

-73

10

5. 85

-5. 85

139

81

-81

15

6. 68

-6. 68

208. 7

93

-93

20

7. 17

-7. 17

278

99. 8

-99. 8

25

7. 43

-7. 43

348

103

-103

30

7. 5

-7. 5

417. 4

104

-104

40

7. 25

-7. 25

556. 5

101

-101

50

6. 62

-6. 62

695. 7

92

-92

60

5. 7

-5. 7

834. 8

79

-79

70

4. 58

-4. 58

974

64

-64

80

3. 28

-3. 28

1113

45. 6

-45. 6

90

1. 81

-1. 81

1252

25

-25

100

0

0

1391

0

0

Для определения распределения нагрузки от веса топлива, размещенного в крыле необходимо найти массу топлива. Топливо в пассажирских самолетах запрещается располагать в фюзеляже. Поэтому баки располагают в крыле. В крыльях из композиционных материалов баки делают подвесными и крепят на нервюры.

Определим массу топлива в одном крыле по формуле:

Принимаем массу всего топлива 200 кг.

Объем всего топлива определяется по формуле:

,

где — плотность топлива.

Одно полукрыло вмещает 0,125 м³ топлива.

В одном полукрыле будет располагаться два бака длиной, шириной и высотой. Вмещаемый объем одного бака равен:

,

Тогда обьем двух баков в полукрыле равен :. На рисунке 1.8 приведена схема расположения и геометрические параметры баков в одном полукрыле.

Рис. 1.8 — Схема расположения и геометрические параметры баков в одном полукрыле

1.1.5 Построение эпюр поперечных сил и изгибающих моментов

При определении законов распределения поперечных сил и изгибающих моментов по длине крыла вначале находят функцию Q (z) и M (z) от воздействия суммарной распределенной нагрузки q (z).

Расчет производится по максимальной и минимальной перегрузкам.

Эпюры Q (z) получаем в результате интегрирования эпюры q (z). Интегрирование проводим от конца консоли.

(1. 35)

Выполняем численное интегрирование по правилу трапеции по формуле:

(1. 36)

где , — распределенная нагрузка на i-м и (i+1)-м участке разбиения;

— длина участка

(1. 37)

Результаты расчетов определения перерезывающей силы приведены в таблице 1.9 и таблице 1. 10.

Учет влияния сосредоточенных грузов, расположенных на крыле, при построении эпюры.

(1. 38)

где — сосредоточенное усилие от груза, расположенного на крыле.

Табл.1. 9- Значения перерезывающей силы свободнонесущего крыла при

i

0

0

-

-45 130

6051

8644

-30 440

1

0. 1

0. 52

-40 470

5445

8644

-26 380

2

0. 2

0. 52

-35 320

4840

8644

-21 840

3

0. 3

0. 52

-30 200

4235

8644

-17 330

4

0. 4

0. 52

-25 140

3630

6915

-14 600

5

0. 5

0. 52

-20 160

3025

5186

-11 950

6

0. 6

0. 52

-15 290

2420

3457

-9410

7

0. 7

0. 52

-10 600

1815

1729

-7060

8

0. 8

0. 52

-62 220

1210

0

-5012

9

0. 9

0. 52

-23 820

605,051

0

-1777

10

0. 95

0. 26

-755,452

302,526

0

-452,926

11

1

0. 26

0

0

0

0

Эпюры перерезывающей силы свободнонесущего крыла при приведены на рисунке 1.9.

Рис. 1.9 — Эпюры перерезывающей силы свободнонесущего крыла при

Табл.1. 10 — Значения перерезывающей силы свободнонесущего крыла при

i

0

0

-

18 460

-2475

-3536

12 450

1

0. 1

0. 52

17 110

-2228

-3536

11 340

2

0. 2

0. 52

14 930

-1980

-3536

9413

3

0. 3

0. 52

12 770

-1733

-3536

7498

4

0. 4

0. 52

10 630

-1485

-2829

6314

5

0. 5

0. 52

8520

-1238

-2122

5161

6

0. 6

0. 52

6462

-990,084

-1414

4057

7

0. 7

0. 52

4482

-742,563

-707,203

3032

8

0. 8

0. 52

2630

-495,042

0

2135

9

0. 9

0. 52

1007

-247,521

0

759,457

10

0. 95

0. 26

319,315

-123,761

0

195,555

11

1

0. 26

0

0

0

0

Эпюры перерезывающей силы свободнонесущего крыла при приведены на рисунке 1. 10.

Рис. 1. 10 — Эпюры перерезывающей силы свободнонесущего крыла при

Эпюры изгибающих моментов М (z) получаем в результате интегрирования эпюры поперечных сил Q (z) в двух расчетных случаях

. (1. 39)

Проводим численное интегрирование и получаем зависимости:

; (1. 40)

. (1. 41)

Учет влияния сосредоточенных грузов, расположенных на крыле, при построении эпюры М (z).

, (1. 42)

где — момент от груза, расположенного на крыле,

;

— расстояние от точки приложения сосредоточенных грузов до i-го сечения.

Вычисления изгибающих моментов приведены в таблицах 1. 11 и 1. 12

Табл. 1. 11- Значения изгибающих моментов М (z) при

i

0

0

-

119 700

-17 400

-27 340

74 950

1

0. 1

0. 52

95 070

-14 090

-22 370

58 620

2

0. 2

0. 52

73 280

-11 130

-17 400

44 750

3

0. 3

0. 52

54 440

-8524

-12 430

33 490

4

0. 4

0. 52

38 530

-6262

-7952

24 310

5

0. 5

0. 52

25 500

-4349

-4473

16 680

6

0. 6

0. 52

15 310

-2783

-1988

10 540

7

0. 7

0. 52

7871

-1566

-497,006

5808

8

0. 8

0. 52

3033

-695,809

0

2338

9

0. 9

0. 52

559,657

-173,952

0

385,704

10

0. 95

0. 26

108,596

-43,488

0

65,108

11

1

0. 26

0

0

0

0

Эпюры изгибающих моментов при приведены на рисунке 1. 11.

Рис. 1. 11 — Эпюры изгибающих моментов при

Табл.1. 12 — Значения изгибающих моментов М (z) при

i

0

0

-

-50 410

7116

11 180

-32 110

1

0. 1

0. 52

-40 180

5764

9149

-25 270

2

0. 2

0. 52

-30 970

4554

7116

-19 300

3

0. 3

0. 52

-23 010

3487

5083

-14 440

4

0. 4

0. 52

-16 290

2562

3253

-10 470

5

0. 5

0. 52

-10 780

1779

1830

-7172

6

0. 6

0. 52

-6473

1139

813,283

-4521

7

0. 7

0. 52

-3327

640,461

203,321

-2483

8

0. 8

0. 52

-1282

284,649

0

-997,548

9

0. 9

0. 52

-236,556

71,162

0

-165,394

10

0. 95

0. 26

-45,902

17,791

0

-28,111

11

1

0. 26

0

0

0

0

Эпюры изгибающих моментов при приведены на рисунке 1. 12.

Рис. 1. 12 — Эпюры изгибающих моментов при

1.1.6 Расчет нагрузок для крыла с подкосом

Расчерная схема крыла с подкосом приведена на рисунке 1. 13.

Pис.1. 13- Расчетная схема крыла с подкосом

Рассмотрим узел соединения подкосов (рисунок 1. 14):

Рис. 1. 14 — Узел соединения подкосов

На рисунке: ,

Запишем уравнения для реакций, возникающих в стержнях [2]:

; (1. 43)

(1. 44)

Для проведения дальнейших расчетов необходимо распределить нагрузку на два лонжерона пропорционально квадратам их высот. Высота первого лонжерона Н1= 208 мм, второго — Н2 = 127 мм, тогда:

(1. 45)

, (1. 46)

где — нагрузка, которую воспринимает первый лонжерон,

— нагрузка, которую воспринимает второй лонжерон.

Аппроксимируя распределение воздушной нагрузки по линейному закону, разбиваем крыло на 5 участков длиной и 6-й участок длиной и запишем значения распределенной нагрузки для каждого лонжерона на границах участков (таблица 1. 13).

Табл.1. 13 — Значения распределенной нагрузки для каждого лонжерона на границах участков

Координата, м

1-й лонжерон

2-й лонжерон

0

6543,628

-2772

2444,872

-1035,7

0,988

6483,7864

-2725,3

2422,5

-1018,26

1,976

6347,2864

-2678,7

2371,5

-1000,82

2,96

6074,2864

-2548

2269,5

-952

3,95

5391,786

-2277,3

2014,5

-850,87

4,94

3890,2864

-1614,6

1453,5

-603,27

5,2

0

0

0

В дальнейших расчетах будем рассматривать первый лонжерон. Расчетная схема лонжерона приведена на рисунке 1. 15.

Рис. 1. 15 — Расчетная схема лонжерона

Необходимо рассмотреть два расчетных случая нагружения лонжерона с подкосом, так как проектируемая балка в процессе эксплуатации нагружается двумя системами внешних сил. В соответствии с данными расчетными случаями построим эпюры осевой и поперечной силы, а также изгибающего момента (рисунки 1. 16, 1. 17).

Рис. 1. 16 — Распределение поперечной силы и изгибающего момента по длине лонжерона при

Рис. 1. 17 — Распределение поперечной силы и изгибающего момента по длине лонжнрона при

Реакции в подкосе:

— для первого расчетного случая: ,

— для второго расчетного случая: ,

1.2 Проектирование лонжерона

1.2.1 Проектирование полок и стенки лонжерона

Исходные данные для проектирования лонжерона приведены в таблице 1. 14

Таблица 1. 14 — Исходные данные для проектирования лонжерона

Н1, мм

208

L, мм

5200

С, мм

70

Мат-л полок

ЛСК-ВМ/5−211-Б

Мат-л стенки

Т-14/5−211-Б

Мат-л подкоса

СТК-114/5−211-Б

Клей

BSL-308

Характеристики используемых материалов приведены в таблице 1. 15.

Свойства клея BSL-308, применяемого для склеивания полок и стенки балки, а также для приклеивания законцовки к подкосу:

— состояние поставки — пленка;

— режимы отверждения:

— Т=175 °С;

— прочность при сдвиге:

— при Т=20 °С — 45 Мпа;

— при Т=80 °С — 34,5 Мпа;

— термостойкость — 140 °C;

— дополнительные данные:

у-1=340 Мпа,

б=50?106 1/К,

Е=1300 Мпа,

с=1240 кг/м3,

Траб =-80…+140 °С.

Таблица 1. 15 — Характеристики используемых материалов

Мат-л/

Хар-ка

,

кг/м3

0,

мм

E1,

Гпа

E2,

Гпа

G12,

Гпа

12,

Гпа

F1p,

Мпа

F1с,

Мпа

F2p,

Мпа

F2с,

Мпа

F12,

Мпа

ЛСК-ВМ

2000

0,15

45

10

5

0,3

800

1000

50

40

60

Т-14

1900

0,248

39,6

20,6

5,1

0,26

578

462

385

321

45

СТК-114

2000

0,15

45

10

5

0,3

800

1000

50

40

-

При проектировании лонжерона применяется расчетная схема балки. Лонжерон представляет собой две полки и соединяющую их стенку с достаточно четкими разделением функций по восприятию напряжений, полки работают преимущественно на растяжение-сжатие, а стенка в основном на сдвиг. Исходя из этого, полки армируем вдоль балки, а стенку — под углами ±45°, так как в этом случае обеспечивается наибольшая эффективность волокнистых КМ.

1.2.2 Выбор формы поперечного сечения лонжерона

Рассмотрим следующие формы сечения лонжеронов: двутавровые, швеллерные, коробчатые.

Если рассматривать лонжерон как самостоятельную конструкцию, работающую на изгиб, то наиболее рациональной является замкнутая форма поперечного сечения, например, коробчатая. Это связано с тем, что при приложении нагрузки не в центре изгиба появляется дополнительный крутящий момент, а балка коробчатого сечения лучше работает на кручение, чем балка двутаврового или швеллерного сечения. Однако на самом деле лонжерон работает в составе крыла, поэтому крутящий момент воспринимает обшивка и другие элементы крыла. Также следует иметь в виду, что необходимо предусматривать технологические отверстия или специальные конструктивно-технологические решения (КТР) для присоединения других элементов к лонжерону коробчатого профиля. Эти КТР в большинстве случаев ослабляют или утяжеляют конструкцию.

Исходя из вышесказанного, для дальнейшего рассмотрения остаются двутавровая и швеллерная формы поперечного сечения лонжерона с полками одинаковой ширины и переменой по длине толщиной стенки и полок.

Учитывая величины действующих в точке крепления подкоса реакций и расстояния с=20 мм (недостаточную для установления соединения «ухо-вилка») выбираем швеллерную форму поперечного сечения. Крутящий момент воспринимает замкнутый контур? между лонжероном и задней стенкой крыла.

1.2.3 Расчет геометрических параметров сечения лонжерона

Сформулируем допущения для расчета балки [3]:

1. Распределение напряжений по толщине полки равномерное, что обосновывается незначительной толщиной полок по сравнению с высотой лонжерона;

2. Стенка и заплечики на изгиб не работают;

3. В каждом сечении балки известны значения изгибающего момента, перерезывающей силы и осевой силы.

Условием оптимальности балки является минимум погонной массы, определяемой выражением:

, (1. 47)

где , — плотности материалов полки и стенки соответственно;

— ширина полок,

— толщина заплечиков.

Ограничениями на проектные параметры балки являются условия прочности полок и стенки, а также их соединения:

; (1. 48)

; (1. 49)

; (1. 50)

, (1. 51)

где, , и — пределы прочности КМ верхней и нижней полок, стенки, а также материала их соединяющего (клея).

При проектировании балки принимаем значение ширины полок на всех участках одинаковой. Также примем толщину верхней и нижней полок одинаковой. Определение значения толщины стенки, значения толщины и ширины полок проведем в соответствии со следующим алгоритмом:

1. Задаём значение. Принимаем ,

где — строительная высота балки, которую в каждом сечении можно вычислить по формуле:

. (1. 52)

2. Определяем минимально потребную величину ширины полок из условия прочности клеевого соединения.

,(1. 53)

где — максимальная поперечная сила из двух расчетных случаев.

3. Из условия (1. 50) определяем потребную толщину стенки, которую округляем в большую сторону до числа монослоёв, кратного 4:

,(1. 54)

где

4. Толщину полок находим из условия (1. 48) и (1. 49):

, (1. 55)

где М (х) — максимальное значение изгибающего момента действующего на участке, N (х) — растягивающее, сжимающее усилие на участке. Выбираем максимальную площадь, по формуле определяем:

(1. 56)

5. Проверяем стенку балки на устойчивость.

,(1. 57)

где — действительный поток касательных усилий,

— критический поток касательных усилий

Если неравенство (1. 57) выполняется и критические напряжения в стенке не превышают предел прочности материала, то проектирование толщины стенки заканчивают. В случае несоблюдения условий устойчивости, используют два основных способа их обеспечения: увеличением толщины стенки за счет введения дополнительных слоев из основного материала или применением стенки с заполнителем.

Определяем минимально потребную величину ширины полок по формуле (1. 53):

Конструктивно принимаем.

Геометрические размеры балки в опасных сечениях приведены в таблице 1. 16:

Таблица 1. 16 — геометрические размеры балки на участках

№ сечения

1

2

3

4

5

6

7

8

дст, мм

(слоев)

0,992

(4)

0,992

(4)

0,992

(4)

1,98

(8)

1,98

(8)

0,992

(4)

0,992

(4)

0,992

(4)

дп, мм

(слоев)

1,35

(9)

1,35

(9)

1,8

(12)

4,95

(33)

3,3

(22)

1,8

(12)

0,75

(5)

0,15

(1)

Проверим стенку лонжерона на устойчивость, для этого принимаем толщину стенки дст = 0,992 (мм), тогда:

, (1. 58)

, (1. 59)

, (1. 60)

, (1. 61)

Так как, ,, где a = 1277,8 (мм), b — высота стенки, b=206 мм, то К=6,77 [4].

, (1. 62)

Найдем действующие касательные усилия в стенке:

, (1. 63)

Так как, то для увеличения жесткости конструкции используем трехслойную панель (заполнитель — пенопласт). Условие (1.2. 11) выполняется в том случае, если высота заполнителя. Паресчитываем жесткости с учетом заполнителя, толщину стенки принимаем, тогда:

(1. 64)

(1. 65)

(1. 66)

(1. 67)

Так как, ,, где a = 1277,8 (мм), b — высота стенки, b=206 мм, то К=6,77

Критический поток потери устойчивости стенки по формуле (1. 62) составит.

1.3 Проектирование подкоса

1.3.1 Проектирование регулярной части стержня

Подкос представляет собой стержень круглого сечения. Армирование подкоса: один слой 900, затем n слоев под 00 и один слой под 900. Материал, из которого изготавливается стержень, приведен в таблице 1.1. 14, а его свойства в таблице 1.1. 15. Проектирование проводится по сжимающей нагрузке, действующей на стержень.

В качестве критерия проектирования стержня применяется минимум массы [5]:

, (1. 63)

где R- радиус стержня, мм;

д — толщина стержня, мм;

l — длина стержня, l1 =1171,3 мм l2=1384.3 мм;

с — плотность материала стержня, с = 2000 кг/м3.

Проектирование стержня проводится с учетом таких ограничений:

1. Условие прочности на сжатие:

, (1. 64)

где — предел прочности материала стержня на сжатие, =1000 Мпа;

Nc — усилие, которое воспринимает стержень, Nc=27 595 Н.

2. Условие общей устойчивости стержня:

, (1. 65)

где Ех — модуль упругости материала стенки, Ех=45 Гпа,

к — коэффициент опирания, к=1;

Gху — модуль упругости материала стержня на сдвиг, Gху=5 Гпа

3. Условие местной устойчивости стержня как тонкой оболочки:

? осесимметричная форма местной потери устойчивости:

, (1. 66)

где Еу — модуль упругости материала стержня, Еу=10 Гпа;

мху, мух — коэффициенты Пуассона материала стержня в осях х, у.

?неосесимметричная форма местной потери устойчивости:

, (1. 67)

где

;

;

, — параметры волнообразования

,

где , — соответственно, количество полуволн в продольном и окружном направлениях.

Кроме ограничений, определяющих несущую способность, на параметры стержня накладывают конструктивные и технологические ограничения:

, (1. 68)

, (1. 69)

где — минимально допускаемый внутренний радиус стержня, принимается мм;

— максимально допускаемый наружный радиус стержня, из конструктивных соображений мм;

д0 — толщина монослоя материала стержня, д0=0,15 мм.

Определение рациональных конструктивных параметров стержня проводится в такой последовательности:

— из неравенства (1. 66) находится минимальная потребная толщина стенки:

, (1. 70)

— из неравенства (1. 64) определяется минимальный радиус стержня:

, (1. 71)

Подставляются полученные значения в условия (1. 65), (1. 67). Если какое-либо из них не выполняется, то следует увеличивать радиус до тех пор, пока эти неравенства не станут соблюдаться. Если, то поиск значений радиуса для выполнения условий (1. 65) и (1. 67) необходимо начинать с. Если же, то следует увеличивать толщину стенки стержня и искать значение радиуса, удовлетворяющее неравенствам (1. 63), (1. 65), (1. 66).

В результате ресчета, спроектировали стержень наибольшей длины и получили: l=1384,3 мм,, масса стержня, для второго стержня конструктивно принимаем: l2=1171,3 мм,, , масса стержня.

1.3.2 Проектирование законцовки подкоса

Значительная часть стержней, применяемых в конструкциях летательных аппаратов, должны быть регулируемой длины (для компенсации погрешностей изготовления и исключения монтажных напряжений) и съемными (для обслуживания, ремонта и замены). Погрешность длины устраняется регулируемыми наконечниками (наконечники с резьбой). Для соединения стержня с балкой будем использовать законцовку представленную на рисунке 1. 18

Для изготовления законцовки используем сталь 30ХГСА с пределом прочности ув=1600 Мпа.

Рис. 1. 18- Эскиз законцовки стержня

Определяем диаметр резьбовой части уха:

Принимаем число витков, шаг резьбы.

,, ,

(1. 72)

, (1. 73)

где — внутренний диаметр резьбы.

Учитывая условие (1. 73) по формуле (1. 72) определяем диаметр резьбовой части уха. Конструктивно принимаем резьбу М12×1,5, то есть, [4].

Конструктивно принимаем длину резьбовой части lp=21 мм.

При использовании соединения «ухо-вилка» может возникнуть погрешность несоосности отверстий уха и вилки. Для устранения такой погрешности в ухо устанавливают сферический подшипник легкой серии, который выбирается по несущей способности.

Для нагрузки N= Н выбираем подшипник ШМ-12, который имеет грузоподъемность Р=6300 кГс и такие геометрические параметры:

— наружный диаметр Dn=22 мм;

— внутренний диаметр dП=12 мм;

— ширина внутреннего кольца b=7 мм;

— ширина наружного кольца b1=10 мм;

— диаметр шара d1=18 мм.

Определим необходимые геометрические размеры уха из условия его работы на разрыв в ослабленном сечении. Соответствующие условия прочности имеют вид:

, (1. 74)

где k — коэффициент концетрации напряжений, k=3.

Из условия (1. 74) определяем наружный диаметр проушины:

(1. 75)

Условие прочности на срез проушины до края:

, (1. 76)

где — расстояние до края проушины, тогда:

— условие выполняется.

Проектирование стакана:

Стакан (рис. 1. 19) служит для крепления проушины в подкосе. Он вклеивается в подкос клеем BSL-308. Длину определяем из условия прочности клеевого соединения:

, (1. 77)

где — предел прочности клея, — внутренний радиус стержня (подкоса).

Из условия (1. 77) определим:

(1. 78)

Длину резьбового соединения определим по формуле: ,

где — шаг резьбы, — количество витков.

Рис. 1. 19- Эскиз стакана

В данной расчетной схеме применяем два подкоса длинной 1171,3 мм и 1384,3 соответственно, соединенных последовательно. Для их соединения друг с другом, а также для крепления к ним подкрепляющего стержня длиной 532 мм применяем кронштейн, схема которого приведена на рисунке 1. 20.

Рис. 1. 20 — Кронштейн

1.4 Проектирование узла крепления балки к фюзеляжу

Для крепления балки к фюзеляжу и передачи усилий используется стыковой узел. На рисунке 1. 21 представлен эскиз выбранного конструктивно-технологического решения стыкового узла с указанием геометрических размеров.

Рис. 1. 21 — Эскиз стыкового узла

Для изготовления узла крепления выберем 30ХГСА. Для крепления балки к фюзеляжу принимаем 9 болтов М5. Расчет ведется по максимально нагруженному болту.

Определяем усилия в каждом болте и выбираем максимальное.

Горизонтальная и вертикальная составляющие реакции в точке, А равны соответственно:

;

.

Суммарная нагрузка: ,

Изгибающий момент равен:

, (1. 79)

где а=35мм, тогда:

Определяем составляющую усилия от момента:

, (1. 80)

где y1, y2, y3, y4 — расстояния от центра узла навески до центра каждого болта, y1=80мм, y2=60мм, y3=40мм, y4=20мм, тогда:

Определяем усилие в каждом крепежном элементе:

, (1. 81)

где ?

Проверяем выполнение условия на срез болта:

, (1. 82)

, тогда — условие выполняется.

Выполним проверку КМ на смятие:

, (1. 83)

где d — диаметр крепежного элемента, d = 4 мм, — толщина стенки в месте крепления стыкового узла,, , тогда

— условие выполняется.

1.5 Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону

1.5.1 Расчет вилки

При проектировании вилки будем считать, что усилие, передаваемое на стержень, делится между проушинами вилки поровну. Таким образом, расчетное усилие для вилки составит:

(1. 84)

Определим толщину вилки из условия прочности проушины вилки на смятие:

, (1. 85)

где — внутренний диаметр подшипника и он же является внутренним диаметром проушины вилки,;

Отсюда:

(1. 86)

В соответствии с рядом нормальных линейных размеров (ГОСТ 6636−69) принимаем.

Определим наружный диаметр вилки из условия прочности на разрыв по ослабленному сечению:

, (1. 87)

Отсюда:

Проверяем условие прочности вилки на срез до края:

, (1. 88)

где — расстояние до края, тогда

— условие выполняется

Толщину пластины вилки принимаем 3 мм. Для крепления пластины к лонжерону применяем болтовое соединение, в качестве крепежных элементов применяем 16 болтов диаметром 4 мм. Расчет усилий, воспринимаемых каждым крепежным элементом, аналогичен приведеному выше. Расчет количества крепежных элементов произведен при помощи програмного обеспечения.

Эскиз вилки приведен на рисунке 1. 22

Рис. 1. 22 — Эскиз вилки

2 Технологическая часть

2.1 Описание технологичности конструкции

Рассматриваемая конструкция представляет собой балку, изготовленную из полимерных композиционных материалов. Данный элемент конструкции летательного аппарата является высоконагруженной ответственной деталью, следовательно важнейшей задачей производства является удовлетворение условиям прочности.

В качестве армирующего материала при производстве изделия используется стеклоткань Т-14 (ГОСТ 19 170−73) и лента стеклянная конструкционная ЛСК-ВМ (ТУ6−11−508−80). Пропитка ведется связующим 5−211-Б (ТУ1−218−17−84).

Формообразование элементов изделия производят ручной выкладкой, вследствие ограничения по геометрическим размерам. Для обеспечения заданного объемного содержания армирующего материала, формование производится автоклавным способом при избыточном давлении 1,5−2 кгс/см2 и температуре 155±5°С.

Механическая обработка заключается в обрезке технологических припусков и сверлении отверстий под крепежные элементы.

Качество изготовления изделия обеспечивается соблюдением требований КД и технологических режимов на всех этапах изготовления. Все операции технологического процесса изготовления конструкции производятся по техническому документу и подлежат приемке отделом технического контроля.

2.2 Подготовительные технологические операции

Производство изделий из композиционных материалов начинается с подготовительных технологических процессов: подготовке исходной арматуры, приготовления и контроля компонентов связующего, приготовления препрегов.

2.2.1 Подготовка армирующего материала, входной контроль

Перед применением армирующего материала необходимо производить входной контроль. Проверке качества армирующего материала по порокам внешнего вида, соответствия геометрическим размерам, требованиям нормативно технической документации подвергают 5% от объема входного контроля. Для проверки по физико-механическим показателям 10% единиц упаковки партии.

Подготовка армирующего материала включает в себя несколько технологических операций: испытание арматуры на соответствие паспортным данным, расшлихтовку, аппретирование, снование.

Контроль исходной арматуры заключается в испытании ее на соответствие техническим требованиям механических характеристик, размеров, номера нити, плотности ткани или ленты, содержание влаги или замасливателя. Проводятся контрольные испытания разрывной прочности арматуры.

Армирующий материал часто поступает к изготовителю покрытым замасливателем, который применяется как техническая добавка при текстильной переработке исходной арматуры, но уменьшает ее адгезию к матрице. В этом случае необходима расшлихтовка- удаление замасливателя с поверхности волокон перед пропиткой их связующим. Хороший эффект дает отмывка замасливателя с применением ультразвука. Этот метод является универсальным и применяется для любых типов замасливателей.

После расшлихтовки некоторые типы волокон усиленно адсорбируют влагу, что ухудшает адгезию к ним связующего и снижает эксплутационные характеристики изделия в целом. В этом случае необходимо аппретирование — нанесение на поверхность волокон гидрофобных покрытий, которые повышают смачиваемость волокон связующим и снижают водопоглощение.

Для стеклянных волокон, в качестве аппретов применяется аминосилан, эмульсия этилгидросилоксановой жидкости, волан и другое. Закрепляют аппреты нагревом волокон до 80−150°С в течении 20. 60 мин.

Данное изделие изготовлено из двух типов армирующего материала:

— стеклоткани Т-14;

— ленты стеклянной конструкционной ЛСК-ВМ.

Физико-механические характеристики ткани Т-14 показаны в таблице 2. 1

Таблица 2.1 — Физико- механические характеристики ткани Т-14

Толщина, мм

0,27±0,03

Ширина, мм

700

Разрывная нагрузка, кгс не менее:

основы

утка

720

600

Содержание веществ, удаляемых при прокали-вании, %, не более

2,0

Поверхностная плотность, кг/мІ

0,29

Ткань должна быть принята техконтролем предприятия-изготовителя. Изготовитель должен гарантировать соответствие ткани требованиям стандарта при соблюдении потребителем условий транспортировки и хранения, установленных стандартом. Гарантийный срок хранения ткани 2 года со дня изготовления. По истечении указанного срока ткань может быть использована после повторных испытаний на соответствие требованиям стандарта.

Физико-механические характеристики ленты ЛСК-РМ приведены в таблице 2. 2

Таблица 2.2 — Физико- химические свойства ленты ЛСК-ВМ

Толщина, мм

0,1±0,02

Ширина, мм

20±2

Плотность- число нитей основы по всей ширине, шт

80±2

Разрывная нагрузка по основе по всей ширине, Н, не менее

800±1

Масса 100 пог. м. ленты, г

0. 23±0. 023

Содержание веществ, удаляемых при прокаливании, %, не менее

0,8

Рулоны ленты должны быть упакованы в полиэтиленовый мешок. По истечении гарантийного срока хранения (один год) лента может быть использована по назначению после повторных испытаний на соответствие техническим требованиям, условий транспортировки и хранения.

Перед применением все компоненты должны пройти входной контроль на соответствие паспортным данным. В ходе входного контроля необходимо произвести контроль следующих параметров:

— линейные размеры;

— поверхностная плотность;

— невоспламеняемость;

— содержание влаги и веществ, удаляемых при прокаливании;

— разрывная нагрузка;

— удлинение при разрыве.

2.2.2 Расчет количества армирующего материала и связующего для его пропитки

Расчет количества стеклоткани Т-14 производим, используя данные из таблицы 2.1. Схема раскроя ткани Т-14 приведена на рисунке 2. 1

Рис. 2.1 — Схема раскроя ткани Т-14

Следовательно, общая затрачиваемая площадь составляет:

Потребная площадь ткани составляет:

Отсюда вычислим коэффициент использования материала (КИМ) для ткани Т-14:

По известным значениям параметров, S определим массу армирующего материала по формуле:

(2. 1)

Количество связующего, необходимое для пропитки ткани, определим по формуле:

(2. 2)

где: -- масса связующего, необходимая для пропитки, кг;

-- масса пропитываемого армирующего материала, кг;

-- процентное содержание связующего в препреге,;

-- коэффициент технологических потерь,.

Таким образом, получим:

Расчет количества стеклоленты ЛСК-ВМ производим, используя данные из таблицы 2.2. Согласно схеме укладки полок лонжерона потребная длина ленты составляет:

Потребная площадь ленты составляет:

,

где b — ширина ленты, b=0. 02 м, тогда:

Определим массу стеклоленты:

Определим количество связующего, необходимое для пропитки стеклоленты, по формуле (2. 2):

2.2.3 Приготовление и контроль компонентов связующего

При изготовлении конструкции используем 50% _ раствор связующего 5−211-Б, в состав которого, в соответствии с рецептурой, входят следующие компоненты:

— смола эпоксидная ЭД -20_ 100 мас.ч. ;

— смола СФ — 341А_ 70 мас.ч. ;

— спирто-ацетоновая смесь (1: 1)_ 170 мас.ч.

Перед применением все компоненты должны пройти входной контроль на соответствие паспортным данным.

Входной контроль связующего 5−211-Б включает в себя:

— определение плотности — аэрометром с точностью до 0,001 гр/см3;

— определение температуры — термометром, с точностью до 0,5оС;

— определение концентрации — по номограмме;

— результаты контроля записывают в журнал и паспорт.

Определим суммарную массу связующего, необходимого для изготовления переднего лонжерона. Она составит:

Рассчитаем массу каждого компонента связующего по формуле (2. 3):

,(2. 3)

где: -- масса искомого компонента связующего, кг;

-- масса связующего, необходимого для пропитки, кг;

-- удельное массовое содержание искомого компонента в рецептуре связующего, мас.ч. ,

В расчете массы компонентов связующего массу спирто-ацетоновой смеси не учитываем, так как смесь является летучей.

Масса смолы СФ-341А:

Масса смолы эпоксидной ЭД-20:

Масса спирто-ацетоновой смеси:

Контроль связующего производят для каждой партии по окончании приготовления, а также после хранения ранее приготовленного связующего перед пропиткой армирующего материала. В ходе контроля необходимо произвести контроль следующих параметров:

— концентрация раствора;

— плотность;

— вязкость;

— поверхностное натяжение;

— угол смачивания.

2.2.4 Приготовление и раскрой препрега

По результатам расчета необходимого количества армирующего материала и связующего для изготовления элементов конструкции, производят пропитку необходимого количества соответствующего препрега. Пропитка стеклоткани Т-14 осуществляется на пропиточной установке УПСТ- 1000 М со скоростью 1−3 м/мин. Пропитка стеклоленты ЛСК-ВМ шириной 20 мм производят на пропиточной машине УЛС-3. Скорость пропитки составляет 1−2 м/мин. Характеристики получаемых препрегов приведены в таблице 2.3.

Таблица 2.3 — Характеристики используемых препрегов

Материал

Содержание

смолы

Содержание

летучих веществ

Содержание растворимой смолы

Т-14

32−35

2−2,5

не менее 95%

ЛСК-ВМ

32−35

2−2,5

не менее 95%

В процессе изготовления препрега необходимо контролировать температуру в камерах сушки, скорость протягивания ткани, уровень связующего в пропиточной ванне, метраж пропитанной ткани, величину натяжения ткани. Раскрой препрегов производить согласно приведенной схеме раскроя (рис. 2. 1) совместно с разделительной пленкой на рабочих столах при помощи ножа, ножниц.

2.3 Технологический процесс формообразования

Выбор методов формообразования изделий из армированных полимерных композиционных материалов зависит от назначения изделий, габаритных размеров, состав связующего и др.

Методом выкладки получают подавляющее число плоских, криволинейных и объемных деталей сложной конфигурации. Она заключается в послойном наборе пакета КМ из заранее раскроенных заготовок препрега (сухой способ) или армирующего материала с последующей его пропиткой связующим (мокрый способ) в соответствии со схемой (картой) выкладки. В зависимости от геометрии детали и возможностей производства процесс выкладки может осуществляться следующими способами: ручным, механизированным и автоматизированным. Ручная выкладка применяется для изготовления малогабаритных деталей, а также любых деталей в условиях опытного и единичного производств. Также ручная выкладка дает возможность введения в изделие различных закладных элементов и формирования слоистых изделий. Следовательно, для нашей балки наиболее подходящим видом формообразования является ручная выкладка.

Операция ручной выкладки включает в себя следующие технологические процессы:

— подготовку оснастки;

— нанесение разделительного слоя;

— выкладку слоев на формообразующую оснастку;

— изготовление вакуумного мешка;

— герметизацию оснастки.

Каждый из перечисленных процессов имеет свое штучное время- время на полное завершение операции, расчет которого представлен ниже.

Нормы штучного времени включают в себя время оперативное, подготовительно- заключительное (4%), организационно- технического обслуживания (5%), а также на отдых и естественные надобности (5%). В нормах предусмотрены рационально организованные рабочие места и планово- предусмотрительная система их обслуживания.

Штучное время (в минутах) определяется эмпирической зависимостью:

,(2. 4)

где: -- поверхность оснастки (или длина), дм2;

-- штучное время, мин;

-- эмпирические коэффициенты

Отсюда:

(2. 5)

2.3.1 Расчет штучного времени на выкладку полок лонжерона

Расчет штучного времени проведен для изготовления одной полки лонжерона.

Для нахождения штучного времени необходимо предварительно определить площадь и периметр формуемого изделия:

1. Штучное время на подготовку металлической ФО поверхности

Подготовка оснастки включает в себя следующие операции:

— установка оснастки на рабочем месте, подготовка материалов и инструментов;

— удаление остатков связующего, дренажного и разделительного слоев с помощью скребка или ножа;

— выравнивание ФОП с помощью специальных паст;

— нанесение регламентированной информации на ФОП;

— протирку поверхности ФОП смоченной в бензине салфеткой;

— предъявление оснастки мастеру или в БТК;

уборка рабочего места, материалов и инструментов

Для металлической гладкой оснастки небольшой кривизны: ,

2. Штучное время на нанесение одного слоя разделительной поверхности.

Нанесение разделительного слоя включает в себя следующие технологические операции:

— подготовка рабочего места, материалов и инструмента;

— нанесение разделительного слоя на защищаемую поверхность;

— предъявление результата работы мастеру или в БТК;

— уборка рабочего места, материалов и инструментов.

В качестве разделительного слоя выберем полипропиленовую пленку. Определим штучное время на нанесение одного слоя пленки: ,

3. Штучное время на выкладку одного слоя

Следующий процесс — это процесс выкладки слоев на ФОП:

— подготовка рабочего места, материалов и инструмента;

— раскрой и укладку необходимого количества разделительной пленки;

— раскрой необходимого количества препрега с помощью линейки или шаблона, ножа или ножниц;

— укладку заготовок препрега на поверхность стола в соответствии со схемой ориентации волокон, удаление разделительной пленки;

— повторение 2-х предыдущих операций в зависимости от количества выкладываемых слоев;

— отмер и обрезку необходимого количества разделительной пленки и укладывание ее на пакет;

— укладывание цулаги;

— отмер и обрезку необходимого количества стеклоткани для дренажного слоя и обмотку дренажных трубок;

— укладывание дренажной ткани;

— предъявление результата работы мастеру или в БТК;

— уборка рабочего места, материалов, инструментов и чертежей.

Так как полки по длине лонжерона имеют переменную толщину (разное количество слоев), то определим штучное время на выкладку одного слоя на одном участке.

Для гладкой оснастки небольшой кривизны при выкладке однонаправленных препрегов при постоянной ширине изделия:, , — длина выкладываемого пакета на участке.

Суммарное штучное время на выкладку полок:

4. Штучное время на изготовление вакуумного мешка

Операция по изготовлению вакуумного мешка включает следующие операции:

— подготовка рабочего места материалов и инструментов;

— отмеривание необходимого количества вакуумной ткани;

— подготовка поверхности к склеиванию;

— нанесение двух слоев клея или герметика на склеиваемые поверхности;

— соединение склеиваемых поверхностей и прикатка роликом;

— предъявление результата работы мастеру или в БТК;

— уборка рабочего места, материалов и инструментов.

Для оснастки площадью меньше 250 дм2: ,

5. Штучное время на герметизацию формообразующей поверхности

Следующий этап — это герметизация оснастки. Этот этап включает в себя следующие операции:

— подготовка рабочего мест, материалов и инструмента;

— подготовка склеиваемых поверхностей оснастки и вакуумного мешка;

— укладка по периметру формы герметизирующего жгута;

— укладка вакуумного мешка на форму;

— прикатка роликом в местах склейки;

— проверку герметичности ФОП;

— предъявление результата работы мастеру или в БТК;

— отправку ФОП в автоклав;

— уборка рабочего места.

,

После расчета времени на отдельные операции, можно определить суммарное штучное время, которое необходимо затратить на выкладку нашей детали, оно будет равно сумме отдельных операций, т. е.

,

где: — штучное время на подготовку поверхности металлической ФО;

— штучное время на нанесение одного слоя разделительной

поверхности;

— штучное время на выкладку одного слоя;

— штучное время на изготовление вакуумного мешка;

— штучное время на герметизацию формообразующей поверхности.

Тогда:

2.3.2 Расчет штучного времени на выкладку стенки лонжерона

Для нахождения штучного времени необходимо предварительно определить площадь и периметр формуемого изделия:

.

.

1. Штучное время на подготовку металлической ФО поверхности

Для металлической гладкой оснастки небольшой кривизны: ,

2. Штучное время на нанесение одного слоя разделительной поверхности

Определим штучное время на нанесение одного слоя пленки: ,

3. Штучное время на выкладку одного слоя.

Так как стенка имеет переменную толщину (разное количество слоев) по всей длине, а также содержит пенопластовый заполнитель и дополнительные усиления из ткани Т-14 под углом укладки 90?, то штучное время на выкладку одного слоя определяем отдельно для каждого участка.

Для оснастки с ребрами небольшой кривизны: ,

Площади усилений, ,

Площади ткани на участках:, , ,

Определяем штучное время для каждой выкладываемой площади:

,

,

,

,

,

Суммарное время на выкладку стенки:

4. Штучное время на изготовление вакуумного мешка

Для оснастки площадью меньше 250 дм2: ,

5. Штучное время на герметизацию формообразующей поверхности

,

Суммарное штучное время составит:

2.4 Технологический процесс формования конструкции

Методы формования изделий из композиционных материалов разнообразны и их применение зависит от назначения детали, ее форм, состава связующего, и других факторов. Методы, которые получили наибольшее распространение, делятся на 3 основные группы:

— контактное формование;

— упругое формование;

— формование в жестких формах;

Каждый из вышеперечисленных методов имеет три основные характеристики: время, давление, температура.

Определим метод формования, рассчитав давление формования для данной панели по формуле:

,(2,6)

где: — относительное объемное содержание армирующего материала в КМ,

= 0,7;

— относительное объемное содержание армирующего материала в препреге, =0,6;

— поверхностная плотность армирующего материала, =0,29 кг/мІ;

— плотность материала арматуры, = кг/мі;

— количество слоев препрега в изделии 37;

— минимальная вязкость;

— время сохранения минимальной вязкости при температуре 110єС, мин;

— толщина монослоя, м.

Подставляя значения величин в формулу (2. 6), имеем:

Следовательно, для обеспечения требуемого давления формования и, учитывая, что балка испытывает высокие нагрузки и является ответственным элементом конструкции самолета, выбираем вакуумно- автоклавный метод формования, который позволяет обеспечить процентное содержание армирующего материала.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой