Коротко о файле:ИРНИТУ / Горизонтальное оперение (ГО), как и цельноповоротное (ЦПГО), предназначено для обеспечения продольной устойчивости и управляемости самолета. / Состав: 4 листа чертежи (лонжерон, стабилизатор) + ПЗ (78 страниц)
Содержание
Введение
1 Технические требования к конструкции
1.1 Геометрические характеристики
1.2 Объемно - весовая компоновка
1.3 Внешние силовые и температурные факторы
1.4 Условия внешней среды
1.5 Обязательные технические требования и требования заказчика
2 Техническое предложение конструкции стабилизатора
2.1 Конструктивно-силовая схема
2.2 Общая конструкция стабилизатора
2.3 Конструкция продольных силовых элементов стабилизатора
2.4 Конструкция поперечных силовых элементов стабилизатора
2.5 Конструкция соединений элементов стабилизатора
3 Эскизный проект стабилизатора
3.1 Расчетная схема и внутренние силовые факторы
3.1.1 Поперечные силы и изгибающие моменты в сечениях
3.1.2 Эпюры крутящих моментов
3.2Размеры поперечных сечений продольных силовых элементов стабилизатора
3.3.1 Концевая трапеция
3.3.2 Корневой треугольник
3.4 Размеры оси и опор стабилизатора
3.5 Размеры поперечных силовых элементов
3.5.1 Нормальные нервюры
3.5.2 Усиленные нервюры
3.6 Размеры основных крепежных элементов
4 Рабочий проект стабилизатора
5 Инженерный анализ конструкции средней части лонжерона 1 с применением CAE-технологий
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
Приложение А
Приложение Б
Конструкция ЦПГО близка к конструкции крыла. Главным отличием является наличие оси поворота, располагаемой обычно примерно на 50% хорды. В связи с таким расположением оси из-за смещения фокуса профиля (на дозвуковых скоростях полета – перед осью поворота, а на сверхзвуковых – за осью) привод ЦПГО оборудуется необратимыми бустерами.
Заданные параметры ЦПГО и граничных агрегатов:
Параметр, размерность
Величина
Углы отклонения ЦПГО, град
±25
Угол поперечного V, град
-3
Профиль NACA – 0006
-
Угол атаки нулевой подъемной силы, град
0
Диаметр мотогондолы в месте носика корневой хорды, мм
1000
Диаметр мотогондолы в месте хвостика концевой хорды, мм
700
Геометрические параметры профиля NACA – 0006 в процентах:
x
yв
yн
0
0
0
1,25 (25)
0,95 (19)
-0,95 (-19)
2,5 (50)
1,31 (26,2)
-1,31 (-26,2)
5 (100)
1,78 (35,6)
-1,78 (-35,6)
7,5 (150)
2,10 (42)
-2,10 (-42)
10 (200)
2,34 (46,8)
-2,34 (-46,8)
15 (300)
2,67 (53,4)
-2,67 (-53,4)
20 (400)
2,87 (57,4)
-2,87 (-57,4)
25 (500)
2,97 (59,4)
-2,97 (-59,4)
30 (600)
3,00 (60)
-3,00 (-60)
40 (800)
2,90 (58)
-2,90 (-58)
50 (1000)
2,65 (53)
-2,65 (-53)
60 (1200)
2,28 (45,6)
-2,28 (-45,6)
70 (1400)
1,83 (36,6)
-1,83 (-36,6)
80 (1600)
1,31 (26,2)
-1,31 (-26,2)
90 (1800)
0,72 (14,4)
-0,72 (-14,4)
95 (1900)
0,40 (8)
-0,40 (-8)
100 (2000)
0
0
Заданные параметры самолета:
Параметр, размерность
Величина
Максимальное число М полета
1,50
Расчетная высота полета (высота, на которой достигается Mmax), км
11
Взлетная масса, т
11
Расчетная вертикальная перегрузка
12
Площадь крыла, м2
24
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В рамках курсового проекта была спроектирована конструкция цельноповоротного горизонтального оперения маневренного сверхзвукового самолета. Был проведен инженерный анализ спроектированной конструкции, оформлена конструкторская документация.
В конструкции применены, зачастую, классические технические решения, которые уже оправдали себя в других подобных конструкциях. Конструкция обладает свойством технологичности при изготовлении и сборке.
Инженерный анализ показывает, что в целом, конструкция спроектирована удачно, прочность в большинстве сечений обеспечена.
Кроме того, для более полной оценки конструкции требуется детализация проведения расчета – более частый шаг расчетных сечений. «Машинный» анализ прочности конструкции с применением CAE- технологий (см. п. 5) указывает на «перетяжеленность» конструкции, однако, здесь под сомнение можно поставить саму конечноэлементную модель по причинам, указанным в п. 5.
