• Название:

    Методичка КП 2016 распеч

  • Размер: 1.72 Мб
  • Формат: PDF
  • или
  • Автор: Vitalik

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ
ВСП НАУ
СЛОВ’ЯНСЬКИЙ КОЛЕДЖ
НАЦІОНАЛЬНОГО АВІАЦІЙНОГО УНІВЕРСИТЕТУ
Циклова комісія К і ТОПС
ЗАТВЕРДЖУЮ:
Заступник начальника ВСП НАУ
СК НАУ з навчальної роботи
_______________ Т.К. Лисак
"____" ____________ 201__р.

Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден
Методичні вказівки
щодо виконання курсового проекту
спеціальність 5.07010301
«Технічне обслуговування повітряних суден і двигунів»

Обговорено та схвалено на
засіданні ц/к К і ТОПС
та рекомендовано до затвердження
протокол № ____
від «
» _____ 201__р.
Голова ц/к К і ТОПС
___________В.Р. Ануфрієв
Склав: викладач другої
кваліфікаційної категорії
_____________ А.В. Рєзнік

Слов’янськ 201_

1

Викладач: А.В. Рєзнік
Рецензент:
О.І. Бутовський – викладач вищої кваліфікаційної категорії, заступник
начальника ВСП НАУ Слов’янський коледж НАУ з навчально – виробничої
роботи
Затверджено на засіданні методично – наукової ради циклової комісії
«Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден» ВСП НАУ
Слов’янський коледж Національного авіаційного університету
(протокол №___
від _________________).
Конструкція і технічне обслуговування повітряних суден: методичні
вказівки для виконання курсового проектування / Уклад. : А.В. Рєзнік. –
Слов’янськ : ВСП НАУ СКНАУ, 201__. - 48с

Методичні вказівки для виконання курсового проектування складаються з
розрахунково-пояснювальної записки, графічних робіт, містять мету, задачі і
загальні вимоги до курсового проекту та його оформлення. Призначені для
студентів спеціальності 5.07010301 «Технічне обслуговування повітряних суден
і двигунів»

2

ЗМІСТ
Стор.

Загальні методичні вказівки

4

Частина 1. Розрахунок параметрів літака

6

Частина 2. Розрахунку систем

20

Завдання, щодо першої частини курсового проектування

32

Завдання, щодо другої частини курсового проектування

33

Таблиця статичних коефіцієнтів

40

Додаток 1

41

Додаток 2

42

Додаток 3

43

Додаток 4

44

Список літератури

48

3

Загальні методичні положення
Курсовий проект з дисципліни «Конструкція і технічне обслуговування
повітряних суден».
Виконання курсового проекту переслідує такі цілі:
- узагальнення, розширення і закріплення знань отриманих при вивченні
профілюючих дисциплін;
- прищеплення курсантам навичок самостійної роботи з розрахунку систем ВС
і виконання реальних курсових проектів (стендів, моделей, літальних апаратів);
Курсове проектування є самостійною роботою для курсанта й дає можливість
визначити ступінь його професійної підготовки.
Методична розробка призначена для надання допомоги курсантам при
виконанні курсового проекту, який охоплює певне коло питань попереднього
проектування ВС, аналізу систем ВС і проведення розрахунків агрегатів.
Проект складається з розрахунково-пояснювальної записки, графічних робіт.
Розрахунково-пояснювальна записка включає:
- ескізний проект літака;
- проектування системи (агрегату вузла);
- опис системи та її агрегатів;
- технічне обслуговування системи;
Розрахунково-пояснювальна записка включає в себе ескізи, схеми, виконані на
міліметрівці і розміщені безпосередньо в розділі, для якого вони виконуються.
Обсяг розрахунково-пояснювальної записки не повинен перевищувати 15-20
аркушів рукописного тексту.
Графічна частина проекту виконується на аркушах А-3.
Розрахунково-пояснювальна

записка

і

графічні

роботи

виконуються

відповідно до ДСТУ 3008-95. Ескізи і креслення виконуються в масштабі 1:10,
1:15, 1:20, 1:25, 1:40, 1:50, 1:75, 1: 100, 1: 200 ГОСТ 2.302-68.
Кожна сторінка розрахунково-пояснювальної записки має поля без рамки.
Розміри полів:
- Зверху, знизу, зліва - не менше 20 мм.
4

- Праворуч - не менше 10 мм.
Нумерація сторінок - враховуючи титульну сторінку. Номер сторінки
вказується в правому верхньому кутку арабською цифрою.
Тема курсового проекту заповнюється курсантом на титульному аркуші, тут
же записується номер навчальної групи, прізвище та ініціали курсанта і керівника.
Зміст (стор.2) повинен мати вказівку номера сторінок пояснювальної записки.
Завдання на курсовий проект (стор.3) заповнюється курсантом.
Матеріали

в

розрахунково-пояснювальній

записці

рекомендується

розташовувати далі в такому порядку:
 Введення, в якому коротко викладається потреба в проектованому об'єкті;
 Ескізне проектування літака;
 Проектування і конструкція частин літака (систем);
 Список літератури.

5

1. Курсове проектування. Частина 1. Розрахунок параметрів літака.
1.1. Визначення основних параметрів літака
1. Підбір двигуна
Маючи значення енергоозброєності літака
«  0 » -( для ТГД)
«  0 » - (для ТРД)
і польотну масу знаходимо потужність і тягу двигуна у землі за формулами:

N 0  m0   0 (л.с.) – для ТГД

1к.с. = 0,73549875 кВт

З метою підвищення надійності літака доцільно потрібну потужність (тягу)
розосередити на 2-4 двигуна.
1.2. Визначення основних геометричних параметрів літака.
а) Крило
Площа крила
Приймаємо з статистики питоме навантаження на крило «Р0», скориставшись
масою літака, визначимо площу крила. (кгс) – для ТРД
S 

m0
(м2)
p0

Розмах крила
Знаючи з статистики подовження крила «  » знаходимо розмах крила:



  S (м)

Коренева і кінцева хорда крила, звуження «  » знайдемо з статистики й
визначимо:

в0 

2S
(м)
(  1)

вK 

2S
(м)
(  1)

Коренева і кінцева товщина профілю крила.
Знаючи з статистики відносну товщину профілю « »
Со = 0,01* *во - (коренева)
Товщина крила зменшується до кінця крила і за статистикою
СК  0,6*С0 (м)
6

Кут стрілоподібності крила
Швидкісні дозвукові літаки (в тому числі пасажирські лайнери) за
статистикою мають пряму стрілоподібність від 200 до 350 (ТУ-95 стрілоподібність
350 по лінії 1/4 хорд). Надзвукові від 200 до 700 та більше (МИГ-25,
стрілоподібність по передній кромці 410, МИГ-23, максимальна стрілоподібність
по передній кромці 720).

Углы прямой стреловидности:
1 - по передней кромке, 2 - по линии 1/4 хорд.

За статистикою для сучасних літаків застосовуються такі кути
Літаки з ТРД:
БМС

- X = 0-10°

СМС

- X = 30-40°

ДМС

- X = 35-50°

Літаки з ТГД
Пасажирський і транспортний - Х = (0-10°)
Елерони
Площа елеронів визначається в залежності від площі крила:
SЭ = (0,06...0,1)Sкр (м2)
Більше значення коефіцієнта відповідає більш важким літакам.
Розмах елеронів становить:
lЭ= (0,3...0,4)  (М) 1 - довжина напівкрила.

7

Хорда елерона дорівнює:

в Э  (0,2...0,25)в (м)

в – кінцева хорда

Механізація
Протяжність механізації за розмахом обумовлюється протяжністю тієї
частини задньої кромки крила, яка не зайнята елеронами:

 мех  (0,6...0,7) (м)
вмех = (0,2...03)*в (м)

l - довжина напівкрила
в – графічно знайдена хорда

Найчастіше предкрилки розміщуються перед елеронами і їх хорда становить:
впредкр..= (0,1…0,15) в (м)

в – графічно знайдена хорда

Таким чином, маємо всі розміри, за якими можна в масштабі побудувати
проекції крила в плані. (Рис. I)
Визначимо величину середньої аеродинамічної хорди: (САХ)
вА 

4  (  1)  1 S


3  (  1) 2  

ZA 

або


1
(1 
)
6
 1

або

вА 

в в
2
(в 0  в К  о К )
3
во  в К

ZA 

в о  2в К 
 ;
во  в К 6

Х А  Z A tgx

Оперення.
Розміри оперення також як і крила, визначаються по величинам, узятим з
статистики. Площа оперення.
Необхідні площі горизонтального і вертикального оперення визначаються за
формулами:
S ГО 

АГО  b ГО
 S КР
L ГО

(м2)

S во 

Аво  
 S KP (м2)
Lво

Відстань від 0,25 САХ оперення до центру мас літака відповідає:
L ГО  L ГО  (1...2)в А

для легких маневрених літаків

L ГО  L ВО  (2...3,5)в А

для тяжких маневрених літаків

Коефіцієнт статичного моменту горизонтального оперення з статистики
визначається, для вертикального оперення – приймається
Аво = (0,15...0,2) Аго - для легких літаків
Аво = (0,08...0,1) Аго – для тяжких літаків
8

Примітка: Площа горизонтального оперення, а також площу, крила береться з
урахуванням фюзеляжної частини, яка визначається за положенням основних
обводів горизонтального оперення і крила в плані, а площа вертикального
оперення береться до верхнього обода фюзеляжу.
Розмах оперення.

 во  во S во (м)

 го   го S го (м)
ТРД -  го = 3...4,5 – з подовженням крила  >4,5.

ТРД -  го = 2...3 – для швидкісних літаків з малим подовженням крила  <4,5.
ТГД -  го = 4...5,5.

Коренева і кінцева хорда оперення.

во

го



2S го го
( го  1) го ;

в кго 

во

во

го

во



2 S во во
( во  1) во

в кго 

 го

ТРД -  го  2...3

во

го

 го

ТГД -  го  2...3

Коренева товщина оперення.
го

СО  0,01  С го  вО

го

(м)

во

во

СО  0,01  Сво во (м) C

го
O

 Со

го

 (3...8)%

Кут стрілоподібності оперення.
Стрілоподібнiсті оперення приймається рівною, а іноді дещо більшою
стрілоподібності крила, тому що наслідком хвильової кризи на оперенні, крім
збільшення опору, є погіршення керованості літака.

Хво>Xго>X
9

Практична стрілоподібнiсті оперення зазвичай перевищує стріловидність
крила на 3-50 градусів.
Рулі.
Площа рулів визначається виходячи зі статистичних даних, може бути в межах
для деяких літаків:
S рв  (0,3...0,4) S го (м2)

S рн  (0,35...0,45) S во (м2)

Для швидкісних літаків:
S рв  (0,2...0,3) S го (м2)

S рн  (0,2...0,3) S во (м2)

Хорди рулів визначаються зі статистики і складають:
вр= (0,35...0,45) воп (м)

воп – оперення для в0 и вк

За наявними розмірами в масштабі будуємо оперення (Рис.2).
Визначаємо величину середньої аеродинамічної хорди:
го

вА 

вО

го

 вК
2

го

го

(м)

вА

го

в  вК
 О
2

го

(м)

Фюзеляж.
Вибір форми та розмірів фюзеляжу при проектуванні літака диктується
експлуатаційними міркуваннями.
Пасажирський і транспортний:
1 БМС

d ф  2,3...2,6 (м)

2 СМС

d ф  2,8...3,65 (м)

3 ДМС

d ф  3,2...4 (м)

Визначивши з цих умов величину dф., тобто діаметр кола, рівного за площею
міделевого перетину, і взявши з статистики Ф отримаємо: Ф = Ф dф (м)
Шасі
Найкраща схема шасі для літаків є трьохопорне шасі з носовим колесом, яке
надалі вирішує питання безпеки експлуатації та комфорту пасажирів. При
проектуванні шасі визначають геометричні його параметри.
Вибір параметрів шасі зручно проводити в наступному порядку.

10

База шасі.
База шасі вибирається з умови забезпечення хороших експлуатаційних
якостей літака при маневруванні по аеродрому. Якщо база мала, то при рулінні
літак може випробувати значне розгойдування у вертикальній площині, збільшення
бази конструктивно важко здійснити тому це вимагає подовження носової частини
фюзеляжу і зміщення головної опори шасі назад. При проектуванні сучасних
літаків зазвичай приймають:

в ш  (0,3...0,4) ф

(м)

Колія шасі.
Колія шасі забезпечує стійкість руху літака по аеродрому під час розбігу і
пробігу, а так само під час руління. В сучасних літаків колія шасі зазвичай
становить:
 ш  (0,15...0,35) (м)

А для літаків з невеликим подовженням крила  <4,5 колія приймається
рівною

 ш  0,5 (м)
Слід мати на увазі, що мала колія погіршує стійкість літака при рулінні.
Найбільша колія визначається шириною руліжних доріжок і не повинна
перевищувати 12 м.
Винесення головних коліс.
Якщо величина виносу коліс відносно центру мас літака встановлена надто
велика, то при розгоні буде затяжкий відрив передньої ноги шасі (для отримання
максимального злітного кута). Однак при занадто малому винесенні головних
колій, можливо, перевалювання літака на хвіст, тому що при посадці проекція
центру мас літака на ВВП може зайти за точку опори.
Для сучасних літаків:
e  (0,06...0,12) ш (м)

11

Висота шасі.
Відстань від поверхні аеродрому до центру мас літака повинна бути такаю, що
б мінімальна відстань від землі до конструкції (фюзеляжу, лопаті гвинта) до кінця
крила при посадці з креном (3º - 4º) при повному стисненні пневматиків і
амортизаторів була не більше 200-250 мм. За наявними в масштабі будуємо схему
шасі (Рис.3).
Масовий розрахунок літака.
Завданням масового розрахунку є визначення маси навантаження, конструкції,
силової установки, устаткування. Знання маси окремих агрегатів, вантажів і т.п.
складових злітну масу літака, необхідно для знаходження і установки його
польотної маси:
m0 = mт +mк+ mсу + mОб.
Теоретичне визначення маси являє собою значні труднощі, тому краще
користуватися статичними коефіцієнтами. Необхідно підібрати:
+

+

+

=1

Вага конструкції.
Вага конструкції складається з маси окремих агрегатів: крила, шасі та
управління.
mк = mо*

(КГС).

Наближена вага кожного агрегату визначається також по статичним даними за
допомогою коефіцієнтів.
Наводимо середні чисельні значення коефіцієнтів відносної ваги агрегатів:
Крило

=0,11.. .0,13

Фюзеляж

=0,07.. .0,12

Шасі

=0,04...0,06

Оперення

=0,02...0,025

Управління

=0,015...0,02

Примітка: для того щоб витримати отриману вагу конструкції необхідно
підібрати такі статистичні коефіцієнти агрегатів, щоб їх сума дорівнювала тобто:
m кр  mф  mш  mоп  m упр  m к
12

Вага силової установки.
У вагу силової установки входить маса двигунів, гвинтів, радіаторів, баків,
гондол, трубопроводів. Маса силової установки може бути визначена за
допомогою статистичних коефіцієнтів: m су= m0 · m су (кг).
Вага обладнання.
В масу обладнання входить електор орадіо, навігаційне обладнання,
пасажирське, пілотське обладнання і т.п.

mоб  m0 m об (кг).

Вага повного навантаження.
В повне навантаження входить: комерційне навантаження, паливо, екіпаж,
службове навантаження:

m пн  1  m к  mсу  mоб

mпн  m0 mпн (кг)
Центрування літака.
Матеріали масового розрахунку і розрахунку центрування літака є вихідними
даними для багатьох подальших розрахунків при проектуванні літака. Від ступеня
точності виконання масового розрахунку центрування залежить точність майже
всіх наступних розрахунків, в тому числі й визначення основних льотно-технічних
характеристик стійкості літака.
Точне положення центру мас літака має винятково велике значення.
Допустимий діапазон зміни центру мас літака в польоті дуже невеликий і не
перевищує 8-10% від середньої аеродинамічної хорди крила.
Відомо, що при переміщенні центру мас літака вперед стійкість літака
збільшується, але одночасно ускладнюється зліт і посадка літака, при переміщенні
центру мас назад, стійкість погіршується і при переході через доступну задану
межу літак стає нестійким. На підставі масового розрахунку отримуємо масу всіх
агрегатів конструкції силової установки, устаткування, навантаження. Тепер можна
перейти до визначення положення центру мас літака.
Чорнове центрувальне креслення літака (вид збоку) виконують в масштабі від
1:10 до 1: 100 залежно від розмірів літака. На чорнове центрувальне креслення
13

наносять точки, відповідні центрам мас окремих агрегатів, при цьому дрібні маси
обладнання, силової установки групуються за місцем розташування на літаку і
замінюються одним вантажем.
Нанесення положення в центр мас окремих складових мас літака робиться
приблизно, так як при цьому мають місце похибки не роблять істотного впливу на
стан центра мас.
Вибираємо прямокутну систему координатних осей х і у, і складаємо масову
відомість. Вісь У проводимо так, що б вона стосувалася носової частини літака
(Рис.4). Так як розташування центру мас літака по його висоті незначно впливає на
стійкість, то масову відомість виносимо лише координати Хф, взятої з креслення.
Для розрахунку приблизно можна взяти:
 аб  0,1 ф ;  к  0,6 ф ;  натр  0,5 ф ;

 су  0,4 ф - якщо двигуни на крилі;
Хсу ≈ 0,8  ф - якщо двигун в хвостовій частині фюзеляжу;


Найменування вантажу

m гр

(кг)
1.
2.
3.
4.

При зльоті
m гр Хгр
Хгр
(м)
(кгм)

Конструкція
Силова установка
Устаткування
Навантаження

m гр

-

m гр  гр

При посадці

m гр

m гр Хгр

(кг)

(кгм)

m гр

m гр  гр

Розташування центру мас літака визначається за формулою:

 ум 

тгр  гр
тгр

(м)

Розташування центру мас визначення для різних варіантів завантаження при
повному навантаженні і при витраченому (скинутий вантаж, витрачено паливо і
т.д.). Для другого розрахунку Х'цм. приймаємо: : m'нагр.≈ 0,2mнагр.
ум 

тгр   гр
тгр

14

Розбіг центровок при різних варіантах завантаження
 ум 

 цм   ум
вА

 100% , повинен бути якомога меншим (3-5%) й не

перевищувати 10%.
У разі невеликого розбігу центровок необхідно змінити розташування вантажу
на літаку.
Компонування літака.
Після визначення основних розмірів, параметрів, маси і центра мас літака
приступають до компонування літака.
Компонування починають після того, як зроблено креслення крила в плані,
визначена величина і положення САХ, а так само величина плеча горизонтального
оперення, щодо центра мас літака остаточно визначається взаємне розташування
його основних частин (крила, фюзеляжу і оперення) (Рис. 5.)
Компонування літака повинно відповідати таким вимогам:
1. Забезпечення найбільших кутів огляду екіпажу (а також пасажирів). Кут
огляду екіпажу вперед - вниз має дорівнювати 7 ° - 9 °. Цей кут вимірюється між
горизонтальною і дотичною до фюзеляжу лініями, проведеними від очей льотчика.
2. Екіпаж і пасажири не повинні бути розміщені в площині обертання гвинтів.
3. Витрачаючи вантажі повинні бути розміщені ближче до центру мас літака,
щоб зміна їх маси не мало значного впливу на стан центру мас літака.
4. Поздовжнє розташування крила, щодо фюзеляжу має бути таким, щоб
отриманий розбіг центровок розташовувався всередині діапазону допустимих
центровок: 25-35%. При цьому спочатку САХ визначається:
Хсах =Хцм - 0,25вА
5. Розташування крила по висоті (низкоплан, среднеплан, високоплан) має
відповідати типу і призначенню літака.
6. Розміщення горизонтального оперення по висоті має забезпечувати
винесення його із зони аеродинамічної тіні крила, тобто із зони завихрення повітря
збігатиме з крила на всіх режимах польоту.
15

6. Для надзвукових літаків можна розташовувати горизонтальне оперення
нижче лінії продовження бортової хорди крила у нижній поверхні хвостової
частини фюзеляжу або вище цієї лінії, на кілі на висоті hго=(0,65-0,7)

(м).

де в0 - коренева хорда вертикального оперення.
7. Для дозвукових літаків з відносно невеликими швидкостями можна
рекомендувати встановлене горизонтальне оперення з винесенням вгору на
величину: hго=(0,15…0,2)вo (м).
8. На літаках, у яких двигуни розташований на хвостовій частині фюзеляжу
доводитися передбачати верхнє розташування горизонтального оперення на кілі
(Т-образне оперення).
9. Обрана схема розташування двигунів на літаку повинна надавати перевагу
перед іншими схемами для даного типу літака.
10. Повинен бути забезпечений хороший доступ до агрегатів, що вимагають
періодичного огляду.

Графік залежності коефіцієнтів

P

та

 P від швидкості (числа М) та висоти польоту

Визначення льотно-експлуатаційних характеристик літака.
Після проведення розрахунків основних розмірів літака необхідно перевірити
чи

задовольняють

вони

льотно-експлуатаційним

вимогам.

Льотно-

експлуатаційними характеристиками літака є: швидкість, дальність польоту,
швидкопідйомність, маневреність, довжина пробігу і розбігу і т.п. Так проведення
16

повного аеродинамічного розрахунку для виявлення льотних даних, тому для
початкового аналізу наближені формули, які встановлюють зв'язок між даними
основними статистичними коефіцієнтами наступні:
1. Потолок.
25  17,5 Сх 0
пот 

т0
R0

т
1  3,5 Cx 0 0
R0

1


1



 0,094

- (км) – для ТРД

 0,094

Де Схо може бути прийнято:
Для літаків з одним двигуном Схо≈ 0,018
Для літаків з двома двигунами Схо ≈ 0,02
Для літаків з 4-ма двигунами Схо ≈ 0,022
Rо- тяга біля землі
Нпот  17,5  0,139

m0
0

m0
1
 4 (  0,94) 3 (км) – для ТГД
S


No - потужність біля землі.
2. Максимальна швидкість польоту
Для навчального проектування максимальна швидкість визначається на висоті
Нрасч=0,5Нпот., тому тяга ТРД і потужність ТГД залежить і від висоти і від
швидкості польоту, то визначення максимальної швидкості поділяється в два
етапи.
а. Визначається швидкість, яку може забезпечити двигун літака на заданій
висоті без урахування швидкісного напору:

2R H
Cx0  H S (м/сек) – для ТРД

VH 
VH  3

150 N H в
(м/сек) – для ТГД
Cx0  H S

 в  0,8 - ККД повітряного гвинта.
MH 

VH
aH

RH   P R0 ;

N H   N N 0
17

Значення коефіцієнтів   р та  

N

визначається за графіком залежності


коефіцієнтів  P та P від швидкості (числа М) та висоти польоту для даної
Нрасч при V=0 и М=0.
б. Визначаємо максимальну швидкість польоту, яку забезпечує двигун на
данній висоті з урахуванням швидкісного напору.
Vmax H 

2 Rmax H
Cx0  H S

RmaxH   P R0

(м/сек) для ТРД

M maxH 

VmaxH

VmaxH  3

aH

150 N maxH в
Cx0  H S

(м/сек);

N maxH   N N 0
Посадкова швидкість.

m пос
Vпос  13,6

S
Cy max (км/ч)

Де: mпос – вага літака при посадці, рівній злітній вазі за вирахуванням
витрачається навантаження.
mпос = mо-0,8 mп.н.
Су mах ≈ 1,5 - для прямих крил
Су mах ≈ 1,1 - для стріловидних крил
Довжина пробігу.
Lпроб ≈ 0,025V2пос
Де: Vпос проставляється в км / год.

Довжина розбігу та пробігу

.

18

Курсове проектування. Частина 2. РОЗРАХУНКУ СИСТЕМ.
РЕКОМЕНДАЦІЇ ЩОДО ВИКОНАННЯ
Курсант виконує розрахунок, віддаючи перевагу знанням з "Деталі машин",
"Опір матеріалів", "Основи конструкції літаків", після ретельного вивчення
особливостей роботи вузлів або окремих агрегатів в даній системі. Питання
необхідного розрахунку вказані в завданні.
Розрахунок слід проводити в наступному порядку (попередньо вивчивши
методичні вказівки з розрахунку даної системи):
- Вказати чергове запитання розрахунку і поставити мету; записати формулу
або розрахункове рівняння в буквеному вираженні і дати пояснення величин, що
входять в неї, вказати розмірність величин;
- Підставити в формулу вибране цифрове значення цих величин (вказати,
звідки їх взяли і чому) і обчислити результат;
- Записати отриманий результат із зазначенням розмірностей;
- Перейти до наступного питання;
- При перевірочному розрахунку на міцність отримані дані порівняти з
дозволеними напруженнями для застосовуваного матеріалу і зробити висновок про
міцність конструкції.
При виконанні розрахунку є зобов'язанням приводити пояснювальні ескізи,
давати посилання на джерела із зазначенням найменування книги, автора і
сторінок.
Нижче наводиться методика розрахунку деяких систем і агрегатів літака.
ЖОРСТКА ПРОВОДКА УПРАВЛІННЯ.
1. Розрахунок кінематики системи управління.
Зводиться до підбору розмірів всіх важелів системи, виходячи із заданих кутів
відхилення керма.
а) Розрахунок кінематики системи управління кермом висоти і кермом
напрямку.

19

b) Викреслюємо принципову кінематичну схему даного управління і
вибираємо довжину плечей всіх гойдалок. Схему вичерчуємо спрощено. Якщо
гойдалки не змінюють напрямки і величини переміщення тяг, їх можна не
викреслювати.

Довжиною важеля на кермі задаємося, виходячи з конструктивних міркувань
l1 = 60-200 мм
Довжину важелів рекомендується брати, орієнтуючись на його конструкцію
літака.
Зазвичай рекомендується:
l2 ,l3 ,l4…=150 -300 мм (можуть бути рівними)
l10 =50 – 250 мм
Командні важелі вибираються за такими розмірами:
-

штурвальна колонка: l 11=500…1000 мм

-

педалі: lпед = 250…500 мм.

2) Визначаємо переміщення точки «I» в направленні тяги. Кут відхилення
керма та кут відхилення ричала l1 при цьому рівні. Лінійне переміщення тяги
(точки «I») дорівнює величині синусу цього кута.
L1 = l1*sinδ
де: L1 – невизначене переміщення;
l1 – довжина вибраного ричала
sinδ – кут відхилення ричала, що дорівнює відхиленню керма.
3) Переміщення точки 2 дорівнює переміщенню точки 1. При наявності
величин плечей l2 та l3, знаходимо величину переміщення точки 3.
L1 = L2. L2/L3 = l2/l3. L3 = (L2*l3)/l2
20

4) Аналогічним способом знаходимо лінійне переміщення кожної точки, коли
знаємо довжини плеч качалок та враховуючи те, що переміщення
L3 = L4

L5 = L6

і т.д.

При однаковій довжині плечей величина переміщення не змінюється.
5) Визначаємо величину переміщення штурвальної колонки (педалей) на себе
(від себе) в точці прикладення рук (ніг) пілота.
L11 = (L10*l11)/l10
6) Знаходимо кут відхилення штурвальної колонки на себе (від себе)
θ = arcsin (L11/l11)
Отримуємо значення кута ходу колонки від нейтрального положення.
7) Порівнюємо отримане значення з табличним. Ці величини не повинні
перевищувати значень, рекомендованих для данного типу літака.
Від себе 150 - 180

Щтурвальна колонка

На себе 180 - 230

Хід педалей
Якщо

отримані

значення

±100
ходу

командних

ричагів

будуть

більше

рекомендованих, то необхідно змінити довжину ричагів та знову зробити
розрахунок кінематики.
б) Розрахунок кінематики системи управління елеронами.
В розрахунку управління елеронами необхідно взяти до уваги наявність
силового трикутника в носці елерона та двуплечевої качалки, що забезпечує
диференціальність управління.
1) Зображуємо принципову кінематичну схему данного управління та
вибираємо довжини плеч всіх качалок. Схему зображуємо у спрощеному вигляді.
Якщо качалки не змінюють направлення та довжини переміщення тяг, їх можна не
зображувати на схемі.

21

Довжиною ричага на елероні задаємося, виходячи з конструктивних уявлень.
l1 = 150 – 300 мм.
Довжину ричагів рекомендовано брати з орієнтиром на конструкцію данного
літака. В загалі рекомендовано l2 l3 l4 = 150-300 мм.
Диаметр зірки на штурвалі dзв=50-70 мм.
2) Визначаємо лінійне переміщення кінця ричага, необхідне для данного
відхилення елерону, т.як кут відхилення елерону дорівнює куту обертання ричага,
то вертикальне переміщення точки 1 буде:

δ – кут відхилення ричага, що дорівнює куту відхилення елерону.
Це переміщення диференційної качалки.
h 1 = hА
3) Визначаємо розміри диференційної качалки. Необхідно врахувати, що
ричаги А та В образують між собою гострий кут. Один з ричагів необхідно вважати
перпендикулярним направленню тяги.
lA=80-150 мм.

lВ=100-150 мм.

γ = 300 – 450 – кут розміщення ричага А.

22

Р1 – невизначене навантаження в тязі.
l1 – довжина ричага керма.
δ – заданий кут відхилення керма.
Мшарн – заданний шарнірний момент.
2) Зусилля в слідуючих тягах визначається з урахуванням плеч дії сили Р і далі

3) Зусилля на колонці буде:

Отримане зусилля необхідно порівняти з рекомендованими величинами:
- на штурвальній колонці – не більше 15-25 кг;
- на педалях – не більше 10 кг;
- на штурвалі – не більше 10 кг.
Якщо зусилля більше допустимого, необхідно змінити довжини ричагів та
провести розрахунок наново.
РОЗРАХУНОК НА МІЦНІСТЬ ТЯГИ УПРАВЛІННЯ ЕЛЕРОНАМИ
Основним зовнішнім навантаженням, що діє на елерон і що приймається в
розрахунках елерону, являється аеродинамічне навантаження. Інші навантаження
через їхню малу величину при розрахунках не приймають до уваги.
Норми міцності передбачають необхідність забезпечити міцність при різкому
відхиленні елерона на великій швидкості.
Розрахунок виконують в слідкуючій послідовності.
1. Визначають навантаження на 1м2

ρН – масова густина на висоті Н=0,5*Нпотр.

23

2. Визначаємо експлуатаційну та руйнівну погонні навантаження:

3. Визначаємо повне руйнівне навантаження на елерони:

4. Визначаємо відстань лінії центрів навантаження від носка елерону:

5. Визначаємо зусилля в тязі управління елероном.

Хо.к. = 0,25 вел – осьова компенсація.
h – відстань від вісі до тяги.

6. Підбираємо матеріал і переріз тяги з умови міцності на розтяг.

24

k=0,8 – коефіцієнт, що враховує послаблення перерізу труби отворами для
кріплення наконечника тяги.
Жерстку проводку управління необхідно виконувати з дюралюмінієвих (при
великих зусиллях - стальних) трубчатих тяг довжиною кожна порядку 1,5 – 2 м.
По площі поперечного перерізу по таблиці підбираємо зовнішній та
внутрішній діаметри труби для тяг.
7. Перевіряється тяга га стискання, приймаючи, що сила, яка стискає дорівнює
сили розтягу. Величина критичної сили, при якій відбувається втрата стійкості
тяги, розраховується по формулі Ейлера:

І – момент інерції перерізу данної труби (визначається за таблицею)
Е – модуль пружності матеріалу перерізу
Е = 2+2,2*104 кг/мм2 – для сталі.
Е = 7,2*103 кг/мм2 – для більшості алюмінієвих сплавів
l = 1,5…2 м – для тяги.
Визначають запас стійкості:

Якшо m>1, то Т<Ркр, тобто руйнування тяги буду раніше, ніж втрата її
стійкості. Це означає, що стійкості тяги забезпечується.
8. Розроблюють креслення тяги по знайденим з розрахунку на міцність
розмірів.
ГІДРОСИСТЕМА
Розрахунок гідросистеми проводять в слідуючому порядку:
1. Визначення діаметру трубопровода.
а) зображуємо схему системи на листі записці та вказати геометричні
параметри трубопроводів;
б) визначити витрату рідини на кожному участку.
25

Q – невідома витрата рідини в цьому перерізі (см2/сек);
d – діаметр поршня силового циліндру, що працює при подачі рідини по данній
лінії (см);
S – найбільший хід поршня силового циліндру (см);
n – кількість одночасно працюючих циліндрів;
t – час повного ходу поршня (час роботи в сек)
в) Виходячи з отриманої необхідної витрати, визначаємо необхідний
внутрішній діаметр трубопроводу на даній ділянці.
Для цього необхідно вибрати швидкість рідини по цьому трубопроводу, для
ліній низького тиску (всмоктування або зливу) рекомендується 1-3 м/сек, для ліній
високого тиску 3-8 м/сек.

де: Q – відома витрата см3/сек.
d1 – необхідний внутрішній діаметр трубопроводу
V – вибрана швидкість руху АМГ-10.
г)

використовуючи

таблицю

стандартних

трубопроводів,

вибираємо

трубопровід для даної ділянки. Необхідно вибирати рівний отриманому за
розрахунками (необхідному) діаметру або близький в сторону збільшення.
ТАБЛИЦЯ РЕКОМЕНДОВАНИХ ТРУБОПРОВОДІВ ЗГІДНО ДСТу
Матеріал
АмгМ
Д16Т
Ст20
1х18Н9Т

6х1
6х1
6х1,5
6х0,6
6х1

Внутрішній діаметр труб та товщина стінок (мм)
6х1
10х1
12х1
14х1
16,18,20,25,30,35х1
8х1
10х1
12х1
14х1
16,18,20,25,30,35х1
8х1
10х1
12х1
14х1
16,18,20,25,30,35х1
8х0,6
10х0,75
12х0,9
14х1
18,20,25х1
8х1
10х1
12х1

26

Межа міцності:
Матеріал
АмгМ
Д16Т
Ст20
Ст 1х18Н9Т
30ХГСА

σ,
кг/мм2
19-21
36-38
45-50
50-55
110-115

Перевірочний розрахунок трубопроводів на міцність.
Перевірочний розрахунок на міцність в будь-якій гідросистемі виконується
однаково.
1) Визначають

навантаження

розриву

в

стінках

трубопроводів

від

найбільшого, що можливий на даній лінії тиску.

де:

Р – найбільший внутрішній тиск трубопроводу;
d – внутрішній діаметр трубопроводу вибраного згідно стандарту;
δ – товщина стінки трубопроводу.

2) Отримане навантаження порівнюється з допустимим для данного матеріалу
і повинне бути менше допустимого.

К – коефіцієнт запасу міцності. Його можна приймати 1,5…2,0.
Якщо σ1 < [σ] – трубопровід придатний.
ПАЛИВНА СИСТЕМА
Розрахунок на міцність болтового з’єднання, що складається з болта,
проушини та вилки, проводять в слідкуючій послідовності.
1. Визначають величину руйнуючої поперечної сили Q та згинаючого моменту
Мизг у корня крила.
Крило навантажено зосередженими та розподіленими силами.
27

а) поперечна сила.
Розподіленими силами являються повітряне навантаження та інерційна сила
від маси крила.

Крім того, крило завантажене зосередженими силами від шасі та силової
установки.

де:

Gдв – вага одного двигуна.
К – кількість двигунів на полукрилі.

Сумарна поперечна сила у кореня крила буде: Q = Ррозпод.- Рш - Рсу
б) Момент згину (Мизг)
Момент згину у кореню крила дорівнює моменту сил, що діють по одну
сторону від перерізу.
Точку прикладання рівнодіючої розподілених навантажень визначають за
формулою:

28

Z – відстань від точки прикладання рівнодіючої визначених навантажень до
площі симетрії літака.
в) момент опору для циліндра.

г) нормальні напруження

д) дотичні напруження від кручення

е) для перевірки міцності необхідно вибрати точку в перерізі, що
розглядається, де поєднання напружень найбільш несприятливе.
Це буде точка на поверхні циліндру, в якій діють вздовж вісі циліндру:

вздовж дотичної до окружності перерізу:

Згідно ІІІ теорії міцності:

4. Для штоку, розрахунковим є переріз, де кріпиться 2 хзвінник та вісь колеса
(сеч. в-в).
а) Момент для цього перерізу М = МР1+МТ (кг/см)
б) Нормальне навантаження σМ = М/W (кг/см2).
де:

в) сумарне навантаження σ = σM + σN.
29

Усі розміри шасі вибираються, з орієнтацією на конструкцію шасі певного
літака.

Мизг у кореня дорівнює:

lдв – відстань від двигуна до площі симетрії літака.
Розмір визначається з компоновочного креслення.
3) Розраховуємо силу Р, що діє на болт.
На два верхніх та два нижніх вузла діє сила Р/ = Мизг/Нср
За середню висоту лонжеронів приймати Нср = 0,9скорн
На кожен вузол діє стискаюча або розтягуюча сили:
Р = (Р/f/)/2
Розрахункові сили, що діють на вузол, необхідно брати збільшеними на 25%.
Це збільшення в порівнянні з заданим, забезпечує можливість проведення ремонту
вузлів, при якому вузол буде послаблюватись.
f/ = 1,25.

30

Завдання, щодо першої частини курсового проектування
№,
за/п
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
38

Злітна маса
літака,
кг
14 000
16 000
19 000
22 000
24 000
40 000
55 000
60 000
75 000
80 000
105 000
110 000
130 000
150 000
170 000
180 000
190 000
230 000
5 000

Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний
Пасажирський
Вантажний

Тип
літака

Тип двигуна

БМЛ

Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий
Турбореактивний
Турбогвинтовий

БМЛ
БМЛ
БМЛ
БМЛ
БМЛ
СМЛ
СМЛ
СМЛ
СМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
ДМЛ
Легкий

31

Завдання, щодо другої частини курсового проектування
1. Система управління елеронами. Варіант 01
А. Розрахунок кінематики системи
ВАРІАНТИ
КУТ
ВІДХИЛЕННЯ
ЕЛЕРОНІВ δ

01

02

03

04

05

ВГОРУ

24

22

20

18

16

ВНИЗ

20

18

16

14

12

Б. Визначення зусиль в елементах проводки та на командних важелях.
Варіанти
01
02
03
04
05
Розрахунковий
20
25
30
35
40
Мш (кгм)
В. Розрахунок на міцність тяги управління елеронами
Дані для розрахунку:
Забезпечити міцність тяги при різкому відхиленні елеронів на максимальній
швидкості польоту.
ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема системи управління елеронами літака зі
специфікацією та виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка.
Варіанти
Вузол

01

02

03
04
05
Центр.
Механізм
Механізм
Вузол
вузол
Гермовивід стопоріння
відхилення повороту
управління
елеронів
елеронами
тяг
елеронів

32

2. Система управління кермом висоти. Варіант 02.
А. Розрахунок кінематики системи
ВАРІАНТИ
КУТ
ВІДХИЛЕННЯ
КЕРМА δ

01

02

03

04

05

ВГОРУ

23

25

27

29

31

ВНИЗ

13

15

17

19

21

Б. Визначення зусиль в елементах проводки та на командних важелях.
Варіанти
01
02
03
04
05
Розрахунковий
45
55
65
75
85
Мш (кгм)
В. Розрахунок на міцність тяги управління кермом висоти
ВАРІАНТИ
01
02
РЕЖИМ
Політ в не спокійному
Маневрове навантаження
ПОЛЬОТУ
повітрі
ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема системи управління кермом висоти літака зі
специфікацією та виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка.
Варіанти

01

Вузол

Гермовивід

02
Механізм
стопоріння керма
висоти

03
З’єднання тяг

33

3. Система управління кермом напрямку. Варіант 03.
А. Розрахунок кінематики системи
ВАРІАНТИ

01

02

03

04

05

КУТ ВІДХИЛЕННЯ КЕРМА
δ

± 20

± 22

± 24

± 26

± 28

Б. Визначення зусиль в елементах проводки та на командних важелях.
Варіанти
01
02
03
04
05
Розрахунковий
50
60
70
80
90
Мш (кгм)
В. Розрахунок на міцність тяги управління кермом висоти
ВАРІАНТИ
01
02
03
Зупинка всіх
Політ в не
РЕЖИМ
Маневрове
двигунів з
спокійному
ПОЛЬОТУ
навантаження
однієї площини
повітрі
симетрії
ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема системи управління кермом напряму літака зі
специфікацією та виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка.
Варіанти

01

Вузол

Гермовивід

02
Пружинна
тяга

03
Пружинний
циліндр
сервокомпресору

04
Механізм
стопоріння
керма висоти

34

4. Гідросистема шасі літака. Варіант 04.
А. РОЗРАХУНОК ТРУБОПРОВОДУ.
А) Визначити діаметр трубопроводів на 4-х ділянках системи.
Б) Виконати перевірочний розрахунок трубопроводів на міцність.
(Дані для розрахунку дивитись нижче)
Варіанти
Агрегат

Б. РОЗРАХУНОК НА МІЦНІСТЬ АГРЕГАТУ
01
02
03
ЦиліндрЦиліндр-підйомник Циліндр управління
підйомник
передньої ноги
замків створок
головної ноги

Варіанти
Хід поршня (мм)
Діаметр поршня ()
Час прибирання шасі
(сек.)
2
Робочий тиск (кг/см )

01
600
80

02
400
60

03
200
40

20

16

12

230

200

150

ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема системи гідравлічної потужності шасі літака зі
специфікацією та виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка згідно варіанту.
Варіанти

01

Вузол

Гідроакумулятор

02
Сигналізатор
роботи насосів

03
Гаситель вібрації

35

5. Система основного гальмування коліс. Варіант 05.
А. РОЗРАХУНОК ТРУБОПРОВОДУ.
А) Визначити діаметр трубопроводів на 4-х ділянках системи.
Б) Виконати перевірочний розрахунок трубопроводів на міцність.
(Дані для розрахунку дивитись нижче)
Б. РОЗРАХУНОК НА МІЦНІСТЬ АГРЕГАТУ
Варіанти
01
02
03
Агрегат
Гідроакумулято
Електрокран
Човникови
р
автомат. гальм
й клапан
Варіанти
Хід поршня
гальмівного циліндру (мм)
Діаметр поршня
гальмівного циліндру (мм)
Час заторможування
коліс (сек.)
2
Робочий тиск (кг/см )

01

02

03

3

2

1,5

30

35

28

0,8

1

1,2

60

70

80

04
Дозатор
04
3
26
1,4
90

ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема системи основного гальмування коліс шасі літака зі
специфікацією та виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка згідно варіанту.
Варіанти
01
Агрегат Гідроакумулятор

02
Електрокран
автомат. гальм

03
Човниковий
клапан

04
Дозатор

36

6. Паливна система літака. Варіант 06.
А. РОЗРАХУНОК ТРУБОПРОВОДУ.
А) Визначити діаметр трубопроводів на 4-х ділянках системи.
Б) Виконати перевірочний розрахунок трубопроводів на міцність.
(Дані для розрахунку дивитись нижче)
ВАРІАНТИ
Продуктивність
насосу, л/год
Робочий тиск,
кг/см2

Варіанти
Агрегат

01

02

03

04

05

2.000

4.000

6.000

8.000

10.000

0,5

1

1,5

2,0

2,5

Б. РОЗРАХУНОК НА МІЦНІСТЬ АГРЕГАТУ
01
02
03
04
Фільтр грубої
Фільтр тонкої Перекривний
Кран
очистки
очистки
кран
кільцювання

Робочий тиск,
кг/см2

4

8

6

2

ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Принципова схема паливної системи літака зі специфікацією та
виносом двох вузлів.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка згідно варіанту.
Варіанти
Агрегат

01
Фільтр
грубої
очистки

02
Фільтр
тонкої
очистки

03

04

05

Перекривний
кран

Кран
кільцювання

Паливний
бак

37

7. Крило літака. Варіант 07.
А. Розрахунок на міцність болтового з’єднання крила.
(Дані для розрахунку використати з першої частини курсового проектування)
Б. Розрахунок на міцність лонжерону крила.
(Дані для розрахунку використати з першої частини курсового проектування)
ГРАФІЧНА ЧАСТИНА.
ЛИСТ 1. Каркас крила літака.
ЛИСТ 2. Збірне креслення зі специфікацією та деталіровка агрегату згідно
варіанту.
Варіанти

01

02

Агрегат

Болтове з’єднання

Лонжерон

38

Таблиця статичних коефіцієнтів

39

Додаток 1

40

Додаток 2

Додаток 3
41

42

Додаток 4
Приклади схем літаків при розрахунку

Транспортний високоплан з ТГД

Пасажирський з ТРД
43

Вантажний з ТРД

44

Пасажирський низько план з ТРД

Важкий літак ТУ-64 з ТГД

45

Вантажопасажирський з ТГД

Надзвуковий пасажирський літак з ТРД

46

Список літератури
1. Бодягин

А.А.,

Егер

СМ.,

и

др.

Проектирование

самолетов.

Машиностроение. 1972 -515 с.
2. Егер СМ., Мишин СФ. и др. Проектирование самолетов. Машиностроение.
1983 -616 с.
3. П.И. Чумак, В.Ф. Кривокрысенко. Расчет, проектирование и постройка
сверхлегких самолетов «Патриот» 1991 -238 с.
4. Бодягин А.А., Мухаммедов Ф.А. Проектирование легких самолетов.
Машиностроение. 1978 - 208 с.
5. Челюканов И.П., Ключко М.Г. Оформления навчальних матер1ал1в.
КМУЦА 1995 -36 с.

47

48