Пожаротушение с использованием ДПЛА

Егор

Пожаротушение с использованием ДПЛА

В настоящее время строят все больше небоскребов, которые не смотря на применяемые меры пожарной безопасности к сожалению горят. Для увеличения пожарной безопасности предлагается использовать беспилотный летательный аппарат (гексакоптер) с подвешенными гранатомётами (граната с огнетушащим порошком). Который сможет быстро доставлять огнетушащий порошок в эпицентр пожара.

Машиностроение

Дипломы

Вуз: Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ)

ID: 5f4d53f0cd3d3e00013b8f4e

UUID: ccc30c60-cdf0-0138-27f7-0242ac180006

Язык: Русский

Опубликовано: больше 3 лет назад

Просмотры: 23

10.46

Егор

Комментировать 0

Рецензировать 0

Скачать - 4,1 МБ

Поделиться работой

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (национальный исследовательский университет)» КАФЕДРА 102 «ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТОВ» ДИПЛОМНЫЙ ПРОЕКТ на тему ПОЖАРОТУШЕНИЕ С ИСПОЛЗОВАНИЕМ ДПЛА Студент группы У0-605с группа Е.А. Стоцкий подпись, дата инициалы, фамилия Руководитель Б.Л. Артамонов доцент, канд. техн. наук должность, уч. степень, звание подпись, дата инициалы, фамилия Москва 2020 2

Оглавление 1. Введение ............................................................................................................................................... 5 2. Условия пробития триплексного стекла..................................................................................... 11 2.1. Расчёт проникающей способности ударника в зависимости от скорости удара V0. ... 12 2.2. Сквозное проникание ударника в пластины из стали и бетона. ..................................... 14 2.3. Расчёт диаметра отверстия Dотв в зависимости от скорости удара V0 для разных толщин стекла bпсп. .......................................................................................................................... 15 2.4. Запреградная скорость ударника. ......................................................................................... 17 2.5. Формирование требований к модифицированной гранате при использовании в комплексе .......................................................................................................................................... 19 2.6. Расчёт запреградной скорости при эквивалентном диаметре отверстия ..................... 20 3. Выбор элементов конструкции гексакоптреа ............................................................................ 22 3.1. Выбор электродвигателя ......................................................................................................... 22 3.2. Регулировка оборотов электродвигателя ............................................................................ 24 3.3. Выбор аккумуляторной батареи ............................................................................................ 26 4. Выбор параметров летательного аппарата ................................................................................... 28 3.1 Поднимаемая масса при фиксированном КПД винта ........................................................ 29 4.2 Аэродинамические характеристики профилей ................................................................... 31 4.3 Подбор винта под заданный двигатель ................................................................................. 33 4.4 Расчёт времени полёта гексакоптера .................................................................................... 39 4.5 Рабочие характеристики винтомоторной группы с электродвигателем U-15 II .......... 40 4.6 Габариты аппарата.................................................................................................................... 44 5. Продольная балансировка и лётно-технические характеристики гексакоптера .................. 46 5.1 Алгоритм расчёта балансировки гексакоптера .................................................................. 46 5.2 Летно-технические характеристики гексакоптера ............................................................. 54 6. Весовая сводка. .................................................................................................................................... 67 6.1 Расчёт масс элементов .............................................................................................................. 67 6.2 Центровка гексакоптера .......................................................................................................... 73 7. Конструкция рессор полозкового шасси ........................................................................................ 78 7.1. Выбор параметров ................................................................................................................ 78 7.2. Характеристики рессоры в деформированном состоянии ........................................... 81 7.3. Нагрузка на рессору ............................................................................................................. 83 7.4. Кинетическая энергия, поглощаемая рессорой .............................................................. 84 7.5. Определение потребной изгибной жёсткости рессоры.................................................. 86 7.6. Выбор параметров сечения рессоры ................................................................................. 87 7.7. Потребный момент инерции сечения рессоры ............................................................... 88 3

7.8. Расчётная схема сечения рессоры ..................................................................................... 89 7.9. Определение положения нейтральной линии и высоты сечения ............................... 89 7.10. Определение толщин поясов сечения ........................................................................... 90 7.11. Расчёт слоёв композиционного материала .................................................................. 92 8. Технология изготовления гексокоптера. ..................................................................................... 106 8.1. Разработка и обоснование схемы членения гексакоптера ............................................. 107 8.2. Описание конструкции .......................................................................................................... 111 8.3. Маршрутный технологический процесс на сборку полозкового шасси ...................... 114 8.4. Стенд для испытания шасси (Копер) .................................................................................. 116 8.5. Программа предварительных копровых испытаний на работоемкость и многократные сбросы ................................................................................................................... 117 9. Экономический расчёт ..................................................................................................................... 120 9.1. Затраты на создание опытных образцов ............................................................................ 120 9.2. Затраты на серийное производство гексокоптера............................................................ 124 9.3. Затраты на эксплуатацию гексокоптера............................................................................ 128 9.4. Расчёт точки безубыточности для предприятия .............................................................. 133 9.5. Организационный раздел...................................................................................................... 134 10. Охрана труда .................................................................................................................................... 138 10.1. Технологический процесс производства рессор полозкового шасси из ПКМ ......... 139 10.2. Анализ вредных факторов при изготовление и спорке полозкового шасси из ПКМ ............................................................................................................................................................ 140 10.3. Методы защиты .................................................................................................................... 147 10.4. Расчёт вентиляции ............................................................................................................... 148 Список используемой литературы .................................................................................................... 154 4

1. Введение В настоящее время строится все больше небоскрёбов. За 2018 год в мире было построено 143 высотных здания с высотой более 200 метро, это всего на 4 меньше чем в предыдущем 2017 году. При этом пои числу «супер высоких зданий» с высотой более 300 метров построено 18 небоскрёбов, что стало рекордом. На первом месте по темпам строительства находится Китай, где построено 88 небоскрёбов. На втором месте – США и на третьем – Объединённые Арабские Эмираты. Рис. 1.1. Небоскребы в г. Сингапур. С увеличением количества таких зданий все острее возникают проблемы, связанные с их обслуживанием и обеспечением безопасности. Возгорания в высотных зданиях происходили уже неоднократно. 18 октября 2004 в Буэнос-Айресе (Аргентина) пожар уничтожил 20 этажей небоскрёба. Возгорание произошло на 34-м этаже, где находилось министерство гражданской авиации. Для ликвидации пожара было задействовано два пожарных вертолета. Несмотря на все предпринятые меры, полностью выгорели 20 верхних этажей небоскреба. Лишь по счастливой случайности никто не пострадал. 15 ноября 2010 загорелось 28-этажное здание в районе Цзинань (КНР), находившееся в конечной стадии косметического ремонта. Пламя перекинулось с еще не убранных строительных лесов внутрь небоскреба и распространилось по всему дому. Пожарные несколько часов вели борьбу с огнём, эвакуировав из горящей высотки около 100 человек. Попытки привлечь к эвакуации полицейские вертолёты, чтобы спасти людей с верхних этажей, не имели успеха из-за слишком сильного задымления. Выгоревший жилой дом был населён в основном семьями 5

школьных учителей. Всего в нем проживало 156 семей. По меньшей мере двенадцать человек погибли и около ста получили ранения. 18 ноября 2012 в центре города Дубая произошёл крупный пожар на верхних этажах 40-этажной высотки квартала Джумейра-Лэйкс-Тауэрс. Затем огонь распространился на фасад здания. Полностью выгорело около десяти квартир. Рис. 1.2. Пожар небоскрёба в г. Дубаи 25 января 2013 в Москве произошел пожар в восьмикомнатной квартире, в 50этажном элитном комплексе "Триумф Палас", который считается самым высоким жилым домом в Европе. Высота здания — более 260 метров. Площадь возгорания составила 30 квадратных метров. Феврал 2005 года в Мадриде дотла сгорел небоскреб "Винздор". Причиной возгорания стало короткое замыкание на 21-м этаже. Несмотря на все усилия, спасти здание не удалось — его пришлось снести. А уже через год, также в испанской столице, загорелось строение высотой в 220 метров – башня "Пространство". Ее тушили более полусотни пожарных с помощью высоконапорных шлангов. И еще множество других случаев показывают недостатки в пожарной безопасности высотных зданий. При возникновении пожара в небоскребах основной упор делается на эвакуацию людей. Александр Смирнов, инженер ПБ и ОТ Лахта Центра «Эвакуации всех людей в здании – это первая задача. Потом пожарные начали бы окружать огонь, ограничивая негорящие этажи: то есть тушить самый верхний и самый нижний из горящих этажей, постепенно продвигаясь к эпицентру – то есть, к этажу, где все началось.». Для пожаротушения в высотных зданиях используют системы распыления для их работы предусматривается использование нескольких пожарно6

насосных станций, работоспособность и управление которыми в режимах чрезвычайных ситуаций при нарушениях подачи электроэнергии обычно проблематичны. Существуют небоскребы где для подачи огнетушащего средства и его распределение в защищаемых помещениях высотного здания осуществляют из расположенной на крыше или на вышележащем относительно защищаемых помещений этаже ёмкости посредством гидростатического напора столба огнетушащего состава, минусом такой системы является ограниченный запас огнетушащего средства. Анализ пожаров и процессов в их локализации и подавления в небоскрёбах показывает весьма низкую эффективность пожарной техники, которая не в состоянии обеспечить пожаротушение на верхних этажах зданий. Самые современные пожарные лестницы не могут быть развёрнуты выше 30 метров (рис. 3). Существуют коленчато-телескопические подъёмники, которые могут обеспечить подъем на высоту 90 метров это примерно 30 этажей. При подъёме выше 100 метров возникают проблемы с подачей воды по рукаву в силу технических ограничений насосов, которым необходимо создавать перепад давления 1 атм. на 10 метров. Рис. 1.3. Тушение небоскрёба с коленчато-телескопические подъёмника. Из выше перечисленного становиться очевидна необходимость применения новых подходов в тушении небоскрёбов, напрашивается вывод о применение воздушной техники в тушении пожара. Возможно применение средств пожаротушения применяемых с летательных аппаратов. Существует ряд систем пожаротушения расположенные на летательных аппаратах. 7

На самолётах возможен сброс воды, что неприменимо к тушению пожара в небоскрёбах по ряду причин. При сбрасывании воды с самолёта возможно производить тушение только верхних этажей зданий без точечного попадания, что сводит эффективность тушения к минимуму. Применение самолетов невозможно также в связи большой опасностью полёта в области плотной застройки на малых высотах. Рис. 1.4. Cамолет Б-200 тушит пожар. Лучше обстоит дело у вертолёта, оснащенный пожарной системой. Но действуя традиционным способом – сбрасывая воду на крышу здания, можно причинить ущерб больший, чем нанесет сам пожар (рис. 1.5). Рис. 1.5. Вертолет Ми-8 тушит пожар традиционным способом. Поэтому необходимо использовать на вертолёте систем горизонтальное тушения которая дает возможностью пустить водяную струю в окно горящей квартиры, так и экономным расходом тушащего вещества. Кроме того, зависнув рядом с источником открытого огня (что намного безопаснее) можно заливать его навесной струей. В связи с чисто техническими ограничениями применять такую водяную пушку предпочтительнее на соосных вертолетах (рис. 1.6). После пожара Останкинской телебашни, на ОАО "Камов" для тушения пожаров в высотных зданиях, 8

разрабатывалось несколько вариантов систем горизонтального пожаротушения. В передней части вертолёта Ка-32А1 устанавливалась массивная пушка, с управляемым в вертикальной плоскости, соплом, вынесенным за радиус вращения винтов. Рис. 1.6. Вертолёт Ка-32 с горизонтальной пожарной пушкой. В случае использования подобной системы на вертолете с хвостовым винтом струя воды будет либо разбиваться потоком воздуха, либо необходимо будет создавать пушку с необычайно длинным стволом. Хотя такие попытки предпринимались (рис. 1.7). Еще в 1971 году был создан вертолет Ми-6 ПЖ2 с водометом, размещенным в носовой части фюзеляжа. Но эта установка использовалась для тушения лесных пожаров. 9

Рис. 1.7. На пожарном вертолете Ми-6 ПЖ2 работает носовой комбинированный лафетный ствол. Испытания на Химкинском водохранилище. Но даже при использовании вертолёта с огнетушащей пушкой остаются некоторые нерешённые проблемы. Например, проблема необходимости каким-то образом разбить стекло небоскреба, что сейчас не решено. Для решения проблемы пробития стекла, и проведения начального тушения в настоящей работе предлагается использовать модифицированную 105-мм гранату РПГ-32 производства НПО «Базальт», установленную на гексокопторе. Боевая часть гранаты заменена на аналогичную перфорированную, заполненную 5,5 кг огнетушащего порошка «ВЕКСОН - 70» или подобного, распыляемого с помощью внутреннего пирозаряд, приводимого в действие контактным ударником. Огнетушащий порошок, массой 5,5 кг, способен потушить пожары классов А, В, С, Е и тушить до 30 м3 объёма. Такой прием применим для точечного тушения пожара в начальной стадии, что не позволит сильно распространиться огню. 10

2. Условия пробития триплексного стекла Расчёт производился по полуэмпирическим критериальным соотношениям, полученным на основе баллистических экспериментов. В расчётах принято: Скорость звука: В стекле – . В стали – . Плотность материала: Плотность стекла – . Плотность стали – . Динамическая твёрдость: Стекла – . Габариты ударника: Длина ударника – . Диаметр ударника – . Масса ударника: Толщина стекла: . Скорость гранаты, выпущенной из РПГ – 32: V0=140 м/с. 11

Рис. 2.1. размеры пластины и ударника. 2.1. Расчёт проникающей способности ударника в зависимости от скорости удара V0. Расчёт выполняется по формуле где; bпсп – толщина сквозного пробития, g3- эмпирический коэффициент пропорциональности для пластины ограниченной толщины (рис. 9), ρ с ρп – плотность ударника и пластины соответственно, V0 – скорость взаимодействия aвп – скорости звука в пластине, lс – длина ударника, dc - диаметр ударника, Ндп – динамическая твердость пластины, . Подставляя в уравнение данные пластины и ударника получим: Для скорости взаимодействия V0=140 м/с. Получаем число маха 12

М Рис. 2.2. Зависимость коэффициента пропорциональности g3 для пластины ограниченной толщины от числа Маха (V0/aВП). По полученному числу Маха пропорциональности g3 из рис. 2.2. При определяем значение коэффициента , g3= 0,575. При этих значениях толщина сквозного пробития bпсп равна Данные для различных скоростей удара от 70 до 160 м/с приведены на рис. 10. 13

2.2. Сквозное проникание ударника в пластины из стали и бетона. Для бетона: aВП=3000 м/с Для стали: aВП=5150 м/с ρп= 2200 кг/м3 ρп= 7830 кг/м3 Расчёт выполняется аналогично расчёту пластины из стекла. Результаты приведены ниже. На основе полученных данных построен график зависимости толщины сквозного пробития g3 от скорости удара V0 (рис 2.3.). Рис. 2.3. Зависимость толщины сквозного пробития от скорости удара Вывод: при скорости взаимодействия равной 140 м/с стальной ударник пробьёт на сквозь стальную плиту толщиной 52 мм, бетонную плиту толщиной 197 мм и триплексное стекло толщиной 73 мм. 14

2.3. Расчёт диаметра отверстия Dотв в зависимости от скорости удара V0 для разных толщин стекла bпсп. Расчёт проводился по формуле, полученной полуэмпирическим путём. где; Dотв – диаметр сквозного отверстия, ρс ρп – плотность ударника и пластины соответственно, V0 – скорость взаимодействия Cвп – скорости звука в пластине, b – толщина пластины, dc – диаметр ударника, Ндп – динамическая твердость пластины, . Подставив данные подучим: Для пластины толщиною 41 мм (такая толщина стекла используется в «Лахатацентр» г. Санкт-Петербург) и при скорости удара V0=140 м/с, получаем значение диаметра отверстия равное 126 мм. Аналогично был проведён расчёт для разных скоростей удара и толщин пластины. Для толщины пластины в b1=41 мм и для толщины в b2=32 мм, такой толщины стекла применяются в «Лахата-центр» г. Санкт-Петербург azszи в «Федерация» г. Москва соответственно, в диапазоне 140-70 м/с. По результатам был построен график (рис. 3.4) диаметра отверстия при различных скоростях для этих толщин. 15

Рис. 2.4. Диаметр отверстия при различной скорости удара. Для разных скоростей и толщин получены данные представлены на рис. 3.5. Рис. 2.5. Диаметр отверстия при разной толщине стекла. Вывод: Для толщены стекла b1=41 мм, пробитие ударником диаметром dc=105 мм получены: при скорости удара V0=140 м/с диаметры отверстий Dотв=126 мм, при 16

скорости удара V0=80 м/с диаметры отверстий Dотв=122,5 мм. Для толщены стекла b2=31 мм, пробитие ударником диаметром dc=105 мм получены: при скорости удара V0=140 м/с диаметры отверстий Dотв=120 мм, при скорости удара V0=80 м/с диаметры отверстий Dотв=117,5 мм. 2.4. Запреградная скорость ударника. В первом приближении можно записать баланс энергии без учета потерь на тепло. Где: E – кинетическая энергия, . Раскрывая формулу получим: С учётом расхода энергии на деформацию и тепло получаем: Где: – скорость взаимодействия, – масса запреградного потока, – предельная скорость пробития из рис. 8, – масса ударника. – где: S – площадь запредельного потока, – толщина плостины. Площадь – плотность пластины, где Dотв диаметр отверстия. Для скорости взаимодействия V0=140 м/c и толщины пластины b1=41 мм получим: Из рис. 13 – Vпсп= 64 м/с. – в случае учёта диаметра отверстия. 17

С учётом диаметра отверстия получаем запреградную скорость: Рис. 2.6. Предельная скорость пробития от толщины пластины из стекла. По формуле, приведенной ранее были посчитаны запреградные скорости для диапазона скоростей взаимодействия V0= 140-70 м/c и толщин пластины b=60-20 мм результаты приведены на рис. 3.7. Рис. 2.7. Запреградная скорость ударника. 18

Вывод: Для пробития триплексного стекла толщиной менее 50 мм нет необходимости в большой скорости ударника, так как запреградная скорость ударника остаётся велика чего нам необходимо избежать. 2.5. Формирование требований к модифицированной гранате при использовании в комплексе Из полученных результатов расчёта можно выдвинуть требования к гранате РПГ32. Для уменьшения запредельной скорости ударника необходимо уменьшить скорость снаряда до 80 м/с. Из проведённых расчётов видно, что задача по пробитию триплексного стекла в небоскрёбах решена полностью. После пробития триплексного стекла и произведения начального тушения путем распыления огнетушащего порошка, предлагается разные варианты по ликвидации очага возгорания. 1. Использовать комплекс ДПЛА в количестве 2-3 шт. которые будут, сменяя друг друга, производить тушение огнетушащим порошком. 2. После пробития стекла привлекать вертолёт с пожарной штангой, который будет пускать водяную струю в образовавшееся отверстие. Для повышения объёмов тушения производимого одним ДПЛА в случае использования комплекса ДПЛА, для увеличения диаметра отверстия в стекле в которое будет попадать больше состава выпущенного с вертолёта. Необходимо использовать четыре установки РПГ-32 (рис. 2.8) на одном ДПЛА с произведением одновременного запуска всех четырёх гранат. Рис. 2.8. Установка из четырёх РПГ – 32. 19

2.6. Расчёт запреградной скорости при эквивалентном диаметре отверстия Расчёт эквивалентного диаметра отверстия DотвЭ приведён на рис. 4.2. Для расчёта запреградной скорости примем что: Где: Е1 – запреградная кинетическая энергия при пробитии одним ударником, Eэкв – запреградная кинетическая энергия эквивалентная при пробитии четырьмя ударниками. Подставив получаем. Рис. 2.9. Определение эквивалентного диаметра отверстия Где , подставив значение m и сократив выражение получим. Подставив данные для скорости удара V0= 80 м/с и толщины пластины b= 41мм получим. 20

Аналогично проведён расчёт для разных толщин пластины на скорости взаимодействия 80 м/с. Полученные данные представлены на рис. 4.3. Рис. 2.10. Запреградная скорость ударника для эквивалентного диаметра отверстия и массы запреградного потока, при разной толщине пластины. Вывод: необходимое отверстие для обеспечивается одновременным проведения залпом тушения с четырёх вертолёта гранат. 21

3. 3.1. Выбор элементов конструкции гексакоптреа Выбор электродвигателя Использование бесколлекторного двигателя в качестве силовой установки, обусловлено следующими преимуществами : • • • • • • • широкий диапазон изменения частоты вращения; корпус можно изготовить пыле и влаго – непроницаемым. бесконтактность и отсутствие узлов, требующих частого обслуживания; возможность использования во взрывоопасной и агрессивной среде; большая перегрузочная способность по моменту; высокие энергетические показатели (КПД достигает 95%) большой срок службы и высокая надежность; Недостатки: • высокая стоимость, из-за использования постоянных магнитов; Рис 3.1. Схема бесконтактного двигателя Для проектируемого гексакоптера был выбран двигатель U-15 II KV100 фирмы T-motors. ▪ ▪ ▪ ▪ ▪ Характеристики двигателяU-15 II KV100 при температуре 20° Цельсия: Масса – 1740 грамм; Umax – 60 В Imax – 200 А Pmax – 9942 Вт kV – 100 об/В 22

Для проведения расчетов необходимо построить зависимость мощности от оборотов и силы тока от оборотов. Зная формулу зависимости максимального количества оборотов от напряжения: где: – максимальное количество оборотов вала электродвигателя; U – напряжение, подаваемое на обмотки электродвигателя; kV – характеристика электродвигателя, отображающая количество оборотов двигателя на 1 В. Рис. 3.2. Обмотки электродвигателя Рис. 3.3. Характеристика электродвигателя Зависимость мощности от оборотов можно записать: где: 23

– располагаемая мощность; – максимальная мощность; – количество оборотов – максимальное количество оборотов. Зависимость силы тока от оборотов можно записать: где: – сила тока; – пусковой ток. 3.2. Регулировка оборотов электродвигателя Электродвигатель потребляет большие токи, в связи сэтим управление происходит не напрямую от контроллера, а через специальный аппаратные драйвера. Регуляторы получают питание от основного борт питания, а управляющий сигнал получают от контроллера. На выходе регулятора стоит три управляющих провода (А, B, C) которые идут к обмоткам двигателя . Рис. 3.3. Устройство регулятора Двигатель имеет три вывода (фазы), на которые подается питание, в разные моменты времени . Это реализуется с помощью электронных ключей так называемых Мосфеты (MOSFET), включенных по мостовой схеме. MOSFET – metal oxide semiconductor filed effect transistor – это полевой транзистор с изолированным затвором. 24

Напряжения на обмотку нужно подавать в зависимости от положения двигателя. Для определения положения используются датчики Холла работающие на явлении возникновения поперечной разности потенциалов при перемещении проводника с постоянным током в магнитном поле. Для трех фаз используют три датчика с дискретными выходами. Ниже представлена схема работы согласно которой необходимо подавать напряжения на обмотки. Рис. 3.4. Схема работы обмоток электродвигателя. Для регулировки напряжения подаваемого на двигатель применяется широтно-импульсная модуляция (ШИМ). С помощью ШИМ ключ открывается не 25

на все время, а с изменяемой скважностью, т.е. с отношением периода импульса к длительности импульса . Рис. 3.5. Скважность импульса 3.3. Выбор аккумуляторной батареи Было произведено сравнение различных типов аккумуляторов. Табл. 3.1. Сравнение аккумуляторов. Наименование ВР7-12RT LG-35 TN250-S BC28-12 Ёмкость (Ач) 4,2 35 250 16,8 Масса (кг) 2,4 4,2 20 7,9 U (В) 9,3 12,8 12 12 26

Табл. 3.1. Сравнение аккумуляторов. (продолжение) Наименование ВР4_5-12RT UPS12-100MR F 20/15 H1C Panasonic 18650 Ёмкость (Ач) 2,7 26 15 3,4 Масса (кг) 1,85 10 16,5 0,046 U (В) 12 12 24 3,6 Выбор был остановлен на небольших аккумуляторах Panasonic 18650 так как при определённой последовательности последовательного и паралельного соединения они дают лучшие весовые характеристики. 27

4. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Для решения задач по доставке гранат к месту отстрела предлагается использовать гексокоптер. Для выбора одиночного винта: Рис. 4.1. 3D Модель гексакоптера. параметров коптера воспользуемся формулами подобия и уравнением для относительного КПД винта: где:  - плотность воздуха на высоте висения аппарата, R - окружная скорость концов лопастей винта, – коэффициент , ; силы тяги винта; mк – коэффициент крутящего момента винта; 28

– КПД винта; – сила тяги, реализуемая винтом, Н; P – мощность, потребная для привода винта, Вт. от Из этих формул можно вывести формулу Вельнера силы тяги в условиях Марса: в зависимости 3.1 Поднимаемая масса при фиксированном КПД винта Так как на режиме висения: где: – масса летательного аппарата; кг N – количество винтов. Получим соотношение для расчёта поднимаемый массы диаметра винта , мощности на валу , количества винтов: Применим на данном этапе, что КПД винта: следующие соотношения между , , : в зависимости от . Тогда получим 29

а) N=2 б) N=4 Рис. 4.2. Поднимаемая коптером масса груза при разных диаметрах мощностью и количеством винта, винтов в) N=6 Рис. 4.2. Поднимаемая коптером масса груза при разных диаметрах мощностью и количеством винта, винтов (продолжение) Расчёты показывают, что при фиксированном КПД винта, лучше всего подходит схема гексакоптера, так как позволяет нести больший груз при меньшем диаметре винта. Так, например, при и , имеем: 30

4.2 Аэродинамические характеристики профилей Допущение в постоянном КПД является достаточно грубым, поскольку не учитывает обороты, с которыми работает винт. Поэтому составим алгоритм выбора параметров гексакоптера, учитывающий характеристики электродвигателя, рабочие обороты лопастей винта и влияние сжимаемости воздуха по аэродинамическим характеристикам профилей лопасти через число Маха в условиях Марса. Воспользуемся аэродинамическими характеристиками профиля NACA 230-12: Рис. 4.3. Зависимость от угла атаки – α и числа Маха – Предварительный анализ показал, что для получения приемлемых значений заполнения винта, следует проектировать винт с высокими значениями . Построим зависимость от числа Маха: 31

Рис. 4.4. Зависимость от числа Маха Аппроксимируем его полиномом вида: Аналогично поступим с зависимостью угла – и числа Маха – . Исследуем зависимость от : Рис. 4.5. Зависимость Построим зависимость от угла атаки – α и числа Маха от , где , где находится из условия 32

Рис. 5.6. Зависимость Зависимость от числа Маха аппроксимируем полиномом вида: 4.3 Подбор винта под заданный двигатель Для определения рабочих оборотов винта, следует найти точку пересечения зависимостей располагаемой мощности и потребной от оборотов: (1) где: – потребная мощность, Вт: где: – окружная скорость, м/с: 33

–коэффициент крутящего момента который равен: – коэффициент индукции винта Коэффициент силы тяги винта находим из условия висения гексакоптера c массой . Учтём перегрузку и количество винтов : – коэффициент профильного сопротивления лопасти в характерном сечении лопасти на радиусе Будем выбирать параметры таким образом, чтобы в характерном сечении лопасти коэффициент подъёмной силы был близок к максимальному при данном числе Маха, но не доходить до него Где – число Маха в характерном сечении лопасти Тогда находим По принятому значению коэффициент заполнения винта и потребному можно найти потребный : Располагаемая мощность на валу винта находится по формуле: 34

где: – максимальное количество оборотов: – максимальная мощность двигателя, Вт; – максимальное рабочее напряжение двигателя, В; – максимальная сила тока номинального режима двигателя, А; – количество оборотов вала приходящееся на 1 вольт, об/мин; При выборе параметров винта необходимо обеспечить условие дозвукового обтекания конца лопасти – ограничение по максимальной окружной скорости: Откуда вытекает ограничение по максимальному диаметру винта Найдем ограничение по окружной скорости от заданного диаметра: В частности, для электродвигателя U-15 II у которого , , , получаем На рисунке 4.6 показан график зависимостей потребной и располагаемой мощностей от оборотов винта диаметра , спроектированным под условия электродвигателя U-15 II с : 35

Рис. 4.7. Зависимость потребной и располагаемой мощностей от оборотов вала и электродвигателя По точке пересечения потребной и располагаемой мощности находится число оборотов, необходимое для висения. Видно, что их совместная работа возможна на режиме и Исследуем зависимость выбора оборотов от диаметра винта под заданный двигатель U-15 II решая трансцендентное уравнение (1), при следующих условиях: – поднимаемая масса, кг; – количество винтов; – коэффициент перегрузки U-15 II – электродвигатель. Его характеристики приведены ниже в табл. 6.1. 36

1 0.8 Mo 0.6 0.4 0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 D Рис.4.8. Характеристики совместной работы электродвигателя U-15 II с винтами разного диаметра 37

130 124 I, a 118 112 106 100 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 D Рис.4.9. Характеристики совместной работы электродвигателя U-15 II с винтами разного диаметра (продолжение) Критерием для выбора диаметра винта является минимальная электрическая мощность . Она определяет максимальную продолжительность полёта коптера с заданной ёмкостью аккумулятора. Параметрам двигателя и БПЛА соответствуют следующие параметры: 1) диаметр винта ; 2) заполнение винта ; 3) рабочие обороты ; 4) окружная скорость ; 5) число Маха в концевом сечении 6) угол установки винта 7) КПД винта ; ; ; 8) сила тяги винта 9) сила тока 10) потребная мощность ; ; . 38

4.4 Расчёт времени полёта гексакоптера Рассчитаем время полёта для двигателей, используя 782 аккумулятора Panasonic 18650 последовательно и параллельно соединённых. При последовательном подключении напряжение суммируется, а ёмкость всех аккумуляторов равняется ёмкости одной батареи. При параллельном подключении суммируется ёмкость, а напряжение всех аккумуляторов равняется напряжению одной батареи. , , Батареи объединённые последовательно формируются в блоки, эти блоки подключаются параллельно. Чтобы найти потребляемую мощность всех двигателей, суммируем мощности каждого двигателя: Для расчёта времени полёта, используем следующую формулу: – ёмкость одного аккумулятора, (Ач) – ёмкость аккумуляторов – количество аккумуляторов (В) –напряжение, подаваемое на электродвигатель; (Вт) – потребная мощность двигателя (Вт) – суммарная потребная мощность двигателей 39

Таблица 4.1 – Время полёта в зависимости от электродвигателя Модель двигателя U-15 II ,(В) 60 ,(Вт) 40500 782 17 46 ,(Вт) ,(В) 40500 3,6 ,(В) 61,2 ,(Ач) 3,4 ,(Ач) 156,4 Время полёта ,(мин) 14 Время полёта с учетом падения напряжения и других потребителей ,(мин) 10 Полученные характеристики дают возможность выбора решающих параметров винта гексакоптера, массой 140 кг с электродвигателем U-15 II. 4.5 Рабочие характеристики винтомоторной группы с электродвигателем U-15 II Используя описанный ранее подход, построим алгоритм решения характеристик винтомоторной группы с выбранными параметрами при управлении рабочими оборотами и реализуемой силой тяги винта, подаваемой на электродвигатель напряжением. 40

Алгоритм расчёта формируется следующим образом: задаём напряжение , затем находим максимальное количество оборотов , далее численно решается уравнение (1). Определение характеристик винта под следующие параметры: диаметр винта заполнение винта угол установки количество винтов мощность двигателя максимальное напряжение максимальная сила тока оборотов на один вольт При известных оборотах и находятся по уравнению (1). Расчёт ведётся методом последовательных приближений. При известных оборотах , находим окружную скорость в характерном сечении: Угол притекания: Находим угол атаки в характерном сечении: Для угла атаки находится по характеристикам известных профилей: 41

Коэффициент тяги , определяем среднее значение по диску индуктивных скоростей: Организуем итерационный процесс до тех пор, пока разница между двумя значениями угла атаки меньше на : Затем находим коэффициент профильного сопротивления: Далее находим коэффициент крутящего момента , и потребную мощность Затем вычисляются рабочие обороты через решение уравнения (1). – КПД электродвигателя: P – механическая мощность L– электрическая мощность – суммарный КПД На рисунке 4.9 приведены располагаемые характеристики винтомоторной группы с электродвигателем. 42

Рис. 4.9. Характеристики винтомоторной группы с электродвигателем U-15 II 43

4.6 Габариты аппарата После выбора параметров винтов Выбрав диаметр несущего винта , можно найти необходимую длину балки, и габаритные размеры БПЛА Рис. 3.10. Гексакоптер вид сверху Так как у нас электродвигатели, нельзя синхронизировать их обороты. Следовательно, нельзя допускать перекрытия винтов. Поэтому длина балки составляет . Число лопастей Площадь диска одного винта: 44

Площадь лопастей винта: Ширина одной хорды, при количестве лопастей N=2: 3D модель а) изометрия б) вид сбоку Рис. 4.11. 3D модель БПЛА 45

5. ПРОДОЛЬНАЯ БАЛАНСИРОВКА И ЛЁТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГЕКСАКОПТЕРА В режиме висения, тяги всех шести винтов одинаковые. Для компенсации реактивных моментов каждого винта, винты вращаются попарно в разные стороны. Рис. 4.1. Направления вращений винтов 5.1 Алгоритм расчёта балансировки гексакоптера В качестве модели принимается летательный аппарат, имеющий абсолютно жёсткую конструкцию с тремя парами винтов, Движение рассматривается в скоростной системе осей координат. где 46

– угол между вектором скорости набегающего потока и плоскостью вращения винтов. Вредное сопротивление: Табл. 4.2. Вредные сопротивления гексакоптера Сx(x) Кол-во 1 4 4 4 2 4 1 1 2 4 1 Сx S СхS CxS полное Верхний обтекатель 0,8 0,00728 0,005824 0,005824 Двигатель 0,7 0,003144 0,002201 0,008803 Втулка 1,3 0,000492 0,00064 0,002558 Крепление двиг. 0,48 0,00055 0,000264 0,001056 Луч 0,73 0,008755 0,006391 0,012782 Луч под углом 0,73 0,008755 0,005535 0,02214 Нижний обтекатель 0,74 0,017405 0,01288 0,01288 Рессоры 0,5 0,01502 0,00751 0,00751 Полозья 0,5 0,008453 0,004226 0,008453 Гранатомёт 1,42 0,00055 0,000781 0,003124 Крепление гран-та 1,5 0,03006 0,04509 0,04509 итого 0,13022 ИТОГО с поправкой на не учтённое сопротивление 0,169286 Табл. 4.2. Вредные сопротивления гексакоптера Сx(y) Кол-во 1 6 6 2 2 2 2 Сx 0,34 1 0,73 0,95 1,5 1 1,5 СхS CxS полное Верхний обтекатель 0,027344 0,027344 Двигатель 0,004278 0,025666 Луч 0,004445 0,026668 Нижний обтекатель 0,020547 0,041094 Рессоры 0,016098 0,032196 Полозья 0,008716 0,017432 Гранатомёт 0,038058 0,076116 итого 0,246517 ИТОГО с поправкой на не учтённое сопротивление 0,320472 S 0,08042477 0,00427762 0,00608867 0,02162867 0,010732 0,008716 0,025372 47

Проекция сил на ось X: где H – продольные силы; – силы тяги передней пары винтов; –силы тяги задней пары винтов; – силы тяги центральной пары винтов. Проекция на ось Y: Момент тангажа относительно начала системы координат: где – расстояние до центра масс по оси х; – расстояние до центра масс по оси y. а-расстояние между осями соседних винтов где R-радиус винта; длина стабилизатора. 48

Рис.5.2. Действующие силы на гексакоптер во время полёта Следовательно: 49

Рис. 4.3. Гексакоптер вид сверху Для ответа на поставленные вопросы разработана математическая модель анализируемого аппарата, с помощью которой методом численного интегрирования можно рассчитать аэродинамические характеристики жесткого винта фиксированной геометрии, находящегося под определённым углом атаки по отношению к вектору скорости набегающего потока с разными окружными скоростями винта. Модель основана на квазилинейной дисковой вихревой теории винта профессора В.И.Шайдакова [44]. В расчетах используются аэродинамические характеристики профиля лопасти NACA 230-12, заданные по данным [45] в диапазоне углов атаки -180≤≤180 и чисел Маха 0,3 ≤ М ≤ 0,95, что позволяет рассматривать и засрывные режимы обтекания сечений лопастей винта. 50

2 1.2 1.5 1 1 Cx(Alfa,M) Cy(Alfa,M) 0.8 0.5 0 Ì=0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 0.5 1 1.5 50 0 0.6 0.4 0.2 0 50 Alfa Ì=0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 50 0 50 Alfa Рис. 4.4.Аэродинамические характеристики профиля NACA 230-12 в диапазоне углов атаки -90≤≤90 и чисел Маха 0,3≤М≤0,9 Рассмотрим kл-лопастной воздушный винт, расположенный в общем случае полета "винтолета", под углом атаки в по отношению к вектору скорости набегающего потока V (рис. 3). Обороты винта в безразмерном виде характеризуются числом Маха в концевом сечении лопасти М0 = ωR/a. V r -в d v1y g Рис. 5.5. Вихревая модель жесткого воздушного винта в косом потоке Будем предполагать, что лопасти имеют в общем случае трапециевидную форму в плане b ( r ) и линейный закон крутки по радиусу (r ) . 51

 -1 (r - r0 ) 1 - r0 b (r ) = b7b (r ), b (r ) =  -1 (0.7 - r0 ) 1 - r0 - (r ) =  (0.7 - r ) где: - сужение лопасти;  - суммарная геометрическая крутка лопасти; r0 относительный радиус комлевого сечения лопасти; b7 - относительная хорда в характерном сечении лопасти, расположенном на относительном радиусе r = 0,7 , определяющая коэффициент заполнения k-лопастного винта 7 = kb7 .  Исследовался винт и аппарат в целом с параметрами: диаметр D = 0,7 м; хорда лопасти была принята равной b  0,077 м; сужение η = 1; геометрическая крутка ΔφΣ = 0; число лопастей kл =3. В этом случае коэффициент заполнения каждого винта равен: Средние за оборот коэффициенты аэродинамических сил ст, сн, сs и крутящего момента mк на втулке винта определяются численным интегрированием по относительному радиусу лопасти r в диапазоне от r0 до 1 и осреднением за оборот по азимуту ψ по известным соотношениям [46], полученным на основе гипотезы «плоских сечений» , (10.1) (10.2 ) 1 2  7  cs = c ( r ,  ) U ( r ,  ) c ( r ,  ) U ( r ,  ) U ( r ,  ) cos  d  ( )  b (r )dr , x x y y 2 r0  0  (10.3) (10.4) Нормальный к плоскости диска винта U y и окружной Ux компоненты вектора скорости U , набегающей на профиль в сечении лопасти, расположенном на радиусе r и азимуте,  находятся по формулам 52

U x (r , ) = r + (V cos â + v1x )sin  , (10.5) (10.6) Коэффициенты аэродинамических сил в сечении лопасти c y (r , ) , c x (r , ) берутся по данным испытаний профиля NACA 230-12 в аэродинамической трубе (рис. 7.4) для углов атаки  и чисел Маха M, вычисляемых по формулам  U y (r , )  (r , ) = (r , ) + (r , ), (r , ) = Arctg   ,  U x (r , )  (10.7) M (r , ) = M 0U (r , ), U (r , ) = U x2 (r , ) + U y2 (r , ) . (10.8) Закон изменения угла установки сечений лопастей по радиусу r и азимутальному положению  будем описывать аналитическим выражением (10.9) где 7 – угол установки характерного сечения лопасти на относительном радиусе r = 0.7 , (r) – закон изменения геометрической крутки по радиусу лопасти. В целях упрощения задачи при вычислении индуктивной скорости будем предполагать, что воздушная нагрузка по диску винта распределена равномерно, в аэродинамической интерференцией на первом этапе приближений можно пренебречь. В этом случае можно воспользоваться аналитическим законом распределения индуктивной скорости по диску винта [44]. С точностью до первой гармоники ряда Фурье он имеет вид  4 K (r ) - E(r )  v y (r , ) = v1 y 1 + kd cos   . r    (10.10) где: K(r ), E(r ) - полные эллиптические интегралы первого и второго рода [48] по модулю r , kd - коэффициент режима работы винта, определяемый углом наклона вихревой системы d, сходящей с концов лопастей винта  d  kd = tg  -  , 4 2  v1y (10.11) - средняя по диску винта относительная индуктивная скорость, направленная по нормали к плоскости диска, и определяемая по формуле v1 y = cт 1 2 2  -V cos( в + d) + V cos ( в + d) + 2   ,  (10.12) - коэффициент концевых потерь винта. 53

Угол наклона вихревой системы к плоскости диска винта d находится из решения трансцендентного уравнения [44] (10.13) где: - средняя по диску винта индуктивная скорость в режиме "работы на месте", равная v1в = v1 y (0) = 1 cт . 2  (10.14) 5.2 Лётно-технические характеристики гексакоптера Система уравнений в общем случае нелинейная и решается на ЭВМ методом последовательных приближений. Однако введением ряда допущений она может быть преобразована к виду, позволяющему получить приближенные аналитические решения. Определим потребные напряжения, силы тока, тяги и напряжения необходимые для полета на различных высотах. 54

Рис.5.6. Графики зависимости напряжения по скорости на высоте Н=0 Рис.5.7. Графики зависимости напряжения по скорости на высоте Н=1000 Рис.5.8. Графики зависимости напряжения по скорости на высоте Н=4000 55

Рис.5.9. Графики зависимости электрической мощности по скорости на высоте Н=0 Рис.5.10. Графики зависимости электрической мощности по скорости на высоте Н=1000 Рис.5.11. Графики зависимости электрической мощности по скорости на высоте Н=4000 56

Рис.5.12. Графики зависимости силы токаи по скорости на высоте Н=0 Рис.5.13. Графики зависимости силы токаи по скорости на высоте Н=1000 Рис.5.14. Графики зависимости силы токаи по скорости на высоте Н=4000 57

Рис.5.15. Графики зависимости потребной тяги по скорости на высоте Н=0 Рис.5.16. Графики зависимости потребной тяги по скорости на высоте Н=1000 Рис.5.17. Графики зависимости потребной тяги по скорости на высоте Н=4000 58

По графику можно определить, что ограничением по увеличению скорости полета выступает максимальное напряжение в 60 В. Так же можно заметить что потребная тяга на передней паре винтов уменьшается с увеличением скорости. 59

Таблица 5.1 – Зависимость скорости от угла полёта на разных высотах а) для гексакоптера с не отстреленными гранатами Угол наклона траектории 0 2 4 6 8 10 14 18 20 25 30 40 50 60 70 90 H=0 м 156,39 150,28 144,44 138,89 133,06 127,22 116,39 105,83 101,11 90,00 80,56 72,22 65,83 56,39 50,56 47,78 Скорость км/ч при H=1000 м H=4000 м 153,61 117,78 147,22 108,61 141,67 98,06 134,72 87,22 128,89 76,67 122,78 64,72 110,83 37,78 99,72 21,11 94,72 20,00 83,06 15,00 73,33 12,22 65,28 10,83 58,61 9,72 49,72 8,61 44,17 7,78 41,39 7,50 60

Таблица 5.1 – Зависимость скорости от угла полёта на разных высотах (продолжение) в) для гексакоптера с отстреленными гранатами Угол наклона траектории 0 2 4 6 8 10 14 18 20 25 30 40 50 60 70 90 H=0 м 168,33 162,22 156,11 150,00 144,17 138,33 126,11 114,44 108,89 96,11 85,56 77,22 70,56 61,11 55,28 51,67 Скорость км/ч при H=4000 м H=6000 м 153,61 163,89 147,22 156,67 141,67 149,17 134,72 141,67 128,89 134,72 122,78 127,50 110,83 114,44 99,72 102,50 94,72 96,67 83,06 71,11 73,33 43,61 65,28 28,89 58,61 22,50 49,72 16,67 44,17 14,17 41,39 12,78 Найдём горизонтальные и вертикальные составляющие скорости, соответственно и 61

а) для гексакоптера с не отстреленными гранатами в) для гексакоптера с отстреленными гранатами Рис.5.18. График зависимости скорости от угла траектории полёта 62

Рис.5.19. Указательницая скоростей полёта гексакоптера С графика снимаем значения в характерных точках. Статическому потолку соответствует максимальное значение H при котором . Динамическому потолку максимальное значение H, при котором . Получаем для загруженного гексакоптера: – статический потолок; – максимальная горизонтальная скорость; – максимальная скороподъёмность. Найдём зависимость угла тангажа от горизонтальной и вертикальной скорости полета: 63

Рис. 5.20.Графики зависимости тангажа от скорости полета Из графиков видна зависимость скорости полета и скороподъемности от угла тангажа. Из системы расчета так же можно получить зависимость вертикальной скорости по высоте. Рис. 5.21 Зависимость вертикальной скорости по высоте. 64

Аппроксимировав зависимость Vy gj получим полином вида: y = -6E-07x2 - 0,0014x + 17,092 Из которого можно получить график, показывающий за какое время на какую высоту поднимется гексакоптер. Рис. 5.22 график зависимости высоты на которую поднимется гексакоптер по времени. Определи из расчета максимальный диапазон центровок для гексакоптера с загруженным и отстреленными гранатами при V=60 км/ч. Таблица 5.2. предельные точки центровки. YT (м) XT (м) С установленными гранатами -0,01 -0,337 -0,5 0,253 0,227 0,214 С отстреленными гранатами -0,01 -0,337 -0,5 0,24 0,217 0,202 Для построения диапазона центровок были определены из расчета три предельные точки через которые проведена прямая. 65

Рис 5.21. Диапазон центровок гексакоптера (сплошная линия диапазон центровок с установленными гранатами, пунктирная с отстреленными) Расчёт потребной энергии для выполнения одной типовой операции. Типовая операции включает в себя взлёт работа на высоте и посадка. Расчёт проводится для подъёма на высоту 600 метров, работа на высоте включающая оценку обстановки прицеливание и отстрел гранат 5 мин. Для подъёма на 60 метров необходимо потратить 36 секунд при этом затратив ток 140 А на каждый двигатель. На висение необходимо 118 А. И для спуска, который занимает то-же время, что и падём необходимо 100 А. Из этого получим затраченные Ач ёмкости аккумулятора по формуле: Ёмкость нашего аккумулятора составляет 156,4 Ач следовательно за одну транспортную операцию мы потратим 47 % ёмкости. Это говорит о том, что после каждого взлёта и посадки будет необходимо произвести замену батарей. 66

6. Весовая сводка. 6.1 Расчёт масс элементов Расчёт массы лопастей Как показали дальнейшие исследования, оптимальными параметрами винта профиль NACA 230-12, с хордой равной 0,077 м, построим модель в программе NX: Рис.6.1. Профиль NACA 230-12 Лопасть имеет прямоугольную форму в плане, сечение лопасти по всему радиусу одинаково. Полностью из УТ-900 со связующим ЭДТ-10,. Исходя из описанной конструкции, можно записать, что Где: – плотность УТ-900; – площадь сечения; D=0,7 м – длина лопасти; Масса аккумулятора В качестве источника питания, взяты аккумуляторы Panasonic 18650 суммарной массой m=37 кг Масса двигателя Масса двигателя U-15 II равняется 1740 грамм Для построения барки гексакоптера, был произведён расчёт на изгиб. Методика расчёта приведена ниже. Определение максимального момента. 67

где: L – длина балки, T – сила тяги Момент сопротивления сечения для трубы. где: D – внешний диаметр трубы, d – внутренний диаметр трубы Максимальное напряжение в балке Запас прочности. где: – предел текучести. Подставив исходные данные и меняя диаметр наружной и внутренней стенки трубы, получим допустимые диаметры балки. Табл. 5.2. Исходные данные для расчёта диаметров балки T 0,53 м 459 Н 350 МПа Окончательно получим. С подставленным D=0.034 м и d=0.02 м. Максимальный момент. Момент сопротивления сечения для трубы. Максимальное напряжение в балке 68

Запас прочности. Из расчёта видно, что балки с заданным диаметром трубы хватает для преодоления максимального момента изгиба. Далее построена резонансная диаграмма для балки гексакоптера. Вычисляем собственные частоты первых пяти тонов изгибных колебаний балки. Расчет выполняем по формуле где: αi – корни уравнения tgα=thα, Е – модуль Юнга первого рода, J – момент инерции, – длина балки, – плотность сечения. Для нахождения корней уравнения представим балку гексакоптера как балку с одной стороны жёстко закреплённую, а на другом конце с массой и инерцией. I0 0 EI, μ, l m0 Рис. 5.6. Упрощённое представление балки. Для балки запишем граничные условия. При х=0: у(0,t)=0 => X(0)=0 y’(0,t)=0 => X’(0)=0 При х=l: => => => 69

Решение будем вести с помощью функций Крылова так как при х=0 равны нулю не четные производные. Запишем функцию Крылова: Х=СS(λx)+DT(λx)+PU(λx)+QV(λx) Где: Так как Х(0)=С=0 => С=0, Х’(0)=λD=0 => либо λ=0 либо D=0, но так как λ не может быть =0 следовательно 0=D. Исходя из этого можем записать функции Крылова в следующем виде. Х=PU(λx)+QV(λx) Х’=λPT(λx)+ λQU(λx) Х”=λ2PS(λx)+ λ2QT(λx) Х’’’=λ3PV(λx)+ λ3QS(λx) Записав граничные условия и преобразовав их с помощью функций Крылова получим. 4 3 F(z) =   z (cosh(z) cos(z) - 1) +  z(sinh(z) cos(z) - cosh(z) sin(z)) -  z (sinh(z) cos(z) + cosh(z) sin(z)) - (1 + cosh(z) cos(z)) Решив это уравнение получим его корни. 70

6 610 6 410 6 210 F ( z) 0 2 4 6 8 10 6 - 210 6 - 410 6 - 610 z Рис. 5.7. Корни уравнения. 12 210 12 110 F ( z) 10 15 20 12 - 110 12 - 210 z Рис. 5.7. Корни уравнения (продолжение). Далее считаем момент инерции. 71

А также площадь. Подставив найденные значения найдём собственные частоты балки. Табл. 5.3. Собственные частоты колебания балки тон колебаний ai p0i I 4,662 90,483 II 7,837 255,696 III 10,989 502,738 IV V 14,134 17,272 831,679 1241,969 По полученным данным построим резонансную диаграмму. Рис. 5.8. Резонансная диаграмма балки. Из резонансной диаграммы видно что в рабочей области резонанс проявляется на 4800 ах оборотах 3ий тон резонирует с 1вой гармоникой что может уменьшить ресурс балки. 72

Таблица 6.1 – Массы элементов БПЛА Количество Масса одного Масса всех элементов Название элемента (шт) элемента (кг) (кг) Двигатель 6 1,74 10,44 Винт 6 0,2 1,13 Подложка двигателя 6 0,26 1,56 Балка 6 1,77 10,6 Крепеж ухо-вилка 6 0,16 0,96 Корпус верхний 1 4,8 4,8 Корпус нижний 1 5,9 5,9 Каретка 2 0,5 1 Крышка верхняя 1 0,1 0,1 Крышка нижняя 1 0,22 0,45 Шасси 1 4,18 4,18 Гранатометная 1 54,6 54,6 установка Аккумулятор 2 18,3 36,6 Электроника 6 6 Общая масса 140 6.2 Центровка гексакоптера Весовой расчет гексакоптера (вычисление масс основных групп элементов и систем) проводится в процессе определения основных параметров вертолета. Расчет центровки производится в основном с целью определения оптимальной компоновки агрегатов гексакоптера. Также результаты расчета центровки используются при решении задач динамики полета гексакоптера. Результаты расчета центровки представлены в виде центровочной ведомости и, дополнительно, данных по величине угла между осью несущего винта (условно – направлением приложения подъемной силы несущего винта на режиме висения) и линией, соединяющей центр втулки несущего винта (условно – точка приложения подъемной силы несущего винта) с центром масс гексакоптера. Так как гексакоптер на электрических приводах, то центр масс не меняется от продолжительности полёта. Таким образом, нет необходимости рассматривать следующие конфигурации: • стоянка пустого вертолета; • взлет с максимальной нагрузкой; 73

• посадка с 5%-ным остатком топлива. Используется одна расчётная формула, для определения центра масс вертолета: где х0, у0 – координаты центра масс вертолета, mi, хi, уi – масса и координаты положения центра масс i-го агрегата (системы) соответственно. Также центровку определяют углом 0, образуемым осью несущего винта и линией, соединяющий центр втулки несущего винта с центром масс вертолета: Взаимное расположение элементов конструкции, использованное при расчете центровки, проведено на рисунке 5.2. Номера точек соответствуют порядковому номеру элемента в табл.5.2. Результаты расчетов сведены в таблицу 1. 74

Таблица 6.2 – Центровка Наименование № агрегата 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 1 пара втулок 2 пара втулок 3 пара втулок 1 пара винтов 2 пара винтов 3 пара винтов 1 пара электродвигателей 2 пара электродвигателей 3 пара электродвигателей 1 пара площадок электродвигателей 2 пара площадок электродвигателей 3 пара площадок электродвигателей 1 пара балок 2 пара балок 3 пара балок Крышка верхняя Корпус верхний Корпус нижний 2 блока аккумуляторных батарей 2 пары кареток 2 крышки нижние Шасси Гранатометная установка Установка с отстреленной гранатой Электрооборудование Масса агрегата mi, кг 0,06 0,06 0,06 0,55 0,55 0,55 Положение Положение Статический ЦТ по оси ЦТ по оси у, момент mixi х, м м 0,623 0,041 0 0 0 0 -0,623 -0,041 0 0,623 0,325 0 0 0 0 -0,623 -0,325 0 3,4 0,623 2,121 -0,051 3,4 0 0 -0,051 3,4 -0,623 -2,121 -0,051 0,52 0,606 0,316 -0,09 0,52 0 0 -0,09 0,52 -0,606 -0,316 -0,09 1,41 1,41 1,41 0,064 5 4,5 0,344 0 -0,344 0 0 0,003 0,486 0 -0,486 0 0 0,016 -0,09 -0,09 -0,09 -0,043 -0,09 -0,258 36,6 0 0 -0,188 3,4 0,51 2,65 0 0 0,006 0 0 0,015 -0,244 -0,176 -0,634 54,2 -0,02 -1,104 -0,558 22,4 0,16 3,594 -0,554 10,27 0,002 0,02054 -0,108 75

Таблица 6.3 – Координаты центра масс: I Гексокоптер с гранатами Гексакоптер с II отстреленными гранатами 140 -0,009 -1,26 -0,339 108,2 0,039 4,2198 -0,264 76

Рис. 6.2. Центры масс элементов гексакоптера 77

7. КОНСТРУКЦИЯ РЕССОР ПОЛОЗКОВОГО ШАССИ В данной части дипломного проекта рассматривается агрегат проектируемого гесакоптера. В качестве агрегата был выбраны рессоры полозкового шасси для гесакоптера с взлётным весом mвзл=140 кг. был произведён расчёт рессоры, выполненной из углежгута IMS65 со связующим ВСР-3М, а так же проверена способность конструкции выдержать ударное нагружение без повреждения согласно требованиям §27.725 АП27. Такая рессора позволяет обеспечить мягкую посадку. Расчёт производился для случая «Вертикальная посадка на два полоза». 7.1. Выбор параметров Расчёт проведён по методике, изложенной в пособии «Конструирование агрегатов вертолётов из композиционных материалов», авторы Е. А. Башаров и А. А. Дудченко (издательство МАИ). Максимальная взлётная масса Максимальный взлётный вес вертолёта Н Стояночная нагрузка на 1 лыжу рессоры Эксплуатационная приземления посадочная вертикальная скорость в момент Коэффициент эксплуатационной перегрузки Коэффициент безопасности при эксплуатационной посадке 78

Вертикальная реакция земли на 1 лыжу при эксплуатационной посадке Геометрические характеристики полозкового шасси в недеформированном состоянии таблица 7.1. Рисунок 7.1. Геометрические характеристики полозкового шасси в недеформированном состоянии: 1 – лыжа, 2 – рессора, 3 – стойка. Таблица 7.1. h0, мм L, мм с, мм ψ◦ R0, мм 580 691,5 220 50◦ 482,4 Высота от поверхности взлётной площадки до места крепления рессоры к фюзеляжу составит Угол, образованный осью симметрии и радиусом, проведённым из точки касания полозом поверхности земли в недеформированном состоянии, определим из следующей зависимости Длина рессоры 79

При центральном ударе, когда равнодействующая сил удара в лыжи полоскового шасси проходит через центр тяжести вертолёта, работу, воспринимаемую упругими рессорами, можно представить в виде: , где: m–масса вертолёта, Vy –вертикальная скорость вертолёта в момент приземления, –коэффициент, учитывающий разгрузку подъёмной силой, G– вес вертолёта, yc–вертикальное перемещение ЦТ вертолёта. Энергия вертолёта складывается из кинетической энергии движения вертолёта, соответствующей вертикальной скорости Vy в момент приземления, и работы доли веса вертолёта (не уравновешенной подъёмной силой) на пути, равном вертикальному перемещению ЦТ вертолёта yc, соответствующему вертикальному обжатию рессор. Обозначаем получим коэффициент подъёмной силы при посадке , . Величина нормированной работы Ан, т.е. работы, которую должна воспринимать амортизация полозкового шасси (рессоры) вертолёта при посадке, считается равной величине кинетической энергии вертолёта в момент приземления. При этом с момента касания земли должна осуществляться разгрузка подъёмной силой, равной Y = G ( ). Для проведения проектировочных расчётов перегрузки при посадке с центральным ударом: задаётся коэффициент , где: Pmax–максимальная эксплуатационная нагрузка на рессору; Рст–стояночная нагрузка на рессору. Поскольку нагруженная рессора сильно изменяет свои геометрические параметры, то расчёт рессоры проводится по деформированной схеме. При этом вводятся следующие допущения: 80

• рессора считается нерастяжимой (т.е. l = const); • деформированная ось рессоры во всех состояниях представляется дугой окружности; • деформации рессоры в первом приближении определяются изгибом рессоры; • напряжения в конструкции рессоры не превосходят предела упругости материала, и закон Гука сохраняет свою силу; • сопротивление грунта движению лыжи не учитывается; • стойки считаются абсолютно жёсткими. 7.2.Характеристики рессоры в деформированном состоянии Геометрические характеристики Рисунок 7.2. Геометрические характеристики полозкового шасси в деформированном состоянии Из условия не растяжимости рессоры следует , где: α1–угол, образованный осью симметрии и радиусом, проведённым из точки касания полозом поверхности взлётной площадки, характеризующий деформированное состояние рессоры, R0–радиус кривизны рессоры в недеформированном состоянии; R1–радиус кривизны рессоры в деформированном состоянии. 81

Из представленного выше соотношения можно выразим R1 Так как из рисунка 2 видно, что колея шасси в деформированном состоянии может быть вычислена по следующей формуле: , Откуда можно выразить следующее соотношение: В зависимости от величины Δb, можно найти значения α1, R1 и другие геометрические параметры: Высота рессоры до поверхности взлётной площадки в деформированном состоянии , Изменение высоты рессоры при приложении нагрузки Геометрические характеристики полозкового шасси в деформированном состоянии таблица 4. Таблица 7.2. R1= 566 мм h1= 533 мм Δh= 47 мм 82

7.3. Нагрузка на рессору Рисунок 7.3. Кинематическая схема нагружения стойки L = 691,5 мм, ψ0 = 50°, a0 = L·cosψ0, H1 = L·sinψ1, ΔH = H0 – H, . Составим уравнения равновесия опорного узла в положении Е1. Из рисунка следует, что угол наклона стороны DE, под которым приходит равнодействующая сила Т можно представить как -угол наклона рессоры Усилие в рессоре N= Rз sin ψ1 Основные геометрические характеристики деформированной системы. H1 = L·sinψ1 ΔН = H0 – H1 Угол α1 находим из решения уравнения 83

Полученные характеристики рессоры в таблице 8.3. Таблица 7.3. b0 1006 мм a0 444,5 мм Δb 143,4 мм R3 96,28 кгс H1 238,2 мм Ψ1 0,554 рад N 279 кгс ΔН 365,2 мм sin α1/α1 0,75 α1 1,5 рад cos α1 0,05 рад sin 2α1 0,115 рад 7.4. Кинетическая энергия, поглощаемая рессорой где: kрес = 2 – количество рессор, - кинетическая энергия поглощённая рессорой, mmax–максимальная взлётная масса вертолёта, вычисляемая по следующей формуле: 84

Тогда нагрузка на рессору : Определение основных характеристик рессоры. Силы Т, действующие на рессору, совершают работу численно равную величине поглощаемой кинетической энергии Ан = Э. Решая величину Δb: трансцендентное что выполняется при Δb уравнение методом подбора, находим  143,4мм. Величина нагрузки на рессору Расчеты в таблице 7.4. Таблица 7.4. к рес М мах 2 14,2 кгс Э 22,29 кгс*м Т 155,5 кгс вз 85

7.5. Определение потребной изгибной жёсткости рессоры Потенциальная энергия рессоры В первом приближении принимаем, что потенциальная энергия рессоры состоит из энергии изгиба: где: F–площадь сечения рессоры Так как согласно рис.6.4. , то Вычислим Тогда U= T 2 R13 EI  1 3   - sin 2 1 +  1 cos 2  1   2 4  Определение потребной изгибной жесткости EI. Поскольку потенциальная энергия рессоры равна работе, производимой силами Т, то получаем: U=A=Э 86

Или T 2 R13   1 3   - sin 2 1 +  1 cos 2  1  = Э EI  2 4  , откуда находим 3   T 2 R13  1 - sin 21 + 1 cos 2 1   2 4  = 1,33 * 108 кгс  мм 2 EI = Э 7.6. Выбор параметров сечения рессоры Определение внутренних силовых факторов в рессоре Согласно рис.8.4. имеем: Рисунок 7.4. Схема нагружения рессоры шасси на стоянке M ( ) = TR1 (cos - cos1 ) N ( ) = T cos Q( ) = T sin  Для φ = 0: M (0) = TR1 (1 - cos1 ) = 82886кгс  мм N (0) = T = 155,47кгс Q(0 ) = 0 Для φ = α1: M (1 ) = 0 87

N (1 ) = cos1  T = 8,98кгс Q(1 ) = 1  T = 235,23кгс Максимальные значения M и N имеют место при φ = 0, а максимум Q имеет место при φ = α1. 82886 155,47 8,98 235,2 Рис. 7.5. – Эпюры нагружения. 7.7. Потребный момент инерции сечения рессоры Принимая угол армирования φ = 0° (угол между осью рессоры и направлением основы ткани), находим величину потребного момента инерции сечения Jx = EI 1,33  108 = = 8,55  103 мм4 3 E1 15,5  10 88

7.8. Расчётная схема сечения рессоры Рисунок 7.6. расчётная схема сечения рессоры из ПКМ δс – толщина сжатой полки; δр – толщина растянутой полки; δст – толщина стенки; ус – максимальное удаление сжатых волокон от нейтральной линии сечения; ур – максимальное удаление растянутых волокон от нейтральной линии сечения. 7.9. Определение положения нейтральной линии и высоты сечения Принимаем максимальные напряжения, возникающие в крайних волокнах сечения, соответствующим разрушающим напряжениям для обеспечения равнопрочности поясов сечения. c = M max yc =  1c Jx p = M max y p =  1p Jx отсюда находим yc = yp =  1c  J x M max  1p  J x M max = 9,47мм = 23,57мм 89

Высота сечения Н= yc+yр=33 мм 7.10. Определение толщин поясов сечения Из условия равенства нулю статического момента сечения относительно нейтральной линии Sх = 0 (пренебрегая влиянием стенок сечения) имеем d   d   B  dc  y c - c  - B  d p  y p - p  = 0 2 2   откуда получаем выражение d   d   d c  9,47 - c  = d p  23,57 - p  2 2    Задавая теперь значения δр, можно получить соответствующие значения δс. При этом должны соблюдаться два ограничения δс < ус, δр < ур Результаты расчета δΣ в зависимости от принимаемых значений δр и δс представлены. Оценка величины площади сечения рессоры Fсеч = B(dc + d p ) + d (H - dc - dp ) Результаты расчета Fсеч в зависимости от принимаемых значений δр и δс представлены в таблице 1. Определение массы рессоры m рес = Fсеч    l Основные геометрические характеристики сечения рессоры. Параметры сечения рессоры, представленные в таблице 7.4, соответствуют значению потребного момента инерции сечения Jх и обеспечивают рессоре поглощение нормированной величины кинетической энергии. Для всех вариантов Н = 33 мм Основные геометрические характеристики сечения рессоры таблица 8.5. 90

Таблица 7.5. Вариант 1 2 3 Н, мм 33 33 33 δ р , мм 1 1,5 1,95 δ с , мм 2,87 4,86 8,23 В, мм 11,92 8,37 6,94 В кр , мм 70,82 119,93 202,8 δƩ , мм 1,06 1,16 1,35 δ ст , мм 0,53 0,58 0,68 F сеч , мм2 77,08 84,19 101,60 G , кг 0,20 0,22 0,27 Видно что минимальный вес конструкции в первой графе, окончательный выбор параметров сечения производится исходя конструктивных и технологических соображений. но из Принимаем основные параметры сечения рессоры вариант 2. Определение стояночных деформаций рессоры (случай стоянки вертолёта): 91

Таблица 7.6. P,кгс α1 0,00 15 30 45 60 101,67 100,60 99,47 98,30 97,08 75 90 105 120 135 150 95,79 94,44 93,02 91,52 89,93 88,23 1,77 1,76 1,74 1,72 1,69 1,67 1,65 1,62 1,60 1,57 1,54 R1,мм 482,4 487,5 493 498,9 505,2 512,0 519,3 527,2 535,89 545,40 555,93 Δb, мм 0,00 6,83 13,92 21,29 28,97 36,97 45,33 54,09 63,28 72,97 83,24 ψ, град 50,00 49,26 48,48 47,66 46,79 45,87 44,90 43,86 42,75 41,56 40,26 N, кгс 0,00 12,75 25,19 37,25 48,89 60,01 70,52 80,29 89,13 96,79 102,90 T, кгс 0,00 6,46 13,28 20,50 28,18 36,37 45,16 54,63 64,90 76,15 88,57 Δh, мм 0,00 2,78 5,78 16,31 20,43 24,93 29,86 35,28 41,29 9,02 12,52 Нагрузка на рессору при стоянке вертолёта Для принятого значения приведённые в таблице 7.7. Таблица 7.7 R1,мм α1 96,22 7.11. и EJx = 1,33  108 кгс  мм 4 получим значения 1,67 509,69 Δb, ψ, мм град 34 46,18 N, кгс T, кгс 56,36 33,58 Δh, мм 15 Расчёт слоёв композиционного материала По результатам расчётов получены толщины элементов сечения рессоры: δс =4,86мм – толщина сжатой полки; δр=1,5мм– толщина растянутой полки; δст=0,58 мм– толщина стенки; 92

Данный расчёт проводился без учёта влияния углов ориентации слоёв в композиционном материале, для упрощения он был представлен, как изотропный материал. Полученные параметры нуждаются в проверке, по результатам которой, будут получены значения толщин, с учётом разной ориентации волокон композита к нагрузке. 93

Таблица 7.7. Наименование Толщина слоя Предел прочности на растяжение вдоль волокон Предел прочности на сжатие вдоль волокон Предел прочности на растяжение поперёк волокон Предел прочности на сжатие поперёк волокон Предел прочности от действия касательных напряжений Модуль упругости в направлении вдоль волокон Модуль упругости в направлении поперек волокон Модуль сдвига Коэффициент Пуассона Относительный модуль упругости Е1 Относительный модуль упругости Е2 Обозначе ние hi Значени е 0,00018 Размерно сть м σ+1 Па σ-1 Па σ+2 Па σ-2 Па τ i 12 Па E1 Па E2 Па G12 Па μ12 0,27 Е1-отн Е2-отн Рассмотрим задачу определения напряжений в слоях при известной структуре композита. На рис. 8 представлен элемент слоистого композита, по краям которого действуют средние по слоям напряжения от внешних нагрузок σх , σу и касательные напряжения τху Связь средних напряжений с напряжениями в слоях и параметрами армирования композита определяются соотношениями: 94

Где: относительная толщина i-слоя. Рисунок 7.7. Схема напряжений в слоистом композите Е1, Е2 – эффективные модули упругости вдоль и поперек армирующих волокон, μ12=μ21-коэффициент Пуассона, характеризующий сокращение размера поперек или вдоль волокон при растяжении поперек либо вдоль. Углы ориентации волокон относительно действующей нагрузки: Таблица 7.8. (0)= 0 рад (90)= 1,570796327 рад (+45)= 0,785398163 рад (-45)= -0,785398163 рад Если напряжения i-го слоя выразить через деформации, то выше приведённая система уравнений примет вид: 95

Где: ; ; ; ; ; В силу симметрии материала слоя . Решение уравнений относительно деформаций имеет вид: Здесь: 96

Средние модули упругости пакета: Средние коэффициенты Пуассона: Коэффициенты влияния: Для расчёта напряжений в слоях, требуется связать деформации каждого слоя в координатной системе 1,2 ориентированной по направлению армирующих волокон, со средними деформациями пакета εx , εy , γxy в координатах х и у. Она определяется соотношениями: , , Напряжения слоя в координатной системе, связанной с направлением армирования, при известных деформациях слоя определяются законом Гука. 97

Зависимости соответствуют общему случаю анизотропии материала, то есть такому случаю, когда касательные напряжения вызывают удлинения, а нормальные напряжения – деформацию сдвига. Расчёт ведётся методом итераций. Необходимо задать количество слоёв, а так же их ориентацию. Задача – подобрать такую раскладку слоёв, при которой получается наименьшая толщина пакета , при условии сохранения требуемой прочности. Представлены результаты вычислений по вышеприведённым формулам в последней итерации. Задаём количество и ориентацию слоёв для элементов рессоры: Таблица 7.9. Ориентация слоёв φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 2 1 6 90 4 2 7 +45 2 1 8 -45 1 0 6 ∑ слоев , шт 8 4 27 δ пакета, м 0,00162 0,00072 0,00486 В нашем случае толщина монослоя материала ВСР-3М/IMS65 h=0,00018м, предварительно задаём толщину стенки рессоры 0,00072 м, сжатой и растянутой полок – 0,0015 и 0,00486 м соответственно. Тогда относительная толщина слоёв: для растянутой полки, для сжатой полки, для стенки. Расчёт средних напряжений возникающих в композите. Расчёт σx, Па : Таблица 7.10. Ориентация слоев ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая σx для 0⁰ 497777777 560000000 200000000 σx для 90⁰ 19555555 22000000 12962962 σx для +45⁰ 235555555 265000000 116444444 σx для -45⁰ 136000000 0 123777777 ∑ σx 888888888 847000000 453185185 Расчёт σy, Па : 98

Таблица 7.11. Ориентация слоёв Полка растянутая Стенка Полка сжатая σу для 0⁰ 9777777 11000000 11111111 σу для 90⁰ 995555555 1120000000 233333333 σу для +45⁰ 235555555 265000000 116444444 σу для -45⁰ 136000000 0 123777777 ∑ σу 1376888889 1396000000 484666666 Полка растянутая Стенка Полка сжатая τxy для 0⁰ 18222222 20500000 18222222 τxy для 90⁰ -36444444 -41000000 -21259259 244000000 274500000 125925925 τxy для -45⁰ -122000000 0 -94444444 ∑ τxy 103777777 254000000 28444444 Расчёт τxy, Па : Таблица 7.12. Ориентация слоев ⁰ ⁰ τxy для+45⁰ Расчёт коэффициентов влияния B11: Таблица 7.13. Полка растянутая Стенка Полка сжатая 36433801939 40988027182 36433801939 B11 для 90⁰ 3547501768 3990939489 2069376031 B11 для+45⁰ 15270451468 17179257901 20360601957 B11 для -45⁰ 7635225734 0 15270451468 ∑ B11 62886980908 62158224571 74134231395 Ориентация слоев B11 для 0⁰ ⁰ 99

Расчёт коэффициентов влияния B12= B21: Таблица 7.14. Полка растянутая Стенка Полка сжатая B21 для 0⁰ 9837126524 11066767339 9837126524 B21 для 90⁰ 19674253047 22133534678 11476647611 B21 для+45⁰ 21671458191 24380390465 28895277588 B21 для -45⁰ 10835729096 0 21671458191 ∑ B21 62018566857 57580692482 71880509913 Полка растянутая Стенка Полка сжатая B22 для 0⁰ 1773750884 1995469744 1773750884 B22 для 90⁰ 72867603878 81976054363 42506102262 B22 для+45⁰ 15270451468 17179257901 20360601957 B22 для -45⁰ 7635225734 0 15270451468 ∑ B22 97547031963 1E+11 79910906570 Полка растянутая Стенка Полка сжатая B31 для 0⁰ 0 0 0 B31 для 90⁰ 3,7E-08 4,2E-08 2,18E-08 B31 для+45⁰ 6325459318 7116141732 8433945757 B31 для -45⁰ -3162729659 0 -6325459318 ∑ B31 3162729659 7116141732 2108486439 Ориентация слоев ⁰ Расчёт коэффициентов влияния B22: Таблица 7.15. Ориентация слоев ⁰ Расчёт коэффициентов влияния B13= B31: Таблица 7.16. Ориентация слоев ⁰ 100

Расчёт коэффициентов влияния B23= B32: Таблица 7.17. Полка растянутая Стенка Полка сжатая B31 для 0⁰ 0 0 0 B31 для 90⁰ 3,06E-06 3,44E-06 1,78E-06 B31 для+45⁰ 6325459318 7116141732 8433945757 B31 для -45⁰ -3162729659 0 -6325459318 ∑ B31 3162729659 7116141732 2108486439 Полка растянутая Стенка Полка сжатая B31 для 0⁰ 800000000 900000000 800000000 B31 для 90⁰ 1600000000 1800000000 933333333,3 B31 для+45⁰ 4600998334 5176123126 6134664445 B31 для -45⁰ 2300499167 0 4600998334 ∑ B31 9301497501 7876123126 12468996113 Ориентация слоев ⁰ Расчёт коэффициентов влияния B33= B33: Таблица 7.18. Ориентация слоев ⁰ 101

Результаты решения системы уравнений относительно деформаций: Таблица 7.19. Коэффициенты и модули Полка растянутая Стенка Полка сжатая B 2,09E+31 2,09E+31 9,39E+30 Ex 23312495207 28106164119 9473511826 Ey 36384678482 47771625264 10215272658 Gxy 9142384191 7055692294 12408625463 μxy 0,98 0,918 0,969 μyx 0,63 0,54 0,899 ηx,xy xy,x -0,049 -0,104 -0,022 ηy, xy xy,y -0,0012 -0,0109 -0,0062 εx 0,00026 -0,00044 0,0018 εy -0,0003 -0,0022 0,001 γxy -0,0008 0,0028 0,0006 Связи деформаций каждого слоя в координатной системе 1,2 ориентированной по направлению армирующих волокон, со средними деформациями пакета εx , εy , γxy в координатах х и у: Расчёт : Таблица 7.20. Ориентация слоев φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 0,000260963 -0,000442141 0,001789868 90 -0,000308495 -0,002193858 0,001018266 +45 -0,000433462 9,83641E-05 0,001705323 -45 0,000385929 -0,002734362 0,001102811 102

Расчёт : Таблица 7.21. Ориентация слоев φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 -0,000308495 -0,002193858 0,001018266 90 0,000260963 -0,000442141 0,001789868 +45 0,000385929 -0,002734362 0,001102811 -45 -0,000433462 9,83641E-05 0,001705323 Ориентация слоев φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 0 0 0 90 -3,06E-20 5,62E-19 1,69E-19 +45 -0,000249933 0,004584443 0,001374114 -45 0,000249933 -0,004584443 -0,001374114 Расчёт : Таблица 7.22. Напряжения слоя в координатной системе, связанной с направлением армирования: Расчёт : Таблица 7.23. Ориентация слоёв φ ⁰ 0 90 +45 -45 Полка растянутая Стенка Полка сжатая Па Мпа Па Мпа Па Мпа 29129260 29,13 -169605540 -169,6 338528346 338,528 -39026369 -39,026 -379259845 -379,26 246179055 246,179 -53982982 -53,983 -104915208 -104,915 328409497 328,41 44085873 44,086 -443950177 -443,95 256297903 256,298 103

Расчёт : Таблица 7.24. Ориентац ия слоёв φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая Па Мпа Па Мпа Па 0 -1899967 -1,9 -18463966 -18,464 11985032 90 1418135 1,42 -8257111 -8,257 16480985 +45 2146285 2,1466 -21613363 -21,61 12477661 -45 -2628119 -2,628 -5107714 -5,11 15988357 Расчёт Мпа 11,98 5 16,48 1 12,47 8 15,98 8 : Таблица 7.25. Ориент ация слоёв φ ⁰ Полка растянутая 0 Па 0 90 -1,1E-10 +45 -45 -899758 899758 Мпа 0 -1,1E16 -0,899 0,899 Стенка Полка сжатая Па 0 Мпа 0 Па 0 Мпа 0 5,05E-10 5,05Е-16 1,5E-10 1,5E-16 30699627 -36380486 30,699 -36,38 1236702 -1236702 1,23 -1,23 Оценка прочности многослойной рессоры проводится по анализу прочности монослоя, то есть каждого слоя в отдельности. Для обеспечения прочности полученные значения распределений напряжений слоёв композита должны удовлетворять критерию прочности для материала с учётом связующего: , Допускаемые напряжения для материала: 104

Таблица 7.26. , Мпа , Мпа , Мпа , Мпа , Мпа Проверка критерия прочности 2240 900 44 50 82 : Таблица 7.27. Ориентация слоев φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 0,00017 0,012 0,14 90 0,0003 0,058 0,07 +45 0,0006 0,0045 0,13 -45 0,0004 0,08 0,08 Проверка критерия прочности Таблица 7.28. Ориентация слоев φ ⁰ Полка растянутая Стенка Полка сжатая 0 0,0018 0,15 0,05 90 0,001 0,03 0,1 +45 0,0025 0,21 0,06 -45 0,0039 0,012 0,1 Вывод: Прочность в слоях композиционного материала, ориентированных под разными углами к нагрузке соблюдается, так как критерии прочности ≤ 1. Рессора выдерживает заданные нагрузки. Выбранный материал соответствует нагрузкам. 105

8. ТЕХНОЛОГИЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ГЕКСОКОПТЕРА. Главной задачей технологической проработки проекта является выработка технологической концепции гексакоптера и формирование его технологического облика. От рационального выбора конструктивно-технологического членения и схемы сборки зависит трудоёмкость, а, следовательно, и стоимость производства аппарата. В основу формирования технологического облика гексакоптера, положено требование максимальной простоты и дешевизны изготовления. Основные конструктивно-технологические решения выбраны с учётом обеспечения высокой эффективности применения и высоких экономических показателей производства и эксплуатации. Основные направления формирования технологического облика гексакоптера: - заданная работоспособность отдельных систем и агрегатов, - минимизация времени и затрат на техническое обслуживание, - достижение высокой ремонтопригодности, - минимизация трудоёмкости изготовления, - сокращение цикла изготовления, -сокращение цикла и затрат на подготовку серийного производства. Уменьшение трудоёмкости цикла изготовления и серийного производства обеспечивается рациональным конструктивно-технологическим членением конструкции, производством и отработкой отдельных агрегатов и систем в виде отдельных модулей - взаимозаменяемых конструктивно законченных сборочных единиц, обладающих функциональной независимостью. 106

8.1. Разработка и обоснование схемы членения гексакоптера Членение планера гексакоптера, элементов оборудования и систем на агрегаты, отсеки, панели, узлы вызвано конструктивными соображениями и требованиями производства и эксплуатации авиационной техники. При членении гексакоптера на агрегаты, панели, отсеки, узлы учитывается необходимость конструктивных и эксплуатационных разъёмов и стыков, устанавливается целесообразная степень членения исходя из масштаба производства, его условий и технологических возможностей. Кроме того, должны учитываться требования прочности, веса, аэродинамики и взаимозаменяемости; возможность сборки отсека или агрегата, выполнения в нем монтажных работ, отработки и контроля действия механизмов и систем, а также возможность съёма или замены того или иного агрегата без демонтажа других агрегатов. Вышеперечисленные требования определяют сложность и, вообще говоря, неоднозначность той или иной принятой схемы членения. Удовлетворение всем требованиям, многие из которых носят прямо противоположный характер, является своего рода искусством, и поэтому отыскание оптимального компромиссного варианта требует определённого навыка и некоторой инженерной интуиции. В данном разделе технологической части проекта даётся описание схемы членения гексакоптера, представленной на отдельном плакате «Схема членения гексакоптера». Номера позиций в пояснительной записке соответствуют указанным номерам на схеме: 1 – Полозковое шасси 2 – Каркас нижний 3 –Каретка аккумуляторной батареи 4 – аккумуляторная батарея 5 – Обтекатель 6 – Подложка электродвигателя 7 – Электродвигатель 8 – Балка 9 – Лопасть 10 – Каркас верхний 107

11 – Обтекатель верхний 12 – Блок управления 13 – Крепеж ухо-вилка 14 – Рама крепления гранатометна, 15 – Гранатомёт Соединение агрегатов и отсеков гексакоптера осуществляется при помощи стыков и разъемов. Стык – соединение элементов конструкции, при котором не допускается перемещение соединяемых элементов друг относительно друга. Разъем – соединение, в котором предусматривается взаимное перемещение элементов при эксплуатации. Стыки и разъемы делятся на конструктивные и технологические и предназначены для: замены вышедших из строя агрегатов и узлов в процессе эксплуатации ЛА, повышения транспортабельности и мобильности при перевозках различными видами транспорта, - разделения труда при проектировании и производстве, - возможности кооперирования в производстве, расширения фронта сборочных и монтажных работ, повышения механизации и автоматизации труда, - упрощения порядка консервации и хранения. Взаимозаменяемость отсеков, панелей, агрегатов, узлов гексакоптера обеспечивается применением плазово-шаблонного метода увязки заготовительно–сборочной оснастки или системой допусков и посадок сопрягаемых деталей. Взаимозаменяемость элементов конструкции определяется требованиями тождественности размеров, форм, выполняемых функций, возможностью бесподгонной сборки. Конструкция стыков планера гексакоптера и метод обеспечения взаимозаменяемости по стыкам и разъёмам представлены в таблице 6.1. 108

таблица 8.1. Стыкуемые Вид стыка агрегаты и Эскиз Средства обеспечения взаимозаменяемости узлы Эталонн Рабочая ая оснастка оснастка Каркас – Болтовое Калибр Контр-калибр балка. соединение стыка стыка сборочного ухо-вилка приспособлен ия, кондуктор разделочного стенда Подложка Телескопическ Калибр Контр-калибр электро- ий стыка сборочного двигателя конструктивн приспособлен ый. ия Соединение на анкерных гайках 109

Основные материалы, применяемые в конструкции гексакоптера, представлены в таблице 8.2. Таблица 8.2 Название материала Механически Технологические е свойства свойства Применение в=1100МПа Детали крепления (болты, гайки, винты и т.д.) СТАЛИ 30ХГСА Е=210ГПа =7,85 г/см3 Хорошая деформация в горячем состоянии, свариваемость, чувствительность к концентраторам напряжения в закаленном состоянии СПЛАВЫ ЦВЕТНЫХ МЕТАЛЛОВ Д16АТ в=440МПа дюралюмин Е=69ГПа =2,78 г/см3 ВТ23Л титановый сплав в=1300МПа =4,5 г/см3 Хорошо деформируется в горячем и холодном состоянии. Пластичность удовлетворительная. Сваривается точечной и роликовой сваркой. Упрочняется термической обработкой. Основные силовые элементы Хорошо жаростойкость, оброботка резаньем удовлетворительная Соединители полозкового шасси НЕМЕТАЛЛЫ, КОМПОЗИТЫ Органическ в=70 МПа ое стекло =1,19 г/см3 АБС в=40 МПа пластик =1,05 г/см3 Крышка верхняя Крышка нижняя 110

Таблица 8.2 (продолжение) Углеткань УТ-900 со сввязующи м ЭДТ 10 в=1300МПа Углеткань ВСР3М/IMS65 в=2240МПа Клей ВК-9 холодного отверждения. t=15-200C,2.5 ч. Склеивает алюминиевые, титановые, стальные и неметаллические материалы. Герметик =1.9 г/см3 ВГО-1 tвулк=200С Герметизация болтовых и заклепочных соединений. Лопасти Е=280Гпа =1,56 г/см3 Е=152ГПа Рессоры полоскового шасси Формирование облика гексакоптера осуществлялось на основе выбора его основных параметров и геометрических размеров. Разрабатываемый гексокоптер представляет собой аппарат, создаваемый для решения задач пожаротушения высотных зданиях. 8.2. Описание конструкции Шасси. Шасси гексакоптера полозковое, амортизирующее за счёт упругой деформации рессор. Рессоры представляют из себя трубы овального сечения изготовленные методом предкамеры. Шасси крепится на четырёх узлах с помощи хомутов в нижней части корпуса. В конструкции шасси применяются трубы овального поперечного сечения. Восприятие и 111

поглощение энергии удара происходит за счёт сил упругой деформации, возникающих в рессорах при посадке гексакоптера. Каркас. Каркас состоит из каркаса нижнего и верхнего. Каркас изготовлен из алюминиевого сплава Д16АТ, воспринимает наибольшую нагрузку от внешних сил. Между собой каркас скреплён болтовыми соединениями. Балки. Балки представляют собой алюминиевую трубу, соединяют корпус гексакоптера с установленными на подложках двигателями. Крепление балок к подложкам двигателя и соединению ухо-вилка выполняется болтовым соединением. Силовая установка. Состоит из электромоторов U-15II разработки фирмы T-motor. двигатели расположены непосредственно под винтами и напрямую передают подсоединены к ним. Крепление двигателей к балкам осуществляется через подложку, к подложке двигатель прикреплён болтовым соединением. Корпус. Для защиты от внешних воздействий и улучшения аэродинамики, корпус производится из абс пластика. Производство методом вакуумного формирования из листа с последующей обрезкой. Лопасть. Лопасть изготавливается методом выкладки, из предварительно раскроенных заготовок. Матерел лопасти представляет собой углеткань УТ900 на связующем ЭДТ-10. Основные материалы, применяемые при изготовлении агрегатов планера, алюминиевые и титановые сплавы. Помимо этого применяются различные КМ. Конструктивно-компоновочные решения, принятые при проектировании и проработке КСС, в полной мере отражены на компоновочном чертеже гексакоптера вынесенном на плакат «Компоновка гексакоптера». 112

Общий вид гексакоптера вынесен на отдельный плакат «Общий вид гексакоптера». Основные летно-технические данные: Взлетная масса гексакоптера 140 кг Максимальная скорость полета у земли 150 км/ч Статический потолок без учета влияния земли 4000 м Продолжительность полета на высотах 0-1000м 10 м Силовая установка: Максимальная мощность двигателя на Н=0 9950 Вт Агрегат. Полозковое шасси. Полозковое шасси установленное на данном проектируемом гексакоптере является рессорным, т.е. роль рессоры играют две трубы овального сечения, которые полностью поглощают энергию удара гексакоптера о грунт. К корпусу шасси жестко закреплено, посредством четырех хомутов, которые, в свою очередь, крепятся к нижнему каркасу. Полозки соединены с рессорами переходниками при помощи болтового соединения. Один конец каждого полозка заварен, другой имеет технологическую заглушку. Материал. Рессоры: КМ ВСР-3М/IMS65 полозки из трубы: Труба 24х4 – ВТ1-О ГОСТ 22897-86. Болты из прутка: Пруток ВТ-22 кр. 20 ОСТ1 92020-72 Взаимозаменяемость самого шасси обеспечивается системой допусков и посадок определённый на данную деталь (агрегат). Взаимозаменяемость при сборке обеспечивается тех. процессом сборки шасси (в приспособлении УСП). Членение агрегата: № Наименование 1. Полозок 2. Переходник Количество 2шт 4шт 113

3. 4. 5. 6. Рессора Гайка Шайба Болт 2шт 8шт 16шт 8шт Рис. 8.1. Членение полозкового шасси 8.3. Маршрутный технологический процесс на сборку полозкового шасси Таблица 8.3. Технологический процесс на сборку полозкового шасси № Операция Приспособление 1 Установить приспособление для сборки на УСП монтажную плиту 2 Скомплектовать детали по спецификации 3 Забазировать полозки поз.1 в приспособление по внешней поверхности. 4 Надеть переходники поз.2 полярно на полозки. 114

Таблица 8.3. Технологический процесс на сборку полозкового шасси (продолжение) 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 Установить в приспособление рессоры поз.3, соблюдая посадку между рессорой и переходником H7/js8 Установить в приспособление кондуктор. Используя кондуктор развернуть отв. * в ф12Н7 Вставить с помощью приспособления втулки Кондуктор для развертки отверстий Развертка Приспособление для установки втулок Тарировочный ключ Вставить болт поз.6 соблюдая посадку H7/js6, установить шайбы и затянуть гайку моментом 240Н Повторить операцию N6;7;8;9 для второго отверстия на переходнике. Вставить втулку в рессору. Установить болт скрепляющий рессору и переходник по посадке ф12 H8/d9 Надеть шайбы и затянуть гайку моментом Тарировочный ключ 240Н Каждый болт кернить в трех точках по Керн, Молоток окружности. Повторить операции N 6;7;8;9;10;11;12;13;14 для 2 крепления, на полозке начиная с отв. Расположенного по полёту. При креплении 2 полозка к рессорам повторить операции N6;7;8;9;10;11;12;13;14;15; Затянуть заглушки поз.4 на полозках Спецключ моментом.200Н Снять собранное шасси с приспобления монтажа. Маркировать Контроль Передать шасси на сборку центральной части фюзеляжа. 115

8.4. Стенд для испытания шасси (Копер) Чертёж стенда представлен в раздаточном материале «Стенд для копровых испытаний» 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. Каркас испытательного стенда Электродвигатель. Размыкатель. Барабан. Имитатор веса. Наклонная поверхность. Объект испытания. Направляющая. Техническое описание Копра. Копер предназначен для имитации посадочных нагрузок при испытаниях опор шасси летательных аппаратов. Копер состоит из двух опор, изготовленных из стальных профилей швеллерового сечения, двух поперечин (двутавр), соединенных сваркой и усиленных в местах стыков косынками. Нижние части опор, вмонтированных в железобетонный пол. На поперечинах расположены: лебёдка на барабане и приводящий её электродвигатель. По приваренным к стойкам направляющим скользит в вертикальном направлении клеть копра. От боковых перемещений клеть удерживают ролики, установленные в направляющей раме и обкатывающимся по направляющим. Клеть подвешена на стальном тросе к лебёдке. К клети с помощью монтажной плиты крепится шасси. Сверху на клеть укладываются грузы. На полу под шасси расположена подвижная опорная плита определённой конфигурации, на которую сбрасывается шасси. От поломки в случае разрушения деталей шасси, копер предохраняют резиновые буфера, ограничивающие падение клети. Стойка и крепёжные узлы оборудованы соответствующими датчиками, регистрирующими необходимые параметры. Контрольно-испытательный стенд для испытаний шасси предназначен для испытания шасси на работоемкость и многократные сбросы. 116

8.5. Программа предварительных копровых испытаний на работоемкость и многократные сбросы 1 Объект испытаний. Полозковое шасси проектируемого гексакоптера. 2 Цель испытаний. Проверка шасси на энергопоглощаемость (работоемкость) в соответствии с исходными данными и доведения, при необходимости, параметров амортизации до заданных величин. Проверка шасси на прочность и выносливость от действия нагрузок. Проверка стабильности характеристик амортизации при многократных и повторных сбросах. 3 Общие положения. Испытания проводить на копре оборудованном приспособлением для крепления шасси к клети копра, а так же оборудованном приспособлением для разгрузки клети копра. Шасси, прошедшие испытания по данной программе, в дальнейшем не пригодны для испытаний и установки на изделие. Предприятие, проводящие испытание, обеспечивает установку датчиков в соответствии со схемами и монтаж контрольно-записывающей аппаратуры. Шасси, прошедшее испытания, разобрать и провести в соответствии с таблицей микрообмеров 702.4101-0 ТБМ обмер деталей шасси. Материалы исследований приложить к отчёту. Испытание в рабочем диапазоне температур проводить после испытаний при нормальных условиях путём моделирования. 4 Материально-техническое обеспечение испытаний. Рабочие чертежи шасси и деталей входящих в него. Технический паспорт на шасси с диаграммой статического обжатия. Чертежи приспособления, обеспечивающего крепление шасси к клети. Таблица микрообмеров. 5 Исходные данные. Исходные данные на работоемкость. Вес срабатываемого груза – 140 кг Горизонтальная скорость объекта – 2,5м/с Конструктивные параметры Геометрия шасси 6 Объем испытаний 117

Испытания на работоемкость проводить при Т=+20 ±10°С Проверить систему амортизации согласно исходным данным, указанным в п.5 Произвести тензометрирования узлов шасси и замер параметров в соответствии со схемами. Проверить стабильность характеристик амортизации при повторных сбросах шасси. После следующих испытаний (выше) перейти к испытаниям до Т=+60°С. Снять статическую диаграмму. Перейти к испытаниям для Т= - 60°С Снять статическую диаграмму. Повторить испытания для случая Аэ, при этом не превышать максимально допустимой нагрузки. Испытания на многократные сбросы. Испытания на многократные сбросы производить только для Т=+20°С. Испытаниям подвергается шасси, прошедшие испытания на работоемкость во всем диапазоне температур. (эксплуатационных) Испытания производить при нагрузке, соответствующие поглощению шасси заданной эксплуатационной работы Аэкс. Испытания производить без разгрузки. Через каждые 2000 сбросов производить контрольный сброс с записью. Испытания производить до разрушения, но не более 6000 сбросов. Испытания по определению максимальной работоемкости. Испытаниям подвергается опора шасси, прошедшая испытания на работоемкость и на многократные сбросы и производить испытания для Т= +20°С. Определить максимальную работоемкость шасси, увеличивая вес сбрасываемого груза ступенями на 5% от веса заданного в п.5. Испытания проводить с полной разгрузкой. При этом высота сброса должна быть постоянной и равной высоте, полученной при поглощении Амах с весом, заданным в п.5 с полной разгрузкой. Определить максимальную работоемкость системы (шасси), увеличивая вертикальную скорость Vy ступенями на 10% от скорости, соответствующей поглощению амортизацией Амах с весом по п.5. 118

Испытания производить с полной разгрузкой. При этом вес сбрасываемого груза должен быть постоянным и равным весу груза, указанному в п.5 При испытаниях не превышать предельной нагрузки, заданной в п.5, более чем на 10%. 7 Условия проведения испытаний. Испытания должны производиться с соблюдением техники безопасности. При испытаниях на работоемкость время между сбросами не ограничено, а при испытании на многократные сбросы не менее 30 сек. 8. Метрологическое обеспечение. Выбор и назначение средств линейных измерений размеров от 1 до 500мм в соответствии с РТМ 1.4.331-84. Выбор средств измерений по другим видам измерения по ОСТ 1 00075-80-ОСТ 1 0038-80. Погрешность измерения нагрузок линейных перемещений ±3% от максимальноизмеряемых величин. 9. Оценка результатов испытаний. Шасси считается выдержавшей испытания, если: - при испытаниях на работоемкость и многократные сбросы не произошло разрушений деталей шасси; - при поглощении работ Аэ и Амах нагрузки на опору для Т=20°С не превышали заданных программой; - Если после испытаний на многократные сбросы нагрузки изменились не более 10% от первоначальных значений. 11. Отчетность. По результатам испытаний должен быть оформлен отчет, включающий в себя: - заключение по результатам испытаний; - виды испытаний; - цель испытаний; - объект испытаний(N агрегата, дата выпуска); - фотографии установки шасси при испытаниях и мест разрушения, если они есть; - приведены кривые зависимостей в соответствии с требованиями. Отчёт испытаний утверждается предприятием, где проводились испытания, и согласовывается с представителем заказчика. 119

9. ЭКОНОМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ. 9.1. Затраты на создание опытных образцов Трудоёмкость проектно-конструкторских работ (Тпкр чел.-ч.) определена из экспертных оценок. Стоимость проектно-конструкторских работ (Спкр) оценивается по формуле Спкр = Т пкр  rпкр S пкр 100 (долл.), где rпкр — стоимость 1 чел.-ч работ при проектно-конструкторских работах, долл./ч; Sпкр — удельный вес статьи «Расходы на оплату труда» в общих затратах на проектно-конструкторские работы, %. Трудоемкость изготовления опытных образцов гексокоптера (Топ) вычисляется по следующей формуле (предполагается изготовление трех опытных образцов гексокоптера — для статических, динамических и летных испытаний): Т оп = t уд.оп  GП  tВ0, 23 (чел.-ч.), где tуд.оп — удельные (на 1 кг массы пустого гексокоптера) затраты труда на изготовление опытных образцов, чел.-ч/кг. t уд.оп = 875  GП-0,36 (чел.-ч/кг), Стоимость изготовления опытных образцов (Соп)оценивается по формуле Соп = Т оп  rоп 100 (долл.), S оп где rоп - стоимость 1 чел.-ч работ при изготовлении опытных образцов, долл./ч; Son — удельный вес статьи «Расходы на оплату труда» в общих затратах на опытное производство, %. Трудоемкость проведения испытаний гексокоптера (Тисп) равна: 120

Т исп = t уд.исп  GП  tВ0, 23 (чел.-ч.), где tуд.исп- удельные (на 1 кг массы пустого гексокоптера) затраты труда на проведение испытаний гексокоптера, чел.-ч/кг. t уд.исп = 1250  GП-0, 422 (чел.-ч/кг), Стоимость испытаний гексокоптера (Сисп) определяем по формуле Сисп = Т исп  rисп 100 (долл.), Sисп где rисп — стоимость одного чел.-ч работ при испытании гексокоптера, долл./ч; Sоп — удельный вес статьи «Расходы на оплату труда» в общих затратах на испытания гексокоптера, %. Обычно в результате проведения испытаний в конструкцию гексокоптера приходится вносить изменения и улучшения, изготавливать новые образцы отдельных узлов и агрегатов, а затем проводить их испытания. Указанный процесс получил название доводки конструкции. По статистике, в зависимости от многих факторов, затраты на доводку (Сдов) составляют от 50 до 90 % от затрат на проектирование, постройку и испытания. Стоимость проведения работ по сертификации гексокоптера (Ссерт ) равна Ссерт = 0,2  Сисп (долл.), Суммируя полученные значения находим общие затраты трудовых (Тразр) и финансовых ресурсов (Сразр) на разработку гексокоптера Т разр = Т пкр + Т оп + Тисп + Т дов + Т серт С разр = Спкр + Соп + Сисп + Сдов + Ссерт (чел.-ч.) (долл.) Трудоемкость и стоимость проведения предпроектных НИОКР (Тнир и Снир) определяется в долях от затрат этих ресурсов на разработку гексокоптера: Т нир = 0,1  Т разр (чел.-ч.) 121

Снир = 0,1  С разр (долл.) Таким образом, полные трудоемкость (Тполн) и себестоимость (Cполн) разработки нового гексокоптера составят Т полн = Т разр + Т нир (чел.-ч.) Сполн = С разр  Снир (долл.) Планируемая прибыль разрабатывающей организации (Пр) исчисляется в долях от полной себестоимости П р = К пр  Сполн (долл.) где Кпр — доля прибыли от полной себестоимости разработки. Устанавливается разработчиком и определяется сложившейся рыночной конъюнктурой. В итоге цена разработки нового гексокоптера (Цразр) будет равна Ц разр = Сполн + П р (долл.) Таб. 9.1. Исходные данные Вес пустого вертолёта Поправочный коэффициент, учитывающий увеличение трудоемкости работ в связи с усложнением конструкции Стоимость 1 чел.-ч при ПКР Удельный вес статьи "расход на оплату труда" в % от общих затрат на ПКР Стоимость 1 чел.-ч при изготовлении опытных образцов Удельный вес статьи "расход на оплату труда" в % от общих затрат на опытное производство Стоимость 1 чел.-ч при проведении испытаний Удельный вес статьи "расход на оплату труда" в % от общих затрат на проведение испытаний Поправочный коэффициент, учитывающий увеличение стоимости и времени доводочных работ в % от затрат на проектирование, постройку и испытания Коэффициент прибыли от полной себестоимости разработки кг Gп= 90 tв= 1,1 rпкр= 4,5 $/ч Sпкр= 20 % rоп= 3 $/ч Sоп= 17 % rисп= 5 $/ч Sисп= 20 % kдов= 20 % Kпр= 25 % 122

Таб. 9.2. Затраты на создание опытных образцов Трудоемкость изготовления опытных образцов Топ= 15 931 Стоимость изготовления опытных образцов Удельные (на 1 кг массы пустого гексокоптера) затраты труда на проведение испытаний Cоп= tуд.исп = 281 136 Трудоемкость проведения испытаний Тисп= 17 218 Стоимость проведения испытаний Стоимость доводки конструкции Cисп= Cдов= Cсерт = 430 450 196 317 чел.ч $ чел.ч/кг чел.ч $ чел.ч/кг чел.ч $ $ 86 089,9 $ Трудоемкость проектно-конструкторских работ Тпкр= 12 000 Стоимость проектно-конструкторских работ Cпкр= Удельные (на 1 кг массы пустого гексокоптера) tуд.оп затраты труда на изготовление опытных образцов = 270 000 Стоимость сертификации Трудоемкость доводки конструкции Трудоемкость сертификации Трудоемкость разработки Стоимость разработки Трудоемкость научно-исследовательских работ Стоимость научно-исследовательских работ Трудоемкость полная Стоимость полная Прибыль планируемая Цена разработки нового гексокоптера Тдов= Тсерт = Тразр = Cразр = Тнир= 173 187 3 000 3 443 51 592 1 263 992 5 159 Cнир= 116 083 Тполн 56 751 = Cполн 1 380 076 = Пр= 345 018 Цразр 1 725 095 = чел.ч чел.ч чел.ч $ чел.ч $ чел.ч $ $ $ 123

9.2. Затраты на серийное производство гексокоптера Для определения цены гексокоптера в серийном производстве применяется тот же подход, какой был использован при определении затрат на разработку прототипа. Для расчетов используем полученную в результате обработки статистических данных зависимость удельной (т. е., отнесенной к массе планера) трудоемкости планера гексокоптера с системами от массы планера. Известно, что чем больше машин планируется выпустить в серии, тем ниже будет трудоемкость производства гексокоптеров. Поэтому удельная трудоемкость планера зависит не только от размера гексокоптера, но и от общего количества выпускаемых машин. Для вычисления удельной трудоемкости планера с системами используется формула Т пл. уд. N = 327,58  Gпл-0.44  N -0.31 (чел.-ч/кг), где ; Gпл — масса планера гексокоптера с системами, кг; N — размер серийного выпуска гексокоптеров, шт. Gпл с системами определяется кок разность между массой пустого гексокоптера и массой втулки и лопастей несущего винта, автомата-перекоса, хвостового винта и его редуктора, редуктора несущего винта и трансмиссии, силовой установки. Трудоемкость изготовления планера гексокоптера с системами рассчитывается по формуле Т пл. N = Tпл. уд. N  Gпл  tВ0,17 (чел.-ч.), где tв0,17 — поправочный коэффициент, учитывающий увеличение трудоемкости работ в связи с усложнением конструкции и повышением ее качества с момента серийного производства гексокоптера-аналога. Стоимость серийного изготовления планера с системами Cпл.N оценивается по формуле Спл. N = Т пл. N  rпл 100 (долл.), S пл 124

где rпл — стоимость одного чел-часа работ при серийном производстве гексокоптеров, долл./ч; Sпл — удельный вес статьи «Расходы на оплату труда» в общих затратах на серийное производство гексокоптера, %. В соответствии со сложившейся в нашей промышленности практикой серийный завод, выпускающий гексокоптер, в своем производстве изготавливает планер с системами и лопасти несущего винта. Остальные агрегаты, приборы и двигатели (так называемые «покупные готовые изделия») приобретаются на других предприятиях. При дальнейших расчетах будем считать, что трудоемкость изготовления комплекта лопастей (Тлоп) несущего винта составляет 15 % от трудоемкости планера: Т л оп = 0,15  Т пл. N (чел.-ч.) C л оп = 0,15  Cпл. N (долл.) Покупные изделия можно разделить на две группы. К первой группе относятся агрегаты, приборы и системы, спроектированные специально для данного гексокоптера и запускаемые в производство на других специализированных заводах. К таким агрегатам относятся, например, втулка несущего винта, автомат перекоса, главный редуктор и ряд других. Ко второй группе относятся агрегаты, приборы и системы, применяющиеся на разных летательных аппаратах. Особенностью покупных готовых изделий первой группы является зависимость их трудоемкости, а следовательно, и цены от серийности производства гексокоптеров. Поэтому можно принять, что трудоемкость и цена этих покупных готовых изделий пропорциональна трудоемкости и стоимости планера с системами. При дальнейших расчетах будем считать, что цена покупных готовых изделий первой группы (Цпги1 ) составляет 25 % от стоимости планера с системами: Ц пги1N = 0,25  Спл. N (долл.) Цена покупных готовых изделий второй группы (Цпги2) не зависит от серийности выпуска данного гексокоптера. Ее величина принимается постоянной и устанавливается из соотношения: Ц пги2 = 1,5  Ц пги1N =200 (долл.) 125

где Цпги1N=200 — цена покупных готовых изделий первой группы, соответствующая выпуску 200 шт. гексокоптеров. Цена двигателя (Цдв) берется из каталога цен на двигатели или устанавливается по аналогии с двигателями, имеющимися в эксплуатации в настоящее время. Таким образом, полные затраты на серийное производство гексокоптера в зависимости от серийности составят: Сполн. N = Спл. N + Cлоп. N + Ц пги1 N + Ц пги 2 + Ц дв  nдв (долл.), где пдв — число двигателей, устанавливаемых на гексокоптер, шт. Принимая коэффициент рентабельности R = 1,25, получим цену гексокоптера: Ц вN = Cполн. N 1,25 (долл.), Расчеты цены произвдем для разных масштабов выпуска гексокоптеров: N = 100; 200; 300; 400; 500; 1000 шт. Таб. 9.3. Исходные данные Вес планера гексокоптера с системами Gпл= Размер серийного выпуска гексокоптеров N= Поправочный коэффициент, учитывающий увеличение трудоемкости работ в связи с tв= усложнением конструкции Стоимость 1 чел.-ч при серийном производстве rпл= Удельный вес статьи "расход на оплату труда" в Sпл= % от общих затрат на серийное производство Трудоемкость и стоимость изготовления Tлоп= комплекта лопастей в % от Tпл.N и Cпл.N Стоимость готовых изделий первой группы % от Цпги1= Cпл.N Цена двигателя Цдв= Кол-во двигателей nдв= Коэф. рентабельности R= 140 200 кг шт 1,1 3 $/ч 17 % 15 % 20 % 689 6 1,25 $ шт 126

Таб. 9.4. Затраты на серийное производство (при N=200шт) Tпл.уд.N= 7 22 чел.ч/кг Tпл.N= 1 024 88 071 чел.ч Cпл.N= 18 062 1 554 194 $ Tлоп.N= 154 13 211 чел.ч Cлоп.N= 2 709 233 129 $ Цпги1N= 3 612 388 549 $ Цпги2= 5 419 582 823 $ Сполн.N= 33 937 3 298 695 $ ЦвN= 42 421 4 123 369 $ Таб. 9.5. Затраты на серийное производство N Tпл.уд.N Tпл.N Cпл.N Tлоп.N Cлоп.N Цпги1N Цпги2 Сполн.N ЦвN 100 8,91 1268,8 22391 190,33 3358 4478,3 5418,64 39781,5 49726,9 200 7,19 1023,5 18062 153,52 2709 3612,4 5418,64 33936,5 42420,6 300 6,34 902,62 15928 135,39 2389 3185,7 5418,64 31056,4 38820,5 400 5,8 825,61 14569 123,84 2185 2913,9 5418,64 29221,7 36527,1 500 5,41 770,43 13595 115,56 2039 2719,1 5418,64 27907,1 34883,8 1000 4,36 621,46 10967 93,21 1645 2193,4 5418,64 24358,1 30447,6 127

Рис. 9.1. Стоимость гексакоптера в зависимости от количества произведённых шт. 9.3. Затраты на эксплуатацию гексокоптера Расчет себестоимости летного часа гексокоптера Себестоимость одного летного часа (Слч) эксплуатации гексокоптера (для собственного гексокоптера) рассчитывается по следующей формуле: Слч = Ала + КРла + БР + Э р + Злпс + Знс + НЗлпс+нс + ТО + ПР (долл./ч), где Aла — амортизация ЛА и двигателей; КРла — расходы на капитальный ремонт ЛА и двигателей; Бр – расходы на дополнительные аккумуляторы; Э р — расходы на электроэнергию; 3лпс — оплата труда летного состава; Знс — оплата труда наземного состава; НЗ лпс+нс — начисления на заработную плату летного и наземного состава; ТО - расходы на техническое обслуживание; ПР — прочие производственные и общехозяйственные расходы. В свою очередь отдельные статьи расходов рассчитываются следующим образом: 128

Амортизация гексокоптера и двигателей ( Ала): Ал а = Ц в + k зб * Ц б (долл./ч), Т ам где Там — амортизационный срок службы гексокоптера, ч (принимается равным 10000 ч), kзб – количество запасных комплектов батарей, Цб – стоимость комплекта батарей. Расходы на капитальные ремонты гексокоптера и двигателей (КРла). Для перспективных расчетов можно принять, что затраты на капитальные ремонты гексокоптера и двигателей за весь срок службы гексокоптера и отнесенные на один месяц срока службы примерно в два раза меньше чем амортизация, чем затраты на амортизацию, т.е.: КР л а = Ал а (долл./ч) 2 Расходы на электроэнергию (Эр ): Э р = Цэ  Q  k (долл./ч), где Q — объем энергии в одном комплекте батарей, кВт/ч; Цэ — цена энергии, долл.* кВт/ч, количество предусмотренных комплектов. Оплата труда летного состава (Злпс): З л пс = Сэк  nэк (долл./ч), где Сэк — часовая заработная плата одного члена экипажа, долл./ч; nэк — количество членов экипажа, чел. Оплата труда наземного состава (Знс ): Знс = 0,5  З л пс (долл./ч), Начисления на заработную плату летного и наземного состава (Н3лпс+нс): НЗ л пс+нс = К сн  (З л пс + Знс ) (долл./ч), 129

где Ксн — коэффициент социального налога (уточняется на момент написания дипломного проекта). Расходы на техническое обслуживание (ТО): ТО = Т ТО  rТО (долл./ч), где ТТО — трудоемкость технического обслуживания гексокоптера, приходящаяся на один летный час, (чел-час)/ч; RТО — стоимость одного чел.-ч работ при техническом обслуживании гексокоптера, долл./ч. Трудоемкость технического обслуживания гексокоптера, приходящаяся на один летный час (ТТО) ТТО = 0,05  GП0, 42 (чел.-ч/ч), где GП — масса пустого гексокоптера, кг. Аэропортовые расходы (АЭ): AЭ — составляют 5 % в себестоимости одного летного часа гексокоптера. Прочие производственные и общехозяйственные расходы (ПР). ПР — составляют 2 % в себестоимости одного летного часа гексокоптера. 130

а) С базированием возле небоскреба. Отстрел гранат. Взлет. Спуск Подготовка. Замена АККБ и гранат. Б) С базированием в пожарной части. Отстрел гранат. Спуск Взлет. Подготовка. Транспортировка от места базирования до места применения. Замена АККБ и гранат. Рис. 9.2. Схема выполнения операции по тушению комплексом ДПЛА. 131

Расчет цены одного летного часа гексокоптера Цена летного часа (Цл.ч) по этому методу определяется по следующей формуле: Ц л.ч = С л.ч (долл./ч), где Сл.ч — себестоимость одного летного часа. Таб. 9.6. Исходные данные Цена гексокоптера Цв= 42 421 $ Амортизационный срок службы гексокоптера Tам= 10000 ч Цена тонны топлива Цгсм= - $/т Цена киловатта энергии ЦЭ= 0,01 $/КВт/ч Часовой расход топлива Q= - т/ч объем энергии в одном комплекте батарей Q= 9 кВт/ч Количество комплектов батарей К= 4 Часовая заработную плату члена экипажа Сэк= 20 $/ч Кол-во членов экипажа nэк= 1 чел. Коэффициент социального налога Ксн= 30 % Масса пустого гексокоптера Gп= 90 $ Стоимость 1 чел.-ч при ТО rто= 5 $ Прибыль авиаотряда от использования данного гексокоптера П= 25 % 132

Таб. 9.7. Затраты на эксплуатацию Ала= 5,7 $/ч КРла= 2,9 $/ч ГСМ= $/ч Эр= 0,54 $/ч Злпс= 20 $/ч Знс= 10 $/ч НЗлпс+нс= 9 $/ч Тто= 0,33 чел.-ч/ч ТО= 2 $/ч АЭ= 2 $/ч ПР= 1 $/ч Слч= 53,3 $/ч Цл.ч= 53,3 $/ч 9.4. Расчёт точки безубыточности для предприятия Точка безубыточности – это объём производства и реализации продукции, при котором расходы будут компенсированы доходами, а при производстве и реализации каждой последующей единицы продукции предприятие начнёт получать прибыль. ТБ нат = Зпост ( Ц - Зпер ) где ТБнат — точка безубыточности в натуральном выражении; Ц — цена единицы продукции; Зпост – постоянные затраты на единицу продукции; Зпер – переменные затраты на единицу продукции. Расчет точки безубыточности приведен на рис. 10.3. 133

Табл. 9.8. Входные значения для расчета. Зпост 1 000 000 $ Зпер Взяты из таблицы 8.5 $ Ц 42 420 $ Рис. 9.3. График расчёта точки безубыточности. Из графика видно необходимое количество проданных единиц товара N=160 для преодоления точки безубыточности. 9.5. Организационный раздел Информационная модель проекта Данная модель показывает состав, взаимосвязь и направление информации, используемой и создаваемой в процессе функционирования системы между участниками проекта. План коммуникаций является составной частью плана проекта. Он включает: - план сбора информации и методы ее получения; 134

- план распределения информации; - детальное описание каждого документа, который должен быть получен или передан; - план ввода в действие тех или иных видов коммуникаций. В рамках проекта существует потребность в осуществлении различных видов коммуникаций: - внутренние и внешние; - формальные и не формальные; - письменные и устные; - вертикальные и горизонтальные. Системы сбора и распределения информации должны обеспечивать потребности различных видов коммуникаций. Процессы сбора и обработки данных о фактических результатах и отображение информации о состоянии работ в отчетах обеспечивают основу для координации работ, оперативного планирования и управления. Основные промежуточные результаты хода работ должны быть формально задокументированы. Далее приведена структура информационных связей отдела каркасных конструкций. 135

Отдел научнотехнической информации Главный конструктор 1 Отдел аэродинамики 4 Отдел Главного технолога 5 2 7 10 Отдел каркасных конструкций Отдел стандартизации Отдел технических проектов Ведущий конструктор 6 Отдел прочности 3 8 11 Макетный цех 9 Бригада весового проектирования 14 Смежные конструкторские отделы 13 Предприятия смежники 12 Отдел технической документации Опытный завод Рис 9.4. Структура информационных связей отдела каркасных конструкций. 136

1. ТЗ на разработку ЛА; 2. Устранение разногласий между отделами; 3. ТЗ на разработку ЛА; 4. ТЗ на рабочее проектирование стабилизатора; 5. Заказы на научно-техническую информацию; 6, 7. Данные об основных внешних и аэродинамических нагрузках, условия прочности; 8. Требования по стандартизации и унификации; 9. Весовые лимиты на агрегаты и системы; 10. Требования к технологичности конструкции; 11. Уточнение компоновки и эргономических требований; 12. Заказы на экспериментальные образцы и перечень стендов, которые необходимо построить; 13. Разработка и выдача ТЗ на разработку систем и готовых изделий, сроки их выполнения и поставки; 14. Уточнённые увязочные чертежи. 137

10. ОХРАНА ТРУДА. Охрана труда – система законодательных актов, социально-экономических, организационных, технических, гигиенических и лечебно-профилактических мероприятий и средств, обеспечивающих безопасность, сохранение здоровья и работоспособности человека в процессе труда. Охрана здоровья трудящихся, обеспечение безопасности условий труда, минимизация профессиональных заболеваний, ликвидация производственного травматизма составляет одну из главных забот человеческого общества. Обращается внимание на необходимость широкого применения прогрессивных форм научной организации труда, создания обстановки, исключающей профессиональные заболевания и производственный травматизм. Условия труда на рабочем месте, безопасность технологических процессов, машин, механизмов и других средств производства, состояние средств коллективной и индивидуальной защиты, которые используются работником, а также санитарно-бытовые условия должны отвечать требованиям нормативных актов по охране труда. Администрация обязана внедрять современные средства техники безопасности, предупреждающие производственный травматизм, и обеспечивать санитарногигиенические условия, предотвращающие возникновение профессиональных заболеваний работников. Работники обязаны соблюдать инструкции по охране труда, устанавливающие правила выполнения работ и поведения в производственных помещениях. Такие инструкции разрабатываются и утверждаются администрацией предприятия, учреждения, организации совместно с соответствующим выборным профсоюзным органом предприятия, учреждения, организации. Работники обязаны также соблюдать установленные требования обращения с машинами и механизмами, пользоваться выдаваемыми им средствами индивидуальной защиты. 138

10.1. Технологический процесс производства рессор полозкового шасси из ПКМ Рессора изготовляется из стекло- и углеволокон на связующем. Это позволяет значительно снизить массу изделия. Рессоры для полозковых шасси будем производить методом термокомпрессионного прессования. Метод термокомпрессионного прессования можно осуществить с использованием двух основных типов технологической оснастки: с постоянным (рис. 6.1, а) и переменным (рис. 6.1, б) объемами формования. Рисунок. 10.1. Оснастка для термокомпрессионного формования с постоянным (а) и переменным (б) объемом: 1 — металлический пуансон; 2 — металлическая матрица; 3 — эластичный формующий элемент; 4 - уплотняемый пакет; 5 — опорные планки; 6 — фиксирующие элементы; 7 - датчик давления; 8 - направляющие колонкификсаторы; 9 - упругие тарированные элементы Для реализации метода термокомпрессионного прессования используются специальные пресс-формы, основными частями которых являются жесткая металлическая матрица, имеющая конфигурацию изготавливаемой рессоры, и эластичный формуемый элемент (ЭФЭ). Между ЭФЭ и матрицей располагается уплотняемый пакет. Деформация пакета осуществляется за счет расширения материала эластичного формующего элемента при нагревании. К материалам, из которых изготовляют эластичные формующие элементы, предъявляют следующие требования: высокая эластичность, необходимая для передачи давления по всем направлениям; стабильность свойств; высокое значение термического коэффициента линейного расширения. Этапы производства. 139

- Комплектовочная Транспортировка со склада комплекта полуфабрикатов (препрега) стекло- и углепластика их проверка на соответствие чертежу и условиям поставки. - Технологическая Раскрой по шаблонам и выкладка слоёв препрега по объёму заготовок изделия на специальном столе. Прессование выложенного армирующего материала путём приложения равномерного давления и соблюдением температурного режима. Обрезка технологических припусков на специальном столе. Механическая обработка рессоры: сверление отверстий. - Сборочная Установка на клею втулок. - Установочная Установка и крепление деталей к рессоре. - Сборочная Соединений деталей с помощью болтовых соединений. - Контрольная Контроль на отсутствие механических повреждений и соответствие чертежу. - Транспортная Транспортировка на склад готовой продукции. 10.2. Анализ вредных факторов при изготовление и спорке полозкового шасси из ПКМ Согласно ГОСТ 12.1.007-76 производственные факторы в зависимости от последствий воздействия на человека разделяются на опасные и вредные. Опасными называют те факторы, воздействия которых при определённых условиях может причинить острого заболевания или внезапного ухудшения здоровья, смерти. 140

Вредными факторами называют факторы трудового процесса, воздействие которого при определённых условиях может вызвать временное или стойкое снижение работоспособности, повысить соматических и инфекционных заболеваний, вызвать профессиональную патологию, привести к нарушению здоровья потомства. 141

Опасные и вредные факторы. - Освещение. В рассматриваемом производственном помещении для производства лонжерона применяется совмещённое освещение: Естественное боковое освещение через окна. Искусственное освещение осуществляется с использованием люминесцентных ламп. Параметры освещения производственных помещений должны соответствовать требованиям СНиП 23-05-95. - Микроклимат. При нормировании отдельно устанавливаются оптимальные и допустимые параметры микроклимата, которые обеспечивают комфортное или нормальное функционирование организма. Параметры микроклимата в производственном цехе должны соответствовать требованиям ГОСТ 12.1.005-88. Для контроля над показателями температуры и относительной влажности воздуха непосредственно у рабочих мест должны быть установлены самопишущие приборы( термографы марки М-16А и психрометры марки М-21А ГОСТ 6416-75 или их аналоги). - Электробезопасность. Электрооборудование, находящееся в помещении (сверлильный автомат, пульты и стенды управления и т.д.). Помещение, с повышенной опасностью характеризующееся наличием в нем следующих условий, создающих повышенную опасность: - Токопроводящих полов (металлические, земляные, железобетонные, кирпичные и т.п.) - Возможность одновременное прикосновение человека к имеющим соединениям с землёй металлоконструкциям зданий, станков, аппаратов, с одной стороны, и к металлическим корпусом электрооборудования- с другой. Электробезопасность в цехе регулируется по положениям нормативного документа ГОСТ Р 12.1.019-2009 ССБТ «Электробезопасность. Общие требования и номенклатура видов защиты» 142

- Электромагнитное излучение. Источниками электромагнитного излучения в помещении являются различные пульты дистанционного управление и некоторые участки электропроводки. ЭМП радиочастот следует оценивать показателями интенсивности поля и создаваемой им энергетической нагрузкой. Допустимые уровни воздействия ЭМП радиочастот не должны превышать допустимые в пределах ГОСТ 12.1.006-84. - Шум. Источником постоянного шума в помещении являются электродвигатели, устройства для приготовления связующего в ваннах, подвижные элементы сверлильного оборудования. Продолжительные действие шума на человека вызывает общее утомление, головные боли, приводит к уменьшению слуха, иногда даже к глухоте, а так же к снижению памяти. Допустимые уровни звукового давления в октановых полосах частот, уровни звука и эквивалентные уровни звука на постоянных рабочих местах и в рабочих зонах производственных помещений устанавливаются в соответствии с ГОСТ 12.1.003-83 «Шум. Общие требования безопасности». - Вибрация. Источником вибрации является ручной сверлильный или шлифовальный инструмент, при работе с которым на рабочего оказывается влияние вибрации локального типа. При таких вибрациях наблюдается нарушение деятельности центральной нервной системы( головные боли, нарушение работы сердца, понижение работоспособности, плохой сон, головокружение). Параметры приведенного оборудования должны соответствовать «СНиП при работе с машинами и оборудованием, создающие локальную вибрацию, передающуюся на руки работающих» №3041-84 от 13.07.84г. - Пожароопасность. В процессе изготовления элементов стабилизатора для зачистки поверхностей используются растворители (ацетон, бензин и др.). Они содержатся в ёмкостях небольшого объёма в рабочей зоне. При открытых ёмкостях они служат источником открытого испарения. При нанесении на очищаемую поверхность создаются поверхности испарения вредных веществ, что приводит к быстрому насыщению 143

воздуха парами и образованию высоких концентраций. Выделение паров происходит при нанесении, размешивании. Пары данных веществ могут образовывать взрывоопасные смеси, что при достаточных концентрациях приводит к взрыву. Требования, обеспечения «Взрывобезопасность». и контроля описаны в ГОСТ 12.1.010-76 Наиболее опасный фактор. Особенно опасным является применение в качестве связующего в композиционных материалах и компонентах клея: эпоксидной смолы. Особенностью эпоксидных смол является необходимость их отверждения непосредственно при применении, что приводит обычно к выделению в воздух летучих ингредиентов. Выделение летучих элементов значительно повышается при нагреве, при этом в воздух выделяются компоненты: • Эпихлоргидрин • Дибутиладипинат • Дефенилолпропан Влияние опасных и вредных факторов на человека Эпоксидные смолы нашли широкое применение в различных отраслях промышленности в качестве клеев, лаков, связующих для пластиков, герметиков, пресс-материалов и т.д. Эпоксидные смолы представляют собой в большинстве случаев продукт конденсации эпихлоргидрина и дифенилолпропана в щелочном растворе. Это вязкие, малолетучие при обычных температурах (18-30ºС) жидкости от янтарного до тёмно-коричневого цвета. При нагревании эпоксидных смол до 60º и выше выделяются летучие вещества, в составе которых содержатся эпихлоргидрин и толуол. Летучие соединения из эпоксидных смол обладают токсическим действием на нервную систему и печень. Эпоксидные смолы способны вызывать заболевания кожи (дерматит, экзема) аллергического характера не только при непосредственном контакте со смолой или её отвердителем, но также при действии низких концентраций паров указанных продуктов. 144

Таблица 10.1. Летучие соединения на производстве Летучие компоненты эпоксидных смол Зоны поражения Допустимая концентрация паров Эпихлоргидрин Раздражение кожи и слизистых оболочек глаз; СН2 СН СН2Cl Бронхи, лёгкие и почки; 1 мг/м3 Сосудистая система. О Тулуол Нервная система, кровь, кожа и слизистые оболочки. С6Н5 --- СН3 50 мг/м3 Фталевый ангидрид О ‫׀׀‬ С С6Н4 О Слизыстые оболочки глаз, верхних дыха-тельных путей, кожное раздражение. 1 мг/м3 С ‫׀׀‬ О 145

Таблица 10.1. Летучие соединения на производстве (продолжение) Малеиновый ангидрид О ‫׀׀‬ Сходен с фталевым СН ─ С ‫׀׀‬ О 1 мг/м3 ангидридом, но с более выраженными симптомами. СН ─ С ‫׀׀‬ О Гексаметилендиамин Относится к высокотоксичным продуктам. NH2(CH2)6NH2 Изменение состава крови, снижение уровня кровяного давления, нарушение проницаемости сосудов, болезнь глаз. 1 мг/м3 Наибольшую опасность представляют заболевания кожи, возникающие от непосредственного контакта, образования пыли при сверлении и в результате сенсибилизации. Дерматиты сопровождаются иногда раздражением глаз и верхних дыхательных путей. Токсическое действие усугубляется применением отвердителей, обладающих раздражающими и сенсибилизирующими свойствами. 146

10.3. Методы защиты По условиям ГОСТ 12.1.005-88ССБТ воздух не должен содержать вредные примеси в количествах, превышающих предельно допустимые концентрации. Эта задача может быть решена следующими путями: 1. Разбавлением выделяющихся вредных паров до предельно допустимых концентраций; 2. Капсулированием отдельных процессов с применением местных вытяжных устройств; 3. Удалением (вытяжкой) выделяющихся вредных паров. При капсулировании укрывают поверхности испарения связующего и устраивают местный отсос на рабочих местах. Местные отсосы – наиболее эффективное средство удаления вредных веществ в виде пыли или пара непосредственно от мест образования. Они применяются на всех этапах изготовления узлов из ПКМ. При работах с эпоксидными смолами у рабочих столов или места формования оборудуется вытяжка, обеспечивающая скорость воздушного потока 0,65 м/с. В данном разделе дипломного проекта проводится расчёт промышленной вентиляции. В свою очередь, промышленную вентиляцию можно разделить на два типа – естественную и механическую. Естественная вентиляция бывает двух видов: аэрация и воздухообмен. Аэрация – вентиляция, в которой используется кинетическая энергия ветра, разность температур, плотности, давления, возникающие между наружным воздухом и воздухом внутри проветриваемого помещения. Воздухообмен - это поток подаваемого или удаляемого воздуха из производственного помещения, в м3/ч. Недостатком вентиляции является невозможность регулирования метеорологических параметров. Вентиляция бывает: приточная, местная, вытяжная, общеобменная и комбинированная. На рис. 1 представлена схема приточной и вытяжной вентиляции в рабочем помещении: 147

Участок №1 Участок №3 Вентилятор Вентилятор Участок №5 Участок №4 Участок №2 Устройство для подачи воздуха в цех Устройство для забора воздуха из цеха Местная вентиляция Рис.10.1. Схема воздуховода. При работе с клеями производственные помещения должны быть оборудованы общей приточно-вытяжной вентиляцией с местным отсосом воздуха. Вентиляция должна обеспечивать оптимальные или допустимые метеорологические условия. Разница между приточным и вытяжным воздухом не должна превышать 10%. При работе с клеями, содержащими большое количество летучих органических растворителей, и при обезжиривании растворителями следует соблюдать правила противопожарной безопасности. Шум в помещении на рабочих местах не должен превышать допустимых уровней звукового давления согласно ГОСТ 12.1.003-83. При сборке полозкового шасси вредное воздействие летучих веществ встречается во многих операциях (изготовление связующего, пропитка, выкладка, термообработка). 10.4. Расчёт вентиляции Расчёт местной вентиляции Главным элементом безопасности работы персонала с композиционными материалами является система местной вентиляции, которая обязательно должна применяться при получении готовых изделий. 80% композиционных материалов получают при использовании эпоксидных смол. 148

При расчёте КМ с эпоксидной матрицей следует учитывать выделение вредных элементов при нагревании, что и происходит в процессе формования рессоры (температура формования 1500 С). По нормам техники безопасности и промсанитарии, при работе с эпоксидными смолами скорость местного отсоса в зоне формования должна составлять 0,65…3 м/с. При формовании используется гидравлический пресс с подогревом, который обеспечивает хорошие механические характеристики КМ. При формовании, вместе с конвективным потоком горячего воздуха выходят вредные элементы, которые в принципе следует удаляют с помощью вытяжного зонта. Объем воздуха, отсасываемого вытяжным зонтом: LЗ = L K  FЗ 1,5 = 181,46  = 272 ,2 м 3 / ч FИ 1 где: LK = 643 Qn  z  FИ3 - объем воздуха, подтекающего к зонту с конвективной струей; FЗ = 2 м 2 - площадь поверхности зонта; FИ = 1 м 2 - площадь поверхности источника тепла; LK = 643 Qn  z  FИ3 = 643 7,59  3  13 = 181,46 м / ч 3 где: количество Qn = 1,53 t И - t В - конвективной теплоты, выделяющееся с поверхности источника тепла; z = 3м. - расстояние от поверхности источника тепла до зонта; Qn = 1,53 t И - t В = 1,53 150 - 20 = 7,59 где: t И = 150 - температура поверхности источника С  ; t В = 20 - температура окружающего воздуха С  ; Расход приточного воздуха. 149

Для производственных помещений, в которых выделяются вредные вещества или резко выраженные неприятные запахи, количество удаляемого воздуха должно превышать приток, т.е. должен предусматриваться отрицательный дисбаланс. Расход приточного воздуха по массе выделяющихся вредных веществ: LП . ВЕЩ = LМ .ОТ + m ВЕЩ - LМ .ОТ  (q Р. З - q ПР ) q ВЫТ - q ПР = 272,2 + 20 - 789,7  (0,02 - 0) = 1727,79 м 3 / ч 0,01 - 0 где: LМ .ОТ = 272 ,2 м3 / ч - расход воздуха удаляемого через местные отсосы; mВЕЩ = 20 мг / ч - масса вредного вещества, поступающего в воздух помещения; q Р.З = 0,02 г / ч - концентрация вредного вещества в воздухе рабочей зоны, удаляемого местными отсосами; q ПР = 0 г / ч - концентрация вредного вещества в воздухе, подаваемом в помещение; q ВЫТ = 0,01 г / ч - концентрация вредного вещества в воздухе, за пределами рабочей зоны. Расчёт воздуховодов. Удаление из производственного помещения загрязнённого или нагретого воздуха и подача свежего осуществляется по системе воздуховодов. Исходные данные: QВ = 20 м 3 /c – расход воздуха; V = 12 м/c – скорость движения воздуха; L = 8 м – длина участка. Гидравлический диаметр воздуховода: dГ = 4Q В 4  20 = = 1,45 м. V 3,14  12 Потери давления на трение в воздуховодах (для гидравлически шероховатых труб): pТР =   L V 2 1 L V 2 1 8 1,226  12 2  = = = 6,49 Па. 2 2 dГ 2 d 2 1 , 45 2 d  г 1,45    1.14 + 21g г  1,14 + 21  9,81   40  K   150

где:  - коэффициент сопротивления трению;  = 1,226 кг / м 3 - плотность воздуха; g = 9.81 – ускорение свободного падения; K = 40 мкм – абсолютная шероховатость внутренних стенок; Потери давления на местные сопротивления: pМ =  V 2 1,226  12 2 = 1,2  = 105,92 Па 2 2 где:  = 1,2 - коэффициент местного сопротивления. Суммарные потери давления в воздуховодах: n m i =1 j =1 p =  p ТРi +  p Мj = 6,49 + 105 ,92 = 112 ,41 Па Системы очистки воздуха. Установки для очистки поступающего воздуха от пыли и выбрасываемого воздуха от газов и паров выбираются в зависимости от расходов воздуха, вида загрязняющих веществ, их токсичности и физико-химических свойств. Поскольку при работе с композиционными материалами в воздух попадают такие вредные вещества как бензол, толуол, спирты и т.д., то целесообразней применять адсорбционную очистку с последующим сжиганием; конденсационную очистку; каталитическое дожигание; сжигание в печах. Выбор вентилятора. Выбираем вентилятор А4.110-1 со следующими характеристиками: Частота вращения n = 910 об/мин. Установочная мощность двигателя Ny = 0,37 кВт. КПД  = 0,77 Схема вентиляции. 2 1 3 Рис. 10.2. Схема вытяжной вентиляции 1 – Вытяжной зонт; 2 – Воздуховод; 3 – Рабочее место. 151

7 9 5 8 4 6 2 3 1 Рис. 10.3. Схема вытяжной вентиляции здания 1 - Рабочее место; 2 - Вытяжной зонт; 3 – Воздуховод; 4 – Калорифер; 5 – Фильтр; 6 – Центробежный вентилятор; 7 – Вытяжная насадка; 8 – Впускные насадки; 9 – Воздухозаборник. Выводы С целью избежания несчастных случаев при сборке агрегата необходим инструктаж работников. В процессе работы руководствоваться нормами и правилами по ТБ и производственными инструкциями: 152

СН и П 245-63 и противопожарные требования ІІ-Г.7-62 и ІІ-А.9-62 . При получении силового элемента фюзеляжа вертолёта была применена система местной вентиляции, обеспечивающая отсос вредных веществ непосредственно из зоны образования. В результате расчёта были определены характеристики воздуховодов, количество удаляемых вредных веществ и подбор вентилятора и двигателя, для обеспечения заданных характеристик. Полученные результаты соответствуют нормам и требованиям при работе с вредными веществами на предприятиях авиационной промышленности. 153

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 1. http://sopot.ru/spain/article_zdanie.htm 2. https://fire-truck.ru/pozharnyie-avtomobili/sistemyi-gorizontalnogopozharotusheniya-dlya-vertoletov.html 3. https://habr.com/ru/company/lakhtacenter/blog/419411 4. https://radiovesti.ru/news/471346 5. https://realty.mail.ru/articles/17153/kak_zashhitit_vysotki_ot_pozharov 6. https://ria.ru/20120404/618097568.html 7. https://www.vesti.ru/doc.html?id=1071547 8. Башаров Е.А., Дудченко А.А. учебное пособие для курсового и дипломного проектирования «Конструирование агрегатов вертолёта из ПКМ» 2014 г. 9. Вексон-АВС 70 Модуль ТУ 2149-238-10968286-2011 10. Виривский, журнал "Вертолёт" 3,4-2008. 11.Герасимов А.В., Христенко Ю.Ф., Толкачев В.Ф.. Теоретические и экспериментальные исследования высокоскоростного взаимодействия тел. 12.Головагова «Информационно справочная система по охране труда» Москва 13.ГОСТ 12.1.005-88 Общие санитарно-гигиенические требования к воздуху рабочей зоны 14.Мещеряков Ю.И., «Динамическая прочность стали» 2014г. 15.Миль М.Л. и др. Вертолёты. Расчёт и проектирование 1966 г. 16. ПОЖАРНАЯ ТЕХНИКА Классификация пожаров ГОСТ 27331 17.ПОРОШКИ ОГНЕТУШАЩИЕ ОБЩЕГО НАЗНАЧЕНИЯ ГОСТ Р 53280.4 18.Савихин А.С., «Прочность и разрушение боросиликатного стекла при ударном сжатии», Журнал технической физики, 2010 год, том 80, выпуск 6. 19. Савихин А.С., Канель Г.И., «Диссипативные процессы при ударном сжатии стекла», Журнал технической физики, 2016 год, том 86, выпуск 3. 20.Статья «Спасение не на высоте» опубликована в журнале «Популярная механика» (№11, Ноябрь 2015). 21.Челомей Вибрации в Технике 1978г. 22.Шайдаков В.И. Обобщенная дисковая вихревая теория и методы расчета индуктивных скоростей несущего винта вертолета. В кн. «Проектирование вертолетов», вып.406, МАИ, 1977 г. 154

Рецензии:

Авторизуйтесь, чтобы добавить рецензию

- у работы пока нет рецензий -

Отзывы:

Авторизуйтесь, чтобы оставить отзыв