Самолет ближнемагистральный транспортный

Подробнее
В данном курсовом проекте разрабатывается ближнемагистральный транспортный самолёт, предназначенный для перевозки грузов на авиалиниях ближней протяжённости до 1500 км с коммерческой нагрузкой до 7,2 т, со взлётом и посадкой на аэродромах с длиной ВПП 1080 м. Прототипом является транспортный самолёт Ан-26. Основным отличием проектируемого самолета от прототипа является замена двигателя АИ-24 на более современный ТВ7-117С с мощностью 3000 л.с. Это обеспечило сохранение заданных значений скоростей и высокую экономичность.
Текстовая версия:

В данном курсовом проекте разрабатывается ближнемагистральный транспортный самолёт, предназначенный для перевозки грузов на авиалиниях ближней протяжённости до 1500 км с коммерческой нагрузкой до 7,2 т, со взлётом и посадкой на аэродромах с длиной ВПП 1080 м. Прототипом является транспортный самолёт Ан-26. Основным отличием проектируемого самолета от прототипа является замена двигателя АИ-24 на более современный ТВ7-117С с мощностью 3000 л.с. Это обеспечило сохранение заданных значений скоростей и высокую экономичность.



1 Составление таблицы исходных данных. Сбор и обработка статистики

Основной задачей курсового проекта является разработка ближнемагистрального транспортного самолета (базовый прототип Ан-26), который выполняет перевозку груза на авиалиниях ближней протяженности до 1500 км c коммерческой нагрузкой до 7,2 т. Самолет должен обладать высокими экономическими показателями в сочетании с высокой надежностью и безопасностью полетов.

Таблица 1 - Летно-технические характеристики самолетов-прототипов.

Параметр

Проектиру-емый ЛА

Ан-26

Бе-114

Ил-114

Число членов экипажа, чел

3

5

3

2

Взлетная масса, кг

24000

24000

22000

23500

Максимальная целевая нагрузка, кг

7190

5500

6000

6500

Максимальная коммерческая нагрузка, кг

7190

5500

6000

6500

Масса пустого снар. самолета, кг

12700

13000

12500

15000

Масса топлива, кг

4110

5500

4520

3860

Максимальная крейсерская скорость, км/ч

540

540

530

560

Максимальное число Маха

0,54

0,54

0,53

0,5

Крейсерская скорость, км/ч

500

435

440

500

Расчетная дальность полета, км

1100

1100

2900

1500

Техническая дальность, км

2660

2660

3500

2500

Крейсерская высота, м

6000

6000

7000

7000

Практический потолок, м

7300

7300

7600

7500

Посадочная скорость, км/ч

177

177

182

170

Длина ВВП, м

1080

1080

1300

1100

Количество и тип двигателей

2хТВД

2хТВД

2хТВД

2хТВД

Наименование двигателя

ТВ7-117С

АИ-24ВТ

ТВ7-117С 2

ТВ7-117С

Тяга при H = 0, л.с.

3000

2820

2800

3000

Удельный расход топлива, км/(л.с.*ч)

0,21

 0,264

 0,24

 0,21

Масса двигателя, кг

450

600

450

450

Крыло

Размах, м

29,2

29,2

25,74

30

Площадь, м

74,98

74,98

68,3

81,9

Удлинение

11,37

11,37

12

11

Сужение

2,92

2,92

2,4

2,5

Диаметр винта, м

3,6

3,9

3,6

3,6

Стреловидность

по передней кромке

0

0

3

3

по ¼ хорд

6,5

6,5

3

3

САХ, м

2,813

2,813

2,758

2,897

Угол установки

3,30

3,30

3,2

3

Угол поперечногоV

-2

-2

-2

4,33

Относительная толщина профиля, %

0,4

0,4

0,35

0,5

Горизонтальное оперение

Размах, м

9,973

9,973

12,5

11,1

Площадь, м

19,83

19,83

24,3

22,75

Относительная площадь, %

23,8

23,8

29,3

25,3

Удлинение

5

5

4,5

5,42

Сужение

2,46

2,46

1,5

2,5

Стреловидность ¼ хорд

15,3

15,3

0

8,5

Относительная толщина

корень

0,14

0,14

0,15

0,15

конец

0,1

0,1

0,1

0,1

Мотогондолы

Длина, м

7,4

7,09

5,3

7,4

Шасси

База

7,65

7,65

12

9,125

Колея

7,9

7,9

4,53

8,4

Фюзеляж

Длина, м

23,8

23,8

22,4

26,1

Площадь миделя, м2

5,9

5,9

5,45

6,424

Заполним таблицу с статистическими данными относительных параметров выбранных ЛА (таб. 1.2)


Таблица 2 - Статистические данные относительных параметров ЛА

Площадь крыла на одного пассажира

Проектируемый ЛА

Ан-26

Площадь крыла на 1 т. нагрузки

10

10

Удельная нагрузка на крыло при взлете

3,14

3,14

Относительная масса самолета пустого снаряженного

- по взл. массе

0,53

0,6

- на 1 т. нагр.

1,72

2,4

Относительный запас топлива на техническую дальность

1,55

1,72

Стартовая тяговооруженность

0,26

0,25


2 Выбор компоновочной схемы ЛА

На основании установленных летно-технических требований выбираем прототип – грузовой турбовинтовой самолет Ан-26.

Заданные значения скоростей и высокую экономичность обеспечим заменив двигатель АИ-24 на более экономичный ТВ7-117С с мощностью 3000 л.с. Для обеспечения заданного уровня надежности два двигателя устанавливаются в мотогондолле под крылом, что позволяет повысить удобство обслуживания, а также уменьшить крутящий момент, возникающий вследствие несовпадения точек приложения подъемной силы и силы тяжести. Также крыло снабжено вертикальными аэродинамическими поверхностями на концах консолей. Использована классическая схема оперения, т.е. расположение стабилизатора в хвостовой части фюзеляжа.

2.1 Уравнение баланса масс

Предполагаемые масса планера, силовой установки, топлива, коммерческой нагрузки, оборудования должны удовлетворять следующему уравнению:

Мо = Мпл+Мсу+Мт+Моб+Мпн,

где Мпл – масса планера;

Мсу – масса силовой установки;

Мт – масса топлива;

Мобмасса оборудования и управления;

Мпн – масса полезной нагрузки.

Используя примерные соотношения, задаем значения масс узлов ЛА в уравнении:

Мпл = 8000 кг;

Мсу = 450·2 = 900 кг;

Мт = 4110 кг;

Моб = 0,2-0,0085·М00,5=3800 кг;

Мпн = 7190 кг;

М0 = 8000+900+4110+3800+7190 = 24000 кг.

2.2 Балансировочная схема самолета

Центры давлений крыла и самолёта не совпадают, так как к подъёмной силе крыла добавляется подъёмная сила фюзеляжа и других элементов самолёта, не включая оперение.

Зная положение центра масс самолёта и точки приложения подъёмных сил, составляем балансировочную схему (рисунок 1.1).

Рисунок 1 – Балансировочная схема самолета Ан-26.

В соответствии с рисунком 1.2 - 1.3 получаем уравнения:

Определяем положение центра давления крыла (профиль крыла NASA2412,<Object: word/embeddings/oleObject1.bin> ):

<Object: word/embeddings/oleObject2.bin>,

Рисунок 1.2 NASA 2412


где <Object: word/embeddings/oleObject3.bin>- относительная координата линии фокуса профиля крыла, определяется по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject4.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject5.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject6.bin>.

<Object: word/embeddings/oleObject7.bin>Н,

где ρ = 0,66011 для H=6000 м.

Определяем положение центра давления горизонтального оперения (профиль стабилизатора ЦАГИ-СВ-13, <Object: word/embeddings/oleObject8.bin>, <Object: word/embeddings/oleObject9.bin>) /1/

Определяем <Object: word/embeddings/oleObject10.bin>для горизонтального оперения по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject11.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject12.bin>.

Зная центры давлений крыла и горизонтального оперения, графически определяем расстояния от центров приложения подъемных сил крыла и горизонтального оперения до центра масс самолета (рисунок 2,1)

L1 = 1,53 м;

L2 = 14,95 м.

В соответствии с рисунком 1 составим уравнения равновесия

<Object: word/embeddings/oleObject13.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject14.bin>

где Gрас = Gg = 24000∙9,81 = 235440;

Из уравнений находим<Object: word/embeddings/oleObject15.bin>и<Object: word/embeddings/oleObject16.bin>соответственно:

<Object: word/embeddings/oleObject17.bin>,

<Object: word/embeddings/oleObject18.bin>.

Проведем проверку, используя следующие условия:

<Object: word/embeddings/oleObject19.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject20.bin>

Условие выполняется.

2.3 Описание основных частей самолета

Проектируемый самолет представляет собой металлический моноплан с высокорасположенным крылом. Он снабжен убирающимся в полете шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Главные опоры шасси установлены в гондолах двигателей и убираются против потока в специальные отсеки под двигателями. Передняя опора установлена в носовой части фюзеляжа и убирается в отсек под кабиной экипажа. Носовая стойка шасси управляется от педалей, что значительно повышает маневренность самолета на земле. Колеса шасси с пневматиками низкого давления позволяют эксплуатировать самолет на грунтовых аэродромах. При необходимости он может произвести посадку даже на размокший грунтовой аэродром. Крыло самолета состоит из центроплана, двух средних и двух консольных частей. Средние части крыла несут на себе двухщелевые закрылки, а центроплан - однощелевые. Корневая секция каждого элерона имеет триммер и сервокомпенсатор. В кессоне центроплана расположены четыре мягких топливных бака; кессоны средних частей представляют собой герметизированные топливные баки-кессоны. На самолете установлены два турбовинтовых двигателя ТВ7-117С.

Самолет оборудован средствами связи и всем необходимым для полетов в сложных метеорологических условиях днем и ночью в любое время года. Высотное оборудование самолета создает и поддерживает в герметичной кабине давление и температуру воздуха в пределах, необходимых для нормальной жизнедеятельности экипажа и пассажиров при полетах на больших высотах. В условиях обледенения передние кромки крыла, хвостовое оперение и обечайки воздухозаборников двигателей обогреваются горячим воздухом от компрессоров двигателей. Воздушные винты, лобовые стекла кабины пилотов, приемники воздушного давления, контейнеры аккумуляторов снабжены электрообогревом.


3 Конструкция шасси

Устойчивость проектируемого самолета при передвижении по земле обеспечивается трехопорным, убирающимся в полете шасси с двумя основными и одной передней опорой, которые по оптимальной схеме скомпонованы относительно центра тяжести. Оптимальная схема выбиралась из условия удовлетворения противоречивых требований: обеспечения минимального радиуса разворота, обеспечения максимального запаса устойчивости по крену и уменьшения массы.

Отношение базы к колее примерно равно единице, что обеспечивает хорошую устойчивость в наиболее опасном направлении от центра тяжести под прямым углом к линии, соединяющей оси передней и любой из основных амортстоек.

Основные стойки шасси - установлены в гондолах двигателей и в полете убираются вперед в специальный отсек под двигателями. Шасси крепится на узлах к силовой ферме, образованной подкосами. Фиксация шасси в выпущенном положении осуществляется цилиндром. На каждой главной ноге установлены на общей неподвижной оси два колеса с пневматиками и дисковыми тормозами. Колеса снабжены инерционными датчиками.

Передняя стойка шасси - установлена в носовой части фюзеляжа и в полете также убирается вперед в отсек под кабиной экипажа. Шасси крепится на узлах, расположенных на стенке шпангоута. На передней ноге установлены на общей вращающейся оси два нетормозных колеса с пневматиками. Колеса переднего шасси свободно и принудительно ориентирующиеся. Для повышения маневренности самолета при рулежке, разбеге и пробеге они принудительно поворачиваются рулевым механизмом вправо и влево.

В выпущенном и убранном положениях ноги шасси фиксируются механическими замками, открывающимися с помощью гидроцилиндров.

Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпушенном положениях стоек. При выпушенном положении стоек открытыми остаются только небольшие задние створки, расположенные непосредственно у амортизационных стоек, таким образом агрегаты и узлы, расположенные в отсеках шасси, предохраняются от грязи при рулении. Створки шасси открываются и закрываются с помощью механизмов, кинематические связанных с амортизационными стойками.

Управляемость самолета на земле обеспечивается системой поворота передней опоры и раздельным торможением колес основного шасси. Демпфирование колебаний, поглощение и рассеивание энергии осуществляются амортизаторами и пневматиками колес.

Силовые детали шасси выполнены из никелево-хромансилевой стали с термической обработкой.


4 Расчет на прочность передней стойки шасси самолета

Проектировочный расчет включает в себя подбор колес, амортизатора, а также геометрических параметров стойки и ее составных элементов. Для расчетов стойка рассматривается в виде стойки, выполненной по телескопической схеме.

4.1 Исходные данные

Исходными данными для выполнения проектировочного расчета являются:

1. Схема шасси-трехопорная с носовым колесом;

2. Геометрические параметры самолета (рисунок 3):

Рисунок 2 – Геометрические параметры шасси

Ниша шасси b = 7,65 м;

Вынос основных стоек шасси – e = 0,51 м;

Вынос передней стойки – a = b - e = 6,29- 0,52 = 7,14 м;

e/b = 0,067;

Высота h = 1,86 м;

Посадочный угол - θmax= 9°26;

Количество основных стоек – r= 2;

Количество колес в основной стойке – z0 = 2;

Количество колес в носовой стойке – zн = 2;

3. Условия эксплуатации: самолет эксплуатируется на бетонных и грунтовых ВПП;

4. Конструктивная схема стойки: телескопическая;

5. Взлетная масса самолета – mвзл = 24000 кг,

6. Посадочная масса самолета – mпос = 24000 кг;

7. Взлетная скорость самолета – Vвзл = 231 км/ч,

8. Посадочная скорость самолета – Vпос = 195 км/ч.

4.2 Подбор колеса

Подбор колес начинается с выбора типа пневматика, который выбирается с учетом эксплуатации и значений посадочной и взлетной скоростей.

Определение стояночной нагрузки на колесо, для взлетной и посадочной масс самолета для передней стойки шасси:

<Object: word/embeddings/oleObject21.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject22.bin>,

где g – ускорение свободного падения;

<Object: word/embeddings/oleObject23.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject24.bin>.

Для носового колеса находим динамическую нагрузку на колесо <Object: word/embeddings/oleObject25.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject26.bin>.

Инерционная сила, уравниваемая силой трения колес:

Т = mпос j ,

где j = 3 м/с2 – ускорение торможения.

Т = 240003 = 72000 Н;

<Object: word/embeddings/oleObject27.bin>.

Так как самолет эксплуатируется на бетонных и грунтовых ВПП и посадочная скорость лежит в пределах 200-300 км/ч из сортамента авиационных колес подбираем конкретное колесо с пневматикам полубалочного типа, при этом оно должно удовлетворять требованию[1] :

<Object: word/embeddings/oleObject28.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject29.bin>;

Vвзл*>Vвзл;

0,9Vпос*>Vпос.

Здесь и далее звездочкой обозначаются величины, соответствующие данным сортамента. Выбираем колесо К2-108 параметры которого:

-стояночная нагрузка на колесо при взлетной массе - <Object: word/embeddings/oleObject30.bin>= 40 кН;

-стояночная нагрузка на колесо при посадочной массе - <Object: word/embeddings/oleObject31.bin>= 34 кН;

-рабочее давление в пневматике – Р0* = 1176 кН/м2;

-максимально допустимая нагрузка на колесо – Рмд* = 127 кН;

-обжатие пневматика при Рмд - мд* = 0,109 м;

-работа, поглощаемая пневматикам при его обжатии на величину мд -

Амд* = 5980 Дж;

-предельная радиальная нагрузка на колесо - Рпред* = 265 кН;

-боковая разрушающая нагрузка – Fраз* = 114 кН;

-взлетная скорость – Vвзл* = 320 км/ч;

-посадочная скорость – Vпос* = 270 км/ч;

-габариты пневматика в разношенном поддутом состоянии -

DxB = 690х200 мм.

<Object: word/embeddings/oleObject32.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject33.bin>;

Vвзл Vвзл* =231 км/ч < 320 км/ч;

Vпос 0,9·Vпос*= 195 км/ч ≤ 0,9·270 км/ч = 195 км/ч ≤ 243 км/ч.

Условие выполняется.

Так как <Object: word/embeddings/oleObject34.bin>, то пересчитаем характеристики колеса по формулам:

<Object: word/embeddings/oleObject35.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject36.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject37.bin>.

Определяем коэффициент грузоподъемности колеса:

<Object: word/embeddings/oleObject38.bin>.

Затем определяем коэффициент эксплуатационной перегрузки при посадке и взлете по рекомендациям [1] :

Для коэффициента перегрузки <Object: word/embeddings/oleObject39.bin> принимаем значение:

<Object: word/embeddings/oleObject40.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject41.bin>.

Для коэффициента перегрузки <Object: word/embeddings/oleObject42.bin> принимаем значение <Object: word/embeddings/oleObject43.bin>= 2 согласно рекомендациям [1] .

Находим эксплуатационные нагрузки на колесо по формулам:

<Object: word/embeddings/oleObject44.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject45.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject46.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject47.bin>.

Вследствие того, что стойка содержит спаренные колеса, при посадке более нагруженное колесо воспринимает усилие:

<Object: word/embeddings/oleObject48.bin>,

где коэффициент 0,6 учитывает неравномерность распределения нагрузки между колесами.

<Object: word/embeddings/oleObject49.bin>

В виду того, что стойка шасси содержит спаренные колеса, то нагрузка между колесами распределяется неравномерно. Нормы летной годности требуют, чтобы в рассматриваемых случаях для любого из колес выполнялись условия:

<Object: word/embeddings/oleObject50.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject51.bin>

Условие выполняется.

Далее определяем эксплуатационную работу пневматика <Object: word/embeddings/oleObject52.bin> при обжатии его на величину э при посадке:

<Object: word/embeddings/oleObject53.bin>.

Сопоставляем этот результат с другой формулой:

<Object: word/embeddings/oleObject54.bin>,

<Object: word/embeddings/oleObject55.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject56.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject57.bin>

где ст – стояночное обжатие пневматика (<Object: word/embeddings/oleObject58.bin>) при стояночной нагрузке на колесо Рст.

<Object: word/embeddings/oleObject59.bin>.

<Object: word/embeddings/oleObject60.bin>Дж.

Берем <Object: word/embeddings/oleObject61.bin> которое больше, т.е <Object: word/embeddings/oleObject62.bin>

4.3 Определение основных параметров жидкостно-газового амортизатора

Расчет амортизатора состоит из определения его размеров (геометрического расчета) и подсчет площади отверстий для протекания жидкости (гидравлический расчет). В курсовом проекте выполняется только геометрический расчет [1] .

Определяем эксплуатационную работу <Object: word/embeddings/oleObject63.bin>, воспринимаемую стойкой шасси по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject64.bin>,

где <Object: word/embeddings/oleObject65.bin> - редуцированная масса,

<Object: word/embeddings/oleObject66.bin> - вертикальная составляющая скорости посадки.

По рекомендациям [1] принимаем:

<Object: word/embeddings/oleObject67.bin>= (0,2…0,25)mпос = 0,224000 = 4800 кг;

<Object: word/embeddings/oleObject68.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject69.bin>.

Тогда:

<Object: word/embeddings/oleObject70.bin>.

Затем определяется потребная энергоемкость амортизатора одной стойки по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject71.bin>,

где Х – количество амортизаторов на стойке;

z – количество пневматиков на стойке.

<Object: word/embeddings/oleObject72.bin>.

Следующим шагом определяем эксплуатационный ход штока амортизатора <Object: word/embeddings/oleObject73.bin> по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject74.bin>;

где <Object: word/embeddings/oleObject75.bin>- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при восприятии работы <Object: word/embeddings/oleObject76.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject77.bin>- передаточное число при ходе поршня <Object: word/embeddings/oleObject78.bin>.

По рекомендациям [1] принимаем:

<Object: word/embeddings/oleObject79.bin>= 0,70…0,75; принимаем 0,75;

<Object: word/embeddings/oleObject80.bin>= <Object: word/embeddings/oleObject81.bin>= <Object: word/embeddings/oleObject82.bin>= 1.

Получим:

<Object: word/embeddings/oleObject83.bin>.

Для определения поперечных размеров амортизатора находим площадь Fг, по которой газ воздействует на шток амортизатора по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject84.bin>,

где <Object: word/embeddings/oleObject85.bin> - передаточное число в момент обжатия амортизатора;

<Object: word/embeddings/oleObject86.bin> - доля силы сжатия газа определяющая силу трения в буксах и уплотнениях;

<Object: word/embeddings/oleObject87.bin>- коэффициент предварительной затяжки амортизатора;

<Object: word/embeddings/oleObject88.bin>- начальное давление газа в амортизаторе (Па).

По рекомендациям [1]: для легких самолетов:

<Object: word/embeddings/oleObject89.bin>= 0,5…0,6, принимаем 0,6,

<Object: word/embeddings/oleObject90.bin> = 0,1…0,15 для телескопических стоек, принимаем <Object: word/embeddings/oleObject91.bin>= 0,1,

р0 = 0,5…1,5 МПа для амортизаторов работающих на осевое усилие и изгиб, принимаем р0 = 1 МПа.

<Object: word/embeddings/oleObject92.bin>.

По площади Fг можно в зависимости от конструкции амортизатора найти внутренний диаметр цилиндра dц и внешний диаметр штока Dш. Если уплотнения располагаются неподвижно на штоке, то:

<Object: word/embeddings/oleObject93.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject94.bin>,

где <Object: word/embeddings/oleObject95.bin> - ширина уплотнительного пакета.

По рекомендации [1] <Object: word/embeddings/oleObject96.bin> = 5…20 мм, принимаем <Object: word/embeddings/oleObject97.bin>= 10 мм.

Получим:

<Object: word/embeddings/oleObject98.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject99.bin>.

Далее зная значения Fг и <Object: word/embeddings/oleObject100.bin>находим начальный объем V0 газовой камеры по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject101.bin>,

где K – показатель политропы.

По рекомендации [1] принимаем K = 1,2.

Тогда получим:

<Object: word/embeddings/oleObject102.bin>.

Для известных значений <Object: word/embeddings/oleObject103.bin>и <Object: word/embeddings/oleObject104.bin> определяем высоту газовой камеры hго при не обжатом амортизаторе:

<Object: word/embeddings/oleObject105.bin>.

После этого определяем предельный ход амортизатора Smax и перегрузки nmax по формулам:

Smax = (1,05…1,15) <Object: word/embeddings/oleObject106.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject107.bin>, где:

<Object: word/embeddings/oleObject108.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject109.bin>,

где <Object: word/embeddings/oleObject110.bin>- передаточное число, соответствующее ходу штока Smax ;

<Object: word/embeddings/oleObject111.bin>- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора припоглощении работы <Object: word/embeddings/oleObject112.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject113.bin>- работа, воспринимаемая стойкой при максимальном обжатии, (Дж).

По рекомендациям [1] для телескопической стойки <Object: word/embeddings/oleObject114.bin>= 0,75…0,8, принимаем <Object: word/embeddings/oleObject115.bin>= 0,8, <Object: word/embeddings/oleObject116.bin>= 1.

<Object: word/embeddings/oleObject117.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject118.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject119.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject120.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject121.bin>.

Далее определяем давление газа в амортизаторе pmax при максимальном обжатии по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject122.bin>.

Высота жидкости над верхней буксой выбирается таким образом, чтобы при любых положениях цилиндра не оголился тормозной клапан, так как при его оголении может разрушиться амортизатор в результате гидравлического удара. Высоту уровня жидкости hжо находим из условия равенства объемов жидкости над клапаном в необжатом состоянии и объема жидкости, перетекающей в запоршневое пространство при максимальном ходе:

<Object: word/embeddings/oleObject123.bin>.

Необходимо, чтобы выполнялось условие:

<Object: word/embeddings/oleObject124.bin>;

0,116+ 0,307 = 0,422> 0,391.

Условие выполняется.

Затем определяем длину амортизатора <Object: word/embeddings/oleObject125.bin> в необжатом состоянии (мм):

<Object: word/embeddings/oleObject126.bin>, где:

<Object: word/embeddings/oleObject127.bin>- конструктивный ход амортизатора, мм;

<Object: word/embeddings/oleObject128.bin>- средняя высота букс, мм;

B - опорная база штока, минимальное расстояние между буксами, мм;

<Object: word/embeddings/oleObject129.bin>- суммарный размер узлов крепления амортизатора, мм.

По рекомендациям [1] :

<Object: word/embeddings/oleObject130.bin>= <Object: word/embeddings/oleObject131.bin>+(2…3) = 0,391+0,002 = 0,393 м;

<Object: word/embeddings/oleObject132.bin>= <Object: word/embeddings/oleObject133.bin>= 0,125 м;

В = (1,7…3,5)dц = 2,10,125 = 0,261 м (для телескопических стоек);

<Object: word/embeddings/oleObject134.bin>= 2<Object: word/embeddings/oleObject135.bin>= 0,21 м;

<Object: word/embeddings/oleObject136.bin>.

Длина амортизатора <Object: word/embeddings/oleObject137.bin> при эксплуатационном обжатии:

<Object: word/embeddings/oleObject138.bin>.

4.4 Определение нагрузок на стойку

Учитывая задаваемые Нормами летной годности значения коэффициента безопасности, для коэффициента расчетной перегрузки запишем:

<Object: word/embeddings/oleObject139.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject140.bin>.

В дальнейших расчетах используем наибольшее из полученных значений,

т. е.: <Object: word/embeddings/oleObject141.bin>.

Согласно Нормам летной годности расчет на прочность необходимо выполнять для различных комбинаций усилий <Object: word/embeddings/oleObject142.bin>(расчетная вертикальная нагрузка на стойку со стороны земли) и соответствующих им <Object: word/embeddings/oleObject143.bin>. Однако одним из наиболее опасных является случай, приводимый в Нормах летной годности: вертикальная нагрузка максимальна, горизонтальная - составляет 25% от вертикальной. Принимают:

<Object: word/embeddings/oleObject144.bin>.

<Object: word/embeddings/oleObject145.bin>.

Сила <Object: word/embeddings/oleObject146.bin> прикладывается к оси колес и направлена против полета. Нагрузка между колесами распределяется неравномерно (по рекомендации [1]):

<Object: word/embeddings/oleObject147.bin> = <Object: word/embeddings/oleObject148.bin><Object: word/embeddings/oleObject149.bin>:<Object: word/embeddings/oleObject150.bin>= 77059 : 51373,

<Object: word/embeddings/oleObject151.bin>= <Object: word/embeddings/oleObject152.bin><Object: word/embeddings/oleObject153.bin>:<Object: word/embeddings/oleObject154.bin> = 19365 : 12843.

Компоновочные рисунки стойки в обжатом состоянии с необходимыми для дальнейших расчетов размерамии с приложенными к стойке расчетными нагрузками, а также система координат, ось z, которая направлена по оси стойки, показаны на рисунке 4.

Принимаются размеры:

L1 = Lэам = 1,347 м;

L2 = B+Sэ = 0,4+0,53 =0,616 м;

L3 = Sк-Sэ+(hбв+hбн)/4+Σhузн = 0,393-0,355+0,124/4+0,208 = 0,277 м;

L4 = 0,4 м;

L5 = 0,63 м;

L6 = <Object: word/embeddings/oleObject155.bin>= 0,125 м;

L7 = <Object: word/embeddings/oleObject156.bin>= 0,105 м.

Рисунок 3 – Компоновочный рисунок стойки

4.5 Построение эпюр изгибающих и крутящего моментов

Стойка является комбинированной системой. Вначале находим усилие в подкосе, то есть разрезаем мысленно подкос и в месте разреза вводим неизвестное усилие S (рисунок 7). Записывая для стойки уравнение равновесия (сумма моментов относительно шарнира О1 равны нулю), получается:

<Object: word/embeddings/oleObject157.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject158.bin>.

Раскладывая силу S на составляющие (рисунок 7) получается:

Sx = Sz = 44944 кН.

Изгибающий момент Мx действующий в плоскости ZOY, постоянен по длине стойки и равен:

Мх = ((<Object: word/embeddings/oleObject159.bin>)L4/2 = ((77059-51373)0,4)/2 = 5,137 кНм.

Изгибающий момент Мy действующий в плоскости XOZ и в шарнире О1 его значение равно нулю. В точках G и A значение My равно:

МYG =<Object: word/embeddings/oleObject160.bin> L6 = <Object: word/embeddings/oleObject161.bin> = 15,978 кНм.

MYA = MYG +<Object: word/embeddings/oleObject162.bin> (L1-L5) = 15978+32107(1,347-0,67) = 37,718 кНм.

Рисунок 4 - Схема нагружения стойки

Эпюры изгибающих и крутящих моментов всегда строятся относительно оси стержня. Но сила Sz приложена с эксцентриситетом по отношению к оси стойки. Поэтому эпюра Мy в сечении, содержащем шарнир узла крепления подкоса, имеет скачек на величину: Sz <Object: word/embeddings/oleObject163.bin>= 44944 0,105 = 4,692 кНм, а моменте в точке B:

МYB = МYA - SZ <Object: word/embeddings/oleObject164.bin>= 37718-4692 = 33,026 кНм.

Соединяя точки G,A и B,O1 прямыми линиями, строим эпюру изгибающих моментов Мy для стойки в целом (рисунок 8).

Стойка состоит из штока и цилиндра, связанных между собой буксами (в смысле силовой схемы). В плоскости XOZ, например, для стойки можно принять расчетную схему, изображенную на рисунке 8. Тогда момент Мy для штока равен нулю в точке C, а момент Мy для цилиндра равен нулю в точке D. Следовательно, линии CD и EF на эпюрах изгибающих моментов для стойки в целом (рисунок 8) делят эти эпюры на две части. Так на эпюре Мy область AВO1CD соответствует цилиндру, а область CDGO1 –штоку.

Крутящий момент МZ нагружает только цилиндр и равен величине:

<Object: word/embeddings/oleObject165.bin> кНм.

Рисунок 5. Эпюры изгибающего и крутящего моментов

Рисунок 6. Эпюры изгибающего момента, эпюры осевой силы по

штоку и цилиндру

4.6 Определение толщин стенок штока и цилиндра

Расчетным для штока выбираем сечение, проходящее через центр нижней буксы, для цилиндра – сечение, содержащее шарнир узла крепления подкоса. В этих случаях действуют изгибающие моменты:

<Object: word/embeddings/oleObject166.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject167.bin> кНм;

<Object: word/embeddings/oleObject168.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject169.bin>кНм.

Выбирается материала для штока и цилиндра:

По рекомендациям [1] выбирается материал: сталь 35ХГСА, для которой σв=1618 МПа.

При подборе толщены стенки штока и цилиндра крутящий момент не учитывается [1], напряжение σz полагаем равное нулю.

Из [1] имеется формула для подсчета толщины стенок штока и цилиндра <Object: word/embeddings/oleObject170.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject171.bin>, где

<Object: word/embeddings/oleObject172.bin> ;

<Object: word/embeddings/oleObject173.bin>

f – коэффициент безопасности;

<Object: word/embeddings/oleObject174.bin>- расчетный изгибающий момент; (кНм)

d – диаметр срединной поверхности элемента. (м)

По рекомендации [1]: принимается f = 1,3

Рассматривается два варианта последней формулы:

а) перед слагаемым АВ стоит знак “-”, что соответствует случаю растянутой зоны от воздействия изгибающего момента;

б) перед слагаемым АВ стоит знак “+”, что соответствует случаю сжатой зоны от воздействия изгибающего момента.

Так как диаметры срединных поверхностей штока и цилиндра известны, то применяется метод последовательных приближений. Для сокращения записи и удобства вычислений в дальнейшем иногда будут использоваться зависимости между размерностями: 1 МПа = 1 Н/мм2 ; 1 кНм = 103 Нмм.

Для цилиндра на первой итерации:

d = dц = 0,125 м;

А = 1,3∙10,491060,125/2 = 852 Нмм;

В = 38120/0,1252 = 2440 Нмм;

<Object: word/embeddings/oleObject175.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject176.bin>мм.

Из этих значений выбирается наибольшее и вводится запас на восприятие осевой силы и крутящего момента, т.е. принимается: <Object: word/embeddings/oleObject177.bin>Ц = 2 мм.

Для штока на первой итерации:

d = Dш =0,105 м;

А = 1,3∙10,491060,105/2=716 Нмм;

В = 38120/0,1052 = 2315 Нмм;

<Object: word/embeddings/oleObject178.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject179.bin>мм.

Из этих значений выбирается наибольшее и вводится запас на восприятие осевой силы и крутящего момента, т.е. принимается: <Object: word/embeddings/oleObject180.bin>= 2 мм.

4.7 Построение эпюры осевой силы

Расчетное давление газа в амортизаторе <Object: word/embeddings/oleObject181.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject182.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject183.bin>кПа.

Газ давит на шток с силой <Object: word/embeddings/oleObject184.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject185.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject186.bin>кН.

Несоответствие между силой <Object: word/embeddings/oleObject187.bin>и внешней нагрузкой <Object: word/embeddings/oleObject188.bin>= 238,3 кН объясняется наличием сил трения в буксах. Таким образом сила трения в одной буксе <Object: word/embeddings/oleObject189.bin>определяется как

<Object: word/embeddings/oleObject190.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject191.bin>кН.

На верхнем конце штока газ давит на шток с силой <Object: word/embeddings/oleObject192.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject193.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject194.bin>кН.

Следовательно, между сечениями Е и F шток сжимается силой <Object: word/embeddings/oleObject195.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject196.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject197.bin>кН.

Ниже сечения F– силой:

<Object: word/embeddings/oleObject198.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject199.bin>кН.

На цилиндр газ воздействует через уплотнение с осевой силой <Object: word/embeddings/oleObject200.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject201.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject202.bin>кН.

Междусечениями Е и F учитывая <Object: word/embeddings/oleObject203.bin> и Sz получим:

<Object: word/embeddings/oleObject204.bin>.

Ниже сечения где приложена сила S:

<Object: word/embeddings/oleObject205.bin>.

Выше сечения Е:

<Object: word/embeddings/oleObject206.bin>.

4.8 Проверочный расчет штока

Вспомогательные величины:

<Object: word/embeddings/oleObject207.bin>мм; <Object: word/embeddings/oleObject208.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject209.bin>мм2;

<Object: word/embeddings/oleObject210.bin>мм3;

<Object: word/embeddings/oleObject211.bin>.

<Object: word/embeddings/oleObject212.bin>мм2;

<Object: word/embeddings/oleObject213.bin>мм3;

<Object: word/embeddings/oleObject214.bin>,

где F - площадь поперечного сечения элемента;

W - моменты сопротивления поперечного сечения элемента;

<Object: word/embeddings/oleObject215.bin>- коэффициент пластичности.

Максимальные напряжения в расчетном сечении связаны с моментами и осевой силой формулами

<Object: word/embeddings/oleObject216.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject217.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject218.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject219.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject220.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject221.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject222.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject223.bin>

где <Object: word/embeddings/oleObject224.bin>-нормальные напряжения, направленные вдоль оси Z;

<Object: word/embeddings/oleObject225.bin>- радиальные напряжения в цилиндрических элементах;

<Object: word/embeddings/oleObject226.bin>- тангенциальные напряжения разрыва цилиндрических элементов от воздействия внутреннего давления;

<Object: word/embeddings/oleObject227.bin>- касательные напряжения;

R - радиус сечения элемента.

Для более опасного варианта (<Object: word/embeddings/oleObject228.bin>МПа) имеют эквивалентные напряжения:

<Object: word/embeddings/oleObject229.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject230.bin>МПа.

Для другого варианта <Object: word/embeddings/oleObject231.bin>МПа - <Object: word/embeddings/oleObject232.bin>МПа.

Коэффициент избытка прочности:

<Object: word/embeddings/oleObject233.bin>.

Критические напряжения потери устойчивости при сжатии или изгибе цилиндрического элемента определяют по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject234.bin>,

где К - коэффициент характеризующий качество изготовления оболочки, К=0,22;

Е – модуль упругости Юнга, Е = 2,1∙105 МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject235.bin>МПа.

Так как максимальное сжимающее напряжение <Object: word/embeddings/oleObject236.bin>МПа не превышает <Object: word/embeddings/oleObject237.bin>, то шток не теряет устойчивости от сжатия.

<Object: word/embeddings/oleObject238.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject239.bin>.

Предельный изгибающий момент:

<Object: word/embeddings/oleObject240.bin>

Коэффициент избытка прочности:

<Object: word/embeddings/oleObject241.bin>.

Для оценки точности расчетной схемы находят критическую поперечную силу:

<Object: word/embeddings/oleObject242.bin>

где L – расстояние между верхней и нижней буксами, L = 618 мм.

Для определения поперечной силы, действующей в штоке на участке между буксами, находят реакции в буксах в обеих плоскостях XOZ и YOZ.

<Object: word/embeddings/oleObject243.bin>кН;

<Object: word/embeddings/oleObject244.bin>кН;

<Object: word/embeddings/oleObject245.bin>кН;

<Object: word/embeddings/oleObject246.bin> кН.

Следовательно,

<Object: word/embeddings/oleObject247.bin> кН.

Сила <Object: word/embeddings/oleObject248.bin> превышает <Object: word/embeddings/oleObject249.bin>.

Оказывается, что главным при оценке прочности штока, в частности, при нахождении толщины <Object: word/embeddings/oleObject250.bin>, является не местная потеря устойчивости стенок от сжатия напряжениями <Object: word/embeddings/oleObject251.bin>, а потеря устойчивости стенок штока от воздействия поперечной силы Q.

Находят величину <Object: word/embeddings/oleObject252.bin> из условия <Object: word/embeddings/oleObject253.bin>=<Object: word/embeddings/oleObject254.bin>.

В первом приближении:

<Object: word/embeddings/oleObject255.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject256.bin>мм.

во втором приближении – при R = 51,25 мм значение <Object: word/embeddings/oleObject257.bin> то же.

4.9 Проверочный расчет цилиндра

Вспомогательные величины:

<Object: word/embeddings/oleObject258.bin>мм; <Object: word/embeddings/oleObject259.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject260.bin>мм2;

<Object: word/embeddings/oleObject261.bin>мм3;

<Object: word/embeddings/oleObject262.bin>

Максимальные напряжения в расчетном сечении:

<Object: word/embeddings/oleObject263.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject264.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject265.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject266.bin>

Для более опасного варианта (<Object: word/embeddings/oleObject267.bin>МПа) имеют эквивалентные напряжения:

<Object: word/embeddings/oleObject268.bin> МПа.

Для другого варианта <Object: word/embeddings/oleObject269.bin>МПа - <Object: word/embeddings/oleObject270.bin>МПа.

Коэффициент избытка прочности:

<Object: word/embeddings/oleObject271.bin>.

Критические напряжения потери устойчивости при сжатии или изгибе цилиндрического элемента:

<Object: word/embeddings/oleObject272.bin>МПа.

Так как максимальное сжимающее напряжение <Object: word/embeddings/oleObject273.bin> МПа не превышает <Object: word/embeddings/oleObject274.bin>, то цилиндр не теряет устойчивости от сжатия.

<Object: word/embeddings/oleObject275.bin>МПа;

<Object: word/embeddings/oleObject276.bin>°.

Предельный изгибающий момент

<Object: word/embeddings/oleObject277.bin>кН∙м.

Коэффициент избытка прочности

<Object: word/embeddings/oleObject278.bin>.

Для оценки точности расчетной схемы находят критическую поперечную силу:

<Object: word/embeddings/oleObject279.bin>кН,

где L – расстояние между нижней буксой и узлом навески подкоса, L=440 мм.

С учетом значений найденных ранее реакций в буксах:

<Object: word/embeddings/oleObject280.bin>кН.

Сила <Object: word/embeddings/oleObject281.bin> превышает <Object: word/embeddings/oleObject282.bin>. Находят величину <Object: word/embeddings/oleObject283.bin> из условия <Object: word/embeddings/oleObject284.bin>=<Object: word/embeddings/oleObject285.bin>.

В первом приближении:

<Object: word/embeddings/oleObject286.bin>мм;

<Object: word/embeddings/oleObject287.bin>мм.

во втором приближении – при R = 63 мм значение <Object: word/embeddings/oleObject288.bin> то же.

4.10 Заключение о прочности штока и цилиндра

Цилиндр и шток прочны в пределах точности принятой расчетной схемы, если толщины их стенок имеют значения:

<Object: word/embeddings/oleObject289.bin>мм, <Object: word/embeddings/oleObject290.bin>мм.

Может оказаться, что толщина стенки цилиндра зависит от локальной прочности в месте приложения к цилиндру сосредоточенной силы от подкоса. Однако для решения этой задачи следует ввести более точную схему, в частности, использовать теорию оболочек.


4.11 Расчет оси колеса

Расчетный изгибающий момент:

<Object: word/embeddings/oleObject291.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject292.bin>кН∙м.

Наружный диаметр оси определяется внутренним диаметром подшипников колес и равен <Object: word/embeddings/oleObject293.bin>мм. Материал оси 35ХГСН2А.

Внутренний диаметр оси подбираем из условия <Object: word/embeddings/oleObject294.bin>, которое принимает вид:

<Object: word/embeddings/oleObject295.bin>;

где <Object: word/embeddings/oleObject296.bin>=1,3:

<Object: word/embeddings/oleObject297.bin>мм.

Принимаем d = 40 мм.

Изгибающий момент при единичной перегрузке n=1:

<Object: word/embeddings/oleObject298.bin> кН∙м.

Для максимальных напряжений в оси:

<Object: word/embeddings/oleObject299.bin> МПа.

Величина предела выносливости гладкого полированного образца из легированной стали:

<Object: word/embeddings/oleObject300.bin> МПа.

Принимая коэффициент <Object: word/embeddings/oleObject301.bin>, учитывающий качество обработки поверхности детали равным <Object: word/embeddings/oleObject302.bin>, получают предел выносливости:

<Object: word/embeddings/oleObject303.bin> МПа.

Задаваясь эффективным коэффициентом концентрации напряжений, <Object: word/embeddings/oleObject304.bin> находят предел выносливости детали:

<Object: word/embeddings/oleObject305.bin> МПа.

Тогда величина <Object: word/embeddings/oleObject306.bin>.

Считая параметры кривой усталости равными m = 8, <Object: word/embeddings/oleObject307.bin>, получают величину:

<Object: word/embeddings/oleObject308.bin>.

Корректированная линейная гипотеза суммирования усталостных повреждений:

<Object: word/embeddings/oleObject309.bin>

Значения <Object: word/embeddings/oleObject310.bin> и <Object: word/embeddings/oleObject311.bin>:

<Object: word/embeddings/oleObject312.bin>;

<Object: word/embeddings/oleObject313.bin>.

<Object: word/embeddings/oleObject314.bin>

<Object: word/embeddings/oleObject315.bin>=<Object: word/embeddings/oleObject316.bin>.

Долговечность оси колеса <Object: word/embeddings/oleObject317.bin>, характеризуемую числом взлетов-посадок, вычисляют по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject318.bin>.

Принимая коэффициент запаса по ресурсу равным <Object: word/embeddings/oleObject319.bin>, находят минимальный гарантийный ресурс оси колеса по формуле:

<Object: word/embeddings/oleObject320.bin> посадок.


Заключение

В данном курсовом проекте была разработана передняя стойка для ближнемагистрального грузового самолёта, предназначенного для перевозки груза с коммерческой нагрузкой до 7,2 т. Была выбрана телескопическая схема стойки с подкосом в плоскости параллельной плоскости полета. Произведён расчёт нагрузок, действующих на стойку, исходя из которых была выбрана конструктивно-силовая схема и произведён проектировочный расчёт стойки.


Список литературы