Самолет ближнемагистральный транспортный
Предмет
Тип работы
Факультет
Преподаватель
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;
Моб – масса 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 = G∙g = 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;
0,9∙Vпос*>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 = 0,2∙24000 = 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 = 2,1∙0,125 = 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