Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
1102.213177.000 ПЗ
Разраб.
Емилов А.Р.
Зырянов А.В.
Галимханов
Б.К.
Бондарь С.И.
Самолет
ближнемагистра
льный
транспортный
Лит.
Листов
43
УГАТУ ТЭ-415
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
4
1102.213177.000 ПЗ
Оглавление
1 Составление таблицы исходных данных. Сбор и обработка статистики ...... 5
2 Выбор компоновочной схемы ЛА ...................................................................... 8
2.1 Уравнение баланса масс ................................................................................ 8
2.2 Балансировочная схема самолета ................................................................ 9
2.3 Описание основных частей самолета ........................................................ 13
3 Конструкция шасси ............................................................................................ 15
4 Расчет на прочность передней стойки шасси самолета ................................. 17
4.1 Исходные данные ......................................................................................... 17
4.2 Подбор колеса .............................................................................................. 18
4.3 Определение основных параметров жидкостно-газового амортизатора. 22
4.4 Определение нагрузок на стойку ............................................................... 28
4.5 Построение эпюр изгибающих и крутящего моментов ........................... 30
4.6 Определение толщин стенок штока и цилиндра ...................................... 34
4.7 Построение эпюры осевой силы ................................................................ 36
4.8 Проверочный расчет штока ........................................................................ 37
4.9 Проверочный расчет цилиндра .................................................................. 41
4.10 Заключение о прочности штока и цилиндра ........................................... 43
4.11 Расчет оси колеса ....................................................................................... 44
Заключение ............................................................................................................ 47
Список литературы ............................................................................................... 48
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
5
1102.213177.000 ПЗ
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
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
6
1102.213177.000 ПЗ
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)
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
7
1102.213177.000 ПЗ
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
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
8
1102.213177.000 ПЗ
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;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
9
1102.213177.000 ПЗ
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,
00,14, 0,53
my
CC
):
y
m0
'
f
i
'
д
'
дC
C
X
в
X
Х
,
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
10
1102.213177.000 ПЗ
Рисунок 1.2 – NASA 2412
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
11
1102.213177.000 ПЗ
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
12
1102.213177.000 ПЗ
где
'
f
X
- относительная координата линии фокуса профиля крыла,
определяется по формуле:
'
f 0.5 1 1,7
X 0,25 0,033 ( ) ;
1
tg

 

2,92 1
' 0,25 0,033 (11,37 6,5 ) 0,3
2,92 1
f
X tg
;
0,14
' 0,3 0,56
0,53
Д
X
.
22
0,66011 139
0,53 74,98 253417
22
кр Y кр
V
Y C S

Н,
где ρ = 0,66011 для H=6000 м.
Определяем положение центра давления горизонтального оперения
(профиль стабилизатора ЦАГИ-СВ-13,
00,03
m
С
,
0,51
Y
C
) /1/
Определяем
'
f
X
для горизонтального оперения по формуле:
2,46 1 2,46 1,7
' 0,25 0,033 (5 15,3 ) 0,268
2,46 1 2,46
f
X tg 
;
0,03
' 0,268 0,33
0,51
Д
X
.
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
РАС 1 ГО 2 1
G L Y (L L ) 0;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
13
1102.213177.000 ПЗ
РАС 2 КР 2 1
G L Y (L L ) 0,
где Gрас = G∙g = 24000∙9,81 = 235440;
Из уравнений находим
го
Y
и
кр
Y
соответственно:
РАС 1
ГО
21
GL
235440 1,53
Y 26842H
L L 14,95 1,53

,
РАС 2
КР
21
GL
235440 14,95
Y 262828H
L L 14,95 1,53

.
Проведем проверку, используя следующие условия:
21
0;
0.
;
0.
го кр
рас кр го
M
Y
Y L Y L
G Y Y
26842 14,95 262282 1,53;
235440 262282 26842 0
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
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
14
1102.213177.000 ПЗ
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
15
1102.213177.000 ПЗ
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
16
1102.213177.000 ПЗ
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
17
1102.213177.000 ПЗ
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;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
18
1102.213177.000 ПЗ
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:
вz
egm
P
н
взл
кн
ст.взл
;
вz
еgm
P
н
пос
кн
ст.пос
,
где g – ускорение свободного падения;
кн
ст.взл
24000 9,81 0,51 7848 Н
2 7,65
P

;
кн
ст.пос
24000 9,81 0,51 7848 Н
2 7,65
P

.
Для носового колеса находим динамическую нагрузку на колесо
кн
дин
Р
:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
19
1102.213177.000 ПЗ
кн кн
дин ст.пос
н
Th
PРвz

.
Инерционная сила, уравниваемая силой трения колес:
Т = mпос j ,
где j = 3 м/с2 – ускорение торможения.
Т = 240003 = 72000 Н;
кн
дин
72000 1,86
7848 16600 Н
7,65 2
P
.
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] :
к к*
ст.взл ст.взл
0,9PP
;
к к*
ст.пос ст.пос
0,9PP
;
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 -
кн*
ст.взл
P
= 40 кН;
-стояночная нагрузка на колесо при посадочной массе -
кн*
ст.пос
P
= 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;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
20
1102.213177.000 ПЗ
-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.
кн *
ст.взл ст. max
0,9 7848 Н 0,9 40000 Н 7848 Н 36000 НPР
;
кн *
дин дин
0,9 7848 Н 0,9 34000 Н 7848 Н 30600 НPР
;
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
к*
ст.пос ст.пос
РP
, то пересчитаем характеристики колеса по формулам:
*кн * 2
00ст.пос ст.пос 1176000 7848 40000 230,7 кН мР Р Р Р
;
*кн *
мд мд ст.пос ст.пос 127000 7848 40000 24,9 кНР Р Р Р
;
* * *
ст мд ст.пос мд 0,109 40000 127000 0,0343 мРР
.
Определяем коэффициент грузоподъемности колеса:
*
мд
гр кн
ст..пос
127000 16,2
7848
Р
nР
.
Затем определяем коэффициент эксплуатационной перегрузки при
посадке и взлете по рекомендациям [1] :
Для коэффициента перегрузки
э
пос
n
принимаем значение:
5,3
2500
4500
6,2
пос
э
пос
m
n
;
э
пос
4500
2,6 2,77 3,5
24000 2500
n
.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
21
1102.213177.000 ПЗ
Для коэффициента перегрузки
э
взл
n
принимаем значение
э
взл
n
= 2 согласно
рекомендациям [1] .
Находим эксплуатационные нагрузки на колесо по формулам:
кн
ст.пос
э
пос
э
кн.пос РnР
;
кн
ст..взл
э
взл
э
кн.взл PnP
;
э
кн.пос 2,77 7848 21,739 кНР
;
э
кн.взл 2 7848 15,696 кНР
.
Вследствие того, что стойка содержит спаренные колеса, при посадке
более нагруженное колесо воспринимает усилие:
э
кн.пос
э
пос 6,0 PP
,
где коэффициент 0,6 учитывает неравномерность распределения
нагрузки между колесами.
кН.042,13217396,0
э
пос P
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:
*
пред
э
пос 67,0 PP
кН.55,177кН042,13кН26567,0кН 3,0421
Условие выполняется.
Далее определяем эксплуатационную работу пневматика
э
пн
А
при
обжатии его на величину э при посадке:
22
*э
э*
0пос
пн мд
0гр
1176000 2,77
5980 892,9 Дж
230700 16,2
Рn
АА
Рn
 
 
 

.
Сопоставляем этот результат с другой формулой:
Э
пос
РКA
Э
поскн
Э
пн
,
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
22
1102.213177.000 ПЗ
м,0327,0109,035,0)35,0...3,0( *
мдст
м,0906,077,20327,0
Э
посст
Э
пос n
,
мдмд
мд
Р
А
К
где ст – стояночное обжатие пневматика (
мдcт)35,03,0(
) при
стояночной нагрузке на колесо Рст.
432,0
127000109,0
5980
К
.
5,8500906,021737432,0
Э
пн А
Дж.
Берем
Э
пн
А
которое больше, т.е
Дж9,892
Э
пн А
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
э
А
, воспринимаемую стойкой
шасси по формуле:
2
э
ред
э
2
y
ст
mV
А
,
где
ред
m
- редуцированная масса,
э
y
V
- вертикальная составляющая скорости посадки.
По рекомендациям [1] принимаем:
ред
m
= (0,2…0,25)∙mпос = 0,2∙24000 = 4800 кг;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
23
1102.213177.000 ПЗ
э0,025 2,8
yуx
V V V
;
э1 0,025 54,2 2,36 м/с
y
V
.
Тогда:
2
э
ст
3600 2,36 13367 Дж
2
А

.
Затем определяется потребная энергоемкость амортизатора одной
стойки по формуле:
Х
АZА
А
э
пн
э
ст
э
ам
,
где Х – количество амортизаторов на стойке;
z – количество пневматиков на стойке.
э
ам
13367 2 892,9 11581 Дж
1
А

.
Следующим шагом определяем эксплуатационный ход штока
амортизатора
э
S
по формуле:
zРn
АХ
Sээ
э
к
ст.пос
э
пос
э
ам
;
где
э
- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при
восприятии работы
э
ам
А
;
э
- передаточное число при ходе поршня
э
S
.
По рекомендациям [1] принимаем:
э
= 0,70…0,75; принимаем 0,75;
э
=
=
0
= 1.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
24
1102.213177.000 ПЗ
Получим:
1 11581 0,355 м
0,75 2,77 7848 1 2
S

э
.
Для определения поперечных размеров амортизатора находим площадь
Fг, по которой газ воздействует на шток амортизатора по формуле:
к
ст.пос 0 0
г
0
φ
1α
zРn
FpX
,
где
0
- передаточное число в момент обжатия амортизатора;
- доля силы сжатия газа определяющая силу трения в буксах и
уплотнениях;
0
n
- коэффициент предварительной затяжки амортизатора;
0
p
- начальное давление газа в амортизаторе (Па).
По рекомендациям [1]: для легких самолетов:
0
n
= 0,5…0,6, принимаем 0,6,
= 0,1…0,15 для телескопических стоек, принимаем
= 0,1,
р0 = 0,5…1,5 МПа для амортизаторов работающих на осевое усилие и
изгиб, принимаем р0 = 1 МПа.
2
г6
2 7848 0,6 1 0,00856 м
1 10 1 0,1 1
F

.
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:
г
шт 2F
D
;
упштц2
Dd
,
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
25
1102.213177.000 ПЗ
где
уп
- ширина уплотнительного пакета.
По рекомендации [1]
уп
= 5…20 мм, принимаем
уп
= 10 мм.
Получим:
шт
0,00856
2 0,105 м
3,14
D
;
ц0,102 2 0,01 0,125 мd
.
Далее зная значения Fг и
э
S
находим начальный объем V0 газовой камеры
по формуле:
э
г
01
00
ээ
φ
1φ



K
FS
Vn
n
,
где K – показатель политропы.
По рекомендации [1] принимаем K = 1,2.
Тогда получим:
3
01
1,2
0,00856 0,355 0,00373 м
0,6 1
12,77 1
V




.
Для известных значений
0
V
и
ц
d
определяем высоту газовой камеры hго
при не обжатом амортизаторе:
0
го 22
ц
44 0,00373 0,307 м
π 3,14 0,125
V
hd

.
После этого определяем предельный ход амортизатора Smax и перегрузки
nmax по формулам:
Smax = (1,05…1,15)
э
S
;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
26
1102.213177.000 ПЗ
с
вв
n
42
2
max
, где:
max 2 к
гр ст.пос
max max 0
**
мд 0
η
φ
nРР
вS AР
;
*
0
0
*
мд
max
ст
2
гр
Р
Р
Az
An
с
,
где
max
φ
- передаточное число, соответствующее ходу штока Smax ;
max
η
- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора
припоглощении работы
max
ам
A
;
max
ст
A
- работа, воспринимаемая стойкой при максимальном обжатии,
(Дж).
По рекомендациям [1] для телескопической стойки
max
η
= 0,75…0,8,
принимаем
max
η
= 0,8,
max
φ
= 1.
max
ст 1,5 1,5 13367 20050 ДжAA
э
ст
;
max 1,1 0,353 0,391 мS
;
2
0,8 16,2 7848 230731
0,391 1 21,08
5980 1176000
в
;
2
16,2 20050 230731 172,27
2 5980 1176000
с
;
2
max 21,076 21,076 172,272 6,294
24
n


.
Далее определяем давление газа в амортизаторе pmax при максимальном
обжатии по формуле:
max max
max 6
0
00
φ 6, 294 1
1,5 10 10,49 МПа
φ 0, 6 1
n
pp
n


.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
27
1102.213177.000 ПЗ
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:
22
max шт
ц
0,105
1 0,391 1 0,116 м
0,125
жо
D
hS d


 


 

 
 

.
Необходимо, чтобы выполнялось условие:
max
гожо Shh
;
0,116+ 0,307 = 0,422> 0,391.
Условие выполняется.
Затем определяем длину амортизатора
ам
L
в необжатом состоянии (мм):
ам к жо го бв бн уз
0,5( )L S h h h h Вh
, где:
к
S
- конструктивный ход амортизатора, мм;
)(5,0 нбв б
hh
- средняя высота букс, мм;
B - опорная база штока, минимальное расстояние между буксами, мм;
уз
h
- суммарный размер узлов крепления амортизатора, мм.
По рекомендациям [1] :
к
S
=
max
S
+(2…3) = 0,391+0,002 = 0,393 м;
бнбв hh
=
ц
d
= 0,125 м;
В = (1,7…3,5)∙dц = 2,1∙0,125 = 0,261 м (для телескопических стоек);
уз
h
= 2
шт
D
= 0,21 м;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
28
1102.213177.000 ПЗ
ам 0,393 0,116 0,307 0,5 0,124 0,261 0,21 1,347 мL
.
Длина амортизатора
э
ам
L
при эксплуатационном обжатии:
э
ам ам 1,347 0,355 0,992 мL L S
э
.
4.4 Определение нагрузок на стойку
Учитывая задаваемые Нормами летной годности значения
коэффициента безопасности, для коэффициента расчетной перегрузки
запишем:
pэ
пос
1,5 1,5 2,77 4,155nn
;
p max
1,3 1,3 6,294 8,182nn
.
В дальнейших расчетах используем наибольшее из полученных
значений,
т. е.:
p8,182n
.
Согласно Нормам летной годности расчет на прочность необходимо
выполнять для различных комбинаций усилий
p
y
P
(расчетная вертикальная
нагрузка на стойку со стороны земли) и соответствующих им
p
x
P
. Однако
одним из наиболее опасных является случай, приводимый в Нормах летной
годности: вертикальная нагрузка максимальна, горизонтальная - составляет
25% от вертикальной. Принимают:
ppкн
ст.пос 2 8,182 7848 128,431 кН
y
P z n P
.
pp
0,25 0,25 128,431 32,108 кН
xy
PP
.
Сила
p
x
P
прикладывается к оси колес и направлена против полета.
Нагрузка между колесами распределяется неравномерно (по рекомендации
[1]):
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
29
1102.213177.000 ПЗ
p
y
P
=
P
P
y1
:
P
y
p1
= 77059 : 51373,
p
x
P
=
P
P
x1
:
P
x
p1
= 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 =
ц
d
= 0,125 м;
L7 =
шт
D
= 0,105 м.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
30
1102.213177.000 ПЗ
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:
045sin45sin 1657 LPLPLLS P
X
P
Y
;
кН887,89
707,063,0707,0104,0
347,132108124,0128431
S
.
Раскладывая силу S на составляющие (рисунок 7) получается:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
31
1102.213177.000 ПЗ
Sx = Sz = 44944 кН.
Изгибающий момент Мx действующий в плоскости ZOY, постоянен по
длине стойки и равен:
Мх = ((
p
y
p
yPP 21
)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 =
p
y
P
L6 =
125,0128431
= 15,978 кНм.
MYA = MYG +
p
x
P
(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
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
32
1102.213177.000 ПЗ
подкоса, имеет скачек на величину: Sz
7
L
= 44944 ∙ 0,105 = 4,692 кНм, а
моменте в точке B:
МYB = МYA - SZ
7
L
= 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:
284,1
2
4,0
)1284319264(
2
4
21 L
PPM P
X
P
XZ
кНм.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
33
1102.213177.000 ПЗ
Рисунок 5. Эпюры изгибающего и крутящего моментов
Рисунок 6. Эпюры изгибающего момента, эпюры осевой силы по
штоку и цилиндру
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
34
1102.213177.000 ПЗ
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:
2
2
3шX
p
XYG MLPMМ
;
41,255137277,03210815978 2
2
шМ
кНм;
2
22
цXYA MMМ
;
067,38513737718 22
цМ
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
:
в
ABBA
22
, где
2
max d
PfA
;
2
изг
d
M
BP
f – коэффициент безопасности;
P
Mизг
- расчетный изгибающий момент; (кНм)
d – диаметр срединной поверхности элемента. (м)
По рекомендации [1]: принимается f = 1,3
Рассматривается два варианта последней формулы:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
35
1102.213177.000 ПЗ
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;
33,1
1618
24408522440852 22
мм;
83,1
1618
24408522440852 22
мм.
Из этих значений выбирается наибольшее и вводится запас на
восприятие осевой силы и крутящего момента, т.е. принимается:
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;
27,1
1618
23157162315716 22
мм;
7,1
1618
23157162315716 22
мм.
Из этих значений выбирается наибольшее и вводится запас на
восприятие осевой силы и крутящего момента, т.е. принимается:
= 2 мм.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
36
1102.213177.000 ПЗ
4.7 Построение эпюры осевой силы
Расчетное давление газа в амортизаторе
г
p
:
;
max
гPfp
г1,3 5300 13637,434p
кПа.
Газ давит на шток с силой
Ш
P
:
4
2
ш
гШ
D
pP
;
2
Ш
0,105
13637434 3,14 118,083
4
P
кН.
Несоответствие между силой
Ш
P
и внешней нагрузкой
p
y
P
= 238,3 кН
объясняется наличием сил трения в буксах. Таким образом сила трения в
одной буксе
тр
F
определяется как
;
2
ш
тр
PР
F
у
р
тр
128431 118083 5,174
2
F

кН.
На верхнем конце штока газ давит на шток с силой
ш
F
:
;
4
2
ш
2
ш
гш
dD
pF
22
Ш
0,105 0,101
13637434 3,14 8,825
4
F
кН.
Следовательно, между сечениями Е и F шток сжимается силой
Ш1
N
:
ШтрШ1 FFN
;
Ш1 5174 8825 14N
кН.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
37
1102.213177.000 ПЗ
Ниже сечения F– силой:
трШ1Ш2 FNN
;
214000 5174 19,174
Ш
N
кН.
На цилиндр газ воздействует через уплотнение с осевой силой
Ц
F
:
4
2
ш
2
ц
гц
Dd
pF
;
22
ц
0,125 0,105
13637435 3,1416 49,268
4
F
кН.
Междусечениями Е и F учитывая
тр
F
и Sz получим:
Ц1 тр Ц 44,944 5,174 49,268 99,393 кН
z
N S +F F
.
Ниже сечения где приложена сила S:
Ц2 Ц ТР 49,268 5,174 54,442 кНN F F
.
Выше сечения Е:
Ц Ц1 ТР 99,393 5,174 104,567 кНN N F
.
4.8 Проверочный расчет штока
Вспомогательные величины:
101
Шd
мм;
105
ШD
мм;
22
шш
π4
Dd
F

мм2;
44
шш
ш
π
32
Dd
WD

мм3;
33
ш ш ш
пл 44
шш
16
3π
D D d
KDd

.
647
4
)101105(
14,3 22
F
мм2;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
38
1102.213177.000 ПЗ
16353
10532
101-105
14,3 44
W
мм3;
3,1
)101-105(14,33
)101105(10516
3
16
44
33
44
33
пл
dD
dDD
K
,
где F - площадь поперечного сечения элемента;
W - моменты сопротивления поперечного сечения элемента;
пл
K
- коэффициент пластичности.
Максимальные напряжения в расчетном сечении связаны с моментами и
осевой силой формулами
FNKWM PP
Z ПЛизг
σ
;
RPf MAX
;
MAX
rPf σ
;
кризгθ
τWM P
Z
;
929,1202
296,1181
647140003,11635210527,25σ6
Z
МПа;
164,351
2
5,51104903341,3R
max
Pf
МПа;
637,13104903341,3
max Pf
r
МПа;
0τθ
Z
где
Z
σ
-нормальные напряжения, направленные вдоль оси Z;
r
σ
- радиальные напряжения в цилиндрических элементах;
σ
- тангенциальные напряжения разрыва цилиндрических элементов от
воздействия внутреннего давления;
θ
τZ
- касательные напряжения;
R - радиус сечения элемента.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
39
1102.213177.000 ПЗ
Для более опасного варианта (
1410σ
Z
МПа) имеют эквивалентные
напряжения:
θ
222 τ6σ-σσ-σσ-σ7,0σZZZrr
325,10300164,351929,1202929,1202637,1313,637-351,1647,0 222
МПа.
Для другого варианта
296,1181σZ
МПа -
603,1401σ
МПа.
Коэффициент избытка прочности:
154,1
603,1401
1618
В
.
Критические напряжения потери устойчивости при сжатии или изгибе
цилиндрического элемента определяют по формуле:
R
ЕК
КР
Э
σ
,
где К - коэффициент характеризующий качество изготовления оболочки,
К=0,22;
Е – модуль упругости Юнга, Е = 2,1∙105 МПа;
175,1794
25,51
101,222,0
σ
5
Э
КР
МПа.
Так как максимальное сжимающее напряжение
929,1202σ
Z
МПа не
превышает
КР
Э
σ
, то шток не теряет устойчивости от сжатия.
14000
σ 21,633
647
N
N
F
МПа;
5,93631,1
175,17941618
175,1794633,21
14,3
σσ КРВ
КР рад
N
.
Предельный изгибающий момент:
кН.134,365,93sin)175,17941618(25,512sin2 2
КРв
2
ПРЕД o
RM
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
40
1102.213177.000 ПЗ
Коэффициент избытка прочности:
416,1
526,25
134,36
ηР
ИЗ
ПРЕД M
M
.
Для оценки точности расчетной схемы находят критическую
поперечную силу:
кН,373,26618/25,512101,2245,0/245,0 4225
422
КР LRЕQ
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.
3
2
()
P
YG x
X
M P L
RL

кН;
2
X
Y
M
RL
кН;
481,40618,0/)279,03210816053(
X
R
кН;
317,8618,0/5137
Y
R
кН.
Следовательно,
327,41831740481 2222 YX RRQ
кН.
Сила
Q
превышает
КР
Q
.
Оказывается, что главным при оценке прочности штока, в частности,
при нахождении толщины
Ш
δ
, является не местная потеря устойчивости
стенок от сжатия напряжениями
Z
σ
, а потеря устойчивости стенок штока от
воздействия поперечной силы Q.
Находят величину
Ш
δ
из условия
КР
Q
=
Q
.
В первом приближении:
44,2)
5,51101,2245,0
61841326
()
245,0
(94
4
5
94
4
Ш
RE
LQ
δ
мм;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
41
1102.213177.000 ПЗ
5,2δШ
мм.
во втором приближении – при R = 51,25 мм значение
Ш
δ
то же.
4.9 Проверочный расчет цилиндра
Вспомогательные величины:
125
Ц
d
мм;
129
Ц
D
мм;
7984/)291-125(14,3 22 F
мм2;
24936
12932
129-125
14,3 44
W
мм3;
294,1
)125-129(14,33
)125-129(12916
-π3
-16
44
33
44
33
пл
dD
dDD
К
Максимальные напряжения в расчетном сечении:
272,1144
021,1219
79829808294,12493610121,38σ6
Z
МПа;
43325,63104903343,1σ
МПа;
637,13104903343,1σ
r
МПа;
.0
Z
Для более опасного варианта (
1329σ
Z
МПа) имеют эквивалентные
напряжения:
055,107043312191219637,13637,134337,0 222
МПа.
Для другого варианта
272,1144σ
Z
МПа -
96,1393σ
МПа.
Коэффициент избытка прочности:
161,1
96,1393
1618
η
.
Критические напряжения потери устойчивости при сжатии или изгибе
цилиндрического элемента:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
42
1102.213177.000 ПЗ
118,1455
25,63
101,222,0 5
Э
КР
σ
МПа.
Так как максимальное сжимающее напряжение
02,1219σ
Z
МПа не
превышает
КР
Э
σ
, то цилиндр не теряет устойчивости от сжатия.
29808
σ 37,375
798
N
N
F
МПа;
4,87525,1
118,14551618
118,1455375,37
14,3α
рад
°.
Предельный изгибающий момент
514,494,87sin)118,14551618(25,6322
ПРЕД
M
кН∙м.
Коэффициент избытка прочности
3,1
121,38
514,49
η
.
Для оценки точности расчетной схемы находят критическую
поперечную силу:
936,32440/25,632101,2245,0 4225
КР Q
кН,
где L – расстояние между нижней буксой и узлом навески подкоса, L=440 мм.
С учетом значений найденных ранее реакций в буксах:
064,738317)3210840481()( 2222 Y
p
xX RPRQ
кН.
Сила
Q
превышает
КР
Q
. Находят величину
Ц
δ
из условия
КР
Q
=
Q
.
В первом приближении:
85,2)
5,63101,2245,0
44073064
()
245,0
(94
4
5
94
4
Ц
RE
LQ
δ
мм;
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
43
1102.213177.000 ПЗ
3
Цδ
мм.
во втором приближении – при R = 63 мм значение
Ц
δ
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:
5,2δШ
мм,
3
Цδ
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
44
1102.213177.000 ПЗ
4.11 Расчет оси колеса
Расчетный изгибающий момент:
22
Р
ИЗ 1 2 4 2
PP
M P p L
yx
624,152/4,0843,12059,77 22Р
ИЗ M
кН∙м.
Наружный диаметр оси определяется внутренним диаметром
подшипников колес и равен
50D
мм. Материал оси 35ХГСН2А.
Внутренний диаметр оси подбираем из условия
BПЛ
Р
ИЗ
WKM
,
которое принимает вид:
4ВПЛ
Р
ИЗ
4/32
КMDDd
;
где
ПЛ
К
=1,3:
6,39161814,33,1/10624,155032-50
464 d
мм.
Принимаем d = 40 мм.
Изгибающий момент при единичной перегрузке n=1:
08,306,5/624,15/
Р
ИЗ1
P
nnMM
кН∙м.
Для максимальных напряжений в оси:
183,426405014,3/50321008,3/ 446
11 WMnn
МПа.
Величина предела выносливости гладкого полированного образца из
легированной стали:
02,631161839,039,0σB1
n
МПа.
Принимая коэффициент
, учитывающий качество обработки
поверхности детали равным
0,85β
, получают предел выносливости:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
45
1102.213177.000 ПЗ
367,53663185,0σσ 110- n
МПа.
Задаваясь эффективным коэффициентом концентрации напряжений,
2,1
ЭФ
К
находят предел выносливости детали:
973,446
2,1
536
σ10
1-
ЭФ
K
МПа.
Тогда величина
44,9
183,426
973,446
99
1
1
0
n
x
.
Считая параметры кривой усталости равными m = 8,
6
0102N
,
получают величину:
1828222 mn
.
Корректированная линейная гипотеза суммирования усталостных
повреждений:
.
2
16
2)2;(
)4;(
0
0
0
0
x
x
xP
xP
ap
Значения
)4;( 0
xP
и
)2;( 0
xP
:
094,0)4;44,9()4;( 0 PxP
;
014,0)2;44,9()2;( 0 PxP
.
177,0
2
44,9
-16
2
44,9
-
014,0
094,0
p
a
),2( 0nxP
=
4,0)18;88,18(P
.
Долговечность оси колеса
, характеризуемую числом взлетов-посадок,
вычисляют по формуле:
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
46
1102.213177.000 ПЗ
115147
!84,0102,1
44,9102177,0
!),2(102,1 4
96
0
400
mnxP
xNa m
P
.
Принимая коэффициент запаса по ресурсу равным
5
C
, находят
минимальный гарантийный ресурс оси колеса по формуле:
23029
5
115147
.min
p
посадок.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
47
1102.213177.000 ПЗ
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.
Изм.
Лист
№ докум.
Подп.
Дата
Лист
48
1102.213177.000 ПЗ
Список литературы
1. Егерь С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. Проектирование самолётов.
- М.: Логос, 2005.
2. Евсеев Л.А., Миронов К.В. и др. Расчет шасси самолета на прочность
- Харьков: Харьковский авиационный институт, 1988. – 100 с.
3. СТО УГАТУ 016 – 2007. – Графические и текстовые
конструкторские документы. Общие требования к построению, изложению,
оформлению. – Уфа, 2007.
4. Черненко Ж.С., Лагосюк Г.С., Горобой Б.И. Самолет Ан-26 - М:
Транспорт, 1977. – 341 с.