Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

Министерство образования украины

Национальный Авиационный Университет

Кафедра: Технической эксплуатации летательных аппаратов и авиационных двигателей

Дипломный проект

(пояснительная записка)

Тема: Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

Министерство образования украины

Национальный Авиационный Университет

Факультет механический Кафедра ТЭЛА и АД

Задание

На дипломный проект (работу) студента

1. Тема проекта (работы) Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154

Утверждена приказом по университету от " "июнь 200_ г. №

2. Срок сдачи студентом законченного проекта (работы)

3. Исходные данные проекта (работы) Статистические данные об отказах и неисправностях шасси самолета Ту-154

4. Содержание расчетно-пояснительной записки (перечень подлежащих разработке вопросов) Анализ надежности узлов шасси. Разработка конструктивных усовершенствований шасси. Разработка установки для технического обслуживания шасси. Охрана труда. Охрана окружающей среды.

5. Перечень графического материала (с точным указанием обязательных чертежей) Анализ надежности. Конструктивные усовершенствования шасси передней и основных опор. Установка для ТО шасси.

6. Консультанты по проекту (работе, с указанием относящихся к ним разделов)

Раздел	Консультант	Подпись, дата
		Задание выдал	Задание принял
Охрана труда
Охрана окружающей среды

7. Специальная часть Разработка установки для ТО шасси.

8. Дата выдачи задания

Календарный план

Наименование этапов дипломного проекта (работы)	Срок выполнения этапов проекта (работы)	Примечание
Анализ данных эксплуатации и расчет показателей надежности
Проектировании конструктивных усовершенствований
Расчет конструктивных усовершенствований барабана колеса и дискового тормоза
Расчет усовершенствования тормозного цилиндра
Разработка усовершенствованного шарнирного узла шасси
Разработка сигнализатора давления для пневматиков
Разработка устройства для перетока жидкости в амортизаторе
Разработка замкового устройства шасси
Проектирование и расчет установки для ТО шасси
Охрана труда и окружающей среды
Оформление графической части дипломного проекта
Оформление пояснительной записки

Перечень чертежей

Наименование чертежа	Формат
1. Анализ надежности шасси самолета Ту-154 2. Опора шасси передняя 3. Опора шасси основная 4. Установка для ТО шасси 5. Гидравлическая система Установка для ТО шасси	А1 А1?2 А1?3 А1?2 А1

Содержание

Введение

1. Основная часть

1.1 Краткое описание шасси самолета Ту-154

1.2 Анализ надежности шасси самолета Ту-154

1.3 Конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154

1.3.1 Усовершенствование тормозного цилиндра

1.3.1.1 Проверочный расчет тормозного устройства

1.3.2 Усовершенствование тормозных дисков колес

1.3.2.1 Расчет энергоемкости тормоза

1.3.2.2 Проверочный расчет корпуса тормозного устройства

1.3.2.3 Расчет на смятие опорного буртика корпуса тормоза под стопорным полукольцом

1.3.2.4 Расчет стопорных колец

1.3.3 Разработка бескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом

1.3.3.1 Проверочный расчет усовершенствованного колеса

1.3.3.2 Расчет нагрузок, действующих на корпус колеса и реборды

1.3.3.3 Расчет на прочность реборды колеса

1.3.3.4 Расчет болтов, соединяющих внутреннюю и внешнюю части барабана колеса

1.3.3.5 Разрушающее давление в гидравлической системе тормозов

1.3.4 Усовершенствование шарнирного узла шасси самолета

1.3.5 Усовершенствование устройства для перетока жидкости в амортизаторе передней ноги шасси самолета Ту-154

1.3.6 Разработка сигнализатора давления для авиационных пневматиков

1.3.6.1 Проверочный расчет индикатора давления воздуха

1.3.7 Конструктивное усовершенствование замка убранного положения основной опоры шасси

2. Специальная часть

2.1 Краткая характеристика механизации, применяемой при техническом обслуживании самолета Ту-154

2.2 Основные требования, предъявляемые к машинам и механизмам, используемым при техническом обслуживании воздушных судов

2.3 Разработка передвижной установки для техобслуживания шасси самолета Ту-154

2.3.1 Техническое описание гидроустановки и гидромотора

2.3.2 Расчет узлов крепления установки к раме автомобиля

2.3.3 Расчет направляющих для погрузки колес

2.3.4 Расчет грузоподъемного механизма

2.3.4.1 Расчет секторного механизма

2.3.4.2 Расчет силового цилиндра гидроподъемного механизма

2.3.5 Расчет необходимого количества АМГ-10 для гидросистемы самолета

2.3.6 Расчет емкости гидробака установки

3. Охрана окружающей среды

3.1 Влияние воздушного транспорта на окружающую среду

3.2 Экологическая опасность процесса техобслуживания шасси

3.3 Обеспечение экологической безопасности

3.4 Расчет эмиссии авиационного двигателя Д-30-КП.

Заключение

Список использованных источников

Введение

Повышение уровня безопасности полетов, надежности авиационной техники ставит задачи по совершенствованию конструкции современных воздушных судов (ПС). Также одной из наиболее важных задач является более эффективное использование воздушны судов, сокращение времени простоя при оперативном и периодическом техническом обслуживании (ТО), повышение степени механизации ТО, экономия горюче смазочных материалов (ПММ).

Внедрение прогрессивных методов ТО АТ по состоянию требует решения ряда технических и организационных вопросов, направленных на существенное улучшение системы контроля технического состояния агрегатов и узлов АТ, при этом большое внимание должно уделяться разработке мероприятий, направленных на совершенствование конструкции АТ, внедрению новых методов и средств диагностики, разработке средств механизации и автоматизации процессов ТО АТ.

В дипломном проекте предлагаются некоторые конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154 направленные на повышения уровня безотказности основных узлов шасси. Кроме того, рассматриваются приспособления, призванные уменьшить трудоемкость ТО шасси. Рассматриваются вопросы охраны труда и окружающей среды при обслуживании шасси.

1. Основная часть

В основной части дипломного проекта приведены результаты разработок, направленных на повышение надежности отдельных элементов шасси самолета Ту-154. Выбор элементов, которые требуют конструктивного усовершенствования, выполнены на основе анализа надежности шасси.

1.1 Краткое описание шасси самолета ТУ-154

Шасси является системой опор, обеспечивающее необходимое положение самолета на стоянке, его передвижение при рулении по аэродрому и во время взлета и посадки.

На самолете Ту-154 шасси выполнено по трехопорной схеме и убирается назад по полету. Шасси с носовым колесом позволяет осуществлять взлет и посадку при сильном боковом ветре, а также прямолинейное движение во время разбега и пробега самолета. Трехопорная схема позволяет получить устойчивое движение самолета по аэродрому, эффективно маневрировать, благодаря управлению поворотом колес передней ноги.

Передняя, или носовая опора размещена перед центром тяжести, что позволяет избежать опрокидывания "на нос", а также применять торможение при пробеге.

Главные опоры размещены за центром тяжести самолета. В выпущенном положении имеют наклон назад, изменяющийся в зависимости от величины обжатия амортстоек.

Передняя опора имеет два спаренных колеса, а каждая основная опора - тележку с шестью спаренными колесами.

Пневматики колес воспринимают нагрузку при посадке и движении самолета по аэродрому, и передают ее опорам.

Уборка шасси назад имеет свои преимущества и недостатки. Такая уборка не вызывает большого смещения центра тяжести и не требует большой мощности цилиндров подъемников, так как в этом случае не надо преодолевать сопротивление воздушного потока.

На самолете имеется система управления поворотом колес передней ноги, что значительно улучшает маневренность самолета при рулении.

Главные ноги шасси имеют гидравлическую систему торможения колес и устройства, автоматически регулирующие силу торможения колес, что исключает возникновение юза.

Как в убранном, так и в выпущенном положении все ноги шасси запираются замками.

Шасси имеют световую и звуковую сигнализацию положения опор и створок.

Уборка и выпуск шасси, открытие замков, задних створок ниши главных ног шасси и управление тормозами колес осуществляется с помощью гидравлических цилиндров и устройств, которые приводятся в действие от первой гидравлической системы.

Аварийный выпуск шасси, открытие задних створок главных ног шасси и управление поворотом колес производится от второй, а дублирующий аварийный выпуск и открытие задних створок главных ног шасси - от третьей гидравлической системы.

Передняя нога шасси размещена под носовой частью фюзеляжа по оси самолета и убираются в нишу между шпангоутами № 14 - 19. Главные ноги шасси располагаются справа и слева под крылом и убираются в ниши гондол.

Все ниши после уборки шасси в полете закрываются створками для уменьшения лобового сопротивления самолета.

Основные данные

	Передняя нога	Главная нога
Количество колес, шт.	2	6
Обозначение колес	КН-10	КТ-141Е
Размер колес, мм.	880?225	930?305
Начальное давление воздуха в пневматиках колес,
Рабочая жидкость амортизатора	МаслоАМГ-10	МаслоАМГ-10
Количество рабочей жидкости в амортизаторе,	2800	11600
Рабочий газ амортизатора	Технический азот	Технический азот
Начальное давление рабочего газа в амортизаторе,
Полный ход штока амортизатора, мм	251	362
Видимая высота зеркала при начальном давлении рабочего газа, мм:
для взлетной массы самолета	31 - 176	32 - 90
для посадочной массы самолета	46 - 251	62 - 152
Обжатие пневматиков на стоянке, мм:
для взлетной массы самолета	40 - 50	60 - 75
для посадочной массы самолета	35 - 45	40 - 60
Поворот колес:
для взлетно-посадочного режима		-
для режима руления		-

1.2 Анализ надежности шасси самолета Ту-154

Шасси самолета Ту-154 является функциональной системой, надежность которой существенно влияет на безопасность полетов, поскольку за счет качественной работы шасси осуществляется такие жизненно важные процессы, как взлет - посадка, руление, сглаживание и уменьшение ударных нагрузок. Таким образом, появляется необходимость особого внимания за контролем исправности основных узлов и агрегатов шасси.

В процессе эксплуатации наблюдаются случаи появления следующих функциональных отказов для основных узлов и агрегатов шасси:

- для КН-10 (передней опоры) характерен дисбаланс колес, трещины в тормозных барабанах, срез шпильки, порезы пневматиков, обрыв болта реборды, неравномерный износ шин, негерметичность ниппеля, износы подшипников и обтюраторов;

- для колес основных стоек КТ-141Е характерно разрушение шин и тормозных дисков при рулении и торможении ПС, также проворачивание шины, перегрев и проколы пневматиков, течь АМГ из блоков тормозных цилиндров, трещины на барабане колеса;

- для гидравлических агрегатов обслуживающих шасси, типа УА-51Б, РДЦ, замков убранного и выпущенного положения наблюдается внутренняя

негерметичность, износ уплотнений, резьбы крепления, трещины;

- для амортстоек ОНШ и ПНШ наблюдается износ трущихся поверхностей из-за отсутствия смазки, люфты, недозарядка или перезарядка стоек маслом или азотом.

Количественная оценка надежности элементов шасси производится в следующем порядке:

- определяется интенсивность отказов элементов и узлов шасси, характеризующая количество отказов в единицу времени;

- определяется вероятность безотказной работы элементов и узлов шасси.

Интенсивность отказов определяется по формуле:

(1.1)

где: -количество отказов изделия за период времени t ;

-количество отказавших изделий за период времени ;

-общее количество изделий, находящихся под наблюдением.

Среднее значение интенсивности отказов определяется по формуле:

 (1.2)

Вероятность безотказной работы определяется как для невосстанавливаемых систем через каждые 0,5 часа типового полета, равного t=3ч. При этом считается, что за время типового полета отказавшее изделие не восстанавливает свою работоспособность.

Тогда вероятность безотказной работы за рассматриваемый промежуток времени t можно определить по формуле:

; (1.3.)

Статистические данные по отказам и неисправностям элементов и узлов шасси, имевшим место в рассматриваемый период эксплуатации самолётов Ту-154 в АП Борисполь (2001-2002гг), представлены в таблице 1.1

Таблица 1.1 Статистические данные по отказам и неисправностям элементов гидросистемы самолета Ту-154

№	Наименование элементов	Наработка элементов до отказа , ч	Кол-во отказов, n	Относительное кол-во отказов,	Причина отказов
1	КТ - 141 Е				Разрушение шин, тормозных дисков, проворачивание шины, перегрев, проколы, течь АМГ из блоков тормозных цилиндров, трещины на барабане
2	КН-10				Дисбаланс колес, трещины в барабанах, срез шпильки, порезы, обрыв болта реборды
					неравномерный износ шин, негерметичность ниппеля, износ обтюраторов износ подшипников
3	УА - 51 Б				внутренняя негерметичность, износ резьбы крепления, трещины
4	РДЦ				Износ уплотнений, внутренняя негерметичность
5	Амортстойка ОНШ				Трещины, коррозия, износ буксы, мало количество смазки, недозарядка азотом или АМГ
6	Амортстойка ПНШ				Мало количество смазки в трущихся узлах, износ трущихся поверхностей, люфты, износ обтюраторов, недозарядка амортстойки, износ оси подшипников, жесткая работа амортизатора
7	Замки убранного положения ПНШ				Заклинивание, внутренняя негерметичность
8	Замки убранного положения ОНШ				Заклинивание, внутренняя негерметичность

На основании статистических данных таблицы 1.1 строим гистограмму распределения отказов по элементам и узлам шасси (Рис 1.1).

Для расчета интенсивности отказов элементов и узлов шасси, определяем количество интервалов К и наработку в интервале t по формуле;

, (1.4)

где n-количество отказов;

N - количество исправных агрегатов, находящихся под наблюдением

t=; (1.5)

где - максимальная наработка изделия на отказ;

- минимальная наработка изделия на отказ.

Результаты расчетов сводим в таблицу 1.2.

Таблица 1.2. Значение интенсивности отказов элементов гидросистемы

1. КТ-141Е К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
2. КН-10 К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
3. УА-51Б К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
4. РДЦ К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
5. Амортстойка ОНШ К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
6. Амортстойка ПНШ К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
7. Замки убр. положения ОНШ К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)
8. Замки убр. положения ПНШ К = 3 ?t =
t+ ?t
n(t)
N(t)

После определения интенсивности отказов определяем вероятность безотказной работы элементов и узлов шасси как для невосстанавливаемой системы за время типового полета, равное 3 часа. Результаты сводим в таблицу 1.3.

Таблица 1.3. Значения вероятности безотказной работы элементов гидросистемы

№ п/п	Наименование элемента	Время полета, ч.
1.	КТ-141Е
2.	КН-10
3.	УА-51Б
4.	РДЦ
5.	АмортстойкаОНШ
6.	АмортстойкаПНШ
7.	Замок убранного положения ОНШ
8.	Замок убранного положения ПНШ

По результатам расчетов Р(t) строим графики изменения вероятности безопасности работы элементов гидросистемы за время типового полета t=3ч. (Рис.1.2)

1.3 Конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154

При разработке конструктивных усовершенствований использовались: опыт эксплуатации шасси Ту-154, изучение технической литературы, информационный и патентный поиск.

В дипломном проекте произведены следующие конструктивные усовершенствования элементов шасси:

- усовершенствование тормозных дисков колес с заменой материала дисков и корпуса тормоза, оптимизация потока охлаждающего воздуха через тормоз;

- усовершенствование тормозного цилиндра;

- разработка бескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом с заменой материала;

- усовершенствование шарнирного узла шасси;

- усовершенствование замка убранного положения основной ноги шасси (ОНШ);

- усовершенствование устройства для перетекания жидкости в пневмогидравлическом амортизаторе передней опоры.

1.3.1 Усовершенствование тормозного цилиндра

У самолета Ту-154 в блоке цилиндров размещены 12 тормозных цилиндров с поршнями, 8 узлов растормаживания и 4 регулятора зазора цангового типа. Для уменьшения массы тормозного устройства в дипломном проекте предлагается тормозной узел [3], содержащий в себе три агрегата: гидроцилиндр с поршнем, узел растормаживания и регулятор зазора. Регулирование зазора происходит следующим образом. При выработке тормозных дисков нажимной цилиндр 59 уходит все дальше и дальше времени он начнет передвигать вправо втулку 55, которая будет насаживать втулку 57 на шаровую опору 56. В результате чего разжимается пружина 58 в незаторможенном положении устройства, поэтому при растормаживании нажимной цилиндр 59 уходит влево, не достигая своего прежнего положения. Вследствие чего поддерживается постоянный зазор между нажимным диском и тормозным пакетом.

1.3.1.1 Проверочный расчет тормозного устройства

Величина потребного эксплуатационного тормозного момента определяется с прототипа тормозного устройства самолета Ту-154.

(1.11.)

где ?_Т=0.3 - коэффициент трения фрикционной пары прототипа (материал МКВ-50А-4НМХ);

S_Т - осевое усилие сжатия;

R_Т - радиус трения тормозных дисков;

n_Т =10 - количество пар поверхностей трения.

Определим осевое усилие сжатия:

(H), (1.12.)

где D_П =0.017 м - диаметр поршня торможения;

n_П =12 - количество поршней торможения;

P_Т =11МПа - рабочее давление в тормозной системе.

Определим радиус трения в тормозных дисках R_Т:

(мм) = 0,139 м, (1.13)

где R_д =163,8 мм - внешний радиус диска,

r_д = 114 мм - внутренний радиус диска.

Потребный тормозной момент:

(H·м).

Для проектируемого тормозного устройства осевое усилие сжатия дисков

, (1.14.)

где ?_с-с =0,35 - коэффициент трения фрикционной пары "углерод-углерод";

n_Т? =6 - количество пар поверхностей трения;

R_Т? - радиус трения тормозных дисков,

(мм) =0,148 м, (1.15.)

где R_д? =176 мм - наружный радиус дисков;

r_д? =120 мм - внутренний радиус дисков.

В результате получим

 (H).

Определим необходимое рабочее давление в тормозной системе.

P_Т =P_Т? + P_Т?? + P_Т???, (1.16.)

где P_Т? - давление, необходимое для создания осевого усилия сжатия дисков S_Т?,

P_Т?? - давление, необходимое для обжатия возвратных пружин,

P_Т??? - давление, необходимое для преодоления сил трения в регуляторах зазора.

(1.16.1.)

где F_n? - суммарная площадь всех тормозных цилиндров,

(1.16.2)

где D_n1 =0,042 м;

D_n2 =0,032 м.

Тогда суммарная площадь всех тормозных цилиндров равняется:

,

используя формулу (1.16.1.), получим:

 (Па) =8,646 МПа.

Давление, необходимое для обжатия возвратных пружин найдем по формуле:

(1.16.3.)

где n_пр = 8 - количество узлов с пружинами растормаживания;

P_пр = 920 H - усилие, необходимое для обжатия пружины;

(Па) = 1,584 МПа;

Давление, необходимое для преодоления сил трения в регуляторах зазора равно:

(1.16.4.)

где n_р = 8 - количество узлов поддержания постоянного зазора;

P_рз = 1500 H - усилие трения в регуляторе;

(Па) = 2,582 МПа;

Таким образом, необходимое рабочее давление в тормозной системе равно:

P_Т = 8,646+1,584+2,582 = 12,812 (МПа).

1.3.2 Усовершенствование тормозных дисков колес

В связи с разработкой новых типов военных, гражданских, воздушно - космических летательных аппаратов в последнее время во всем мире остро встал вопрос о необходимости снижения веса и увеличения ресурса тормозов.

В качестве новых материалов для тормозов были предложены композиционные материалы на основе углерода, которые могут одновременно выполнять функции фрикционного материала, теплопоглатителя и силового элемента.

По величине коэффициента трения эти материалы не уступают традиционным, но при этом отличаются существенно более высокой износостойкостью. По поглощению тепла на единицу веса композиционные материалы на основе углерода уступают только бериллию. Их высокая теплопроводность способствует быстрому отводу тепла от тормозов.

Дополнительным преимуществом этих материалов при использовании в качестве силовых элементов является тот факт, что их прочность не снижается при повышении температуры. Это качество, в сочетании с низким коэффициентом теплового расширения, приводит к тому, что диапазон условий работы тормозов ограничивается только теплостойкостью примыкающих элементов конструкции.

При повышенных температурах достигается лучшее использование теплопоглощающей способности этих материалов в расчете на единицу веса. В настоящее время считаются возможными рабочие температуры порядка 1770 - 1870°C. Ожидается экономия веса за счет замены тормозов из стали и металлокерамики углеродными: на самолете Боинг 747 - 635 кгс, на самолете Боинг 757 - 272 кгс, на самолете Боинг 767 - 408 кгс.

В таблице дано сравнение фактического ресурса одного военного самолета и расчетного ресурса нескольких пассажирских самолетов.

Самолет	Расчетное количество посадок
	cталь - металлокерамика	углерод
Боинг 747	800	2000
Боинг 757	1500	3000
Боинг 767	1500	3000
F - 16	150	600

В дипломном проекте предлагается использовать фрикционные вкладыши из углерода с нанесением на боковые поверхности теплозащитного покрытия из окиси алюминия. Для облегчения веса каркаса диска конструкция выполнена следующим образом. Крепление вкладышей обеспечивается за счет того, что на боковых поверхностях спиц каркаса выполнены внутренние скосы, образующие треугольный профиль, взаимодействующий с соответствующим профилем боковой поверхности вкладышей. Причем каркас выполнен сборным, состоящим из спиц, скрепленных с кольцом, либо из двух симметричных одинаковых частей [4].

На рис.1.4. показан диск с прикрепленными спицами, общий вид; разрезы по А-А, Б-Б и В-В; диск выполненный из двух одинаковых частей с разрезом Г-Г.

Каркас тормозного диска представляет собой кольцо 1 с выступами 2, к которым крепят с помощью заклепок 3 спицы 4, имеющие в боковой поверхности треугольный профиль. Теплопоглощающие вкладыши 5 устанавливаются между спицами и упираются в них. В другом варианте выполнения диска вкладыши 5 установлены между двумя половинками каркаса. Боковые поверхности вкладышей имеют теплозащитное покрытие из окиси алюминия толщиной 0,3 мм. Оно позволяет предохранить силовые элементы диска от тепловых напряжений, возникающих от градиента температур при его остывании. Спицы имеют возможность некоторого перемещения в плоскости, перпендикулярной к плоскости трения, благодаря чему вкладыши могут самоустанавливаться.

В ходе эксплуатации воздушных судов подвижные и неподвижные диски изнашиваются до величины, которая зависит от того, как часто имела место нестабильная циклоидальная вибрация дисков. Еще одно предлагаемое конструктивное усовершенствование решает проблему нежелательных радиальных циклических вибраций с помощью образования на дисках периферических вытянутых кольцевых бороздок на радиальных поверхностях подвижных и неподвижных дисков, таким образом, радиальные борозды играют роль гасителей нежелательных колебаний и сводят к минимуму радиальное перемещение дисков. Это позволяет продлить ресурс тормозных дисков. Сечение дисков показано на рис.1.5.

Рис.1.5.

1.3.2.1 Расчет энергоемкости тормоза [5]

Энергоемкость тормозного узла:

(1.17.)

где Q - количество тепла, выделяющегося при работе тормоза;

n - количество тормозных устройств в колесе;

^ккал/_кг·ч - механический эквивалент тепла.

Количество тепла, выделяющегося при работе и поглощенное тормозом:

(1.18.)

где K_Р=0,85 - коэффициент рассеивания тепла;

G_i - вес отдельных элементов тормоза;

C_Pi - удельная теплоемкость элементов тормоза;

?Q_v - прирост среднемассовой температуры пакета дисков,

?Q_v =Q_v-Q₀. (1.19.)

Удельные теплоемкости стали и углерода:

C_{Р ст} =0,15^кал/_г·град ;

C_{Р уг} =0,35^кал/_г·град .

Плотность стали и углерода:

?_ст =0,009^г/_мм³;

?_уг =0,0025^г/_мм³.

Вес стальных и углеродных элементов определяется через плотность и объем:

(1.20.)

Для получения объема со сборочных чертежей тормозных дисков снимаются соответствующие размеры элементов. Объем стальных и углеродных элементов:

W_ст =625472,4 мм³;

W_уг =5124286,15 мм³.

Пользуясь формулой (1.20.) получим:

G_ст =625472,4?0,009=5629,25 г;

G_уг =5124286,15?0,00225=11529,64 г.

Теплоемкость тормозного пакета:

4883,76(^кал/_град)=4,8838^ккал/_град

Среднемассовая температура пакета дисков:

(1.21.)

где Q₀=15°C - начальная температура дисков;

(1.22.)

где A_T находим по формуле:

где G_пос =74000 кг - посадочная масса самолета;

V_пос =64^м/_с - посадочная скорость самолета;

a_T =0,7 - поправочный коэффициент;

n_T =12 - количество тормозных колес;

тогда

9688758,33 (H·м)=987641,01кг·м;

2312,98 (ккал);

572,2(°C).

Для современных тормозных устройств максимально допустимая температура пакета дисков не должна превышать 500°С. В результате расчета мы получили температуру пакета дисков больше чем допустимая. Учитывая, что в тормозных колесах установлены вентиляторы для принудительного охлаждения тормозного пакета, а также стоит тепловой экран из композиционного материала на основе углерода для защиты корпуса колеса от нагрева. И учитывая, что фрикционная пара "углерод - углерод" работает лучше в условиях высоких температур, можно сделать вывод о том, что проектируемое тормозное устройство будет работать в допустимых температурных условиях.

1.3.2.2 Проверочный расчет корпуса тормозного устройства [6]

Расчет производим в наиболее опасных сечениях: 1-1,2-2 и 3-3 (рис.1.6.). Для уменьшения веса корпуса тормозного устройства и увеличения его надежности в качестве материала для его изготовления предлагается ультравысокопрочная сталь 300М разработанная в США [7]. Химический состав стали; C -0,39?0,44%; Si - 1,5?1,8%; Ni - 1,65?2%; Cr - 0,7?0,95%; Mo - 0,3?0,45%; V - 0,05?0,1%. Для этой стали ?_в=1900 МПа. Из этой стали, изготовлены шасси самолетов Boeing 727, Boeing 737, Boeing 747.

При расчете принимается пониженный временный предел прочности материала с учетом его нагрева:

?_в?=0,84??_в =0,84?1900=1596 (МПа). (1.23.)

Сечение 1-1:

В сечении 1-1 прочность корпуса тормоза проверяется на изгиб от действия осевой силы. Определим разрушающую осевую силу S_Т.разр:

S_{Т разр}= K?S_Т?, (1.24.)

где K=3 - коэффициент безопасности;

S_T?=40177 H - осевое усилие сжатия дисков в проектируемом тормозном устройстве;

S_{Т разр}= 3?40177=120531 H.

Определим нормальные напряжения от изгиба для растянутых и сжатых волокон:

(1.25.)

где L=R₁-R_T - плечо приложения разрушающей осевой нагрузки;

R₁=0,094 м - радиус сечения 1-1;

R_Т=0,078 м - радиус приложения разрушающей осевой нагрузки S_{Т разр},

L=0,094-0,078=0,016 (м);

W - момент сопротивления сечения,

(1.26.)

где R₁ - радиус сечения 1-1;

h₁= 0,006 м - толщина стенки тормозного устройства;

(м³);

5,4446?10⁸ (Па)=544,46 МПа.

Определим коэффициент избытка прочности:

где K_п=1,1 - коэффициент пластичности материала,

Сечение 2-2

В сечении 2-2 определяются нормальные напряжения при изгибе с растяжением по формуле:

(1.27.)

где F - площадь расчетного сечения:

F= n ? [b?H - (b-a) ? b₁ - 2?b₂?b₃] ; (1.28.)

n =15 - количество участков "В" (рис.1.7.);

H=9 мм =0,009 м - высота участка "В";

a=0,018 м;

b₁=0,006 м;

b₂= H-b₁ =0,009-0,006=0,003 (м);

b₃=0,007 м - радиус отверстия;

(1.29.)

где R₀=0,105 м - внутренний радиус сечения;

R_в=0,108 м - см. рис.1.6.;

(м);

F =15?[0,0446?0,009-(0,0446-0,018)?0,006-2?0,007?0,003] =0,00299( м²);

W_р - момент сопротивления сечения,

(1.30.)

где Y_с - координата центра тяжести сечения:

 (1.31.)

I - момент инерции всего сечения:

I= nI₁, (1.32.)

где I₁ - момент инерции одного элемента сечения:

(1.33.)

следовательно

тогда

I=15?1,82?10^-9=2,73?10^-8 м⁴;

(м³);

L₂ - плечо приложения силы S_{Т разр} в сечении 2-2

L₂=0,016+0,0056=0,0216 (м).

Используя формулу (1.27.) найдем нормальное напряжение:

5,742?10⁸ (Па)=574,2 МПа.

Коэффициент избытка прочности равен:

(1.35.)

тогда

=2,036.

Сечение 3-3

В сечении 3-3 производим расчет на срез от действия на опорный буртик через полукольца осевого усилия S_{Т разр}:

(1.36.)

где F - площадь сечения среза:

F=(2??R-n?b)?h₃, или

F=n?a?h₃, (1.37)

где n - количество участков "В";

h₃=0,002 м - толщина опорного буртика;

F=15?0,018?0,002=8,1?10^-4 (м²);

Коэффициент избытка прочности:

1.3.2.3 Расчет на смятие опорного буртика корпуса тормоза

под стопорным полукольцом

Напряжение смятия:

(1.38.)

где S_{Т разр} - осевая разрушающая нагрузка;

F_см - площадь смятия,

F_см= n?a?(R_к - R₃ - 2?S_ф), (1.39.)

где R_к=0,114 м - наружный радиус корпуса тормозного устройства;

R₃=0,1125 м - радиус дна канавки;

S_ф=0,0003 м - размер фаски;

F_см=15?0,018?(0,114 - 0,1125 - 2?0,0003)=2,43?10^-4 (м²);

тогда

Коэффициент избытка прочности:

(1.40.)

где K=0,6;

1.3.2.4 Расчет стопорных колец

В качестве материала для стопорных колец выбираем сплав 20Х для которой предел временной прочности ?_в=390 МПа.

Для расчета используем пониженный предел временной прочности:

?_в?=0,9??_в=0,9?390=351 (МПа).

Расчет стопорных полуколец ведется на срез и смятие.

Напряжение среза:

 (1.41.)

где F=??D_к?b_к - площадь среза;

D_к=0,225 м - внутренний диаметр кольца;

b_к=0,002 м - ширина кольца (рис.1.8.);

F=3,14?0,225?0,002=1,413?10^-3 (м²);

Коэффициент избытка прочности:

Напряжение смятия:

(1.42.)

где S_{Т разр} - осевая разрушающая нагрузка;

F_см - площадь смятия,

F_см=2??(R_к+ h_к /4)?(h_к /2 - 2?S_ф), (1.43.)

где R_к - внутренний радиус кольца;

h_к=0,004 м - высота сечения кольца;

S_ф=0,0003 м - высота фаски;

F_см=2?3,14?(0,1125 + 0,004/4)?(0,004/2 - 2?0,0009)=9,978?10^-4 (м²);

Коэффициент избытка прочности:

1.3.3 Разработка бескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом

На существующем тормозном колесе КТ-141Е применен барабан со съемной ребордой. Такая конструкция колеса имеет следующие недостатки: невысокий уровень надежности (разрушение реборды и срыв пневматика с корпуса во время посадки), трудности при замене пневматика, невозможность применения бескамерного пневматика. По нормали ИКАО колесо не должно разрушатся при пробеге с разрушенным пневматиком на дистанции до 3000 м.

Предлагается заменить барабан колеса на барабан с разъемным корпусом, на котором можно применить пневматик бескамерный высокого давления. Такой барабан укомплектовывается легкоплавкой вставкой, для сброса давления воздуха в тормозное устройство при перегреве тормозов во избежание разрушения пневматика из-за повышения давления в нем.

Предлагается заменить материал колеса. Вместо существующего магниевого сплава применить алюминиевый сплав 7049 - Т73, разработанный фирмой Kaiser (США). Этот сплав применяется для замены деталей на самолетах F-111, Jet Stream и производства новых элементов самолетов F-5 и F-16 [7]. Временный предел прочности сплава 7049 - Т73 ?_в=490 МПа.

1.3.3.1 Проверочный расчет усовершенствованного колеса

Исходные данные для расчета [6]:

- габаритные размеры пневматика:

диаметр D=930 мм=0,93 м;

ширина B=305 мм=0,305 м;

- рабочее давление в пневматиках:

P₀=9,5 ^кг/_см²=0,95 МПа;

- обжатие пневматика при взлетной массе самолета:

?_{СТ взл}=70 мм=0,07 м;

- обжатие пневматика при посадочной массе самолета:

?_{СТ пос}=57 мм=0,057 м;

- радиус качения пневматика:

(1.44)

R_{к взл}=0,93/2 - 0,07=0,395 м;

R_{к пос}=0,93/2 - 0,057=0,408 м;

- усадка при полном обжатии пневматика:

?_п.о.=187 мм=0,187 м;

- стояночная нагрузка на колесо:

(1.45.)

где 0,9 - коэффициент указывающий долю нагрузки воспринимаемой основными опорами,

m_взл= 97000 кг - взлетная масса самолета,

m_пос= 74000 кг - посадочная масса самолета,

n =12 - количество колес основных опор,

P_{СТ взл}=

P_{СТ пос}=

- взлетная скорость:

V_взл=77^м/_с ;

- посадочная скорость:

V_пос=67^м/_с ;

- коэффициент трения пневматика о ВПП:

?_к=0,3;

- коэффициент трения пары "углерод-углерод":

?_с-с=0,35;

- коэффициент трения пары МКВ-50 - 4НМХ:

?_Т=0,3.

1.3.3.2 Расчет нагрузок, действующих на корпус колеса и реборды [5]

Расчетными нагрузками, действующими на корпус колеса, являются осевые, радиальные и боковые усилия.

Величину осевой нагрузки определим по формуле:

Q=??P_p?[(R-r_п)²-R₀], (1.46.)

где P_p - расчетное давление в пневматике,

P_p=k?P₀ , (1.47.)

P₀=0,95 МПа - рабочее давление в пневматике,

k=3 - коэффициент запаса прочности,

P_p=3?0,95=2,85 (МПа);

R=0,465 м - радиус пневматика

r_п=0,1525 м - радиус круглого сечения пневматика;

(1.48.)

Подставим данные в выражение (1.46.) получим:

Q=3,14?2,85?[(0,465-0,1525)²-0,204²]?10⁶=501504,2 (Н).

Разрушающая радиальная нагрузка на колесо:

P_разр=k_p?P_{СТ взл max} , (1.49)

где k_p=6,5 - коэффициент безопасности;

P_{СТ взл max}=71367,36 Н - стояночная нагрузка на колесо со взлетной массой самолета;

P_разр=6,5?71367,36=463887,84 (Н).

Радиальная нагрузка будет уравновешиваться реактивными силами R₁ и R₂, действующих на корпус колеса через середину наружных обойм подшипников (рис 1.9.).

Момент радиальной нагрузки относительно точки "0" будет равен:

(1.50)

где P_разр - радиальная разрушающая нагрузка;

b₀ - ширина колеса между серединами вершин обойм;

a - расстояние от подшипника до плоскости разъема колеса.

Тогда уравнение сумм моментов относительно точек приложения будет иметь вид:

(1.51.)

следовательно:

(1.52.)

Боковая разрушающая нагрузка:

P_бок=k_б?P_{СТ взл max} , (1.53)

где k_б=2,5 - коэффициент безопасности

P_бок=2,5?71367,36=178418,4 (Н).

Радиус приложения боковой нагрузки:

(1.54.)

где D=0,93 м - диаметр пневматика;

?_п.о.=0,187 - усадка при полном обжатии пневматика;

 (м).

Боковая сила P_бок создает боковой момент:

M_бок=P_бок?R_бок , (1.55.)

где P_бок - боковая разрушающая нагрузка;

R_бок - радиус приложения боковой нагрузки;

M_бок=178418,4?0,3247=57932,45 (Н·м).

М_бок будет уравновешиваться реактивными силами F_бок и P_бок?, действующими на корпус колеса через внешние обоймы подшипников (рис.1.10.):

(1.56.)

где M_бок - боковой момент;

b₀=0,154 м - расстояние между серединами внешних обойм подшипников;

(Н),

P_бок?=P_бок=178418,4 Н.

1.3.3.3 Расчет на прочность реборды колеса

Реборда работает на изгиб, как консольная балка, нагруженная силой Q (рис.1.11.).

Расчет произведем в трех сечениях.

Сечение 1-1:

Момент сопротивления сечения:

(1.57.)

где D₀=0,41 м - диаметр сечения 1-1;

b =0,015 м - минимальная толщина сечения;

(м³).

Нормальное напряжение при изгибе:

?_р=?_сж= (1.58.)

где L - плечо приложения силы Q,

(1.59.)

где D₀=0,41 м - диаметр сечения,

D₁=0,478 м - диаметр реборды,

(м);

Q=501504,2 Н - осевая нагрузка;

W - момент сопротивления сечения;

(МПа).

Коэффициент избытка прочности:

(1.60.)

где k_п=1,35 - коэффициент пластичности;

?_в?- пониженный временный предел прочности материала:

?_в?=0,78??_в, (1.61)

?_в?=0,78?490=382,2 (МПа);

тогда

Определим касательные напряжения при изгибе:

?_max= (1.62.)

где Q=501504,2 Н - осевая нагрузка;

F - площадь поперечного сечения:

F=??D₀?b, (1.63.)

D₀=0,41 м - диаметр сечения,

b=0,015 м - минимальная толщина сечения,

F=3,14?0,41?0,15=0,01931 (м²);

тогда

?_max= = 38956824 (Па)=38,96 МПа.

Коэффициент избытка прочности:

(1.64.)

где ?_в? - пониженный временный предел прочности;

?_max - касательные напряжения при изгибе;

Сечение 1-2:

Средний диаметр сечения будет равен:

D_ср=D₀ - h₁?sin ?, (1.65.)

где h₁=0,02 м - высота сечения;

? = 45° - угол между сечениями 1-1 и 1-2;

D_ср=0,41-0,02?sin 45°=0,3959 м.

Нормальные напряжения для зон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:

?_р = ?_и+?_р?= (1.66.)

где L₁ - плечо приложения силы Q,

L₁=L+(м);

W_р - момент сопротивления сечения,

W_р= (1.67.)

где D_ср - средний диаметр сечения,

h₁ - высота сечения,

W_р= (м³);

F - площадь сечения 1-2,

F=??D_ср?h₁=3,14?0,3959?0,02=0,0249 (м²);

тогда



Коэффициент избытка прочности:

(1.68.)

где k_п=1,35 - коэффициент пластичности,

используя формулу (1.68.) получим:

Сечение 1-3:

Средний диаметр сечения 1-3:

D_ср=D₀ - (1,69)

где D₀=0,41 м - диаметр сечения 1-1;

h₂=0,02 м - высота сечения 1-3;

D_ср=0,41-

Нормальные напряжения для зон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:

?_р = ?_и+?_р? (1.70.)

где L₂ - плечо приложения силы Q в сечении 1-3,

L₂=L+

W_р - момент сопротивления сечения,

W_р= (1.71.)

где D_ср - средний диаметр сечения 1-3,

h₂ - высота сечения 1-3,

W_р=

F - площадь сечения 1-3,

F=??D_ср?h₂=3,14?0,4?0,02=0,0251 (м²);

тогда

Коэффициент избытка прочности:

(1.72.)

где k_п=1,35 - коэффициент пластичности,

используя формулу (1.68.) получим:

1.3.3.4 Расчет болтов, соединяющих внутреннюю и внешнюю части барабана колеса

Сила, действующая на болты:

Q₁=??P_p?[(R-r_п)²-R_z²], (1.73.)

где P_p=2,85 МПа - расчетное давление в пневматике;

R=0,465 м - радиус пневматика;

r_п=0,1525 м - радиус круглого сечения пневматика;

R_z=0,1305 м - радиус установки болтов;

Q₁=3,14?2,85?10⁶?[(0,465-0,1525)²-0,1305²]=721522 (Н).

Кроме осевой силы Q₁ на болты действует сила P от предварительной затяжки гайки. Величина силы P принимается 15?20% от величины разрушающих нагрузок P_p?:

 (1.74.)

где Z=6 - количество болтов,

Усилие затяжки болта:

P=0,15?P_p?, (1.75.)

P=0,15?120253,6=18038,04 (H).

Напряжение разрыва болта по резьбе:

(1.76)

где Р - усилие затяжки болта;

P_p?- разрушающая нагрузка на болт;

d₀ - минимальный диаметр болта по резьбе:

d₀=d-2?h, (1.77.)

где d=0,025 м - диаметр болта,

h=0,0015 м - высота резьбы,

d₀=0,025-2?0,0015=0,022 (м);

(Па)=363,98 МПа.

В качестве материала для болтов принимаем сталь 30ХГСА?, для которых временный предел прочности ?_в=1373 МПа.

Коэффициент избытка прочности:

(1.64.)

тогда

1.3.3.5 Разрушающее давление в гидравлической системе тормозов

Разрушающее давление в гидравлической системе тормозов P_{Т разр} найдем по формуле:

(1.79.)

где M_{Т раз}=37461 Н·м - разрушающий тормозной момент;

M_Т^Э=12487 Н·м - эксплуатационный тормозной момент;

P_Т=12,81 МПа - рабочее давление в гидросистеме тормозов;

.

Найдем напряжение среза болта от действия разрушающего тормозного момента:

 (1.80.)

где Т - усилие, действующее на болт:

(1.81.)

где n_б=6 - количество болтов,

D_б=0,261 м - диаметр окружности болтов,

k_н=0,75 - коэффициент неравномерности болтов,

.

Коэффициент избытка прочности:

(1.82.)

где k - поправочный коэффициент:

(1.83.)

следовательно



тогда

1.3.4. Усовершенствование шарнирного узла шасси самолета

В существующем в данное время шарнирном узле шасси самолета Ту-154 находится ось и втулки с буртиками, выполненные из антифрикционной бронзы, по которым скользит ось с помощью смазки. При работе шасси ось под нагрузкой упруго изгибается и защемляется на краях жестких бронзовых втулок, увеличивая давление в зоне защемления в 1,5 - 2 раза относительно равномерного расчетного распределения.

Недостатками такой конструкции являются низкая надежность шарнирного узла, так как в зоне защемления происходят выдавливание смазки, наволакивание бронзы на поверхность оси, от чего следует быстрый износ втулок. Кроме того, шарнирный узел имеет большую массу.

Ближайшими, по технической сущности, являются шарнирные узлы с металлофторопластовыми втулками, не требующими смазки. Так как анти фрикционный слой металлофторопластовых втулок представляет собой пористую бронзу, пропитанную фторопластом, то работа металлофторопластовых втулок в шарнирных узлах самолета практически не отличается от работы бронзовых втулок и имеет указанные недостатки.

Целью предложения [8] является повышение надежности и уменьшение массы шарнирного узла шасси самолета путем равномерного распределения давления. Для этого, шарнирный узел шасси самолета, содержащий ухо и вилку, шарнирно соединенные между собой посредством оси с втулками, имеющими антифрикционное покрытие на внутренних поверхностях и установленными в вилке, снабжен кольцами, которые установлены на выступающих из вилки концах втулок, при этом на внутренних и внешних поверхностях втулок и торцевых поверхностях колец нанесено упругое антифрикционное покрытие. Шарнирные узлы представляют собой соединение уха 5 и вилки 6 с помощью оси 7 (рис.1.12.). Ось 7 неподвижно закреплена в ухе 5, а в вилке 6 установлены втулки 8 и кольца 9, причем кольца 9 размещены на хвостовики, образованные втулками 8. Втулки 8 и кольца 9 (рис.1.12) снабжены упругим антифрикционным покрытием 10 (например, оргалон), причем втулки 8 имеют покрытие, как по внутренней, так и по наружной поверхности, а кольцо 9 - по торцевым поверхностям. Шарнирный узел работает следующим образом. При действии взлетно-посадочных нагрузок на стойку шасси, сочлененные звенья совершают качательные движения в шарнирных узлах. При этом ось 7 упруго изгибается во втулках 8, а втулки 8, за счет обжатия упругого антифрикционного покрытия 10 с наружной и внутренней сторон, самоориентируются по линии изогнутой оси 7, равномерно распределяя давление на антифрикционное покрытие 10 без резких скачков. Кольца 9, воспринимающие осевые нагрузки, за счет обжатия упругого антифрикционного покрытия 10 по торцевым поверхностям, равномерно передают давление на трущиеся поверхности, компенсируя их монтажный и деформационный перекос.

1.3.5 Усовершенствование устройства для перетока жидкости в амортизаторе передней ноги шасси самолета Ту -154

Целью предложения является уменьшение веса амортизатора путем изменения внутренних габаритов устройства для обеспечения необходимого времени заполнения гидравлической камеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости.

На рис. 1 изображено устройство для перетока жидкости и движение жидкости через устройство на обратном и прямом ходах.

Клапан состоит из корпуса 1, закрепленного в плунжере 2. Внутри корпуса установлена диафрагма 3 с центральным отверстием. Со стороны гидравлической камеры в корпусе установлен клапан торможения прямого хода 4. Клапан 4 имеет центральное отверстие 5, осуществляющее гидравлическое торможение при прямом ходе, и несколько периферийных отверстий 6. Со стороны газовой полости в корпусе установлен клапан обратного торможения 7, выполненный в виде усеченного конуса с днищем, фланцем и отверстиями в днище 8 и боковой стенке 9. Отверстие в днище 8 осуществляет гидравлическое торможение при обратном ходе. Клапан пружиной 10 поджат к гайке 11, которая через распорную втулку 12 контрит диафрагму 3. Клапаны 4,7 и диафрагма 3 имеют кольцевые контактные поверхности 13.

Площади и диаметры отверстий в клапане обратного торможения 7 и отверстий 6 в клапане прямого торможения 4, расстояние между контактными поверхностями клапанов и диафрагмы и диаметр центрального отверстия диафрагмы 3 определяются из условия заполнения камеры после выпуска стойки.

Клапан работает следующим образом.

После выпуска стойки амортизатор находится примерно в вертикальном положении. Жидкость, которая перетекла в газовую полость из гидравлической, перетекает обратно в гидравлическую полость через отверстия в клапанах 4 и 7 и диафрагме 3 и кольцевые зазоры между клапанами и диафрагмой.

Движение жидкости при переливе показано на рис.1…..

При прямом ходе клапан 4 давлением жидкости прижимается к диафрагме 3. При этом дросселирование жидкости в газовую полость осуществляется отверстием 5, так как его площадь значительно меньше площади отверстий в диафрагме 3, клапане 7 и площади кольцевого зазора между клапаном и диафрагмой, 7 и 3.

При обратном ходе, так как усилие затяжки пружины составляет 2?3 веса клапана 7, что соответствует перепаду давления срабатывания клапана ?0,04 атм (перепады давлений на клапане при обратном ходе составляют 200?300 атм), клапан 7 прижимается к диафрагме.

При этом дросселирование жидкости осуществляется только через отверстие в днище 8.

Устройство для перетока жидкости в пневмогидравлическом амортизаторе шасси, содержит корпус с центральным отверстием, и размещенный в нем плавающий клапан обратного торможения с центральным отверстием, от установленного в стандартном устройстве, отличается тем, что, с целью уменьшения веса амортизатора путем изменения внутренних габаритов устройства для обеспечения необходимого времени заполнения гидравлической камеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости, оно снабжено диафрагмой с центральным отверстием, клапаном торможения прямого хода с центральными и боковыми отверстиями, размещенными в полости, образованной диафрагмой и корпусом устройства. А также гайкой, завинченной в верхней части устройства, и распорной втулкой для контровки диафрагмы. При этом плавающий клапан обратного торможения выполнен в виде усеченного конуса с днищем в узкой части и фланцем в широкой и поджат пружиной к гайке, контрящей через распорную втулку диафрагму. Причем внешний диаметр клапана торможения прямого хода больше диаметра центрального отверстия корпуса, а каналы торможения прямого и обратного ходов размещены с радиальным зазором относительно корпуса и распорной втулки.

1.3.6 Разработка сигнализатора давления для авиационных пневматиков

В существующей конструкции самолета Ту-154 не предусмотрено никакого устройства для измерения давления в пневматике. При обслуживании самолета по всем периодическим формам и по оперативной форме "Б" предусматривается замер давления в пневматиках колес и подкачка их воздухом или азотом в случае необходимости. Для замера давления используется ручной переносной манометр нажимного принципа действия. Его использования в технической эксплуатации имеет следующие недостатки:

- невысокая точность измерений, возможность считывания со шкалы манометра ложных показаний в случае установки его на ниппель с большим перекосом;

- наличие лишних операций при зарядке воздухом пневматиков: необходимо сначала замерить давление в пневматике, затем подзарядить его, после чего вновь произвести замер.

Предлагаемое устройство будет лишено этих недостатков, так как оно жестко закреплено на барабане колеса и его показания зависят только от величины давления зарядки пневматика. Кроме того, это устройство позволяет визуально контролировать давление зарядки пневматика в любой момент времени без использования дополнительных приспособлений, в том числе и подкачки колес, что позволяет избежать перезарядки или недозарядки пневматиков.

Данный сигнализатор разработан японской фирмой "Nissan motors". Состоит из корпуса, диафрагмы, магнита и яркой металлической пластины. Пластина прикрыта прозрачным колпачком - окошечком. Между ним и пластиной насыпан металлический порошок серого цвета. Схема работы сигнализатора давления показана на рисунке:



а) - давление в пневматике колеса нормальное. Через колпачок 1 виден серый металлический порошок 2, показывающий индикаторную пластину 3. Порошок притягивается магнитом 4, который прижат к пластине 3 диафрагмой 5;

б) - давление в камере понижено. Пружина 6 оттянула магнит 4, порошок 2 осыпался, и стала видна яркая металлическая пластина 3.

Данный сигнализатор давления необходимо устанавливать в вертикальной плоскости.

1.3.6.1 Проверочный расчет индикатора давления воздуха

Исходные данные:

Давление воздуха в пневматике P=0,95±0,5 МПа.

Рабочий ход поршня с магнитом L=0,005 м.

Диаметр поршня d=0,005 м.

Сила, действующая на поршень от давления зарядки пневматика:

где P - давление воздуха в пневматике;

F - площадь поршня,



Определим усилие на поршень при максимальной Р_Bmax и минимальной Р_Вmin зарядке пневматика:

При усилии Р_Bmax=19,62 Н поршень находится в крайнем правом положении на упоре. При усилии Р_Вmin=17,66 Н он сдвинут влево на 0,005 м и уравновешен усилием пружины, с одной стороны, и усилием воздуха с другой.

Коэффициент жесткости пружины необходимой для нормальной работы приспособления:

1.3.7 Конструктивное усовершенствование замка убранного положения основной опоры шасси