Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134

.

Начальный объём газовой камеры находим по формуле:

.

Высота газовой камеры при необжатом амортизаторе равна:

.

Определён предельный ход амортизатора и . Вычислены вспомогательные величины:

,

- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при поглощении работы .

.

;

где - максимальная стояночная работа;

- максимально допустимая работа;

Z - количество колёс в носовой стойке;

- начальное давление.

,

где - предельный ход амортизатора;

- передаточное число, соответствующее ходу штока ;

- коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при поглощении работы .

.

Давление газа в амортизаторе при его максимальном обжатии равно:

.

Высота уровня жидкости над верхней буксой равна:

,

где - внешний диаметр штока;

- внутренний диаметр цилиндра.

При этом h_жо+h_г.о S^max ; 0.7 + 0.33 ? 0.556.

Задаваясь значениями параметров

- конструктивный ход амортизатора;

- опорная база штока;

- суммарный размер узлов крепления амортизатора;

.

Получаем длину амортизатора в не обжатом состоянии:

.

Длина амортизатора при эксплуатационном обжатии равна:

5.2 Определение нагрузок на стойку шасси при посадке самолета

Коэффициент расчётной нагрузки равен:

Далее в расчетах использовано

Расчётная величина и горизонтальная нагрузки на стойку шасси равны:

;

Нагрузка между передней и задней парами колес распределена обратно пропорционально расстоянию от осей колес до оси вращения всей тележки. Так как эти расстояния одинаковы, то нагрузка будет распределена поровну между передней и задней парами колес, а распределение нагрузки на колеса одной оси проведено следующим образом:

Расчётное давление газа в амортизаторе

.

Газ давит на шток с силой:

;

Несоответствие между силой и внешней нагрузкой объясняется наличием сил трения в буксах. Следовательно, сила трения в одной буксе:

На верхнем конце штока газ давит на шток с силой:

Следовательно, между сечениями верхней и нижней букс шток сжимается силой:

Ниже сечения нижней буксы:

;

На цилиндр газ воздействует с осевой силой через уплотнение:

Эпюры изгибающих и крутящего моментов и осевой силы по штоку и цилиндру показаны на рисунках 5.2, 5.3.

Рисунок 5.2 - Эпюры изгибающего и крутящего моментов.

Рисунок 5.3 - Эпюры осевой силы по штоку и цилиндру и изгибающего момента

5.3 Определение толщины стенок штока и цилиндра

Расчётным для штока выбрано сечение, проходящее через центр нижней буксы, для цилиндра - сечение, содержащее шарнир узла крепления цилиндра подъёмника.

В этих сечениях действуют изгибающие моменты:

.

Материал для штока и цилиндра - сталь 30ХГСА, для которой . При проектировочном расчете принято К_пл = 1.27, .

Для цилиндра:

;

Определены вспомогательные величины А и В:

Тогда толщины равны:

Их этих значений выбрано большее и введён запас на восприятие осевой силы, т.е. принято: .

Для штока:

;

Найдены вспомогательные величины А и В:

;

;

Тогда толщины стенок штока и цилиндра:

;

.

Принято: .

5.3 Расчет конструктивных элементов шасси на прочность

Вычислено напряжение в расчётном сечении:

,

где нормальные напряжения, направленные вдоль оси z;

радиальные напряжения в цилиндрических элементах;

тангенциальное напряжение разрыва цилиндрических элементов;

касательные напряжения.

5.3.1 Проверочный расчёт штока

Найдены вспомогательные величины:

;

.

Для напряжений получено:

;

; ;

.

Для более опасного варианта .

Коэффициент избытка прочности равен:

.

Для штока критические напряжения потери устойчивости и предельный изгибающий момент:

, где

Тогда,

Т.к. , то проведена корректировка по формуле Тетмайера:

,

где .

При .

;

Коэффициент избытка прочности равен:

5.3.2 Проверочный расчёт цилиндра

Вспомогательные величины:

;

.

.

Для напряжений:

;

Для более опасного варианта . Коэффициент избытка прочности равен:

.

Для критических напряжений при чистом изгибе:

.

Стенка цилиндра не теряет устойчивость от сжатия:;

;

.

Коэффициент избытка прочности равен:

.

5.4 Расчёт ресурса стойки шасси

Из-за опасности усталостного разрушения элементов конструкции шасси необходимо проводить расчеты долговечности, как на этапе проектирования, так и после начала эксплуатации конструкции.

Исходными данными для расчета долговечности элементов конструкции являются напряжения, возникающие в элементах в процессе эксплуатации конструкции. Для элементов шасси должна быть известна частота повторения напряжений на различных этапах типового полета, включающего выруливание, разбег, пробег и заруливание самолета. При выполнении проверочных расчетов долговечности конструкции шасси используют данные о нагруженности элементов.

5.4.1 Расчёт размеров оси колеса

Диаметр оси колеса шасси определяется по условию:

, где ,

= 1.27 - коэффициент пластичности;

= 1618 МПа (сталь 35ХГСА).

Тогда, .

найдено, рассматривая ось как балку, закрепленную жестко на одном конце (рисунок 5.4). На ось действует сила, равная 176.6 кН. Разложим силу на две равные составляющие и приложим их в месте расположения подшипников колеса.

Рисунок 5.4 - Схема закрепления оси колеса

Значение d:

.

5.4.2 Расчёт коэффициента концентрации напряжений

Коэффициент концентрации напряжений найден по зависимости:

,

где - определено методом конечных элементов (КЭ).

Для проведения расчета использован КЭ пакет ANSYS. Создана конечно-элементная модель оси шасси. В местах размещения подшипников прикложены вертикальные усилия, равные 88.3 кН. Утолщенная часть оси жесткозакреплена.

Проведен статический расчет. На рисунке 5.5показано распределение максимальных действующих напряжений.

Рисунок 5.5- Распределение максимальных напряжений

По результатам расчета = 3.1 МПа. Определено номинальное напряжение:

Тогда коэффициент концентрации напряжений:

.

5.4.3 Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса

Изгибающий момент при единичной перегрузке:

.

Для максимальных напряжений на оси:

.

Величина предела выносливости гладкого полированного образца из легированной стали:

.

Принимая коэффициент , учитывающий качество обработки поверхности детали равным 0.8, получен предел выносливости:

.

Предел выносливости детали:

.

Для дальнейших расчетов принято =0.17 - величина математического ожидания, - количество перегрузок за один типовой полет, К=0.5 - учитывает влияние на долговечность минимальных напряжений, m = 8 - показатель степени кривой усталости.

Долговечность элементов шасси , выраженная в количестве типовых полетов (взлетов и посадок) :

Тогда величины: ; .

Формула для расчета правой части линейного суммирования усталостных повреждений имеет вид: , где значения ,-сняты с графиков P(x,z).

Для заданных условий получено , .

Тогда: .

Долговечность оси колеса:

.

Принимая коэффициент запаса по ресурсу , найден минимальный гарантийный ресурс оси колеса:

посадок.

Заключение о прочности крыла и шасси самолета

В данной работе проведен расчет на прочность крыла и шасси пассажирскиго самолета Ту-134.

В результате анализа полученных результатов сделаны следующие выводы:

· после приложения расчётных нагрузок на крыло не происходит разрушения, о чем свидетельствуют напряжения, не превышающие предел прочности , полученные при проверочном расчётем (см. таблицу 4.2.

· в ходе проектировочного расчета определены основные параметры амортизатора стойки шасси. При проведении проверочного расчета получены коэффициенты запаса прочности, превышающие единицу (выполняется условие ). Это сведетельствует о статической прочности амортизатора стойки шасси.

· для предотвращения усталостного разрушении оси колеса шасси проведен расчет ее долговечности. Минимальный гарантийный ресурс оси колеса шасси составил посадок. Такой ресурс, полученный при проектировании по разрушающим нагрузкам, недопустим. Поэтому проектировать ось колеса шасси следует на ресурс.

Список использованной литературы

1. Евсеев Л.А. «Расчёт на прочность крыла большого удлинения». Харьков 1985 г.

2. Стригунов В.М. «Расчёт самолёта на прочность». М. машиностроение 1984 г.

3. Кан, Свердлов «Расчёт самолёта на прочность» М. машиностроение 1966 г.

4. Евсеев Л.А., Миронов К.В., Фомичёв П.А. «Расчёт шасси самолёта на прочность». Харьков 1988 г.

Размещено на Allbest.ru