Раздел 5. Расчет стойки шасси на прочность и ресурс

5.1 Разработка кинематической схемы стойки шасси. Выбор и обоснование КСС стойки шасси

Проектировочный расчет шасси включает в себя подбор колес, амортизатора, а также геометрических параметров стойки и ее составляющих элементов.

5.1.1 Описание стойки шасси.

Основные стойки четырёхколёсные, убираются назад по полёту в гондолы, с одновременным переворотом тележки и установкой её вдоль стойки (подобная кинематика широко используется на туполевских машинах). Колёса типа КТ-81/3 с размерностью 930х305 мм. Передняя стойка убирается назад по полёту, в нишу в передней части фюзеляжа. Колёса К-288 с пневматическими шинами высокого давления размерностью 660х200 мм. Ширина колеи основных стоек шасси — 9.45 м (рисунок 5.1.1).

Рисунок 5.1 – Основная стойка шасси

На тормозных колёсах основных стоек установлена антиюзовая автоматика.

Разворот колёс передней стойки осуществляется посредством педалей у лётчиков. В рулёжном режиме угол разворота составляет ± 55º, во взлётно-посадочном режиме угол разворота ± 8º30´. При буксировке самолёта колёса ставятся в режим самоориентирования.

Нетормозное колесо К-288 представляет собой литой барабан из магниевого сплава со съемной ребордой 3, состоящий из двух половин, соединенных между собой болтами. Съемная реборда удерживается на барабане от боковых усилий буртиком, а отпроворотов — насечкой на буртике и торце реборды. Для предотвращения попадания грязи во внутреннюю полость барабанов колес барабаны имеют защитные щитки 1, 4. Давление в пневматиках колес передней ноги — 9+0.5 кгс/см2, разность давления в шинах не должна превышать 0.25 кгс/см2. Стояночная усадка пневматиков равна 20 — 45 мм в диапазоне взлетных масс и 15—40 мм в диапазоне посадочных масс. В процессе эксплуатации колес допускается сетка старения шин, проколы и порезы глубиной до первого слоя корда длиной не более 40 мм, износ протектора по всей окружности без повреждения первого слоя корда.

5.1.2 Исходные данные

Выполнен расчет основной стойки шасси схемы с носовым колесом и соответствующими параметрами:

b=9.45м; а=14.12м; =0.24 рад; r =2 – количество стоек; =4 – количество колес на основной стойке. При расчете учтем, что проектируемый самолет будет эксплуатироваться на бетонных ВПП.

5.1.3 Подбор колес

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

Так как самолет садится на бетонную ВПП, то следует установить пневматики высокого давления. Для стояночной нагрузки на колесо:

;

.

По полученным данным из сортамента авиационных колес выбираем колесо КТ 81/2 с характеристиками: , , , , , .

При этом условия , - выполняются.

Пересчитаем характеристики колес:

;

;

.

Коэффициент грузоподъемности колеса: .

Коэффициент перегрузки: .

При этом требование удовлетворяется. Учитывая то, что самолет садится на бетонную ВПП, принято . Тогда эксплуатационные нагрузки на колесо:

;

.

Так как стойка содержит спаренные колеса, то при посадке более нагруженное колесо воспринимает усилие: .

5.1.4 Определение основных параметров амортизатора

Эксплуатационная работа, поглощаемая амортизатором и пневматиком при посадке:

;

где – редуцированная масса;

– приведенная вертикальная составляющая скорости самолёта во время удара.

.

Одна стойка воспринимает эксплуатационную работу:

.

Вычислена эксплуатационная работа, поглощаемая одним пневматиком при посадке.

;

;

где – максимально допустимая работа;

– максимально допустимое обжатие пневматика;

– максимально допустимое усилие.

;

где – стояночное обжатие пневматика;

– коэффициент эксплуатационной перегрузки при посадке.

.

Для потребной энергоёмкости амортизатора получим:

.

Ход амортизатора вычислен по формуле:

.

где – эксплуатационная работа амортизатора;

– коэффициент полноты диаграммы обжатия амортизатора при восприятии работы ;

– передаточное число при ходе поршня .

Полагаем, что стойка телескопическая и в момент касания колёсами земли ось стойки перпендикулярна поверхности земли.

Для определения поперечных размеров амортизатора найдена площадь , по которой газ воздействует на шток амортизатора. Выбраны значения параметров:

χ =0.1; φ₀ =0.97.

Тогда:

;

где х – количество амортизаторов на стойке;

z – количество колёс на основной стойке;

– стояночное усилие.

Для амортизатора с уплотнением, закреплёнными на цилиндре: внешний диаметр штока равен величине:

.

где – площадь, где газ воздействует на шток амортизатора.

Толщина уплотнительных колец . Тогда для внутреннего диаметра цилиндра:

.

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.