Конструкция и расчёт подкоса крепления передней стойки шасси самолета Ту-154

Размещено на http://www.allbest.ru/

Департамент по авиации

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА И КОММУНИКАЦИЙ РЕСПУБЛИКИ БЕЛАРУСЬ

УЧРЕЖДЕНИЕ ОБРАЗОВАНИЯ

Минский Государственный Высший Авиационный Колледж

Кафедра

ТЭВС и Д

Пояснительная записка Курсового проекта

На тему: “Конструкция и расчёт подкоса крепления передней стойки шасси самолета Ту-154”

Выполнил:

студент группы М-07 Тамазян А. С.

Проверил:

кандидат тех. наук, доцент Рипинский А.И.

Минск 2011



Содержание

Введение

1. Требование норм летной годности к шасси самолёта

2. Компоновка, центровка, разработка силовой схемы самолета

2.1 Компоновка самолета

2.2 Фюзеляж

2.3 Крыло

2.4 Хвостовое оперение

2.5 Шасси

2.6 Расчёт центровки

3. Разработка конструкции и расчет на прочность подкоса крепления передней стойки шасси

3.1 Конструкция подкоса передней стойки шасси

3.2 Расчет на прочность подкоса передней стойки шасси

4. Сравнительная оценка спроектированного самолета

Вывод

Литература



Введение

Данный курсовой проект является своеобразным итогом по изучению дисциплины «Конструкция и прочность летательных аппаратов». В нем отражены все знания, которые мы получили, прослушав курс лекций.

Главная цель курсового проекта: систематизация теоретических и практических знаний по данной дисциплине в процессе самостоятельной работы. Курсовой проект является важным этапом в процессе подготовки будущих авиационных специалистов, т.к. содержит ту необходимую информацию, владея которой можно обеспечить безотказность и бесперебойную работу систем и агрегатов летательного аппарата, и как следствие более безопасные и регулярные полеты.

Немаловажным надо назвать и тот факт, что в данном курсовом проекте мы применяем знания, полученные на других дисциплинах, таких как «Детали машин», «Динамика полета», «Материаловедение», «Метрология, стандартизация и сертификация», «Сопротивление материалов», «Инженерная графика». Это позволяет нам попрактиковаться и применить знания, полученные по данным дисциплинам к конкретному воздушному судну.

1. Требования норм летной годности к шасси

Общие положения (25-721)

(а) Основные опоры шасси должны быть спроектированы так, чтобы в случае их разрушения из-за превышения расчетных нагрузок на взлете (разбеге) и посадке (пробеге) (предполагается, что нагрузки действуют в направлении вверх и назад) характер разрушения был таким, чтобы не возникала:

(1) У самолетов с числом пассажирских кресел не более 9, не считая кресел пилотов, утечка из любой топливной системы в фюзеляже в количестве, достаточном для возникновения опасности пожара; и

(2) У самолетов с числом пассажирских кресел 10 или более, не считая кресел пилотов, утечка из любой части топливной системы в количестве, достаточном для появления опасности пожара.

(b) Самолеты с числом пассажирских кресел 10 или более, не считая кресел пилотов, должны быть спроектированы так, чтобы самолет в контролируемом состоянии мог осуществить посадку на ВПП при не выпуске одной или большего числа опор; при этом не должно происходить такого повреждения конструкции, которое могло бы вызвать утечку топлива в количестве, достаточном для появления опасности пожара.

(с) Соответствие требованиям настоящего параграфа может быть доказано анализом (расчетом, исследованием) или испытаниями, или тем и другим вместе.

Механизм уборки и выпуска шасси (25.729)

(а)Общие требования. К самолетам с убирающимися шасси предъявляются следующие требования:

(1) Механизм уборки шасси, створки отсека шасси и элементы конструкции их крепления должны быть спроектированы под следующие нагрузки:

(i) нагрузки, возникающие в полете при убранном шасси;

(ii)сочетание нагрузок от трения, инерции, тормозного момента, аэродинамических и гироскопических нагрузок, которые возникают при вращении колес с окружной скоростью, равной 1,3Vs(закрылки находятся во взлетном положении при расчетном взлетном весе), во время уборки и выпуска на любой воздушной скорости вплоть до максимальной скорости уборки и выпуска шасси, но не менее 1,6(закрылки находятся в положении для захода на посадку при расчетном посадочном весе);

(iii) перегрузки вплоть до величин, указанных в 25.345(a), для выпущенных закрылков.

(2) При отсутствии других средств торможения самолета в полете на данной скорости шасси, механизм уборки и элементы конструкции самолета (включая створки шасси) должны выдерживать полетные нагрузки, которые возникают в конфигурации с выпущенным шасси при максимальной скорости полета в данной конфигурации, но не менее 0,67 Vс

(3) Створки шасси, механизм управления створками шасси и элементы конструкции, к которым они крепятся, должны быть спроектированы на нагрузки при маневрах рыскания, предписанные для самолета, в дополнение к условиям нагружения при скорости и перегрузке, указанным в пунктах (1) и (2) данного параграфа (а).

(b) Замок шасси. Должны быть предусмотрены надежные средства для удержания шасси в выпущенном положении в полете и на земле, а также в убранном положении в полете.

(c) Аварийный выпуск. Должны быть предусмотрены средства аварийного выпуска шасси в случае:

(1) Любого умеренно вероятного отказа в основной системе уборки; или

(2) Отказа одного любого гидравлического, электрического или другого эквивалентного им источника питания.

(d) Испытания на работоспособность. Работоспособность механизма уборки и выпуска должна быть доказана путем испытаний на работоспособность (функционирование).

(e) Указатель положения и сигнальное устройство.

Если применяются убирающиеся шасси, то должен быть установлен указатель положения шасси (так же, как и необходимые выключатели для привода индикатора) или другие средства, информирующие пилота о том, что шасси находится в выпущенном (или убранном) положении. Эти средства должны быть выполнены следующим образом:

(1) Если используются выключатели, то они должны быть размещены и соединены с механическими системами шасси таким образом, чтобы предотвратить ошибочную индикацию «Выпущены и встали на замки», если шасси находятся в не полностью выпущенном положении, или «Убраны и встали на замки», если шасси находятся в не полностью убранном положении. Эти выключатели могут быть расположены там, где они приводятся в действие непосредственно запирающим замком или другим приспособлением шасси.

(2) Если делается попытка выполнить посадку с незапертыми в выпущенном положении шасси, то должна быть обеспечена звуковая сигнализация для экипажа, действующая непрерывно или периодически повторяющаяся.

(3) Эта сигнализация должна сработать тогда, когда остается достаточно времени для того, чтобы запереть шасси в выпущенном положении или уйти на второй круг.

(4) Не должно быть какого-либо ручного выключателя сигнализации, требуемой пунктом (е) (2) данного параграфа, легко доступного экипажу, который мог бы быть задействован инстинктивно, случайно или привычным рефлекторным действием.

(5) Система, используемая для создания звукового сигнала, должна быть сконструирована таким образом, чтобы исключить возможность ложной или несвоевременной сигнализации.

(6) Отказы систем, используемых для подавления звуковой сигнализации о положении шасси, препятствующие срабатыванию звуковой сигнализации, должны быть практически невероятными.

(f) Защита оборудования, установленного в нишах шасси. Оборудование, необходимое для безопасной эксплуатации самолета, установленное на шасси и расположенное в нишах шасси, должно быть защищено от повреждения вследствие:

(1) Взрыва пневматика, если не показано, что пневматик не может взорваться от перегрева; и

(2) Отслоения протектора шины, если не показано, что отслоение протектора шины не может вызвать повреждения оборудования.

(A)Система уборки шасси должна иметь блокировку, исключающую возможность уборки шасси на земле.

(B)Должно быть обеспечено электропитание устройства, указанного в пункте (e)(1) данного параграфа, от бортового аварийного источника питания.

(C) Сигнализация о необходимости выпуска шасси должна срабатывать при заходе на посадку в случае, если шасси не выпущено и не зафиксировано на предусмотренном РЛЭ этапе захода на посадку, в том числе и при особых ситуациях, не относящихся к практически невероятным.

Сигнализация должна осуществляться как минимум по двум каналам, использующим разные параметры независимых систем..

Механизм разворота колес (25.730)

(А) Механизм разворота колес должен обеспечивать управление самолетом при движении по земле и надежную фиксацию колес при убранном шасси в положении, не препятствующем свободному выходу стойки из ниши шасси.

(B) Работоспособность механизма разворота колеса должна быть подтверждена испытаниями на функционирование.

Испытания амортизации (25.723)

(a) Должно быть показано, что характеристики амортизации шасси, выбранные для расчета нагрузок согласно 25.473 соответственно для взлетного и посадочного весов, являются рациональными или надежными. Это должно быть показано испытаниями на поглощение энергии, однако при увеличении ранее утвержденных взлетного и посадочного весов

можно использовать расчет на основе ранее проведенных испытаний шасси с подобными характеристиками поглощения энергии.

(b) Шасси не должно быть повреждено при испытаниях, когда демонстрируется способность шасси поглощать максимальную энергию. При этих испытаниях воспроизводится скорость снижения, равная 1,225 значения, указанного в 25.473 (В), при расчетном посадочном весе, принимая, что в течение посадочного удара подъемная сила не превышает веса самолета.

(А) Если испытания проводятся на изолированной установке, а упругость агрегатов самолета, к которым крепятся шасси, оказывает существенное влияние на величины нагрузок, доля энергии, приходящаяся собственно на шасси, может быть уточнена на основании специальных расчетов, при этом в испытаниях должны быть получены данные, подтверждающие принятые в расчет характеристики амортизации.

Испытание на эксплуатационный сброс (25.725)

(a) Если соответствие 25.723 (а) доказывается путем испытаний на свободное падение, необходимо, чтобы эти испытания проводились на целом самолете или на агрегатах, состоящих из колеса, пневматика и амортизатора, собранных соответствующим образом. Высота при свободном падении должна выбираться из условия выполнения требований к вертикальной скорости касания земли при посадочном ударе, приведенных в 25.473 (а) (1) (ii) для расчетного посадочного веса самолета и в 25.473 (а) (1) (iii) для расчетного взлетного веса.



2. Компоновка, центровка, разработка силовой схемы самолета

2.1 Компоновка самолета Та-15

В качестве прототипа взят пассажирский самолет Ту-154. Самолет Та-15 предназначен для перевозки пассажиров, багажа и грузов на авиалиниях малой и средней протяженности. Самолет рассчитан на перевозку до 18,0 т коммерческой нагрузки. Наибольшее количество пассажирских мест -- 152. Экипаж самолета состоит из двух пилотов, бортинженера и четырех-шести бортпроводников. Предусмотрена возможность размещения в случае необходимости дополнительных членов экипажа -- штурмана и лоцмана.

Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя турбовентиляторными двигателями ТРДД НК-8-2У и трехопорным шасси с передней ногой.

Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам, третий внутри фюзеляжа. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги. Заборник воздуха среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа. конструкция прочность шасси самолет

Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя нога -- в нишу передней части фюзеляжа. Фюзеляж имеет герметическую кабину, в которой поддерживается нормальная температура и давление до высоты полета 12000м.

Самолет оборудован современным пилотажно-навигационным, радиосвязным и радиолокационным оборудованием, а также аппаратурой автоматического захода на посадку.

2.2 Фюзеляж

Фюзеляж самолета служит для размещения экипажа, пассажиров, багажа, грузов и оборудования; к нему крепятся крыло, киль, двигатели и передняя нога шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, стрингерной конструкции (типа полумонокок). Такой тип конструкции характерен наличием относительно толстой обшивки, подкрепленной стрингерами и шпангоутами.

Фюзеляж собирается из трех основных частей: передней , средней и хвостовой, стыкующихся по шпангоутам.

Передняя и средняя части, а также хвостовая часть образуют герметическую кабину, в которой размещаются экипаж, пассажиры и грузы. Хвостовая часть фюзеляжа за шпангоутом - негерметичная. Средняя часть фюзеляжа имеет цилиндрическую форму с наибольшим диаметром 3,8 м, переходящую к хвосту и носу в коническую форму.

Спереди фюзеляжа установлен диэлектрический носовой обтекатель, закрывающий антенну радиолокатора и антенну радиоаппаратуры.

Обтекатель подвешивается к шпангоуту фюзеляжа на двух расположенных сверху кронштейнах и крепится в закрытом положении четырьмя стяжными замками.

Открывается обтекатель откидыванием вверх и поддерживается в верхнем положении двумя подкосами.

Герметическая часть фюзеляжа разделена плоскостью пола на верхнюю и нижнюю части.

В верхней части размещены пассажиры и экипаж, пространство под полом использовано в основном для багажных помещений и технических отсеков.

Над полом герметической части фюзеляжа находятся следующие помещения:

1. Кабина экипажа. В кабине предусмотрены места для первого и второго пилотов и для бортинженера. В необходимых случаях здесь же монтируются рабочие места для штурмана и лоцмана. Первый пилот находится слева по полету, второй пилот -- справа, бортовой инженер размещается сзади второго пилота лицом к правому борту. Рабочее место штурмана устанавливается сзади второго пилота, место лоцмана -- сзади первого пилота.

2. Передний вестибюль расположен между кабиной экипажа и шпангоутом. В вестибюле у правого борта фюзеляжа находятся туалет и гардероб для пассажиров, на левом борту имеется входная дверь для членов экипажа и пассажиров переднего салона. На задней стенке вестибюля у входной двери предусмотрены три складных сиденья бортпроводников.

3. Первый пассажирский салон находится при основном варианте компоновки фюзеляжа между шпангоутами. В салоне установлено 54 пассажирских кресла: 9 рядов по 6 кресел в ряду.

4. Второй пассажирский салон находится между перегородками шпангоутов. В салоне установлено 98 кресел: 15 рядов по 6 кресел и два последние ряда имеют по 4 кресла.

5. Задние три туалетные комнаты размещены между шпангоутами. Эти туалетные комнаты предназначены для пассажиров второго салона.

Все элементы зоны герметизации выполнены герметическими. Места прохода через герметические элементы проводки управления самолетом и двигателями, трубопроводов и электропроводки герметизируются специальными устройствами.

Шпангоуты образуют поперечный силовой набор фюзеляжа; они обеспечивают жесткость его поперечного сечения и подкрепляют стрингеры и обшивку. Часть шпангоутов воспринимает нагрузки от избыточного давления в гермокабине, а также сосредоточенные нагрузки от крыла, киля, двигателей, передней ноги шасси, грузов и оборудования.

Стрингеры совместно с обшивкой воспринимают усилия от изгибающего момента, работая при этом на растяжение или сжатие, а также от воздушных нагрузок, которые передаются на них с обшивки. Кроме того, стрингеры подкрепляют обшивку при работе ее на сжатие. Нумеруются стрингеры сверху вниз, влево и вправо от верхнего (нулевого) стрингера до стрингера. Левые и правые стрингеры, расположенные симметрично относительно плоскости симметрии самолета, имеют одинаковые номера. Стрингеры выполнены из прессованных профилей сплавов Д16-Т и В95-Т. Сечение стрингеров швеллерное, Z-образное, тавровое, уголковое. Размер сечения стрингера зависит от величины нагрузки, действующей на фюзеляж в месте его расположения.

Продольные балки ниши передней ноги шасси служат для крепления передней ноги к фюзеляжу. Балки выполнены герметическими, так как отделяют гермокабину от негерметической ниши передней ноги. Передними концами балки крепятся к шпангоуту. Продольная балка состоит из верхнего и нижнего прессованных поясов и стенки, подкрепленной стойками. На балках установлены узлы для крепления амортизационной стойки и узлы для крепления подкоса передней ноги шасси.

Обшивка воспринимает усилия от изгибающего момента (вместе со стрингерами), поперечной силы, крутящего момента, избыточного давления в гермокабине, а также воздушные нагрузки, передавая их на шпангоуты и стрингеры.

Выполнена обшивка из сплава Д16-Т. Толщина обшивки от 1 до 3 мм. В зонах расположения дверей, окон, люков и других вырезов в фюзеляже установлены листы переменной толщины, полученной химическим фрезерованием. Наиболее толстая часть листа является окантовкой выреза. Так, листы обшивки в зоне окон пассажирских кабин имеют исходную толщину 8 мм, далее химически фрезеруются до различных толщин (5; 2,5; 1,5 мм и т. д.) в зависимости от нагрузок, действующих на данном участке обшивки.

Обшивка имеет утолщение также в местах ее крепления к некоторым шпангоутам и другим силовым элементам фюзеляжа.

Обшивка крепится к шпангоутам и стрингерам потайными заклепками. Продольные стыки листов обшивки расположены на стрингерах и осуществлены внахлестку, поперечные стыки выполнены встык на шпангоутах или между ними. К шпангоутам обшивка крепится непосредственно или посредством компенсаторов.

2.3 Крыло

Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем крыла используется для размещения топлива.

Крыло кессонной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам. Крыло имеет механизацию: закрылки, предкрылки, интерцепторы. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны и аэродинамические перегородки . Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым противообледенительным устройством. Теплый воз дух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета.

Силовой частью крыла является кессон, воспринимающий основные нагрузки, действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла, на участках, не обтекаемых воздушным потоком, -- внутри фюзеляжа, внутри гондол шасси -- они не ставятся.

Крыло имеет геометрическую крутку -- его сечения постепенно поворачиваются, по мере удаления от оси самолета, в сторону отрицательных углов. Благодаря геометрической крутке повышается максимальный коэффициент качества крыла и достигаются большие углы атаки без срыва потока.

Центроплан состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. На центроплане установлены внутренние закрылки, внутренние предкрылки, внутренние интерцепторы и шторки; на нем крепятся главные ноги шасси и их гондолы. Носок центроплана от борта фюзеляжа до предкрылка оборудован воздушно-тепловым противообледенителем.

Лонжероны центроплана балочного типа. Они состоит из верхнего и нижнего поясов и стенки, подкрепленной стойками. Стойки служат также для крепления нервюр к лонжеронам. Стенки к поясам лонжеронов и стойкам приклепываются, стойки с поясами соединяются болтами. Пояса лонжеронов изготовлены из сплава Д16А-Т1, стенки--из сплава Д16А-ТН. Участки лонжеронов, ограничивающие кессон-баки, выполнены герметичными.

Стрингеры кессона выполнены из прессованных профилей двутаврового сечения. Материал стрингеров -- алюминиевый сплав В95-Т1. Стрингеры и верхней части центроплана сделаны усиленными.Нервюры кессонной части центроплана имеют балочную конструкцию.

Обшивка выполнена из листов алюминиевого сплава В95А-Т1НВ (верхняя) и Д16А-Т1В (нижняя), обработанных химическим фрезерованием.

2.4 Хвостовое оперение

Хвостовое оперение стреловидное, Т-образное, состоит из вертикального и горизонтального оперения. Вертикальное оперение включает киль и руль направления, горизонтальное оперение -- стабилизатор и руль высоты. Впереди киля установлен на фюзеляже форкиль. Стреловидность вертикального и горизонтального оперения превышает стреловидность крыла, для того чтобы несущие характеристики хвостового оперения с увеличением числа М не ухудшались быстрее, чем характеристики крыла. Большая стреловидность вертикального оперения целесообразна также и потому, что при этом увеличивается эффективность горизонтального оперения из-за увеличения его плеча. Профиль вертикального и горизонтального оперения симметричный. Симметричный профиль позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и, кроме того, имеет меньшее сопротивление. Вертикальное оперение по сравнению с горизонтальным оперением имеет увеличенную относительную толщину профиля с целью уменьшения массы киля, нагруженного силами, как от вертикального, так и от горизонтального оперения.

2.5 Шасси

Шасси является системой опор, обеспечивающей требуемое положение самолета на стоянке и его передвижение во время взлета, посадки и руления по аэродрому. На самолете Та-15 шасси выполнено по трехопорной схеме и убирается назад по полету. Такая схема позволяет получить устойчивое движение самолета по аэродрому, эффективную маневренность, благодаря применению управления поворотом колес передней ноги, горизонтальное положение при стоянке и движении. Шасси с носовым колесом позволяет осуществлять взлет и посадку при сильном боковом ветре, а также прямолинейное движение во время пробега и разбега самолета. Передняя, или носовая опора (нога) размещена перед центром тяжести, что позволяет избежать опрокидывания «на нос» и применять эффективное торможение колес для сокращения пробега. Главные опоры (ноги) размещены за центром тяжести самолета. Они в выпущенном положении имеют наклон назад, изменяющийся в зависимости от величины обжатия амортизационных стоек. Передняя нога имеет два спаренных колеса, а каждая главная -- тележку с шестью спаренными колесами. Пневматика 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 значительного смещения центра тяжести самолета и не требует повышенной 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. Управление поворотом колес осуществляется путем отклонения педалей руля направления.

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 имеет световую и звуковую сигнализацию положения ног 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 убирается в нишу между шпангоутами. Главные ноги шасси располагаются справа и слева под крылом самолета и убираются в ниши гондол. Все ниши после уборки шасси в полете закрываются створками для уменьшения лобового сопротивления самолета.

Основные геометрические данные сведены в табл. 1.

Таблица 1.

Крыло
Размах крыла, м	37,5
Площадь крыла, м2	180
Поперечное V крыла, град	-1°10 ?
САХ крыла, м	5,2
Стреловидность крыла по линии 1/4 хорд, град	35
Вертикальное оперение
Площадь вертикального оперения, м2	31,7
Стреловидность вертикального оперения по линии, град	45
Горизонтальное оперение
Площадь горизонтального оперения, м	40,5
Стреловидность горизонтального оперения по линии, град	40
Размах стабилизатора, м	13,4
Фюзеляж
Диаметр фюзеляжа, м	3,8
Длина фюзеляжа, м	47,9
Удлинение фюзеляжа	12,6
Шасси
Колея шасси, м	11,5
База шасси, м	18,9

Массовые характеристики сведены в табл. 2.

Таблица 2.

Максимальная взлетная масса, кг	98 000
Максимальная посадочная масса, кг	94 000
Максимальная рулежная масса, кг	98 300
Максимальная масса топлива при централизованной заправке, кг	33500

Основные летные характеристики сведены в табл. 3.

Таблица 3.

Крейсерская скорость, км/ч	850
Взлётная скорость, км/ч	270
Посадочная скорость, км/ч	230
Высота практического потолка, м	11800
Вертикальная эксплуатационная перегрузка, ед.	2,5



2.6 Расчет центровки

Длина b_САХ= 5,2 м.

Расстояние от носка самолета до b_САХ - 23,5м.

Предельная передняя центровка - 21% САХ.

Предельная задняя центровка в полете и на посадке - 32% САХ

Основные весовые данные сведены в табл.4

Таблица 4

№ п/п	Весовые характеристики	Вес G, Н	Расстояние до xi, м	G•X, Н•м
1	РЛС	2000	0,5	1000
2	Вес экипажа	6000	2,5	15000
3	Вес оборудования (переднее)	5000	3,5	17500
4	Вес передней стойки шасси	3000	6,9	20700
5	Вес фюзеляжа 1	123750	10	1237500
6	Вес пассажиров 1	55000	11	605000
7	Вес крыла	45000	24,5	1102500
8	Вес топлива	300000	25	7500000
9	Вес пассажиров 2	66500	27,00	1795000
10	Вес основной стойки шасси	60000	27,3	1638000
11	Вес фюзеляжа 2	123750	31	4133250
12	Вес двигателей	100000	35,5	3850000
13	Вес оборудования (заднее)	10000	34,7	347000
14	Вес хвостового оперения	80000	38	3040000
		980000		24500000

Определение центровки представлено на рис.1

Рис. 1

==2000+6000+5000+3000+55000+123750+45000+300000+66500+123750+60000+100000+10000+80000=980000 Н

==g=980000 Н

=1000+15000+17500+20700+605000+1237500+1102500+7500000+1795000+4133250+1638000+3850000+347000+3040000=24500000 Н*м

Расчет центровки производится по формуле:

=*

Расстояние он носка САХ до центра масс выраженное в процентах длины САХ:

Согласно расчетам = 28% находится в допустимом диапазоне 21% САХ - 32% САХ центровки.



3. Разработка конструкции и расчёт подкоса крепления передней стойки шасси

3.1 Конструкция подкоса передней стойки шасси

Скалывающийся подкос передней ноги является силовым элементом, воспринимающим нагрузку при выпущенной ноге, и кинематическим -- при ее выпуске и уборке.

Как силовой элемент подкос удерживает амортизационную стойку в выпущенном положении, передавая усилия со стойки на фюзеляж.

Как кинематический элемент складывающийся подкос при уборке и выпуске получает движение от цилиндра подъема и выпуска шасси.

Складывающийся подкос состоит из нижнего и верхнего звеньев, шарнирно соединенных карданом, с помощью болтов.

В донышке болта установлена масленка. Верхнее звено имеет форму треугольной рамы и состоит из правого и левого раскосов, оси, цапф и тяги.

Каждый раскос сверху имеет головку Г-образной формы с отверстием под ось, в которую с торцов устанавливаются цапфы.

На головке правого раскоса имеется проушина, к которой подсоединяется шток цилиндра уборки и выпуска передней ноги. Горизонтальные болты головки имеют отверстия в виде паза для перемещения цапф внутри оси, что создает удобства при монтаже и демонтаже складывающегося подкоса.

Тяга необходима для предотвращения деформации раскосов при больших нагрузках. Нижнее звено -- это стальная труба, к которой с одного конца приварена головка, а с другого -- ввернуто ухо с подшипником. Ухо позволяет регулировать длину подкоса, а следовательно, его стрелу прогиба. Оно удерживается в трубе звена контргайкой и втулкой.



3.2 Расчет подкоса крепления передней стойки шасси на прочность

Дано: 3

G_ла=980000 Н

f=1,4 P_{под х} 2 45^°

n_ш = 2,5 P_под

l_1,3=1,7м P_к

l_2,3=0,7м 1 P_х

d = 0,050м

Материал подкоса 30ХГСН2А

МПа

Находится сил Р_к:

P_x=T=0,3G_ла n

где G_ла - максимальный вес летательного аппарата, Н;

f_к - коэффициент сцепления колеса с поверхностью;

n_ш - перегрузка;

P_x=T=0,3 G_ла ц_к n = 0,3 980001,42,5= 102900 Н

Составляется сумма моментов и находится сила P_{под х}:



?М_х = P_x l_1,3 - P_{под х} l_2,3 = 0.

P_{под х} = = =249900 Н

Так как подкос расположен под углом в 45^° к горизонтали, то находится осевая сила, действующая в подкосе:

P_под = = = 354411 Н

Находится расчётная нагрузка:

P_р = P_под f = 353411 1,4 = 494775 Н

где f - коэффициент запаса прочности

Напряжение при сжатии:

где площадь поперечного сечения трубы.

где 0,94 -это значение коэффициента понижения прочности при сжатии;

-временное сопротивление на сжатие материала трубы, для 30ХГСН2А .

Тогда



Из уравнения (1) находим наружный диаметр трубы :

Проверка подкоса на устойчивость при сжатии:

Находится критическое напряжение сжатия

где Е- модуль упругости I рода при сжатии;

- радиус инерции сечения;

-длина подкоса.

Выводы: Подкос выполнен из стали марки 30ХГСН2А, нижнее звено подкоса представляет собой полую трубу с внешним D =54мм и внутренним диаметрами d = 50мм диаметрами, расположен под углом 45^° к горизонтали, длина подкоса l = 0,4 м. Верхнее звено представляет собой вилку с внешним и внутренним диаметрами D =27мм и d = 25мм соответственно. Общая длина подкоса 0,98 м.



4. Сравнительная оценка спроектированного самолета

Производится сравнительная оценка самолета взятого за прототип Ту-154 со спроектированным самолетом Та-15.

Самолет Та-15 предназначен для перевозки пассажиров, багажа, груза на авиалиниях внутренних и международных линиях.

Характеристики самолета Ту-154 соответствуют требованиям норм летной годности. Эти же нормы летной годности были применены к проектированному самолету Та-15.

Максимальная взлетная масса самолета Та-15 98 000 кг. Максимальная взлетная масса самолета взятого за прототип Ту-154 составляет 98 000 кг. Из этого следует, что весовые характеристики самолета Ту-154 не отличаются от проектируемого самолета Та-15.

После расчета центровки можно сделать вывод, что центровка самолета Та-15 = 28% находится в допустимых пределах 21%САХ - 32%САХ центровки. Центровка при максимальной взлетной массе равной 98000 кг самолета Ту-154 составляет = 30%. Расход в цетровках показывает небольшие различия в применяемых материалах и компоновке.

Сравнивая летные характеристики можно сделать вывод что, крейсерская скорость самолета Та-15 V=850 км/ч меньше крейсерской скорости самолета Ту-154 V=950 км/ч.

Перегрузка на самолете Ту-154 составляет столько же, как и на проектированном самолете Та-15 - 2,5 единиц.

Главным достоинством самолета Та-15 оказались двигатели ТРДД НК-8-2У, отвечающие международным нормам по шуму на местности (глава 2 ИКАО) и более экономичные, чем двигатели Ту-154.

Также на самолёте установлено современное навигационное оборудование - комплекс KLN-90.

Также возможна небольшая модернизация конструкции, направленная на экономию топлива: концевые обтекатели крыла новой конфигурации. За счет уменьшения влияния концевых вихрей повышается аэродинамическое качество. Испытания подтвердили результаты продувок и показали при коммерческой загрузке 14000 кг и дальности 5000 км экономию топлива до 1000 кг. При годовом налете воздушного судна, равном 2000 часов, экономия топлива составляет свыше 100000 кг в год.

Реализация конструктивных улучшений, направленных на увеличение коммерческой загрузки ВС: облегченные полы сотовой конструкции. Данное улучшение позволяет облегчить вес полов самолета и тем самым увеличить коммерческую загрузку каждого модернизированного судна на 630 кг.

В частности оценка подкоса крепления передней стойки шасси - подкос удерживает амортизационную стойку шасси в выпущенном положении. Как и в прототипе, самолёте Ту-154, данный подкос состоит из двух звеньев, что позволяет ему складываться при уборке/выпуске шасси.

Звенья выполнены в виде полых труб из материала 30ХГСН2А, соединённых шарнирно карданом. Второе звено состоит из двух раскосов. Также во втором звене имеется тяга, предотвращающая деформацию подкоса при больших нагрузках. Каждый раскос сверху имеет Г-образную цапфу под ось.

Данная конструкция подкоса позволяет ему применяться на самолёте Та-15 при максимальной загрузки воздушного судна, которая соответствует максимальной взлётной массе прототипа. В отличие от прототипа, в котором применён материал 30ХГСНА, подобранный мною материал более прочный, что позволяет уменьшить диаметры звеньев подкоса, сохранив заданную устойчивость и вследствие уменьшить его массу.



Вывод

Выполнив данный курсовой проект, я углубил свои знания по дисциплине «Конструкция и прочность воздушных судов». Изучив тактико-технические характеристики самолёта Ту-154, был проведен анализ проектируемого самолёта Та-15.

В первом разделе было рассмотрена возможность реализации требований норм лётной годности к шасси данного воздушного судна.

Во втором разделе описывается компоновка самолёта, его основные геометрические, массовые и летные характеристики, составные части. Также были указаны материалы, из которых изготовлены элементы конструкции самолёта. Был произведён расчёт центровки самолёта Та-15 и определена точка центра тяжести.

В третьем разделе производилась разработка конструкции и расчёт на прочность подкоса передней стойки шасси, были подобраны материалы.

В четвертом разделе была произведена сравнительная оценка самолета взятого за прототип Ту-154 со спроектированным самолетом Та-15.

После проведения расчёта графически был изображён самолёт в двух проекциях и конструкция подкоса крепления передней стойки шасси на А1.



Литература

1. Авиационные правила, часть 23,25.

2. Шульженко М.Н. Конструкция самолетов. Машиностроение, 1971.

3. Волошин Ф.А. и др. Самолёт Ту-154. Конструкция и техническое обслуживание. Машиностроение, 1975.

4. Конспект лекций.

Размещено на Allbest.ru

...