Учебные пособия / Тарасов Ю.Л. Расчет на прочность
...pdf3ОЦЕНКА ПРОЧНОСТИ с и л о в ы х ЭЛЕМЕНТОВ СЕЧЕНИЯ КРЫЛА
П рочность силовых элементов сечения кры ла определяется условиями прочности или коэффициентами избы тка прочности f].
Величина этих коэффицентов должна быть не меньше 1. Обычно rj = 1... 1,2.
Для элементов конструкции крыла, работаю щ их на растяжение и сж атие при изгибе, величина коэффициентов избы тка прочности определяется по формуле
где а ^ р - разрушающее напряжение для таких элементов конструкции,
как пояс лонжерона, стрингер, панель обшивки; <т - нормальны е напряжения, величина которых найдена при расчете
нормальных напряжений от изгиба крыла (см. таблицу 2.3).
Для элементов крыла, работающих в условиях сдвига при изгибе
и кручении крыла, величина /; находится по формуле |
|
П = ~ ^ - |
(3.2) |
Здесь тра1р - величина разруш аю щ его напряж ения для таких элементов конструкции крыла, как панель обшивки, стенки лонжерона;
т, „1 - касательные напряжения, величина которых найдена при расчете крыла на сдвиг и кручение (см. таблицу 2.8).
П ри вычислении разруш аю щ их и действую щ их напряжений следует воспользоваться данными, представленными в таблице 3.1.
Результаты вычислений представляются в виде таблицы 3.2.
50
Т аблица 3.1 - Величина разруш аю щ их и действующих напряжений для элементов конструкции крыла
№Элементы
Пояса
1
лонжеронов
2Стрингеры
Общивка
крыла
3
4 Стенки
Вид
деформации
растяжение
сжатие
растяжение
сжатие
сдвиг
сдвиг и сжатие
сжатие и сдвиг
растяжение и сдвиг
сдвиг
Напряжение
Разрушающее |
Действующее |
X ег”, X с г ”2 |
<7 |
|
|
|
ст |
|
X а |
”, |
X сг"2 |
a |
rj(pt |
|
_ M.ofiui |
a |
ntpt |
|
|
|
|
||
|
|
|
г,,о |
|
т0> = т |
h - — |
|
|
|
tx KD |
а кр |
|
сг |
|
|
|
|
_ |
|
|
|
N4 " 2 |
4 с г г + 4 г ' |
|
|
|
|
С,о |
Таблица 3.2 - Коэффициенты избытка прочности |
|
.............................................................. |
|
№ элемента продольного набора |
ст, |
|
сг, |
1
|
2 |
|
1 |
|
|
|
3 |
|
|
|
|
m |
|
|
|
|
|
№ участка обшивки, стенки |
^ .г |
с ,.| |
/ 7 = TJ’aj-p- |
||
0 |
- |
1 |
|
|
|
1 |
- |
2 |
|
|
|
2-3 |
|
|
|
||
т - |
0 |
|
|
|
51
4 Р А С Ч Е Т Ш А С С И
Ш асси сам олета предназначено для обеспечения опирания самолета на поверхность стоянки, разбега его при взлете, пробега при посадке, передвиж ения по аэродром у, а такж е для поглощ ения и рассеивания энергии ударов при этом.
В настоящей главе пособия излагается проектировочный расчет шасси (подбор колес и основных параметров ам ортизатора), а также силовой расчет стойки (определение внешних нагрузок по заданному расчетному случаю , построение эпюр силовых факторов и подбор сечений для основных элементов стойки) и оценка прочности.
4.1 И сходны е данные для расчета шасси
Исходными данными для расчета шасси являются посадочная (тпо ) и взлетная {т ) массы самолета, взлетная и посадочная скорости, схема размещ ения шасси на самолете и расположение ам ортизатора на стойке.
П ри отсутствии данных о посадочной массе можно принять:
4.1.1 Схема расположения шасси на самолете
Н а соврем енны х сам олетах применяется трехопорная схема шасси с носовой или хвостовой опорой, двухопорная или велосипедная и м ногоопорная схема. Н аибольш ее распространение имеет трехопор ная схема с носовой опорой.
М ногоопорная схема шасси используется на тяжелых транспорт ных и пассажирских самолетах.
В данном пособии рассматривается расчет только основных (главных) стоек.
52
4.1.2 Располож ение амортизатора на стойке
Передача усилий и упругие характеристики амортизации зависят от взаимного расположения амортизатора и колес настойке. Различают шасси гелескопического типа (с непосредственным креплением колес на штоке амортизатора, рис. 4.1, а) и с рычажной подвеской колес (рис. 4.1, б). Для тяжелых самолетов применяют стойки с многоколесными тележками.
НН |
б) |
Рисунок 4.1 - Расположение амортизатора на стойке
4.2 П одбор параметров амортизационной системы
Перед подбором параметров амортизационной системы необхо димо выбрать схему шасси (трехопорное, велосипедное или многоопор ное) и тип ам ортизатора.
Для легких самолетов с большой посадочной скоростью рекомен дуется рычаж ная подвеска колес. Главные стойки тяжелых самолетов выполняются в виде многоколесных тележек.
53
4.2.1 Подбор колес
Колеса подбираю тся по каталогу . В начале вы бирается тип колеса: полубалонное, арочное или вы сокого давления. П ри этом необходимо иметь в виду следующее.
Колеса полубалонного типа имеют низкое давление зарядки (0,2...0,4 М П а), арочного - среднее (0,4...0,6 М Па), вы сокого - высокое (0,7...1,4 М П а). Возмож но применение пневматиков сверхвысокого давления (2...2,2 М Па).
Колеса с арочны ми пневматиками и пневматиками высокого давления применяются на самолетах, эксплуатируемых на подготов ленных аэродромах и имеющих скорости движения 180 км/час и более.
П ри эксплуатации самолетов на грунтовых аэродромах давление в пневматике не долж но превы ш ать 0,5 М П а при твердом грунте и 0,3 М П а при мягком грунте.
П одб ор разм ера колес для главны х стоек производится по стояночной в э д э ш т и посадочной натруэсзи <Pcmaj , и Рстпос), которые
находятся распределением массы самолета между стойками (опорами) по правилам механики. Подбирается колесо так, чтобы выдерживалось неравенство
|
|
|
|
|
|
|
|
|
( 4 . 1 ) |
где Рстт |
- максимальная стояночная нагрузка по каталогу колес как |
||||||||
для взлетной, так и для посадочной массы. |
|
|
|
||||||
Д ля |
сохранения |
стоян очн ого обж атия при взлетной массе |
|||||||
устанавливается потребное давление в колесе |
|
||||||||
|
|
|
|
|
Рс т в зч |
|
|
(4.2) |
|
|
|
А> = Ротач р |
— , |
|
|||||
|
|
|
|
|
суя шачвз? |
|
|
|
|
где р йтах - давление в колесе, |
соответствующее Р тгаах лп. |
||||||||
Зная р„, можно определить максимально допустимую силу Р ч |
|||||||||
|
|
Р |
— |
D |
|
Рч |
|
|
|
|
|
' |
|
' " ' " “ ' г а |
Umax |
|
|
( 4 . 3 ) |
|
|
|
|
|
|
г |
|
|
|
|
Н аходится максимально допустимая работа при давлении : |
|||||||||
|
|
|
|
|
Р 1(max |
|
|
(4.4) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
и определяется полное обжатие 5„„ |
и соответствующая ему работа ,,: |
||||||||
|
5„„ = 1,055 |
„ |
А |
=1 |
’ |
\А |
u.d. |
||
|
п о |
’ |
|
V д 1 |
/ 1 п о |
|
|
54
Далее строится диаграм м а обжатия колеса (рис. 4.2), которую можно аппроксим ировать уравнением
P {8)= k,S + k25 \ |
(4.5) |
коэффициенты которого /с, и к2 определяются по формулам
ЗА,, |
, к. |
6А.. |
--Р .. |
(4.6) |
|
|
Л |
а. |
Р
Р,
Р„„
Р,
5„. |
S, |
5 |
Рисунок 4.2 - Диаграмма обжатия колеса
В ы писы вается из каталога колес разруш аю щ ая радиальная нагрузка (Р ,ш:/) и определяется предельная нагрузка на колесо из условия его прочности:
Рк < О15Р |
рол ршр |
лр —“I |
Все полученные данные заносим в таблицу 4.1.
Таблица 4.1 - Параметры колеса
Размер |
Р |
cmви |
Р |
Р« |
So, Лор Пр Van °пос |
|
колеса |
||||||
|
4cmnot |
Данные по каталогу
Данные для самолета
55
4.2.2 Подбор параметров жидкостно-газовой амортизации
4.2.2.1Исходные данные для расчета
Эксплуатационная работа, которую долж на воспринять аморти зационная система главной ноги (стойка + пневматики), находится по формуле
<4-7)
где |
Vy = |
+ О Д + 8)>2,8 м /с , |
(4.8) |
V- посадочная скорость самолета (м/с);
т- посадочная масса самолета (кг).
Для трехопорного шасси в формуле (4.7) необходимо принять
М= , для шасси велосипедного типа М = ттс.
Определяется максимальная работа: |
|
= 1,84’ |
(4.9) |
Подбор параметров амортизации ведется из условия поглощения работы 4"’" при нагрузках, не превышающих предельной нагрузки для
стойки шасси Рс , которая определяется прочностью колеса, |
г. с.: |
с = г/>; |
С4.Ю) |
где Z - число колес на одной стойке. |
|
Определяется работа, приходящ аяся на одну стойку: |
|
/ С ' = / Г а'- 2 Д ,„ |
(4.11) |
Н аходится сила обж атия пневматика Ри к моменту трогания |
|
порш ня с места: |
|
Ро=п0Рстпк |
(4.12) |
Для легких самолетов п0 = 0,8 -1,1; для тяжелых пп = 0,5 - 0.8.
4.2.2.2Определяется полный ход поршня S“
5m.x =
(4.13)
7гД >„, ■
Здесь г] - коэффициент полноты диаграммы (0,6...0,8);
Ф.ч - значение передаточного отнош ения <р„ к концу хода поршня.
56
Д ля шасси с телескопическим амортизатором <р„ не зависит от хода порш ня и равно cos а (см. рис. 4.1, а).
Для шасси с рычажной подвеской колеса значения передаточного отнош ения находятся по формуле
4>,=~с . |
(4.14) |
Определение размеров а и с производится графически. С этой целью вычеркивается геометрическая схема, представленная на рис. 4.3. Н еобходимо рассмотреть несколько возможных различных положений оси колеса, например, не менее 8... 10, вычислить по формуле (4.14) соот ветствующие передаточные отношения и построить кривую 1(рис. 4.4).
Рисунок 4.3 - Геометрическая схема шасси
57
n-1
9,
|
|
|
S |
Рисунок 4.4 |
- График 9 >„(S) и u ( S ) |
||
С целью определения <рк |
и |
определяются несколько значений |
|
<Рв по формуле, полученной на основании (4.13): |
|||
|
|
А “1Ч |
|
<Р. = |
— ~ |
(4.15) |
|
|
|
rpP^S |
|
Полученные результаты представляются в виде кривой 2 (рис. 4.8). |
|||
Точка пересечения кривых |
1 и 2 |
определит искомые значения |
хода порш ня S Kи передаточного отношения <р„,.
Желательно, чтобы угол ®0 былбольшеЗО градусов, а передаточное число <р,0 в начальны й момент обжатия амортизации было примерно
равно 1,5...2,5 и изменялось в небольших пределах ( — < 1,5-2,0).
|
|
<Р,о |
|
|
Далее определяется ход поршня, исходя из поглощения А‘ : |
||
|
7Рр,,б<Рю |
(4.16) |
|
|
|
||
где |
= |
|
(4.17) |
|
Х од порш ня при поглощении /4тах должен бы ть больш е |
: |
|
|
S ™ ' >(1,1.,.l,2)s; |
(4.18) |
|
|
В противном случае его следует увеличить, уменьшив в дальней |
||
ших расчетах Р пк р , соответственно и |
. |
|
58
4.2.2.3 В зависимости от типа конструкции шасси находится
функция трения в направляющих
Для ры чаж ного шасси с качающимся амортизатором ip(s) = 0 . П ри д р у ги х схем ах ш асси для оп ред елен и я (^(S) м ож но
воспользоваться рекомендациями учебного пособия /8/.
Д ля шасси телескопического типа функция трения в момент
трогания поршня не долж на превышать 0,25, т. е. |
|
=t/(0) = / / ^ i w g a < 0 ,2 5 . |
(4.19) |
О |
|
Из этого условия определяются соотношения между геометричес кими параметрами шасси (a, b, tga).
4.2.2.4 Приведенная длина газовой камеры
Приведенная длина газовой камеры Н находится из соотношения
|
* = 1- |
О-^окоД, |
(4.20) |
|
|
Н |
|
|
|
Здесь п - показатель политропы, |
изменяющийся в пределах 1,1...1,3. |
|||
5 |
не должно превышать 0,8, |
иначе в конце хода |
||
О тнош ение —s- |
||||
Н |
|
|
|
|
поршня может бы ть слишком больш ое давление р. |
||||
Если окажется, |
5 |
|
то необходимо изменить коэффи- |
|
что - ^ > 0 ,8 , |
||||
|
Н |
|
пп. Если изменение пп в пределах, |
|
циенз предварительной затяжки |
приведенных в 4.2.2.1, не дает желаемого результата, необходимо уменьшить предельную нагрузку Ркр . Но при этом необходимо заново
определить полный ход поршня |
по (4.13). |
4.2.2.5Площадь газового поршня
П лощ адь газового поршня определяется по формуле
V ил. |
(>+*Ф„ |
Коэффициент К = 0.1 - |
0,2. |
Для телескопического шасси р 0 = (l,2...2)M7a , для рычажного
р„ = (3...7) МПа .
59