Проектирование тяги системы управления

Будем считать, что тяга из сплава алюминия Д16Т основные характеристики которого приведены в таблице 4.12, а также она имеет в сечении кольце образный вид.

Таблица 4.11 – Характеристики сплава Д16Т

Марка
Д16Т	435	280	7.2	2.85

Рассмотрим тягу номер пять, для нее максимальное сжимающее усилие 3503 Н. Задача выбора размеров сжатого трубчатого элемента может быть описана тремя следующими уравнениями:

,(4.13)

где:‑ средний диаметр трубы;‑ толщина стенки трубы.

Уравнение критических напряжений местной потери устойчивости

,(4.14)

где:‑ коэффициент устойчивости, принимаем согласно;- модуль упругости для случая местной потери устойчивости.

, .

Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет вид

(4.15)

где ‑ коэффициент защемления, принимается для случая шарнирного закрепления концов трубы,;‑ модуль упругости для случая общей потери устойчивости;м ‑ расстояние между опорами трубы;- радиус инерции поперечного сечения трубы.

Для тонкостенных труб , тогда

Оптимальность решения поставленной задачи заключается в том, чтобы найти и, удовлетворяющие условию одновременного наступления всех трех возможных видов разрушения:

Для ,совместное решение уравнений имеет вид

(4.16)

В пределах упругости

За пределами упругости разрушения напряжения находятся по формуле:

(4.17)

где:

,

Диаметр трубы определяется из уравнения:

(4.18)

Толщину трубы можно определить из уравнения:

(4.19)

Определим интенсивность нагрузки:

(Н/м²)^1/3

Разрушающее напряжение для равноустойчивой трубы определяем из уравнения:

МПа

Разрушающие напряжения за пределами пропорциональности определяем по уравнению:

МПа

Определяем и:

МПа;

МПа;

м;

м.

Округляем полученную толщину до ближайшего большего сортаментного значения и принимаем мм.

Разрушающие напряжения сортаментной трубы определяем из уравнения:

МПа

За пределами упругости разрушающие напряжения определяются из уравнения:

; МПа

и вычисляем из уравнений:

МПа;

МПа;

Находим диаметр трубы:

м.

Принимаем значение сортаментного диаметра принимаем мм.

Производим проверку по разрушающим напряжениям местной потери устойчивости:

Проверим из условия прочности трубу при работе на растяжение, раннее полученные параметры её:

Следовательно, согласно отраслевой нормали выбираем регулируемую тягу управления 6371А-2-28-1-1800. Проектирование качалки управления

Усилие, которое действует на качалку со стороны тяги 3503 Н:

Определим силовую поворотную качалку, которая изготовлена из АК4 МПа. Определим длину втулки из условия работы её на смятие под болтом, считая что втулка из БрОЦС4-4-2,5МПа:

(4.20)

где - длина втулкиi проушины;

- диаметр болта, примем .

;

Втулки располагаем с двух сторон: Втулка В 5/9х5 ГОСТ 24833-81.

Вычислим приращение из условия работы проушины на разрыв:

(4.21)

м

м

где: ‑ коэффициент, учитывающий концентрацию напряжения.

Из условия технологичности минимальное значение приращения , для алюминиевых сплавов 4 мм. Но, учитывая также конструкцию тяги, принимаем. Следовательно, ширина проушин для двух случаев составит:

мм

Ширину проушины принимаем 20 мм.

Рычаги качалок коромыслового типа обычно выполняют двутаврового сечения с тонкой стенкой. Рычаг качалки от вилки до ступицы работает на изгиб. Нагрузки на рычаги незначительны, поэтому их сечение определяется не из условия прочности, а из соображений жесткости и технологичности. Для повышения жесткости рассчитываемую угловую качалку сделаем замкнутой треугольной формы. При проектировании такой качалки обеспечим пересечение осей всех проушин в центре ступицы и расположение центров тяжести сечений ребер на этих осях. В данном случае схема будет чисто ферменная. Будем считать, что в сечении ребра качалки имеют тавровое сечение рисунок 4.7. Для стыковки проушины с ребрами качалок задаемся мм, а также из-за небольших усилий задаемся толщиной ребрамм. Далее проверим самое нагруженное ребро (2-3) на три следующее условия:

Рисунок 4.3– Представление профиля в виде отдельных пластин

(4.22)

Уравнения критических напряжений местной потери устойчивости в двух случаях

где - коэффициент устойчивости, будем считать, что пластина имеет одностороннюю заделку, тогда.

Согласно гибкости ребра качалки относительно осей х и у рисунок 4.7 соответственно равны:

Так как гибкость ребра качалки относительно оси у наибольшая, то и общую устойчивость ребро потеряет относительно оси у раньше. Следовательно, расчет проводим для потери общей устойчивости относительно оси у.

Уравнение критических напряжений общей потери устойчивости имеет вид

(4.23)

Следовательно, три условия прочности и устойчивости выполняются. Для остальных ребер качалки назначаем такие же размеры сечения.

Для обеспечения базы при возможных непредвиденных боковых нагрузках в ступице устанавливаются два разнесенных подшипника. При этом ширину ступицы принимаем 30 мм.

Определим равнодействующую всех сил, приложенных к ступице, чтобы подобрать по усилию радиальный подшипник. Из рисунка 4.6 находим реакцию в ступице :

Н.

Тогда на каждый подшипник действует усилие =2123 Н. Эквивалентная нагрузка радиальный подшипник качения определяется по выражению:

(4.24)

где - радиальная нагрузка;

- коэффициент вращения, учитывающий какое кольцо вращается, т.к. принимаем что вращается внутреннее кольцо, то ;

- коэффициент безопасности, учитывающий режим работы (спокойная или ударная), принимаем ;

- температурный коэффициент, при температурах до ;

- коэффициент радиальной нагрузки, согласно .

Следовательно=2123 Н.

Динамическую грузоподъемность определяем по формуле:

(4.25)

где - частота вращения, принимаем;

- ресурс подшипника,;

- коэффициент, учитывающий надежность подшипника, принимаем надежность 0.9 тогда ;

- коэффициент, учитывающий качество материала подшипника, смазку и условия эксплуатации, принимаем обычные условия при изготовлении колец и тел качения из электрошлаковой стали, тогда .

Следовательно =3282 Н.

По динамической грузоподъемности подбираем радиальный однорядный шарикоподшипник. Данные подшипника приведены в таблице 4.12.

Таблица 4.12 – Данные подшипника

Условное обозначение подшипника
202	15	35	11	7800

Определим внешний диаметр ступицы из условия её работы на срез по формуле:

(4.26)

где- внешний диаметр подшипника;

- ширина ступицы;

- коэффициент, учитывающий концентрацию напряжений, .

Отсюда

мм

4.2.5 Техническое описание силовых элементов системы управления

Управление рулем высоты осуществляется от штурвальной колонки с помощью жесткой проводки с поступательным движением тяг. Тяги выполнены в виде дюралевых анодированных и загрунтованных регулируемых по длине труб Ø28…40 мм. На самолете так же устанавливается система автоматического управления. С помощью механизма автопилота включенного в систему управления выполняется приводится в движение качалка и тяга. Также установлен бустерный механизм.

4.2.6 Выводы

В данном разделе работы, была спроектирована система управления рулем высоты пассажирского самолета. Необходимо также отметить, что все большое внимание привлекают на данный момент электродистанционные системы управления, так как в таких системах можно получить более высокие точностные характеристики передаваемых управляющих сигналов, чем в механической проводке, а многие автоматические и вычислительные устройства для своей роботы уже давно используют электрические сигналы. В таких системах значительно проще решаются такие сложные вопроси, как обеспечение соответствия взаимных деформаций конструкции планера и проводки управления, борьба с трением в проводке управления, с люфтами и т.д. Однако рассмотренная выше механическая проводка управления, еще долго будет использоваться как резервная для обеспечения необходимого высокого уровня безопасности полетов.

4.3 Разработка конструкции силовых элементов системы крепления двигателя

4.3.1 Анализ схем системы крепления двигателя и конструктивных особенностей их выполнения на самолетах заданного типа

Система крепления двигателя предназначена для надежного подсоединения двигателя с установленными на нем агрегатами и оборудованием (насосами, генераторами, воздушным винтом, гондолой с капотами) к силовым узлам, например, шпангоутам, лонжеронам или балкам планера самолета.

Двигатели могут размещаться в фюзеляже, на крыле и в гондолах, установленных под крылом и в хвостовой части фюзеляжа. В настоящее время большое распространение получили компоновки силовых установок с креплением двигателей на пилонах под крылом (Ту-204, АН-148, Боинг-767 и т.д.). Конструкция пилона в этом случае должна воспринимать все виды нагрузок от двигателя и гондолы: нагрузки от веса, силы тяги и лобового сопротивления, боковые нагрузки; в каждом сечении пилона будут действовать кроме сил и моменты (изгибающий, крутящий).

Рис.4.4

Конструкция пилона состоит из рам с проушинами переднего крепления пилона к крылу, с проушиной заднего крепления пилона к крылу, скрепленных сверху и снизу продольными балками и профилями. С боков каркас пилона зашит панелями, сверху – обтекателем 1 и зализом 12.

Конструкция гондол двигателей включает в себя основной каркас для крепления створок и крышек гондолы и воздухозаборник. Элементы каркаса и воздухозаборнык крепятся к фитингам 7 двигателя при помощи кронштейнов 9 и регулируемых по длине тяг 10. Каркас гондолы состоит из шпангоутов 15 и 16, в верхней части которых имеются узлы подвески передних и задних створок 5 гондолы и полки с замками для крепления крышек 13 гондолы. Все гондолы взаимозаменяемы. Для уменьшения массы планера и получения аэродинамически гладкой поверхности гондол створки и крышки сделаны сотовыми. Для удержания створок в открытом положении они снабжены штангами 11 телескопического типа с шариковым замком и в закрытом состоянии запираются натяжными удобными в эксплуатации замками. Конструкция гондол двигателей также включает в себя: 2 – пилон; 3 – противопожарные перегородки; 4 – резиновый уплотнительный профиль на створке 5; 6 – профиль; 8 – двигатель; 14 – воздухозаборник; 17 – опорный профиль;

4.3.2 Выбор и обоснование схемы крепления двигателя

На самолете два двигателя ТРДД, расположенных на пилонах под крылом. Такая схема расположения двигателей имеет следующие преимущества, по отношению к другим схемам:

- разгрузка крыла в полете;

- двигатели являются противофлаттерными балансирами;

- двигатели демпфируют колебания при полете в турбулентной атмосфере (в болтанку);

- улучшаются условия обслуживания двигателей;

- есть возможность замены одного двигателя другим (например с большей степенью двухконтурности);

- повышенная пожарная безопасность;

- уменьшается шум в кабине;

- есть возможность выбора оптимального размера мотогондолы.

Среди недостатков основными являются увеличение сопротивления, возникновение большого разворачивающего момента в случае отказа одного из двигателей, повышенная пожарная опасность при посадке с убранным шасси, возможность попадания пыли, песка и грязи с поверхности ВПП.

Пилон – основное промежуточное звено между двигателем и крылом. Пилон крепится к силовым элементам крыла. Детали основного каркаса пилона выполняются из титановых сплавов или высокопрочной стали. Это отвечает требования высокой прочности и огнеупорности при малой массе. Крепление пилона во многом напоминает крепление двигателя.

4.3.3 Определение нагрузок и выбор материалов для силовых элементов системы крепления двигателя

В качестве исходных параметров предлагаются геометрические размеры двигателя (диаметр – 2195мм, длина – 4150мм), сухая масса – 3981кг, реактивная тяга: на взлетном режиме 210кН, на крейсерском режиме – 41,5кН.

Примем, что координата центра тяжести двигателя относительно входного устройства – Xц.т.=1890мм.

Тогда а=850мм, b=1200мм,

где а- расстояние от центра тяжести двигателя до переднего узла крепления вдоль оси X;

b – расстояние от центра тяжести двигателя до заднего узла крепления двигателя вдоль оси Х.

Рассмотрим расчетный случай А, соответствующий криволинейному полету самолета при углах атаки с максимальным коэффициентом подъемной силы. В этом случае расчетная сила прикладывается в центре тяжести и направляется перпендикулярно оси двигателя сверху вниз.

,

где f – коэффициент безопасности, принимаемый в данном расчетном случае 1,5;

nАЭ – эксплуатационная перегрузка, равна 2,5.