Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Gulfstream G650

.

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 воспринимаетусилие: .

5.1.4 Определение основных параметров амортизатора

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 использованКЭ 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 деталиравным 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