Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

После определения интенсивности отказов определяем вероятность безотказной работы элементов и узлов шасси как для невосстанавливаемой системы за время типового полета, равное 3 часа. Результаты сводим в таблицу 1.3.

Таблица 1.3. Значения вероятности безотказной работы элементов гидросистемы

По результатам расчетов Р(t) строим графики изменения вероятности безопасности работы элементов гидросистемы за время типового полета t=3ч. (Рис.1.2)

1.3 Конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154

При разработке конструктивных усовершенствований использовались: опыт эксплуатации шасси Ту-154, изучение технической литературы, информационный и патентный поиск.

В дипломном проекте произведены следующие конструктивные усовершенствования элементов шасси:

- усовершенствование тормозных дисков колес с заменой материала дисков и корпуса тормоза, оптимизация потока охлаждающего воздуха через тормоз;

- усовершенствование тормозного цилиндра;

- разработка бескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом с заменой материала;

- усовершенствование шарнирного узла шасси;

- усовершенствование замка убранного положения основной ноги шасси (ОНШ);

- усовершенствование устройства для перетекания жидкости в пневмогидравлическом амортизаторе передней опоры.

1.3.1 Усовершенствование тормозного цилиндра

У самолета Ту-154 в блоке цилиндров размещены 12 тормозных цилиндров с поршнями, 8 узлов растормаживания и 4 регулятора зазора цангового типа. Для уменьшения массы тормозного устройства в дипломном проекте предлагается тормозной узел [3], содержащий в себе три агрегата: гидроцилиндр с поршнем, узел растормаживания и регулятор зазора. Регулирование зазора происходит следующим образом. При выработке тормозных дисков нажимной цилиндр 59 уходит все дальше и дальше времени он начнет передвигать вправо втулку 55, которая будет насаживать втулку 57 на шаровую опору 56. В результате чего разжимается пружина 58 в незаторможенном положении устройства, поэтому при растормаживании нажимной цилиндр 59 уходит влево, не достигая своего прежнего положения. Вследствие чего поддерживается постоянный зазор между нажимным диском и тормозным пакетом.

1.3.1.1 Проверочный расчет тормозного устройства

Величина потребного эксплуатационного тормозного момента определяется с прототипа тормозного устройства самолета Ту-154.

(1.11.)

где ?Т=0.3 - коэффициент трения фрикционной пары прототипа (материал МКВ-50А-4НМХ);

SТ - осевое усилие сжатия;

RТ - радиус трения тормозных дисков;

nТ =10 - количество пар поверхностей трения.

Определим осевое усилие сжатия:

(H), (1.12.)

где DП =0.017 м - диаметр поршня торможения;

nП =12 - количество поршней торможения;

PТ =11МПа - рабочее давление в тормозной системе.

Определим радиус трения в тормозных дисках RТ:

(мм) = 0,139 м, (1.13)

где Rд =163,8 мм - внешний радиус диска,

rд = 114 мм - внутренний радиус диска.

Потребный тормозной момент:

(H·м).

Для проектируемого тормозного устройства осевое усилие сжатия дисков

, (1.14.)

где ?с-с =0,35 - коэффициент трения фрикционной пары "углерод-углерод";

nТ? =6 - количество пар поверхностей трения;

RТ? - радиус трения тормозных дисков,

(мм) =0,148 м, (1.15.)

где Rд? =176 мм - наружный радиус дисков;

rд? =120 мм - внутренний радиус дисков.

В результате получим

 (H).

Определим необходимое рабочее давление в тормозной системе.

PТ =PТ? + PТ?? + PТ???, (1.16.)

где PТ? - давление, необходимое для создания осевого усилия сжатия дисков SТ?,

PТ?? - давление, необходимое для обжатия возвратных пружин,

PТ??? - давление, необходимое для преодоления сил трения в регуляторах зазора.

(1.16.1.)

где Fn? - суммарная площадь всех тормозных цилиндров,

(1.16.2)

где Dn1 =0,042 м;

Dn2 =0,032 м.

Тогда суммарная площадь всех тормозных цилиндров равняется:

,

используя формулу (1.16.1.), получим:

 (Па) =8,646 МПа.

Давление, необходимое для обжатия возвратных пружин найдем по формуле:

(1.16.3.)

где nпр = 8 - количество узлов с пружинами растормаживания;

Pпр = 920 H - усилие, необходимое для обжатия пружины;

(Па) = 1,584 МПа;

Давление, необходимое для преодоления сил трения в регуляторах зазора равно:

(1.16.4.)

где nр = 8 - количество узлов поддержания постоянного зазора;

Pрз = 1500 H - усилие трения в регуляторе;

(Па) = 2,582 МПа;

Таким образом, необходимое рабочее давление в тормозной системе равно:

PТ = 8,646+1,584+2,582 = 12,812 (МПа).

1.3.2 Усовершенствование тормозных дисков колес

В связи с разработкой новых типов военных, гражданских, воздушно - космических летательных аппаратов в последнее время во всем мире остро встал вопрос о необходимости снижения веса и увеличения ресурса тормозов.

В качестве новых материалов для тормозов были предложены композиционные материалы на основе углерода, которые могут одновременно выполнять функции фрикционного материала, теплопоглатителя и силового элемента.

По величине коэффициента трения эти материалы не уступают традиционным, но при этом отличаются существенно более высокой износостойкостью. По поглощению тепла на единицу веса композиционные материалы на основе углерода уступают только бериллию. Их высокая теплопроводность способствует быстрому отводу тепла от тормозов.

Дополнительным преимуществом этих материалов при использовании в качестве силовых элементов является тот факт, что их прочность не снижается при повышении температуры. Это качество, в сочетании с низким коэффициентом теплового расширения, приводит к тому, что диапазон условий работы тормозов ограничивается только теплостойкостью примыкающих элементов конструкции.

При повышенных температурах достигается лучшее использование теплопоглощающей способности этих материалов в расчете на единицу веса. В настоящее время считаются возможными рабочие температуры порядка 1770 - 1870°C. Ожидается экономия веса за счет замены тормозов из стали и металлокерамики углеродными: на самолете Боинг 747 - 635 кгс, на самолете Боинг 757 - 272 кгс, на самолете Боинг 767 - 408 кгс.

В таблице дано сравнение фактического ресурса одного военного самолета и расчетного ресурса нескольких пассажирских самолетов.

В дипломном проекте предлагается использовать фрикционные вкладыши из углерода с нанесением на боковые поверхности теплозащитного покрытия из окиси алюминия. Для облегчения веса каркаса диска конструкция выполнена следующим образом. Крепление вкладышей обеспечивается за счет того, что на боковых поверхностях спиц каркаса выполнены внутренние скосы, образующие треугольный профиль, взаимодействующий с соответствующим профилем боковой поверхности вкладышей. Причем каркас выполнен сборным, состоящим из спиц, скрепленных с кольцом, либо из двух симметричных одинаковых частей [4].

На рис.1.4. показан диск с прикрепленными спицами, общий вид; разрезы по А-А, Б-Б и В-В; диск выполненный из двух одинаковых частей с разрезом Г-Г.

Каркас тормозного диска представляет собой кольцо 1 с выступами 2, к которым крепят с помощью заклепок 3 спицы 4, имеющие в боковой поверхности треугольный профиль. Теплопоглощающие вкладыши 5 устанавливаются между спицами и упираются в них. В другом варианте выполнения диска вкладыши 5 установлены между двумя половинками каркаса. Боковые поверхности вкладышей имеют теплозащитное покрытие из окиси алюминия толщиной 0,3 мм. Оно позволяет предохранить силовые элементы диска от тепловых напряжений, возникающих от градиента температур при его остывании. Спицы имеют возможность некоторого перемещения в плоскости, перпендикулярной к плоскости трения, благодаря чему вкладыши могут самоустанавливаться.

В ходе эксплуатации воздушных судов подвижные и неподвижные диски изнашиваются до величины, которая зависит от того, как часто имела место нестабильная циклоидальная вибрация дисков. Еще одно предлагаемое конструктивное усовершенствование решает проблему нежелательных радиальных циклических вибраций с помощью образования на дисках периферических вытянутых кольцевых бороздок на радиальных поверхностях подвижных и неподвижных дисков, таким образом, радиальные борозды играют роль гасителей нежелательных колебаний и сводят к минимуму радиальное перемещение дисков. Это позволяет продлить ресурс тормозных дисков. Сечение дисков показано на рис.1.5.

Рис.1.5.

1.3.2.1 Расчет энергоемкости тормоза [5]

Энергоемкость тормозного узла:

(1.17.)

где Q - количество тепла, выделяющегося при работе тормоза;

n - количество тормозных устройств в колесе;

ккал/кг·ч - механический эквивалент тепла.

Количество тепла, выделяющегося при работе и поглощенное тормозом:

(1.18.)

где KР=0,85 - коэффициент рассеивания тепла;

Gi - вес отдельных элементов тормоза;

CPi - удельная теплоемкость элементов тормоза;

?Qv - прирост среднемассовой температуры пакета дисков,

?Qv =Qv-Q0. (1.19.)

Удельные теплоемкости стали и углерода:

CР ст =0,15кал/г·град ;

CР уг =0,35кал/г·град .

Плотность стали и углерода:

?ст =0,009г/мм3;

?уг =0,0025г/мм3.

Вес стальных и углеродных элементов определяется через плотность и объем:

(1.20.)

Для получения объема со сборочных чертежей тормозных дисков снимаются соответствующие размеры элементов. Объем стальных и углеродных элементов:

Wст =625472,4 мм3;

Wуг =5124286,15 мм3.

Пользуясь формулой (1.20.) получим:

Gст =625472,4?0,009=5629,25 г;

Gуг =5124286,15?0,00225=11529,64 г.

Теплоемкость тормозного пакета:

4883,76(кал/град)=4,8838ккал/град

Среднемассовая температура пакета дисков:

(1.21.)

где Q0=15°C - начальная температура дисков;

(1.22.)

где AT находим по формуле:

где Gпос =74000 кг - посадочная масса самолета;

Vпос =64м/с - посадочная скорость самолета;

aT =0,7 - поправочный коэффициент;

nT =12 - количество тормозных колес;

тогда

9688758,33 (H·м)=987641,01кг·м;

2312,98 (ккал);

572,2(°C).

Для современных тормозных устройств максимально допустимая температура пакета дисков не должна превышать 500°С. В результате расчета мы получили температуру пакета дисков больше чем допустимая. Учитывая, что в тормозных колесах установлены вентиляторы для принудительного охлаждения тормозного пакета, а также стоит тепловой экран из композиционного материала на основе углерода для защиты корпуса колеса от нагрева. И учитывая, что фрикционная пара "углерод - углерод" работает лучше в условиях высоких температур, можно сделать вывод о том, что проектируемое тормозное устройство будет работать в допустимых температурных условиях.

1.3.2.2 Проверочный расчет корпуса тормозного устройства [6]

Расчет производим в наиболее опасных сечениях: 1-1,2-2 и 3-3 (рис.1.6.). Для уменьшения веса корпуса тормозного устройства и увеличения его надежности в качестве материала для его изготовления предлагается ультравысокопрочная сталь 300М разработанная в США [7]. Химический состав стали; C -0,39?0,44%; Si - 1,5?1,8%; Ni - 1,65?2%; Cr - 0,7?0,95%; Mo - 0,3?0,45%; V - 0,05?0,1%. Для этой стали ?в=1900 МПа. Из этой стали, изготовлены шасси самолетов Boeing 727, Boeing 737, Boeing 747.

При расчете принимается пониженный временный предел прочности материала с учетом его нагрева:

?в?=0,84??в =0,84?1900=1596 (МПа). (1.23.)

Сечение 1-1:

В сечении 1-1 прочность корпуса тормоза проверяется на изгиб от действия осевой силы. Определим разрушающую осевую силу SТ.разр:

SТ разр= K?SТ?, (1.24.)

где K=3 - коэффициент безопасности;

ST?=40177 H - осевое усилие сжатия дисков в проектируемом тормозном устройстве;

SТ разр= 3?40177=120531 H.

Определим нормальные напряжения от изгиба для растянутых и сжатых волокон:

(1.25.)

где L=R1-RT - плечо приложения разрушающей осевой нагрузки;

R1=0,094 м - радиус сечения 1-1;

RТ=0,078 м - радиус приложения разрушающей осевой нагрузки SТ разр,

L=0,094-0,078=0,016 (м);

W - момент сопротивления сечения,

(1.26.)

где R1 - радиус сечения 1-1;

h1= 0,006 м - толщина стенки тормозного устройства;

(м3);

5,4446?108 (Па)=544,46 МПа.

Определим коэффициент избытка прочности:

где Kп=1,1 - коэффициент пластичности материала,

Сечение 2-2

В сечении 2-2 определяются нормальные напряжения при изгибе с растяжением по формуле:

(1.27.)

где F - площадь расчетного сечения:

F= n ? [b?H - (b-a) ? b1 - 2?b2?b3] ; (1.28.)

n =15 - количество участков "В" (рис.1.7.);

H=9 мм =0,009 м - высота участка "В";

a=0,018 м;

b1=0,006 м;

b2= H-b1 =0,009-0,006=0,003 (м);

b3=0,007 м - радиус отверстия;

(1.29.)

где R0=0,105 м - внутренний радиус сечения;

Rв=0,108 м - см. рис.1.6.;

(м);

F =15?[0,0446?0,009-(0,0446-0,018)?0,006-2?0,007?0,003] =0,00299( м2);

Wр - момент сопротивления сечения,

(1.30.)

где Yс - координата центра тяжести сечения:

 (1.31.)

I - момент инерции всего сечения:

I= nI1, (1.32.)

где I1 - момент инерции одного элемента сечения:

(1.33.)

следовательно

тогда

I=15?1,82?10-9=2,73?10-8 м4;

(м3);

L2 - плечо приложения силы SТ разр в сечении 2-2

L2=0,016+0,0056=0,0216 (м).

Используя формулу (1.27.) найдем нормальное напряжение:

5,742?108 (Па)=574,2 МПа.

Коэффициент избытка прочности равен:

(1.35.)

тогда

=2,036.

Сечение 3-3

В сечении 3-3 производим расчет на срез от действия на опорный буртик через полукольца осевого усилия SТ разр:

(1.36.)

где F - площадь сечения среза:

F=(2??R-n?b)?h3, или

F=n?a?h3, (1.37)

где n - количество участков "В";

h3=0,002 м - толщина опорного буртика;

F=15?0,018?0,002=8,1?10-4 (м2);

Коэффициент избытка прочности:

1.3.2.3 Расчет на смятие опорного буртика корпуса тормоза

под стопорным полукольцом

Напряжение смятия:

(1.38.)

где SТ разр - осевая разрушающая нагрузка;

Fсм - площадь смятия,

Fсм= n?a?(Rк - R3 - 2?Sф), (1.39.)

где Rк=0,114 м - наружный радиус корпуса тормозного устройства;

R3=0,1125 м - радиус дна канавки;

Sф=0,0003 м - размер фаски;

Fсм=15?0,018?(0,114 - 0,1125 - 2?0,0003)=2,43?10-4 (м2);

тогда

Коэффициент избытка прочности:

(1.40.)

где K=0,6;

1.3.2.4 Расчет стопорных колец

В качестве материала для стопорных колец выбираем сплав 20Х для которой предел временной прочности ?в=390 МПа.

Для расчета используем пониженный предел временной прочности:

?в?=0,9??в=0,9?390=351 (МПа).

Расчет стопорных полуколец ведется на срез и смятие.

Напряжение среза:

 (1.41.)

где F=??Dк?bк - площадь среза;

Dк=0,225 м - внутренний диаметр кольца;

bк=0,002 м - ширина кольца (рис.1.8.);

F=3,14?0,225?0,002=1,413?10-3 (м2);

Коэффициент избытка прочности:

Напряжение смятия:

(1.42.)

где SТ разр - осевая разрушающая нагрузка;

Fсм - площадь смятия,

Fсм=2??(Rк+ hк /4)?(hк /2 - 2?Sф), (1.43.)

где Rк - внутренний радиус кольца;

hк=0,004 м - высота сечения кольца;

Sф=0,0003 м - высота фаски;

Fсм=2?3,14?(0,1125 + 0,004/4)?(0,004/2 - 2?0,0009)=9,978?10-4 (м2);

Коэффициент избытка прочности:

1.3.3 Разработка бескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом

На существующем тормозном колесе КТ-141Е применен барабан со съемной ребордой. Такая конструкция колеса имеет следующие недостатки: невысокий уровень надежности (разрушение реборды и срыв пневматика с корпуса во время посадки), трудности при замене пневматика, невозможность применения бескамерного пневматика. По нормали ИКАО колесо не должно разрушатся при пробеге с разрушенным пневматиком на дистанции до 3000 м.

Предлагается заменить барабан колеса на барабан с разъемным корпусом, на котором можно применить пневматик бескамерный высокого давления. Такой барабан укомплектовывается легкоплавкой вставкой, для сброса давления воздуха в тормозное устройство при перегреве тормозов во избежание разрушения пневматика из-за повышения давления в нем.

Предлагается заменить материал колеса. Вместо существующего магниевого сплава применить алюминиевый сплав 7049 - Т73, разработанный фирмой Kaiser (США). Этот сплав применяется для замены деталей на самолетах F-111, Jet Stream и производства новых элементов самолетов F-5 и F-16 [7]. Временный предел прочности сплава 7049 - Т73 ?в=490 МПа.

1.3.3.1 Проверочный расчет усовершенствованного колеса

Исходные данные для расчета [6]:

- габаритные размеры пневматика:

диаметр D=930 мм=0,93 м;

ширина B=305 мм=0,305 м;

- рабочее давление в пневматиках:

P0=9,5 кг/см2=0,95 МПа;

- обжатие пневматика при взлетной массе самолета:

?СТ взл=70 мм=0,07 м;

- обжатие пневматика при посадочной массе самолета:

?СТ пос=57 мм=0,057 м;

- радиус качения пневматика:

(1.44)

Rк взл=0,93/2 - 0,07=0,395 м;

Rк пос=0,93/2 - 0,057=0,408 м;

- усадка при полном обжатии пневматика:

?п.о.=187 мм=0,187 м;

- стояночная нагрузка на колесо:

(1.45.)

где 0,9 - коэффициент указывающий долю нагрузки воспринимаемой основными опорами,

mвзл= 97000 кг - взлетная масса самолета,

mпос= 74000 кг - посадочная масса самолета,

n =12 - количество колес основных опор,

PСТ взл=

PСТ пос=

- взлетная скорость:

Vвзл=77м/с ;

- посадочная скорость:

Vпос=67м/с ;

- коэффициент трения пневматика о ВПП:

?к=0,3;

- коэффициент трения пары "углерод-углерод":

Страницы: 1, 2, 3, 4