Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

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":

?с-с=0,35;

- коэффициент трения пары МКВ-50 - 4НМХ:

?Т=0,3.

1.3.3.2 Расчет нагрузок, действующих на корпус колеса и реборды [5]

Расчетными нагрузками, действующими на корпус колеса, являются осевые, радиальные и боковые усилия.

Величину осевой нагрузки определим по формуле:

Q=??Pp?[(R-rп)2-R0], (1.46.)

где Pp - расчетное давление в пневматике,

Pp=k?P0 , (1.47.)

P0=0,95 МПа - рабочее давление в пневматике,

k=3 - коэффициент запаса прочности,

Pp=3?0,95=2,85 (МПа);

R=0,465 м - радиус пневматика

rп=0,1525 м - радиус круглого сечения пневматика;

(1.48.)

Подставим данные в выражение (1.46.) получим:

Q=3,14?2,85?[(0,465-0,1525)2-0,2042]?106=501504,2 (Н).

Разрушающая радиальная нагрузка на колесо:

Pразр=kp?PСТ взл max , (1.49)

где kp=6,5 - коэффициент безопасности;

PСТ взл max=71367,36 Н - стояночная нагрузка на колесо со взлетной массой самолета;

Pразр=6,5?71367,36=463887,84 (Н).

Радиальная нагрузка будет уравновешиваться реактивными силами R1 и R2, действующих на корпус колеса через середину наружных обойм подшипников (рис 1.9.).

Момент радиальной нагрузки относительно точки "0" будет равен:

(1.50)

где Pразр - радиальная разрушающая нагрузка;

b0 - ширина колеса между серединами вершин обойм;

a - расстояние от подшипника до плоскости разъема колеса.

Тогда уравнение сумм моментов относительно точек приложения будет иметь вид:

(1.51.)

следовательно:

(1.52.)

Боковая разрушающая нагрузка:

Pбок=kб?PСТ взл max , (1.53)

где kб=2,5 - коэффициент безопасности

Pбок=2,5?71367,36=178418,4 (Н).

Радиус приложения боковой нагрузки:

(1.54.)

где D=0,93 м - диаметр пневматика;

?п.о.=0,187 - усадка при полном обжатии пневматика;

 (м).

Боковая сила Pбок создает боковой момент:

Mбок=Pбок?Rбок , (1.55.)

где Pбок - боковая разрушающая нагрузка;

Rбок - радиус приложения боковой нагрузки;

Mбок=178418,4?0,3247=57932,45 (Н·м).

Мбок будет уравновешиваться реактивными силами Fбок и Pбок?, действующими на корпус колеса через внешние обоймы подшипников (рис.1.10.):

(1.56.)

где Mбок - боковой момент;

b0=0,154 м - расстояние между серединами внешних обойм подшипников;

(Н),

Pбок?=Pбок=178418,4 Н.

1.3.3.3 Расчет на прочность реборды колеса

Реборда работает на изгиб, как консольная балка, нагруженная силой Q (рис.1.11.).

Расчет произведем в трех сечениях.

Сечение 1-1:

Момент сопротивления сечения:

(1.57.)

где D0=0,41 м - диаметр сечения 1-1;

b =0,015 м - минимальная толщина сечения;

(м3).

Нормальное напряжение при изгибе:

?р=?сж= (1.58.)

где L - плечо приложения силы Q,

(1.59.)

где D0=0,41 м - диаметр сечения,

D1=0,478 м - диаметр реборды,

(м);

Q=501504,2 Н - осевая нагрузка;

W - момент сопротивления сечения;

(МПа).

Коэффициент избытка прочности:

(1.60.)

где kп=1,35 - коэффициент пластичности;

?в?- пониженный временный предел прочности материала:

?в?=0,78??в, (1.61)

?в?=0,78?490=382,2 (МПа);

тогда

Определим касательные напряжения при изгибе:

?max= (1.62.)

где Q=501504,2 Н - осевая нагрузка;

F - площадь поперечного сечения:

F=??D0?b, (1.63.)

D0=0,41 м - диаметр сечения,

b=0,015 м - минимальная толщина сечения,

F=3,14?0,41?0,15=0,01931 (м2);

тогда

?max= = 38956824 (Па)=38,96 МПа.

Коэффициент избытка прочности:

(1.64.)

где ?в? - пониженный временный предел прочности;

?max - касательные напряжения при изгибе;

Сечение 1-2:

Средний диаметр сечения будет равен:

Dср=D0 - h1?sin ?, (1.65.)

где h1=0,02 м - высота сечения;

? = 45° - угол между сечениями 1-1 и 1-2;

Dср=0,41-0,02?sin 45°=0,3959 м.

Нормальные напряжения для зон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:

?р = ?и+?р?= (1.66.)

где L1 - плечо приложения силы Q,

L1=L+(м);

Wр - момент сопротивления сечения,

Wр= (1.67.)

где Dср - средний диаметр сечения,

h1 - высота сечения,

Wр= (м3);

F - площадь сечения 1-2,

F=??Dср?h1=3,14?0,3959?0,02=0,0249 (м2);

тогда

Коэффициент избытка прочности:

(1.68.)

где kп=1,35 - коэффициент пластичности,

используя формулу (1.68.) получим:

Сечение 1-3:

Средний диаметр сечения 1-3:

Dср=D0 - (1,69)

где D0=0,41 м - диаметр сечения 1-1;

h2=0,02 м - высота сечения 1-3;

Dср=0,41-

Нормальные напряжения для зон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:

?р = ?и+?р? (1.70.)

где L2 - плечо приложения силы Q в сечении 1-3,

L2=L+

Wр - момент сопротивления сечения,

Wр= (1.71.)

где Dср - средний диаметр сечения 1-3,

h2 - высота сечения 1-3,

Wр=

F - площадь сечения 1-3,

F=??Dср?h2=3,14?0,4?0,02=0,0251 (м2);

тогда

Коэффициент избытка прочности:

(1.72.)

где kп=1,35 - коэффициент пластичности,

используя формулу (1.68.) получим:

1.3.3.4 Расчет болтов, соединяющих внутреннюю и внешнюю части барабана колеса

Сила, действующая на болты:

Q1=??Pp?[(R-rп)2-Rz2], (1.73.)

где Pp=2,85 МПа - расчетное давление в пневматике;

R=0,465 м - радиус пневматика;

rп=0,1525 м - радиус круглого сечения пневматика;

Rz=0,1305 м - радиус установки болтов;

Q1=3,14?2,85?106?[(0,465-0,1525)2-0,13052]=721522 (Н).

Кроме осевой силы Q1 на болты действует сила P от предварительной затяжки гайки. Величина силы P принимается 15?20% от величины разрушающих нагрузок Pp?:

 (1.74.)

где Z=6 - количество болтов,

Усилие затяжки болта:

P=0,15?Pp?, (1.75.)

P=0,15?120253,6=18038,04 (H).

Напряжение разрыва болта по резьбе:

(1.76)

где Р - усилие затяжки болта;

Pp?- разрушающая нагрузка на болт;

d0 - минимальный диаметр болта по резьбе:

d0=d-2?h, (1.77.)

где d=0,025 м - диаметр болта,

h=0,0015 м - высота резьбы,

d0=0,025-2?0,0015=0,022 (м);

(Па)=363,98 МПа.

В качестве материала для болтов принимаем сталь 30ХГСА?, для которых временный предел прочности ?в=1373 МПа.

Коэффициент избытка прочности:

(1.64.)

тогда

1.3.3.5 Разрушающее давление в гидравлической системе тормозов

Разрушающее давление в гидравлической системе тормозов PТ разр найдем по формуле:

(1.79.)

где MТ раз=37461 Н·м - разрушающий тормозной момент;

MТЭ=12487 Н·м - эксплуатационный тормозной момент;

PТ=12,81 МПа - рабочее давление в гидросистеме тормозов;

.

Найдем напряжение среза болта от действия разрушающего тормозного момента:

 (1.80.)

где Т - усилие, действующее на болт:

(1.81.)

где nб=6 - количество болтов,

Dб=0,261 м - диаметр окружности болтов,

kн=0,75 - коэффициент неравномерности болтов,

.

Коэффициент избытка прочности:

(1.82.)

где k - поправочный коэффициент:

(1.83.)

следовательно

тогда

1.3.4. Усовершенствование шарнирного узла шасси самолета

В существующем в данное время шарнирном узле шасси самолета Ту-154 находится ось и втулки с буртиками, выполненные из антифрикционной бронзы, по которым скользит ось с помощью смазки. При работе шасси ось под нагрузкой упруго изгибается и защемляется на краях жестких бронзовых втулок, увеличивая давление в зоне защемления в 1,5 - 2 раза относительно равномерного расчетного распределения.

Недостатками такой конструкции являются низкая надежность шарнирного узла, так как в зоне защемления происходят выдавливание смазки, наволакивание бронзы на поверхность оси, от чего следует быстрый износ втулок. Кроме того, шарнирный узел имеет большую массу.

Ближайшими, по технической сущности, являются шарнирные узлы с металлофторопластовыми втулками, не требующими смазки. Так как анти фрикционный слой металлофторопластовых втулок представляет собой пористую бронзу, пропитанную фторопластом, то работа металлофторопластовых втулок в шарнирных узлах самолета практически не отличается от работы бронзовых втулок и имеет указанные недостатки.

Целью предложения [8] является повышение надежности и уменьшение массы шарнирного узла шасси самолета путем равномерного распределения давления. Для этого, шарнирный узел шасси самолета, содержащий ухо и вилку, шарнирно соединенные между собой посредством оси с втулками, имеющими антифрикционное покрытие на внутренних поверхностях и установленными в вилке, снабжен кольцами, которые установлены на выступающих из вилки концах втулок, при этом на внутренних и внешних поверхностях втулок и торцевых поверхностях колец нанесено упругое антифрикционное покрытие. Шарнирные узлы представляют собой соединение уха 5 и вилки 6 с помощью оси 7 (рис.1.12.). Ось 7 неподвижно закреплена в ухе 5, а в вилке 6 установлены втулки 8 и кольца 9, причем кольца 9 размещены на хвостовики, образованные втулками 8. Втулки 8 и кольца 9 (рис.1.12) снабжены упругим антифрикционным покрытием 10 (например, оргалон), причем втулки 8 имеют покрытие, как по внутренней, так и по наружной поверхности, а кольцо 9 - по торцевым поверхностям. Шарнирный узел работает следующим образом. При действии взлетно-посадочных нагрузок на стойку шасси, сочлененные звенья совершают качательные движения в шарнирных узлах. При этом ось 7 упруго изгибается во втулках 8, а втулки 8, за счет обжатия упругого антифрикционного покрытия 10 с наружной и внутренней сторон, самоориентируются по линии изогнутой оси 7, равномерно распределяя давление на антифрикционное покрытие 10 без резких скачков. Кольца 9, воспринимающие осевые нагрузки, за счет обжатия упругого антифрикционного покрытия 10 по торцевым поверхностям, равномерно передают давление на трущиеся поверхности, компенсируя их монтажный и деформационный перекос.

1.3.5 Усовершенствование устройства для перетока жидкости в амортизаторе передней ноги шасси самолета Ту -154

Целью предложения является уменьшение веса амортизатора путем изменения внутренних габаритов устройства для обеспечения необходимого времени заполнения гидравлической камеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости.

На рис. 1 изображено устройство для перетока жидкости и движение жидкости через устройство на обратном и прямом ходах.

Клапан состоит из корпуса 1, закрепленного в плунжере 2. Внутри корпуса установлена диафрагма 3 с центральным отверстием. Со стороны гидравлической камеры в корпусе установлен клапан торможения прямого хода 4. Клапан 4 имеет центральное отверстие 5, осуществляющее гидравлическое торможение при прямом ходе, и несколько периферийных отверстий 6. Со стороны газовой полости в корпусе установлен клапан обратного торможения 7, выполненный в виде усеченного конуса с днищем, фланцем и отверстиями в днище 8 и боковой стенке 9. Отверстие в днище 8 осуществляет гидравлическое торможение при обратном ходе. Клапан пружиной 10 поджат к гайке 11, которая через распорную втулку 12 контрит диафрагму 3. Клапаны 4,7 и диафрагма 3 имеют кольцевые контактные поверхности 13.

Площади и диаметры отверстий в клапане обратного торможения 7 и отверстий 6 в клапане прямого торможения 4, расстояние между контактными поверхностями клапанов и диафрагмы и диаметр центрального отверстия диафрагмы 3 определяются из условия заполнения камеры после выпуска стойки.

Клапан работает следующим образом.

После выпуска стойки амортизатор находится примерно в вертикальном положении. Жидкость, которая перетекла в газовую полость из гидравлической, перетекает обратно в гидравлическую полость через отверстия в клапанах 4 и 7 и диафрагме 3 и кольцевые зазоры между клапанами и диафрагмой.

Движение жидкости при переливе показано на рис.1…..

При прямом ходе клапан 4 давлением жидкости прижимается к диафрагме 3. При этом дросселирование жидкости в газовую полость осуществляется отверстием 5, так как его площадь значительно меньше площади отверстий в диафрагме 3, клапане 7 и площади кольцевого зазора между клапаном и диафрагмой, 7 и 3.

При обратном ходе, так как усилие затяжки пружины составляет 2?3 веса клапана 7, что соответствует перепаду давления срабатывания клапана ?0,04 атм (перепады давлений на клапане при обратном ходе составляют 200?300 атм), клапан 7 прижимается к диафрагме.

При этом дросселирование жидкости осуществляется только через отверстие в днище 8.

Устройство для перетока жидкости в пневмогидравлическом амортизаторе шасси, содержит корпус с центральным отверстием, и размещенный в нем плавающий клапан обратного торможения с центральным отверстием, от установленного в стандартном устройстве, отличается тем, что, с целью уменьшения веса амортизатора путем изменения внутренних габаритов устройства для обеспечения необходимого времени заполнения гидравлической камеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости, оно снабжено диафрагмой с центральным отверстием, клапаном торможения прямого хода с центральными и боковыми отверстиями, размещенными в полости, образованной диафрагмой и корпусом устройства. А также гайкой, завинченной в верхней части устройства, и распорной втулкой для контровки диафрагмы. При этом плавающий клапан обратного торможения выполнен в виде усеченного конуса с днищем в узкой части и фланцем в широкой и поджат пружиной к гайке, контрящей через распорную втулку диафрагму. Причем внешний диаметр клапана торможения прямого хода больше диаметра центрального отверстия корпуса, а каналы торможения прямого и обратного ходов размещены с радиальным зазором относительно корпуса и распорной втулки.

1.3.6 Разработка сигнализатора давления для авиационных пневматиков

В существующей конструкции самолета Ту-154 не предусмотрено никакого устройства для измерения давления в пневматике. При обслуживании самолета по всем периодическим формам и по оперативной форме "Б" предусматривается замер давления в пневматиках колес и подкачка их воздухом или азотом в случае необходимости. Для замера давления используется ручной переносной манометр нажимного принципа действия. Его использования в технической эксплуатации имеет следующие недостатки:

- невысокая точность измерений, возможность считывания со шкалы манометра ложных показаний в случае установки его на ниппель с большим перекосом;

- наличие лишних операций при зарядке воздухом пневматиков: необходимо сначала замерить давление в пневматике, затем подзарядить его, после чего вновь произвести замер.

Предлагаемое устройство будет лишено этих недостатков, так как оно жестко закреплено на барабане колеса и его показания зависят только от величины давления зарядки пневматика. Кроме того, это устройство позволяет визуально контролировать давление зарядки пневматика в любой момент времени без использования дополнительных приспособлений, в том числе и подкачки колес, что позволяет избежать перезарядки или недозарядки пневматиков.

Данный сигнализатор разработан японской фирмой "Nissan motors". Состоит из корпуса, диафрагмы, магнита и яркой металлической пластины. Пластина прикрыта прозрачным колпачком - окошечком. Между ним и пластиной насыпан металлический порошок серого цвета. Схема работы сигнализатора давления показана на рисунке:

а) - давление в пневматике колеса нормальное. Через колпачок 1 виден серый металлический порошок 2, показывающий индикаторную пластину 3. Порошок притягивается магнитом 4, который прижат к пластине 3 диафрагмой 5;

б) - давление в камере понижено. Пружина 6 оттянула магнит 4, порошок 2 осыпался, и стала видна яркая металлическая пластина 3.

Данный сигнализатор давления необходимо устанавливать в вертикальной плоскости.

1.3.6.1 Проверочный расчет индикатора давления воздуха

Исходные данные:

Давление воздуха в пневматике P=0,95±0,5 МПа.

Рабочий ход поршня с магнитом L=0,005 м.

Диаметр поршня d=0,005 м.

Сила, действующая на поршень от давления зарядки пневматика:

где P - давление воздуха в пневматике;

F - площадь поршня,

Определим усилие на поршень при максимальной РBmax и минимальной РВmin зарядке пневматика:

При усилии РBmax=19,62 Н поршень находится в крайнем правом положении на упоре. При усилии РВmin=17,66 Н он сдвинут влево на 0,005 м и уравновешен усилием пружины, с одной стороны, и усилием воздуха с другой.

Коэффициент жесткости пружины необходимой для нормальной работы приспособления:

1.3.7 Конструктивное усовершенствование замка убранного положения основной опоры шасси

Установленный замок убранного положения основной опоры шасси на самолете Ту-154 имеет корпус, запорный крюк с хвостовиком и пружиной, установленный на поворотной оси и взаимодействующий с петлей шасси и защелкой, установленной на поворотной оси, параллельной оси запорного крюка, и взаимодействующий с силовым управляющим цилиндром. Это замковое устройство имеет большие габариты и вес, что приводит к увеличению размеров и веса Ту-154. Также при долговременной эксплуатации наблюдается ненадежная фиксация стойки в убранном положении.

Целью усовершенствования является повышение надежности работы и снижение веса замкового устройства.

Для достижения этой цели в замковом устройстве, содержащем запорный крюк с хвостовиком и пружиной, установленный на поворотной оси и взаимодействующий с петлей шасси и защелкой, установленной на поворотной оси, параллельной оси запорного крюка, и взаимодействующий с силовым управляющим цилиндром, при этом один конец пружины закреплен на хвостовике запорного крюка, а другой конец пружины соединен с защелкой, продольная ось пружины расположена между петлей шасси и поворотной осью запорного крюка при закрытом замковом устройстве.

Предлагаемое замковое устройство состоит из корпуса 1, в котором на оси 2 размещен с возможностью поворота запорный крюк 3 и на оси 4 - приводная защелка 5. Хвостовик 6 запорного крюка 3 имеет кронштейн 7 с зацепом 8, на котором закреплен один конец пружины 9 растяжения, а другой ее конец закреплен на приводной защелке 5, прижимающей защелку к упору 10 на запорном крюке 3 в закрытом положении устройства. На корпусе 1 установлен управляющий силовой цилиндр 11, шток 12 которого взаимодействует с роликом 13, установленным на приводной защелке 5, и подпружинен с помощью пружины 14. Силовой гидравлический цилиндр 11 имеет штуцер 15 для подсоединения линии "открытие замка" и штуцер 16 для подсоединения линии "закрытие замка". В корпусе 1 установлен упор 17 для запорного крюка 3 в открытом положении замкового устройства. Корпус 1 замкового устройства закреплен на каркасе 18 летательного аппарата, петля 19 установлена на опоре шасси. Отличается тем, что продольная ось расположена между осью петли шасси и поворотной осью запорного крюка при закрытом замковом устройстве.

Замковое устройство работает следующим образом. В закрытом положении устройства петля 19 расположена между крюком 3 и корпусом 1, при этом защелка 5 под действием пружины 9 находится на упоре 10 запорного крюка 3, тем самым, препятствуя его открытию. Шток 12 силового управляющего цилиндра 11 под действием пружины 14 находится на упоре корпуса.

При подаче давления жидкости из линии "открытие замка" в штуцер 15 шток 12 цилиндра 11 перемещается, обжимая пружину 14, и вступает в взаимодействие с роликом 13 приводной защелки 5, в результате чего она поворачивается и освобождает запорный крюк 3, растягивая при этом пружину 9. Под действием усилия на петле 19 от подъемника опоры шасси и под воздействием пружины 9 запорный крюк 3 поворачивается, освобождая петлю 19 опоры шасси, и опора шасси начинает движение на выпуск шасси, при этом под усилием пружины, меньшим, чем при открытии приводной защелки 5, запорный крюк 3 поворачивается до упора 17.

После снятия давления из штуцера 15, шток 12 силового управляющего цилиндра 11 под действием пружины 14 перемещается до упора в корпусе, освобождая ролик 13 приводной защелки 5. Замок открыт.

При закрытии замкового устройства давление из линии "закрытие замка" поступает в штуцер 16 силового управляющего цилиндра 11 и в случае недохода штока 12 до упора под воздействием пружины 14 он ставится на упор в корпусе под действием этого давления. Петля 19 опоры шасси подходит к замку вступает во взаимодействие с хвостовиком 6 крюка 3, поворачивает его, растягивая пружину, при этом приводная защелка 5 скользит по крюку 3. После перемещения петли до упора в корпус крюк 3 освобождает защелку 5 и она поворачивается до упора 10 крюка 3 обеспечивая закрытое положение.

2. Специальная часть

С целью улучшения условий трута наземного обслуживающего персонала, в дипломном проекте предлагается разработка установки для технического обслуживания шасси самолета.

2.1 Краткая характеристика механизации, применяемой при техническом обслуживании самолета Ту - 154

Для обслуживания гидравлической системы самолета, а также зарядки пневматических элементов сжатым азотом и питания электрических потребителей постоянным током применяется универсальный, передвижной гидравлический агрегат УПГ-300.

Сжатый воздух используется для зарядки пневматиков колес, проверки герметичности кабины, продувки и очистки деталей агрегатов при техническом обслуживании. Для обеспечения самолета сжатым воздухом используются аэродромные компрессорные станции высокого давления (АКС-8, УКС-400В) и низкого давления (КНД-4), воздухозаправщик (ВЗ-20-300), транспортные баллоны, приборы для контроля кондиционности воздуха, редукторы и манометры. Для наполнения углекислотой огнетушителей и углекислотных баллонов бортовых противопожарных систем применяется автомобильная углекислотно-зарядная станция АУЗС-2М.

Для заправки самолета ГСМ и спецжидкостями применяются топливозаправщики типа ТЗ-16, ТЗ-22, маслозаправщики типа МЗ-51М, МЗ-150, водоспиртозаправщики типа ВСЗ-66 и заправщики специальными жидкостями ЗСЖ=66.

Для вывешивания самолета, при проверке работы системы уборки-выпуска шасси, замене стоек и тележек шасси, используются гидравлические подъемники. При замене колес только на одной из стоек шасси нет необходимости вывешивать на подъемниках весь самолет. В этом случае применяется гидродомкрат с ручным насосом НР-1- 01.

Для монтажа и демонтажа пневматиков колес применяются установки типа УМК-2 и УМК-3, имеющую насосную установку с электроприводом.

Для диагностирования технического состояния самолета и его систем применяются различные системы диагностики, приборы, бортовые самописцы.

Для электропитания самолета применяются как стационарные источники электроэнергии так и аэродромные передвижные агрегаты типа АПА-50, АПА-100, которые обеспечивают питание систем самолета постоянным током с напряжением 28,5 В, переменным трехфазным током c напряжениями 36 В и 208 В, частотой 400 Гц.

2.2 Основные требования, предъявляемые к машинам и механизмам, используемым при техобслуживании воздушных судов

В соответствии с нормами летной годности самолетов гражданской авиации (НЛГС ГА) к машинам и механизмам, используемым при техобслуживании воздушных судов, предъявляются следующие требования:

1. Обеспечение минимально возможного времени техобслуживания воздушного судна;

2. Возможно большая простота конструкции и удобство в эксплуатации;

3. Большой срок службы и экономичность;

4. Надежность работы и возможность эффективного использования в широких диапазонах климатических и метеорологических условий;

5. Минимальное количество обслуживающего персонала;

Страницы: 1, 2, 3