Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 на основе анализа эксплуатации

Министерствообразования украины
НациональныйАвиационный Университет
Кафедра:Технической эксплуатации летательных аппаратов  и авиационных двигателей
Дипломныйпроект
(пояснительнаязаписка)
Тема: Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154 наоснове анализа эксплуатации

Министерствообразования украины
НациональныйАвиационный Университет
Факультет механическийКафедра ТЭЛА и АД
Задание
На дипломныйпроект (работу) студента
1.        Тема проекта(работы) Конструктивное усовершенствование шасси самолета Ту-154
Утверждена приказом поуниверситету от " «июнь 200_ г. №
2.        Срок сдачистудентом законченного проекта (работы)
3.        Исходные данныепроекта (работы) Статистические данные об отказах и неисправностях шассисамолета Ту-154
4.        Содержаниерасчетно-пояснительной записки (перечень подлежащих разработке вопросов) Анализнадежности узлов шасси. Разработка конструктивных усовершенствований шасси.Разработка установки для технического обслуживания шасси. Охрана труда. Охранаокружающей среды.
5.        Переченьграфического материала (с точным указанием обязательных чертежей) Анализнадежности. Конструктивные усовершенствования шасси передней и основных опор.Установка для ТО шасси.
6.        Консультанты попроекту (работе, с указанием относящихся к ним разделов)Раздел Консультант Подпись, дата Задание выдал Задание принял Охрана труда Охрана окружающей среды
7.      Специальная частьРазработка установки для ТО шасси.
8.      Дата выдачизадания

Календарный планНаименование этапов дипломного проекта (работы) Срок выполнения этапов проекта (работы) Примечание Анализ данных эксплуатации и расчет показателей надежности Проектировании конструктивных усовершенствований Расчет конструктивных усовершенствований барабана колеса и дискового тормоза Расчет усовершенствования тормозного цилиндра Разработка усовершенствованного шарнирного узла шасси Разработка сигнализатора давления для пневматиков Разработка устройства для перетока жидкости в амортизаторе Разработка замкового устройства шасси Проектирование и расчет установки для ТО шасси Охрана труда и окружающей среды Оформление графической части дипломного проекта Оформление пояснительной записки
Перечень чертежейНаименование чертежа Формат
1.          Анализ надежности шасси самолета Ту-154
2.          Опора шасси передняя
3.          Опора шасси основная
4.          Установка для ТО шасси
5.          Гидравлическая система Установка для ТО шасси
А1
А1×2
А1×3
А1×2
А1

Содержание
Введение
1. Основная часть
1.1 Краткое описание шасси самолета Ту-154
1.2 Анализ надежности шасси самолета Ту-154
1.3 Конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154
1.3.1 Усовершенствование тормозного цилиндра
1.3.1.1 Проверочный расчет тормозного устройства
1.3.2 Усовершенствование тормозных дисков колес
1.3.2.1 Расчет энергоемкости тормоза
1.3.2.2 Проверочный расчет корпуса тормозного устройства
1.3.2.3 Расчет на смятие опорного буртика корпуса тормоза подстопорным полукольцом
1.3.2.4 Расчет стопорных колец
1.3.3 Разработка бескамерного барабана тормозного колеса сразъемным корпусом
1.3.3.1 Проверочный расчет усовершенствованного колеса
1.3.3.2 Расчет нагрузок, действующих на корпус колеса иреборды     
1.3.3.3 Расчет на прочность реборды колеса
1.3.3.4 Расчет болтов, соединяющих внутреннюю и внешнюю частибарабана колеса
1.3.3.5 Разрушающее давление в гидравлической системетормозов
1.3.4 Усовершенствование шарнирного узла шасси самолета
1.3.5 Усовершенствование устройства для перетока жидкости вамортизаторе передней ноги шасси самолета Ту-154
1.3.6 Разработка сигнализатора давления для авиационныхпневматиков
1.3.6.1 Проверочный расчет индикатора давления воздуха
1.3.7 Конструктивное усовершенствование замка убранногоположения основной опоры шасси
2. Специальная часть
2.1 Краткая характеристика механизации, применяемой притехническом обслуживании самолета Ту-154
2.2 Основные требования, предъявляемые к машинам имеханизмам, используемым при техническом обслуживании воздушных судов
2.3 Разработка передвижной установки для техобслуживанияшасси самолета Ту-154
2.3.1 Техническое описание гидроустановки и гидромотора
2.3.2 Расчет узлов крепления установки к раме автомобиля
2.3.3 Расчет направляющих для погрузки колес
2.3.4 Расчет грузоподъемного механизма
2.3.4.1 Расчет секторного механизма
2.3.4.2 Расчет силового цилиндра гидроподъемного механизма
2.3.5 Расчет необходимого количества АМГ-10 для гидросистемысамолета      
2.3.6 Расчет емкости гидробака установки
3. Охрана окружающей среды
3.1 Влияние воздушного транспорта на окружающую среду
3.2 Экологическая опасность процесса техобслуживания шасси
3.3 Обеспечение экологической безопасности
3.4 Расчет эмиссии авиационного двигателя Д-30-КП.
Заключение
Список использованных источников

Введение
Повышение уровнябезопасности полетов, надежности авиационной техники ставит задачи посовершенствованию конструкции современных воздушных судов (ПС). Также одной изнаиболее важных задач является более эффективное использование воздушны судов,сокращение времени простоя при оперативном и периодическом техническомобслуживании (ТО), повышение степени механизации ТО, экономия горюче смазочныхматериалов (ПММ).
Внедрение прогрессивныхметодов ТО АТ по состоянию требует решения ряда технических и организационныхвопросов, направленных на существенное улучшение системы контроля техническогосостояния агрегатов и узлов АТ, при этом большое внимание должно уделяться разработкемероприятий, направленных на совершенствование конструкции АТ, внедрению новыхметодов и средств диагностики, разработке средств механизации и автоматизациипроцессов ТО АТ.
В дипломном проектепредлагаются некоторые конструктивные усовершенствования шасси самолета Ту-154направленные на повышения уровня безотказности основных узлов шасси. Крометого, рассматриваются приспособления, призванные уменьшить трудоемкость ТОшасси. Рассматриваются вопросы охраны труда и окружающей среды при обслуживаниишасси.

1. Основная часть
В основной частидипломного проекта приведены результаты разработок, направленных на повышениенадежности отдельных элементов шасси самолета Ту-154. Выбор элементов, которыетребуют конструктивного усовершенствования, выполнены на основе анализанадежности шасси.
1.1 Краткое описание шасси самолета ТУ-154
Шасси является системойопор, обеспечивающее необходимое положение самолета на стоянке, егопередвижение при рулении по аэродрому и во время взлета и посадки.
На самолете Ту-154 шассивыполнено по трехопорной схеме и убирается назад по полету. Шасси с носовымколесом позволяет осуществлять взлет и посадку при сильном боковом ветре, атакже прямолинейное движение во время разбега и пробега самолета. Трехопорнаясхема позволяет получить устойчивое движение самолета по аэродрому, эффективноманеврировать, благодаря управлению поворотом колес передней ноги.
Передняя, или носоваяопора размещена перед центром тяжести, что позволяет избежать опрокидывания „нанос“, а также применять торможение при пробеге.
Главные опоры размещеныза центром тяжести самолета. В выпущенном положении имеют наклон назад,изменяющийся в зависимости от величины обжатия амортстоек.
Передняя опора имеет дваспаренных колеса, а каждая основная опора – тележку с шестью спареннымиколесами.
Пневматики колесвоспринимают нагрузку при посадке и движении самолета по аэродрому, и передаютее опорам.
Уборка шасси назад имеетсвои преимущества и недостатки. Такая уборка не вызывает большого смещенияцентра тяжести и не требует большой мощности цилиндров подъемников, так как вэтом случае не надо преодолевать сопротивление воздушного потока.
На самолете имеетсясистема управления поворотом колес передней ноги, что значительно улучшаетманевренность самолета при рулении.
Главные ноги шасси имеютгидравлическую систему торможения колес и устройства, автоматическирегулирующие силу торможения колес, что исключает возникновение юза.
Как в убранном, так и ввыпущенном положении все ноги шасси запираются замками.
Шасси имеют световую извуковую сигнализацию положения опор и створок.
Уборка и выпуск шасси,открытие замков, задних створок ниши главных ног шасси и управление тормозамиколес осуществляется с помощью гидравлических цилиндров и устройств, которыеприводятся в действие от первой гидравлической системы.
Аварийный выпуск шасси,открытие задних створок главных ног шасси и управление поворотом колеспроизводится от второй, а дублирующий аварийный выпуск и открытие заднихстворок главных ног шасси – от третьей гидравлической системы.
Передняя нога шассиразмещена под носовой частью фюзеляжа по оси самолета и убираются в нишу междушпангоутами № 14 – 19. Главные ноги шасси располагаются справа и слева подкрылом и убираются в ниши гондол.
Все ниши после уборкишасси в полете закрываются створками для уменьшения лобового сопротивлениясамолета.

Основные данные Передняя нога Главная нога Количество колес, шт. 2 6 Обозначение колес КН-10 КТ-141Е Размер колес, мм. 880×225 930×305
Начальное давление воздуха в пневматиках колес, /> 
/>
/> Рабочая жидкость амортизатора МаслоАМГ-10 МаслоАМГ-10
Количество рабочей жидкости в амортизаторе, /> 2800 11600 Рабочий газ амортизатора Технический азот Технический азот
Начальное давление рабочего газа в амортизаторе,/>
/>
/> Полный ход штока амортизатора, мм 251 362 Видимая высота зеркала при начальном давлении рабочего газа, мм: для взлетной массы самолета 31 — 176 32 — 90 для посадочной массы самолета 46 — 251 62 — 152 Обжатие пневматиков на стоянке, мм: для взлетной массы самолета 40 — 50 60 — 75 для посадочной массы самолета 35 — 45 40 — 60 Поворот колес: для взлетно-посадочного режима
/> - для режима руления
/> -
1.2 Анализ надежностишасси самолета Ту-154
Шасси самолета Ту-154является функциональной системой, надежность которой существенно влияет набезопасность полетов, поскольку за счет качественной работы шассиосуществляется такие жизненно важные процессы, как взлет – посадка, руление,сглаживание и уменьшение ударных нагрузок. Таким образом, появляетсянеобходимость особого внимания за контролем исправности основных узлов иагрегатов шасси.
В процессе эксплуатациинаблюдаются случаи появления следующих функциональных отказов для основныхузлов и агрегатов шасси:
— для КН-10 (переднейопоры) характерен дисбаланс колес, трещины в тормозных барабанах, срез шпильки,порезы пневматиков, обрыв болта реборды, неравномерный износ шин,негерметичность ниппеля, износы подшипников и обтюраторов;
— для колес основныхстоек КТ-141Е характерно разрушение шин и тормозных дисков при рулении иторможении ПС, также проворачивание шины, перегрев и проколы пневматиков, течьАМГ из блоков тормозных цилиндров, трещины на барабане колеса;
— для гидравлическихагрегатов обслуживающих шасси, типа УА-51Б, РДЦ, замков убранного и выпущенногоположения наблюдается внутренняя
негерметичность, износуплотнений, резьбы крепления, трещины;
— для амортстоек ОНШ иПНШ наблюдается износ трущихся поверхностей из-за отсутствия смазки, люфты,недозарядка или перезарядка стоек маслом или азотом.
Количественная оценка надежностиэлементов шасси производится в следующем порядке:
— определяетсяинтенсивность отказов элементов и узлов шасси, характеризующая количествоотказов в единицу времени;
— определяетсявероятность безотказной работы элементов и узлов шасси.
Интенсивность отказовопределяется по формуле:
/> (1.1)
где: /> -количество отказовизделия за период времени t ;
/> -количество отказавших изделий запериод времени />;
/>-общее количество изделий,находящихся под наблюдением.
Среднее значениеинтенсивности отказов определяется по формуле:

/> (1.2)
Вероятность безотказнойработы определяется как для невосстанавливаемых систем через каждые 0,5 часатипового полета, равного t=3ч.При этом считается, что за время типового полета отказавшее изделие невосстанавливает свою работоспособность.
Тогда вероятностьбезотказной работы за рассматриваемый промежуток времени t можно определить по формуле:
/>; (1.3.)
Статистические данные поотказам и неисправностям элементов и узлов шасси, имевшим место врассматриваемый период эксплуатации самолётов Ту-154 в АП Борисполь (2001-2002гг),представлены в таблице 1.1
Таблица 1.1 Статистическиеданные по отказам и неисправностям элементов гидросистемы самолета Ту-154№ Наименование элементов Наработка элементов до отказа, ч Кол-во отказов, n
Относительное кол-во отказов,/> Причина отказов 1 КТ – 141 Е Разрушение шин, тормозных дисков, проворачивание шины, перегрев, проколы, течь АМГ из блоков тормозных цилиндров, трещины на барабане 2 КН-10 Дисбаланс колес, трещины в барабанах, срез шпильки, порезы, обрыв болта реборды неравномерный износ шин, негерметичность ниппеля, износ обтюраторов износ подшипников 3 УА – 51 Б внутренняя негерметичность, износ резьбы крепления, трещины 4 РДЦ Износ уплотнений, внутренняя негерметичность 5 Амортстойка ОНШ Трещины, коррозия, износ буксы, мало количество смазки, недозарядка азотом или АМГ 6 Амортстойка ПНШ Мало количество смазки в трущихся узлах, износ трущихся поверхностей, люфты, износ обтюраторов, недозарядка амортстойки, износ оси подшипников, жесткая работа амортизатора 7 Замки убранного положения ПНШ Заклинивание, внутренняя негерметичность 8 Замки убранного положения ОНШ Заклинивание, внутренняя негерметичность
На основании статистическихданных таблицы 1.1 строим гистограмму распределения отказов по элементам иузлам шасси (Рис 1.1).
Для расчета интенсивностиотказов /> элементов и узлов шасси,определяем количество интервалов К и наработку в интервале />t по формуле;
/>, (1.4)
где n-количество отказов;
N — количество исправных агрегатов,находящихся под наблюдением
/>t=/>; (1.5)

где /> — максимальная наработкаизделия на отказ;
/> - минимальная наработка изделия наотказ.
Результаты расчетовсводим в таблицу 1.2.
Таблица 1.2. Значениеинтенсивности отказов элементов гидросистемы1. КТ-141Е К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 2. КН-10 К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 3. УА-51Б К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 4. РДЦ К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 5. Амортстойка ОНШ К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 6. Амортстойка ПНШ К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 7. Замки убр. положения ОНШ К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/> 8. Замки убр. положения ПНШ К = 3 Δt = t+ Δt n(t) N(t)
/>
/>
После определенияинтенсивности отказов /> определяемвероятность безотказной работы элементов и узлов шасси /> как дляневосстанавливаемой системы за время типового полета, равное 3 часа. Результатысводим в таблицу 1.3.
Таблица 1.3. Значениявероятности безотказной работы элементов гидросистемы
№
п/п Наименование элемента Время полета, ч. 1. КТ-141Е 2. КН-10 3. УА-51Б 4. РДЦ 5. АмортстойкаОНШ 6. АмортстойкаПНШ
  7. Замок убранного положения ОНШ 8. Замок убранного положения ПНШ /> /> /> /> /> /> /> /> /> /> /> /> />
По результатам расчетовР(t) строим графики изменениявероятности безопасности работы элементов гидросистемы за время типового полетаt=3ч. (Рис.1.2)
1.3 Конструктивныеусовершенствования шасси самолета Ту-154
При разработкеконструктивных усовершенствований использовались: опыт эксплуатации шассиТу-154, изучение технической литературы, информационный и патентный поиск.
В дипломном проектепроизведены следующие конструктивные усовершенствования элементов шасси:
— усовершенствованиетормозных дисков колес с заменой материала дисков и корпуса тормоза,оптимизация потока охлаждающего воздуха через тормоз;
— усовершенствованиетормозного цилиндра;
— разработка бескамерногобарабана тормозного колеса с разъемным корпусом с заменой материала;
— усовершенствованиешарнирного узла шасси;
— усовершенствованиезамка убранного положения основной ноги шасси (ОНШ);
— усовершенствование устройствадля перетекания жидкости в пневмогидравлическом амортизаторе передней опоры.
1.3.1 Усовершенствованиетормозного цилиндра
У самолета Ту-154 в блокецилиндров размещены 12 тормозных цилиндров с поршнями, 8 узлов растормаживанияи 4 регулятора зазора цангового типа. Для уменьшения массы тормозногоустройства в дипломном проекте предлагается тормозной узел [3], содержащий всебе три агрегата: гидроцилиндр с поршнем, узел растормаживания и регуляторзазора. Регулирование зазора происходит следующим образом. При выработке тормозныхдисков нажимной цилиндр 59 уходит все дальше и дальше времени он начнетпередвигать вправо втулку 55, которая будет насаживать втулку 57 на шаровуюопору 56. В результате чего разжимается пружина 58 в незаторможенном положенииустройства, поэтому при растормаживании нажимной цилиндр 59 уходит влево, недостигая своего прежнего положения. Вследствие чего поддерживается постоянныйзазор между нажимным диском и тормозным пакетом.
1.3.1.1 Проверочныйрасчет тормозного устройства
Величина потребногоэксплуатационного тормозного момента определяется с прототипа тормозногоустройства самолета Ту-154.
/> (1.11.)
где μТ=0.3– коэффициент трения фрикционной пары прототипа (материал МКВ-50А-4НМХ);
SТ – осевое усилие сжатия;
RТ – радиус трения тормозных дисков;
nТ =10 – количество пар поверхностейтрения.
Определим осевое усилиесжатия:
/> (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 втормозных дисках RТ:
/> (мм) = 0,139 м, (1.13)
где Rд =163,8 мм – внешний радиус диска,
rд = 114 мм – внутренний радиус диска.
Потребный тормозноймомент:
/> (H·м).
Для проектируемоготормозного устройства осевое усилие сжатия дисков
/>/>, (1.14.)
где μс-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 необходимоерабочее давление в тормозной системе.
PТ =PТ´ + PТ´´ + PТ´´´,(1.16.)
где PТ´ – давление, необходимое для создания осевогоусилия сжатия дисков SТ´,
PТ´´ – давление, необходимое для обжатиявозвратных пружин,
PТ´´´ – давление, необходимое дляпреодоления сил трения в регуляторах зазора.
/> (1.16.1.)
где FnΣ – суммарная площадь всех тормозныхцилиндров,
/> (1.16.2)
где Dn1 =0,042 м;
Dn2 =0,032 м.
Тогда суммарная площадьвсех тормозных цилиндров равняется:
/>,
используя формулу(1.16.1.), получим:

/> (Па) =8,646 МПа.
Давление, необходимое дляобжатия возвратных пружин найдем по формуле:
/> (1.16.3.)
где nпр = 8 – количество узлов с пружинамирастормаживания;
Pпр = 920 H – усилие, необходимое для обжатия пружины;
/>(Па) = 1,584 МПа;
Давление, необходимое дляпреодоления сил трения в регуляторах зазора равно:
/> (1.16.4.)
где nр = 8 – количество узлов поддержанияпостоянного 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 Усовершенствованиетормозных дисков колес
В связи с разработкой новыхтипов военных, гражданских, воздушно – космических летательных аппаратов впоследнее время во всем мире остро встал вопрос о необходимости снижения веса иувеличения ресурса тормозов.
В качестве новыхматериалов для тормозов были предложены композиционные материалы на основеуглерода, которые могут одновременно выполнять функции фрикционного материала,теплопоглатителя и силового элемента.
По величине коэффициента тренияэти материалы не уступают традиционным, но при этом отличаются существенноболее высокой износостойкостью. По поглощению тепла на единицу весакомпозиционные материалы на основе углерода уступают только бериллию. Ихвысокая теплопроводность способствует быстрому отводу тепла от тормозов.
Дополнительнымпреимуществом этих материалов при использовании в качестве силовых элементовявляется тот факт, что их прочность не снижается при повышении температуры. Этокачество, в сочетании с низким коэффициентом теплового расширения, приводит ктому, что диапазон условий работы тормозов ограничивается толькотеплостойкостью примыкающих элементов конструкции.
При повышенныхтемпературах достигается лучшее использование теплопоглощающей способности этихматериалов в расчете на единицу веса. В настоящее время считаются возможнымирабочие температуры порядка 1770 – 1870°C. Ожидается экономия веса за счет замены тормозов из стали иметаллокерамики углеродными: на самолете Боинг 747 – 635 кгс, на самолете Боинг757 – 272 кгс, на самолете Боинг 767 – 408 кгс.
В таблице дано сравнениефактического ресурса одного военного самолета и расчетного ресурса несколькихпассажирских самолетов.





Самолет Расчетное количество посадок cталь — металлокерамика углерод Боинг 747 800 2000 Боинг 757 1500 3000 Боинг 767 1500 3000 F — 16 150 600
В дипломном проекте предлагаетсяиспользовать фрикционные вкладыши из углерода с нанесением на боковыеповерхности теплозащитного покрытия из окиси алюминия. Для облегчения весакаркаса диска конструкция выполнена следующим образом. Крепление вкладышейобеспечивается за счет того, что на боковых поверхностях спиц каркаса выполненывнутренние скосы, образующие треугольный профиль, взаимодействующий ссоответствующим профилем боковой поверхности вкладышей. Причем каркас выполненсборным, состоящим из спиц, скрепленных с кольцом, либо из двух симметричныходинаковых частей [4].
На рис.1.4. показан дискс прикрепленными спицами, общий вид; разрезы по А-А, Б-Б и В-В; дисквыполненный из двух одинаковых частей с разрезом Г-Г.
Каркас тормозного дискапредставляет собой кольцо 1 с выступами 2, к которым крепят с помощью заклепок3 спицы 4, имеющие в боковой поверхности треугольный профиль. Теплопоглощающиевкладыши 5 устанавливаются между спицами и упираются в них. В другом вариантевыполнения диска вкладыши 5 установлены между двумя половинками каркаса.Боковые поверхности вкладышей имеют теплозащитное покрытие из окиси алюминиятолщиной 0,3 мм. Оно позволяет предохранить силовые элементы диска от тепловыхнапряжений, возникающих от градиента температур при его остывании. Спицы имеютвозможность некоторого перемещения в плоскости, перпендикулярной к плоскоститрения, благодаря чему вкладыши могут самоустанавливаться.
/>В ходе эксплуатации воздушных судов подвижные инеподвижные диски изнашиваются до величины, которая зависит от того, как частоимела место нестабильная циклоидальная вибрация дисков. Еще одно предлагаемоеконструктивное усовершенствование решает проблему нежелательных радиальныхциклических вибраций с помощью образования на дисках периферических вытянутыхкольцевых бороздок на радиальных поверхностях подвижных и неподвижных дисков,таким образом, радиальные борозды играют роль гасителей нежелательных колебанийи сводят к минимуму радиальное перемещение дисков. Это позволяет продлитьресурс тормозных дисков. Сечение дисков показано на рис.1.5.
/>
Рис.1.5.
1.3.2.1 Расчетэнергоемкости тормоза [5]
Энергоемкость тормозногоузла:
/> (1.17.)
где Q – количество тепла, выделяющегосяпри работе тормоза;
n – количество тормозных устройств вколесе;
/> ккал/кг·ч – механическийэквивалент 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 элементовтормоза;
ΔQv – прирост среднемассовой температурыпакета дисков,
ΔQv =Qv-Q0. (1.19.)
Удельные теплоемкостистали и углерода:
CР ст =0,15кал/г·град ;
CР уг =0,35кал/г·град .
Плотность стали иуглерода:
γст=0,009г/мм3;
γуг=0,0025г/мм3.
Вес стальных и углеродныхэлементов определяется через плотность и объем:
/> (1.20.)
Для получения объема со сборочныхчертежей тормозных дисков снимаются соответствующие размеры элементов. Объемстальных 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=11529,64г.
Теплоемкость тормозногопакета:
/>4883,76(кал/град)=4,8838ккал/град
Среднемассоваятемпература пакета дисков:
/> (1.21.)
где Q0=15°C – начальнаятемпература дисков;
/> (1.22.)
где AT находим по формуле:
/>
где Gпос =74000 кг – посадочная массасамолета;
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 тормозныхустройств максимально допустимая температура пакета дисков не должна превышать500°С. В результате расчета мы получили температуру пакета дисков больше чемдопустимая. Учитывая, что в тормозных колесах установлены вентиляторы дляпринудительного охлаждения тормозного пакета, а также стоит тепловой экран изкомпозиционного материала на основе углерода для защиты корпуса колеса отнагрева. И учитывая, что фрикционная пара „углерод – углерод“работает лучше в условиях высоких температур, можно сделать вывод о том, что проектируемоетормозное устройство будет работать в допустимых температурных условиях.
1.3.2.2 Проверочныйрасчет корпуса тормозного устройства [6]
Расчет производим внаиболее опасных сечениях: 1-1,2-2 и 3-3 (рис.1.6.). Для уменьшения весакорпуса тормозного устройства и увеличения его надежности в качестве материаладля его изготовления предлагается ультравысокопрочная сталь 300М разработаннаяв 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 σв=1900МПа. Из этой стали, изготовлены шасси самолетов Boeing 727, Boeing737, Boeing 747.

При расчете принимаетсяпониженный временный предел прочности материала с учетом его нагрева:
σв´=0,84×σв=0,84×1900=1596 (МПа). (1.23.)
Сечение 1-1:
В сечении 1-1 прочностькорпуса тормоза проверяется на изгиб от действия осевой силы. Определимразрушающую осевую силу SТ.разр:
SТ разр= K×SТ´, (1.24.)
где K=3 – коэффициент безопасности;
ST´=40177 H – осевое усилие сжатия дисков в проектируемомтормозном устройстве;
SТ разр= 3×40177=120531 H.
Определим нормальныенапряжения 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 осевойнагрузки 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 коэффициентизбытка прочности:
/>
где Kп=1,1 – коэффициент пластичности материала,
/>
Сечение 2-2
В сечении 2-2определяются 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= n/>I1, (1.32.)
где I1 – момент инерции одного элемента сечения:
/>(1.33.)
следовательно
/>
тогда
I=15×1,82×10-9=2,73×10-8м4;

/>(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 избыткапрочности равен:
/> (1.35.)
тогда
/>=2,036.
Сечение 3-3
В сечении 3-3 производимрасчет на срез от действия на опорный буртик через полукольца осевого усилия SТ разр:
/> (1.36.)

где F – площадь сечения среза:
F=(2π×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 избыткапрочности:
/>
1.3.2.3 Расчет на смятиеопорного 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 тормозногоустройства;
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 избыткапрочности:
/> (1.40.)
где K=0,6;
/>
1.3.2.4 Расчет стопорныхколец
В качестве материала длястопорных колец выбираем сплав 20Х для которой предел временной прочности σв=390МПа.
Для расчета используемпониженный предел временной прочности:
σв´=0,9×σв=0,9×390=351(МПа).
Расчет стопорныхполуколец ведется на срез и смятие.
Напряжение среза:

/> (1.41.)
где F=π×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 избыткапрочности:
/>
Напряжение смятия:
/> (1.42.)
где SТ разр – осевая разрушающая нагрузка;
Fсм – площадь смятия,
Fсм=2π×(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 избыткапрочности:
/>
1.3.3 Разработкабескамерного барабана тормозного колеса с разъемным корпусом
На существующем тормозномколесе КТ–141Е применен барабан со съемной ребордой. Такая конструкция колесаимеет следующие недостатки: невысокий уровень надежности (разрушение реборды исрыв пневматика с корпуса во время посадки), трудности при замене пневматика,невозможность применения бескамерного пневматика. По нормали ИКАО колесо недолжно разрушатся при пробеге с разрушенным пневматиком на дистанции до 3000 м.
Предлагается заменитьбарабан колеса на барабан с разъемным корпусом, на котором можно применитьпневматик бескамерный высокого давления. Такой барабан укомплектовываетсялегкоплавкой вставкой, для сброса давления воздуха в тормозное устройство приперегреве тормозов во избежание разрушения пневматика из-за повышения давленияв нем.
Предлагается заменитьматериал колеса. Вместо существующего магниевого сплава применить алюминиевыйсплав 7049 – Т73, разработанный фирмой Kaiser (США). Этот сплав применяется для замены деталей насамолетах F-111, Jet Stream и производства новых элементов самолетов F-5 и F-16 [7]. Временный предел прочности сплава 7049 – Т73 σв=490МПа.

1.3.3.1 Проверочныйрасчет усовершенствованного колеса
Исходные данные длярасчета [6]:
– габаритные размерыпневматика:
диаметр D=930 мм=0,93 м;
ширина B=305 мм=0,305 м;
– рабочее давление впневматиках:
P0=9,5 кг/см2=0,95 МПа;
– обжатие пневматика привзлетной массе самолета:
δСТ взл=70мм=0,07 м;
– обжатие пневматика припосадочной массе самолета:
δСТ пос=57мм=0,057 м;
– радиус каченияпневматика:
/> (1.44)
Rк взл=0,93/2 – 0,07=0,395 м;
Rк пос=0,93/2 – 0,057=0,408 м;
– усадка при полномобжатии пневматика:
δп.о.=187мм=0,187 м;
– стояночная нагрузка наколесо:
/> (1.45.)
где 0,9 – коэффициентуказывающий долю нагрузки воспринимаемой основными опорами,
mвзл= 97000 кг – взлетная масса самолета,
mпос= 74000 кг – посадочная массасамолета,
n =12 – количество колес основныхопор,

PСТ взл= />
PСТ пос=/>
– взлетная скорость:
Vвзл=77м/с ;
– посадочная скорость:
Vпос=67м/с ;
– коэффициент тренияпневматика о ВПП:
μк=0,3;
– коэффициент трения пары»углерод-углерод":
μс-с=0,35;
– коэффициент трения парыМКВ-50 – 4НМХ:
μТ=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 нагрузкиопределим по формуле:
Q=π×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 ввыражение (1.46.) получим:
Q=3,14×2,85×[(0,465-0,1525)2-0,2042]×106=501504,2(Н).
Разрушающая радиальнаянагрузка на колесо:
Pразр=kp×PСТ взл max, (1.49)
где kp=6,5 – коэффициент безопасности;
PСТ взл max=71367,36 Н – стояночная нагрузка наколесо со взлетной массой самолета;
Pразр=6,5×71367,36=463887,84 (Н).
Радиальная нагрузка будетуравновешиваться реактивными силами R1 и R2, действующих на корпус колеса через середину наружныхобойм подшипников (рис 1.9.).
Момент радиальнойнагрузки относительно точки «0» будет равен:
/> (1.50)
где Pразр – радиальная разрушающая нагрузка;
b0– ширина колеса между серединами вершин обойм;
a – расстояние от подшипника доплоскости разъема колеса.
Тогда уравнение сумммоментов относительно точек приложения будет иметь вид:
/> (1.51.)
следовательно:
/> (1.52.)
/>
Боковая разрушающаянагрузка:
Pбок=kб×PСТвзл max, (1.53)
где kб=2,5 – коэффициент безопасности
Pбок=2,5×71367,36=178418,4 (Н).
Радиус приложения боковойнагрузки:
/> (1.54.)
где D=0,93 м – диаметр пневматика;
δп.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 боковойнагрузки;
Mбок=178418,4×0,3247=57932,45(Н·м).
Мбок будетуравновешиваться реактивными силами Fбок и Pбок´, действующими на корпусколеса через внешние обоймы подшипников (рис.1.10.):
/> (1.56.)
где Mбок – боковой момент;
b0=0,154 м – расстояние между серединами внешних обоймподшипников;
/> (Н),
Pбок´=Pбок=178418,4 Н.
1.3.3.3 Расчет напрочность реборды колеса
Реборда работает наизгиб, как консольная балка, нагруженная силой Q (рис.1.11.).
Расчет произведем в трехсечениях.
Сечение 1-1:
Момент сопротивлениясечения:
/> (1.57.)
где D0=0,41 м – диаметр сечения 1-1;
b =0,015 м – минимальная толщинасечения;
/>(м3).
Нормальное напряжение приизгибе:
σр=σсж=/> (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 избыткапрочности:
/> (1.60.)
где kп=1,35 – коэффициент пластичности;
σв´–пониженный временный предел прочности материала:
σв´=0,78×σв,(1.61)
σв´=0,78×490=382,2(МПа);
тогда
/>
Определим касательныенапряжения при изгибе:
τmax=/> (1.62.)
где Q=501504,2 Н – осевая нагрузка;
F – площадь поперечного сечения:
F=π×D0×b, (1.63.)
D0=0,41 м – диаметр сечения,

b=0,015 м – минимальная толщинасечения,
F=3,14×0,41×0,15=0,01931(м2);
тогда
τmax=/> = 38956824 (Па)=38,96 МПа.
Коэффициент избыткапрочности:
/> (1.64.)
где σв´- пониженный временный предел прочности;
τmax – касательные напряжения при изгибе;
/>
Сечение 1-2:
Средний диаметр сечениябудет равен:
Dср=D0– h1×sin α, (1.65.)
где h1=0,02 м – высота сечения;
α = 45° — угол между сечениями 1-1 и1-2;

Dср=0,41-0,02×sin 45°=0,3959 м.
Нормальные напряжения длязон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:
σр = σи+σр´=/> (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=π×Dср×h1=3,14×0,3959×0,02=0,0249 (м2);
тогда

/>
Коэффициент избыткапрочности:
/> (1.68.)
где kп=1,35 – коэффициент пластичности,
используя формулу (1.68.)получим:
/>/>
Сечение 1-3:
Средний диаметр сечения1-3:
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 длязон сжатых и растянутых волокон при изгибе и растяжении:

σр = σи+σр´/> (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=π×Dср×h2=3,14×0,4×0,02=0,0251 (м2);
тогда
/>

Коэффициент избыткапрочности:
/> (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 наболты:
Q1=π×Pp×[(R-rп)2-Rz2], (1.73.)
где Pp=2,85 МПа – расчетное давление впневматике;
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% отвеличины 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 болтапо резьбе:
/> (1.76)
где Р – усилие затяжкиболта;
Pp´– разрушающая нагрузка наболт;
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 дляболтов принимаем сталь 30ХГСА´, для которых временный предел прочности σв=1373МПа.
Коэффициент избыткапрочности:
/> (1.64.)
тогда
/>
1.3.3.5 Разрушающеедавление в гидравлической системе тормозов
Разрушающее давление в гидравлическойсистеме тормозов PТ разр найдем по формуле:
/> (1.79.)
где MТ раз=37461 Н·м – разрушающий тормозноймомент;
MТЭ=12487 Н·м – эксплуатационный тормозной момент;
PТ=12,81 МПа – рабочее давление в гидросистеме тормозов;
/>.
Найдем напряжение срезаболта 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 избыткапрочности:
/> (1.82.)
где k – поправочный коэффициент:
/> (1.83.)
следовательно

/>
тогда
/>
1.3.4. Усовершенствованиешарнирного узла шасси самолета
В существующем в данноевремя шарнирном узле шасси самолета Ту-154 находится ось и втулки с буртиками,выполненные из антифрикционной бронзы, по которым скользит ось с помощьюсмазки. При работе шасси ось под нагрузкой упруго изгибается и защемляется накраях жестких бронзовых втулок, увеличивая давление в зоне защемления в 1,5 – 2раза относительно равномерного расчетного распределения.
Недостатками такойконструкции являются низкая надежность шарнирного узла, так как в зонезащемления происходят выдавливание смазки, наволакивание бронзы на поверхностьоси, от чего следует быстрый износ втулок. Кроме того, шарнирный узел имеетбольшую массу.
Ближайшими, потехнической сущности, являются шарнирные узлы с металлофторопластовымивтулками, не требующими смазки. Так как анти фрикционный слойметаллофторопластовых втулок представляет собой пористую бронзу, пропитанную фторопластом,то работа металлофторопластовых втулок в шарнирных узлах самолета практическине отличается от работы бронзовых втулок и имеет указанные недостатки.
Целью предложения [8]является повышение надежности и уменьшение массы шарнирного узла шасси самолетапутем равномерного распределения давления. Для этого, шарнирный узел шассисамолета, содержащий ухо и вилку, шарнирно соединенные между собой посредствомоси с втулками, имеющими антифрикционное покрытие на внутренних поверхностях иустановленными в вилке, снабжен кольцами, которые установлены на выступающих извилки концах втулок, при этом на внутренних и внешних поверхностях втулок иторцевых поверхностях колец нанесено упругое антифрикционное покрытие. Шарнирныеузлы 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 кольца9, причем кольца 9 размещены на хвостовики, образованные втулками 8. Втулки 8 икольца 9 (рис.1.12) снабжены упругим антифрикционным покрытием 10 (например,оргалон), причем втулки 8 имеют покрытие, как по внутренней, так и по наружнойповерхности, а кольцо 9 – по торцевым поверхностям. Шарнирный узел работаетследующим образом. При действии взлетно-посадочных нагрузок на стойку шасси,сочлененные звенья совершают качательные движения в шарнирных узлах. При этомось 7 упруго изгибается во втулках 8, а втулки 8, за счет обжатия упругогоантифрикционного покрытия 10 с наружной и внутренней сторон, самоориентируютсяпо линии изогнутой оси 7, равномерно распределяя давление на антифрикционноепокрытие 10 без резких скачков. Кольца 9, воспринимающие осевые нагрузки, засчет обжатия упругого антифрикционного покрытия 10 по торцевым поверхностям,равномерно передают давление на трущиеся поверхности, компенсируя их монтажныйи деформационный перекос.
1.3.5 Усовершенствованиеустройства для перетока жидкости в амортизаторе передней ноги шасси самолета Ту-154
Целью предложенияявляется уменьшение веса амортизатора путем изменения внутренних габаритовустройства для обеспечения необходимого времени заполнения гидравлическойкамеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости.
На рис. 1 изображеноустройство для перетока жидкости и движение жидкости через устройство наобратном и прямом ходах.
Клапан состоит из корпуса1, закрепленного в плунжере 2. Внутри корпуса установлена диафрагма 3 сцентральным отверстием. Со стороны гидравлической камеры в корпусе установленклапан торможения прямого хода 4. Клапан 4 имеет центральное отверстие 5,осуществляющее гидравлическое торможение при прямом ходе, и несколькопериферийных отверстий 6. Со стороны газовой полости в корпусе установленклапан обратного торможения 7, выполненный в виде усеченного конуса с днищем,фланцем и отверстиями в днище 8 и боковой стенке 9. Отверстие в днище 8осуществляет гидравлическое торможение при обратном ходе. Клапан пружиной 10поджат к гайке 11, которая через распорную втулку 12 контрит диафрагму 3.Клапаны 4,7 и диафрагма 3 имеют кольцевые контактные поверхности 13.
Площади и диаметрыотверстий в клапане обратного торможения 7 и отверстий 6 в клапане прямоготорможения 4, расстояние между контактными поверхностями клапанов и диафрагмы идиаметр центрального отверстия диафрагмы 3 определяются из условия заполнениякамеры после выпуска стойки.
Клапан работает следующимобразом.
После выпуска стойкиамортизатор находится примерно в вертикальном положении. Жидкость, котораяперетекла в газовую полость из гидравлической, перетекает обратно вгидравлическую полость через отверстия в клапанах 4 и 7 и диафрагме 3 икольцевые зазоры между клапанами и диафрагмой.
Движение жидкости припереливе показано на рис.1…..
При прямом ходе клапан 4давлением жидкости прижимается к диафрагме 3. При этом дросселирование жидкостив газовую полость осуществляется отверстием 5, так как его площадь значительноменьше площади отверстий в диафрагме 3, клапане 7 и площади кольцевого зазорамежду клапаном и диафрагмой, 7 и 3.
При обратном ходе, таккак усилие затяжки пружины составляет 2÷3 веса клапана 7, чтосоответствует перепаду давления срабатывания клапана ≈0,04 атм (перепадыдавлений на клапане при обратном ходе составляют 200÷300 атм), клапан 7прижимается к диафрагме.
При этом дросселированиежидкости осуществляется только через отверстие в днище 8.
Устройство для перетокажидкости в пневмогидравлическом амортизаторе шасси, содержит корпус сцентральным отверстием, и размещенный в нем плавающий клапан обратноготорможения с центральным отверстием, от установленного в стандартномустройстве, отличается тем, что, с целью уменьшения веса амортизатора путемизменения внутренних габаритов устройства для обеспечения необходимого времени заполнениягидравлической камеры амортизатора при минимальной высоте столба жидкости, оноснабжено диафрагмой с центральным отверстием, клапаном торможения прямого ходас центральными и боковыми отверстиями, размещенными в полости, образованнойдиафрагмой и корпусом устройства. А также гайкой, завинченной в верхней частиустройства, и распорной втулкой для контровки диафрагмы. При этом плавающийклапан обратного торможения выполнен в виде усеченного конуса с днищем в узкойчасти и фланцем в широкой и поджат пружиной к гайке, контрящей через распорнуювтулку диафрагму. Причем внешний диаметр клапана торможения прямого хода большедиаметра центрального отверстия корпуса, а каналы торможения прямого иобратного ходов размещены с радиальным зазором относительно корпуса и распорнойвтулки.

1.3.6 Разработкасигнализатора давления для авиационных пневматиков
В существующейконструкции самолета Ту-154 не предусмотрено никакого устройства для измерениядавления в пневматике. При обслуживании самолета по всем периодическим формам ипо оперативной форме «Б» предусматривается замер давления впневматиках колес и подкачка их воздухом или азотом в случае необходимости. Длязамера давления используется ручной переносной манометр нажимного принципадействия. Его использования в технической эксплуатации имеет следующиенедостатки:
— невысокая точностьизмерений, возможность считывания со шкалы манометра ложных показаний в случаеустановки его на ниппель с большим перекосом;
— наличие лишних операцийпри зарядке воздухом пневматиков: необходимо сначала замерить давление впневматике, затем подзарядить его, после чего вновь произвести замер.
Предлагаемое устройствобудет лишено этих недостатков, так как оно жестко закреплено на барабане колесаи его показания зависят только от величины давления зарядки пневматика. Крометого, это устройство позволяет визуально контролировать давление зарядкипневматика в любой момент времени без использования дополнительныхприспособлений, в том числе и подкачки колес, что позволяет избежатьперезарядки или недозарядки пневматиков.
Данный сигнализаторразработан японской фирмой «Nissan motors». Состоитиз корпуса, диафрагмы, магнита и яркой металлической пластины. Пластинаприкрыта прозрачным колпачком – окошечком. Между ним и пластиной насыпанметаллический порошок серого цвета. Схема работы сигнализатора давленияпоказана на рисунке:

/>
а) – давление впневматике колеса нормальное. Через колпачок 1 виден серый металлическийпорошок 2, показывающий индикаторную пластину 3. Порошок притягивается магнитом4, который прижат к пластине 3 диафрагмой 5;
б) – давление в камерепонижено. Пружина 6 оттянула магнит 4, порошок 2 осыпался, и стала видна яркаяметаллическая пластина 3.
Данный сигнализатор давлениянеобходимо устанавливать в вертикальной плоскости.
1.3.6.1 Проверочныйрасчет индикатора давления воздуха
Исходные данные:
Давление воздуха впневматике P=0,95±0,5 МПа.
Рабочий ход поршня смагнитом L=0,005 м.
Диаметр поршня d=0,005 м.
Сила, действующая напоршень от давления зарядки пневматика:
/>
где P – давление воздуха в пневматике;
F – площадь поршня,

/>
/>
Определим усилие напоршень при максимальной РBmax и минимальной РВmin зарядке пневматика:
/>
При усилии РBmax=19,62Н поршень находится в крайнем правом положении на упоре. При усилии РВmin=17,66 Н он сдвинут влево на 0,005 ми уравновешен усилием пружины, с одной стороны, и усилием воздуха с другой.
Коэффициент жесткостипружины необходимой для нормальной работы приспособления:
/>
1.3.7 Конструктивноеусовершенствование замка убранного положения основной опоры шасси
Установленный замокубранного положения основной опоры шасси на самолете Ту-154 имеет корпус,запорный крюк с хвостовиком и пружиной, установленный на поворотной оси ивзаимодействующий с петлей шасси и защелкой, установленной на поворотной оси,параллельной оси запорного крюка, и взаимодействующий с силовым управляющимцилиндром. Это замковое устройство имеет большие габариты и вес, что приводит кувеличению размеров и веса Ту-154. Также при долговременной эксплуатации наблюдаетсяненадежная фиксация стойки в убранном положении.
Целью усовершенствованияявляется повышение надежности работы и снижение веса замкового устройства.
Для достижения этой целив 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, ивзаимодействующий с силовым управляющим цилиндром, при этом один конец пружинызакреплен на хвостовике запорного крюка, а другой конец пружины соединен сзащелкой, продольная ось пружины расположена между петлей шасси и поворотнойосью запорного крюка при закрытом замковом устройстве.
Предлагаемое замковоеустройство состоит из корпуса 1, в котором на оси 2 размещен с возможностьюповорота запорный крюк 3 и на оси 4 – приводная защелка 5. Хвостовик 6запорного крюка 3 имеет кронштейн 7 с зацепом 8, на котором закреплен одинконец пружины 9 растяжения, а другой ее конец закреплен на приводной защелке 5,прижимающей защелку к упору 10 на запорном крюке 3 в закрытом положенииустройства. На корпусе 1 установлен управляющий силовой цилиндр 11, шток 12которого взаимодействует с роликом 13, установленным на приводной защелке 5, иподпружинен с помощью пружины 14. Силовой гидравлический цилиндр 11 имеет штуцер15 для подсоединения линии «открытие замка» и штуцер 16 дляподсоединения линии «закрытие замка». В корпусе 1 установлен упор 17для запорного крюка 3 в открытом положении замкового устройства. Корпус 1замкового устройства закреплен на каркасе 18 летательного аппарата, петля 19установлена на опоре шасси. Отличается тем, что продольная ось расположенамежду осью петли шасси и поворотной осью запорного крюка при закрытом замковомустройстве.
Замковое устройствоработает следующим образом. В закрытом положении устройства петля 19расположена между крюком 3 и корпусом 1, при этом защелка 5 под действиемпружины 9 находится на упоре 10 запорного крюка 3, тем самым, препятствуя егооткрытию. Шток 12 силового управляющего цилиндра 11 под действием пружины 14находится на упоре корпуса.
При подаче давленияжидкости из линии «открытие замка» в штуцер 15 шток 12 цилиндра 11перемещается, обжимая пружину 14, и вступает в взаимодействие с роликом 13приводной защелки 5, в результате чего она поворачивается и освобождаетзапорный крюк 3, растягивая при этом пружину 9. Под действием усилия на петле19 от подъемника опоры шасси и под воздействием пружины 9 запорный крюк 3поворачивается, освобождая петлю 19 опоры шасси, и опора шасси начинаетдвижение на выпуск шасси, при этом под усилием пружины, меньшим, чем приоткрытии приводной защелки 5, запорный крюк 3 поворачивается до упора 17.
После снятия давления изштуцера 15, шток 12 силового управляющего цилиндра 11 под действием пружины 14перемещается до упора в корпусе, освобождая ролик 13 приводной защелки 5. Замокоткрыт.
При закрытии замковогоустройства давление из линии «закрытие замка» поступает в штуцер 16силового управляющего цилиндра 11 и в случае недохода штока 12 до упора подвоздействием пружины 14 он ставится на упор в корпусе под действием этогодавления. Петля 19 опоры шасси подходит к замку вступает во взаимодействие схвостовиком 6 крюка 3, поворачивает его, растягивая пружину, при этом приводнаязащелка 5 скользит по крюку 3. После перемещения петли до упора в корпус крюк 3освобождает защелку 5 и она поворачивается до упора 10 крюка 3 обеспечиваязакрытое положение.

2. Специальная часть
С целью улучшения условийтрута наземного обслуживающего персонала, в дипломном проекте предлагаетсяразработка установки для технического обслуживания шасси самолета.
2.1 Краткаяхарактеристика механизации, применяемой при техническом обслуживании самолетаТу – 154
Для обслуживания гидравлической системысамолета, а также зарядки пневматических элементов сжатым азотом и питанияэлектрических потребителей постоянным током применяется универсальный,передвижной гидравлический агрегат УПГ-300.
Сжатыйвоздух используется для зарядки пневматиков колес, проверки герметичностикабины, продувки и очистки деталей агрегатов при техническом обслуживании. Дляобеспечения самолета сжатым воздухом используются аэродромные компрессорныестанции высокого давления (АКС-8, УКС-400В) и низкого давления (КНД-4),воздухозаправщик (ВЗ-20-300), транспортные баллоны, приборы для контролякондиционности воздуха, редукторы и манометры. Для наполнения углекислотойогнетушителей и углекислотных баллонов бортовых противопожарных системприменяется автомобильная углекислотно-зарядная станция АУЗС-2М.
Длязаправки самолета ГСМ и спецжидкостями применяются топливозаправщики типаТЗ-16, ТЗ-22, маслозаправщики типа МЗ-51М, МЗ-150, водоспиртозаправщики типа ВСЗ-66и заправщики специальными жидкостями ЗСЖ=66.
Длявывешивания самолета, при проверке работы системы уборки-выпуска шасси, заменестоек и тележек шасси, используются гидравлические подъемники. При замене колестолько на одной из стоек шасси нет необходимости вывешивать на подъемниках весьсамолет. В этом случае применяется гидродомкрат с ручным насосом НР-1- 01.
Длямонтажа и демонтажа пневматиков колес применяются установки типа УМК-2 и УМК-3,имеющую насосную установку с электроприводом.
Длядиагностирования технического состояния самолета и его систем применяютсяразличные системы диагностики, приборы, бортовые самописцы.
Дляэлектропитания самолета применяются как стационарные источники электроэнергиитак и аэродромные передвижные агрегаты типа АПА-50, АПА-100, которыеобеспечивают питание систем самолета постоянным током с напряжением 28,5 В,переменным трехфазным током c напряжениями 36 В и 208 В, частотой 400 Гц.
2.2Основные требования, предъявляемые к машинам и механизмам, используемым притехобслуживании воздушных судов
Всоответствии 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 воздушногосудна;
2.       Возможно большая простота конструкции и удобство в эксплуатации;
3.       Большой срок службы и экономичность;
4.       Надежность работы и возможность эффективного использования в широкихдиапазонах климатических и метеорологических условий;
5.       Минимальное количество обслуживающего персонала;
6.       Безопасные и безвредные условия труда.
Кромеобщих условий каждый вид средств механизации должен удовлетворять также рядуспециальных требований, вытекающих из его функционального назначения.
Средствамеханизации, также, должны быть комбинированными и универсальными, то есть такими,чтобы их можно было использовать при техобслуживании воздушных судов различныхтипов.
2.3Разработка передвижной установки для техобслуживания шасси самолета Ту-154
Отсутствиедостаточного количества ангарных помещений в АТБ приводит к тому, что внапряженный период эксплуатации техническое обслуживание производится настоянках ПС. При этом большую трудоемкость и неудобство представляетперемещение производственного оборудования, инструментов и запасных частей настоянку.
Дляустранения этого недостатка в дипломном проекте спроектирована передвижнаяустановка для техобслуживания шасси самолета Ту-154, которая являетсяуниверсальной и может быть использована для техобслуживания шасси других типоввоздушных судов.
Установкапредставляет собой специальный металлический кузов, смонтированный наавтомобиле типа Ford Transit. Кузов состоит изкаркаса и металлической обшивки. Каркас сварнойконструкции, изготовленный из уголкового профиля. Створки установки такжесварной конструкции, изготовленные из листовой стали подкрепленной уголковымипрофилями.
В кузовеимеются следующие отсеки:
1. Отсекдля размещения насосной станции, гидравлического бака и гидросистемы установки;
2. Отсекдля размещения гидродомкрата;
3. Отсекдля баллонов с азотом и сжатым воздухом;
4. Отсекдля хранения колес КН-10 (оборудован направляющими для выгрузки, погрузки ификсации колес, механизмом погрузки и выгрузки с силовым цилиндром и секторныммеханизмом);
5. Отсекдля хранения колес КТ-141 (оборудован направляющими для выгрузки, погрузки ификсации колес);
6. Отсекдля хранения тормозных устройств;
7. Отсекдля хранения инструмента, применяемого для ТО шасси;
8. Отсек для храненияприспособлений, применяемых при техобслуживании шасси:
— приспособление длязарядки амортстоек шасси и стабилизирующих амортизаторов;
— приспособление дляпроверки давления азота в амортстойках и стабилизирующих амортизаторах;
— приспособление длязарядки пневматиков колес;
— приспособление дляпрокачки тормозной системы;
— приспособление длясъема колес основной опоры;
— приспособление длясъема подшипников колес основных опор шасси.
Управление работойустановки осуществляется с пульта управления, на котором размещены приборыконтроля, краны и кнопки управления.
2.3.1 Техническоеописание гидроустановки и гидродомкрата
Гидроустановкапредназначена для управления гидродомкратом и механизмом погрузки-выгрузкиколес, а также для дозаправки гидросистемы самолета. Для резервного питаниягидроагрегатов, также для сглаживания насосных пульсаций давления вгидросистеме предусмотрена установка гидроаккумулятора. Гидроустановка включаетв себя гидравлическую и пневматическую системы.
Гидросистема служит дляподачи давления к потребителям и включает в себя:
— гидравлический бакемкостью не менее 50 литров;
— электрическийгидронасос с автоматом разгрузки и предохранительным клапаном;
— обратные клапаны;
— гидроаккумулятор;
— фильтры высокого инизкого давления;
— электрогидрокраны дляподачи давления в разные линии нагнетания;
— силовые гидравлическиецилиндры, оборудованные концевыми выключателями;
— пульты управления изаправки.
Пневматическая системаобеспечивает наддув бака гидросистемы, зарядку пневматиков сжатым газом ипереключение зарядки пневматиков как азотом, так и сжатым воздухом.Пневматическая система включает в себя:
— баллоны с азотом исжатым воздухом;
— фильтры тонкой очистки;
— редукторы наподдавливание жидкости в баке установки и на зарядку пневматиков;
— запорные краны иобратные клапаны;
— пульты управления изаправки, выполненные для удобства заодно с пультами гидравлической системы.
Работа гидроустановкиможет осуществляться как от внешнего источника питания напряжением 24-28,5 В,так и от генератора установленного на автомобиле.
Гидродомкратоборудованный автоматической системой подачи давления, значительно облегчаетработу по подъему опор самолета при замене колес и тормозных устройств, а такжепозволяет сократить время выполнения указанных работ.
Для уменьшения весагидродомкрата кран управления, вентиль, ручной насос и бак с гидродомкратасняты, а оставлены только телескопический гидроцилиндр и опорная плита.
Снятые элементы размещенына установке, а ручной насос установлен в линию дозаправки гидросистемысамолета. Гидродомкрат с установкой соединен армированными шлангами и подключенк гидросистеме установки.
2.3.2 Расчет узловкрепления установки к раме автомобиля
Пол установки сразмещенными на нем агрегатами крепится к раме автомобиля восемью болтами, узелкрепления показан на рисунке 2.1.
При передвиженииавтомобиля с ускорением, болты воспринимают силу инерции Р:
/> (2.1.)
где m=1400 кг – масса снаряженной передвижной установки;
а – ускорение установки,
/> (2.2.)
где V= 60 />= 16,8 /> –скорость движения автомобиля;
t= 3 c – время остановки автомобиля минимальное,
/>
/>

/>
Рис. 2.1. Схема узлакрепления установки к раме автомобиля.
Болты рассчитаем на срез:
/> (2.3.)
где d1 – диаметр впадин резьбы болта;
Р – действующая нагрузка;
k=1 – количество плоскостей среза;
b=8 – количество болтов;
[τср] =42/>106 Па – пределнапряжения среза для материала СТ 45.
/>
Чтобы увеличить площадьдеревянных брусков, работающих на сжатие при затяжке болтов, увеличим диаметрболтов. В этом случае,
/>

Принимаем болты М12 сдиаметром d1 =10,16 мм.
2.3.3 Расчет направляющихдля погрузки колес
Каждая направляющаясостоит из двух уголковых профилей соединенных между собой. Под действием массыколеса, направляющая воспринимает силу Р1, которая раскладывается насоставляющие Р1 и Р2 (Рис 2.2.).
/>
Под действием силы Р1,направляющая работает на изгиб. В точке С (АС=СВ) балка будет восприниматьмаксимальный изгибающий момент (Рис 2.3.)
/>
Рис.2.3.
Максимальный изгибающиймомент в этой точке будет равен:
/> (2.4.)

где a=b=0,625 м – длины участков направляющей;
Р1 –нормальная составляющая силы Р,
/>, (2.5.)
Р =600Н – силадействующая на направляющую от колес;
α = 40˚ – уголустановки направляющей;
/>
/>
Так как направляющаясостоит из двух уголковых профилей, ее необходимо рассчитать на косой изгиб поформуле:
/> (2.6.)
где Х1 и Y1 – координаты точки, наиболее удаленной от нейтральнойлинии;
Ix и Iy – моменты инерции относительно осей X и Y.
Для уголкового профиля №4по таблице сортамента [19] находим:
Х1 =1,53/>10-2м; Y1 =0,78/>10-2м;
Ix =7,26/>10-8м-4;Iy =1,19/>10-8м-4;
Найдем изгибающий моментотносительно осей X и Y. Так как профиль симметричныйотносительно осей X и Y, то

/> (2.7.)
/>
/>
В связи с тем, чтонаправляющая состоит из двух уголковых профилей, каждый профиль будетиспытывать напряжение
/> (2.8.)
/>
Под действиемсоставляющей Р2 направляющая работает на растяжение.
Составляющая Р2равна
/> (2.9.)
/>
Напряжение растяженияравно
/> (2.10.)
где S=3,08/>м2– площадь сечения №4 [10].

/>
Учитывая, чтонаправляющая состоит из двух уголковых профилей,
/> (2.11.)
Используя теориюнормальных максимальных напряжений, проверим, удовлетворяют ли найденныезначения напряжений условию:
/>, (2.12.)
где [σ] – пределпрочности материала СТ 3 с учетом коэффициента запаса прочности.
К=0,2 – коэффициентзапаса прочности.
/> (2.13.)
где σв=363МПа – предел временной прочности материала СТ 3.
/>
Условие выполняется,спроектированная направляющая выдержит заданную нагрузку.

2.3.4 Расчетгрузоподъемного механизма
Для погрузки и выгрузкиколес самолета из технического отсека установки используется гидроподъемныймеханизм (Рис. 2.4.).
/>
2.3.4.1 Расчет секторногомеханизма
Рабочие условия, вкоторых будет работать предлагаемый секторный механизм:
1.   Скорость вращения сектора n=7 />;
2.   Ресурс работы передачи – 10 лет;
3.   Работа круглосуточная с часовойзагрузкой 12 часов
4.   Расчетный вращающий момент:
/> (2.14.)
где КР=1,2 –коэффициент режима;
Р – усилие на штокегидроцилиндра;
L – плечо приложения усилия.
5.   Передаточное отношение U=1;
6.   В качестве материала колеса и рейкипринимаем сталь 40Х с термообработкой рабочих поверхностей до твердости HRC=45-50.
7.   Определим допускаемые контактныенапряжения
а) предел контактнойвыносливости стали 40Х для выбранной термообработки, соответствующий базовомучислу циклов, находим, используя соотношения таблицы 20.4 литературы [11].
/> (2.15.)
/>
б) базовое число цикловопределим путем линейной интерполяции по таблице 20.5 [11].
/>
в) фактическая продолжительностьработы механизма в течении одного года:
/> (2.16.)
где 365 – количество днейв году;
24 – количество часов всутках;
γч = 0,06– коэффициент часовой загрузки;
/>

Фактическое число цикловнагружения:
/> (2.17.)
где с=1 – числозацеплений зуба за один оборот;
n=7 /> -скорость вращения сектора;
t=525,6 ч – продолжительность работымеханизма в течении года;
/>.
г) определим коэффициентдолговечности:
/> (2.18.)
где NHO= 6,4/>107 – базовое количествоциклов;
N'HE = 10/>NHE = 10/>220752 =2207520 – фактическаяпродолжительность работы механизма в течении всего срока эксплуатации;
/>.
д) предел контактнойвыносливости поверхности зубьев:
/> (2.19)
где />=795 МПа – пределконтактной выносливости материала, соответствующий базовому числу циклов;

КHL=1,75 — коэффициент долговечности;
σNlim=795/>1,75=1391,25 (МПа).
е) находимпредварительное значение допускаемого контактного напряжения по формуле:
/> (2.20.)
где SH=1,2 – коэффициент безопасности длязубьев с поверхностным упрочнением;
/>– коэффициенты, учитывающие,соответственно, влияние шероховатости, окружной скорости, смазочного материалаи размеров. В предварительных расчетах целесообразно принимать />=1;
тогда
/>
8.   Находим ориентировочное значениедиаметра колеса (условно диаметр сектора)
/> (2.21.)
где />0,3 – коэффициент инерцииколеса;
/> - коэффициенты, учитывающиединамичность нагрузки, чистоту поверхности и концентрацию напряженийсоответственно;
Н=1;
М – потребный вращающиймомент,
М=1,2/>Р/>L, (2.22.)
где Р=1200 Н – силатяжести подвижных элементов,
L=0,625 м – плечо приложения силытяжести относительно оси вращения;
/>
/>
Чтобы уменьшить усилиегидроцилиндра и его габариты, условный диаметр сектора принимаем dw =200 мм =0,2 м.
9.   Определим количество зубьев на полномколесе:
/> (2.23.)
где dw =200 мм =0,2 м – условный диаметрколеса;
m = 5 мм – модуль зацепления;
/>
10.     Проверимпрочность зубьев по напряжению изгиба:
а) предел выносливостизубьев при изгибе, соответствующий базовому числу циклов нагружения NFO=6,4/>106,для принятой обработки стали по таблице 20.3 [11],/>
б) принимая />, вычислим коэффициентдолговечности:
/> (2.24.)
где /> – базовое число цикловнагружения;
/> – фактическое число нагружений;
/>
в) определим пределвыносливости, соответствующий фактическому числу циклов нагружения:
/> (2.25.)
/>
г) найдем допускаемоенапряжение изгиба:
/> (2.26.)
где SF=1,4 – коэффициент безопасности длястальных поковок;
YR=1,1 –коэффициент учитывающий влияниешероховатости поверхности;
YS – коэффициент, учитывающий влияниеабсолютных размеров зубьев,
/> (2.27.)
KXF – коэффициент учитывающий влияниеразмеров зубьев,
/> (2.28.)
где /> – диаметр окружностивыступов сектора,
/> (2.29.)
где /> – коэффициент высотыголовки зуба,
Х=0 – коэффициентсмещения;
/>,
/>,
/>
11. Напряжение изгиба в зубе сектора ирейки определим по формуле:
/> (2.30.)
где YF=3,7;
Yβ=1 – для прямозубой передачи;
KFV=1;
KFβ=1 – при симметричном расположениисектора;
KFα=1 – коэффициент учитывающий, чтонагрузка воспринимается одной парой зубьев;
/>
Значение />, полученное выше,сравниваем с допустимым напряжением на изгиб:
/>,
33,3 МПа
Условие прочностивыполняется.
12. Основные размеры зубчатого сектора.
Диаметр делительнойокружности:
/>;
Диаметр окружностивпадин:
/> (2.31.)
где /> — коэффициент высотыголовки зуба;
С = 0,25 – коэффициентрадиального зазора;
Х = 0 – коэффициентсмещения;
/>

Диаметр окружностивершин:
/>.
Высота зуба:
/> (2.32.)
h=0,5/>(210-187,5)=11,25(мм).
Ширина зубчатого сектора:
/>
где />=0,3 – коэффициент инерцииколеса,
b=0,3/>200=60 (мм) =0,06 м.
2.3.4.2 Расчет силовогоцилиндра гидроподъемного механизма
Схема силовогогидроцилиндра показана на рис.2.5. Используя формулу (2.14.) определим усилие,развиваемое гидроцилиндром, необходимое для возникновения в секторе вращающегомомента, способное поднять колесо на установку.
/> (2.34.)
где М =900 Н·м –вращающий момент, создаваемый штоком гидроцилиндра;
/> - плечо приложения силы Р от штока гидроцилиндра ксектору;
/>
Определим площадь поршнягидроцилиндра:
/> (2.35.)
где Р – усилие,развиваемое штоком гидроцилиндра;
р = 8,8/>106 Па –давление жидкости в гидроцилиндре;
/>
/>
Рис.2.5. Схемагидроцилиндра и секторного механизма
Определим необходимый диаметрпоршня гидроцилиндра из формулы:

/> (2.36.)
где d=0,04 м – диаметр штока;
f =0,001023 м2 – площадьпоршня;
D – диаметр поршня,
/> (2.37.)
Учитывая КПД силовогоцилиндра />=0,95, диаметр поршняпринимаем равным
D = 0,06 м.
2.3.5 Расчет необходимогоколичества АМГ-10 для гидросистемы установки
Количество масла АМГ-10,необходимое для работы установки, определим исходя из рабочих объемов силовыхцилиндров гидроподъемного механизма, объема цилиндра гидродомкрата, объемажидкости в трубопроводах
установки, потребногозапаса жидкости в гидробаке, вязкости жидкости, а также учитывая запас маслаАМГ-10 для дозаправки гидросистемы самолета в случае необходимости.
/> (2.38.)
где Vг.дом=1,942/>10-3м3 – рабочий объем цилиндра гидродомкрата;
Vгм=2,26/>10-3м3 – рабочий объем цилиндров гидроподъемного механизма;
Vгс – объем жидкости в гидросистемеустановки;
Vтр – объем жидкости в трубопроводахустановки;
Vзапас – запас жидкости в гидробаке.
Объем трубопроводов ишлангов:
/> (2.39.)
где S1 и S2 – площадь поперечного сечениятрубопровода и шланга,
/> (2.40.)
/>, (2.41.)
где dшл=0,012 м – диаметр поперечногосечения шланга подвода АМГ-10 к заправочному штуцеру гидросистемы самолета,
dтр=0,008 м – внутренний диаметр всехостальных шлангов и трубопроводов,
/>
/>
L1=10 м – длина заправочного шланга гидросистемы;
L2=25 м – длина остальных трубопроводов и шлангов;
тогда
/>

Объем АМГ-10 вгидравлической системе установки:
Vгс =0,35/>10-3м3.
Запас АМГ-10 в гидробакедолжен быть не менее 70-75% объема гидросистемы установки и дополнительногообъема АМГ-10 для дозаправки гидросистемы самолета. Общий запас жидкости вбаке:
/> (2.42.)
где Vзап1 – эксплуатационный запас жидкости,
/>, (2.43.)
где />подставив это выражение вформулу (2.43.), получим
/>;
Vзап2 =40/>10-3м3. – запас гидрожидкости на дозаправку гидравлической системысамолета;
Vзап=(5,203+40)/>10-3=45,203/>10-3 (м3).
Необходимое количествоАМГ-10 для работы установки:
Vпотр=(1,942+2,26+0,35+2,385+45,203)/>10-3 =52,14/>10-3 (м3).

2.3.6 Расчет емкостигидробака установки
Объем гидробака определимпо формуле:
/> (2.44.)
где 1,25 – коэффициент, учитывающийтепловое расширение жидкости АМГ-10;
/>.
Длину бака принимаемравной h=0,5м.
Тогда диаметр бакавыведем из формулы:
/> (2.45.)
тогда
/>.

3. Охрана окружающейсреды
Вразделе «Охрана окружающей среды» дипломного проекта рассматриваютсявопросы влияния воздушного транспорта на окружающую среду, экологической опасности иобеспечения экологической безопасности процесса техобслуживания шасси, а такжепроизводится оценка эмиссии авиационного двигателя используемого на Ту-154.
3.1Влияние воздушного транспорта на окружающую среду
Оцениваясерьезность проблемы охраны окружающей среды, общество видит в её решении необходимое условие сохранения жизни напланете, а решение природоохранных задач сегодня рассматривается как один изважных факторов, определяющих состояние здоровья людей. Вместе с темнаучно-технический прогресс (НТП), высокие темпы развития авиационной техники иеё неземной базы усиливают воздействие гражданской авиации на окружающуюприродную среду. Эти негативные процессы вызывают потребность всовершенствовании всей отраслевой природоохранной системы.
Одной изсамых актуальных экологических проблем современности является борьба за чистыйвоздух и охрану воздушного бассейна. В связи с возрастанием уровней загрязненияатмосферного воздуха и, как следствие, обострения глобальных проблем измененияклимата и истощения озонового слоя все большее внимание привлекается к ролитранспортных средств в развитии указанных экологических проблем.
Разработкуосновных мероприятий в области охраны природы и контроль за своевременным их выполнениемосуществляет Управление гражданской авиации Украины.
Воздушныйтранспорт является серьезным источником загрязнения атмосферного воздуха(особенно в районе аэропортов). Выбросы загрязняющих веществ самолетами даютвклад и в изменения климата. В настоящее время 58% мирового парка самолетов ужене соответствует требованиям международной организации гражданской авиации(ИКАО), их замена к 2002 году обойдется в 8миллиардов долларов. Работа по охране окружающей среды направлена, преждевсего, на:
–снижение загрязнения атмосферы от эмиссии вредных веществ в отработавших газахдвигателей летательных аппаратов;
–уменьшение воздействия авиационного шума (вблизи аэропортов, по всей трассеполета самолета на сверхзвуковой скорости);
–сокращение сбросов неочищенных сточных вод и вредных выбросов с территорииаэропорта в почву, реки и водоемы, борьбу с эрозией почв.Таблица4.1. Перечень иколичество загрязняющих веществ, разрешенных к выбросу в атмосферуНаименование загрязняющего вещества Суммарный выброс г/сек г/час Взвешенные вещества 0,5283 5,1801 Пыль древесная 8,2 1,08 Окись углерода 18,6744 170,3674 Диоксид азота 4,2355 41,1418 Сернистый ангидрид 26,0913 257,1173 Свинец 4,3 х 10 2,99 х 10 Бензпирен 1,87 х 10 1,4 х 10 Оксид азота 0,683 6.64 Углеводороды 0,4795 1,2961 Бензин 0,2007 0,6959 Серная кислота 0,001 0,0149 Сажа 0,0146 0,0038 Едкий натр 0,807 х 10 0,0038 Оксид марганца 4,93 х 10 0,0014 Фтористый водород 0,5 х 10 0,0001 Сварочный аэрозоль 0,0007 0,0032 Формальдегид 0,00186 0,0003 Пятиокись ванадия 0,0568 0,552 Трикрезолфосфат 0,6 х 10 0,0005 Керосин 0,354 1,9318 Газ 0,354 1,9318 Всего 59,5224 486,0304
Вавиационной промышленности решение проблем лежит, прежде всего, в разработкедвигателей, уменьшающих выбросы загрязняющих веществ и, прежде всего оксидовазота. В аэропортах необходимо обеспечить водоочистку, сбор и регенерациюотходов, обеспечение всех наземных производств воздухоочистным оборудованием исредствами контроля выбросов.
3.2Экологическая опасность процесса техобслуживания шасси
Притехобслуживании шасси самолета Ту-154 может быть причинен вред экологическойобстановке не только в районе рабочей зоны, но и всего аэропорта. Одним изосновных недостатков техобслуживания является возможность разлива гидрожидкостипри монтаже и демонтаже агрегатов. Это относится и к смазке (ЦИАТИМ), котораянужна для нормальной работы шарнирных соединений шасси. Так как стойки впроцессе техобслуживания приходится очищать от загрязнений, существуетвероятность разлива моющих жидкостей, бензина, керосина и т.п. Кроме того, вредэкологической обстановке может наносить шум и вредные газообразные выбросы отработающих источников энергии.
3.3Обеспечение экологической безопасности
Обеспечениеэкологической безопасности при техобслуживании шасси достигается путемсоблюдения разработанных правил и требований техники безопасности, а такжевыполнение различных природоохранных мероприятий. Необходимо использоватьподдоны во избежание разлива жидкостей, наносящих вред природе. В случае еслижидкость уже разлита, необходимо локализовать этот разлив, не дать ейраспространятся по прилегающей площади. Жидкость обычно засыпают песком,который затем убирают. При мойке агрегатов шасси применять только жидкостиспециально предназначенные для этого. Не допускать мойки агрегатов путемразбрызгивания керосина или бензина. Источники энергии должны отключаться напериод, когда техобслуживание не производится. Это снижает количество шума ивредных выбросов в атмосферу. Кроме этих мероприятий можно указать разработкуразличных приспособлений и конструктивных усовершенствований, использованиекоторых приносит меньший вред экологической обстановке, по сравнению сиспользованием существующих устройств и приспособлений.
3.4 Расчёт эмиссии авиационного двигателя Д-30-КП
Эмиссиядвигателей воздушногосудна будет не одинаковойв зоне аэропорта и во время его полёта по маршруту, т.к. двигатели в этихслучаях работают на различных режимах.
«Степеньвредности» каждого авиадвигателя характеризуется его контрольнымипараметрами эмиссии различных ингредиентов — />
Задачарасчёта эмиссиидвигателя сводится к расчёту:
Мi – массы каждоговредного вещества, выброшенного за время его работы.
R0– тяга двигателя на взлётном режиме– величина, известная из документации, или из формуляра двигателя.
Рассчитаемвеличины Мi для зоныаэропорта, на тех режимах и за тот период времени работы, когда воздушное суднонаходится в зоне аэропорта с работающими двигателями.
Воздушноесудно в зоне аэропорта производит взлётно-посадочный цикл полёта, которыйсостоит из следующих этапов:
– запуски прогрев двигателей;
–руление до ВПП;
– взлёт;
– наборвысоты 1000 м;
–снижение с высоты 1000 м;
–пробег;
–руление до остановки двигателей.
Двигатели воздушного судна на этих этапах работают на различныхрежимах. Поэтому для удобства расчёта разделим взлётно-посадочный цикл воздушного судна на два вида операций: наземныеоперации и операции взлёт-посадка, тогда:
/>.
Наземныеоперации – это запуск двигателей, их прогрев,руление воздушного судна перед взлётом и после посадки.Главной характеристикой этих операций (с точки зрения расчёта эмиссиидвигателей) является то, что двигатели воздушного судна работают на одном режиме – режиме малого газа, и по времениэто самые продолжительные операции в зоне аэропорта. Это обстоятельствоупрощает расчёт.
ОпределимМiH по формуле :
/>
где КiH – коэффициент выброса i-го ингредиента во время наземных операций />.
Очевидно,что /> (по определению), т.е. это тот же индекс эмиссии.
Кi так как EIi, определяется во времясертификационных испытаний двигателей.
GПН – масса топлива (кг),использованного двигателем за время взлётно-посадочного цикла:
/>
где /> – удельныйрасход топлива за время работы двигателя на режиме малого газа;
RМГ [H]– тяга двигателя на режиме малогогаза;
tМГ [ч] — наработка двигателя на режиме малого газа за время взлетно-посадочного цикла .
Операциивзлёт-посадка – этовзлёт, набор высоты 1000 м, снижение с высоты 1000 м и посадка.
В этомслучае для расчёта эмиссии двигателей воздушного судна, которое находится ввоздухе, эмиссионной характеристикой является массовая скорость эмиссии — />.
Массоваяскорость эмиссии Wiтакже определяется во время сертификационных испытаний двигателей.
Тогдаопределим МiВ-П по формуле:
/>,
где /> – массовая скоростьэмиссии ингредиента i при соответствующих режимах работы двигателя соответственно на взлёте, во время набора высоты1000 м и во время снижения с высоты 1000 м;
/> – режимная наработка двигателя соответственно на взлёте, во время набора высоты 1000 м и во время снижения с высоты 1000 м.Определив,таким образом />, вычисляем контрольныйпараметр эмиссии двигателя />, (где R0– взлётная тяга двигателя в кН) и сравниваемего с нормами ИКАО, делая вывод про соответствие данного двигателя современнымтребованиям по эмиссии в отношении данного ингредиента.
Данные:
1.        Тяга двигателяД-30-КП: R0=103 кН, RМГ = 7,2 кН;
2.        Удельный расходтоплива двигателя Д-30КП:/>=0,065/>.
Используя данныедвигателя, имеем:
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
По даннымрежимов работы двигателя в зоне аэропорта имеем:
/>;
/>;
/>
/>.
Тогда:
/>;
/>

/>
/>
/> нормы ИКАО.
Вывод: Двигатель Д-30-КП самолёта Ту-154по своим эмиссионным характеристикам отвечает нормам ИКАО.

Заключение
В дипломном проектепроизведен анализ отказов и неисправностей элементов шасси самолета ТУ-154. Наоснове этого анализа были выявлены наименее надежные элементы шасси ипредложены конструктивные разработки с целью повышения надежностирассматриваемых агрегатов, что, в конечном счете, ведет к повышению уровнянадежности воздушного судна в целом. Также на основе анализа разработанымероприятия, направленные на совершенствование процесса техобслуживания шассисамолета Ту-154.
При разработкеконструктивных усовершенствований уделялось внимание вопросам наибольшейадаптации, предлагаемых устройств к существующей конструкции. Это необходимо всвязи с тем, что доработка элементов шасси путем значительного измененияконструктивной схемы элемента хоть и повысит уровень надежной работы агрегата,но средства, которые будут вложены в расчеты, проектирование, конструирование иизготовление экономически себя не оправдают.
Предложение установки новогошарнирного узла шасси, что не требует смазки, позволяет на треть уменьшитьколичество неисправностей, таких как заклинивание и заедание шарниров попричине отсутствия смазки.
Существенныеконструктивные изменения тормозного колеса вызваны необходимостью обеспеченияуровня надежности этого элементов соответствии с ЕНЛГС. Более высокаянадежность и эксплуатационная технологичность модернизированного колесакомпенсируют затраты на его конструктивные изменения.
Применение вамортизаторах предложенного устройства для перетока жидкости значительно уменьшаетвес стойки из-за уменьшения объема заправляемого масла, а также упрощаетконструкцию и повышает надежность работы пневмогидравлического амортизатора.
Предложенное замковоеустройство убранного положения стойки обеспечит надежную фиксацию стойки вубранном положении, уменьшение веса происходит за счес упрощения конструкции. Атакже безотказное срабатывание устройства при давлениях, которые регулируются вбольших пределах, дает возможность применять замки подобного типа на различныхвидах воздушных суден.
Предлагаемая в проектеустановка для техобслуживания шасси позволяет повысить степень мобильности имеханизации процесса. Облегчает труд работников инженерно-технического составаавиационной технической базы. Значительно сокращает время обслуживания шасси,что приносит свои экономические выгоды.
Природоохранные мероприятиякоторые рассмотрены выше, а также анализ конструктивных усовершенствованийпозволяет сделать выводы о более высоком уровне их экологической безопасности.Предложенные меры обеспечения охраны труда, правила пожарной безопасностипозволяют снизить уровень травматизма человека на предприятиях гражданскойавиации.

Список использованныхисточников
1.          Бурлаков В.И.Прикладная теория надежности. — К.: КИИГА, 1992. – 116 с.
2.          Методическиеуказания. Анализ надежности авиационной техники. – К.: КИИГА, 1982. – 40 с.
3.          Патент №48153559США 28.03.89. Поршневой элемент с механизмом растормаживания и автоматомрегулировки зазора в тормозе авиационного колеса.
4.          Патент №408078.Тормозной диск. Опубликован 10.12.73.
5.          Зверев И.И.,Коконин С.С. Проектирование авиационных колес и тормозных систем – М:Машиностроение, 1972 г.
6.          Германчук Ф.К.Конструктивное усовершенствование авиационных колес и тормозных устройствсамолетов на основе анализа эксплуатации – К.: КИИГА, 1985 г.
7.          Экспресс-информация.Авиастроение. 1987 г., №28. Высокопрочные конструкционные материалы для шасси.
8.          Патент №202441715.12.94. Шарнирный узел шасси.
9.          Патент РоссийскойФедерации №124489 27.06.95. Устройство для перетока жидкости впневмогидравлическом амортизаторе шасси летательного аппарата.
10.        Авторскоесвидетельство №1766026 05.07.90. Замковое устройство шасси летательногоаппарата.
11.        Анурьев В.И.Справочник конструктора машиностроителя т. 1. – М: Машиностроение, 1980 г.
12.        Писаренко Т.С.Сопротивление материалов – К.: Высшая школа, 1973 г.
13.        ОСТ 5471.008 –87. Самолеты и вертолеты ГА. Техническое обслуживание шасси. Общие требованиябезопасности. – Введен 08.06.87.
14.        ГОСТ 121005 – 88.Техника безопасности зданий и сооружений. – Введен 12.04.88.
15.        Методическиеуказания по выполнению раздела дипломного проекта «Охрана окружающей среды».– К.: КИИГА, 1987 – 40 с.
16.        Александров В.Г.Справочник авиационного инженера. – М: Машиностроение 1980 г.
17.        Хаскин А.М. Черчение.– К.: Высшая школа, 1979 – 440 с.
18.        Методическиеуказания по дипломному проектированию для студентов специальности «Техническаяэксплуатация летательных аппаратов и двигателей». – К.: КИИГА, 1992 – 44с.
19.        Регламенты итехнические указания по техобслуживанию шасси самолета Ту-154, — М: Воздушныйтранспорт 1985 г.
20.        Смирнов Н.Н.,Владимиров Н.И., Черненко Ж.С., Техническая эксплуатация летательных аппаратов.– М: Транспорт, 1990. – 423 с.