Система крепления двигателя

Страница 1

На данном самолёте установлены четыре двигателя на пилонах под крылом по два на каждой консоли.

Преимущества данной схемы:

разгрузка крыла в полёте;

двигатели- противофлаттерные балансиры для крыла, а также они демпфируют колебания при полёте в турбулентной атмосфере;

улучшаются условия обслуживания двигателя и всего самолета в целом;

уменьшается уровень шума в кабине и др.

Данная схема крепления двигателей имеет следующие основные недостатки:

увеличивается сопротивление самолёта;

в случае отказа одного из двигателей(особенно крайнего) возникает большой разворачивающий момент;

затруднена механизация крыла в месте установки двигателя;

повышается пожарная опасность при посадке с убранным шасси;

большие нагрузки на крепление двигателей и пилоны при разворотах самолёта;

возможность попадания посторонних предметов с поверхности аэродрома и как следствие этого уменьшение ресурса двигателя.

Двигатель крепится главными опорными цапфами к узлам, расположенным на усиленных нервюрах и шпангоутах. На усиленной нервюре около заднего лонжерона расположены узлы вспомогательного крепления двигателя. Задний лонжерон крыла в месте расположения гондолы двигателя имеет форму кольцеобразной рамы, внутри которой проходит выхлопная труба двигателя. Главный опорный узел под цапфу имеет сферическую втулку, которая монтируется в наружной обойме, размещенной в корпусе узла. Цапфа двигателя проходит через втулку и соединяется с ней и обоймой штифтом. Двигатель крепится к гондоле, а гондола крепится к крылу при помощи пилона.

Створки сделаны из сотовой конструкции с точки зрения уменьшения массы и гладкой поверхности. Схема крепления двигателя состоит из двух узлов крепления: передний узел(А-А)(основной узел крепления) и задний узел(Б-Б)(вспомогательный узел крепления).

Нагрузки, действующие на крепление:

1.переднее крепление воспринимает силы , , и моменты (момент воспринимает полностью);

2.заднее крепление воспринимает силы , и моменты .

Детали основного каркаса пилона выполнены из Ti-сплавов и высокопрочной стали, что отвечает требованиям высокой прочности и огнестойкости при малой массе. На Рис.31 показано схему крепление двигателя

В результате проведенных расчетов на ЭВМ были подобраны сечения трубопроводов. Получили, что для обеспечения удовлетворительного функционирования топливной системы при аварийном сливе необходимо установить трубопровод диаметром 27мм. При расчете топливной системы на высотность било установлено, что необходимо установить трубопровод диаметром 40мм. Расчет диаметра аварийного слива топлива показал, что необходимо применять трубопровод диаметром 27мм. Из условия технологичности изготовления трубопровода принимаем диаметр 40мм.

В данной части работы разработана компоновочная схема силовой установки военно-транспортного самолета: расчет дренажа топливной системы, её аварийного слива; разработана компоновочная схема маслосистемы, а также схема крепления двигателей.

Были рассчитаны параметры носовой стойки шасси: определены основные параметры жидкосно-газового амортизатора, его поперечных размеров, начальный объем газовой камеры. Также были определены поперечные предельный ход штока амортизатора и перегрузки, давление газа в амортизаторе при максимальном обжатии, определено высоту жидкости над верхней буксой и длинна амортизатора в необжатом состоянии. Было подобраны параметры поперечного сечения элементов стойки.

В результате выполнения задания были получены параметры силовой установки и носовой стойки шасси, которые в нулевом приближении можно считать удовлетворительными и не противоречащими параметрам реальных конструкций. Нужно заметить, что при расчете стойки шасси и ее параметров был рассмотрен только один расчетный случай. Также при расчете стойки не был произведен расчет на ударную прочность, на устойчивость, а также на долговечность и циклонагружение.