课程设计大客飞机起落架与机翼连接结构设计及分析.doc

课程设计（说明书）飞机主起落架与机翼连接结构的设计及分析学 院：航空科学与工程学院 专 业： 飞行器设计与工程 学 号： 姓 名： 指导老师： 何景武 2013年9月29日0目录一、设计课程题目.2二、研究对象.2三、设计目的.2四、设计要求.2五、原始资料.3六、设计工作内容.3七、设计过程与结果.3 1、设计方案的分析.3 1.1现有结构类型、特点分析.4 1.2设计方案特点机翼-主起落架连接部位传力分析.5 2、结构方案.10 2.1结构方案图.10 2.2重心分析.11 3、强度刚度分析计算.11 3.1弯矩分析.13 3.2扭矩分析.15 3.3剪力及危险部位分析.16 4、结论.19八、参考资料.20一、设计课程题目飞机主起落架与机翼连接结构的设计及分析二、研究对象飞机主起落架与机翼连接结构三、设计目的课程设计是学生在学完有关理论课程及专业技术课程后的一个重要教学环节。要求学生综合运用有关基础理论、专业知识和实际经验，独立地解决有关飞行器设计专业范围内比较简单的典型性的设计任务，为毕业设计以及毕业后在专业工作解决更全面而复杂的技术问题打好基础。其主要的教学目标是在教师的指导下，独立完成飞机某一部件的结构分析、理论计算、结构设计等工作。培养与锻炼学生综合运用有关的理论知识，分析问题解决问题能力以及计算、实验、绘图等技能。四、设计要求(1)分析飞机主起落架与机翼连接结构在飞机设计中的地位和重要性，主起落架与机翼连接结构的设计特点、功能和主要问题；(2)分析主起落架与机翼连接结构的载荷情况、使用情况和设计要求；(3)分析和确定主起落架与机翼连接结构的位置；(4)进行主起落架与机翼连接结构的分析和设计；(5)进行结构强度、刚度分析计算(6)画出主起落架与机翼连接结构的装配图（注意零件之间的装配关系）(7)选择三个零件，画出零件图(8)完成课程设计报告。五、原始资料(1)大客飞机主起落架与机翼连接结构的部分三维零件图(2)CJ818飞机主起落架与机翼连接结构参考资料(3)大客飞机主起落架与机翼连接结构基本尺寸六、设计工作内容(1)分析飞机主起落架与机翼连接结构的形式、作用及特点；(2)分析、研究飞机主起落架与机翼连接结构的载荷、传力特性；(3)进行飞机主起落架与机翼连接结构的方案设计，分析主要的设计参数(4)进行飞机主起落架与机翼连接结构的结构设计，说明设计理由(5)进行结构重量重心分析计算；(6)进行结构强度、刚度分析计算，分析结构的关键部位和危险部位(7)绘制结构图纸(8)对设计工作进行总结七、设计过程与结果1、设计方案的分析机翼是飞机的主承力结构，主起落架是提供飞机用以起飞、着陆( 着水)、滑跑和停放的专门装置。主起落架与机翼的连接结构除起到连接机翼与起落架的作用外, 更重要的是将起落架上所受的力传递到机翼翼根上, 进而传给机身。这就要求充分了解机翼-主起落架的传力过程，明确其传力路线以及影响结构传力的因素。1.1现有结构类型、特点分析大型飞机CJ818机翼-主起落架连接现代大型民机最常采用的机翼-主起落架连接结构形式是：辅助梁的一端铰接连接在后梁上，一端铰接连接在机身的加强框上，不参与机翼的总体受力。起落架内收于机身下，在满足能够包容起落架的情况下，开口越小越好。而大型飞机CJ818采取的形式与这种不同，它的辅助梁没有与机身的加强框相连，而是采用了一个大的连接接头与辅助梁和后梁相连，连接接头的一端用螺栓与后梁连接，另一端是采用了连接耳片与起落架相连，辅助梁插到连接接头里。图1-1.1.1 CJ818起落架连接形式在大型飞机CJ818的机翼-主起落架的连接中，若改变连接螺栓的直径，则主撑杆接头和后梁的连接面积随之改变，连接螺栓直径变大，二者接触面积变大；反之，变小。在外力不变的情况下，连接螺栓横截面积、主撑杆接头和后梁的连接面积的变化，则使得连接结构的应力变化，应力重新在连接结构的各构件内分配。大型飞机CJ818的机翼-主起落架采用螺栓组连接，是静不定结构，在静不定结构中载荷按结构的刚度和传力路线长短分配，即应力的分布变化可以反映结构刚度和传力路线的变化，那么可以通过应力的定量变化来定性的研究连接刚度和传力路线的变化。1.2设计方案特点机翼-主起落架连接部位传力分析米格-15战斗机采用梁架式后掠翼。如图1-2.1.2，为单块式后掠翼扭矩、弯矩和剪力的传递图。为了解决受力和布置之间的矛盾，在根部采用梁架式结构。后掠翼梁架式布局具有传力路线短、构造简洁、质量轻、构思巧的特点。米格-15的结构布置如图1-2.1.1所示，根肋以外是单块式结构，受力情况与一般平直翼相同。翼根为了收置主起落架，在前梁和主梁之间的下翼面布置了大开口（图1-2.1.1的ABC区），破坏了原单块式结构的传力路线；又由于机身无法布置中央翼，而且双梁式后掠翼上出现的后掠效应会使后梁受载很大，为减轻后梁上的载荷，故此在14肋以内的根部采用了增加一根主梁的结构。主梁、前梁和后梁等若干个梁和根部加强肋、侧边加强肋等组成一个受力构架，由它来承受和传递外翼传来的弯矩、剪力、扭矩以及作用在根部区的各种载荷。1 前梁；2后梁；3主梁；4侧肋；5根肋；6起落架支柱特型开口加强肋；72号前肋图1-2.1.1 米格-15翼面结构布置图5肋以外的情况类同一般单块式平直翼，到根部（指5肋以内）转变成梁架受力。在5肋外通过结构参与把弯矩集中到前、后梁上。在5肋以内由梁架结构受载，并向机身传递外侧机翼传来的弯矩、剪力和扭矩。下面分析外翼以及起落架传来的M、Q和Mt在梁架结构内传递的情况。根部结构的简化假设：全部载荷均由根部梁架来承受。除4肋和5肋之外的其他翼肋均不参与总体传力。近似假设ABC区的壁板不受力。5肋在外翼传来的载荷作用下，其变形近似符合平剖面假设。各部件的支持情况简化如下：l 前梁1：两点铰支梁，分别支持在机身17框和B点上。l 主梁3：固支在机身24框和侧肋上的悬臂梁。l 后梁2：固支在主梁和侧肋上的悬臂梁。l 根肋BD：双支点梁，一端与后梁铰接，另一端与点B相连。前支点可看作弱固支，在传递扭矩时，起固支作用。l 侧肋4：接受由前、主、后梁传来的扭矩分量，并认为它最后铰支在前梁和主梁接头处，以双支点梁形式受弯，然后把弯矩转变成剪力传给两个接头。l 2号前肋：固支在前梁上。中翼上、下壁板的平衡 侧边翼肋的平衡 根部三角形壁板的平衡（d）弯矩的传递1前梁；2三角形上壁板；3根肋；4侧肋；5中翼上壁板；6长桁；7中翼盒；8外翼图1-2.1.2 单块式后掠翼扭矩、弯矩和剪力的传递简化后的梁架布置如图1-2.1.3所示。根部梁架式结构传力分析如下：（a）前、主梁三角架结构弯矩传递 （b）后梁弯矩传递1前梁；2后梁；3主梁；4侧肋；BD根肋图1-2.1.3 弯矩M的传递剪力Q：根据刚度分配分别以与加在前梁点和后梁点上。因前梁与机身铰接，因而近似认为全部改由主梁承受，并直接传给机身。则由后梁传到主梁点，然后通过主梁接头传给机身。弯矩：按刚度分配到B点的大小为M1，后梁D点的弯矩为M2。由于后梁与根肋不垂直，所以M2分成后梁内的弯矩M2和根肋BD内的弯矩M”2两路向内传递。前梁以双支点形式受弯，然后把一个力传给机身，另一个力加到主梁端点B上，由主梁承弯传给机身。M2沿后梁向根部传递，但因后梁与机身不直接相连，且在根部与主梁有一夹角，所以M2传到C点后一个分量传给主梁，另一个分量由侧肋承受。由于主梁与机身轴线不垂直，主梁上的所有弯矩在根部接头处都要分成两个分量，分别传给24框和侧肋。（a）后掠机翼根部扭矩 （b）根部三角架传扭 （c）前缘扭矩在E点处矢量分解 1前梁；2后梁；3主梁；传给前梁的力矩分量； 传给主梁的力矩分量图1-2.1.3 扭矩Mt的传递扭矩Q：包含了外翼传来的扭矩Mt和D点的弯矩分量M”2（如图1-2.1.3所示）。在根肋处Mt按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分别为Mt1和Mt2。Mt1传到根部2号前肋处，因与机身无周缘连接，因此Mt1在E点转化成两个力矩分量，即传给前梁，Mt1传给侧肋，再分别传到机身。Mt2以闭合剪流形式传到根肋处，由14肋转成两种形式的力矩往根部传递。其中Mt2以主、后梁腹板上一对剪力形式往根部传递；M”t2则由前、主梁及侧肋组成的构架承受，然后以前梁和主梁承受的形式向根部传递。2、结构方案2.1结构方案图2.2重心分析由于主承力构件为主梁，为了减小附加扭矩，就够重心位于主梁上，结合机翼外延结构确定最终机翼重心位置。机翼、起落架结构整体重心应该位于机翼启动焦点前方一定距离。气动焦点结合机翼前缘后掠角和机翼后缘后掠角以及平均气动弦长加以确定，本文中不做分析重点。3、强度刚度分析计算起落架的外部载荷, 主要是地面的反作用力。飞机停放时，作用在起落架上的地面反作用力叫做停机载荷，各个起落架停机载荷的总和等于飞机的重量。飞机在着陆接地和地面运动时，起落架外部载荷的方向和大小，与飞机的接地情况、飞机在地面运动的情况、机场的平滑程度、以及减震装置的软硬程度等有关。这时由于惯性力的作用，起落架的外部载荷常常比停机时大得多。随着受载情况的变化，起落架外部载荷的方向和大小都是经常变化的，在这里把主起落架载荷分为垂直、水平和侧向三个分量，别进行研究。与地面垂直的载荷叫做垂直载荷；与地面平行、且与轮轴垂直的载荷，叫做水平载荷；与地面平行、且与机轮平面垂直的载荷，叫做侧向载荷。各个方向载荷的大小分别等于各个方向的载荷因数与停机载荷的乘积。现代飞机的起落架在垂直方向的使用载荷因数为2.63.5；在水平方向的使用载荷因数约为12；侧向使用载荷因数约为0.31。下图为主起落架上一个机轮的受力示意图:图3-1 主起落架一个机轮的受力示意图符号说明：Py-作用于机轮的垂直载荷；Px-作用于机轮的水平载荷；Pz-作用于机轮的侧向载荷。在下面的分析计算中，边界条件都是机翼根部固支，停机载荷为飞机起飞重量：5000kg。载荷都是作用在一个起落架上的垂直载荷50000N，水平载荷为30000N，侧向载荷为10000N。厚度的单位为mm，应变的单位为mm，应力的单位为MPa。起落架与机翼连接位置距离翼根2m，则AC长度为：，AB长度为：起落架高1m，即主梁尺寸为：长2m，构型为工字型梁加腹板。工字钢GB 706-88，型号50b(具体尺寸见材料力学附录P394)腹板厚度为20mm。对AC所受X方向的弯矩为，方向与X正向相反，水平向后。对于C点，B处所受Z方向的弯矩为，方向与Z正方向相同，竖直向下。水平方向载荷在Y方向扭矩为。垂直方向载荷对AC中点处扭矩为3.1弯矩分析（a）前、主梁三角架结构弯矩传递 （b）后梁弯矩传递1前梁；2后梁；3主梁；4侧肋；BD根肋图3-1.1 弯矩M的分析弯矩：按刚度分配到B点的大小为M1，后梁D点的弯矩为M2。由于后梁与根肋不垂直，所以M2分成后梁内的弯矩M2和根肋BD内的弯矩M”2两路向内传递。前梁以双支点形式受弯，然后把一个力传给机身，另一个力加到主梁端点B上，由主梁承弯传给机身。M2沿后梁向根部传递，但因后梁与机身不直接相连，且在根部与主梁有一夹角，所以M2传到C点后一个分量传给主梁，另一个分量由侧肋承受。由于主梁与机身轴线不垂直，主梁上的所有弯矩在根部接头处都要分成两个分量，分别传给24框和侧肋。1、对AC直线的弯矩为，方向与X正向相反，水平向后。侧力产生相反的弯矩，合成弯矩为。2、对于C点，B处所受Z方向的弯矩为，方向与Z正方向相同，竖直向下。主梁在两个弯矩作用下校核强度如下：选定材料：结构合金钢优点是本材料强度非常高，可以满足战斗机的性能需求。缺点：材料价格较贵，成本较高接头处：合金结构钢38Cr2Mo2VA 屈服强度：1470mpa对塑性材料安全系数n=1.5到2.2 在这里取2则有，这里取为0.52由本题目的工型梁参数h=500mm b=160mm，d=14mm d1=20mm Ix=48600cm4，Iy=1170cm4.下面单方面考虑弯矩对强度的影响：由惯性矩平行轴定理：IX=IxIY=Iy+2A(b2)2=13970cm4总弯矩M=由材料力学公式C处为危险截面。满足强度条件。3.2扭矩分析（a）后掠机翼根部扭矩 （b）根部三角架传扭 （c）前缘扭矩在E点处矢量分解 1前梁；2后梁；3主梁；传给前梁的力矩分量； 传给主梁的力矩分量图3-2.1 扭矩Mt的传递扭矩：包含了外翼传来的扭矩Mt和D点的弯矩分量M”2（如图3-2.1所示）。在根肋处Mt按扭转刚度分配给前缘闭室和中闭室，分别为Mt1和Mt2。Mt1传到根部2号前肋处，因与机身无周缘连接，因此Mt1在E点转化成两个力矩分量，即传给前梁，Mt1传给侧肋，在分别传到机身。Mt2以闭合剪流形式传到根肋处，由14肋转成两种形式的力矩往根部传递。其中Mt2以主、后梁腹板上一对剪力形式往根部传递；M”t2则由前、主梁及侧肋组成的构架承受，然后以前梁和主梁承受的形式向根部传递。作用于前梁的扭矩，此处扭矩由但部分组成，侧力产生弯矩的分量：；垂直载荷产生的扭矩分量：；水平载荷产生的扭矩分量：。合成扭矩为：Mt=126530Nm按刚度分解为Mt1、Mt2，Mt1=126530 Nm则以校核“前梁”受到弯矩作用时的强度，校核如下：Mt=126530Nm105086Nm则有T=，由第三强度理论该受力情况符合弯扭组合条件： 在危险截面C处满足强度条件。3.3剪力及危险部位分析在这里，我们只考虑Q1，由主起落架传上来的垂直方向载荷，作用于B点，即Q1=50000N，按照梁的刚度分配剪力到AB、CB、DB由于AB梁与机身铰接不考虑传递剪力，所以剪力Q1由主梁BC传递给机身。中翼上、下壁板的平衡 侧边翼肋的平衡 根部三角形壁板的平衡（d）弯矩的传递1前梁；2三角形上壁板；3根肋；4侧肋；5中翼上壁板；6长桁；7中翼盒；8外翼图3-3.1 单块式后掠翼扭矩、弯矩和剪力的传递校核如下：剪力公式可知切应力沿壁板高度呈抛物线分布。由书中P184页公式，上式可以进一步简化为由上面的剪力分析结果F=50000N,查表得，带入计算解得梁上的最大弯曲应力为满足强度条件。下面简单校核主梁的刚度：对于产生弯曲变形的杆件，在满足强度条件的同时，为保证其正常工作还需对弯曲位移加以限制，即还应该