自控飞机(b级)设计计算书

'CSEI自控飞机(B级)设计计算书赵九峰：河南平顶山人，09年大连理工大学工程机械硕士毕业，CAD/CAE工程师，仿真论坛AnsysWB版主；主要从事特种设备（压力容器、游乐设备）设计、计算、有限元仿真，撰写计算说明书、申报鉴定文件，并对游乐设备设计、制造、申报鉴定流程提供指导。1.掌握三维Solidworks的应用技能，熟练应用Solidworks的钣金模块、焊件模块和工程图模块；2.熟练使用ANSYS、Workbench等做机械相关领域的结构计算和仿真分析；3.掌握LS_DYNA的冲击分析和ADAMS的动力学分析；4.熟练使用ICEM前处理软件，勾画出任意结构的六面体网格。九峰游乐设备有限责任公司2016年09月 九峰游乐设备有限责任公司自控飞机(B级)设计计算书目录第一部分总论1概述.................................................................12工作依据.............................................................13主要工作内容.........................................................24计算模型简化说明与材料参数............................................35自控飞机载荷特性分析..................................................4第二部分主体分析计算6满载工况自控飞机主体有限元分析（CSEI11）..............................91)底座立柱(CSEI908)2)底座斜衬(CSEI910)3)底座面板(CSEI901)4)转盘支杆(CSEI780316)5)转盘上法兰(CSEI780311)6)转盘上法兰(CSEI780311)7偏载工况自控飞机主体有限元分析（CSEI11）.......................161)底座立柱(CSEI908)2)底座斜衬(CSEI910)3)底座面板(CSEI901)4)转盘支杆(CSEI780316)5)转盘上法兰(CSEI780311)6)转盘上法兰(CSEI780311)8主体分析结果汇总....................................................22第三部分零部件分析计算9.1乘人加速度与安全带验算...............................................249.2座舱底板组焊件（CSEI7910）...........................................259.3悬臂组焊件（CSEI7901）..............................................289.4悬臂销轴(CSEI7907)、拉杆螺母销轴(CSEI7903)..........................329.5拉杆（CSEI7902）、钢丝绳.............................................36 九峰游乐设备有限责任公司自控飞机(B级)设计计算书9.6悬臂部件分析结果汇总................................................3810旋转转盘部件应力分析（CSEI78）.....................................4010.1悬臂安装座组件(CSEI7804)............................................4010.2气缸下座板组件(CSEI780318)..........................................4310.3旋转转盘部件分析结果总结............................................4611气缸组件应力分析（CSEI804）..........................................4711.1气缸上安装座组件(CSEI80411).........................................4711.2气缸上销轴(CSEI80412)、气缸下销轴(CSEI80415).......................5011.3气缸部件分析结果汇总...............................................53第四部分其它类型分析及部件计算12自控飞机的模态分析..................................................5513自控飞机的屈曲分析..................................................5714自控飞机的极限工况有限元分析.........................................5915减速电机组件的验算（CSEI780116）.....................................6116圆头平键的计算......................................................6317螺栓的计算..........................................................6418回转支承(CSEI780115)的计算...........................................6619基础受力和底座基础地脚螺栓（CSEI830112）的计算.......................7020防止倾覆计算........................................................7221结论................................................................76附表1：自控飞机结构分析结果一览表.........................................77附表2：自控飞机其他类型分析结果一览表.....................................79附表3：轴类零件的疲劳验算.................................................81 第一部分总论1概述自控飞机是自控飞机类游艺机中的一个品种，自控飞机的结构示意图如图111。图111自控飞机结构示意图自控飞机的基本信息如表111所示。2工作依据（1）“自控飞机”设计图纸（图纸编号：CSEI）；（2）GB840812008《游乐设施安全规范》；（3）《游乐设施实用手册》；（4）GB/T1816312008《自控飞机类游艺机通用技术条件》；（5）《机械设计手册》化学工业出版社；（6）GB891812006《重要用途钢丝绳》；（7）GB5000912001《建筑结构荷载规范》；（8）GB5001112010《建筑抗震设计规范》；（9）JB473211995《钢制压力容器-分析设计标准》；（10）GB381112008《起重机设计规范》；（11）《起重机设计手册》中国铁道出版社，张质文主编；第1页共83页 （12）《工程力学》高等教育出版社，范钦珊主编，第二版；（13）《机械设计》高等教育出版社，濮良贵主编，第二版；（14）JB230012011《回转支承》。表111自控飞机的基本信息设备名称自控飞机主体材质Q235B设计单位九峰游乐设备有限责任公司制造单位九峰游乐设备有限责任公司回转直径运行高度设备高度技术参数旋转速度乘坐人数驱动功率辅助功率气源最大压力3主要工作内容（1）建立自控飞机底座、转盘、悬臂和座舱底盘的有限元数值分析模型；（2）计算自控飞机底座、转盘在满载作用下的应力分析；（3）计算自控飞机底座、转盘在偏载作用下的应力分析；（4）计算自控飞机悬臂和座舱底盘在满载作用下的应力分析；（5）关键部位（销轴、螺栓连接及关键焊缝）的强度分析及疲劳校核；（6）钢丝绳的验算（7）自控飞机主体的模态分析；（8）自控飞机悬臂的屈曲分析；（9）特殊载荷（风载）下的分析；（10）防止倾覆计算；（11）电机、平键、螺栓、回转支承和轴承的验算。4计算模型简化说明与材料参数4.1计算模型简化说明第2页共83页 自控飞机主体分析采用板梁结合的力学模型。电机、齿轮、玻璃钢装饰品、等附属质量产生的载荷，施加在自控飞机的整个钢架结构上，模拟这些附属构件对整个自控飞机主体钢架结构产生的影响。局部和关键焊缝部位，考虑模型细节，精细化建模，采用实体单元分析。4.2自控飞机的材料参数所有部件，在Solidworks软件中进行精细化建模，然后提取各部件的质量，如表411。表411主要部件及质量序号部件名称图号数量材料单重（Kg）总重（Kg）1底座CSEI91Q235B2转盘转盘传动部件CSEI78011Q235BCSEI78导电组件CSEI78021Q235B转盘组件CSEI78031Q235B悬臂安装座组件CSEI780412Q235B外形支架组件CSEI78051Q235B3悬臂部悬臂组焊件CSEI79011Q235B件拉杆CSEI79021Q235BCSEI79座舱底盘组焊件CSEI79101Q235B座舱组件CSEI79111Q235B4玻璃钢外形部件CSEI801Q235B8298295整机（不含电气、基础和围栏）CSEI111Q235B1160411604主体结构材料：Q235B钢（=375MPa）；销轴的材料为：45#钢（=600MPa）；bb5螺栓采用高强螺栓（=800MPa）。材料力学参量为：弹性模量E=2×10MPa，b泊松比=0.3。由JB473211995《钢制压力容器-分析设计标准》的表C11，Q235B、45#钢和高强螺栓的疲劳特性参数如表412所示。表412主要材料疲劳曲线数据序号1234567891011第3页共83页 循环次数（N）1020501002002E31E42E41E52E51E6应Q235B力45#钢幅高强螺栓（MPa）S-N曲线如图411所示：43.53Q235B45#螺栓材料2.5许用应力幅(log)[MPa]21.50.511.522.533.544.555.56循环次数(log)[N]图411主要材料的S-N曲线5自控飞机载荷特性分析5.1工作载荷自控飞机的转盘，在回转电机作用下沿旋转盘的中心轴线做旋转运动。座椅固定在悬臂上，受到离心力、重力作用，座椅的载荷作用示意图如图511所示：第4页共83页 图511自控飞机载荷示意图座椅和乘人在运动过程中，始终受到重力作用，受到的重力大小为：FmgQ（511）1112其中：g—标准重力加速度，9.8m/s；m—座舱组件质量（表411，P3），161kg；1Q—按照700N/人计算，2×700N/人=1400N。1数据代入公式（511），求得：满载时竖直向下的力：FmgQ=//9.8+1400=2978N；111空载时竖直向下的力：Fmg=161×9.8=1578N。11自控飞机运转时，乘人和座椅一起，绕旋转筒的中心轴线做匀速圆周运动，角速度的大小为（见参数表111，回转速度的验算见第38节）：5.75.7/rminrs/0.095/rs20.095rads/0.6rads/60则吊挂桁架与座椅的连接部位，提供给乘人和座椅圆周运动的向心力：2F()mmR(512)212其中：R—乘人与座椅质心相对于回转轴的回转半径,值为6.2m；Q14001m—两个乘人质量，共1400N，则：m=1//kg。22g9.82满载时的向心力：F()mmr2122=（161+142.86）×0.6×6.2=//N；22空载时的向心力：Fmr=161×0.6×6.2=3//N。21自控飞机在绕转盘中心轴转动的同时，悬臂还在气缸作用下，上下起伏运动，气缸的最大压力为0//MPa，气缸直径为//mm。则气缸最大的推力为：2Fps=0.8πX250/4=//N(5-3)4由杠杆原理：FlFr()mmar。(5-4)4112其中：l—气缸支点到悬臂回转中心距离,值为0.85m；第5页共83页 r—悬臂初始状态，座椅中心到悬臂回转中心水平距离，值为4.7m。可得竖直方向上，座椅上下起伏的最大向上加速度：Fl41Fr392700.8529784.72a=13.//ms/（515）(mmr)(161142.86)4.712根据GB840812008《游乐设施安全规范》中4.2.3.2节：游乐设施进行强度计算时，其载荷（永久载荷及活载荷）必须乘以冲击系数K（考虑上下起伏运动加速度的影响，自控飞机冲击系数的最大值取1.4）。悬臂端部座舱低价受到的向下载荷分量为：FFK（516）11满载时竖直向下计算力：FFK=2978×//4=4///N11空载时去除乘人载荷m，竖直向下的力：2FFK=1578//.4=2//9N11设备的自重为永久载荷，在冲击载荷作用下，等效的重力加速度为：2ggK=9.8×//4=14.72m/s（5-7）第6页共83页 5.2风载荷根据GB840812008《游乐设施安全规范》中4.2.2.7节：风载荷分为工作状态载荷和非工作状态载荷；游乐设施的设计，按最大运行风速15m/s计算工作状态下的风载荷；在静止状态应能承受当地气象数据提供的风载荷。根据GB5000912001《建筑结构荷载规范》，垂直于建筑物表面上的风荷载标准值：wuuw(518)kzsz0其中：w—风载荷标准值；k—高度z的风振系数，工作状态取2.0，非工作状态取1.1；zu—风荷载体型系数，自控飞机属于塔类设备，组合角钢，取2.6；su—风压高度变化系数，自控飞机的高度46.2m，地面粗糙类别为zC类，取1.166；2w—基本风压值。工作状态下，风速为15m/s，对应的风压为140N/m022V0152（标准状况下，风压w=140N/m）；非工作状态下，01.61.6根据GB50009《建筑结构载荷规范》，中国沿海地区（包括海南2岛）10年一遇的风压值为500N/m。以上数据代入公式（5110）求的：2工作状态下的风载：wuuw=2.0×///6×140=848.8N/m；kzsz02非工作状态下的风载：wuuw=1.1×2////1.166×500=1667.4N/m；kzsz0由于自控飞机悬臂相对整机，挡风面积较小，可忽略悬臂风载的影响仅考虑自控飞机设备主体的风载，主体平均直径为1.3m，高9.5m。则：2自控飞机的轮廓挡风面积：A=1.3×9.5=12.4m(5-9)自控飞机上受到的侧向力：FwA(5110)wk数据代入公式（5110），求得：工作状态下的侧向力：FwA"=848.8×12.4=1//Nwk第7页共83页 非工作状态下的侧向力：FwA"=1667.4×12.4=2///6Nwk风载作为外载荷，施加在自控飞机最不利的方向。建立有限元模型，施加载荷约束，在高性能计算机上进行模拟计算，根据设备的运行特性，自控飞机可分为两种工况进行校核。工况1：满载时，计算自控飞机结构主体及局部的受力状况；工况2：偏载时，计算自控飞机结构主体及局部的受力状况。第8页共83页 第二部分主体分析计算6满载工况自控飞机主体有限元分析（CSEI11）6.1有限元模型（1）自控飞机主体网格（2）俯视图网格（3）悬臂与转盘接合网格（4）悬臂网格（5）转盘网格（6）底座网格图611自控飞机有限元模型第9页共83页 使用通用结构分析软件ANSYSWorkbenchEnvironment(AWE)15.0多物理场协同CAE仿真软件，对自控飞机主体部件建模并进行网格划分，玻璃钢外形，座舱等转化为质量载荷，施加在自控飞机相应部位。采用8节点的壳单元（SHELLl81）和2节点的梁单元（BEAM188），并使用四边形为主的网格划分，如图611所示。6.2载荷与约束塔体的底部固定在地基上，因此塔体的底部施加全约束，如图612（1）。转盘与底座通过回转支承连接，连接部位施加固定约束，如图612（2）。悬臂与气缸通过销轴连接，连接部位释放绕轴转动的自由度，施加端点释放的约束，如图612（3）。由第5节（P4）可知，满载时，悬臂端部（即座舱）受到竖直向下的载荷为F=4//N；受到水平向外的载荷为F=678N；工作状态下风载产生的侧向力：122F=10///5N，施加在转盘桁架上。施加等效重力加速度14///m/s。桁架与旋w转筒施加角速度为0.6rad/s，载荷与约束如图612（4）。（1）底部全约束（2）转盘底座固定连接第10页共83页 （3）气缸销轴部位端点释放（4）悬臂端部载荷与风载荷图612载荷与约束6.3应力分析结果自控飞机的提升体主体应力（第四强度等效应力理论，下同）如图6-3（1）。整体以蓝色和绿色为主，主体应力在50MPa以下；最大应力出现在悬臂与气缸销轴连接部位，悬臂组焊件(CSEI7901)的=70.83MPa，转盘上法兰(CSEI7901)max的=83.80MPa，出现在转盘上法兰与悬臂安装座连接部位，局部连接部位应max力较大，考虑螺栓、销轴连接的影响，在局部精细化模型中分析。375b底座立柱(CSEI908)的=26.12MPa，n=14.4，出现在底座max26.12max立柱下部，主要受压应力，如图6-3（3）。375b底座斜衬(CSEI910)的=20.94MPa，n=17.9，出现在斜衬max20.94max底部，如图6-3（4）。375b底座面板(CSEI901)的=6.93MPa，n=54.2，出现在底座面max6.93max板与立柱连接部位，如图6-3（5）。375b转盘支杆(CSEI780316)的=25.73MPa，n=14.6，出现在max25.73max支架底部，如图6-3（6）。第11页共83页 375b转盘上法兰(CSEI780311)的=83.8MPa，n=4.5，出现在悬max83.8max臂上法兰与悬臂安装座连接部位，如图6-3（7）。375b顶部造型固定支架(CSEI11407)的=50.89MPa，n=7.4，max50.89max出现在固定支架与外形支架组件连接部位，如图6-3（8）。（1）桁架整体应力云图第12页共83页 （2）面板、法兰整体应力云图（3）底座立柱应力云图（4）转盘斜衬应力云图第13页共83页 （5）底座面板应力云图（6）转盘支杆应力云图第14页共83页 （7）转盘上法兰应力云图（8）顶部造型固定支架应力云图图6-3自控飞机满载时的主体分析结果7偏载工况自控飞机主体有限元分析（CSEI11）7.1载荷与约束有限元模型参照6.1节。第15页共83页 塔体的底部固定在地基上，因此塔体的底部施加全约束；转盘与底座通过回转支承连接，连接部位施加固定约束。悬臂与气缸通过销轴连接，连接部位释放绕轴转动的自由度，施加端点释放的约束，如图711（3）。由第5节（P4）可知，偏载时，一侧为满载，一侧为空载。满载一侧，悬臂端部（即座舱）受到竖直向下的载荷为F=4169N；受到水平向外的载荷为1F=678N；空载一侧，悬臂端部（即座舱）受到竖直向下的载荷为F=2//9N；21受到水平向外的载荷为F=359N；工作状态下风载产生的侧向力：F=1//25N，2w风向指向满载一侧，为最不利风向，施加在转盘桁架上。施加等效重力加速度214.72m/s。桁架与旋转筒施加角速度为0.6rad/s，载荷与约束如图711（2）。（1）气缸销轴部位端点释放（2）悬臂端部载荷与风载荷图711载荷与约束7.2应力分析结果自控飞机的提升体主体应力如图712（1）、（2）。整体以蓝色和绿色为主，主体应力在50MPa以下；最大应力出现在悬臂与气缸销轴连接部位，悬臂组焊件(CSEI7901)的=70.41MPa，转盘上法兰(CSEI7901)的=9//6MPa，出maxmax现在转盘上法兰与悬臂安装座连接部位。375b底座立柱(CSEI908)的=44.02MPa，n=8.5，出现在底座立max44.02max柱下部，主要受压应力，如图712（3）。第16页共83页 375b底座斜衬(CSEI910)的=22.10MPa，n=17.0，出现在斜衬max22.10max底部，如图712（4）。375b底座面板(CSEI901)的=6.93MPa，n=54.2，出现在底座面max6.93max板与立柱连接部位，如图712（5）。375b转盘支杆(CSEI780316)的=20.60MPa，n=18.2，出现在max20.60max支架底部，如图712（6）。375b转盘上法兰(CSEI780311)的=92.66MPa，n=4.0，出现在max92.66max悬臂上法兰与悬臂安装座连接部位，如图712（7）。375b顶部造型固定支架(CSEI11407)的=50.82MPa，n=7.4，max50.82max出现在固定支架与外形支架组件连接部位，如图712（8）。（1）桁架整体应力云图第17页共83页 （2）面板、法兰整体应力云图（3）底座立柱应力云图第18页共83页 （4）转盘斜衬应力云图（5）底座面板应力云图第19页共83页 （6）转盘支杆应力云图（7）转盘上法兰应力云图第20页共83页 （8）顶部造型固定支架应力云图图712自控飞机偏载时的主体分析结果由于壳单元和梁单元构造几何的方法是简化模型，不能真实地表达局部有限元模型，因此考察局部应力应根据真实的有限元模型进行局部强度校核。利用接触分析，模拟螺栓连接和销轴连接，计算局部应力；焊接采用等强组配，因此可以把焊缝与被焊接件看做一个主体，进行局部分析计算。8主体分析结果汇总8.1结果汇总表表811所示为自控飞机主体各部件的应力值及相应的安全系数。以及关键零部件和焊缝的疲劳安全系数。表811自控飞机主体部件应力分析结果汇总表应力评价疲劳校核结论工自控飞机各组件应力值安全许用安全许用况（MPa）系数值系数值(1)底座立柱(CSEI908)3.5//满足条件底座斜衬(CSEI910)3.5//满足条件满底座面板(CSEI901)3.5//满足条件载转盘支杆(CSEI780316)3.5//满足条件转盘上法兰(CSEI780311)3.5//满足条件顶部造型固定支架(CSEI8007)3.5//满足条件第21页共83页 底座立柱(CSEI908)3.5//满足条件底座斜衬(CSEI910)3.5//满足条件偏底座面板(CSEI901)3.5//满足条件载转盘支杆(CSEI780316)3.5//满足条件转盘上法兰(CSEI780311)3.5//满足条件顶部造型固定支架(CSEI8007)3.5//满足条件注：（1）根据《游乐设施实用手册》中GB840812008《游乐设施安全规范》表2规定，游乐设施承受到最大b应力与材料的极限应力的比值为安全系数：n≥[n],[n]为安全系数：重要的销轴及重要max的焊缝，[n]=5；一般构件，[n]=3.5。主体材料为Q235B（=375MPa），连接螺栓为高强螺栓b（=800MPa），销轴材料为45#钢（=600MPa）。bb8.2小结在重力、风载荷的作用下，对自控飞机在满载和偏载两种工况下，对底座和转盘等主要零部件进行应力计算，分析结果表明：（1）自控飞机主要部件的应力，满足设计要求；（2）偏载工况，对底座影响较大，安全系数相对满载时下降。故在运行过程中，应尽量避免偏载工况出现。第22页共83页 第三部分零部件分析计算9悬臂部件应力分析（CSEI79）9.1乘人加速度与安全带验算设备在运行过程中只要有加速度就会产生惯性力，加速度越大惯性力越大。乘人本身质量产生的惯性力，会直接作用在乘人身上。惯性力超过了一定限度，就会对人身造成伤害，所以有必要规定加速度的允许值。《游乐设施安全规范》4.7.1节：为使乘人不受到伤害，游乐设施乘人的加速度应限制在一定范围内。自控飞机启动制动时间为3s，角速度变化为0.6rad/s。则对应的速度变化量为：vR（911）其中：R—乘人相对于横臂轴线的回转半径，值为6.2m；—加速度的变化，值为0.6rad/s；v则水平的加速度：a"（912）tR6.20.62联立（911）、（912）求得：a"=1.24m/st3水平加速度，即侧向加速度由《游乐设施安全规范》图2可知0.5s的2[az]=2.0g，自控飞机座椅的水平相对加速度a"=1.24m/s=0.13g﹤[az]=2.0g，表明侧向加速度满足设计要求。竖直加速度，由第5节载荷特性分析可知，自控飞机在转动过程中，在气缸作用下，上下起伏运动，由第5节可知，座椅上下起伏的最大向上加速度：2a=13.57ms/，由《游乐设施安全规范》图3可知竖直向下[az]=4g。竖直向2下相对加速度：a=13.57ms/=1.38g﹤[az]=4g，表明竖直方向加速度满足设计要求。由《游乐设施安全规范》7.6.7节：安全带宜采用尼龙编织带等适于露天是用的高强度带子，带宽应不小于30mm，安全带破断拉力不小于6000N。由设计图纸（CSEI7911）可知，安全带的宽度≥40mm，破断拉力≥6000N。表明安全带满足设计要求。9.2座舱底板组焊件（CSEI7910）第23页共83页 9.2.1有限元模型对座舱底板组焊件建立有限元模型。建立包括座舱底板纵立板(CSEI791011)、座舱底板横立板(CSEI791012)、座舱底板支架(CSEI7910-3)和座舱底板支架斜衬(CSEI7910-4)等座舱底板的详细模型，采用8节点的壳单元（SHELLl81）和2节点的梁单元（BEAM188），并使用四边形为主的网格划分。如图911所示。（1）座舱底板整体网格（2）座舱立板网格（3）座舱底板支架网格（4）斜衬网格图911座舱底板框架网格划分9.2.2载荷与约束由第5节（P4）可知，满载工况下，考虑冲击载荷的影响，座舱底板与座舱连接部位，施加4169N的竖直向下载荷，由于转动离心力的作用，水平方向施加向外的载荷678N。座舱立板部位，通过销轴与悬臂和悬臂拉杆连接，拉杆为二力杆，拉杆连接部位仅施加水平方向约束，悬臂连接部位可自由转动，施加简支约束。第24页共83页 2考虑自身重力和冲击影响，竖直方向施加施加等效重力加速度14.72m/s，如图912所示。（1）约束（2）载荷图912载荷与约束9.2.3应力计算结果座舱底板的最大应力，出现在横立板(CSEI791012)与斜衬连接部位，375b=79.79MPa，n=4.7，如图9-3（1）。max79.79max桁架最大应力，出现在底板支架(CSEI7910-3)与斜衬连接部位，375b=25.81MPa，n=14.5，如图9-3（2）。max25.81max（1）立板的应力云图第25页共83页 （2）支架、斜衬应力云图图9-3座舱底板计算结果9.2.4座舱底板焊缝验算座舱运行中，考虑冲击等综合因素影响，受到4//9N的向下拉力，为简化计算，假设所有载荷由纵立板和横立板之间的纵焊缝承担，切应力沿焊缝长度方向均匀分布，焊缝截面切应力：Ff（9-3）0.7hlff其中：F—连接构建的轴向力，值为4169N；fh—连接角焊缝的厚度，值为8mm；fl—连接角焊缝的长度之和，焊缝长580mm。f疲劳安全系数n扭的计算（运行中，悬臂只有小幅摆动，销轴按照脉动循环校核）：21n（9-4）eK式中：—扭转疲劳极限，0.22=0.22X375=82.5MPa（转轴材料：11bQ235号钢=370MPa；b第26页共83页 K—有效应力集中系数与尺寸因素的比值，侧焊缝应力集中系数为//，尺寸因素取//，则值为///，—连接分类参数，按照//类角焊缝取值，值为//.代入数据到公式（9-3），求得座舱底板焊缝应力为：4169=1//3MPa0.78580375b应力安全系数：n=//4；221.3由公式（9-4），求得座舱底板焊缝疲劳安全系数为：282.5n=//e3.41.339.3悬臂组焊件（CSEI7901）9.3.1有限元模型对悬臂组焊件组焊件建立有限元模型。建立包括悬臂主杆(CSEI790111)、悬臂主杆夹板(CSEI790112)、悬臂副杆(CSEI7910-3)和悬臂筋板(CSEI7910-4)等悬臂组焊件的详细模型，采用8节点的壳单元（SHELLl81）和2节点的梁单元（BEAM188），并使用四边形为主的网格划分。如图9-4所示。（1）悬臂组焊件整体网格（2）大端网格第27页共83页 （3）小端网格（4）副杆网格图9-4悬臂组焊件框架网格划分9.3.2载荷与约束由第9.2节分析，提取座舱与悬臂连接部位的支反力，如图915（1）、（2）所示，Y向支反力为5354N，Z向支反力为7924N。作为载荷，施加在悬臂小端销轴连接部位。悬臂大端通过销轴与转盘连接，连接部位施加圆周约束，释放转动自由度；通过销轴与气缸连接，连接部位施加简支约束。2考虑自身重力和冲击影响，竖直方向施加施加等效重力加速度14.72m/s，如图915所示。（1）座舱支反力（2）支反力数据第28页共83页 （1）约束（2）载荷图915载荷与约束9.3.3应力计算结果悬臂组焊件的最大应力，出现在悬臂主杆(CSEI790111)与气缸上座连接部位，375b=86.10MPa，n=//，如图916（2）。max86.10max（1）整体应力云图第29页共83页 （2）局部应力云图图916悬臂组焊件计算结果9.3.4悬臂焊缝验算悬臂运行中，由上节分析可知，气缸上安装座部位应力最大，因此校核此处的焊缝应力强度和疲劳。为简化计算，假设所有载荷由气缸上安装座和悬臂主杆之间的纵焊缝承担，切应力沿焊缝长度方向均匀分布，由公式（9-3），求得悬臂焊缝截面切应力：Ff81158=///MPa0.7hl0.76320ff其中：F—连接构建的轴向力，由图1015（2）可知，值为81158N；fh—连接角焊缝的厚度，值为6mm；fl—连接角焊缝的长度之和，焊缝长160mm，双侧焊缝，共320mm。f375b应力安全系数：n=//4；2260.4由公式（9-4），悬臂焊缝疲劳安全系数为（按照脉动循环校核）：2282.51n=//41eK3.460.439.4悬臂销轴(CSEI7907)、拉杆螺母销轴(CSEI7903)第30页共83页 9.4.1有限元模型悬臂组焊件处，共有两种销轴，分别为悬臂销轴和拉杆螺母销轴。根据图纸，采用实体建模，构建销轴的精细化模型。采用20节点的186实体单元进行单元网格划分，六面体网格为主的网格划分方法，如图9-7。（1）悬臂销轴网格（2）悬臂销轴截面网格（3）拉杆螺母网格（4）拉杆螺母截面网格图9-7悬臂销轴、拉杆螺母销轴的网格划分9.4.2载荷与约束由9.2节、9.3节的分析，在悬臂大端约束部位部位和悬臂底架拉杆连接部位，分别提取约束反力，由图918（2）可知，悬臂大端总的约束反力为29383N；由图918（4）可知，悬臂底架拉杆连接部位的约束反力为8602N；由于销轴不传递扭矩，故仅在销轴上施加方向力即可，悬臂的大、小端，分别用同型号的悬臂销轴连接，由915（2）可知，小端销轴的载荷为9564N,故按照大端销轴载荷校核悬臂销轴；拉杆为二力杆，杆两端载荷大小相等、方向相反，故仅需校核一端的拉杆螺母销轴。第31页共83页 （1）悬臂大端约束反力（2）悬臂大端支反力值（3）悬臂底架拉杆约束反力（4）拉杆约束支反力值（5）悬臂销轴载荷与约束（6）拉杆螺母销轴载荷与约束图918销轴载荷与约束9.4.3应力计算结果600b悬臂销轴(CSEI7907)=65.01MPa，n=9.2（销轴材料为45#max65.01max钢，=600MPa），出现在销轴剪切部位，如图9-9（1）。b第32页共83页 600b拉杆螺母销轴(CSEI7903)的=112.69MPa，n=5.3（销轴max112.69max材料为45#钢，=600MPa），出现在销轴的外部的接触面上，如图9-9（2）。b（1）悬臂销轴应力云图（2）拉杆螺母销轴应力云图图9-9销轴的分析结果悬臂销轴的疲劳安全系数=2.87，出现在销轴剪切部位，如图9110（1）；第33页共83页 拉杆螺母销轴的=1.80，出现在销轴的接触面上，如图9110（2）；（1）悬臂销轴的安全系数（2）拉杆螺母销轴的安全系数图9110销轴的疲劳分析9.5拉杆（CSEI7902）、钢丝绳9.5.1拉杆（CSEI7902）的计算第34页共83页 拉杆(CSEI7902)两端通过销轴，分别与悬臂底架和转盘相连，拉杆为二力杆，则表明拉杆仅受拉力作用，由9.4节可知，拉杆的拉力为F=8602N。g222拉杆横截面面积：Ad25=491mm(9-3)gg44其中：d—悬臂拉杆直径，值为25mm。gFg8602最大应力：=17.52MPa(9-4)maxA491g600b应力安全系数：n=34.2(915)17.52max其中：—拉杆材料为45#钢，///0MPa。bb拉杆在悬臂满载和空载等交替载荷下工作，拉杆始终处于受拉状态，为保守计算，按照脉动循环进行校核。17.52max应力幅：=//MPa(916)s22102疲劳安全系数：1=//9(9-7)K1.78.76s0.910.8其中：K—有效应力集中系数，故由《机械设计》附表311可取，拉伸状态下，值为////7。—尺寸系数系数，值为0///。—表明质量系数，由于轴未加工，故由《机械设计》图3-4可取，值为0//。—疲劳极限，由表412（P//）可知，45#钢的疲劳极限1=///2MPa。19.5.2二次保险钢丝绳的验算当拉杆突然断裂时，二次保险用钢丝绳起作用，保证乘客安全。因此，二次保险用钢丝绳的载荷，与拉杆在和相同，即为F=8602N。g第35页共83页 根据GB840812008《游乐设施安全规范》5.3.8.2节：提升、吊挂乘人装置用的钢丝绳所承受的最大载荷，应考虑固定效率（本设备采用绳夹固定，固定效率：80%），钢丝绳的最小破断载荷与其最大静载荷的比例，应不小于10。提升用钢丝绳规格：1////R。根据GB891812006表11规定，采用Φ///纤维芯钢丝绳，最小破断拉力F=///00N。p则提升钢丝绳的最小破断载荷与其最大静载荷的比例为：Fp93100=1///8（由于拉杆拉力8602N考虑动载、冲击等影响，值大于钢丝F8602g绳的实际静载荷，因此安全系数10.8相对保守），大于10，表明提升钢丝绳符合标准要求。9.6悬臂部件分析结果汇总9.6.1结果汇总表表911所示为自控飞机悬臂部件的应力值及相应的安全系数。以及关键零部件的疲劳安全系数。第36页共83页 表911自控飞机悬臂部件应力分析结果汇总表应力评价疲劳校核结论工自控飞机各组件应力值安全系许用安全况许用值（MPa）数值系数悬臂底板横立板(CSEI791012)3.5//满足条件//满足条件底板支架(CSEI7910-3)3.53.5//满足条件悬臂主杆(CSEI790111)（1）5.02.871.73满足条件悬臂销轴(CSEI7907)满载拉杆螺母销轴(CSEI7903)5.01.801.73满足条件3.54.991.73满足条件拉杆(CSEI7902)3.51121.73满足条件座舱底板焊缝3.52.411.73满足条件悬臂焊缝2g//满足条件乘人加速度4g//满足条件10//满足条件二次保险钢丝绳（12NAT6X37S+IWR）/（1）根据《游乐设施实用手册》中GB840812008《游乐设施安全规范》：重要的轴、销轴及焊缝，除做应力计算外，宜做疲劳验算，两者都应满足给定的安全系数。强度校核表3规定：材料较均匀，载荷及应力计算较准确（脉动循环）：n0≥1.73。9.6.2小结在重力、风载荷的作用下，对自控飞机悬臂部件在满载工况下，分别并对主要零部件进行应力计算，并对主要的轴进行了强度分析和疲劳校核。分析结果表明：（1）悬臂部件的应力，满足设计要求；（2）悬臂部件轴类零件为无限疲劳寿命，疲劳安全系数满足设计要求。（3）乘人加速度满足要求，承认不会有不适感觉；（4）二次保险用钢丝横，在拉杆断裂时，能够起到保险作用，满足安全要求。第37页共83页 10旋转转盘部件应力分析（CSEI78）10.1悬臂安装座组件(CSEI7804)10.1.1有限元模型悬臂安装座，由板材焊接而成。根据图纸，采用8节点的壳单元（SHELLl81），并使用四边形为主的网格划分，如图1011。（1）安装座整体网格（2）安装座螺栓孔部位网格（3）立板网格（4）筋板网格图1011悬臂安装座的网格划分10.1.2载荷与约束由图918（2）、918（4）可知，悬臂大端总的约束反力为29383N（其中竖直方向28294N，水平方向7924N）；悬臂底架拉杆连接部位的约束反力为8602N；由于拉杆为二力杆，故安装座拉杆部位载荷为8602N。提取的反作用力，作为载荷，分别施加在悬臂安装座相应部位。悬臂安装座底板，通过螺栓，固定在转盘上法兰上，螺栓固定部位，施加全约束，载荷与约束，如图1012所示。第38页共83页 （1）约束（2）载荷图1012悬臂安装座载荷与约束10.1.3应力计算结果375b悬臂安装座(CSEI7804)=64.45MPa，n=5//，出现悬臂安max64.45max装座底板螺栓连接部位，如图10-3（2）。（1）整体应力云图第39页共83页 （2）局部应力云图图10-3悬臂安装座的分析结果10.1.4悬臂安装座焊缝验算悬臂安装座运行中，载荷主要由立板和底板之间的焊缝承载，因此校核此处的焊缝应力强度和疲劳。为简化计算，假设所有载荷由立板和底板之间的纵焊缝承担，切应力沿焊缝长度方向均匀分布，由公式（9-3），求得悬臂安装座焊缝截面切应力：Ff28294=//MPa0.7hl0.710640ff其中：F—连接构建的轴向力，由图1012可知，值为28294N；fh—连接角焊缝的厚度，值为10mm；fl—连接角焊缝的长度之和，焊缝长320mm，双侧焊缝，f共640mm。375b应力安全系数：n=//；226.3由公式（9-4），悬臂安装座焊缝疲劳安全系数为（按照脉动循环校核）：第40页共83页 2282.51n=///eK3.46.3310.2气缸下座板组件(CSEI780318)10.2.1有限元模型气缸下座板，由板材焊接而成。根据图纸，采用8节点的壳单元（SHELLl81），并使用四边形为主的网格划分，如图10-4。（1）安装座整体网格（2）安装座螺栓孔部位网格图10-4悬臂安装座的网格划分10.2.2载荷与约束由9.3节分析，提取悬臂与气缸连接部位的约束反力为86068N（其中竖直方向28656N，水平方向81158N）。气缸两端，分别通过销轴与悬臂和转盘连接，故气缸可视为二力杆。仅传递力，不传递扭矩。提取的反作用力，作为载荷，分别施加在气缸下座板相应部位。气缸下座板底板，焊接在转盘桁架上，焊接部位施加全约束，载荷与约束，如图1015所示。第41页共83页 （1）悬臂气缸部位约束反力（2）支反力值（3）约束（4）载荷图1015载荷与约束10.2.3应力计算结果375b气缸下座板(CSEI780318)=//2MPa，n=3.8，出现气缸下max98.22max座板底下部，如图1016（2）。第42页共83页 （1）整体应力云图（2）局部应力云图图1016气缸下座板的分析结果10.2.4气缸下座板焊缝验算气缸下座板为凹形设计，目的时避免焊缝直接受力，为了保守计算，载荷主要由气缸下座板和转盘横衬杆之间的焊缝承载，因此校核此处的焊缝应力强度和疲劳。为简化计算，假设切应力沿焊缝长度方向均匀分布，由公式（9-3），求得气缸下座板焊缝截面切应力：第43页共83页 Ff81158=41.1MPa0.7hl0.76470ff其中：F—连接构建的轴向力，由图1015（2）可知，值为///N；fh—连接角焊缝的厚度，值为//mm；fl—连接角焊缝的长度之和，焊缝长///5mm，双侧焊缝，f共470mm。375b应力安全系数：n=///；2241.1由公式（9-4），气缸下座板焊缝疲劳安全系数为（按照脉动循环校核）：2282.51n=3///eK3.441.1310.3旋转转盘部件分析结果总结10.3.1结果汇总表表1011所示为自控飞机旋转转盘的应力值及相应的安全系数。表1011自控飞机旋转转盘应力分析结果汇总表应力评价疲劳校核结论工自控飞机各组件应力值安全系许用安全况许用值（MPa）数值系数悬臂安装座(CSEI7804)3.5//满足条件//满足条件气缸下座板(CSEI780318)3.5满载悬臂安装座焊缝3.523.11.73满足条件3.51.73满足条件气缸下座板焊缝3.510.3.2小结对自控飞机旋转转盘在满载工况下，对主要零部件（悬臂安装座、气缸下座板）进行应力计算，分析结果表明：（1）悬臂安装座的应力，满足设计要求；（2）气缸下座板的应力，满足设计要求。第44页共83页 11气缸组件应力分析（CSEI804）11.1气缸上安装座组件(CSEI80411)11.1.1有限元模型气缸上安装座，由板材焊接而成。根据图纸，采用8节点的壳单元（SHELLl81），并使用四边形为主的网格划分，如图1111。（1）安装座整体网格（2）安装座销轴孔部位网格图1111气缸上安装座的网格划分11.1.2载荷与约束由图1015（2）可知，悬臂与气缸连接部位的约束反力为86068N（其中竖直方向28656N，水平方向81158N），作为载荷，分别施加在气缸上安装座相应部位。气缸上安装座底板，通过焊接固定在悬臂上，安装座底板施加全约束，载荷与约束，如图1112所示。（1）约束（2）载荷图1112气缸上安装座载荷与约束11.1.3应力计算结果第45页共83页 375b气缸上安装座(CSEI80411)=24.25MPa，n=15.5，出现气max24.25max缸上安装座销轴孔部位，如图11-3（2）。（1）整体应力云图（2）局部应力云图图11-3气缸上安装座的分析结果10.2.4气缸上安装座焊缝验算第46页共83页 气缸上安装座为焊接件，为了保守计算，载荷主要由立座和底板之间的焊缝承载，因此校核此处的焊缝应力强度和疲劳。为简化计算，假设切应力沿焊缝长度方向均匀分布，由公式（9-3），求得气缸上安装座焊缝截面切应力：Ff81158=36.2MPa0.7hl0.710320ff其中：F—连接构建的轴向力，由图1015（2）可知，值为///58N；fh—连接角焊缝的厚度，值为10mm；fl—连接角焊缝的长度之和，焊缝长//0mm，双侧焊缝，f共320mm。375b应力安全系数：n=//3；2236.2由公式（9-4），气缸上安装座焊缝疲劳安全系数为（按照脉动循环校核）：2282.51n=4.0eK3.436.2311.2气缸上销轴(CSEI80412)、气缸下销轴(CSEI80415)11.2.1有限元模型气缸组件处，共有两种销轴，分别为气缸上销轴和气缸下销轴。根据图纸，采用实体建模，构建销轴的精细化模型。采用20节点的186实体单元进行单元网格划分，六面体网格为主的网格划分方法，如图11-4。（1）气缸上销轴网格（2）气缸上销轴截面网格第47页共83页 （3）气缸下销轴网格（4）气缸下销轴截面网格图11-4气缸销轴的网格划分11.2.2载荷与约束由图1015（2）可知，悬臂与气缸连接部位的约束反力为8//8N（其中竖直方向28656N，水平方向8//8N）；气缸两端销轴连接，拉气缸相当于二力杆，杆两端载荷大小相等、方向相反，故上、下销轴施加相同的载荷。（1）气缸上销轴载荷与约束（2）气缸下销轴载荷与约束图1115气缸销轴载荷与约束11.2.3应力计算结果600b气缸上销轴(CSEI80412)=67.53MPa，n=///（销轴材料为max67.53max45#钢，=600MPa），出现在销轴下表面部位，如图1116（1）。b600b气缸下销轴(CSEI80415)的=72.29MPa，n=///（销轴材料max72.29max为45#钢，=600MPa），出现在销轴的下表面部位，如图1116（2）。b第48页共83页 （1）气缸上销轴应力云图（2）气缸下销轴应力云图图1116气缸销轴的分析结果气缸销轴的疲劳安全系数=2.74，出现在销轴剪切部位，如图11-7（1）；拉杆螺母销轴的=2.19，出现在销轴的接触面上，如图11-7（2）；第49页共83页 （1）气缸上销轴的安全系数（2）气缸下销轴的安全系数图11-7销轴的疲劳分析11.3气缸部件分析结果汇总11.3.1结果汇总表表1111所示为自控飞机气缸部件的应力值及相应的安全系数。以及关键零部件的疲劳安全系数。表1111自控飞机气缸部件应力分析结果汇总表第50页共83页 应力评价疲劳校核结论工自控飞机各组件应力值安全系许用安全况许用值（MPa）数值系数气缸上安装座(CSEI80411)3.5//满足条件5.02.741.73满足条件气缸上销轴(CSEI80412)满载气缸下销轴(CSEI80415)5.02.191.73满足条件3.54.01.73满足条件气缸上安装座焊缝11.3.2小结对自控飞机气缸部件在满载工况下，对主要零部件进行应力计算，并对主要的轴进行了强度分析和疲劳校核。分析结果表明：（1）气缸上安装座的应力，满足设计要求；（2）气缸部件轴类零件为无限疲劳寿命，疲劳安全系数满足设计要求。第51页共83页 第四部分其他类型分析及部件计算12自控飞机的模态分析自控飞机的模态分析用于确定设计设备部件的振动特性，即结构的固有频率和振型，振动特性是动态载荷结构设计中的重要参数。模态分析使结构设计避免共振或以特定频率进行的振动，同时也使设计人员可以认识到结构对于不同类型的动力载荷是如何响应的。12.1载荷及约束在一个静态载荷作用下，结构的应力状态会影响到整个模型的固有频率，需考虑预应力效应，设置静力分析为初始条件。在进行自控飞机的振动模态分析时,悬臂、座椅和乘人离心力的作用，将使桁架产生拉伸作用，导致桁架的刚度增加，结构的实际频率会提高。自控飞机是低速旋转设备，离心力对桁架刚度影响很小，因此模态分析中不考虑旋转组件的离心作用，乘人的载荷为700N，悬臂端部满载为2人，等效载荷1400N施加在悬臂的端部。电机、玻璃钢的质量，作为质量载荷施加在相应部位，设备的总质量为11.6t（不包括基础、启动装置等固定在底面的设备以及围栏等附属设备），施2加向下的重力加速度9.8m/s。载荷与约束如图1211所示。（1）主体约束（2）载荷图1211载荷与约束12.2自控飞机的模态分析结果使用通用结构分析软件ANSYSWorkbenchEnvironment(AWE)15.0中的模态分析模块Modal，对自控飞机进行模态分析。第52页共83页 由振动理论可知，对于一个多自由度振动系统，系统低阶固有频率对系统的动态响应影响较大，而高阶固有频率则影响较小。所以对多自由度系统只需其低阶固有频率就能反映系统的动态特性，故只需提取自控飞机的前6阶模态。计算得到的前6阶固有频率结果。如图1212所示。ModeFrequency[Hz]1.3.72892.6.03583.6.68684.6.91785.6.92026.6.9206图1212自控飞机的前6阶固有频率并提取前6阶的振型，如图12-3所示。由于主体模型为对称结构，自控飞机的前两阶频率基本相同，一阶振型中心轴扭转，二阶振型左右弯曲。三阶振型前后扭转。三阶之后，频率增大，不再考虑。（1）第1阶变形图（2）第2阶变形图（3）第3阶变形图第53页共83页 （4）第4阶变形图（5）第5阶变形图（6）第6阶变形图图12-3自控飞机的前6阶变形图12.3小结由以上分析可知，自控飞机的自振频率为3.7Hz。由厂家提供数据可知，回转体每分钟转动5.7圈，则对应的最大转动频率为0.095Hz。计算结果表明：（1）回转体的转动频率，远小于自控飞机的自振频率，不会引起共振效应；（2）自控飞机的各阶振型主要表现为桁架结构的左右摆动、水平转动和扭转运动的耦合；13自控飞机的屈曲分析当载荷达到某一临界值时，结构构形将突然跳到另一个随遇的平衡状态，称之为屈曲。屈曲分析一般是耦合分析，先进行静力分析，然后耦合屈曲分析。自控飞机的悬臂，属于受压的细长杆件，故需做屈曲分析。13.1悬臂屈曲分析利用板壳单元，建立悬臂的有限元模型，如图1311所示。（1）悬臂整体网格（2）悬臂局部网格图1311悬臂有限元模型由9.3.2节分析可知，Y向支反力为5354N，Z向支反力为7924N。作为载荷，施加在悬臂小端销轴连接部位。悬臂大端通过销轴与转盘连接，连接部位施加圆周约束，释放转动自由度；通过销轴与气缸连接，连接部位施加简支约束。2考虑自身重力和冲击影响，竖直方向施加施加等效重力加速度14.72m/s，如图915所示。第54页共83页 使用通用结构分析软件ANSYSWorkbenchEnvironment(AWE)15.0中的屈曲分析模块LinearBuckling，对悬臂进行屈曲分析。计算得到的屈曲模态振型，可知悬臂的屈曲载荷因子为47.95。如图1312所示。ModeLoadMultiplier1.47.951（1）屈曲模态振型（2）载荷因子图1312悬臂模态分析13.2小结由于有限元屈曲分析采用的是理想杆件，而实际的压杆具有一定的初始缺陷（例如初曲率），压缩载荷也可能具有一定的偏心度，这些因素都会使压杆的临界载荷降低，非理想和非线性行为阻止许多真实的结构达到他们理论上的弹性屈曲载荷。因此线性屈曲通常产生非保守的结果，即屈曲载荷因子的实际临界值，比线性屈曲分析的结果偏小。根据经验，取安全系数，对结构稳定性进行评价，来保证结构的稳定性要求。结果汇总如表1311所示。表1311悬臂屈曲分析结果汇总表评价变量部件工况类型许用值结论屈曲载荷因子（1）悬臂满载3.0满足条件以上分析可知：悬臂的屈曲载荷系数都大于3.0，满足稳定性的要求；第55页共83页 14自控飞机的极限工况有限元分析14.1载荷特性分析极限工况，即在大风天气作用下，验证自控飞机的受力状况。在极限工况下为非工作状态，故自控飞机为空载，且不考虑运行冲击影响，风载工况：F=20676N；风载施加在自控飞机桁架结构上。w由第5节计算可知，非工作状态下，仅施加重力加速度和特殊载荷。自控飞机底部用紧固地脚螺栓固定在地面，底部施加全约束；考虑重力的影响，在2Y的负方向，施加标准的重力加速度9.8m/s。载荷与约束，如图1411所示。（1）风载荷（2）重力载荷图1411特殊载荷与约束14.2风载下的有限元分析结果在风载作用下，自控飞机板框结构的=51.59MPa，出现在转盘外形支架max与转盘上法兰的连接部位，如图1412（1）。桁架的=81.45MPa，出现在顶max部造型固定支架与转盘外形支架连接部位，如图1412（2）。第56页共83页 （1）框架的应力云图（2）桁架的应力云图图1412自控飞机在风载下的分析结果14.3极限工况计算结果汇总自控飞机在风载荷作用下，各部件的应力值及许用值，如表1411。表1411风载和结果汇总表编评价变量许用值载荷类型结论号名称应力值（MPa）（MPa）第57页共83页 （1）1重力+非工框架的最大应力235满足条件作状态风桁架的最大应力235满足条件2载注：（1）构件没有发生断裂而是产生明显的塑性变形，即发生屈服，也是失效。主体材料为Q235B（=235MPa）。e特殊工况下，自控飞机的分析结果表明：在风载作用下，自控飞机各部件均未发生永久变形，即结构的最大应力未达到屈服强度。表明特殊工况下，自控飞机满足设计要求。15减速电机组件的验算（CSEI780116）回转电机组件主要由减速电机和旋转小齿轮组成，通过小齿轮与回转支撑齿轮的配合，带动回转支承绕中心轴转动。z1162电机小齿轮与回转支承的传动比：i==4//3（1511）cz271其中：z—回转支承的齿数，值116；2z—电机小齿轮齿数，值27。1n1440x则自控飞机的回转速度：n=//r/min（1512）hii4.359cx其中：n—回转电机的转速，值1///r/min（电机参数）；xi—减速机的型号为//，减速比值59。x设计回转速度为//r/min，回转真实速度与设计速度的相对误差很小（小于0.4%），满足许可要求。由6节、7节的主体满载与偏载分析，在回转支承连接部位，分别提取约束反力，由图918（2）可知，悬臂大端总的约束反力为29383N；由图1511（2）可知，满载时的约束反力为199300N（其中轴向力F=198970，水平力F=222，axF=11355）；由915（4）可知，偏载时的约束反力为185630N（其中轴向力yF=185250，水平力F=28，F=11835）。axy第58页共83页 （1）满载约束反力（2）满载反力值（3）偏载约束反力（4）偏载反力值图1511回转支承约束载荷由《起重机设计手册》（P156）可知，回转支承承受的总压力：F4FarN（15-3）hsincos其中：F—回转支承承受的轴向力，满载时F=198.97KN，偏载时aaF=185.25KN。aF—回转支承承受的径向力，满载时r2222FFF0.22211.355=11//KN，偏载时rxz2222FFF0.02811.835=1//4KN。rxz—回转支承的压力角，值为20°（设计参数）。代入数据到公式（15-3），求得：第59页共83页 198.97411.36满载时回转支承的总压力：N=///7KN；hsin20cos20185.25411.84偏载时回转支承的总压力：N=//KN。hsin20cos20可知满载时的总压力大于偏载时的总压力，因此按照满载时的总压力对回转电机进行验算。《起重机设计手册》（P156）可知，需要克服的回转阻力矩：DN0.011000597hT=///5N•m（15-4）m22《起重机设计手册》（P158）可知，回转电机的等效功率：Tn29855.7mhP=///KW（1515）e955095500.8e其中：—机构的效率，齿轮传动值为0//。e回转电机型号为Y///4，额定功率为P=5//KW，满载时，效率为87%，满jc足回转功率要求。减速机为摆线针轮减速机，型号B///9，许用扭矩为[T]=2//3N•m（产品设计参数），作用在减速机输出端的静力矩：T2985mT=70//N•m＜2253=[T]（1516）ji4.30.98c0其中：—传动机构的总效率，值为0.98。0由以上分析可知，减速机满足设计要求。16圆头平键的计算减速机的型号：BLD4159。T2985m减速机的扭矩：T=//4Nm（1611）qi4.3c平键连接传递转矩时，其主要的失效形式是工作面被压溃（《机械设计》P76），因此，通常只按工作面上的挤压应力进行条件性的强度校核计算，32T10q普通平键连接的强度：（1612）jnkldjjj其中：k—键与轮毂键槽的接触高度，部小齿轮位的值为4.9mm；j第60页共83页 l—键的工作长度，减速机部位的值为100mm；jd—轴的直径，减速机的输出轴部位的值为70mm。键的强度校核条件为：[]（16-3）jj其中：[]—平键上挤压许用应力，由《机械设计》第六章可知，轴的材j料为钢材，轻微冲击载荷作用下，[]=100～120MPa。j代入数据到公式（1612），求得减速机键的连接强度：332T10269410==//5MPa﹤100MPajnkld4.910070jjj表明减速机键满足设计要求。17螺栓的计算悬臂安装座下部的螺栓，满载时承受乘人离心力、重力产生的载荷，属于重要连接，应根据连接的工作载荷，分析螺栓的受力状况，并进行强度校核。由《机械设计》（P50）可知：紧螺栓连接装配时，螺母需拧紧，在拧紧力矩作用下，螺栓除受预紧力F的拉伸而产生拉伸应力外，还受螺纹摩擦力矩的0扭转而产生扭转切应力，使螺栓处于拉伸与扭转的复合应力状态下；对于M10～M64普通螺纹的钢制紧螺栓连接，在拧紧时虽同时承受拉伸和扭转的联合作用，但在计算时可以只按拉伸强度计算，并将所受的拉力（预紧力）增大30%来考虑扭转的影响。自控飞机悬臂安装座部位的螺栓，承受预紧力和工作拉力，螺栓承受的总拉力并不等于预紧力和工作拉力之和。由《机械设计》（P52）可知：根据理论分析，螺栓的总拉力除和预紧力F、工作拉力F"有关外，还受到螺栓刚度C及0lb被连接件刚度C等因素的影响，螺栓的总拉力：mCbFFF"（1711）ll0CCbm=55000+0.25X7074=56769N第61页共83页 其中：F—螺栓的预紧力，由设计要求得：悬臂安装座螺栓规格为M20，0预紧力为55KN；Cb—螺栓的相对刚度，由《机械设计》可知，金属垫片（或无垫CCbm片）0.2～0.3，取值0.25；F"—工作拉力，由9节图918（2）可知，悬臂大端的Y向拉力为///N，l共有四组螺栓连接，每组螺栓的工作拉力为//N。则在总拉力的作用下，还需增加30%以考虑扭转切应力影响，于是螺栓危险截面的计算应力为：1.3FF5.2ll（1712）ca22ddll45.256769==///MPa220其中：d—螺栓的最小直径，螺栓M20的值为20mm。l螺栓危险截面的拉伸强度条件为：[]（17-3）ca其中：[]—螺栓材料的许用应力，高强螺栓的屈服强度为640MPa，由《机械设计》第5章表5110（P57），在控制预紧力的工况下，静载荷安全系数取1.35，则螺栓的许用应力[]=///MPa。以上分析可知：悬臂安装座螺栓满足强度设计要求。悬臂安装座在满载、偏载等工况下工作，主要承受轴向变载荷作用，除了做静强度计算外，还需对螺栓的疲劳强度做校核。为保守起见，按照脉动循环进行校核，即工作拉力的最小值为0，则螺栓的最小拉应力：FF445500000=1//MPa（17-4）min222d20dll4由《机械设计》（P55）可知，应力幅为：CF2"27074bl0.25=/MPa（1715）a22CCd20bml第62页共83页 由《机械设计》（P55）可知，螺栓的最大应力计算安全系数为：2(K)1tcminSS（1716）ca(K)(2)amin其中：—螺栓材料拉压疲劳极限，由《机械设计》表5-7，值为300MPa；1tc—试件的材料常数，值为//5；K—拉压疲劳强度综合影响系数，M12螺栓的值为//；S—安全系数，由《机械设计》表5110，控制预紧力的螺栓连接，值为1.35。代入数据到公式（1716），螺栓M20的最大应力计算安全系数为：2(K)2300(5.90.25)1751tcminS==1.43﹥S=1//5ca(K)(2)(5.90.25)(22.8175)amin表明悬臂安装座连接螺栓满足设计要求。18回转支承(CSEI780115)的计算回转支承保证自控飞机回转部分有确定的回转运动，并承受旋转转盘作用于它的垂直力、水平力和倾覆力矩。自控飞机采用的回转支承型号为011.40.1000.001，为单排4点接触球式回转支承。按静态工况下所承受的作用力对回转支承选型并校核安装螺栓强度，按动态工况下所承受的作用力校核寿命。根据计算得到的当量载荷F"、M"的值，在回转支承承载能力曲线图中找点，当该点位于某一型号承载能力曲线以下时，说明该型号回转支承满足要求。分别按承载角为45°和60°两种情况计算。（1）满载约束反力矩（2）满载反力矩值第63页共83页 （3）偏载约束反力矩（4）偏载反力矩值图1811回转支承约束力矩静态当量载荷：=60°：F"(F5.046Ff)（1811）aarsM"Mf（1812）s=45°：F"(1.225F2.676)Ff（18-3）aarsM"1.225Mf（18-4）s其中：F—回转支承的总轴向力，由图1511可知，满载时的等效轴向力aF=198.97KN，偏载时的等效轴向力为F=185.25KN。aaF—力矩作用平面内的总径向力，由15节可知，满载时值为r11.36KN，偏载时值为11.84KN。。f—回转支承静态工况下的安全系数，根据《回转支承》表A1取s值1.25。M—回转支承的总倾覆力矩，由图1811，满载时的等效倾翻力矩M=39.8KN•m，偏载时的等效倾翻力矩为M=82.2KN•m。动态当量载荷：=60°：F"(F5.046Ff)（1815）aardM"Mf（1816）d=45°：F"(1.225F2.676)Ff（18-7）aard第64页共83页 M"1.225Mf（1818）d其中：f—回转支承动态工况下的安全系数，根据《回转支承》表A1取d值1.36。数据代入公式（1811）至（1818）求得：回转支承承载角=60°静态当量载荷：满载时：F"(F5.046Ff)=（198.97+5.046×11.36）×1.25=/20kNaarsM"Mf=39.8×1.25=/0kN•ms偏载时：F"(F5.046Ff)=（185.25+5.046×11.84）×1.25=//6kNaarsM"Mf=82.2×1.25=/03kN•ms回转支承承载角=45°静态当量载荷：满载时：F"(1.225F2.676)Ff=（1.225×198.97+2.676×11.36）×aars1.25=3//kNM"1.225Mf=1.225×39.8×1.25=/kN•md偏载时：F"(1.225F2.676)Ff=（1.225×185.25+2.676×11.84）×aars1.25=3//kNM"1.225Mf=1.225×82.2×1.25=1/kN•md悬臂回转支承承载角=60°动态当量载荷：满载时：F"(F5.046Ff)=（198.97+5.046×11.36）×1.36=349kNaardM"Mf=39.8×1.36=54kN•m；d偏载时：F"(F5.046Ff)=（185.25+5.046×11.84）×1.36=333kN；aardM"Mf=82.2×1.36=112kN•m。d悬臂回转支承承载角=45°动态当量载荷：满载时：第65页共83页 F"(1.225F2.676)Ff=（1.225×198.97+2.676×11.36）×aard1.36=373kNM"1.225Mf=1.225×39.8×1.36=66kN•m；d偏载时：F"(1.225F2.676)Ff=（1.225×185.25+2.676×11.84）×aard1.36=352kN；M"1.225Mf=1.225×82.2×1.36=137kN•m。d静态工况下校核螺栓强度，螺栓的计算载荷：F=343kN；M=126kN•m。a图1812回转支承承载能力曲线图自控飞机回转支承按照JB2300《回转支承》制造，由《回转支承》附录B中图B.21的01X.40.1000型号的回转支承承载能力曲线，如图1812所示（线1为动态承载曲线，线2为静态承载曲线），选用螺栓为8.8级。第66页共83页 由以上计算数据可知，回转支承的当量载荷和螺栓载荷均在所有曲线以下，表明回转支承和回转支承螺栓满足设计要求。19基础受力和底座基础地脚螺栓（CSEI830112）的计算底座底部通过地脚螺栓与地基基础连接，如图1911。图1911底座基础示意图通过前面章节，完成了自控飞机满载+风载、偏载+风载、极限工况下的风载荷的分析，分别提取底座立柱底部与地基连接部位的支反力和支反力矩（坐标系如图1911，Y轴向上），如表1911。表1911底座立柱基础支反力与支反力矩汇总工况力学参数类型水平合力水平合力矩FX(N)FY(N)FZ(N)MX(N•m)MY(N•m)MZ(N•m)2222FF(N)MM(N•m)xzxz满载+风载偏载+风载极限风载由表1911可知，底座基础的最大压力出现在满载工况下，值为///KN，最大的水平剪切力出现在偏载工况下，值为//KN，最大弯矩出现在偏载工况下，值为9//KN•m。底座基础的承受压力时，地脚螺栓不受工作载荷，当底座基础承受横向载荷时，根据预紧力F的大小，确定螺栓接合面不产生滑移的条件，底座基础有0第67页共83页 18个M30（预紧力F=//kN）的地脚螺栓，按照最大横向力11.//5KN计算,每0个地脚螺栓承受的最大横向力为6//5N：由于预紧力的作用，将在接合面间产生摩擦力来抵抗工作载荷，即由预紧力产生的最大静摩擦力大于横向载荷（即侧向力），即螺栓接合面不产生滑移的条件：FF（1911）0h其中：F—螺栓的预紧力，由设计要求得：立柱地脚螺栓规格为M30，预0紧力为///kN；F—螺栓的横向载荷，每个地脚螺栓的侧向力F=//5N；hh—摩擦系数，由GB840812008《游乐设施安全规范》表5，钢与混凝土的摩擦系数为0.2。代入数据到公式（1911），可知：地脚螺栓：F=2///×0.2=51400﹥657.5N0分析表明，底座基础地脚螺栓由于预紧力的作用，将在接合面间产生摩擦力来抵抗工作载荷，满足设计要求。20防止倾覆计算GB840812008《游乐设施安全规范》释义4.5.6节：高度较大的设备，有较大倾覆力矩及风载荷，应进行防止倾覆计算；GB840812008《游乐设施安全规范》4.5.6节：游乐设施运行中，有可能发生主体倾覆时应进行防止倾覆计算；可知防倾覆计算，是在工作状态下，对设备进行计算。因此，需按两种工况进行计算：（1）满载工况下，进行防倾覆计算；（2）偏载工况下，进行防倾覆计算。20.1满载工况第68页共83页 图2011满载工况下载荷示意图满载工况下，假设风向向左，则设备可能左倾翻，取底边左侧螺栓的固定端为支点。由于设备为对称结构，满载运行过程中，座椅和乘人的离心力对称，离心力的合力为0，所以水平方向仅风载产生倾翻力矩。载荷示意图如图2011所示。则稳定力矩：MGQdFd（2011）11kz=（113.7+16.8）×0.9+4626×0.9=4281KN•m其中：G—设备的重力(不包括电气组件、基础和护栏等质量，总质量为k11.6t)，Gmg=11.6×9.8=113.7KN；kkQ—满载时乘人的重力，每人按700N，24×700=16800N=16.8KN；1d—设备倾覆支点到重力作用线的距离，值为0.9m；F—地脚螺栓(M30)的预紧力，一侧螺栓数量为16，单个螺栓预紧z力为257KN，总的预紧力值：257×18=4626KN；倾覆力矩：MFh=10.525×4.75=50KN•m（2012）2w其中：F—15m/s的风速，作用在设备上产生的侧向力，值为F=10.525KN；ww第69页共83页 h—支点到风载作用线的距离，设备高9.5m，取设备总高的一半，值为4.75m；M42811防倾覆安全系数:==85.6（20-3）M50220.2偏载工况偏载工况下，左侧偏载，风向向左（风向施加在最不利方向），则设备可能左倾翻，底边左侧螺栓的固定端为支点。由于设备为对称结构，但乘人不对称，偏载运行过程中，乘人在离心力作用下产生偏载作用，所以水平方向考虑乘人偏载、风载产生倾翻力矩。载荷示意图如图2012。图2012偏载工况下载荷示意图则稳定力矩：MGdFd（20-4）1kz=113.7×0.9+4626×0.9=4266KN•m"倾覆力矩：MFhFsqR（2015）21wx=10.525×4.75+1.9×4.6+8.4×5.3=103KN•m22其中：F—偏载乘人产生的离心力，FmR=6×142.86×0.6×xx6.2=1911N=1.9KN；第70页共83页 s—支点到乘人离心力作用线的距离，保守计算，座舱运行到最高点时值为4.6m；q—偏载时乘人的重力，每人按700N，12人共8.4KN；1"R—支点到乘人重力作用线的距离，Rd=6.2-0.9=5.3m；M42661防倾覆安全系数:==41.4（2016）M103220.3计算结果汇总自控飞机在风载荷作用下，对游乐设备在运行过程中，分别在满载和偏载两种工况下，对设备进行防止倾覆计算，如表2011所示。表2011防倾覆结果汇总表编评价变量载荷工况许用值结论号名称安全系数（1）1满载防止倾覆计算1.3满足条件2偏载防止倾覆计算1.3满足条件由本节分析可知，自控飞机运行过程中，满足防止倾覆的标准，表明设备运行过程中，设备运行平稳。第71页共83页 21结论本计算报告对自控飞机的各个关键部件在重力、冲击载荷、风载和离心力载荷作用下，分为满载和偏载两种工况，进行应力的计算和分析,并对连接部位的销轴和螺栓进行了疲劳强度校核；对座椅组件进行了强度分析和疲劳校核；乘人加速度、安全带和钢丝绳进行了验算；自控飞机主体结构的模态分析；悬臂结构的屈曲分析；极限风载等特殊工况的分析计算，计算结果表明：（1）自控飞机主体结构达到预期设计要求；（2）自控飞机满载和偏载工况下的结构分析，底座、转盘、悬臂和顶部造型固定支架达到规定的安全系数，满足结构设计的要求；（3）安全带和钢丝绳，最小破断载荷与其承受的最大静载荷的比例，大于设计安全系数，满足设计要求；（4）悬臂连接部位、气缸连接部位的销轴、螺栓等连接部件为无限寿命，疲劳安全系数满足标准要求；（5）建议制造过程中避免焊接应力集中；焊缝处，应注意对焊接的圆角过度，焊缝打磨处理，避免尖角的出现，焊接结束之后，仔细清理焊缝区域，将扭曲、拉伸、凹凸变形的部位细细打磨圆润，能在一定程度上消除残余应力；（6）在偏载作用下，自控飞机主体各部件满足设计要求，但底座、旋转转盘的承载能力下降，应在使用过程中合理配置载荷，减少偏载工况的出现；（7）乘人的加速度、加速度组合满足设计要求；（8）自控飞机的转动频率，远小于自控飞机的自振频率，不会引起共振效应；（9）悬臂的屈曲载荷因子，大于3.0，满足稳定性设计的要求；（10）非工作状态，在极限风载作用下，结构不会产生永久变形，满足设计要求；（11）电机、减速机、圆头平键、地脚螺栓和回转支承满足设计要求。（12）满足防倾覆安全系数，设备运行平稳。第72页共83页 附表1自控飞机结构分析结果一览表应力应力评价疲劳评价材质与型号工况零部件及图号值安全许用安全许用页码(抗拉强度)(MPa)系数值系数值底座立柱CSEI908Q235B（σb=375MPa）3.5//P23底座斜衬CSEI910Q235B（σb=375MPa）3.5//P23底座面板CSEI901Q235B（σb=375MPa）3.5//P23满载转盘支杆CSEI780316Q235B（σb=375MPa）3.5//P23转盘上法兰CSEI780311Q235B（σb=375MPa）3.5//P23顶部造型固定支架CSEI8007Q235B（σb=375MPa）3.5//P23底座立柱CSEI908Q235B（σb=375MPa）3.5//P23底座斜衬CSEI910Q235B（σb=375MPa）3.5//P23底座面板CSEI901Q235B（σb=375MPa）3.5//P23偏载转盘支杆CSEI780316Q235B（σb=375MPa）3.5//P23转盘上法兰CSEI780311Q235B（σb=375MPa）3.5//P23顶部造型固定支架CSEI8007Q235B（σb=375MPa）3.5//P23悬臂底板横立板CSEI791012Q235B（σb=375MPa）3.5//P39底板支架CSEI7910-3Q235B（σb=375MPa）3.5//P39第73页共83页 满载悬臂主杆CSEI780111Q235B（σb=375MPa）3.5//P39悬臂销轴CSEI780745（σb=600MPa）5.02.871.73P39拉杆螺母销轴CSEI780345（σb=600MPa）5.01.801.73P39拉杆CSEI780245（σb=600MPa）3.54.991.73P39悬臂安装座CSEI7804Q235B（σb=375MPa）3.5//P46气缸下座板CSEI780318Q235B（σb=375MPa）3.5//P46气缸上安装座CSEI80411Q235B（σb=375MPa）3.5//P53气缸上销轴CSEI8041245（σb=600MPa）5.02.741.73P53气缸下销轴CSEI8041545（σb=600MPa）5.02.191.73P53悬臂底板焊缝CSEI7910Q235B（σb=375MPa）3.51121.73P39悬臂焊缝CSEI7801Q235B（σb=375MPa）3.52.411.73P39悬臂安装座焊缝CSEI7804Q235B（σb=375MPa）3.523.11.73P46气缸下座板焊缝CSEI780318Q235B（σb=375MPa）3.53.51.73P46气缸上安装座CSEI80411Q235B（σb=375MPa）3.54.01.73P53水平0.13g2g//P39乘人加速度竖直1.38g4g//P39二次保险钢丝绳（12NAT6X37S+IWR）/10.810//P39第74页共83页 附表2自控飞机其他类型分析结果一览表分析类型部件及图号材质与型号(抗拉强度)工况评价变量许用值页码模态分析自控飞机(CSEI11)Q235B(σb=375MPa)满载P57屈曲分析悬臂(CSEI8402)Q235B(σb=375MPa)满载P59极限风载板框结构Q235B(σb=375MPa)满载+风载P61(沿海10年一Q235B(σb=375MPa)满载+风载P61桁架结构遇)驱动电机三相异步电动机Y132S-4满载P63减速机摆线针轮减速机BLD4159满载P63圆头平键减速机小齿轮/满载P64M20(σb=800MPa)满载强度P65螺栓悬臂安装座螺栓疲劳校核P66轴向力011.40.1000.001承载曲线P68悬臂驱动回单排4倾覆力矩承载承载曲线P68角回转支承转支承点接触轴向力承载曲线P68(JB/T2200)(CSEI780115球式回60°倾覆力矩103kN•m承载曲线P68)转支承轴向力承载曲线P69承载静态满343kN第75页共83页 倾覆力矩角载承载曲线P69轴向力45°静态偏承载曲线P69倾覆力矩载承载曲线P69轴向力动态满承载曲线P69倾覆力矩承载载承载曲线P69角轴向力动态偏承载曲线P6960°倾覆力矩载承载曲线P69轴向力动态满承载曲线P69倾覆力矩承载载承载曲线P69角轴向力动态偏承载曲线P6945°倾覆力矩载承载曲线P69轴向力M20(σb=800MPa)静态满载承载曲线P69回转支承螺栓倾覆力矩M20(σb=800MPa)静态偏载承载曲线P69整体结构Q235B(σb=375MPa)满载+风载≥1.3P74防倾覆计算整体结构Q235B(σb=375MPa)偏载+风载41.4≥1.3P75第76页共83页 附件3轴类零件的疲劳验算自控飞机中的轴，实现悬臂的上下起伏摆动，轴主要受剪切应力的作用，自控飞机中的轴，都有两个剪切面，轴的剪切应力为：FF2（1）222dd4式中：F—剪切力，由计算书9节可知，悬臂销轴（CSEI7807）的剪切力F=29383N(悬臂小端剪切力小，故不需验算)；拉杆螺母销轴（CSEI7803）的剪切力F=8602N。11节可知，气缸上销轴（CSEI80412）和气缸下销轴（CSEI80415）的剪切力F=86068N。d—轴的最小直径，悬臂销轴d=35mm；拉杆螺母销轴d=20mm；气缸上销轴d=20mm；气缸下销轴d=35mm。代入数值，可求得悬臂销轴（CSEI7807）的切应力：2F229383=15.3MPa22d35拉杆螺母销轴（CSEI7803）的切应力：2F28602=6.1MPa22d30气缸上销轴（CSEI80412）的切应力：2F286068=60.9MPa22d30气缸下销轴（CSEI80415）的切应力：2F286068=44.7MPa22d35轴类零件的疲劳安全系数n扭的计算（运行中，悬臂只有小幅摆动，销轴按照脉动循环校核）：21n（2）eK式中：—扭转疲劳极限，0.22=0.22X600=132MPa（转轴材料：45号钢11b=600MPa）b第77页共83页 K—有效应力集中系数与尺寸因素的比值45号钢传动轴在轴颈上有压配K合传力零件的值，可查表如下：表1过盈配合表面传动轴直径（厘米）的压缩应力P压21.42.23.04.05.010120kg/cm01.041.181.271.311.551.631001.331.501.631.681.972.082001.501.701.841.902.242.35≥2001.601.811.962.022.382.50注：过盈配合表面压缩应力P压的计算：根据参考书，对基孔制静配合je，P2压＞200kg/cm由上表可知，轴的直径主要为20mm和35mm，且为间隙配合，故K=1.27。—表明质量系数，由于轴都做精加工，故由《机械设计》图3-4可取，值为0.9。代入数值，可求得悬臂销轴（CSEI7807）的疲劳安全系数：221321n=12.2>1.73eK1.2715.30.9拉杆螺母销轴（CSEI7803）的疲劳安全系数：221321n=20.6>1.73eK1.276.10.9气缸上销轴（CSEI80412）的疲劳安全系数：221321n=3.1>1.73eK1.2760.90.9气缸上销轴（CSEI80415）的疲劳安全系数：221321n=4.2>1.73eK1.2744.70.9轴的疲劳安全系数满足设计要求。第78页共83页 第79页共83页'