МИНИСТЕРСТВОТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
ФГОУ ВПОСАНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙУНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Курсовойпроект
подисциплине: Конструкция и прочность летательных аппаратов
На тему: «Посадка самолета Ту-154 сневыпущенной одной главной опорой шасси»
Выполнил: студент Леонтьев Р.Л.
Проверил: Якущенко В.Ф.
Санкт-Петербург2011
Содержание
Введение
1. Исходные данные
2. Определение сил, действующих на самолет
3. Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном вариантенагружения
4. Расчетно-силовая схема крыла
5. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящихмоментов в сечениях крыла по его размаху
6. Определение напряжений в сечениях крыла
Заключение
Список использованной литературы
Введение
ТУ-154- среднемагистральный реактивный пассажирский самолет, разработан в ОКБ А.Н.Туполева.Построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана со стреловиднымкрылом (35° по линии четверти хорд), Т-образным оперением и заднимрасположением двигателей. Силовая установка состоит из 3 ТРДД НК-8-2конструкции ОКБ Н.Д.Кузнецова.
/>
В сложных условияхэксплуатации возможны случаи отказа каких либо систем или агрегатов либоразрушения силовых элементов планера воздушных судов, которые могут повлечь засобой падение самолета или создать трудности в полете, при взлете или посадке.К таким случаям и относится посадка самолета Ту-154 с невыпущенной однойглавной опорой шасси.
Шасси может невыпуститься: по следующим причинам:
Ø отказ (заклинивание) замка убранногоположения шасси;
Ø неисправность в гидросистемевыпуска/уборки шасси.
В связи с этим целесообразнопроверить, выдержит ли конструкция крыла самолета повышенные нагрузки, непредусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимыхостаточных деформаций.
Для достижения указаннойцели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыласамолета необходимо решить следующие основные задачи:
Ø выбрать расчетнуюсхему крыла;
Ø определить силы,действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести ихк выбранной расчетной схеме крыла;
Ø из уравненийравновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа накрыло;
Ø построить эпюрыпоперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху;
Ø определить месторасположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитатьнаиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла;
Ø сравнитьвызванные нагружением крыла и полученные расчетом нормальные и касательныенапряжения с напряжениями, при которых материал данной конструкции крыла неполучит недопустимых остаточных деформаций или не разрушится;
Ø сделать вывод оработоспособности крыла данного самолета.
1. Исходные данные
самолет крылоэпюра фюзеляж
Основные данные самолетаТу-154.
Максимальнаявзлетная масса твзл, кг 98000
Максимальнаяпосадочная масса тпос, кг 78000
Максимальнаямасса топлива т Тмах, кг 39700
Площадькрыла S, м2 180
Размахкрыла (реальный) l, м 37,55
Длинасредней аэродинамической хорды bсах, м 5,285
Диаметрфюзеляжа dф, м 3,8
Предельнопередняя эксплуатационная центровка Xпп, % 18
Предельнозадняя эксплуатационная центровка Xпз, % 32
Корневаяи концевая хорды bo/bк, м 7,45/ 2,138
Расстояниедля средней центровки lго, м 18,85
Расстояниедля средней центровки lво, м 18,454
Расстояниеот ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 5,83
Расстояниеот оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,775
Максимальнаявертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 2,0
Расстояниеот оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м 0,8
Тяга I двигателя Rdмах,кН 105
Крейсерскаяскорость Vкрейс, км/ч 920
Посадочнаяскорость Vпос, км/ч 255
Коэффициентлобового сопротивления в полете Cx 0,0302
Коэффициентлобового сопротивления на ВПП Cх 0,175
Плотностьнаружного воздуха (крейс.) ρн, кг/м3 0,363
Размахэлеронов между ц.д. lэ, м 30,2
Расстояниеот оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ, м 10,0
Колеяшасси К, м 11,5
Базашасси Б, м 18,92
Расстояниеот передней опоры до ц.м. самолета b, м 16,915
Высоташасси hш, м 2,52
Расстояниеот оси шасси до ц.ж. крыла rш, м 2,2
Расстояниеот ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м 2,3
Характеристики силовыхэлементов крыла самолета Ту-154.
Относительнаятолщина крыла ċ 0,12
Расстояниеот ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м 2,0
Толщинаверхней панели обшивки δов, см 0,5
Толщинанижней панели обшивки δон, см 0,45
Площадьстрингера прилегающего к верхней панели обшивки f стр.в, см2 5,5
Числострингеров на верхней панели nстр.в,шт. 17
Площадьстрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см2 4,2
Числострингеров на верхней панели nстр.н, шт. 15
Площадьпередне — верхней полки лонжерона fп.-п.в., см2 12,0
Площадьзадне — верхней полки лонжерона fп.-з.в., см2 13,0
Площадьпереднее — нижней полки лонжерона fп.-п.н., см2 11,0
Площадьзадне — нижней полки лонжерона fп.-з.н., см2 12,0
Толщинапередней стенки лонжерона δст. п., см 0,5
Толщиназадней стенки лонжерона δст. з., см 0,6
2. Определение сил,действующих на самолет
Самолет Ту-154 имеетстреловидное крыло. Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуется впрямое трапециевидное методом “поворота вперед”, при этом его линейные размерыравны:
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
где /> – размеры консолистреловидного крыла;
/> – соответствующие размеры прямого(преобразованного) крыла.
Масса конструкции крыла,шасси или силовой установки определяется путем использования относительныхмассовых коэффициентов:
/>
/>
/>
/>
/>
/>
где /> – масса крыла, шасси(суммарная), силовой установки, передней опоры шасси, основной опоры шасси;
/> – относительные массы крыла, шасси(суммарная), силовой установки, передней опоры шасси.
/>
Рис.2.2. Схема приложениявнешних сил
При посадке с однойневыпущенной основной опорой шасси рассматривается момент касания самолетом ВППодной выпущенной (исправной) основной опорой и передней опорой.
Подъемная сила в моменткасания:
/>
Где
/>
Перегрузка в моменткасания:
/>
Чтобы определитьнеизвестную опорную реакцию выпущенной основной опоры и подъемную силу на одномэлероне, составим уравнения равновесия сил и моментов. Уравнение равновесиямоментов составим относительно продольной оси самолета:
/>
Уравнение равновесия сил:
/>
Где
/>
/>
Реакция основной опорышасси:
/>
/>
/>
Подставляя полученнуювеличину реакции в уравнение равновесия моментов, найдем подъемную силу наодном элероне:
/>
3. Расчет нагрузок,действующих на крыло при данном варианте нагружения
/>
Рис.3.1. Способы заменыистинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крылакусочно-прямоугольным и трапециевидным
В полете крылонагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от весасобственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.
Аэродинамическая нагрузкараспределена по размаху по закону, близкому к параболическому. Расчет такойнагрузки затруднителен. Сделаем замену: в инженерных (прикидочных) расчетахможно принять допущение, что /> постоянен по размаху крыла, т.е.закон изменения аэродинамической силы /> будет пропорционален хорде крыла/>:
/> />
Так как центроплан несоздает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:
/>
где /> — площадь крыла из РЛЭ;
/> — хорда корневой нервюры;
/> - диаметр фюзеляжа.
Значение текущей хордыкрыла /> можновычислить по формуле:
/> />
Где
/>
/> — хорда концевой нервюры
/> — длина полукрыла без центроплана
Z — текущая длина крыла
Отсюда
/>
Подсчитаем значенияаэродинамической силы на законцовке /> и в корне крыла />
Z = 0
/>
Z = />
/>
Считаем, что топливораспределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых силкрыла ( его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху такжепропорционально хорде />:
/> />
/>
Подсчитаем значенияраспределенных нагрузок от массовых сил крыла на законцовке /> и в корне крыла />:
Z = 0
/>
Z = />
/>
Общая распределеннаянагрузка />,действующая на крыло, равна разности /> и />:
/>
/>
/>
/>
/>
рис. 3.2. Схемавозникновения крутящего момента в сечении крыла
Как видно из рисунка(3.2.), погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических /> и массовых /> сил равен:
/> (Нм/м). (1.15)
Приведя подобные, мыполучим:
/> (Нм/м) (1.16)
Обычно топливо в крылерасположено таким образом, что его ц.м. совпадает с ц.м. крыла. С учетом этогопредположения, а также подставив выражение (1.7), формула (1.16) будет иметьвид:
/>
/>
1) Расчет крутящего момента на концекрыла, т.е. при Z=0:
/> Нм/м
2) Расчет крутящего момента в корневойчасти крыла, т.е. при Z=20,59:
/> Нм/м
3) Расчет крутящегомомента в районе элеронов, т.е. при Z=4,49:
/> Нм/м
4) Расчет крутящегомомента в месте крепления шасси, т.е. при Z=15,89
/> Нм/м
4. Расчетно-силоваясхема крыла
/>
Рис.4.1. Расчетно-силоваясхема крыла
На основании того, чторазмах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более строительной высоты, можносделать допущение о том, что крыло представляет собой балку. Следовательно, расчетно-силоваясхема крыла – это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются корневыенервюры крыла (поэтому расстояние между опорными балками равно />). Балка нагруженараспределенными нагрузками от аэродинамических /> и массовых /> сил, которые мызаменили на общую распределенную нагрузку />, а также сосредоточенными силами />.
Наибольшую опасность длякрыла представляет изгибающий момент />, затем крутящий момент />, а потом ужепоперечная сила />. Поэтому расчет напряжений впервую очередь следует проводить для сечения, где /> максимален.
Построение эпюр />, /> и /> невозможно безпредварительного вычисления реакций опор /> и />.
Составим уравненияравновесия расчетной схемы крыла:
/>
/>
/>
Из уравнений равновесиярасчетной схемы крыла определим неизвестные реакции фюзеляжа на крыло. Изуравнения сил выразим опорную реакцию />:
/>
/>
Из уравнения для /> выразимреакцию /> инайдем ее:
/>
/>
/>
Подставляя полученноезначение в уравнение для />, получим значение второй реакции:
/>
5. Построение эпюрпоперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху
Для построения эпюрыпоперечных сил в сечениях крыла по его размаху сформулируем законы их измененияпо размаху крыла:
Разобьем распределеннуютрапециевидную нагрузку на прямоугольную и треугольную:
/>
Найдем значенияпоперечных сил в указанных сечениях:
/>
/> 2,25 -9316,37 4,49 -20,832,56
Для построения эпюрыизгибающих моментов в сечениях крыла по его размаху сформулируем законы ихизменения по размаху крыла:
/>
Найдем значенияизгибающих моментов в указанных сечениях:
/>
/> 2,25 -10054,85 4,49 -43408,82
/>
/>
/> 4,49 -132944,56 10,19 -172329,04 15,89 -226184,38
/>
/>
/> 4,49 -43408,82 10,19 -906569,42 15,89 -2035445,22
/>
/>
/>
/> 15,89 -2035445,22 18,24 -1199293,8 20,59 -428105,64
/>
/>
/> 20,59 193661,68 22,49 193661,68 24,39 193661,68
/>
/>
/> 20,59 -428105,64 22,49 -59454,78 24,39 308503,25
/>
/>
/>
/> 2,25 -10054,85 4,49 -43408,82
/>
/>
/> 4,49 -91279,44 10,19 -51894,96 15,89 -1960,38
/>
/>
/> 4,49 -43408,82 10,19 -43408,82 15,89 -520708,38
/>
/>
/> 15,89 18479,26 18,24 44897,85 20,59 73775,39
/>
/>
/> 15,89 520780,38 18,24 446714,23 20,59 307756,76
6. Определениенапряжений в сечениях крыла
Критериемработоспособности конструкции (крыла, фюзеляжа или др.), т.е. близости ее ксостоянию разрушения или необратимых деформаций, является величина напряжений,возникающих в силовых элементах конструкции от действия на неё эксплуатационныхнагрузок: изгибающего, крутящего моментов и поперечной силы.
Сечение крыла необходимосхематизировать в соответствии с реальным расположением силовых элементов:силовой частью сечения крыла является межлонжеронная часть, длина и высотакоторой равны:
/>
/>
где
где /> - длина межлонжероннойчасти;
/> - высота межлонжеронной части.
/>
/>
Рис.6.1. Напряжения всиловых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил и моментов
Крыло являетсятонкостенной замкнутой конструкцией, основные силовые элементы которойсосредоточены в верхней и нижней панелях (обшивка, стрингеры, полкилонжеронов). При изгибе, например, вверх (от аэродинамических сил) верхняяпанель сжимается, нижняя растягивается, то есть обе работают на нормальныенапряжения; при этом изгибающий момент трансформируется в пару сил:
/>
/>
/>
где /> - площадь верхнейпанели крыла, /> - площадь нижней панели крыла,
/> — величина изгибающего момента,взятая из эпюры для данного сечения.
/>
/>
Крутящий момент втонкостенном однозамкнутом контуре создает касательные напряжения, обратнопропорциональные толщине стенок контура:
/> />
где /> – площадь замкнутогоконтура поперечного сечения,
/> — величина общего крутящегомомента, взятая из эпюры для данного сечения.
/>
/>
/>
/>
/>
Можно приближенносчитать, что поперечную силу воспринимают две вертикальные стенки лонжеронов,причем передняя стенка воспринимает 70% поперечной силы сечения (расположенаближе к ц.ж.), а задняя 30% />. Примем допущение, что /> по высотестенки постоянны. Касательные напряжения /> в сечении найдем из формул:
/>
/>
где /> — величина поперечнойсилы, взятая из эпюры для данного сечения.
Т.к. /> действуют по всемузамкнутому контуру, а /> - только по стенкам лонжеронов,то в стенках лонжеронов их величины суммируются (с учетом знаков):
/>
/>
Теперь проведем расчетнапряжений в сечении с максимальным крутящим моментом. Т.к. максимум /> приходится наопору (бортовую нервюру правой консоли)
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
/>
Полученные расчетомнормальные и касательные напряжения, вызванные нагружением крыла в заданномрасчетном случае, необходимо сравнить с напряжениями, при которых материалданной конструкции не получает еще остаточных деформаций. Такие максимальныенапряжения, при которых конструкция, изготовленная из данного материала, неполучает еще остаточных деформаций, называются напряжениями пропорциональности.Для дюралевых сплавов, из которых изготовлено большинство конструктивно-силовыхэлементов современных самолетов.
Сравнив полученныезначения напряжений со значениями напряжений пропорциональности, мы видим, чтонапряжения /> длясечения, в котором располагается выпущенная основная опора шасси (в котором/>и /> — максимальны)превосходят напряжения пропорциональности. Это указывает на то, что в данномслучае нагружения произойдет разрушение конструкции в вышеупомянутом сечении.
Из соотношения междурасчетной и максимальной эксплуатационной перегрузкам, позволяющем создатьконструкцию высокой прочности и минимальной массы, найдем коэффициентбезопасности, задаваемый нормами прочности:
/>
/>
/>
Заключение
Итак, для проверкипрочности конструкции крыла самолета Ту-154 при его посадке с невыпущеннойодной главной опорой шасси мы определили неизвестные силы, действующие насамолет (неизвестную опорную реакцию выпущенной основной опоры шасси,.подъемную силу на одном элероне), привели крыло к расчетной схеме, определилиопорные реакции фюзеляжа на крыло из уравнений статик. Затем с помощью методасечений построили эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов. В корневомсечении полукрыла, в котором располагается выпущенная основная опора шасси изгибающиймомент и перерезывающая сила максимальны по величине, а нормальные икасательные напряжения достигают закритических значений. Произойдет разрушениеконструкции. Из этого следует, что посадка самолета Ту-154 с одной невыпущеннойодной главной опорой шасси является недопустимым действием и нужно всеми возможнымиспособами избегать его.
Список использованнойлитературы
1. Зинченко В.И., Федоров Н.Г. Методические указания квыполнению 2 части курсового проекта «Воздушные суда». Л.: ОЛАГА, 1990.
2. Конспект лекций по дисциплине “Конструкция и прочность ЛА”