Механическое удерживание земляных масс: Механическое удерживание земляных масс на склоне обеспечивают контрфорсными сооружениями различных конструкций...
Индивидуальные и групповые автопоилки: для животных. Схемы и конструкции...
Топ:
Марксистская теория происхождения государства: По мнению Маркса и Энгельса, в основе развития общества, происходящих в нем изменений лежит...
Характеристика АТП и сварочно-жестяницкого участка: Транспорт в настоящее время является одной из важнейших отраслей народного хозяйства...
Методика измерений сопротивления растеканию тока анодного заземления: Анодный заземлитель (анод) – проводник, погруженный в электролитическую среду (грунт, раствор электролита) и подключенный к положительному...
Интересное:
Берегоукрепление оползневых склонов: На прибрежных склонах основной причиной развития оползневых процессов является подмыв водами рек естественных склонов...
Национальное богатство страны и его составляющие: для оценки элементов национального богатства используются...
Принципы управления денежными потоками: одним из методов контроля за состоянием денежной наличности является...
Дисциплины:
2019-12-17 | 246 |
5.00
из
|
Заказать работу |
|
|
Содержание
Введение
1. Исходные данные
2. Определение сил, действующих на самолет
3. Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном варианте нагружения
4. Расчетно-силовая схема крыла
5. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов 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 стреловидным крылом (35° по линии четверти хорд), Т-образным оперением и задним расположением двигателей. Силовая установка состоит из 3 ТРДД НК-8-2 конструкции ОКБ Н.Д.Кузнецова.
В сложных условиях эксплуатации возможны случаи отказа каких либо систем или агрегатов либо разрушения силовых элементов планера воздушных судов, которые могут повлечь за собой падение самолета или создать трудности в полете, при взлете или посадке. К таким случаям и относится посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси.
Шасси может не выпуститься:по следующим причинам:
Ø отказ (заклинивание) замка убранного положения шасси;
Ø неисправность в гидросистеме выпуска/уборки шасси.
В связи с этим целесообразно проверить, выдержит ли конструкция крыла самолета повышенные нагрузки, не предусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимых остаточных деформаций.
Для достижения указанной цели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыла самолета необходимо решить следующие основные задачи:
|
Ø выбрать расчетную схему крыла;
Ø определить силы, действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести их к выбранной расчетной схеме крыла;
Ø из уравнений равновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа на крыло;
Ø построить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху;
Ø определить место расположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитать наиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла;
Ø сравнить вызванные нагружением крыла и полученные расчетом нормальные и касательные напряжения с напряжениями, при которых материал данной конструкции крыла не получит недопустимых остаточных деформаций или не разрушится;
Ø сделать вывод о работоспособности крыла данного самолета.
Исходные данные
самолет крыло эпюра фюзеляж
Основные данные самолета Ту-154.
Максимальная взлетная масса твзл, кг 98000
Максимальная посадочная масса тпос, кг 78000
Максимальная масса топлива т Тмах, кг 39700
Площадь крыла S, м2 180
Размах крыла (реальный) l, м 37,55
Длина средней аэродинамической хорды bсах, м 5,285
Диаметр фюзеляжа dф, м 3,8
Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 18
Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 32
Корневая и концевая хорды bo/bк, м 7,45 / 2,138
Расстояние для средней центровки lго, м 18,85
Расстояние для средней центровки lво, м 18,454
Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 5,83
Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,775
Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 2,0
Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м 0,8
Тяга I двигателя Rdмах, кН 105
Крейсерская скорость Vкрейс, км/ч 920
Посадочная скорость Vпос, км/ч 255
Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,0302
Коэффициент лобового сопротивления на ВПП Cх 0,175
Плотность наружного воздуха (крейс.) ρн, кг/м3 0,363
Размах элеронов между ц.д. lэ, м 30,2
|
Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ, м 10,0
Колея шасси К, м 11,5
База шасси Б, м 18,92
Расстояние от передней опоры до ц.м. самолета b, м 16,915
Высота шасси hш, м 2,52
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, м 2,2
Расстояние от ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м 2,3
Характеристики силовых элементов крыла самолета Ту-154.
Относительная толщина крыла ċ 0,12
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м 2,0
Толщина верхней панели обшивки δов, см 0,5
Толщина нижней панели обшивки δон, см 0,45
Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f стр.в, см2 5,5
Число стрингеров на верхней панели nстр.в, шт. 17
Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см2 4,2
Число стрингеров на верхней панели nстр.н, шт. 15
Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см2 12,0
Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см2 13,0
Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см2 11,0
Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см2 12,0
Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см 0,5
Толщина задней стенки лонжерона δст. з., см 0,6
Заключение
Итак, для проверки прочности конструкции крыла самолета Ту-154 при его посадке с невыпущенной одной главной опорой шасси мы определили неизвестные силы, действующие на самолет (неизвестную опорную реакцию выпущенной основной опоры шасси,. подъемную силу на одном элероне), привели крыло к расчетной схеме, определили опорные реакции фюзеляжа на крыло из уравнений статик. Затем с помощью метода сечений построили эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов. В корневом сечении полукрыла, в котором располагается выпущенная основная опора шасси изгибающий момент и перерезывающая сила максимальны по величине, а нормальные и касательные напряжения достигают закритических значений. Произойдет разрушение конструкции. Из этого следует, что посадка самолета Ту-154 с одной невыпущенной одной главной опорой шасси является недопустимым действием и нужно всеми возможными способами избегать его.
Список использованной литературы
1. Зинченко В.И., Федоров Н.Г. Методические указания к выполнению 2 части курсового проекта «Воздушные суда». Л.: ОЛАГА, 1990.
2. Конспект лекций по дисциплине “Конструкция и прочность ЛА”
Содержание
|
Введение
1. Исходные данные
2. Определение сил, действующих на самолет
3. Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном варианте нагружения
4. Расчетно-силовая схема крыла
5. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов 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 стреловидным крылом (35° по линии четверти хорд), Т-образным оперением и задним расположением двигателей. Силовая установка состоит из 3 ТРДД НК-8-2 конструкции ОКБ Н.Д.Кузнецова.
В сложных условиях эксплуатации возможны случаи отказа каких либо систем или агрегатов либо разрушения силовых элементов планера воздушных судов, которые могут повлечь за собой падение самолета или создать трудности в полете, при взлете или посадке. К таким случаям и относится посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси.
Шасси может не выпуститься:по следующим причинам:
Ø отказ (заклинивание) замка убранного положения шасси;
Ø неисправность в гидросистеме выпуска/уборки шасси.
В связи с этим целесообразно проверить, выдержит ли конструкция крыла самолета повышенные нагрузки, не предусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимых остаточных деформаций.
Для достижения указанной цели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыла самолета необходимо решить следующие основные задачи:
Ø выбрать расчетную схему крыла;
Ø определить силы, действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести их к выбранной расчетной схеме крыла;
Ø из уравнений равновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа на крыло;
Ø построить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху;
Ø определить место расположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитать наиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла;
|
Ø сравнить вызванные нагружением крыла и полученные расчетом нормальные и касательные напряжения с напряжениями, при которых материал данной конструкции крыла не получит недопустимых остаточных деформаций или не разрушится;
Ø сделать вывод о работоспособности крыла данного самолета.
Исходные данные
самолет крыло эпюра фюзеляж
Основные данные самолета Ту-154.
Максимальная взлетная масса твзл, кг 98000
Максимальная посадочная масса тпос, кг 78000
Максимальная масса топлива т Тмах, кг 39700
Площадь крыла S, м2 180
Размах крыла (реальный) l, м 37,55
Длина средней аэродинамической хорды bсах, м 5,285
Диаметр фюзеляжа dф, м 3,8
Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 18
Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 32
Корневая и концевая хорды bo/bк, м 7,45 / 2,138
Расстояние для средней центровки lго, м 18,85
Расстояние для средней центровки lво, м 18,454
Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 5,83
Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,775
Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 2,0
Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м 0,8
Тяга I двигателя Rdмах, кН 105
Крейсерская скорость Vкрейс, км/ч 920
Посадочная скорость Vпос, км/ч 255
Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,0302
Коэффициент лобового сопротивления на ВПП Cх 0,175
Плотность наружного воздуха (крейс.) ρн, кг/м3 0,363
Размах элеронов между ц.д. lэ, м 30,2
Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ, м 10,0
Колея шасси К, м 11,5
База шасси Б, м 18,92
Расстояние от передней опоры до ц.м. самолета b, м 16,915
Высота шасси hш, м 2,52
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, м 2,2
Расстояние от ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м 2,3
Характеристики силовых элементов крыла самолета Ту-154.
Относительная толщина крыла ċ 0,12
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м 2,0
Толщина верхней панели обшивки δов, см 0,5
Толщина нижней панели обшивки δон, см 0,45
Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f стр.в, см2 5,5
Число стрингеров на верхней панели nстр.в, шт. 17
Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см2 4,2
Число стрингеров на верхней панели nстр.н, шт. 15
Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см2 12,0
Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см2 13,0
Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см2 11,0
Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см2 12,0
Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см 0,5
Толщина задней стенки лонжерона δст. з., см 0,6
Определение сил, действующих на самолет
Самолет Ту-154 имеет стреловидное крыло. Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуется в прямое трапециевидное методом “поворота вперед”, при этом его линейные размеры равны:
|
где – размеры консоли стреловидного крыла;
– соответствующие размеры прямого (преобразованного) крыла.
Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых 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 приложения внешних сил
При посадке с одной невыпущенной основной опорой шасси рассматривается момент касания самолетом ВПП одной выпущенной (исправной) основной опорой и передней опорой.
Подъемная сила в момент касания:
Где
Перегрузка в момент касания:
Чтобы определить неизвестную опорную реакцию выпущенной основной опоры и подъемную силу на одном элероне, составим уравнения равновесия сил и моментов. Уравнение равновесия моментов составим относительно продольной оси самолета:
Уравнение равновесия сил:
Где
Реакция основной опоры шасси:
Подставляя полученную величину реакции в уравнение равновесия моментов, найдем подъемную силу на одном элероне:
3. Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном варианте нагружения
Рис.3.1. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапециевидным
В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.
Аэродинамическая нагрузка распределена по размаху по закону, близкому к параболическому. Расчет такой нагрузки затруднителен. Сделаем замену: в инженерных (прикидочных) расчетах можно принять допущение, что постоянен по размаху крыла, т.е. закон изменения аэродинамической силы будет пропорционален хорде крыла :
Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:
где - площадь крыла из РЛЭ;
- хорда корневой нервюры;
- диаметр фюзеляжа.
Значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле:
Где
- хорда концевой нервюры
- длина полукрыла без центроплана
Z - текущая длина крыла
Отсюда
Подсчитаем значения аэродинамической силы на законцовке и в корне крыла
Z = 0
Z =
Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху также пропорционально хорде :
Подсчитаем значения распределенных нагрузок от массовых сил крыла на законцовке и в корне крыла :
Z = 0
Z =
Общая распределенная нагрузка , действующая на крыло, равна разности и :
рис. 3.2. Схема возникновения 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, мы получим:
(Нм/м) (1.16)
Обычно топливо в крыле расположено таким образом, что его ц.м. совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения, а также подставив выражение (1.7), формула (1.16) будет иметь вид:
1) Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z=0:
Нм/м
2) Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z=20,59:
Нм/м
3) Расчет крутящего момента в районе элеронов, т.е. при Z=4,49:
Нм/м
4) Расчет крутящего момента в месте крепления шасси, т.е. при Z=15,89
Нм/м
|
|
Двойное оплодотворение у цветковых растений: Оплодотворение - это процесс слияния мужской и женской половых клеток с образованием зиготы...
Археология об основании Рима: Новые раскопки проясняют и такой острый дискуссионный вопрос, как дата самого возникновения Рима...
Таксономические единицы (категории) растений: Каждая система классификации состоит из определённых соподчиненных друг другу...
Историки об Елизавете Петровне: Елизавета попала между двумя встречными культурными течениями, воспитывалась среди новых европейских веяний и преданий...
© cyberpedia.su 2017-2024 - Не является автором материалов. Исключительное право сохранено за автором текста.
Если вы не хотите, чтобы данный материал был у нас на сайте, перейдите по ссылке: Нарушение авторских прав. Мы поможем в написании вашей работы!