Курсовая работа: Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси
Курсовая работа: Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси
МИНИСТЕРСТВО
ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
ФГОУ ВПО
САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
Курсовой
проект
по
дисциплине: Конструкция и прочность летательных аппаратов
На тему: «Посадка самолета Ту-154 с
невыпущенной одной главной опорой шасси»
Выполнил: студент Леонтьев Р.Л.
Проверил: Якущенко В.Ф.
Санкт-Петербург
2011
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.
1. 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
2. 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
4. Расчетно-силовая
схема крыла
Рис.4.1. Расчетно-силовая
схема крыла
На основании того, что
размах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более строительной высоты, можно
сделать допущение о том, что крыло представляет собой балку. Следовательно, расчетно-силовая
схема крыла – это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются корневые
нервюры крыла (поэтому расстояние между опорными балками равно ). Балка нагружена
распределенными нагрузками от аэродинамических и массовых сил, которые мы
заменили на общую распределенную нагрузку , а также сосредоточенными силами .
Наибольшую опасность для
крыла представляет изгибающий момент , затем крутящий момент , а потом уже
поперечная сила . Поэтому расчет напряжений в
первую очередь следует проводить для сечения, где максимален.
Построение эпюр , и невозможно без
предварительного вычисления реакций опор и .
Составим уравнения
равновесия расчетной схемы крыла:
Из уравнений равновесия
расчетной схемы крыла определим неизвестные реакции фюзеляжа на крыло. Из
уравнения сил выразим опорную реакцию :
Из уравнения для выразим
реакцию и
найдем ее:
Подставляя полученное
значение в уравнение для , получим значение второй реакции:
5. Построение эпюр
поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху
Для построения эпюры
поперечных сил в сечениях крыла по его размаху сформулируем законы их изменения
по размаху крыла:
Разобьем распределенную
трапециевидную нагрузку на прямоугольную и треугольную:
Найдем значения
поперечных сил в указанных сечениях:
|
|
0 |
0 |
2,25 |
-9316,37 |
4,49 |
-20,832,56 |
Для построения эпюры
изгибающих моментов в сечениях крыла по его размаху сформулируем законы их
изменения по размаху крыла:
Найдем значения
изгибающих моментов в указанных сечениях:
|
|
0 |
0 |
2,25 |
-10054,85 |
4,49 |
-43408,82 |
Страницы: 1, 2
|