|
Курсовая работа: Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шассиКурсовая работа: Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шассиМИНИСТЕРСТВО 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:
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:
Страницы: 1, 2 |
|
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
Рефераты бесплатно, реферат бесплатно, рефераты на тему, сочинения, курсовые работы, реферат, доклады, рефераты, рефераты скачать, курсовые, дипломы, научные работы и многое другое. |
||
При использовании материалов - ссылка на сайт обязательна. |