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:

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