Конструкция и прочность летательных аппаратов
На тему:
«Расчет прочности крыла самолета Як-40 при грубой посадке на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор»
Выполнил студент
Группы 861
Факультета ИТ
Абдельрахман Ахмад
Проверил: Якушенка В.Ф.
Санкт-Петербург
Содержание:
Список аббревиатур………………………………………………………………………... 3
Введение……………………………………………………………………………….……. 4
1. Исходные данные.
1.1 ЛТХ самолета Як-40 и данные для варианта нагружения……………………....……….. 5
1.2 Геометрические характеристики силовых элементов крыла……………………………. 6
1.3 Преобразование сложного в плане крыло в прямоугольное……………………………. 7
2. Расчет нагружающих сил и нагрузок
2.1 Расчет основных нагружающих сил во время грубой посадки на три опоры с боковым ударом и частично заторможенными колесами главных опор шасси………………....... 7
2.2 Расчет распределенных нагрузок действующих на крыло в различных условиях эксплуатации………………………………………………………………………………... 9
2.3 Расчет распределенного крутящего момента действующего на различные участки крыла планера……………………………………………………………………………. 12
2.4 Расчетно-силовая схема крыла…………………………………………………………. 13
2.5 Построение эпюр поперечных сил, изгибающего и крутящего моментов………....... 13
3. Определение напряжений в сечениях крыла…………………………..……………….. 15
4. Заключение………………………………………………………………………….…….. 19
5. Список использованной литературы…………………………………………..………… 20
Список аббревиатур:
1. РЛЭ – руководство по летной эксплуатации;
2. ВС – воздушное судно;
- ц.м. – центр масс;
- ц.д. – центр давления;
- ц.ж. – центр жесткости;
- ОКБ – опытно-конструкторское бюро.
Введение
Як-40 стал первым в мире пассажирским реактивным самолётом для местных авиалиний. Этот самолёт стал первым отечественным самолётом, получившим сертификаты лётной годности Италии и ФРГ.
Первоначально самолёт выпускался с взлётной массой 14,7 т и числом мест 27. Дальность полёта составляла 710 км (с резервами топлива). Позднее приступили к выпуску улучшенного варианта с взлётной массой 16,1 т и числом мест 32. На этой модификации удалось увеличить дальность полёта. Схема с прямым крылом и кормовой установкой трёх двигателей, средний из которых оснащён реверсивным устройством. Возможен горизонтальный полёт с одним из трёх двигателей.
Конструкция крыла
Крыло самолёта прямое, большого удлинения, состоит из двух консолей. Каждая консоль снабжена тремя секциями выдвижных взлётно-посадочных закрылков и двумя секциями элеронов. Каждая консоль лонжеронной конструкции. Продольный набор каркаса консоли крыла состоит из двух продольных стенок, одного лонжерона и шести пар стрингеров. Поперечный набор состоит из 34 нервюр. Обшивка конструкции выполнена из дюралюминиевых листов. В крыле сделаны вырезы под нишу, где в убранном положении размещаются амортизационная стойка и колесо главной опоры шасси.
Двигатели
Три турбореактивных двигателя АИ-25 (3 х 1720 кгс) разработанных ГП ЗМКБ «Прогресс» им. Академика А. Г. Ивченко: два двигателя установлены на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, третий внутри хвостовой части фюзеляжа. Также на самолёте установлена ВСУ АИ-9.
В полете и на земле могут возникнуть случаи неправильной эксплуатации. Один из таких случаев – это грубая посадка на три точки. Такая посадка может произойти вследствие плохой подготовки летного экипажа, плохих погодных условий или других непредвиденных факторов.
В данном курсовом проекте стоят следующие задачи:
1. определить все силовые факторы, действующие на крыло;
2. определить наиболее нагруженные сечения крыла;
3. сделать выводы о работоспособности конструкции, испытавшей такие нагрузки.
Для определения наиболее нагруженных сечений нужно построить эпюры для всех силовых факторов, действующих на крыло (крутящий и изгибающий моменты, поперечная сила). Затем надо сосчитать напряжения, действующие в наиболее нагруженных сечения, и сравнить их со свойствами материала, из которого сделано крыло. По результатам сравнения сделать выводы о работоспособности конструкции.
Исходные данные
Тип ВС: Як-40
Вариант нагружения: Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор.
Летные характеристики самолета Як-40 для варианта нагружения.
Максимальная взлетная масса т взл, кг 16100
Максимальная посадочная масса т пос, кг 15000
Максимальная масса топлива т Тмах, кг 4000
Площадь крыла S, м2 70
Размах крыла (реальный) l, м 25,0
Длина средней аэродинамической хорды b сах, м 2,97
Диаметр фюзеляжа d ф, м 2,4
Предельно передняя эксплуатационная центровка X пп, % 19
Предельно задняя эксплуатационная центровка X пз, % 37
Корневая и концевая хорды b o /b к, м 3,7 /1,61
Расстояние для средней центровки l го, м 8,76
Расстояние для средней центровки l во, м 6,22
Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа h во, м 3,1
Расстояние от оси двигателя до оси ВС l э, м 2,0
Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) n мах 3,5
Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) h э, м 0,837
Тяга I двигателя Rd мах, кН 15
Крейсерская скорость V крейс, км/ч 510
Посадочная скорость V пос, км/ч 180
Коэффициент лобового сопротивления в полете C x 0,0257
Коэффициент лобового сопротивления на ВПП C х 0,18
Плотность наружного воздуха (крейс.) ρ н, кг/м3 0,556
Размах элеронов между ц.д. l э, м 19,6
Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка l З,м 4,3
Колея шасси К, м 4,52
База шасси Б, м 7,465
Расстояние от передней опоры до ц.м. самолета b, м 6,7
Высота шасси h ш, м 2,1
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла r ш, м 0,6
Расстояние от ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м 1,4
Скорость восходящего вертикального порыва W, м/с 15
Высота полета Hпол, м 7000
Геометрические характеристики силовых элементов крыла
Относительная толщина крыла ċ 0,145
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона r э, м 1,35
Толщина верхней панели обшивки δ ов, см 0,25
Толщина нижней панели обшивки δ он, см 0,22
Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f стр.в, см2 2,8
Число стрингеров на верхней панели n стр.в, шт. 8
Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см2 2,2
Число стрингеров на верхней панели n стр.н, шт. 7
Площадь передне - верхней полки лонжерона f п.-п.в., см2 3,8
Площадь задне - верхней полки лонжерона f п.-з.в., см2 4,0
Площадь переднее - нижней полки лонжерона f п.-п.н., см2 3,5
Площадь задне - нижней полки лонжерона f п.-з.н., см2 3,5
Толщина передней стенки лонжерона δ ст. п., см 0,22
Толщина задней стенки лонжерона δ ст. з., см 0,25
1.3.Преобразование прямоугольного-трапециевидного полукрыла в трапециевидное.
В методических указаниях для упрощения дальнейших расчетов нам предлагают стреловидное крыло нашего самолета преобразовать в прямое трапециевидное методом “поворота вперед”. Такой необходимости нам не понадобиться, так как у Як-40 крыло и есть - прямое трапециевидное (Рис.1.):
 |
Рис.1.2. Преоброзавание сложного в плане крыло в прямоугольное
м
м
м
