Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации Курсовой проект на тему: Выкатывание самолёта Ил-62 со взлётно-посадочной полосы Выполнил студент 891 группы Давлетбаев И. И. Санкт-Петербург 2013
Актуальность Выкатывание самолёта с ВПП может произойти по нескольким причинам: - отказ техники - человеческий фактор - состояние ВПП - метеоусловия Данный вид нештатной ситуации может нанести вред конструкции воздушного судна, поэтому необходимо при помощи расчётов выяснить, существует ли угроза разрушения конструкции, либо выявить возможность появления остаточных деформаций после заданного нагружения. Любое разрушение конструкции может повлечь за собой человеческие жертвы, что недопустимо.
Общие сведения о самолете Ил-62 – реактивный пассажирский самолет второго поколения, Ил-62 стал первым советским реактивным самолетом, способным совершать беспосадочные межконтинентальные перелеты. В течении нескольких десятилетий Ил-62 служил «бортом № 1» для перевозки руководства СССР. Конструктивно выполнен по схеме низкоплана со стреловидным крылом. Оперение Т-образное. Силовая установка Ил-62 - четыре ТРДД Д-30 КУ, установленные в хвостовой части фюзеляжа.
Цели и задачи курсового проекта Цель : Определить работоспособность конструкции крыла самолета Ил-62 при данном виде нагружении Задачи: - определить силы, действующие на самолете при данном виде нагрежения. - определение нагрузки, действующие на крыло Q, Ми и Мкр. - выбрать расчетно-силовую схему и построить эпюры Q, Ми и Мкр по размаху крыла. - определить место расположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитать наиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла; - 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; - сделать вывод о работоспособности крыла данного самолета.
Преобразование стреловидного крыла в прямое трапециевидное Для упрощения расчётов необходимо преобразовать стреловидное крыло в прямое трапециевидное методом «поворота вперёд» . = 19, 68 м; = 23, 46 м; = 1, 85 м; = 7, 72 м; где ℓ'kх , b ох – длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла; ℓ'х , b о – соответствующие размеры прямого (преобразованного) крыла (площади исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).
Выкатывание самолета с ВПП Происходит: - с вертикально перегрузкой: ny=0, 75 nэmax = 1, 5 - со скоростью выкатывания: vвык=0, 35 vпос = 82, 24 км/ч - с отрицательной тягой двигателя Rрев=0, 25 Rсд(взл) = 110 к. Н - с силами торможения передней и основных опор: RХ пш = 0, 28 Ry пш = 117 336 Н RХ ОШ = 0, 45 Ry ОШ = 887 919 Н - с подъёмной силой в момент выкатывания: Y= су проб 0, 5 pо v 2 вык. S = 35 760 Н
Силы действующие на самолет при данном варианте нагружения Реакции опор шасси неизвестны. Для того, чтобы их вычислить необходимо составить уравнения равновесия:
Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива. Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом. Если принять допущение, что Сy постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы qaz пропорционален хорде крыла bz: , Н/м где Y – подъемная сила, создаваемая крылом; Sk – несущая площадь крыла.
Sк = S - bоdф = 279, 55 – 7, 72 * 3, 94 = 249, 13 м 2 Где S- площадь крыла из РЛЭ; bо – хорда корневой нервюры; dф – диаметр фюзеляжа. 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 bz: где ny – перегрузка, действующая на самолет; mк – масса крыла, кг; m. Т – масса топлива, кг; g – ускорение свободного падения, м/с2.
Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла Если сила не проходит через центр жесткости крыла, то, кроме изгибающего, она создает еще и крутящий момент. Обычно центр жесткости расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления аэродинамических сил (подъемной силы Y) на 24 % хорды (впереди центра жесткости), а центр масс крыла на 48% хорды. Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических qaz и массовых сил крыла qкрz равен: Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому центр масс топлива совпадает с центром масс крыла. С учетом этого предположения формула будет иметь вид:
Расчетно-силовая схема крыла – это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются бартовые нервюры крыла (поэтому расстояние между опорами балки dф). Балка нагружена распределенными нагрузками qazи qкрz. Наибольшую опасность для крыла представляет Ми, затем Мк , а потом уже поперечная сила Q. Поэтому, если на эпюрах все эти три вида нагрузок максимальны в различных сечениях, то проверку работоспособности крыла необходимо проводить в первую очередь для сечения, где Ми мах. Построение эпюр Q, Ми , Мк невозможно без предварительного вычисления реакции опор R 1 и R 2. По скольку крыло нагружено симметрично, тогда R 1 = R 2
Распределенная нагрузка q, поперечная сила Q и изгибающий момент связаны между собой интегральными зависимостями: Крутящий момент Мк возникает тогда, когда сила не проходит через центр жесткости крыла. Общий крутящий момент получается непрерывным суммированием (интегрированием) всех погонных крутящих моментов:
Погонные нагрузки и сосредоточенные силы на крыле Перерезывающие силы Изгибающий момент Погонный крутящий момент Крутящий момент
Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил Q, Ми, Мкр Критерием работоспособности конструкции (крыла, фюзеляжа или др. ), то есть близости ее к состоянию разрушения или необратимых деформаций, является величина напряжений, возникающих в силовых элементах конструкции от действия на неё эксплуатационных нагрузок: изгибающего, крутящего момента и поперечной силы. По эпюрам Q, Ми и Мкр определяем наиболее нагруженное сечение, где моменты и поперечная сила максимальны. В данном случае это сечение шасси.
1. Нормальные напряжения в верхней и нижней панелях от действия изгибающего момента, как результат действия аэродинамической силы: 2. Касательные напряжения в тонкостенном однозамкнутом контуре от действия крутящего момента, как результат несовпадения центра масс сил с центром жесткости: 3. Касательные напряжения в стенках лонжеронов от действия поперечной силы, как результат действия массовых сил 4. Общее напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке переднего лонжерона: 5. Общие напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке заднего лонжерона:
Сравнение полученных напряжений с пределом пропорциональности Полученные в результате расчетов нормальные и касательные напряжения, вызванные нагружением крыла в заданном расчетном случае, сравним с пределом пропорциональности для данного материала. Предел пропорциональности - это напряжение при которых конструкция, изготовленная из данного материала, не получает остаточных деформаций МПа Напряжение Значение, МПа 218 264, 8 12 4, 3 1, 5 1, 3 1, 1
Вывод В результате расчетов с учетом принятых допущений и параметров самолета Ил-62 в момент выкатывания, выявили что нижняя панель крыла не выдерживает нормальных напряжений, в итоге после снятия данного нагружения, в материале из которого изготовлены силовые элементы конструкции крыла, будут наблюдаться остаточные деформации, что не допустимо.
Скачать презентацию Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации Курсовой проект на
КУП Давлетбаев.pptx