Геометрические характеристики силовых элементов крыла

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 bсах, м 2,97

Диаметр фюзеляжа dф, м 2,4

Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 19

Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 37

Корневая и концевая хорды bo/bк, м 3,7 /1,61

Расстояние для средней центровки lго, м 8,76

Расстояние для средней центровки lво, м 6,22

Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 3,1

Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,0

Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 3,5

Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м 0,837

Тяга I двигателя Rdмах, кН 15

Крейсерская скорость V_крейс, км/ч 510

Посадочная скорость Vпос, км/ч 180

Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,0257

Коэффициент лобового сопротивления на ВПП Cх 0,18

Плотность наружного воздуха (крейс.) ρ_н, кг/м³ 0,556

Размах элеронов между ц.д. lэ, м 19,6

Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ,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 H_пол , 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 nстр.н, шт. 7

Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см²3,8

Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см² 4,0

Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см² 3,5

Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см² 3,5

Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см 0,22

Толщина задней стенки лонжерона δст. 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.):