Весна 17 курс 4 ОрТОР / Конструкция и прочность ВС / Новая папка / KiPVS
.pdfМинистерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация)
ФГБОУ ВО «Санкт – Петербургский государственный университет гражданской авиации»
КУРСОВОЙ ПРОЕКТ
по дисциплине “Конструкция и прочность ВС” На тему: «Расчет прочности крыла самолета Як-42, при выводе самолета из
режима экстренного снижения с попаданием в восходящий вертикальный порыв»
Выполнил: студент 834 гр. Старков А.А.
Проверил: доцент каф.№24, к.т.н., Якущенко В. Ф.
Санкт – Петербург
2017 год
2
СОДЕРЖАНИЕ
Введение………………………………………………………………………………………………....3
1.Задачи и цели КУР………………………………………………………………………………….…..4
2.Исходные данные……………………………………………………………………………………….5
3.Расчет…………………………………………………………………………………………………....8
3.1.Преобразование стреловидного полукрыла в прямое трапециевидное…………………….....8
3.2.Определение массы конструкции крыла, шасси и силовой установки………………………..9
3.3.Силы действующие при выводе самолета из режима зкстренного снижения с попаданием Самолета в восходящий вертикальный порыв…………………………………………………..10
3.4.Расчёт нагрузок, действующих на крыло…………………………………………………….…14
4.Построение эпюр поперечных сил, изгибающие и крутящего моментов………………………....19
4.1.Расчетносиловая схема……………………………………………………………………….....19
4.2.Вычисление сил реакций опор…………………………………………………………………...20
4.3.Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов…………………..…21
5.Анализ и подсчет фактических напряжений……………………………………………………..….26
Заключение………………………………………………………………………………………….....34
Список использование литературы………………………………………………………………..…35
3
ВВЕДЕНИЕ
Як-42 - среднемагистральный трёхдвигательный пассажирский самолёт, разработанный в
СССР в середине 1970-х для замены технически устаревшего Ту-134 (рис. 1). Конструктивно он построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана со стреловидным крылом и Т- образным хвостовым оперением с переставным стабилизатором. Шасси самолёта трёхопорной схемы, убирающееся в полете. Его крыло стреловидное, оно состоит из двух консолей и центроплана с фюзеляжем полумонококовой конструкции (типа полумонокок с продольным набором стрингеров и силовых профилей, поперечным набором шпангоутов и работающей обшивкой), тремя двухконтурными турбореактивными двигателями.
Рис. 1. Общий вид самолета Як-42
4
1.ЗАДАЧИ КУР
1.Определить силы, действующие на самолет в целом, в заданном варианте его нагружения.
2.Определить нагрузки, действующие на крыло: выбрать расчетную схему, построить эпюры поперечных сил Q, изгибающих Ми и крутящих Мк моментов крыла.
3.Определить возможность разрушения (или необратимых деформаций) наиболее нагруженного сечения крыла в заданном эксплуатационном варианте его нагружения.
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 сеченияx, и сравнить их со свойствами материала, из которого сделано крыло. По результатам сравнения сделать выводы о работоспособности конструкции.
5
2.ИСХОДНЫЕДАННЫЕ
Тип ВС: Як-42
Вариант нагружения: Вывод самолета из режима экстренного снижения с отклоненными элеронамиис попаданием в восходящийвертикальныйпорыв.
Летныехарактеристикисамолета |
|
Максимальная взлетная масса твзл, кг |
54500 |
Максимальнаяпосадочнаямассатпос,кг |
54000 |
Максимальная масса топлива т Тмах, кг |
18500 |
ПлощадькрылаS,м2 |
150 |
Размах крыла (реальный) l, м |
34,88 |
Длина средней аэродинамической хорды bсах, м |
4,647 |
Диаметр фюзеляжа dф, м |
3,8 |
Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % |
18 |
Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % |
30 |
Корневая и концевая хорды bo/bк, м |
5,94/2,23 |
Расстояние для средней центровки lго, м |
14,0 |
Расстояние для средней центровки lво, м |
13,55 |
Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м |
3,9 |
Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м |
3,0 |
Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах |
2,5 |
Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м |
1,06 |
|
6 |
Тяга I двигателя Rdмах, кН |
64 |
Крейсерская скорость Vкрейс, км/ч |
702 |
Посадочная скорость Vпос, км/ч |
205 |
Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx |
0,0351 |
Коэффициент лобового сопротивления на ВПП Cх |
0,16 |
Производная от коэффициента подъемной силы по углу атаки cy , |
4,13 |
Плотность наружного воздуха ρн, кг/м3 |
0,466 |
Размах элеронов между ц.д. lэ, м |
28,0 |
Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ, м |
7,0 |
Колея шасси К, м |
5,636 |
База шасси Б, м |
14,776 |
Расстояние от передней опоры до ц.м. самолета b, м |
13,16 |
Высота шасси hш, м |
2,1 |
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, м |
0,9 |
Расстояние от ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м |
2,75 |
Скорость восходящего вертикального порыва W, м/с |
12 |
Высота полета Hпол , м |
3500 |
Угол тангажа θ, ̊ |
8 |
7
Геометрические характеристики силовых элементов крыла
Относительная толщина крыла ċ
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м
Толщина верхней панели обшивки δов, см
Толщина нижней панели обшивки δон, см
Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f
Число стрингеров на верхней панели nстр.в, шт.
Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f
Число стрингеров на верхней панели nстр.н, шт.
Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см2
Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см2
Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см2
Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см2
Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см
Толщина задней стенки лонжерона δст. з., см
|
0,115 |
|
1,9 |
|
0,35 |
|
0,3 |
стр.в, см2 |
3,5 |
|
11 |
стр.н, см2 |
2,8 |
|
10 |
|
8,2 |
|
8,5 |
7,5
8,0
0,4
0,45
8
3.РАСЧЕТ
3.1Преобразование стреловидного полукрыла в прямое трапециевидное
Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуем в прямое трапециевидное методом «поворота вперед», при этом его линейные размеры (рис. 2) равны:
Рис. 2. Метод преобразования стреловидного |
крыла в прямое |
||
Длина консоли крыла lк'x : lк'x |
= 0,5 × ( l -dф ) , |
(3.0) |
|
lк'x |
= 0,5 × (l |
-dф ) = 0,5 × (34,88 – 3,8) |
= 15,54 [м]. |
|
lк' = lк'x / cosχ, |
(3.1) |
|
lк' = lк'x |
/ cosχ = 15,54 / cos 250 = 15,54 / 0,906 = 17,15 [м]; |
|
|
|
9 |
b |
= b |
× cosχ, |
(3.2) |
к |
кx |
|
|
bк = bкx × cosχ = 2,23 × cos 250 = 2,23 × 0,906 = 2,02 [м];
bo = box × cosχ; |
(3.3) |
bo = box × cosχ= 5,94 × cos250 = 5,94 × 0,906 = 5,38 [м].
Где:
lк'x , bкx ,box - длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла;
lк' , bк , bo - соответствующие размеры прямого (преобразованного ) крыла (площади
исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).
3.2 Определение массы конструкции крыла, шасси и силовой установки
Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых коэффициентов:
m |
= m |
× m |
, |
(3.4) |
к |
к |
взл |
|
|
mк = mк × mвзл = 0,12 × 54500 = 6540 [кг];
mш = mш × mвзл , |
(3.5) |
mш = mш ×mвзл = 0,038 × 54500 = 2071 [кг];
Где:
mк , mш , - масса крыла, шасси или силовой установки и максимальная взлетная масса ВС
mвзл ;
10
mк , mш , - относительные массы крыла, шасси или силовой установки.
Величины относительных массовых коэффициентов m принять следующими:
-mк = 0,12 … 0,125крыло стреловидное, двигатели крепятся к фюзеляжу;
-mш = 0,038 … 0.042 – для скоростных воздушных судов, эксплуатирующихся с бетонных
ВПП (Ту-134, Як-42, Ту-154, Ил-62);
-mшп = 0,14 … 0,16 mш – относительная масса передней опоры шасси;
3.3Силы действующие при Выводе самолетаизрежима экстренногосниженияс попаданием в
восходящийвертикальныйпорыв
В полете и на земле могут возникнуть нештатные ситуации вызванные неправильной эксплуатацией воздушного судна или же плохими метеоусловиями. Один из таких случаев является экстренным снижением. При выводе самолета из экстренного снижения конструкция ВС и в частности крыло испытывает маневренную перегрузку, вызванную увеличением подъемной силы. Значение этой перегрузки зависит от квадрата скорости вывода и радиуса спирали, т.о. экипаж может влиять на перегрузку и не допустить разрушения конструкции. Однако в практике возможен случай действия вертикального порыва в момент вывода ВС из экстренного снижения, который может вызвать непредвиденное увеличение перегрузки. Поэтому данный случай имеет актуальность в рассмотрении его подробно.
- Вывод из снижения совершается на H = 3500 м, радиус вывода r = Vmax/250 = 751/250 = 3,0 км = 3000 м.
Дополнительные условия: |
|
– масса полетная mпол = 0,82 × mвзл = 0,82 × 54500 = 44 690 кг; |
(3.6) |
– скорость максимальная Vmax = 1,07 × Vкр = 1,07 × 702 = 751 км/ч = 208,6 м/с. |
(3.7) |