Паша. Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор шасси самолёта Як42

• Название: Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор шасси самолёта Як42
• Дата: 20.06.2022
• Размер: 0.82 Mb.
• Имя файла: Паша.docx
• Тип: Курсовой проект; #605331

Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России)

Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация)

ФГБОУ ВО «Санкт-Петербургский государственный

университет гражданской авиации»

Курсовой проект по предмету:

«Конструкция и прочность ВС»

На тему «Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор шасси самолёта Як-42»
Выполнил:

Студент 4 курса ФАИТОП

Группы №834

Опришко Павел Андреевич

Подпись_____________

Проверил:

Доцент, к.т.н. каф. №24

Якущенко Виктор Фёдорович

Оценка_____________

Дата_____________

Подпись_____________

Санкт-Петербург

2017

Содержание

Введение

Як-42 среднемагистральный самолет, предназначен для перевозки пассажиров, груза, багажа на внутренних и международных линиях. Конструктивно выполнен как цельнометаллический моноплан с низкорасположенным свободнонесущим стреловидным крылом, Т-образным однокилевым оперением, трех опорным с носовой опорой, убирающимся в полёте, шасси. Силовая установка - три турбовентиляторных двигателя Д-36, установленных в хвостовой части фюзеляжа.

Данная тема актуальна в связи с тем, что грубая посадка на три опоры с боковым ударом и частично заторможенными колесами главных опор шасси может произойти из-за:

- плохих метеоусловий;

- человеческого фактора;

- отказа техники;

- сочетания данных факторов и др.

Наличие хотя бы одного из данных факторов может привести к появлению нештатной ситуации и как результат разрушению конструкции воздушного судна. В связи с этим целесообразно проверить, выдержит ли конструкция крыла повышенные нагрузки, не предусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимых остаточных деформаций.

Цели и задачи

• 
  Привести исходные данные в соответствии с методическими указаниями по выполнению курсового проекта.
  
• 
  Исходя из заданных условий по известным силам, действующим на самолёт определить неизвестные силы.
  
• 
  Изобразить в масштабе расчётно-силовую схему крыла и приложить к ней все действующие нагрузки.
  
• 
  По известным силам и моментам вычислить реакции опор. Опорами являются бортовые нервюры крыла.
  
• 
  Вычислить и построить эпюры поперечных сил , изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху.
  
• 
  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.
  

Исходные данные

Основные данные самолета приведены в таблице 1.

Таблица 1

Тип ВС	, кг	, кг	, кг	S, м2	, м	, м	, м	, %	, м
Як-42	54500	54000	18500	150	34,88 (	4,647	3,8	18…30

, м	, м		, м	, м	, м	, кН	, км/ч		, кг/м3
3,9	3,0	2,5	1,06	14,0	13,55	64(х3)	205	0,16	0,466

, м	, м	, м	, м	, м	, м	, м	, м
28,0	7,0	5,636	14,776	13,16	2,1	0,9	2,75

Характеристики силовых элементов крыла приведены в таблице 2.

Таблица 2

	, м	, см	, см	, см2	, шт.	, см2	, шт.	, см2	, см2	, см2	, см2	, см	, см
0,115	1,9	0,35	0,3	3,5	11	2,8	10	8,2	8,5	7,5	8,0	0,4	0,45

Преобразование стреловидного крыла в прямое трапециевидное

Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуем в прямое трапециевидное методом поворота вперед (Рис.1).



Рис.1. Метод преобразования стреловидного крыла в прямое
При этом линейные размеры крыла равны:



где – длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла;

– соответствующие размеры прямого крыла (площади исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).

Грубая посадка на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами

Посадка происходит:

• 
  с вертикальной перегрузкой ;
  
• 
  с продольной перегрузкой ;
  
• 
  с боковой перегрузкой .
  

Все три опоры неодинаково нагружаются боковыми силами (Рис.2), поэтому распределение сил реакций от бокового удара на опоры принимаем равными:



Рис.2. Посадка самолета с боковым ударом (вид спереди)
Боковая сила и продольная определяются из выражений:

















Принять подъемную силу крыла , а силы



Вертикальные реакции и сила торможения определяются из уравнений равновесия (Рис.3):









Рис.3. Посадка самолета с боковым ударом (вид сбоку)
Где аэродинамическое сопротивление Xвычисляется с учетом выпущенных взлётно-посадочных устройств для и

.






















Так как опоры крепятся к крылу, то оно дополнительно нагружается сосредоточенными изгибающими моментами:



;

Расчет нагрузок, действующих на крыло

В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещённого в нем топлива.

Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис.4). Если принять допущение, что постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы пропорционален хорде крыла :





Рис.4. Замена истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла трапециевидным
Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:





Значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле:







Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по размаху также пропорционально хорде:







Общая распределенная нагрузка:



Расчет распределенной нагрузки в концевой части крыла:







Расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла:







Если сила не проходит через центр жесткости крыла, то, кроме изгибающего, она создает еще и крутящий момент(Рис.5). 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 и массовых сил крыла равен:







Рис.5. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла
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:



Расчет крутящего момента от распределенных сил в концевой части крыла:



Расчет крутящего момента от распределённых сил в корневой части крыла:



Расчеты в Excel для левой консоли сведены в таблицу 3.

Таблица 3

	zк	z1	z2	z3	z4	z5	zш	zо
z, м.	0	2,61	5,23	7,84	10,45	13,06	14,76	15,68
qa , Н/м.	6606	8437,4	10269	12101	13932	15764	16952	17596
qкр , Н/м.	5403	6901	8399	9897	11395	12893	13864	14391
q , Н/м.	1203	1537	1871	2204	2538	2871	3088	3205
m, Нм/м.	3185	5196	7697	10688	14169	18139	20976	22599

Расчетно-силовая схема крыла

На основании того, что размах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более высоты профиля, 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 (Рис.6). Балка нагружена распределенными аэродинамической и массовой нагрузками, которые заменены на общую распределенную нагрузку, а также реакциями на основных опорах , весом шасси и сосредоточенными изгибающими моментами .

Построение эпюр невозможно без предварительного вычисления реакции опор.

Для упрощения их вычислений предлагается вычислять составляющие реакций от симметричных и несимметричных сил (распределенных и сосредоточенных), а затем с учетом их направлений (знаков) складывать, то есть использовать принцип суперпозиций:





где – реакции опор от симметричных нагрузок;

– реакции опор от несимметричных нагрузок.















Рис. 6. Расчетно-силовая схема крыла

Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

Построение эпюр удобно проводить также раздельно: для всегда симметричных распределённых нагрузок, затем на них накладывать (с учётом знака) эпюры от симметричных сосредоточенных сил, а потом уже эпюры от несимметричных сил.

Распределенная нагрузка, поперечная сила и изгибающий момент связаны между собой интегральными зависимостями:



Решив последовательно первое и второе уравнение получим:





Расчеты для концевой части левой консоли крыла:





Расчет в месте крепления основной опоры к левой консоли:



С учетом реакции от стоек шасси перерезывающая сила будет равна:





С учетом изгибающего момента от сосредоточенных сил:



Расчет для корневой части левой консоли крыла:







Расчет изгибающего момента в корневой части правой консоли крыла:





Расчет в месте крепления основной опоры к правой консоли:



Расчет перерезывающей силы на участке центроплана:



Построив эпюру перерезывающих сил необходимо учесть сосредоточенные силы, которые «скачкообразно» изменяют эпюру.

Эпюра изгибающих моментов получается симметричной относительно середины балки, причем изгибающим моментом нагружается и подфюзеляжная часть крыла. В этом назначение центроплана крыла – воспринимать изгибающие моменты консолей крыла, замыкать их на центроплане, не передавать на фюзеляж. На эпюре необходимо учесть значения изгибающего момента от сосредоточенных сил.

Крутящий момент возникает в том случае, если сила не проходит через центр жесткости крыла. Положение центра жесткости зависит от формы профиля, распределения жесткости элементов по поперечному сечению и т.д.

Общий крутящий момент от распределённых сил получается непрерывным суммированием всех погонных крутящих моментов:




Расчеты для концевой части левой консоли крыла:





Расчет в месте крепления основной опоры к левой консоли:





С учетом момента от сосредоточенной силы:





Расчет для корневой части левой консоли крыла:





Крутящий момент создает в бортовых нервюрах реакции опор, которые уравновешивают внешний момент, то есть полностью его гасят, поэтому при симметричном нагружении крыла эпюры левой и правой плоскости получаются зеркально отображенными.

Сосредоточенные силы, не проходящие через центр жесткости сечения крыла, скачкообразно изменяют эпюру с учетом знака.

Расчеты в Excel для левой консоли сведены в таблицу 4.

Таблица 4

	zк	z1	z2	z3	z4	z5	zш	zо
z	0	2,61	5,23	7,84	10,45	13,06	14,76	15,68
Qz , Н.	0	3580	8032	13355	19550	26617	234032	236921
Ми , Нм.	0	4487	19468	47220	90021	150149	303619	519779
Мкр , Нм.	0	11540	33151	70290	128413	212976	102416	147306

Определение напряжений в сечении крыла

Критерием работоспособности конструкции, то есть близости ее к состоянию разрушения или необратимых деформаций, является величина напряжений, возникающих в силовых элементах конструкции от действия на нее эксплуатационных нагрузок: изгибающего момента, крутящего момента и поперечной силы.

По построенным эпюрам определяем наиболее нагруженное сечение, где моменты и поперечная сила максимальны (Приложение №1). Если их максимумы не совпадают, то расчет проводится для сечения с максимальным изгибающим моментом.

Схематизируем сечение крыла в соответствии с реальным расположением силовых элементов (Рис.7):



где – относительная толщина крыла.


Рис.7. Напряжения в силовых элементах сечения крыла




Крыло является тонкостенной замкнутой конструкцией, основные силовые элементы которой сосредоточены в верхней и нижней панелях (обшивка, стрингеры, полки лонжеронов). При изгибе, например, вверх – верхняя панель сжимается, а нижняя растягивается, то есть обе панели работают на нормальные напряжения, при этом изгибающий момент трансформируется в пару сил, напряжения от которых будут:



где – площадь верхней и нижней панелей крыла,





где – толщина обшивки верхней и нижней панелей;

– площадь стрингера верхней и нижней панелей;

– число стрингеров панелей;

– площадь полки лонжерона передней верхней, задней верхней, передней нижней, задней нижней.









Крутящий момент в тонкостенном однозамкнутом контуре создает касательные напряжения, обратно пропорциональные толщине стенок контура:



где – толщина обшивки (верхней или нижней) или стенки лонжерона (переднего, заднего).

Из формулы видно, что жесткость крыла на кручение существенно зависит от площади замкнутого контура поперечного сечения, потом - от толщины стенок контура.











Поперечная сила вызывает наибольшие касательные напряжения в нейтральном слое балки, а у верхнего и нижнего слоя балки они равны нулю. Можно приближенно считать, что поперечную силу воспринимают две вертикальные стенки лонжеронов, причем передняя стенка воспринимает 70% поперечной силы сечения, а задняя 30%, поэтому:







Принято, что касательные напряжения по высоте стенки постоянны, ввиду малой высоты по отношению к длине (H<Так как действуют по всему замкнутому контуру, а только по стенкам лонжеронов, то в стенках лонжеронов их величины суммируются с учетом знаков:







Полученные расчетом нормальные и касательные напряжения, вызванные нагружением крыла в заданном расчетном случае, необходимо сравнить с напряжениями, при которых материал данной конструкции еще не получает остаточных деформаций. Такие максимальные напряжения, при которых конструкция, изготовленная из данного материала, еще не получает остаточных деформаций, называются напряжениями пропорциональности.

Для дюралевых сплавов, из которых изготовлено большинство конструктивно-силовых элементов современных самолетов:



Сравнив полученные значения напряжений со значениями напряжений пропорциональности, мы видим, что напряжения для опасного сечения (бортовая нервюра) не превосходят напряжения пропорциональности. Это указывает на то, что в данном случае нагружения не произойдет разрушение конструкции, и она не получит остаточных деформаций.

Заключение

По полученным напряжениям можно судить о том, что такая посадка для самолета Як-42 допустима. Крыло самолета не получит остаточных деформаций, так как рассчитанные напряжения меньше пределов пропорциональности.

Однако, чтобы не допустить разрушения конструкции, следует после данного варианта нагружения осуществить осмотр конструкции на предмет трещин и деформаций. Также в случае такой посадки большая нагрузка приходится на опоры шасси. Следовательно, прежде чем делать выводы о допустимости такой посадки, необходимо проверить на прочность стойки шасси.

Список использованной литературы

1. 
   Конспект лекций по предмету «Конструкция и прочность ВС».
   
2. 
   Зинченко В.И., Федоров Н.Г. Методические указания к выполнению 2 части курсового проекта «Воздушные суда». Л.: ОЛАГА, 1990. – 52 с.