Неуборка закрылка на взлёте и попадание самолета Ил-62 в вертикальный порыв - Курсовая работа

Построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана со стреловидным крылом (35° по линии четверти хорд), Т-образным оперением и задним расположением двигателей. В сложных условиях эксплуатации возможны случаи отказа каких либо систем или агрегатов либо разрушения силовых элементов планера воздушных судов, которые могут повлечь за собой падение самолета или создать трудности в полете, при взлете или посадке. В связи с этим целесообразно проверить, выдержит ли конструкция крыла самолета повышенные нагрузки, не предусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимых остаточных деформаций. Для достижения указанной цели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыла самолета необходимо решить следующие основные задачи: выбрать расчетную схему крыла; определить силы, действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести их к выбранной расчетной схеме крыла;Расстояние для средней центровки lго, м 18,85 Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 5,83 Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,775 Расстояние от оси двигателя до ц.м. Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка LЗ, м 10,0Самолет Ту-154 имеет стреловидное крыло. Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуется в прямое трапециевидное методом “поворота вперед”, при этом его линейные размеры равны: где - размеры консоли стреловидного крыла; Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых коэффициентов: где - масса крыла, шасси (суммарная), силовой установки, передней опоры шасси, основной опоры шасси; При посадке с одной невыпущенной основной опорой шасси рассматривается момент касания самолетом ВПП одной выпущенной (исправной) основной опорой и передней опорой.В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива. Аэродинамическая нагрузка распределена по размаху по закону, близкому к параболическому. Сделаем замену: в инженерных (прикидочных) расчетах можно принять допущение, что постоянен по размаху крыла, т.е. закон изменения аэродинамической силы будет пропорционален хорде крыла : Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна: где - площадь крыла из РЛЭ; Значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле: где 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 : Подсчитаем значения распределенных нагрузок от массовых сил крыла на законцовке и в корне крыла : Z = 0На основании того, что размах крыла гораздо больше длины хорды, и тем более строительной высоты, 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 (поэтому расстояние между опорными балками равно ). Наибольшую опасность для крыла представляет изгибающий момент , затем крутящий момент , а потом уже поперечная сила .Для построения эпюры поперечных сил в сечениях крыла по его размаху сформулируем законы их изменения по размаху крыла: a-a Разобьем распределенную трапециевидную нагрузку на прямоугольную и треугольную: Найдем значения поперечных сил в указанных сечениях: 0 0Сечение крыла необходимо схематизировать в соответствии с реальным расположением силовых элементов: силовой частью сечения крыла является межлонжеронная часть, длина и высота которой равны: где где - длина межлонжеронной части; Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил и моментов При изгибе, например, вверх (от аэродинамических сил) верхняя панель сжимается, нижняя растягивается, то есть обе работают на нормальные напряжения; при этом изгибающий момент трансформируется в пару сил: а напряжения от них будут равны: где - площадь верхней панели крыла, - площадь нижней панели крыла, - величина изгибающего момента, взятая из эпюры для данного сечения. Крутящий момент в тонкостенном однозамкнутом контуре создает касательные напряжения, обратно пропорциональные толщине стенок контура: где - площадь замкнутого контура поперечного сечения, - величина общего крутящего момента, взятая из эпюры для данного сечения. Касательные напряжения в сечении найдем из формул: где - величина поперечной силы, взятая из эпюры для данного сечения.

Содержание

Список аббревиатур

Введение

1. Исходные данные

2. Определение сил, действующих на самолет

3. Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном варианте нагружения

4. Расчетно-силовая схема крыла

5. Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху

6. Определение напряжений в сечениях крыла

Заключение

Список использованной литературы самолет крыло крутящий напряжение

Список аббревиатур

1. РЛЭ - руководство по летной эксплуатации;

2. ВС - воздушное судно;

ц.м. - центр масс;

ц.д. - центр давления;

ц.ж. - центр жесткости

6. ОКБ - опытно-конструкторское бюро.