Расчет прочности крыла самолета Як-40 при грубой посадке на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор
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:
. определить все силовые факторы, действующие на крыло;
. определить наиболее нагруженные сечения крыла;
. 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.
1. Исходные данные
Тип ВС: Як-40
Вариант нагружения: Грубая посадка на три опоры с боковым
ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор.
1.1 Летные характеристики самолета Як-40 для
варианта нагружения
Максимальная взлетная масса твзл,
кг 16100
Максимальная посадочная масса тпос,
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 Vкрейс, 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.) ρн, 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 hш, м 2,1
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, 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 Hпол, м 7000
.2 Геометрические характеристики силовых
элементов крыла
летный самолет крыло напряжение
Относительная толщина крыла ċ
0,145
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы
элерона rэ, м 1,35
Толщина верхней панели обшивки δов, см 0,25
Толщина нижней панели обшивки δон, см 0,22
Площадь стрингера прилегающего к верхней
панели обшивки f стр.в, см2 2,8
Число стрингеров на верхней панели nстр.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.,
см2 3,8
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.):
Рис. 1.2. Преоброзавание сложного в плане крыло в
прямоугольное
м
м
2. Расчет сил, нагрузок и моментов
.1 Расчет основных нагружающих сил во время грубой посадки на три
опоры с боковым ударом и частично заторможенными колесами главных опор шасси
Посадка самолета на ВПП происходит с вертикальной, продольной и
боковой перегрузкой. Все три опоры неодинаково нагружаются боковыми силами
(рис. 2.), поэтому распределение сил реакций от бокового удара на опоры
принимаем равными:
От передней опоры шасси: [Н]
От правой опоры шасси: [Н]
От левой опоры шасси: [Н]
Рис. 2. Посадка самолета на ВПП с сильным боковым ветром
Вертикальные реакции и и сила торможения определяются из уравнений равновесия,
составленных при помощи рисунка 3:
[Н]
[Н]
Рассчитаем вертикальную силу реакции опоры для каждой основной
опоры в отдельности:
Рис. 3. Силы действующие на ЯК-40 во время грубой посадке с
боковым ударом
2.2 Расчет распределенных 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 (рис. 3). если принять допущение, что постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической
силы пропорционален хорде крыла b:
,
Где значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле:
[м], где
хорда корневой нервюры
хорда концевой нервюры
длина полукрыла без центроплана
текущая длина крыла
расчетный коэффициент текущей хорды крыла, равный
, [м]
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 b:
, , где
Общая распределенная нагрузка , действующая на крыло, равна разности и :
, (Н/м).
Рис. 4. Способы замены истинного закона изменения аэродинамической
силы по размаху крыла кусочно-прямоугольным и трапецеивыдным
Таким образом, закон изменения и можно выразить через геометрические
данные крыла:
Произведем расчет распределенных аэродинамических и массовых нагрузок в концевой, корневой части крыла, а также
в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси , подъемной силы закрылков и реакции основной опоры шасси :
а) Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при z=0:
,
Результирующая нагрузка на конце крыла равна
[Н/м]
б) расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла, т.е. при
[м]
Результирующая нагрузка у фюзеляжа равна: [Н/м]
в) Расчет распределенной нагрузки в районе шасси равна: , [м]
Результирующая нагрузка в районе шасси равна: , [Н/м]
г) Расчет распределенной нагрузки в районе элерона, т.е. при , [м]
Результирующая нагрузка в районе элерона равна: [Н/м]
.3 Расчет распределенного крутящего момента действующего на
различные участки крыла планера
Крутящий момент крыла возникает в том случае, если
равнодейтсвующая сила не проходит через центр жесткости (ц.ж) крыла. Обычно
ц.ж. расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления
аэродинамических сил на 24% хорды (впереди ц.ж.), а центр масс
(ц.м.) на 48% хорды. Поэтому погонный (распределенный) крутящий момент от
распределенных аэродинамических и массовых сил крыла равен:
(Нм/м)
Обычно топливо в крыле расположено таким образом, что его ц.м.
совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения, а также подставив
выражение формула будет иметь вид:
, (Нм/м).
, (Нм/м).
Произведем расчет распределенного крутящего момента в концевой,
корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы
шасси , подъемной силы элеронов .
а) Расчет распределенного крутящего момента в корневой части
крыла, т.е. при z=0, [м]:
[Н*м/м]
б) расчет распределенной нагрузки в корневой части крыла, т.е. при
[м]:
[Н*м/м]
в) Расчет распределенной нагрузки в районе шасси равна: , [м]:
[Н*м/м]
г) Расчет распределенной нагрузки в районе элерона, т.е. при[м]:
[Н*м/м]
На 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 ). Балка нагружена распределенными нагрузками аэродинамических и массовых сил, которые мы заменили на общую распределенную нагрузку , а также сосредоточенными силами , Y, R.
Наибольшую опасность для крыла представляет изгибающий момент , затем крутящий момент , а потом уже поперечная сила . Поэтому расчет напряжений в первую
очередь следует проводить там, где максимален.
Построение эпюр изгибающего момента , крутящего момента , и поперечной силы невозможно без предварительного вычисления реакций опор и .
Для упрощения расчетов вычислим сначала составляющие реакции от
симметричных и несимметричных, распределенных и сосредоточенных сил, а затем с
учетом их знаков сложим, используя принцип суперпозиции. В нашем случае
несимметричные нагрузки отсутствуют, т.к. посадка происходит без отклонения
элеронов при выпущенных обоих стоек шасси, закрылках и предкрылках.
Составим уравнение равновесия и найдем искомое значение реакции
опор у корневой нервюры:
=((0)+())/2-шg+ R/2=0.5 (305-701) - 449.8+4414/2=3553,017
[H].
2.5 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и
крутящих моментов
Построение эпюр произведем раздельно, сначало для всегда
симметричных распределеных нагрузок , а затем уже симметричных сосредоточенных сил.
Распределенная нагрузка , поперечная сила и изгибающий момент связаны между собой интеральными зависимостями:
Изгибающий момент и поперечная сила связаны между собой интегральной зависимостью:
Высчитаем значения (z),(z) в
корневой, концевой части крыла, а также в местах крепления шасси и элеронов.
Расчеты удобнее всего свести в таблицу:
Значения z
|
0
|
207
|
10,24
|
11,3
|
(z), H0944,54925,45643,6
|
|
|
|
|
(z), H*м01218,122104,827702,9
|
|
|
|
|
(z), H*м03261,824309,829056,3
|
|
|
|
|
Построив эпюру (), учитываем сосредоточенные силы, которые
скачкообразно изменяют первоначальный вид эпюр. В точке крепления шасси учтем
массу и реакцию основной опоры.
Эпюра (), получается
симметричной относительно продольной оси самолета, причем изгибающим моментом
нагружается и подфюзеляжная часть крыла (центроплан), на которую приходится
максимальный изгибающий момент. В этом и назначение центроплана крыла: воспринимать
изгибающие моменты консолей крыла, «гасить» (замыкать) их на центроплане, не
передавать на фюзеляж (никакие силовые шпангоуты не выдержат таких нагрузок,
они сомнутся). К величине (), необходимо
прибавить значения изгибающего момента от сосредоточенных сил. В нашем случае -
это основные опоры шасси, изгибающий момент который равен:
[Н*м]
Крутящий момент возникает в том случае, если сила не проходит
через центр жесткости крыла. Положение жесткости зависит от формы профиля,
распределения жесткости элементов по поперечному сечению и т.д. общий крутящий
момент от распределенных сил получается непрерывным суммированием
(интегрированием) всех погонных крутящих моментов:
Крутящий момент создает в бортовых нервюрах реакции опор, которые уравновешивают
внешний (активный) , 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 из эпюру () с учетом знака. Так и у нас, крутящий
момент от силы тяжести шасси и реакции опоры равен:
[Н*м]
3. Определение напряжений в сечении крыла
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 моментов и поперечной
силы.
По эпюрам ,, определяем наиболее нагруженное сечение,
где моменты поперечиня сила максимальны. Если их максиумы не совпадают (не
находятся в одном сечении), то расчет проводится для сечения с максимальным .
Схематизируем сечение крыла в соотвествие с реальным расположением
силовых элементов.
Силовой частью сечения крыла является межложеронная часть, длинна
и высота которй равны:
=0,6=0,63,7= 2,22 (м),
=0,85=0,850,1453,7= 0,45603 (м),
где - длина межлонжеронной части;
- высота межлонжеронной части;
- текущая хорда крыла;
- относительная толщина крыла.
Поперечное сечение(расчетное) должно быть прямоугольным
однозамкнутым, то есть иметь только два лонжерона, верхнюю и нижнюю обшивку
(см. рис. 4) потому, если в действительности крыло трехлонжеронное, то толщина
обшивки и стенок лонжеронов должна быть увеличена на 100%.
Рис. 7. Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие
от внешних сил и моментов
Крыло является тонкостенной замкнутой конструкцией, основные
силовые элементы которой сосредоточены в верхней и нижней панелях (обшивка,
стрингеры, полки лонжеронов). 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:
(Н),
а напряжения от них будут равны:
(Па),
(Па),
где - площадь верхней панели крыла;
где - площадь нижней панели крыла.
Площадь панели определяется площадью обшивки, площадями всех
стрингеров и полок лонжеронов (переднего и заднего). Т.е.:
(),
(),
где , - толщина обшивки верхней и нижней панелей соответственно;
, - число стрингеров верхней и нижней
панелей соответственно;
, - площади стрингеров верхней и нижней
панелей соответственно;
, , , - площади полок переднего верхнего,
заднего верхнего, переднего нижнего и заднего нижнего лонжеронов
соответственно.
Найдем площади верхней и нижней панелей крыла:
,00857 (),
,00712 ().
Крутящий момент тонкостенном однозамкнутом контуре создает
касательные напряжения, обратно пропорциональные толщине стенок контура:
- погонная
касательная сила, (Н/м)
Момент от одной произвольной силы q:
Полный крутящий момент сечения получим суммированием по всему контуру
где =F,
Формула Брета, для определения напряжений при кручении
тонкостенной балки.
(Па)
Из формул видно, что жесткость (сопротивляемость) крыла на
кручение весьма существенно зависит от площади замкнутого контура поперечного
сечения , потом от толщины стенок контура . Поперечная сила Q вызывает наибольшие касательные напряжения
в нейтральном слое балки , а у верхнего и нижнего слоя балки (где в крыле расположены обшивки, полки
лонжеронов и стрингеры). Можно приближенно считать, что поперечную силу
воспринимают две вертикальные стенки лонжеронов, причем передняя воспринимает
70% поперечной силы сечения, а задняя -30%, поэтому:
(Па)
(Па)
В формуле принято считать, по высоте стенки постоянны, хотя, как уже указывалось, на нейтральной оси и в верхнем или нижнем слое балки (стенки
лонжерона); ввиду малости высоты по отношению к длине (Н≤В) можно
приближенно принять, что по высоте стенки лонжерона .
Так как действует по всему замкнутому контуру, а - только по стенкам лонжеронов, то в
стенках лонжеронов их величины суммируются (с учетом знаков):
(Па)
(Па)
Полученные расчетные нормальные и касательные напряжения, вызванные нагружением крыла в заданном расчетном случае, сравним
с напряжениями, при которых материал данной конструкции, не получит остаточных
деформаций. Эти напряжения называются пропорциональными . Для дюралевых сплавов, из которых
изготовлено большинство конструктивно-силовых элементов, предел
пропорциональных напряжений современных самолетов равен:
Заключение
При грубой посадке на три опоры с боковым ударом на крыло самолета
и частично заторможенными колесами главных опор Як-40 действуют поперечная сила
, изгибающий и крутящий моменты. Наиболее нагруженные сечения:
. корневое сечение, т.к. в этом сечении действует
максимальный изгибающий момент и максимальная перерезывающая сила ;
. в местах крепления опор шасси, т.к. в этом сечении
действует максимальный крутящий момент .
При данном случае нагружения крыло самолета Як-40 не
испытывает разрушающих нагрузок и имеет при этом еще запас прочности.
Следовательно, можно сделать вывод о том, что такая посадка самолета Як-40
допустима. Чтобы не допустить разрушение конструкции, следует после подобных
полетных нагружений осуществлять осмотр на предмет трещин и деформаций. Однако
не стоит забывать и о том, что в этом случае большая нагрузка приходится на
опоры шасси. Поэтому прежде, чем делать выводы о допустимости такой посадки,
необходимо проверить на прочность также и опоры.
Список использованной литературы
1.
Зинченко В.И., Федоров Н.Г. Методические указания к выполнению 2 части
курсового проекта «Воздушные суда». Л.: ОЛАГА, 1990.
.
Конспект лекций по предмету «Конструкция и прочность ЛА».
.
Тарг В.М. Теоретическая механика. М.: Машиностроение, 1995 г.