Расчет прочности крыла самолета Як-40 при грубой посадке на три опоры с боковым ударом (со сносом) и частично заторможенными колесами главных опор
Курсовой проект - Транспорт, логистика
Другие курсовые по предмету Транспорт, логистика
?олета 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
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]
2.4 Расчетно-силовая схема крыла
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