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
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.) ?н, 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 c 0,145
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м 1,35
Толщина верхней панели обшивки ?ов, см 0,25
Толщина нижней панели обшивки ?он, 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 ?ст. п., см 0,22
Толщина задней стенки лонжерона ?ст. з., см 0,25
1.3 Преобразование прямоугольного-трапециевидного полукрыла в трапециевидное
В методических указаниях для упрощения дальнейших расчетов нам предлагают стреловидное крыло нашего са?/p>