Презентация "Расчет прочности крыла самолета Ил-76 при не уборке закрылка на взлете и попадании самолета в восходящий вертикальный порыв" – проект, доклад

Курсовой проект по дисциплине Конструкция и прочность летательных аппаратов На тему:

Выполнил студент 891 группы Даниленко А.В.

Санкт-Петербург 2013г

«Расчет прочности крыла самолета Ил-76 при не уборке закрылка на взлете и попадание самолета в восходящий вертикальный порыв»

\

Цель курсового проекта: Рассмотреть все силовые факторы которые возникнут при попадание Ил-76 в восходящий горизонтальный порыв ветра и не уборка правого закрылка при взлете Задачи: - Определить силы, действующие на самолет в данном варианте нагружения; - Выбрать расчетную схему крыла; - Из уравнения равновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа на крыло; - Построить эпюру поперечных сил Q, изгибающего ? И и крутящего моментов ? К ; - По эпюрам определить место наиболее нагруженного сечения на крыле и рассчитать напряжение в элементах конструкции данного сечения; - Сравнить вызванные нагружением крыла расчетные нормальные и касательные напряжения, при которых конструкция крыла не получит не допустимых остаточных деформаций или не разрушится; - сделать вывод о работоспособности конструкции крыла самолета

Данного курсового проекта подтверждается аварией, случившейся во время работы над проектом. 16 августа 1987 в 6 часов утра потерпел крушение самолет рейс 255 авиакомпании Northwest Airlines. Связь с бортом пропала почти сразу после взлета. Самолёт упал, развалился на части и загорелся. – 148 погибших, 1 уцелевший,, находившихся на борту. Одна из основная версий – не уборка правого закрылка после взлёта из-за обледенения. В пользу этой версии говорит траектория полёта – сначала самолёт стало кренить вправо (нарушение геометрии при попытке убрать закрылки), потом резко влево и вниз (возможно неубранный закрылок сорвало воздушным потоком) до столкновения с землёй. Рейс 091 авиакомпании Mandala 5 сентября 2005 – 104 погибших, 16 выживших, наземные потери – 49 человек из которых выжило 16. Рейс 5022 авиакомпании Spanair 20 августа 2008 – 154 погибших, 18 выживших. Сообщения о благополучно завершившихся лётных происшествиях подобного типа: • 9 июня 2011 г. самолет Boeing-737 авиакомпании «Донавиа», выполнявший рейс по маршруту «Ростов-на-Дону – Москва (Шереметьево)», совершил аварийную посадку в аэропорту вылета в связи с несимметричной уборкой закрылков. На борту находились 58 пассажиров и 6 членов экипажа; никто не пострадал

Актуальность

Самолет Ил-76 представляет собой высокоплан с фюзеляжем круглого сечения, стреловидным крылом и Т-образным хвостовым оперением. Силовая установка состоит из 4 турбореактивных двухконтурных двигателей Д-30КП конструкции ОКБ П.А.Соловьёва. Двигатели установлены на пилонах под крылом.

Максимальная скорость полета (согласно РЛЭ) с выпущенными на 43 градуса закрылками, составляет 280 км/ч. Дальнейшие увеличение скорости приводит к деформации и разрушению механизмов уборки и выпуска закрылков. Предположим, что не убран правый закрылок. В результате, на полу-крыле, где закрылок не убран, подъемная сила больше, больше также лобовое сопротивление, что приводит к возникновению крена на крыло, где закрылок убран, и возникновению разворачивающего момента в сторону крыла с выпущенным закрылком. Все это пилоту приходится парировать с помощью органов управления.

ЛЁТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Максимальная скорость 850 км/ч Крейсерская скорость 750-800 км/ч Посадочная скорость 210 км/ч Дальность полёта : с нагрузкой 20 000 кг 7 300 км с нагрузкой 50 000 кг 3 650 км ( Ил-76ТД ) Длина разбега 850 м Длина пробега 450 м

РАЗМЕРЫ Размах крыла 50,5 м Длина самолёта 46,6 м Высота 14,8 м Площадь крыла 300 м2

МАССЫ И НАГРУЗКИ Макс. взлётная масса 170 000 кг ( Ил-76Т ) ______ 190 000 кг ( Ил-76ТД) Макс. посадочная масса 151 500 кг Макс. коммерческая нагрузка 40 000 кг (Ил-76Т) ______ 50 000 кг (Ил-76ТД)

Спрямление крыла

Вертикальная перегрузка, измеренная в центре масс ВС при действии вертикального восходящего порыва со скоростью, находится по формуле: Плотность воздуха - ? ? =1,213 Скорость полета – ? пол =280=83,3 Полетная масса - ? пол =15300 Площадь крыла – ? к =300

? ? =1+ С ? α ∗ ? ? w ? пол ∗? 3 ? пол ∗? =1+4,1∗1,213∗15 83,3∗300 3∗153000∗9,81 =1,39

Определение перегрузки

Рассчитанная по формуле перегрузка получилась меньше допустимого диапазона маневренных (вполне допустимых) перегрузок в полете.

Yc Δx + Yго llго + Rсд hд = 0; Yc – ny mпол g – Yго = 0

Определение неизвестных сил

Ввиду сложности задачи, рассмотрим её в два этапа. Первый – действие сил в горизонтальном полёте при попадании самолёта в вертикальный порыв, второй - не уборка правого закрылка. Подъемная сила самолета Yc вычисляется из условия продольного равновесия самолета с учетом ранее рассчитанного значения вертикальной перегрузки ny при попадании в вертикальный восходящий порыв воздуха составляем уравнение сил

Неубранный закрылок создает дополнительное сопротивление X3, создающее разворачивающий момент, парируемый отклонением руля направления (появляется дополнительная сила Yво): ? з ∗ ? з − ? во ∗ ? во ? = 0; ? во = ? з ∗ ? з / ? во ? = 30531*10,6 / 19,9= 16263(Н); ? з ? з − ? во ℎ во ? − ? э ? э =0 Аэродинамическая сила вертикального оперения приложена выше ц.м., поэтому создает крен. Несимметричная сила Yз также создает крен, поэтому для обеспечения поперечного равновесия самолета, пилоту необходимо отклонить элероны.

Дополнительные силы, возникающие при несинхронной уборке закрылков.

Определение нагрузок действующих на крыло

? а? = ? с ∗ ? к ? ? ;

? р = ? ? + ? 0 − ? ? ? ? ? z;

? ??? = ? ? ? к + ? т ? к ? ? ;

? ?? = ? ? ? ( ? ? + ? ?? );

? ??? = ? ? ? ? + ? т ? ? ? ( ? ? + ? ? ?)

? ? 0=8254 Н м ? ?25,2 =9132 Н м ? кр 0=24456 Н м ? кр25,2 =27377 Н м

Определение крутящего момента

Расчетно-силовая схема крыла

Так как размах крыла значительно больше длинны хорды и тем более строительной высоты, можно сделать допущение о том, что крыло представляет собой балку. Расчетно-силовая схема крыла- это балка опирающаяся на две опоры, которыми являются корневые нервюры крыла. Балка нагружена распределенными нагрузками аэродинамических qаz и массовых qкрz сил, которые мы заменили на общую распределенную нагрузку qz, а также сосредоточенными силами Gдв, Yэ, Yз. Наибольшую опасность для крыла представляет изгибающий момент Mи, затем крутящий момент Мкр, а потом уже поперечная сила Q.Поэтому расчет напряжений в первую очередь следует проводить там, где Mи максимален.

Построение эпюр

Q(z) = 0 ? ? ? ?? .

? ? = ? ?? − ? ???

Q( ? ? )= ?− ? ? ? ? − ? ? ? ( ? ? ?+ ? ? ? 2 2 )

Mи(z) = 0 ? ? ? dz

М и ? ? = ?− ? ? ? ? − ? ? ? ( ? ? ? 2 2 + ? ? ? 3 6 )

М К ? ? = 0 ? ? ? ? ?

М к ? ? =0,12∗ ? ? ∗( ? ?? + ? ??? )

М КР ? = 0 ? 0,12 ?+ ? ? ( ? к + ? т ) ? к ( ? к + ? ? ∗? ) 2 ??

Определение напряжений

N = Ми max / Н ,(Н);

σвп = М и ? ? вп = ? ? вп (Па);

σнп = М и ? ? нп = ? ? вп (Па);

τ к = М кр 2 ? 0 δ

τ ?п = 0,7 ? ??? ? δ стп ;

τ ?з = 0,3 ? ??? ? δ стз

Fвп = B∙δов+nстр в∙fстр в +fп пв +fп зв;

Fнп = B∙δон+nстр н∙fстр н +fп пн+fп зн;

Заключение

σпц = 245 МПа, τпц = 140 МПа

Вывод: Напряжение не превышает допустимый предел, а значит конструкция не только не разрушится, но и не получит остаточных деформаций. Наибольшее напряжение испытывают корневая нервюра правой консоли(если запас прочности 40%)и сечения подвеса 3-го двигателя на правой консоли(запас прочности 60%).