Расчет прочности крыла самолета Ил-62 при горизонтальном полете в турбулентной атмосфере

Размещено на http://www.allbest.ru/

Курсовой проект

по дисциплине: Конструкция и прочность воздушных судов

На тему: «Расчет прочности крыла самолета Ил-62 при горизонтальном полете в турбулентной атмосфере»

Содержание

Введение

1. Исходные данные

1.1 Летные характеристики самолета

1.2 Геометрические характеристики силовых элементов крыла

2. Постановка основных задач

3. Расчет

3.1 Преобразование стреловидного крыла в прямое трапециевидное

3.2 Определение массы конструкции крыла, шасси и силовой установки

3.3 Расчет прочности крыла при полете в турбулентной атмосфере

3.4 Расчет нагрузок, действующих на крыло в различных условиях эксплуатации

3.5 Расчет распределенного крутящего момента действующего на различные

участки крыла планера

3.6 Расчетно-силовая схема крыла

3.7 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

4. Анализ и подсчет фактических напряжений

Заключение

Список литературы

Введение

Ил-62 - первый советский реактивный межконтинентальный пассажирский самолёт, разработан в ОКБ им. Ильюшина в 1960 году с учётом мировых требований к воздушным судам такого класса для замены самолётов Ту-114. В эксплуатации с 1967 года. Производился серийно в 1966--1995 годах. Всего было выпущено 292 самолёта

Рис. 1. Общий вид самолета Ил-62

Ил-62 один из немногих узкофюзеляжных пассажирских магистральных самолётов с четырьмя двигателями, стал первым советским реактивным самолётом, на котором был применён реверс тяги двигателей. [2]

1. Исходные данные

Тип ВС: Ил-62

Вариант нагружения: горизонтальный полет в турбулентной атмосфере.

1.1 Летные характеристики самолета

1. Max взлетная масса: = 165000 кг;

2. Max посадочная масса: = 105000 кг;

3. Max масса топлива: = 85000 кг;

4. Площадь крыла: = 279.55 м2;

5. Размах крыла: = 43,3 м;

6. Угол стреловидности: ч = ;

7. Длина средней аэродинамической хорды: = 7,555 м;

8. Диаметр фюзеляжа: = 3,94 м;

9. Предельные эксплуатационные центровки: -28% САХ,

-34% САХ;

10. Хорды: корневая - = 9,2 м,

концевая - = 2,2 м;

11. Длина горизонтального оперения, для средней центровки:

= 26,4 м;

12. Длина вертикального оперения, для средней центровки:

= 23,38 м;

13. Расстояние от центра давления вертикального оперения до оси фюзеляжа: = 4,7 м;

14. Расстояние от оси двигателя до оси воздушного судна:

= 5,73 м; =3,62

15. Max эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ): = 2,0;

16. Расстояние от оси двигателя до центра масс воздушного судна (по оси): = 1,92 м;

17. Max тяга I двигателя (xn-количество двигателей): = 110 Кн (x4);

18. Скорости - посадочная: = 235 км/ч;

- крейсерская = 920 км/ч;

19. Коэффициент лобового сопротивления: = 0,033 (полетный);

20. Коэффициент лобового сопротивления: = 0,114 (пробега);

21. Плотность воздуха (крейсерский): = 0,361 кг/м3;

22. Размах элеронов (центр давления): = 41,4;

23. Расстояние центра давления от оси самолета: = 11,0 м;

24. Колея шасси: = 6,8 м;

25. База шасси: = 24,488 м;

26. Расстояние от передней опоры до центра масс самолета: b = 21,29 м;

27. Высота шасси: = 2,8 м;

28. Расстояние от оси шасси до центра жесткости крыла: ф = 1,2 м;

29. Расстояние от центра давления закрылка до центра жесткости крыла: ф = 4,1 м.

1.2 Геометрические характеристики силовых элементов крыла

1. Относительная толщина крыла: = 0,115;

2. Расстояние от центра жесткости крыла до подъемной силы элерона: = 2,4 м;

3. Толщина верхней панели обшивки: = 0,5 см;

4. Толщина нижней панели обшивки: = 0,45 см;

5. Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки: = 5,5 cм2;

6. Число стрингеров на верхней панели: = 17 шт.;

7. Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки: = 4,2 cм2;

8. Число стрингеров на нижней панели: = 15 шт.;

9. Площадь передне - верхней полки лонжерона: = 13,0 cм2;

10. Площадь задне - верхней полки лонжерона: = 14,0 cм2;

11. Площадь переднее - нижней полки лонжерона: = 12,0 cм2;

12. Площадь задне - нижней полки лонжерона: = 13,0 cм2;

13. Толщина передней стенки лонжерона: = 0,5 см;

14. Толщина задней стенки лонжерона: = 0,6 см.

2. Постановка основных задач

крыло самолет турбулентный

1. Определить силы, действующие на самолет в целом, в заданном варианте его нагружения.

2. Определить нагрузки, действующие на крыло: выбрать расчетную схему, построить эпюры поперечных сил Q, изгибающих моментов и крутящих

моментов крыла.

3. Определить возможность разрушения (или необратимых деформаций) наиболее нагруженного сечения крыла в заданном эксплуатационном варианте нагружения.

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 сеченияx, и сравнить их со свойствами материала, из которого сделано крыло. По результатам сравнения сделать выводы о работоспособности конструкции.

3. Расчет

3.1 Преобразование стреловидного крыла в прямое трапециевидное

Для упрощения расчетов стреловидное крыло преобразуем в прямое трапециевидное методом «поворота вперед», при этом его линейные размеры (рис. 2) равны:

Длина консоли крыла :

[м] (3.0)

[м] (3.1)

[м] (3.2)

[м] (3.3)

где , ,- длина, размер концевой и корневой хорд консоли стреловидного крыла;

, , - соответствующие размеры прямого (преобразованного ) крыла (площади исходных и преобразованных полукрыльев должны быть одинаковы).



Рис. 2. Метод преобразования стреловидного крыла в прямое

3.2 Определение массы конструкции крыла, шасси и силовой установки

Масса конструкции крыла, шасси или силовой установки определяется путем использования относительных массовых коэффициентов:

[кг]; (3.4)

[кг]; (3.5)

[кг]; (3.6)

[кг]; (3.7)

[кг]; (3.8)

где , , - масса крыла, шасси или силовой установки и максимальная взлетная масса ВС ;

, , - относительные массы крыла, шасси или силовой установки.

Величины относительных массовых коэффициентов m принять следующими:

- = 0,12 … 0,125- крыло стреловидное, двигатели крепятся к фюзеляжу;

- = 0,038 … 0.042 - для скоростных воздушных судов, эксплуатирующихся с бетонных ВПП (Ту-134, Як-42, Ту-154, Ил-62);

- = 0,14 … 0,16 - относительная масса передней опоры шасси;

- = 0,12 … 0,15 - масса силовой установки (общая масса всех двигателей); нижняя граница характерная для современных воздушных судов;

3.3 Расчет прочности крыла при полете в турбулентной атмосфере

Неизвестные силы Y, Yго, (рис 2.3) вычисляются из уравнений:

Y ?x - Yго l'го + Rсэ hэ = 0; (3.9)

Y - nу mполg - Yго= 0.

Суммарная тяга всех двигателей Rсд равна силе лобового сопротивления x (Rсд = x), а аэродинамическая сила равна:

x = сx 0,5pнvІкрS (3.10)

Ц.м. ВС находится перед ц.д. на расстоянии ?x = 0,05bсах ; центровка равна 0,6 (хср + хпз), что учитывается при определении l'го ;

(3.11)

nу=1 + pн w , (3.12)

где nу(n) - вертикальная (эксплуатационная) перегрузка, измеренная в центре масс ВС при действии вертикального восходящего порыва со скоростью w, м/с; (второе слагаемое перегрузки появляется в результате действия вертикального порыва); w =15 м/с

pн - плотность воздуха, кг/мі;

V- скорость полета ВС, м/с;

g = 9.81 м/сІ;

Вычисляем: x = 0,033* 0,5*0,361*65166*279,55=108511,59 Н

м

?x = 0,05*7,555=0,37м

nу=1 + *0,361*15* =1,49

(3.13)



Рис.3. Схема нагружения самолёта

3.4 Расчет 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. 5). Если принять допущение, что постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы пропорционален хорде крыла :

(3.14)

Так как центроплан не создает подъемной силы, несущая площадь полукрыльев равна:

[м2]; (3.15)

где - площадь крыла из РЛЭ;

- хорда корневой нервюры;

- диаметр фюзеляжа.



Рис.4. Замена истинного закона изменения аэродинамической силы по размаху крыла кусочно - прямоугольным и трапециевидным

Значение текущей хорды крыла можно вычислить по формуле:

(3.16)

(3.17)

где, - хорда концевой нервюры без центроплана;

- длина полукрыла без центроплана;

- размах крыла;

Z - текущая длина крыла;

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 :

(3.18)

Таким образом, закон изменения и можно выразить через геометрические данные крыла:



Общая распределенная нагрузка , действующая на крыло, равна разности и .

Произведем расчет распределенных аэродинамических и массовых нагрузок в концевой, корневой части крыла:

1. Расчет результирующей распределенной нагрузки в концевом сечении крыла при Z=0 [м]: [H]

2. Расчет результирующей распределенной нагрузки в корневом сечении крыла при Z==24,02[м]: [H]

3.5 Расчет распределенного крутящего момента действующего на различные участки крыла планера

Если сила не проходит через центр жесткости крыла, то, кроме изгибающего, она создает еще и крутящий момент (рис. 5). Обычно центр жесткости расположен на 36% хорды крыла от его носка, центр давления аэродинамических сил (подъемной силы Y) на 24 % хорды (впереди центра жесткости), а центр масс крыла на 48% хорды. Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических и массовых сил крыла равен:

 (3.19)

(3.20)

Рис. 5. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла

Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому центр масс топлива совпадает с центром масс крыла. С учетом этого предположения формула (3.36) будет иметь вид:

(3.21)

(3.22)

Произведем расчет распределенного крутящего момента в концевой, корневой части крыла, а также в местах действия сосредоточенных сил от массы шасси , подъемной силы элеронов :

1. Расчет распределенного крутящего момента в концевой части крыла при z=0 [м]: (z=0) = 1630 = 7889 [Н•м/м];

2. Расчет распределенного крутящего момента в корневой части крыла при [м]: (z=24,02) =1630 = 137658 [Н•м/м];

3. Расчет распределенного крутящего момента в районе шасси при [м]:

(z=22,59) = 1630 = 12547 [Н•м/м];

4. Расчет распределенного крутящего момента в районе элерона при [м]:

(z=5,29) = 1630 = 22792 [Н•м/м].

3.6 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 (рис.6) - это балка, опирающаяся на две опоры, которыми являются корневые нервюры крыла (поэтому расстояние между опорами балки ). Балка нагружена распределенными нагрузками и , которые мы заменили на общую распределенную нагрузку , а также весом шасси , аэродинамической силой и аэродинамической силой горизонтального оперения .

Наибольшую опасность для крыла представляет , затем , а потом уже поперечная сила Q. Поэтому, если на эпюрах все эти три вида нагрузок максимальны в различных сечениях, то проверку работоспособности крыла необходимо проводить в первую очередь для сечения, где Ми мах.



Рис. 6. Расчетно-силовая схема крыла

Построение эпюр Q, , невозможно без предварительного вычисления реакции опор и .

= + (3.23)

= + (3.24)

где и - реакции опор от симметричных нагрузок ;

и - реакции опор от несимметричных нагрузок (сил и моментов), действующих на крыло. В нашем случае сосредоточенные нагрузки отсутствуют, поэтому ==0

Реакции и соответственно равны:

[Н] (3.25)

где

Получим: = = ==286051 [H]

3.7 Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов

Распределенная нагрузка q, поперечная сила Q и изгибающий момент связаны между собой интегральными зависимостями:

(3.26)

(3.27)

.

Подставив в первое уравнение (3.46) и решив последовательно первое и второе, получим :

; (3.28)

; (3.29)

Для упрощения расчетов, замени в формулах (3.28 и 3.29) постоянный сомножитель и вычислим его заранее:

; (3.30)

;

где Gk - масса крыла, равная:

; (3.31)

GТ - масса топлива, равная:

; (3.32)

Расчеты удобно свести в таблицу:

Таблица 1

Расчет значений поперечной силы

z	0	5,29	22,59	24,02
z2	0	27,98	510,3	576,96
bkz	0	11,6	49,7	52,8
0,5bp z2	0	4,07	74,2	83,9
bkz +0,5bp z2	0	15,7	123,9	136,7
k(bkz +0,5bp z2)	0	34725,1	274040	302351,6

Таблица 2

Расчет значений изгибающего момента

z	0	5,29	22,59	24,02
z2	0	27,98	510,3	576,96
z2\2	0	13,99	255,15	288,48
bk z2\2	0	30,77	561,3	634,6
z2\6	0	4,6	85,05	96,16
bpz2\6	0	1,35	24,7	27,98
bk z2\2+ bpz2\6	0	32,12	586	662,6
k(bk z2\2+ bpz2\6)	0	71042,7	1296108,9	1465487,8

Крутящий момент возникает тогда, когда сила не проходит через центр жесткости крыла. Общий крутящий момент получается непрерывным суммированием (интегрированием) всех погонных крутящих моментов:

 (3.33)

(3.38)

Таблица 3

Расчет значений крутящего момента

z	0	5,29	22,59	24,02
z2	0	27,98	510,3	576,96
z3	0	148	11527,85	13858,6
bk2z	0	25,6	109,3	116,25
bkbpz2	0	17,9	326,6	369,25
z3\3	0	49,3	3842,6	4619,5
bp z3\3	0	14,35	1118,2	1344,28
(bk2z+ bkbpz2+bp z3\3)	0	57,8	1554,1	1829,78
к(bk2z+ bkbpz2+bp z3\3)	0	127841,5	3437342	4047089

4. Анализ и подсчет фактических напряжений

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 и поперечная сила максимальны. Если их максимумы не совпадают(не находятся в одном сечении), то расчет проводится для сечения с максимальным .

Схематизируем сечение крыла в соответствии с реальным расположением силовых элементов: силовой частью сечения крыла является межлонжеронная часть, длинна и высота которой равны:

, (4.0)

где - длина межлонжеронной части;

- высота межлонжеронной части;

- текущая хорда крыла;

- относительная толщина крыла.

Если расчёт напряжений производится не для корневого сечения, то размеры всех силовых элементов необходимо уменьшить умножением на коэффициент .

В нашем случаем максимум приходится на бортовую нервюру, поэтому:

(4.1)

[м]

[м]

[м] (4.1)

Поперечное сечение (расчетное) прямоугольное однозамкнутое, то есть имеет два лонжерона, верхнюю и нижнюю обшивку (рис. 7):

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис. 7 Напряжения в силовых элементах сечения крыла, возникающие от внешних сил ,,

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] (4.2)

а напряжения от них будут равны:

= [Па] (4.3)

[МПа];

= [Па] (4.4)

[МПа];

где - площадь верхней панели крыла;

- площадь нижней панели крыла.

Площадь панели определяется площадью обшивки, площадями всех стрингеров и полок лонжеронов (переднего и заднего). Т.е.:

; (4.5)

[м2]

, (4.6)

[м2]

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.

Крутящий момент в тонкостенном однозамкнутом контуре создает касательные напряжения, обратно пропорциональные толщине стенок контура:

[МПа] (4.7)

[МПа] (4.8)

[МПа] (4.9)

[МПа] (4.10)

где - площадь, охватываемая контуром, равная:

[м2]; (4.11)

- толщина обшивки (верхней или нижней) или стенки лонжерона (переднего, заднего);

- максимальный крутящий момент, равный =4047089 [Нм];

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 вызывает наибольшие касательные напряжения в нейтральном слое балки, а у верхнего и нижнего слоя балки = 0 (где в крыле расположены обшивка, 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:

[МПа]; (4.12)

[МПа] (4.13)

где - величина максимальной поперечной силы;

и - толщина стенки лонжерона (переднего или заднего).

В формулах (4.13, 4.14) 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):

1. Общее напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке переднего лонжерона равно:

(4.14)

[МПа];

2. Общие напряжения от действия крутящего момента и поперечной силы на стенке заднего лонжерона равно:

 (4.15)

[МПа].

Полученные нами напряжения занесем в таблицу:

Таблица 4

Значения напряжений в наиболее нагруженных точках крыла

Напряжение
Значение, [МПа]	41,6	48,9	47,5	16,9	82,3	91,5	129,8	51,7

Полученные расчетом нормальные и касательные напряжения, вызванные нагружением крыла в заданном расчетном случае, сравним с теми напряжениями, при которых материал данной конструкции (крыла, фюзеляжа), то есть конструкция, не получат еще остаточных деформаций. Такие максимальные напряжения, при которых конструкция, изготовленная из данного материала, не получает еще остаточных деформаций, называются напряжениями пропорциональности (рис. 8) (или , когда остаточные деформации после снятия нагрузки не превышают 0,2% от максимальных деформаций под нагрузкой).

Для дюралевых сплавов, из которых изготовлено большинство конструктивно-силовых элементов, предел пропорциональных напряжений современных самолетов:

[МПа]

[МПа]

Сравним с полученными значениями напряжений:

? ;

? ;

? ;

?;

? ;

? ;

? ;

? .

Размещено на http://www.allbest.ru/

Рис.8. Диаграмма растяжения пластического металла:

- напряжение; е - относительное удлинение

Заключение

1. В данном курсовом проекте был исследован полет самолета Ил-62 в турбулентной атмосфере. Для упрощения расчетов стреловидное крыло было преобразовано в прямое трапециевидное, а также рассчитана масса конструкции шасси, крыла и силовой установки. Далее были определены и найдены силы и моменты, действующие на самолет в целом:

- Реакции опор в корневых нервюрах и ;

- Подъемная сила крыла ;

- Подъемная сила от горизонтального оперения ;

2. Определены нагрузки, действующие на крыло:

- аэродинамическая распределенная нагрузка ;

- массовые распределенные нагрузки собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива ;

- сосредоточенные нагрузки от веса основных опор шасси ;

- распределенный крутящий момент .

3. Выбрана расчетная силовая - схема, для построения эпюр поперечных сил Q, изгибающих моментов и крутящих моментов крыла.

4. Определены напряжения в наиболее нагруженном сечении крыла:

- нормальные напряжения в верхней и нижней панелях от действия изгибающего момента, как результата действия аэродинамической силы;

- касательные напряжения в тонкостенном однозамкнутом контуре от действия крутящего момента, как результата несовпадения центра масс сил с центром жесткости;

- касательные напряжения в стенках лонжеронов от действия поперечной силы, как результата действия массовых сил.

5. Сделан вывод о работоспособности конструкции крыла по сравнению полученных напряжений с напряжениями пропорциональности.

Самолет Ил-62 при полете в турбулентной атмосфере имеет достаточные коэффициенты безопасности, следовательно может эксплуатироваться в пределах назначенного ресурса.

Список Литературы

1. Зинченко В.И., Федоров Н.Г. Методические указания к выполнению 2 части курсового проекта «Воздушные суда». Л.: ОЛАГА, 1990. - 52 с

2. https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%98%D0%BB-62

Размещено на Allbest.ru

...