Курсовая работа (т): Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134

Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134

Реферат

Курсовая работа на тему «Расчет на прочность крыла и шасси пассажирского самолёта Ту-134» содержит:

страниц - 61

рисунков - 28

таблиц - 14

Цель работы - определить границы допустимых скоростей и перегрузок, определить нагрузки на крыло и стойку шасси самолета, выполнить проектировочный и проверочный расчеты на прочность крыла и стойки шасси самолета, рассчитать ресурс элемента стойки шасси.

Вывод: расчеты, приведенные в данной работе, дают возможность спроектировать сечение крыла и стойку шасси самолета, исходя из статического действия нагрузок.

Ключевые слова: нормы летной годности (НЛГ), эксплуатационные и маневренные перегрузки, нормальные и касательные напряжения, стрингеры, лонжероны, нагрузка, прочность, ресурс, устойчивость

Содержание

Введение

Общие сведения о самолёте Ту-134

Технические данные самолёта Ту-134

1. Определение расчётных скоростей и перегрузок, построение огибаюшей режимов полёта «скорость - перегрузка»

.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок

.2 Определение расчетных скоростей полета

.2.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок

.2.2 Определение расчётных скоростей полёта

.2.3 Расчёт перегрузок при полёте в неспокойном воздухе

.2.4 Определение максимальной и минимальной эксплуатационных перегрузок

2. Определение нагрузок на крыло самотёта

.1 Спрямление крыла

2.2 Определение равнодействующих воздушных и массовых нагрузок

.3 Определение распределения воздушной нагрузки по размаху

крыла

2.4 Определение распределения массовой нагрузки по размаху

крыла

.5 Расчет поперечных сил, изгибающих и приведенных моментов

.6 Проверка правильности построения эпюр нагрузок

. Проектировочный расчёт сечения крыла

.1 Определение толщины обшивки и шага стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла

.2 Расчёт площадей стрингеров в растянутой и сжатой панелях крыла. Подбор стрингеров по сортаменту авиационных профилей

.3 Определение площадей лонжеронов в растянутой и сжатой панелях крыла

.4 Определение толщин стенок лонжеронов

.5 Расчёт расстояния между рядовыми нервюрами

. Проверочный расчёт крыла самолёта на прочность

.1 Расчёт сечения крыла на эксплуатационные и расчётные нагрузки по методу редуционных коэффициентов

.1.1 Расчёт нормальных напряжений (ручной счёт)

.1.2 Определение нормальных напряжений на ЭВМ

. Расчёт стойки шасси на прочность и ресурс

.1 Рзработка кинематической схемы стойки шасси. Выбор и обоснование КСС стойки шасси

.1.1 Описание стойки шасси

.1.2 Исходные данные

.1.3 Подбор колёс

.1.4 Определение основных параметров амортизатора

.2 Определение нагрузок на стойку шасси при посадке самолета

.3 Определение толщины стенок штока и цилиндра

.4 Расчёт конструктивных элементов шасси на прочность

.4.1 Проверочный расчёт штока

.4.2 Проверочный расчёт цилиндра

.5 Расчёт ресурса стойки шасси

.5.1 Расчёт размеров оси колеса

.5.2 Расчёт коэффициента концентрации напряжений

.5.3 Расчёт минимального гарантийного ресурса оси колеса

Заключение о прочности крыла и шасси самолёта

Список использованной литературы

скорость самолет шасси крыло

Введение

Самолёту, как летательному аппарату, предъявляют сложные и противоречивые требования: аэродинамические (сводятся к выбору внешних форм), прочностные (способность воспринимать нагрузки, действующие в эксплуатации, без разрушений), надёжности (способность выполнять заданные функции в течение установленного срока), эксплуатационные, ремонтопригодности, технологичности и т. д. при условии минимума веса конструкции.

Проверка прочности означает проверку целостности конструкции при заданных внешних нагрузках. Поэтому прочностные требования входят в группу важнейших.

Расчёт на прочность занимается методами определения и нормирования нагрузок на самолёт и его агрегаты, выявление силовой схемы конструкции, изучение методов расчёта конкретных силовых схем.

Общие сведения о самолёте

Ту-134 - советский пассажирский самолет для авиалиний малой и средней протяженности, разработанный в начале 1960 годов в ОКБ им. Туполева и выпускавшийся серийно с 1965 по 1984 год на Харьковском авиационном производственном объединении (рисунок 1). Ту 134 является одним из самых массовых пассажирских самолетов, собиравшихся в Советском Союзе. Всего было построено 852 самолета всех модификаций. Первый полет был выполнен 29 июля 1963, в эксплуатации лайнер находится с сентября 1967 года.

Рисунок 1 - Пассажирский самолёт Ту-134

Ту-134 выполнен по схеме цельнометаллического свободного низкоплана <#"805281.files/image002.gif">

Рисунок 2 - Общий вид самолёта Ту-134

Раздел 1. Границы допустимых скоростей и перегрузок

1.1 Обоснование выбора норм летной годности самолета

НЛГC - это свод обязательных положений, требований к летной годности гражданских самолетов, их двигателей и оборудования, направленные на обеспечение безопасности полета. В НЛГC регламентированы величины нагрузок на летательный аппарат, агрегаты и элементы при проектировании и испытаниях на прочность; сформулированы полетные условия, для которых прочность конструкции должна быть обеспечена.

Ближнемагистральный пассажирский самолет Ту-134 относится к транспортной категории самолетов, поэтому расчеты, связанные с проектированием и сертификацией самолета проведены в соответствии с требованиями FAR-25 или аналогов JAR-25(Европа), АП-25(СНГ).

1.2 Расчёт огибающей предельных полётных условий V-n

Все многообразие нагрузок, действующих на самолет в эксплуатации, в НЛГC сведено к ограниченному числу расчетных случаев, которые определяют прочность конструкции. В соответствии с требованиями прочности должно быть доказано, что любые комбинации скорости полета V и перегрузки ny находятся на границе и внутри огибающей полетных условий V-ny, обусловленные маневрированием или порывами ветра.

Прочность должна быть обеспечена как внутри, так и на границах огибающей предельных режимов полета.

1.2.1 Выбор максимальной и минимальной маневренных перегрузок

Максимальные маневренные эксплуатационные перегрузки согласно АП-25 для самолетов транспортной категории должны быть в пределах:

,

где  - максимальный взлётный вес самолёта, кг.

Тогда, , принято = 2.5.

Минимальная маневренная эксплуатационная перегрузка на должна быть не меньше, чем -1. Принято .

1.2.2 Определение расчётных скоростей полёта

Принятые расчетные скорости полета являются индикаторными скоростями (EAS). В НЛГC для каждой категории самолетов регламентированы различные расчетные скорости полетов.

Расчетная скорость - это минимальная скорость полета, которая должна приниматься для расчета нагрузок на самолет в соответствующем расчетном случае.

Для расчёта выбран симметричный профиль крыла NACA-0012 (рисунок 3), характеристики которого представлены в таблице 1.

Рисунок 1.1 - Аэродинамический профиль NACA-0012

Таблица 1.1

По приведенным данным построена зависимость С_у(α) (рисунок 1.2).

Рисунок 1.2 - Зависимость С_у(α)

Максимальное значение коэффициента подъемной силы профиля достигается при угле атаки α = 22º и равно С_{у max}^проф = 1.55. Тогда максимальное допускаемое значение коэффициента подъемной силы:

.

Определена производная подъемной силы профиля по графику зависимости С_у(α):

.

Определены расчетные скорости полёта. В АП-23 для каждой категории самолётов регламентированы различные расчётные скорости полёта. Расчётная скорость полёта - это минимальная скорость полёта, которая должна быть принята для расчёта нагрузок на самолёт в соответствующем расчётном случае.

·        Расчётная скорость сваливания - минимальная скорость, при которой подъёмная сила самолёта равна его весу (вычисляют при убранных закрылках, максимальном коэффициенте подъёмной силы и расчётном весе самолёта):

;

·        Расчётная скорость маневрирования (полёт с максимальной эксплуатационной перегрузкой при максимальном коэффициенте подъёмной силы):

;

·        Расчётная крейсерская скорость (полёт при максимально продолжительной тяге двигателя):

;

·        Расчётная скорость пикирования:

;

·        Расчётная скорость при максимальной интенсивности порывов.

Коэффициент ослабления порыва по АП-25:

,

где  - массовый параметр самолёта,

,

где  - удельная нагрузка на крыло, кг/м²;

 - плотность воздуха на высоте Н ();

 - средняя геометрическая хорда крыла,

;

Тогда коэффициент ослабления порыва:

.

Согласно АП-25, в качестве индикаторной эффективной скорости порывов максимальной интенсивности следует принимать 20.1 м/с до высоты 6100м. При полёте на больших высотах, эту скорость можно линейно уменьшать до 11.6 м/с на высоте 15250м (рисунок 1.3).

Рисунок 1.3 - Изменение скорости порывов с высотой

Крейсерская высота полёта - 11200м, по графику определена эффективная скорость порывов W_у =14.8 м/с.

Расчётная скорость при максимальной интенсивности порыва:

,

где ;

.

.

1.2.3 Расчет перегрузок при полете в неспокойном воздухе

Кроме маневренных перегрузок, независимо от летчика возникают перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Вследствие неравномерного распределения поля температур в атмосфере всегда существуют горизонтальные и вертикальные воздушные течения.

Максимальные и минимальные перегрузки при полете в неспокойном воздухе определены для нормируемых скоростей воздушных порывов, для крейсерской скорости V_c и скорости пикирования V_d. Расчет произведён на высоте Н = 11200 м. Для расчётных скоростей сваливания и маневрирования перегрузки не определены, так как они не могут превышать максимальную эксплуатационную перегрузку Перегрузка при полете в неспокойном воздухе вычисляется по следующей формуле:

где - перегрузка до действия порыва ;

 - приращение перегрузки от действия порыва.

Для приближенной оценки перегрузки при полете в неспокойном воздухе используют зависимость:

,

где  - эффективная скорость порыва, м/с;

 - скорость полёта самолёта, м/с;

 - удельная нагрузка на крыло, кг/м²;

Зависимости эффективной скорости порыва от высоты полёта самолёта при крейсерской скорости и скорости пикирования представлены на рисунке 1.2.3.1.