АвтоАвтоматизацияАрхитектураАстрономияАудитБиологияБухгалтерияВоенное делоГенетикаГеографияГеологияГосударствоДомДругоеЖурналистика и СМИИзобретательствоИностранные языкиИнформатикаИскусствоИсторияКомпьютерыКулинарияКультураЛексикологияЛитератураЛогикаМаркетингМатематикаМашиностроениеМедицинаМенеджментМеталлы и СваркаМеханикаМузыкаНаселениеОбразованиеОхрана безопасности жизниОхрана ТрудаПедагогикаПолитикаПравоПриборостроениеПрограммированиеПроизводствоПромышленностьПсихологияРадиоРегилияСвязьСоциологияСпортСтандартизацияСтроительствоТехнологииТорговляТуризмФизикаФизиологияФилософияФинансыХимияХозяйствоЦеннообразованиеЧерчениеЭкологияЭконометрикаЭкономикаЭлектроникаЮриспунденкция

Определение нагрузок, действующих на составные части самолёта

Читайте также:
  1. I. МОДУЛЬ, СОСТОЯЩИЙ ИЗ ВОПРОСОВ ПО ДИСЦИПЛИНАМ БАЗОВОЙ ЧАСТИ ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ЦИКЛА ООП
  2. I. Определение жестокого обращения с детьми.
  3. I. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРЕДМЕТА МАТЕМАТИКИ, СВЯЗЬ С ДРУГИМИ НАУКАМИ И ТЕХНИКОЙ
  4. II. Порядок подачи заявки на участие в Конкурсе
  5. IV. Порядок и условия участия.
  6. IX. Подача заявок на участие
  7. L.3.2. Процессы присоединения частиц. Механизмы роста.
  8. MAD MAX BRANCH приглашает вас, ваших инструкторов и спортсменов принять участие в ежегодном ВЕСЕННЕМ БУДО-ЛАГЕРЕ
  9. T.5 Определение нормальной скорости распространения пламени и термодинамических параметров
  10. T.5. Определение нормальной скорости распространения пламени и термодинамических параметров.
  11. V. Заявки на участие
  12. V. Определение классов

 

Эксплуатационные нагрузки PЭ определяются в соответствии с расчётными случаями нагружения. Расчётные нагрузки определяются с помощью коэффициента безопасности f по формуле: PP = f PЭ , f = 1,5.

Предварительно вычисляют массы:

· стартовая ;

· полётная ;

·посадочная

.

 

3.4.1. Нагружение крыла

 

Для проверки прочности крыла рассматриваются три группы случаев:

- при маневре;

- при полёте в неспокойном воздухе;

- при посадке и взлёте.

 

3.4.1.1. При маневре

При маневре рассматривают расчётные случаи, приведенные в "Нормах", а при проектировании рекомендуют: А, А', В, С, D, DI с убранной взлётно-посадочной механизацией. При этом нормальную нагрузку на крыло определяют по формуле:

,

где – уравновешивающая нагрузка на ГО, которая определяется по рекомендациям следующего подраздела, Н (со знаком “+” если направлена вверх).

В результате определяем для рассматриваемых случаев величины:

Исходные данные:

q = 20000 Н/м2; H = 10000м; rн=10 = 0,498 кг/м3;

9,81×289071 = 2835786.51H - вес самолета;

H/м2;

км/ч; Vmax max =Vmax + 50 =870+ 50 =920км/ч = 255.56 м/с;

H/м2;

mz безго – коэффициент момента аэродинамических сил без ГО;

– производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО по безразмерной угловой скорости вращения.

1) Случай А:

Нормальную нагрузку на крыло определяют по формуле:

,

где

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

Суmax=1,53 – максимальный коэффициент подъёмной силы

- уравновешивающая нагрузка на ГО, которая определяется по формуле:

,

где - коэффициент момента аэродинамических сил без ГО.

- производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО.

Н=5700 км.

;

.

Для расчётного числа маха М по графикам определяем:

;

;

; ;

;

.

 

2) Случай A I:

во всех последующих случаях формулы для аналогичны случаю A I.

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

 

;

;

;

;

; ;

;

;

 

2) Случай D:

 

- минимальная эксплуатационная перегрузка;

;

 

Н=5700 км.

;

;

;

;

;

;

.

 

4) Случай D I:

 

- минимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

;

;

M=0,814.

;

; ;

;

;

 

5) Случай B:

;

;

;

;

 

 

M=0,814.

;

; ;

;

;

 

5) Случай C:

; ; ;

 

M=0,814.

;

; ;

;

;

 

данные по всем расчётным случаям с названием наиболее нагруженных элементов крыла сведены в таблицу 8:


 

Нагружение крыла при маневре

Таблица 8

Расчёт. случай q, Н/м2 Су Н Н Н Н V, км/ч Наиболее нагруженные элементы
  A   2,3 9540,127 1,45 -112105,06 3938553,01 4050658,07 6075987,11 607,777 Передний лонжерон и носок крыла, с сжатием верхней панели и растяжением нижней.
  A I   2,3 22337,3 0,619 -232362 3938553,01     930,293 Лонжерон и обшивка (панель)– верхняя на сжатие, нижняя на растяжение.
  D   -1 12028,86 -0,5 -140044 -1712414 -1572371 -2358556 682,463 Обратный случаю А (направление действия нагрузки в обратную сторону).
  D I   -1 22337,3 -0,269 -219098 -1712414 -1493316 -2239975 930,293 Обратный случаю АI
  B 1,541 22337,3 0,415 -229311,0894   2858141,606   930,293 Элероны, задний лонжерон и концы нервюр.
  C     22337,3   -223117   223117,242 334675,9 930,293 Обшивка (работает на сдвиг от кручения)


3.4.1.2. При полёте в неспокойном воздухе

 

Рассматривается только симметричный случай, когда нормальную аэродинамическую силу можно определить по приближённой формуле

,

где V и W - скорости полёта и порыва ветра соответственно, м/с;

9,81×174558,038 = 1712414H - вес самолета;

;

W = 10 м/с; (Н < 10000 м)

- производная по углу атаки коэффициента подъёмной силы

самолёта без ГО.

К=0,78 - коэффициент плавности входа в порыв;

 

для порыва вверх:

;

для порыва вниз:

.

 

3.4.1.3. При посадке и взлёте

 

Рассмотрим для случая Еш. При этом на самолёт действуют следующие эксплуатационные нагрузки:

- Подъёмная сила:

a) На посадке

116216,0982 × 9,81 = 1140079,92 Н;

1,5 =1710119,886 Н.

b) На взлёте

9,81×174558,038 = 1712414H;

1,5 =2568621,528 Н.

- Массовые силы:

конструкция крыла

G =G n ; 15032,764 × 9,81 = 147471,417 H;

n = 1+ n ; n = 1,262; n = 1+1,286 = 2,262;

G = 147471,417 × 2,286 = 333542,848 Н (направлена вниз);

G =1,5 G = 500314,272 Н (направлена вниз);

n = 1+ n ; n = 1,7; n = 1+1,7 = 2,7;

G = 147471,417 × 2,7 = 398172,827Н (направлена вверх);

G =1,5 G = 597159,2403 Н (направлена вверх);

 

сосредоточенных грузов, расположенных на крыле

;

19175,638 × 9,81 = 188113,009 Н;

G = 188113,009 × 2,262 = 425511,627 Н (направлена вниз);

G =1,5 G = 425511,627*1,5=638267,441 Н (направлена вниз);

G = 188113,009 × 2,7 = 507905,125 Н (направлена вверх);

G =1,5 G = 507905,125*1,5=761857,688 Н (направлена вверх);

 

силы реакции на основных стойках:

;

P1 – стояночная нагрузка основной опоры;

- при взлёте

Н;

H;

= 1,7;

= P1×n = × 1,7 = 669588,916 Н (направлена вверх);

= 1004383,37 Н (направлена вверх).

- при посадке

Н;

Н;

= 1,262;

× 1,262 = 330870,171 Н (направлена вверх);

= 496305,257 Н (направлена вверх).

3.4.2. Нагружение хвостового оперения

 

При расчёте нагружения рассматриваются аэродинамические нагрузки (нормальные для ГО и поперечные для ВО) без учёта продольных аэродинамических нагрузок. Рассмотрим уравновешивающую и маневренную нагрузки для ГО и ВО с убранной механизацией, применительно к случаю АI нагружения крыла.

 

 

3.4.2.1. Уравновешивающая нагрузка

 

Для ГО вычисляется по формуле:

где - коэффициент момента аэродинамических сил без ГО

- производная коэффициента момента аэродинамических сил самолёта без ГО по безразмерной угловой скорости вращения.

- максимальная эксплуатационная перегрузка;

;

Н=5700 км.

 

;

;

;

; ;

3.4.2.2. Маневренная нагрузка для ГО

 

Определяется для самолёта с убранной взлётно-посадочной механизацией путём расчёта неустановившихся маневров в вертикальной плоскости, выполняемых только на максимальной скорости с максимальной перегрузкой, по следующей приближённой формуле:

где К = 0,33, так как q > 18000 Н/м2.

3.4.2.3. Суммарная нагрузка

Маневренная нагрузка суммируется с уравновешивающей:

 

 

3.4.2.4. Уравновешивающая нагрузка (случай остановки двигателя) для ВО

 

Рассмотрим для одновременной мгновенной остановки всех двигателей по одну сторону плоскости симметрии в горизонтальном полёте на скорости Vmах, Н = НVmax, на форсажном (максимальном) режиме работы двигателей.

Уравновешивающая нагрузка может определяться по формуле

где li м – расстояние от оси i -го двигателя до плоскости симметрии самолёта;

l1= 10,6 l2= 6,35

LВО = 18,694 м- плечо ВО;

- разность тяги двигателя после и до его остановки.

 

3.4.2.5. Маневренная нагрузка для ВО

Вычисляется по формуле:

 

3.4.3. Нагружение шасси

 

При определении прочности шасси рассматриваются случаи его нагружения: . При этом с целью упрощения принимается, что нагрузка действует на одну стойку, а боковая нагрузка в случае вычисляется по приближённой формуле: .

Исходные данные для расчётов:

;

- обжатие амортизационной системы, м;

- перемещение оси основного колеса при обжатии амортизатора;

- обжатие пневматиков;

;

- работа амортизатора, Дж;

nПН =4 – число пневматиков (колёс) на одной стойке;

- работа пневматика;

- работа амортизационной системы, приходящаяся на одну из К основных стоек, Дж;

К =4- количество основных стоек;

Vу» 1,5 м/с - вертикальная составляющая скорости в момент касания земли;

VХ = (0,9...1,1) VПОС=1,0*61,11*61,111;

VПОС =61,111 м/c - посадочная скорость;

mРЕД = mПОС =116216,0982 кг

;

 

Р1 и РСТ ВЗЛ - нагрузки, действующие на одну основную стойку при расчётных посадочной и взлётной массах соответственно.

 

Случаи нагружения шасси:

1) Случай (разбег):

;

;

.

2) Случай (посадка на основные стойки):

;

;

.

3) Случай (посадка с боковым ударом в обе основные стойки):

;

.

Результаты для каждого расчётного случая сведены в таблицу 9.

 

Нагружение шасси

Таблица 9

Расчёт- ный случай nЭ Px, Н Py, Н Pz, Н AЭ, Дж AЭАМ, Дж dЭ, м Наиболее нагруженный элемент
1,7 -200876,675 669588,916   133175,244 19976,287 0,575 Цилиндр, шток
1,262   330870,171   Цилиндр, шток, рычаги, амортизатор
- - 248152,629 82717,543 Боковые подкосы опор шасси в момент посадки самолёта

 

3.4.4. Нагружение управления

 

Расчётная нагрузка определяется с коэффициентом безопасности f = 2,0. Усилия в деталях управления рулями определяются при нейтральном их положении с учётом специальных устройств, предназначенных для снижения усилий, в линии проводки между бустером и ручкой из расчёта, что на органы управления действуют усилия Р:

- в канале руля высоты: 1180 Н;

- в канале элеронов на ручку: 780 Н;

- в канале руля направления (на одну педаль):1230 Н.

 

Нагружение управления

Таблица 10

Канал управления Нагрузка на посты
  , Н , Н
Руль высоты Элероны Руль направления    

 

 


1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 |

Поиск по сайту:



Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав. Студалл.Орг (0.041 сек.)