Посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси
ТУ-154 - среднемагистральный реактивный пассажирский самолет, разработан в ОКБ А.Н.Туполева. Построен по аэродинамической схеме свободнонесущего низкоплана со стреловидным крылом (35° по линии четверти хорд), Т-образным оперением и задним расположением двигателей. Силовая установка состоит из 3 ТРДД НК-8-2 конструкции ОКБ Н.Д.Кузнецова.
В сложных условиях эксплуатации возможны случаи отказа каких либо систем или агрегатов либо разрушения силовых элементов планера воздушных судов, которые могут повлечь за собой падение самолета или создать трудности в полете, при взлете или посадке. К таким случаям и относится посадка самолета Ту-154 с невыпущенной одной главной опорой шасси.
Шасси может не выпуститься :по следующим причинам:
Ø отказ (заклинивание) замка убранного положения шасси;
Ø неисправность в гидросистеме выпуска/уборки шасси.
В связи с этим целесообразно проверить, выдержит ли конструкция крыла самолета повышенные нагрузки, не предусмотренные расчетными случаями нагружения, без разрушения и недопустимых остаточных деформаций.
Для достижения указанной цели, т.е. проверки возможности разрушения наиболее нагруженного сечения крыла самолета необходимо решить следующие основные задачи:
Ø выбрать расчетную схему крыла;
Ø определить силы, действующие на самолет в целом в заданном варианте его нагружения и привести их к выбранной расчетной схеме крыла;
Ø из уравнений равновесия расчетной схемы крыла определить неизвестные реакции фюзеляжа на крыло;
Ø построить эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху;
Ø определить место расположения на размахе крыла наиболее нагруженного сечения и рассчитать наиболее опасные напряжения в элементах сечения крыла;
Ø сравнить вызванные нагружением крыла и полученные расчетом нормальные и касательные напряжения с напряжениями, при которых материал данной конструкции крыла не получит недопустимых остаточных деформаций или не разрушится;
Ø сделать вывод о работоспособности крыла данного самолета.
Исходные данные
самолет крыло эпюра фюзеляж
Основные данные самолета Ту-154.
Максимальная взлетная масса твзл, кг 98000
Максимальная посадочная масса тпос, кг 78000
Максимальная масса топлива т Тмах, кг 39700
Площадь крыла S, м2 180
Размах крыла (реальный) l, м 37,55
Длина средней аэродинамической хорды bсах, м 5,285
Диаметр фюзеляжа dф, м 3,8
Предельно передняя эксплуатационная центровка Xпп, % 18
Предельно задняя эксплуатационная центровка Xпз, % 32
Корневая и концевая хорды bo/bк, м 7,45 / 2,138
Расстояние для средней центровки lго, м 18,85
Расстояние для средней центровки lво, м 18,454
Расстояние от ц.д. вертикального оперения до оси фюзеляжа hво, м 5,83
Расстояние от оси двигателя до оси ВС lэ, м 2,775
Максимальная вертикальная эксплуатационная перегрузка (по РЛЭ) nмах 2,0
Расстояние от оси двигателя до ц.м. ВС (по оси) hэ, м 0,8
Тяга I двигателя Rdмах, кН 105
Крейсерская скорость Vкрейс, км/ч 920
Посадочная скорость Vпос, км/ч 255
Коэффициент лобового сопротивления в полете Cx 0,0302
Коэффициент лобового сопротивления на ВПП Cх 0,175
Плотность наружного воздуха (крейс.) ρн, кг/м3 0,363
Размах элеронов между ц.д. lэ, м 30,2
Расстояние от оси самолета до ц.д. подъемной силы закрылка lЗ, м 10,0
Колея шасси К, м 11,5
База шасси Б, м 18,92
Расстояние от передней опоры до ц.м. самолета b, м 16,915
Высота шасси hш, м 2,52
Расстояние от оси шасси до ц.ж. крыла rш, м 2,2
Расстояние от ц.д. закрылка до ц.д. крыла r3, м 2,3
Характеристики силовых элементов крыла самолета Ту-154.
Относительная толщина крыла ċ 0,12
Расстояние от ц.ж. крыла до подъемной силы элерона rэ, м 2,0
Толщина верхней панели обшивки δов, см 0,5
Толщина нижней панели обшивки δон, см 0,45
Площадь стрингера прилегающего к верхней панели обшивки f стр.в, см2 5,5
Число стрингеров на верхней панели nстр.в, шт. 17
Площадь стрингера прилегающего к нижней панели обшивки f стр.н, см2 4,2
Число стрингеров на верхней панели nстр.н, шт. 15
Площадь передне - верхней полки лонжерона fп.-п.в., см2 12,0
Площадь задне - верхней полки лонжерона fп.-з.в., см2 13,0
Площадь переднее - нижней полки лонжерона fп.-п.н., см2 11,0
Площадь задне - нижней полки лонжерона fп.-з.н., см2 12,0
Толщина передней стенки лонжерона δст. п., см 0,5
Толщина задней стенки лонжерона δст. з., см 0,6
- Определение сил, действующих на самолет
- Расчет нагрузок, действующих на крыло при данном варианте нагружения
- Расчетно-силовая схема крыла
- Построение эпюр поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов в сечениях крыла по его размаху
- Определение напряжений в сечениях крыла
Система поддержания курсовой
устойчивости
Задача системы поддержания курсовой устойчивости заключается в том, чтобы контролировать поперечную динамику автомобиля и помогать водителю в критических ситуациях — предотвращать срыв автомобиля в занос и боковое скольжение. То есть сохранять курсовую устойчивость, траекторию движения и стабилизир ...
Установление порядка обеспечения порожними вагонами
грузовых пунктов
Обеспечение пунктов погрузки порожними вагонами производят на основании балансовой таблицы. Из балансовой таблице видно, что все пункты на грузовом дворе обеспечены порожними вагонами из-под выгрузки соответствующих грузов. Излишек в 6 крытых вагонов сдаем с грузового двора по регулировочному плану ...
Минометная схема старта
В этой схеме старта ракета находится на борту самолета – носителя в транспортно – пусковом контейнере (ТПК) и выбрасывается из контейнера пороховыми газами, которые генерирует пороховой аккумулятор давления. Основная задача ПАД’а – обеспечить такую скорость ракеты на выходе из ТПК, при которой обес ...