In cele ce urmeaza prezentam principalele caracteristici ale avionului, asa cum reies din referinte. [308678]

[anonimizat], cu 200 de ani î.Hr. în China. [anonimizat] a [anonimizat], legat de un zmeu.

Originea dorinței omului de a zbura este pierdută în trecut. [anonimizat]. Probabil cea mai cunoscută legenda este cea a [anonimizat] a [anonimizat], [anonimizat], în labirintul construit de ei înșiși. [anonimizat]. Bucuria lui Icar nu a [anonimizat] a [anonimizat].

[anonimizat], s-[anonimizat], aparate de zbor mai ușoare decât aerul. În timpul războiului acestea erau folosite pentru a [anonimizat].

Prima structura complexa capabilă să zboare a [anonimizat]-lea, acesta construiește un planor cu care survolează împrejurimile. În încercarea de a [anonimizat]. [anonimizat].

[anonimizat]-adevăr întunecat din punct de vedere al științei a urmat Renașterea, o epocă a unui avans extraordinar în domeniul științelor. După cum era de așteptat încep să fie puse bazele proiectării aeronavelor moderne. Cele mai mari contribuții au fost aduse de către Leonardo da Vinci. În anul 1488, acesta, schițează un fel de planor la care partea interioară a [anonimizat]. Din nefericire da Vinci nu a construit și un prototip.

Structura aparatelor de zbor a [anonimizat] 1647 [anonimizat]-lea, [anonimizat], [anonimizat] o [anonimizat]. Aceasta invenție este considerată a [anonimizat].

[anonimizat] a [anonimizat] 1738 Daniel Bernoulli formulează „Principiul conservării energiei în cazul fluidelor” (Ecuația lui Bernoulli), la 21 noiembrie 1783, Pilatre de Rozier și Marquis d'Arlandes realizează primul zbor cu echipaj uman al unui balon cu aer cald.

[anonimizat], fizicianul britanic George Cayley a fost primul care a formulat principiile de bază ale aerodinamicii. El a constatat că pentru a [anonimizat], [anonimizat].

Între anii 1891 – 1896, Otto Lilienthal realizează o serie de planoare cu care încheie cu succes o [anonimizat]ea nu aveau un sistem de control al direcției, erau manevrate prin balansarea trunchiului pilotului. Structura de rezistenta a aripii era realizata din sarme metalice, iar invelisul din pânză.

Primul aparat mai greu decât aerul, controlat de la bord, ce a zburat, a fost biplanul construit de către frații Wraight, aeronava numindu-se: „Flyer 1”, iar zborul a avut loc la data de 17 decembrie 1903 în Carolina de Nord. Acest zbor a fost confirmat doar de propriile marturii, frații Wraight refuzând să zboare în public până în anul 1908. Aceștia menționează de asemenea si alte zboruri cu variantele îmbunătățite Flyer 2 și Flyer 3, cu cel din urma sa realizat primul zbor autopropulsat cu un aparat mai greu decât aerul în anul 1905. În ceea ce privește strucutra de rezistență a arpipilor, aceasta era de tip bilonjeron, fabricată din lemn, iar învelișul era realizat din pânză. Aripile erau fixate între ele cu hobane și sarme cu rol de rigidizori. Pentru fuselaj au folosit o strucutra de tip grinda cu zabrele.

Deoarece frații Wright au refuzat sa zboare public până în anul 1908, în Europa, pe data de 18 martie 1906, Traian Vuia devine primul om din lume ce a zburat cu un aparat mai greu decât aerul, pilotat și autopropulsat, aeronava Vuia 1.

În continuare, pana la debutul Primului Razboi Mondial, aviatia cunoaște o dezvoltare foarte rapida. Beneficiind de motoare mai performante, constructorii au început sa realizeze structuri mai complexe, cu aripi mai groase. În anul 1909 francezul Louis Bleriot, folosind aceleși tehnologii ca și frații Wraight, realizează primul avion monoplan capabil sa zboare auopropulsat. Aripile erau susținute în continuare de hobane atât de deasupra cât si de dedesuptul fuselajului. Acest lucru a facut posibilă marirea aripilor astfel încât portanța necesară sa poata fi asigurată.

Un an mai târziu, inginerul german Hugo Junkeres a realizat primul avion cu structura metalică. Folosind metal in locul lemnului, a putut elimina hobanele din structura avionului și astfel a redus rezistența la înaintare.

Chiar dacă avionul monoplan a fost realizat, acesta nu a fost utilizat cu precadere in Primul Razboi Mondial, deoarece nu putea transporta o sarcina foarte mare. Continuarea dezvoltării motroarelor a permis, dezvoltarea structurilor. Astfel în jurul anilor 1940 monoplanele au luat locul biplanelor, ele fiind construite aproape în întregime din metal.

Cu debutul celui de-al Doilea Război Mondial, nevoia de viteza isi pune amprenta pe structurile aviatice, astfel ca acestea devin mult mai subtiri, iar ca material se prefera aluminiul si aliajele sale. Inginerii se inspira din industria navală și realizeaza fuselaje cu structura de tip semi-monococă.

În decursul razboiului cercetarea în domeniul aeronautic a fost foarte intensa, asftel că s-a dezvoltat un nou tip de material și anume materialul compozit. Acesta reprezinta un ansamblu de materiale distincte, ce detine caracteristici diferite față de cele ale materialelor constituente în parte. Aceste materiale au fost dezvoltate din necesitatea controlării și îmbunătățirii proprietăților materialelor, în conformitate cu cerințele impuse.

Prima aeronava în a carei constructie s-au folosit materialele compozite a fost De Havilland Mosquito, în constructia fuselajului au fost utilizate structuri de tip sandviș, din lemn. Tot in aceeași perioada a fost dezvoltat si radomul din fibra de sticla, folosit si astăzi.

După cel de-al Doilea Război Mondial, motoarele cu reacție au continuat sa evolueze luând fața celor clasice, astfel vitezele atinse, cât si altitudinile de zbor erau mult mai mari. Din aceste cauze structura avioanelor, în special cea a fuselajului s-a îmbunătățit pentru a rezista la cicluri repetate de presurizare/depresurizare. Tot din aceasta cauză s-au dezvoltat ușile si ferestrele rotunde ale aeronavelor, pentru a se evita concentratorii de tensiune din colțuri si implicit apariția de microfisuri. Structura aripii a suferit si ea îmbunătățiri, s-au dezvoltat aripi multilonjeron si lonjeroane de tip cheson.

În anii 60’, cu evoluția motoarelor turboventilatoare, au fost construite avioane de pasageri din ce în ce mai mari, astfel a apărut o nouă problemă, cea a micșorării greutății aeronavelor. Soluția acestei probleme a fost înlocuirea pe cat posibil a aliajelor de aluminiu cu materiale compozite, în special cu materiale compozite stratificate (structuri sandviș). Aceasta problema persistă până în prezent, iar soluția se caută tot în industria materialelor compozite.

În prezent, structura aeronavelor moderne este fabricata în proporție de peste 50% din materiale compozite. Exista o noua clasă de avioane denumite „Very Light Jet” (VLJ), a căror structura este fabricata aproape în întregime din materiale compozite, însă acestea sunt de mici dimensiuni (10 – 12 locuri).

In lucrarea de fata se încearcă înlocuirea chesonului clasic de rezistenta, fabricat din aliaje de aluminiu, cu un cheson fabricat din materiale compozite, pentru a se ușura structura.

Pentru indeplinirea obiectivului proiectului si anume realizarea unei analize structurale folosind Metoda Elementelor Finite, am ales pentru studiu avionul Boeing 777-300. Alegerea este justificata deoarece avionul inglobeaza in constructia sa cca 60% materiale compozite, pornind de la panouri multistratificate pana la componente masive cu elemente de armare. In lucrarea de fata se încearcă înlocuirea chesonului clasic de rezistenta, fabricat din aliaje de aluminiu, cu un cheson fabricat din materiale compozite, pentru a se ușura structura.

In cele ce urmeaza prezentam principalele caracteristici ale avionului, asa cum reies din [referinte].

CUPRINS

Cap.1 Prezentara generala a avionului

Pentru indeplinirea obiectivului proiectului si anume realizarea unei analize structurale folosind Metoda Elementelor Finite, am ales pentru studiu avionul Boeing 777-300. Alegerea este justificata deoarece avionul inglobeaza in constructia sa cca 60% materiale compozite, pornind de la panouri multistratificate pana la componente masive cu elemente de armare.

In cele ce urmeaza prezentam principalele caracteristici ale avionului, asa cum reies din [referinte].

Prezentare aeronava

Boeing 777 este un avion bimotor subsonic lung-curier de mare capacitate construit de firma Americană Boeing. Acest tip de avioane deține recordul curent de autonomie pentru avioanele comerciale (17.450 km fără alimentare). Alte caracteristici speciale ale aeronavei include fuselajul perfect circular, un set de șase roți pe fiecare ax al trenului de aterizare, și posibilitatea de a fi echipat cu motorul foarte performant General Electric GE90.

Istoric

In 1988 compania Boeing cu un nou avion ce va avea sa aducă un nou design si performanțe mult mai mari. Acest model de avion a fost proiectat exclusiv folosind tehnologia CAD (CATIA), fiind primul avion proiectat fără construirea de structuri încercate înainte. Avionul a fost gândit să servească ca model imediat superior Boeing 767 și a fost construit în consultanță cu liniile aeriene, participand firme precum : United Airlines, American Airlines, Delta Airlines, etc. Prima comanda a venit din partea celor de la United Airlines în 1990 și primul zbor a avut loc la 14 iunie 1994 la fabrica Boeing din Everett, lângă Seattle. A fost primul avion bimotor certificat ETOPS 180 putând zbura la maxim 180 de minute de orice aeroport capabil să-l preia.

Este unul din cele mai vandute avioane de pasageri de mare capacitate din istorie, 988 de bucăți comandate. Competitorii săi principali sunt Airbus A330 si A340. Avionul a fost gandit pentru a asigura trei piete în funcție de distanța necesară parcursă:

Piața A – 7223-9630 km

Piața B – 10742-14620 km

Piata C – peste 14816 km

Ca și “history time line” vor fi prezentate cateva date importante ce au intervenit in dezvoltarea acestei aeronave:

Astfel exista 5 variante de modele Boeing 777 :

Boeing 777-200

Boeing 777-200ER (Extend Range –autonomie extinsa)

Boeing 777-200LR (Long Range – autonomie mare)

Boeing 777-300

Boeing 777-300ER

Boeing 777F (Freighter – de marfa )

Boeing 777-200

A fost construit pentru piața A, fiind livrat pentru prima oara în 1995 cu United Airlines. Masa maxima autorizata de decolare este de 229-247 tone si autonomia este intre 7000-9500 km.

Este disponibil cu trei modele de motoare, Pratt & Whitney PW4074 la 329 kN, GE90-75B la 334kN sau Rolls Royce Trent 875s la 334kN. Au fost comandate 88 de avioane 777-200 toate fiind livrate.

Boeing 777-200ER

A fost oferta inițială pentru piața B, având o masă autorizată mai mare (263-286 tone), rezervoare adiționale de combustibil, și o autonomie crescută, între 11000 și 14300 km. Primul model a fost livrat în 1997 liniei British Airways.

Boeing 777-200LR

Este cel mai nou model din generația Boeing 777 fiind lasat in 2006. Este avionul cu cea mai lungă autonomie din lume putănd zbura fară oprire între oricare două aeroporturi comerciale. Folosește motoare GE90-110B1 de 495 kN, și are încă și mai multe tancuri de combustibil.

Boeing 777-300

Este modelul propus de Boeing pentru piața A, fiind un înlocuitor pentru modelul Boeing 747 ce ajunseseră la finalul duratei de viață.

Boeing 777-300ER

Modelul cu care se va lucra în continuare este acesta. Este modelul de maximă capacitate a acestei generatii. Cu o autonomie maxima de aproape 14547km datorită motoarelor GE90-115B și ale unor îmbunătățiri structurale care permit depozitarea unei cantități mai mari de combustibil.

Boeing 777F

Modelul de marfă este construit dintr-o amalgamare a modelului 777-300ER (trenul de aterizare, rezervor) și 777-200LR (motoare și structură). Primul zbor va avea loc în 2008 și va putea transporta aproape 103 tone pe o distanță de 9065 km

Caracteristici Boeing 777-300

Cap.2 Performanțe Boeing 777-300

Cap.3 Avionul în trei vederi – Anexa 1,2,3

Cap.4 Descrierea tehnică a subansamblelor principale

Fuselaj

Forma pefect circular a fuselajului ofera aeronavei o constructie mult mai aerodinamica ce reduce consumul de combustibil. Este o structură semi-monocoque presurizată. Este realizat din cadre circulare, stringuri longitudinale, înveliș și perete despărțitor de presurizat.

Sunt cateva secțiuni majore are fuselajului.

-Secțiunea 41 ce contine obiecte precum : radome (panoul de protectie a antenei de transmisie), flight deck (zona in care pilotul controleaza aeronava), peretele despartitor de presurizare din fata, echipamentul central din fata, compartimentul pentru trenul de aterizare de pe nas, ușa catre compartimentul de bagaje din față (partea dreapta)

-Secțiunea 43 contine partea principală din compartimentul cargo frontal.

-Secțiunea 44/45 este partea centrală a fuselajului ce conține : secțiunea centrală a aripii, grinda fuselajului, compartimentul de depozitare a trenului de aterizare principal

-Secțiunea 46 conține compartimenul cargo principal și ușa acestiua

-Secțiunea 47 conține comapartimentul cargo separat și ușa acestiua

-Sectiunea 48 conține peretele desparțitor de presurizare principal, compartimentul de stabilizare, compartimentul pentru sistemul auxiliar de energie (APU)

Aranjamentul interior al fuselajului se regasește în trei combinații in funcție de clasa la care pasagerul dorește să zboare.

Clasa a 1-a

Clasa a 2-a

Clasa – Pachet Economic

Aripa

Aripa depozitează rezervoarele de combustibil , sistemul de prindere al motoarelor, trenul de aterizare și suprafetele de control ale aeronavei.Parțile structural ale aripii sunt învelisul ce este realizat din aluminiu, două lonjeroane ce sunt situate în partea frontală a aripii și în zona terminală a acesteia, nervuri si lise. Tot pe aripă se regăsesc suprafețele de comandă ale aripii: flapsurile din boltul de fugă, aileron, flaperon, spoilere.

În general pentru construcția aeronavei se folosesc materiale compozite pentru a crește rezistența la coroziune și greutatea. Parțile componente ce sunt realizate din fibră de carbon sunt:

Profundor

Derivă

Aileron

Flaperon

Flapsuri

Spoilere

Sistemul de prindere a motorului pe aripă

Carcasa motorului

Nasul avionului

Din fibra de sticlă au fost realizate:

Boltul de atac

Boltul de fugă

Sistemul de prindere al aripii de fuselaj

Aripa

Ușiile trenului de aterizare principal

Dintr-un material composit special au fost realizate și :

Grinzile podelei fuselajului

Carcasa ampenajului vertical si orizontal

Coada Avionului

Majoritatea parților componente sunt realizate din materiale compozite. Ampenajul orizontal este realizat din fibră de carbon durificată, profundorul este din fibră de carbon. Ampenajul vertical este lafel din fibră de carbon durificată. Părțile auxiliare sunt din aluminiu sau titanium.

Echipamentele electrice

Echipamentul electric este situat în diferite locuri de pe aeronavă. Sunt așezate astfel încât să fie ușor de schimbat sau reparat atunci când acestea prezintă o defecțiune. Echipamentul central se afla printre podeaua cabinei pentru pasageri.

Motorizare

General Electric GE90 este o familie de turboventilatoare construite de GE-Aviation pentru Boeing 777, cu o putere de la 329 la 512 kN. A fost introdusă în noiembrie 1995 pe avioanele 777 ale British Airways, și este disponibil doar pentru acest model.

Sunt cele mai puternice motoare de avion aflate în producție. Diametrul acestora este mai mare decât al avionului Boeing 737. S-a afirmat că un singur asemenea motor poate aspira tot aerul dintr-o clădire precum Madison Square Garden într-un minut.

Cap.5 Devizul de greutăți și epura de centraj

Devizul de greutați și centraj – Anexa 3,4

Stabilirea greutății unei aeronave respectiv a componentelor sale ca și repartiția acestora pe avion sunt esențiale pentru un proiect nou întrucât aceste date se reflectă în toate evaluările ulterioare care privesc performanțele ca și proiectul de detaliu al avionului.

Pentru faza de anteproiect se recurge de regulă la estimări. Două proceduri pot fi menționate în această ordine de idei:

– Primul procedeu este pur statistic și constă din valorificarea experienței de construcție anterioare. Această cale, de altfel foarte comodă, are dezavantajul că introduce un anume grad de aproximare sau nesiguranță în selectarea valorilor unor parametri – fapt de altfel de așteptat de la un asemenea procedeu… Statistici "individualizate" pe categorii mai restrânse de avioane pot conduce totuși la rezultate de încredere.

– Al doilea procedeu, (semi-)analitic, încearcă să evalueze greutățile – cel puțin pentru subansamblele principale (aripă, fuzelaj, ampenaje) – pe baza unor calcule de rezistență elementare pornind de la parametri geometrici deja fixați și aplicând criterii de proiectare de ordin general.

Procedeul are desigur limite evidente… După cum se știe din Rezistența materialelor, singurele corpuri care pot fi reprezentate prin formule simple de verificare/dimensionare sunt barele; avionul este însă o structură complexă și reducerea acesteia la un model simplu de tip bară este, totuși, forțată. Pe de altă parte, o operație de dimensionare permite doar definirea elementelor primare de rezistență ca structură "optimă"; pentru evaluarea "restului" structurii, într-un asemenea procedeu se introduc diverși factori de corecție pentru structura "neoptimă" respectiv pentru structura "secundară", ceea ce lasă locul unor aproximări inevitabile.

O literatură destul de bogată există în legatură cu subiectul "gravimetrie preliminară". Aici se vor da unele principii ilustrative…

După [Sechler], în evaluarea greutății componentelor majore ale avionului se pornește, oarecum natural, de la doi parametri prestabiliți; aceștia sunt Gmax (asimilat cu "design gross weight") respectiv Gu (greutatea "operațională").

– Gmax se fixează apriori pe baza datelor statistice; alternativ, se poate proceda astfel:

– Se pornește cu Gu care, pentru un tip de avion anume, poate fi stabilit foarte riguros. Mai departe, în funcție de categoria avionului, din date statistice se selectează raportul Gu/Gmax (pentru avioane în general, acesta este cuprins între (25-40)%…); din acesta rezultă însuși Gmax.

Tabela de mai jos ofera o privire informativă asupra distribuției de greutăți ca fracțiune din greutatea maximă de proiectare pentru categoria avioane de transport.

Limba romana !!!

Cap.6 Evaluarea caracteristicilor aerodinamice pentru aeronava

Se face un tabele cu margine invizibila cu doua coloane si in ultima coloana se pune numarul relatiei (capitol.nr curent ecuatie)…. cu referinta corespunzatoare in text…

Prin conventie consideram aripa “completa” de la o extremitate la cealalta (conceptul “gross wing”). Deci suprafata de referinta a acesteia va cuprinde planurile si partea fictiva din fuzelaj ce le conecteaza.

In cazul aripilor de alungire relativ mica, unele metode de calcul din aerodinamica impun considerarea planurilor extremale (“net wing”). In acest caz, caracteristicile aripii rezulta din interactiunea aripa-fuzelaj.

Vom introduce in continuare un sistem de referinta propriu al aripii Oxyz astfel: axa Ox orientata dupa coarda profilului din planul de simetrie, cu originea in varful aripii si axa Oz perpendiculara pe prima etc.

Introducem de asemenea si o linie de referinta proprie a aripii – prin conventie linia 25% CMA si presupunem ca torsiunea aripii e definita in raport cu aceasta linie.

Aripa este descrisa de urmatorii parametri generali:

Conturul aripii – se refera la aripa in planul xOy

Anvergura aripii (2b, in cazul nostru 30.15 m), C0, Ce (anume coarda in planul de simetrie si respectiv coarda la extremitate.

Unghiul de sageata (χ – in cazul nostru aproximativ = 35) – unghiul dintre proiectia liniei sfert de coarda si axa Oy.

Unghiul diedru (δ) – unghiul dintre proiectia liniei “sfert de coarda” in planul yOz si axa Oy

Coarda la extremitate Ce si coarda la incastrare in dreptul axei Ox

Suprafata aripii – definita geometric prin urmatoarea formula, in care C(y) este distributia de corzi in anvergura:

Raportul de trapezoiditate:

Alungirea, definita ca raportul dintre patratul anvergurii si suprafata aripii:

Coarda medie geometrica este coarda unei aripi dreptunghiulare avand aceeasi anvergura si suprafata ca aceasta (geometric echivalenta):

Cu aceasta, alungirea se mai scrie:

Aripa echivalenta, coarda medie aerodinamica. Fortele aerodinamice de pe aripa razulta din distributia de presiuni; in particular, aceste forte se pot reprezenta prin coeficientii locali de portanta/rezistenta/moment pe sectiunile (profilele) aripii. Pentru aerodinamica generala a avionului e important sa se dispuna de o reprezentare sintetica a intregii aripi.

Pe aceasta avem formulele:

De aici vom avea:

9.699 m

Profilul aripii pentru aeronava Boeing 777 nu este specificat in nici o carte sau documentatie tehnica a aeronavei.Am ales un profil NACA seria 6 deoarece sunt profile laminare folosite pentru viteze mari. Punctul de presiune minima pentru profilele NACA seria 6 este mult mai apropiat de bordul de fuga al profilului.

Profil NACA 63(2)-215

Grosimea relativa

Pozitia grosimii maxime

Polarele profilului

– Panta portantei:

– Cz profil

– Incidenta critica

-Incidenta la portanta nula

Coeficientii aerodinamici ai avionului.

Acesti coeficienti sunt cunoscuti fiind calculati intr-un program realizat in Matcad. Au fost calculate pentru mai multe valori ale lui mach. In urmatoarele calcule s-a ales valorile coeficientilor aerodinamici pentru Mach aproximativ 0.84.

Coeficientul de portanta maxim:

Coeficientul de portanta minima:

Coeficientul de portanta cu falpsul bracat:

Coeficientul de rezistenta la inaintere maxim:

Coeficientul de rezistenta la inaintare minim:

Coeficientul de moment:

Cap.7 Diagrama de Manervră și rafală (DMR)

TEXT>…CS-25 incadrare aeronava, evolutii permise, masa, subpart C. Structure – indicatii , restrictii, mod trasare diagrame

7.1. Diagrama de Manevra

Parametrii fixati:

m

299370 kg – masa avionului

Densitatea aerului la m:

Viteza sunetului la m:

299.46m/s

Coeficientul de portanta maxim: MULT ….1.25….1.35 max fara voleti

Coeficietul de portanta minim: -0.6….-0.5 (max…)

Coeficietul de portanta maxima cu profilul bracat:

Factorul de sarcina pozitiv:

Pentru avioanele din categoria N conform regulamentului CS-25

Conform paragram ….CS-25 [referinta]

2.134 dar .Se alege cazul de calcul .

Factorul de sarcina negativ:

Pentru avioanele din categoria N conform regulamentului CS-25 se alege cazul de calcul

DETERMINAREA PUNCTELOR CARACTERISTICE ALE DIAGRAMEI DE MANEVRA

Punctul S:

factorul de sarcina:

viteza:

Punctul :

factorul de sarcina:

viteza:

Punctul A:

factorul de sarcina:

viteza: 212.595m

Punctul C:

factorul de sarcina:

viteza: 247.778m/s viteza obtinuta din datele avionului

Punctul D:

factorul de sarcina:

viteza se determina astfel incat . Rezulta =0.877 si = 262.751m/s

Punctul E:

factorul de sarcina:

viteza:

Punctul F:

factorul de sarcina:

viteza:

Punctul G:

factorul de sarcina:

viteza: 190.744 m/s

Punctul H:

factorul de sarcina:

viteza:

Punctul I

Factorul de sarcina

Viteza aeronavei pentru flaps bracat complet este luata din datele tehnice ale aeronavei

Punctul J:

factorul de sarcina:

viteza: 212.595m

7.2 Diagrama de rafala ….prezentare mod trasare

Pentru realizarea diagramei de manevră în rafală este nevoie de relizarea umătoarelor calcule de care este nevoie în determinarea punctelor caracteristice ale diagramei:

35 unghiul de sageata

7.49 alungirea

Vom considera o rafală de tip „1+cos”.

89.34

0.831

Punctele B’ si B’’:

Pentru punctele care se află la intersecția curbei cu dreapta de , trebuie rezolvată următoarea ecuație de gradul II.

Rezulta:

1.341

0.658

Punctele C’ si C’’:

15 m/s

1.272

0.727

Punctele D’ si D’’:

7.5 m/s

1.136

0.863

7.3 Anvelopa de zbor

Cap.8 Sarcini de calcul pe aripă

Descriere structura avion (pe cut-away)….cu o poza „generica”….

Construirea unui desen de lucru aripa….cu definire axa elastica….pozitie lonjeroane, rezervoare aripa….vezi cut-away…. pentru pozitionare pe desenul de lucru.

Prima sectiune trece prin lonjeronul ultim….iar ultima sectiune (capat de plan) trece prin „primul” lojeron…se coteaza cam totul….se pun acrosajele si cu identificarea pozitiei elementelor de prindere motor…. totul pe un desen de lucru suficient de mare , realizat la o scara „observabila” 1: 110, 50, 100, etc…..

Se pun nervurile….si se aleg 20 de sectiuni de calcul…. de preferat unele sa coincida cu nervurile normale. SUCCES !!!

În acest capitol se vor regăsii diagramele de tensiuni, momente de încovoiere și momente de torsiune. Pentru calculul acestora au fost folosite anumite simplificări ce a redus nivelul de complexitate a problemelor la un simplu caz de determinare a solicitărilor pe o bară încastră la un capăt. S-a considerat că volumul, și densitatea sunt constante pe întreaga lungime a bării.

Forțele ce actionează asupra unei aripii în timpul unui zbor sunt complexe și multiple. Pentru simplitate am considerat că principalele forte ce acționează asupra unei aripii sunt ; forța portantă, greutatea aripii,greutatea motoarelor si greutatea rezervoarelor. Aceste forțe sunt uniform distribuite pe întreaga suprafată a aripii. Pentru portantă am considerat, forța distribuită ca fiind eliptica, trapezoidala pentru greutate aripii si a rezervoarelor, iar forța dată motoare am considerat-o punctiformă.

Calculul mathematic al diagramelor a fost realizat în Matlab. Condițiile initiale ce au fost impuse în determinarea solicitărilor au fost:

Factorul de suprasarcină pozitiv

Factorul de suprasarcina negative

Greutatea avionului

Unghiul de incidenta al aripii

Semi-lungimea aripii

Distanța de la încastrarea aripii până la motor

Greutatea motoarelor

Coarda la incastrare si la extremitate

Suprafarata aripa

Numar nervure (sectiuni de calcul)

Lungime Rezervor

Greutate rezervor

Pozitionare lonjeroane (procente din coarda)

Foțele ce acționează asupra aripii vor fi:

Forța portantă ….trebuie reevaluata ….cu o metoda mai buna…. Cea cu “cos” e o “balarie”….didactica…..

Greutatea aripii

Greutatea rezervoarelor

Am considerat existe mai multe cazuri de zbor al aeronavei in care solicitarile pot varia:

Cazul in care aeronaval se afla in zbor cu rezervorul plin cu factorii de suprasarcina si vitezele din punctul A C si D al diagramei de manevra si rafala.

Cazul in care aeronaval se afla in zbor cu rezervorul gol cu factorii de suprasarcina si vitezele din punctul A C si D al diagramei de manevra si rafala.

Cazul in care aeronaval se afla la sol cu rezervorul plin (B)

Cazul in care aeronaval se afla la sol cu rezervorul plin (B1)

8.1 Diagrama de tensiuni

Functia principala dupa care s-a relizat diagram de tensiuni a aripii este urmatoarea:

Aceasta functie devine particulara pentru fiecare caz in parte. Diagrama rezultata va fi:

Se observa ca pentru fiecare caz tensiunea maxima apare in incastrarea aripii . Tensiunea in zbor este pozitiva orientata in sensul fortei generate de portanta aripii, iar in cazul la sol tensiunea devine negative datorita fortelor de greutate.

Cazul in care tensiunea este maxima este cel in care aeronava se afla in zbor cu rezervorul goale

8.2 Diagrama de momente incovoietoare

Functia principala dupa care s-a realizat diagram de momente incovoietoare este:

Ca si in cazul precedent exista o functie sau care determina existenta sau nu a fortelor datorate greutatii motorului sau a rezervorului si sunt definite astfel:

Ca si in cazul tensiunilor, momentul de incovoiere maxim apare tot pentru cazul in care avionul se afla in zbor cu rezervoarele goale.

8.3 Diagrama de Momente de torsiune

Functia principala dupa care s-a relizat diagram de momente de torsiune a aripii este urmatoarea:

-distanta de la bordul de fuga la axa elastica

-distanta de la bordul de fuga la motor

-distanta de la bordul de fuga la rezervor

Aceasta functie devine particulara pentru fiecare caz in parte. Diagrama rezultata va fi:

Se observa ca pentru fiecare caz momentul maxim apare in incastrarea aripii . Fata de celelalte diagrame se observa ca momentul de torsiune maxim este pentru cazul in care aeronava se afla in zbor cu rezervorul in gol cu factor de suprasarcina si viteza din punctul A de pe diagram de manevra si rafala.

Cap.9 Predimensionarea structurală

Studiul fenomenelor aeroelastice associate aripii unui avion se poate face pe doua nivele de precizie distincte si anume:

Aripa “izolata”: in acest caz aripa se considera natural un corp elastic rezemat intru-un mod oarecare (incastrata) pe restul avionului considerat rigid si de masa infinita

Aripa impreuna cu restul avionului (problema avionului liber in spatiu). In ambele situatii prin aripa se subantelege de fapt planurile extremale.

Se va considera urmatoarele sisteme de axe:

Sistemul ‘aerodinamic’ Oxyz, legat de curentul de la infinit cu originea in planul de simetrie al avionului;

Sistemul propiu conventional al aripii ca structura unidimensionala, in lungul axei elastice.

Pentru studiul aeroelastic propiu-zis se va introduce un sistem propiu al consolei aripii, cu originea pe flancul fuselajului.

Definirea sectiunilor de calcul:

Pentru aripa in teoria de bara se adobta reprezentarea traditionala a acesteia ca sistem continuu cu parametrii distribuiti, in consecinta toate caracteristicile aripii se exprima formal prin functii continue. S-au considerat ca sectiuni de calcul importante urmatoarele sectiuni:

Din urmatorea repezentare a sectiunilor de calcul au rezultat urmatoarele dimensiuni pentru calculul de proiectare:

! Se cunoaste faptul ca distanta dintre lise trebuie sa fie aproximativa intre (10-25 cm), dar in acest caz la coarda de la extremitate dimensiunile nu se mai afla in gama de intervale, deoarece numarul de lise este foarte mare. Trebuie sa tinem cont de acest fapt si in apropierea extremitatii aripii trebuie redus numarul de lise.

S-au trasat in capitoul anterior diagramele de solicitari pentru mai multe cazuri considerate importante pentru dimensionare. Din diagrame se observa ca solicitarile maxime sunt in cazul in care aeronava se afla in zbor cu rezervorul gol in punctul C de pe anvelopa de zbor. In fiecare sectiune am scos valorile pentru Tz Mi si Mt intr-un vector de valori:

Pentru calculul de predimensionare s-au utilizat sarciniile ultime:

Materialele utilizate pentru predimensionarea sunt :

9.1 Încovoierea

Considerăm k- coeficient de preluare a sarcinilor de catre lonjeron.

Astfel, momentul încovoietor se împarte între momentul încovoietor preluat de lonjeroane și momentul incovoietor preluat de catre lise și înveliș

Încovoierea pe lonjeroane

-acest moment încovoietor preluat de lonjeroane se împarte la randul său în moment încovoietor preluat de lonjeronul 1 si cel preluat de lonjeronul 2.

Cum DeL1 si DeL2 sunt distantele efective dintre talpile lonjeronului putem utiliza formula urmatoare pentru determinarea momentelor preluate de fiecare lonjeron in parte in fiecare sectiune :

Vom considera pentru simplificare parametrul „t” ca fiind in continuarea necunoscuta in predimensionarea lonjeronului de aripa :

Plecand de la formula lui Navier si punand cel a al materialului ales vom putea scoate momentul de inertie al lonjeronului pentru fiecare sectiune de calcul.

! Valorile obtinute pentru t se vor rotunji la valori mai mari pentru siguranta.

Cele doua formule reprezinta Navier pentru lonjeronul 1 si 2. Momentele de inertie pentru fiecare sectiune va fi :

Se vor calcula in continuare momentele de inertie literal al sectiunii transversale a talpilor lonjeronului, vom si egaland cu momentul de inertie calculat din formula lui Navier va rezulta t (grosimea talpilor lonjeronului)pentru fiecare sectiune de calcul. Vom considera ca talpile lonjeronului nu vor fi supuse la incovoiere si le vom scoate din calculul de predimensionare la incovoiere a lonjeronului si din calculul momentului de inertie al lonjeronului.

Talpa lonjeron 1 Talpa lonjeron 2

Incovoierea pe lise si invelis

Pentru predimensionarea liselor si a invelisului vom considera acelasi model utilizat pentru lonjeron. Momentul de incovoiere va ce a ramas din momentul total dupa ce o parte a fost preluat de catre lonjeron. Calculand momentul de inertie cu formula lui Navier si egaland cu momentul de inertie sectiunii transversale obtinem ‚t’ ca fiind grosimea unei lise. Latima unei lise va fi considerata initial ca fiind de 10 ori valoarea lui t

9.2 Forfecarea și torsiunea

În cele ce urmează vom considera doar chesonul format de cele două lonjeroane și de înveliș căruia îi vom aplica fluxul de forfecare(q1,q2) și cuplul fortelor rezultat din momentul de torsiune(qt).

Fortele de forfecare vor fi tesiunile date din diagrama Tz pentru fiecare sectiune prezentate in Cap. 8.

Fortele de forecare pe invelis si inimile lonjeroanelor datorate momentului de torsiune se vor calcula cu formula lui Bredt:

Fluxurile totale pe inima lonjeroanelor sunt :

Grosimile inimilor lonjeroanelor sunt :

Fluxul pe înveliș este egal cu qt, deci grosimea învelișului este:

Asadar grosimile inimii de lonjeron si a invelisului sunt :

!Grosimea invelis s-a inmultit cu un factor de mutiplicare standard, 30 ales pentru cazul de fata

Fluxurile totale pe inima lonjeroanelor sunt :

Grosimile inimilor lonjeroanelor sunt :

Cap 10.Verificarea structurii dimensionate la solicitarile date

Pentru a putea definitiva dimensionalizarea unei structuri este nevoie să se ia in considerare toate tipurile de solicitari inclusiv pierdearea stabilitatii. In cele ce urmează se vor calcula diverse dimensiuni la solicitari ultime de pierdere a stabilitatii prin crippling sau forfecare.

10.1 Verificarea liselor si a talpilor de lonjeron la crippling

In acest parte vom folosii formulele lui Gererd pentru a dimensiona grosimea liselor respectiv a talpilor de lonjeron. Vom calcula aceasta grosime, impunand ca tensiunea de pierdere a stabilitatii sa fie tensiunea maximă (limita) dupa care , grosimile obtinute se vor compara cu cele obtinute din incovoiere, iar rezultatul final va fi maximul dintre acestea deoarece structura trebuie sa reziste la toate solicitarile ce apar.

Se folosesc cele doua formule ale lui Gerard, una pentru profile T (necesara calculului talpilor de lonjeron) si cealalta pentru profile corniere sau profile L (necesara calculului talpilor liselor).

σcr=σs*k, k=(0,9 pentru lonjeron, 0,7 pentru lise), S- aria sectiunii transversale, Ec- modul de elasticitate la compresiune, σc – tensiunea de curgere a materialului, g-coeficient egal cu numarul de flancuri + numarul de taieturi al profilului, t- grosimea profilului.

Asadar din cele doua formule se scoate grosimea t, si cu valorile introduse se calculează aceasta grosimea.

10.2 Verificarea invelisului la forfecare

Pentru verificarea invelisului la forfecare vom determina latimea lucranda a acestuia. Latimea lucrand reprezinta o sectiune invelis care lucreaza la sarcinile la care este supusa concomitent cu talpile lisei si a lonjeroanelor.

In continuare vom afla aceasta latime lucrandă, fluxul de forfecare si tensiunile tangentiale ce apar pe invelis.

Acest proces va fi unul iterativ in care latima lucranda se va calcula pana cand aceasta incepe sa convearga la o solutie stabila . La fiecare iteratie se va determina centrul de greutate al sectiunii si momentul de inertie pentru a putea determina tensiunea efectiva in inevlis.

Latimea lucranda va fi egala pentru inceput cu :

2w- latime lucranda, δ- grosimea invelisului, σef – tensiunea efectiva in invelis

In cele din urma cu formula lui Navier, tensiunea efectiva in invelis, procedeul se itereaza pana cand latimea lucranda se stabilizeaza.

In cazul de fata, procesul se repeta de 3 ori si la a treia iteratie se citeste latimea lucranda si se compara cu limita maxima obtinuta experimental:

Cu latimea lucranda determinata se va calcula in continuare fluxul de forfecare pe invelisul aripii ignorand restul de invelis.

Calculam fluxurile de forfecare cu formula lui Juravski:

Am considerat ca fluxul de forfecare este compus dintr-un flux de forfecare datorat fortelor taietoare si un flux de forfecare datorat momentelor de torsiune.

In fiecare punct considerat ca centru de greutate pentru ariile de invelis corespondente liselor respectiv talpilor de lonjeron, adica in punctele in care invelisul lucreaza, se calculeaza acest flux de forfecare, dupa care se calculeaza tensiunile tangentiale gasite si se verifica cu tensiunea admisibila.

O conditie ce se impune grosimii invelisului este de a nu-si pierde stabilitatea, adica tensiunea de curgere a materialului sa fie mai mica sau cel putin egala cu tensiunea critica de stabilitate.

Fluxurile de forfecare rezultate impreuna cu tensiunile tangentiale pentru toate sectiunile de lucru la fiecare 2w vor fi reprezentate in programul de calcul matcad anexat la proiect. In continuare se vor afisa reprezentativ cateva valori pentru forfecare si tensiuni.

Verificarea invelisului la pierdere de stabilitate (flambaj)

Deoarece invelisul aripii se afla la o distanta apreciabila de fibra neutra a aripii, se induc tensiuni mari atat de compresiune cat si de tractiune pe extrados respectiv intrados fapt ce duce la o verificare la flambaj a acestuia in regim de compresiune.

Luam cazul extradosului, si consideram ca tensiunea maxima ce se induce in invelis este tensiunea la curgere a materialuluil deoarece am calculat capitolul.

Consideram placa din imagine ca fiind simplu rezemata pe toate cele 4 laturi ale sale, atunci punem scrie expresia tensiunii critice de cedare a placii la flambaj.

Consideram pentru materialul ales υ=0,32.

Calculam astfel grosimea invelisului data de verificarea la pierdera de stabilitate :

Se observa diferente de valori mari pentru grosimea invelisului fata de valorile rezultate in celalte cazuri de calcul. Acest lucru poate fi datorat distantei mari dintre sectiuniile de calcul si distanta mica dintre lise, facand invelisul sa se comporta ca si o bara zvelta supusa la flambaj.

Cap 11. Dimensionare costructiva a elementelor structurale

In acest capitol pentru dimensiunile rezultate, in cazul in care acestea au valori foarte mici, se vor modifica astfel incat sa indeplineasca cerinta de a se putea realiza tehnologic si de a asigura prinderea in siguranta prin nituire, sudare sau asamblari demontabile.

Pentru realizarea tehnologica a acestor elemente trebuie respectate doua conditii:

Grosimile sa fie multiplu de 1 mm si cotele laterale (latimi, inaltimi) ale profilelor in lungul aripii sa varieze in mod uniform.

11.1 Dimensionare constructiva a lonjeronului

Variatiile de dimensiuni il lungul anvergurii pentru lonjeron sunt reprezentate in urmatoarele grafice:

Dimensiunile efective reprezinta dimensiunile de fabricatie. Vor fi introduse tabelar dimensiunile:

11.2 Dimensionarea constructiva a liselor si invelisului

Cap 12.Concluzii

Concluzia principala si generala poate fi reprezentata grafic prin realizarea chesonului de aripa proiectat la o anumita scara.

Un lucru important de care nu s-a tinut cont este numarul de lise, acesta ar fi trbuit sa fie variabil in lungul anvergurii, scaznd treptat. Acesta lucru poate ramane o tema pentru viitor .

Dimensiunile obtinute din calcule nu sunt relizabile din punct de vedere tehnologic, de aceea pentru cazurile in care dimensiunile au iesit foarte mici deoarece solocitarile din acea sectiune erau apropiate de zero au fost aproximate la valorii medii.

Toate valoriile obtinute la verificare se afla in limitile admise. Ordinul de marime am dimensiunilor nu variaza foarte mult pentru primele sectiuni. Dimensiunile sunt apropiate de cele ale aeronavei Boeing 777.

Bibliografie

[1] Flight crew operating manual for Boeing777

[2] https://en.wikipedia.org/wiki/Boeing777

[3] http://www.atraircraft.com

[4] http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=atr72sm-il

[5] http://planes.axlegeeks.com/l/124/ATR-72-500

[6] http://booksite.elsevier.com/9780340741528/appendices/data-a/default.htm

[7] http://www.modernairliners.com/boeing-777/boeing-777-history/

[8] http://www.geocities.ws/aircraftssg/B777.html

[9] Notite de curs + Seminar