Испытания самолетов динамически

Испытания самолетов динамические 99 [c.382]

Прочность и жесткость конструкции проверяют статическими, динамическими и летными испытаниями самолета. Если в результате испытаний обнаруживают отступления от норм прочности и жесткости, конструкцию дорабатывают. [c.98]

Анализ типовых программ испытаний опытного самолета, предлагавшихся в рассматриваемый период времени, указывает на существенное их изменение буквально в течение двух-трех лет вследствие усложнения авиационной техники. Так, в работе [23] была приведена программа, состоящая всего из 27 полетов общей продолжительностью 30 ч, в которой указывалось, что продолжительность подготовки опытного самолета к испытаниям составляет 2 дня, анализ и оформление результатов — 5 дней. Указывалось также, что необходимо предусмотреть 4 — 5 полетов для доводки самолета и отдельных агрегатов. В упомянутом выше Справочнике авиаконструктора приведена типовая программа испытаний опытного самолета, которая содержит 92 полета общей продолжительностью 82 — 95 ч. В числе включенных в программу задач указаны такие, как снятие поляры, снятие характеристик винтов, испытания на динамическую устойчивость, испытания на штопор. Программой предусматривались полеты для определения температурных характеристик моторной группы и доводки системы охлаждения, полеты на больших скоростях с целью проверки отсутствия вибраций типа флаттера, определения границы устойчивости двигателя и подбора шага винта, снятие кривых статической устойчивости, испытания самолета в перегрузочном варианте, определение характеристик самолета на лыжах и другие задачи. Сопоставление этих программ показывает, что увеличение их объема определялось увеличением числа и сложности функций самолета и, кроме того, расширением знаний специалистов относительно необходимых задач испытаний. Воспользуемся случаем и напомним, что испытания современных самолетов предусматривают необходимость выполнения более 1500 — 2000 полетов, что является показателем прогрессивного усложнения самолетов, их систем и расширения функций. [c.318]

Необходимость широкого развертывания аэродинамических исследований, изучения статической и динамической прочности конструкций и проведения летных испытаний скоростных самолетов повлекла соответствующее расширение и совершенствование научно-экспериментальной базы. [c.343]

Размер элементов. Проведение испытаний очень больших систем на воздействие некоторых внешних факторов в лаборатории часто бывает связано со значительными трудностями. Особенно это относится к динамическим воздействиям, таким, как удары, вибрации, постоянное ускорение или быстрые изменения атмосферного давления и температуры. В случаях испытаний на комбинированное воздействие этих факторов почти обязательным будет решение об использовании естественных внешних условий. Изделия обычно подвергаются таким испытаниям, как транспортировка по неблагоустроенным дорогам в контейнерах летные испытания отдельных, отсеков и ступеней больших управляемых ракет, космических кораблей или самолетов испытания автомобилей и других самоходных машин на полигонах, в пустыне и в арктических условиях. Конечно, можно построить лабораторное оборудование для проведения испытаний больших изделий на воздействие различных внешних факторов, но, как правило, стоимость такого оборудования очень высокая и затраты могут быть оправданы только тогда, когда другие условия требуют проведения лабораторных испытаний. [c.168]

Спектр собственных частот и форм колебаний конструкции ЛА определяются расчетом и экспериментом. Результаты определения собственных частот и форм колебаний служат основой для анализа динамических свойств ЛА. Как правило, исходят из предположения о наличии продольной плоскости симметрии ЛА, и поэтому колебания разделяют на два независимых спектра симметричные и антисимметричные. Различным тонам свободных колебаний всего ЛА в зависимости от вида их форм присваиваются названия, которые связаны со свободными колебаниями отдельных частей. Общее число обследуемых тонов свободных колебаний современного тяжелого самолета достигает нескольких десятков в диапазоне частот от долей до нескольких десятков Гц. Собственные частоты и формы колебаний определяются экспериментально путем проведения специальных частотных (вибрационных) испытаний. [c.481]

Современные натуральные объекты , о которых здесь идет речь (водопроводы, гидротехнические сооружения, самолеты, дирижабли, тепловые двигатели и т. д.), имеют зачастую настолько большие размеры, что экспериментировать с ними в натуре практически невозможно. Кроме того, данные относительно натуральных объектов обычно необходимо иметь тогда, когда самих объектов еще не существует эти данные необходимы обычно для проектирования. Здесь приходит па помощь моделирование явления. Если явление моделировано правильно, т. е. с соблюдением не только геометрического, но и динамического и теплового подобия, то можно быть уверенным, что результаты испытания в лаборатории уменьшенной модели будут такими же, какими были бы результаты испытания натурального объекта. Так, например, если проектируется водопровод и необходимо знать коэффициент сопротивления для его труб, то можно в лаборатории испытать трубу уменьшенного диаметра и определить для нее коэффициент сонротивления. Если нри опыте число Рейнольдса было таким же, как и для натурального водопровода (этого можно достичь, например, увеличивая скорость во столько же раз, во сколько уменьшен диаметр), то коэффициенты сопротивления будут одинаковыми для модели и натуры. [c.460]

При этом время нагружения исчисляется в долях секунды и определяется только общая работа деформации. Примерами динамических испытаний могут служить, например, испытания образцов на ударные нагрузки. Ударные нагрузки воспринимают, например,такая конструкция, как шасси самолета при посадке, или лист заготовки при штамповке взрывом. [c.138]

Для проведения расчетов была выбрана динамически подобная модель (ДПМ) крыла самолета, для которой были проведены частотные испытания и измерены [c.517]

Динамически устойчивый самолет после совершения некоторого числа продольных колебаний должен вернуться в тот же режим балансировки, из которого он был выведен. Динамически неустойчивый самолет либо начинает совершать колебания со все возрастающей амплитудой либо переходит в пикирование или в кабрирование. На фиг. 5 показаны виды записей самописца скорости при испытании на продольную динамич. устойчивость 1 — дивергенция — неустойчивый самолет, 2 — колебания с возрастающей амплитудой— неустойчивый самолет, 3 — колебания с постоянной амплитудой — нейтральная устойчивость, й — затухающие колебания — самолет устойчив, 5 — асимптотическая устой- [c.230]

Испытание на боковую динамич. устойчивость производится двумя способами 1) Самолет балансируется на каком-либо режиме, причем педали зажимаются и держатся все время зажатыми. Ручка отклоняется вбок до тех пор, пока крен не достигает 10°, а затем отпускается. Самолет с боковой динамической устойчивостью после возмущения возвращается в прежний режим полета без крена. Неустойчивый самолет в режим не возвращается. [c.230]

Одним из важнейших - факторов является поворот самолета для подъема носа, потребный после старта. Если угол тангажа самолета во время старта значительно меньше угла, определяемого любым из рассмотренных выше факторов, то создается недостаток подъемной силы в течение периода времени, потребного для перевода самолета на больший угол. Недостаток подъемной силы заставляет самолет проваливаться после схода с обреза палубы авианосца, пока не будет создано достаточное направленное вверх вертикальное ускорение для выхода его в горизонтальный полет. Для данной конечной воздушной скорости катапультного старта длина участка, на котором происходит просадка, изменяется в зависимости от времени, потребного для подъема носа, среднего недостатка подъемной силы в процессе поворота самолета и запасов подъемной силы и располагаемой тяги в конечном положении самолета. Длину участка, на котором происходит просадка, как функцию потребного поворота самолета для подъема носа нельзя определить с достаточной точностью во время береговых катапультных стартов вследствие ярко выраженного влияния земли на характеристики поворота самолета для подъема носа. Для более точного определения потребного поворота самолета для подъема носа и его взаимосвязи с другими факторами, определяющими минимальную конечную воздушную скорость катапультного старта, до палубных испытаний посредством моделирования на ЭВМ проводится динамический анализ характеристик катапультного взлета. Моделирование основано на уравнениях движения, включающих и тот вклад, который дает энергия, накопленная носовой и основной стойкой шасси в процессе старта. [c.176]

Предварительные испытания трамплина завершились летными, которые были проведены с целью определения максимально допустимых углов атаки Отах самолетов, статистических и динамических характеристик самолетов в случае отказа одного из двигателей. [c.211]

Влияние конфигурации самолета хорошо видно из динамических данных и в основном согласуется с тенденциями, определенными во время испытаний при неподвижной палубе. Например, на рис. 4.20 представлена зависимость изменения подъемной силы от вертикального движения палубы. Максимальная индуцируемая подъемная сила [c.290]

Таким образом, основные тенденции влияния качки корабля на индуцируемые аэродинамические эффекты могут быть представлены с помощью данных статических испытаний. Однако расчеты, основанные на этих данных, часто чрезмерно оптимистичны, в частности в случае сложных комбинированных движений палубы. Этот результат имеет большое значение, поскольку исследования влияния качки из соображений стоимости и простоты проводятся обычно в статических условиях. Очевидно, что использование этих данных для динамических условий может привести к занижению требований к мощности управления и к заниженной оценке потерь подъемной силы самолета ВВП. [c.293]

При подготовке самолета к полетам были проведены частотные испытания СДУ, сняты динамические и кинематические характеристики, характеристики загрузочных устройств и трения проводки управления. Проводилась отработка и проверка систем управления с работающими двигателями на стоянке и на первых рулежках самолета. [c.97]

Динамические испытания самолета бывают двух видов. К первому виду относятся испытания, проводимые для проверки прочности конструкции при динамическом приложении нагрузки, а также испытания, выявляюш,ие область опасных резонансных и самовозбуждающихся вибраций. К ним относятся многократные копровые испытания шасси при эксплуатационных нагрузках (при этом конструкция шасси должна без разрушений выдержать нормированное число оборотов). [c.99]

Но основное внимание институт сосредоточил на конструировании и испытании цельнометаллических самолетов, более крупных, легких и долговечных по сравнению с деревянными. В отделе опытного самолетостроения, руководимом А. Н. Туполевым, были начаты исследовательские, экспериментальные и опытно-конструкторские работы, завершившиеся в 1924 г. постройкой опытного одномоторного цельнометаллического (изготовленного из кольчугалюминия) самолета АНТ-2 Еще через год тем же отделом была закончена постройка одномоторного цельнометаллического самолета АНТ-3 и двухмоторного цельнометаллического самолета АНТ-4 (табл. 16), получивших в серийном производстве условные обозначения Р-3 (самолет-разведчик) и ТБ-1 (тяжелый бомбардировщик). В 1929—1931 гг. применительно к конструктивным решениям, осуществленным в самолете АНТ-4, были сконструированы и построены цельнометаллические двухмоторные самолеты АНТ-7 (Р-6) и АНТ-9 четырехмоторный самолет АНТ-6 (ТБ-3) и двухмоторный гидросамолет АНТ-8 ( летающая лодка МДР-2). Отработка технологии изготовления кольчугалюминиевых конструкций и проверка их сопротивляемости динамическим нагрузкам, их водонецроницаемости и способности противостоять корродирующему действию соленой морской воды велись при этом на опытных конструкциях аэросаней, глиссеров и торпедных катеров. [c.334]

Ко второму виду динамических испытаний относится определение форм и частот как собственных, так и вынужденных колебаний частей самолета для последующего уточнения расчетов критических скоростей автоколебаний и устранения возможных резонансов, а также испытания в аэродинамических трубах динамически подобных моделей для уточнения критических скоростей. Динамические испытания проводятся в специальных лабораториях, а показания при испытаниях измеряются осциллографами с применением электротензодатчиков различного типа. [c.99]

Температурные условия при статических и динамических испытаниях сверхзвукового самолета воспроизводят обогревом испытываемой части конструкции. Для этого применяют, например, кварцевые лампы с инфракрасным излучением и с аппаратурой для регулирования температурного поля, обдув горячим воздухом (струей газов) и т. д. Температура конструкции измеряется термопарами, а напряжения — электротензодатчиками. [c.99]

Проводилось изучение физико-механических характеристик морского льда и снегольда с обоснованием методов испытания натурных фрагментов и учетом их температуры, плотности и влажности. Установленные законы деформирования ледяного покрова при статическом и динамическом нагружении самолетной нагрузкой, а также разработанные практические методы расчета минимально необходимой его толщины для тяжелых самолетов позволили выбирать подходящие ледовые поля и обеспечивать безопасность полетов авиации. Кроме того, были установлены и экспериментально уточнены параметры снежного слоя на ледяном покрове, предохраняющего лед от интенсивного и неравномерного таяния в летнее время и растрескивания при резких температурных перепадах, а также метод регулирования таяния ледяных полей в летний период, который обеспечил постоянную пригодность ледовых аэродромов для работы самолетов с колесными шасси и стал одним из достижений теории и практики в области ледотехиики. [c.20]

В связи с переходом на новую авиационную технику (самолеты ТУ-16, ТУ-104, ИЛ-18, ТУ-95, ЗМ, М-1) с 1954 т. были развернуты всесторонние исследования по созданию новых, более прочных конструкций жестких аэродромных покрытий, что потребовало разработки теоретических основ прочностного расчета покрытий и научного обоснования конструктивных решений. На этом этапе большой вклад в исследования внесли работы [207] Л.И. Манвелова—по обоснованию моделей грунтовых оснований и теоретическим основам расчета жестких покрытий на воздействие эксплуатационных нагрузок Б.С. Раева-Богословского и А.С. Ткаченко — по разработке методов расчета и принципов конструирования покрытий из предварительно напряженного железобетона Г.И. Глушкова — по разработке конструкций армобетонных покрытий, методик натурных испытаний плит покрытия специальными установками динамического воздействия шасси самолета при посадочном ударе и рулении А.В. Михайлова и Н.Н. Волохова — по методам расчета двухслойных покрытий и жестких слоев усиления И.Н. Толмачева — по расчету и конструированию железобетонных покрытий И.И. Черкасова — по совершенствованию моделей грунтовых оснований Л.И. Горецкого — по расчету цементобетонных дорожных и аэродромных покрытий на температурные воздействия Б.И. Демина—по разработке принципиальных подходов к проектированию сборных покрытий из предварительно напряженных железобетонных плит ПАГ, нашедших широкое применение в 60-е годы. Объем строительства аэродромных покрытий из плит ПАГ постоянно нарастал и особенно возрос в 70-80-е годы. [c.26]

Однако в действительности это не так странно. Рассмотрим, например, самолет, формы и частоты колебаний которого можно установить с помощью стендовых испытаний, о чем мы упоминали выше. Основной интерес представляют динамические характеристики самолета в воздухе, но испытания приходится проводить на земло. Поэтому необходимо обеспечить соответствующее опира-ние самолета, т. е, характеристики опор должны быть такими, чтобы не допустить существенного влияния установки на результаты испытаний. Установлено, что это требование выполняется, если самолет установлен на мягких пружинах — обычно при испытаниях понижают давление в его шинах. Самолет в воздухе, т. е. лишенный опор, можно рассматривать как часть системы, содержащей самолет и те опоры, которые имеются при резонансных испытаниях на земле. [c.69]

В середине 1933 г. Совет Труда и Обороны СССР утвердил генеральный план и стрюительную площадку для Нового ЦАГИ в пос. Стаханове под Москвой (ныне г. Жуковский). План строительства Нового ЦАГИ предусматривал создание блока натурных труб Т-101 и Т-104, блока малых труб Т-102 и Т-103, вертикальной штопорной трубы Т-105, скоростной трубы Т-106, комплекса для лабораторий статической и динамической прочности, высотной лаборатории и аэродрома для отдела летных испытаний и доводок. Размеры натурной аэродинамической трубы Т-101, оборудованной шестикомпонентными весами, позволяли испытывать в ней натурные самолеты с размахом крыла около 20 м и получать самые большие для того времени числа Рейнольдса при аэродинамических испытаниях. В натурной винтовой трубе Т-104 могли испытываться работающие силовые установки самолетов, а аэродинамическая труба больших скоростей открывала возможность изучения и решения проблем, связанных с влиянием сжимаемости возщха на аэродинамические характеристики перспективных самолетов. [c.11]

Испытания МТБ-2 в варианте амфибии были продолжены на втором опытном самолете ЦАГИ-44Д с двигателями М-87 А, который от первого отличался несколько увеличенной площадью крыла, горизонтального стабилизатора с рулями высоты и киля (см. рис. 8). Первый полет второго опытного самолета состоялся 26 июня 1938 г. под управлением летчика М. Ю. Алексеева на Московском аэродроме. Государственные испытания начались в апреле 1939 г. Их проводил летчик И. Т. Сухомлин. Во время испытаний МТБ-2 в варианте амфибии была получена скорость 314 км/ч на высоте 1000 м и максимальная скорость 351 км/ч на расчетной высоте (см. табл. 8). По оценке летчиков второй опытный самолет был динамически устойчив, имел хорошую маневренность, мог продолжать полет при отказе любого из четырех двигателей и при отказе двух двигателей, расположенных на одной стороне крыла. Мореходность самолета обеспечи- [c.282]

Английские ученые с 1964 года занимаются изучением последствий воздействия на человека инфразвуков. Поводом к таким исследованиям послужило одно непредвиденное обстоятельство. Сотрудники конструкторского бюро, расположенного недалеко от полигона, на котором испытывались реактивные двигатели для самолета Конкорд , постоянно чувствовали недомогание. Исследование показало, что во время испытаний двигателей в помещении наблюдался очень высокий уровень интенсивности инфразвука. Необычные симптомы, которые возникли у людей, были обусловлены сверхнизкочастотными компонентами звука, присутствовавшими в спектре шумов реактивного двигателя. Высокий уровень инфразвука может вызвать нарушение в статических ц. динамических органах равновесия тела, которые являютг-ся частью внутреннего уха. Есть предположение, что область собственных частот этих органов лежит именно в инфразвуковом диапазоне от 2 до 20 герц. Опросы людей, работающих на площадках для запуска ракет в США, подтвердили это предположение. [c.180]

Государственные испытания закончились 20 мая 1950 года. Акт госиспы-таний констатировал ряд недостатков недостаточную продольную устойчивость при посадках, уменьшение по сравнению с самолетом МИГ-15 (СВ) запаса динамической устойчивости, левый крен и скольжение при прямолинейном полете на скоростях 940—950 км/ч, неэффективность элеронов, ограничивающую угол крена 5. [c.103]

В 1970 г. была организована комплексная конструкторская бригада - по сопровождению летных испытаний в ЛИИ самолета 101 , которой руководил начальник бригады Владимир Ильич Виноградов, основной задачей которой являлось оперативное обеспечение КД и внедрение конструкторских изменений в процессе летных испытаний. Кроме того, в процессе ЛИ была разработана система КЗА, проведены измерения статистических и динамических нагрузок температур с анализом их результатов под руководством специалистов Л.И. Корчика, О.И. Охотникова, [c.81]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...