Прочность конструкции самолета

Рассмотрим пример использования МКЭ при расчете на прочность конструкции самолета Боинг-747 . [c.78]

Максимально допустимые перегрузки в полете обычно ограничиваются либо прочностью конструкции самолета, либо физиологическими возможностями летчика, либо величиной допустимого коэффициента подъемной силы Су без из условия безопасности полета. [c.60]

Прожектор сигнальный ручной 235 Профиль полета 52 Проходимость самолета 20 Процесс усталостный 103 Прочность конструкции самолета, нормы 94—96 [c.386]

Как уже упоминалось выше, требования, предъявляемые к прочности конструкции самолетов, предназначенных для базирования на авианосцы, позволили этим самолетам осуществлять взлет с трамплина. Самолеты других родов войск должны использовать трамплины с меньшими углами подъема. Однако, для того чтобы обеспечить необходимый угол схода самолета с трамплина, необходимо увеличить секцию трамплина, которая определяет угол его подъема, и, таким образом, длина и высота трамплина будут возрастать. [c.226]

Прочность конструкции самолета была увеличена за счет усиления поясов лонжерона крыла, хвостовых рам фюзеляжа, жесткости верхней обшив- [c.83]

Расчет на прочность конструкции самолета сводится к определению напряжений и деформаций ее элементов методами строи- [c.5]

Так, например, в строительной механике сооружений большое место занимают вопросы раскрытия статической неопределенности рам и стержневых систем, расчета балок и плит, лежащих на упругом основании, и т, д. В строительной механике самолета большое внимание уделяется вопросам устойчивости подкрепленных элементов оболочек и других тонкостенных элементов корпуса и крыльев и т. д. Словом, строительная механика любого профиля может рассматриваться как механика конкретных деформируемых конструкций и машин, привязанных к определенной отрасли техники или строительства, и ее задачей является определение напряжений и деформаций в моделях (расчетных схемах) специальных конструкций. Строительная механика служит основой для дисциплин, изучающих прочность реальных конструкций и машин (рис. 1.1). Их можно объединить общим названием Проектирование и прочность . Задача этих дисциплин — построение расчетной модели (расчетной схемы), используемой в строительной механике, и оценка прочности конструкций. [c.6]

Пластинки прямоугольного очертания входят в состав различных конструкций — крыла самолета, палубы и бортовых стенок корабля, стенок вагона и т. д. — обычно в виде панелей обшивки, которая скреплена с системой подкрепляющих ребер жесткости. Обшивка в таких конструкциях подвергается действию тех или иных поперечных или продольных нагрузок, которые вызывают изгиб и выпучивание пластинок. Для некоторых конструкций допускается, чтобы обшивка получала малые вмятины, не влияющие на общую прочность конструкции. Стенки высоких балок, а также элементы многих тонкостенных стержней также являются прямоугольными пластинами. В таких элементах имеет место местный изгиб и выпучивание их тонких стенок. [c.185]

Изучение вопросов о конкретном выборе коэффициента запаса входит как составная часть в т кие дисциплины, как прочность самолета, прочность конструкций и пр. Правильность выбора коэффициента запаса определяется в значительной мере опытом и искусством расчетчика и конструктора. [c.102]

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]

Механические свойства и прочность для большинства марок и типов брони являлись факультативными показателями. Исключение составляла авиационная броня АБЭ-1, для которой обязательно учитывались механические свойства, поскольку она одновременно использовалась и в элементах несущей силовой конструкции самолета. Оценка качества брони происходила на основе натурных испытаний — путем обстрела. [c.194]

Конструкция самолета должна обладать не только достаточной прочностью, но и жесткостью, чтобы под действием внешних нагрузок не искажались внешние формы самолета, а характеристики устойчивости и управляемости изменялись в допустимых пределах. [c.96]

Легкость конструкции. Удовлетворяя требованиям прочности и жесткости, конструкция самолета должна быть возможно более легкой, так как даже незначительная экономия веса улучшает летные характеристики самолета и повышает его экономичность, позволяет увеличить полезную нагрузку. Уменьшают вес конструкции путем правильного распределения материала в сечениях, т. е. добиваясь равнопрочности конструкции, а также применяют лучшие материалы, уменьшают количество и размеры несиловых деталей и др. [c.96]

Общие ТУ. Технические условия требуют, чтобы конструкция самолета после его ремонта отвечала нормам летной годности, прочности и жесткости, установленным для серийного самолета, а его конструктивная схема, летно-тех-нические, весовые и центровочные данные были такими же, как и нового самолета того же типа. Но так как в процессе ремонта в ряде случаев неизбежно установление дополнительных усиливающих элементов, допускается увеличение веса отремонтированного самолета не более 1% (от фактического веса планера). Увеличение веса, вызванное заменой целых агрегатов из числа серийных, в этот допуск не включается. [c.274]

Нагретый приторможенный воздушный поток передает тепло конструкции самолета, вследствие этого снижается прочность конструкции и возможен выход из строя отдельных агрегатов и систем. В особом режиме находится двигатель в связи с высокой температурой воздуха на входе. Эти причины и приводят к ограничению числа М. В связи с тем, что нагрев составных элементов самолета и двигателя происходит не мгновенно, а через какое-то время, то можно совершать полет на максимально допустимом числе М, но с ограничением времени полета. [c.162]

В настоящее время для основной силовой конструкции самолета принято считать достаточным критерием надежности по условиям усталостной прочности значение 10 - 10 для так называемой нормы разрушения, т.е. средней вероятности разрушения одного экземпляра конструкции за 1 ч полета или вероятности разрушения каждого экземпляра конструкции (в течение установленного срока службы) порядка 10 . [c.410]

Поскольку обеспечение усталостной прочности конструкций современных самолетов при возросших ресурсах невозможно без определенного обязательного технического обслуживания в эксплуатации (в виде осмотров и ремонтов), то эти требования имеют прямое отношение к рассматриваемой проблеме. [c.410]

Основные характеристики живучести -остаточная прочность длительность роста трещин Т и периодичность осмотров Гоем -характеризуются соответствующими величинами, числовые значения которых взаимосвязаны. Характер этой связи представлен на рис. 4.2.10. После возникновения трещины ее размер 2/ увеличивается с увеличением наработки самолета Т (нижняя кривая на рис. 4.2.10). Увеличение размера трещины приводит к снижению остаточной прочности конструкции Рост (верхняя кривая на рис. 4.2.10). С помощью средств дефектоскопии надежно обнаруживается трещина длиной, равной минимально обнаруживаемому размеру 2/обн- При осмотре конструкции не должны пропускаться трещины с размером больше 2/обн- [c.418]

В последнее время для ряда ответственных объектов (АЭС, летательные аппараты) сформулированы и даже отражены в официальных государственных нормативах требования по уровню безопасности из условий прочности основной силовой конструкции, выраженные в прямой вероятностной форме. В частности, для конструкции самолетов катастрофическая ситуация, при возникновении которой предотвращение гибели летательного аппарата и людей невозможно, должна быть практически невероятной, т.е. характеризоваться средней вероятностью на один летный час менее 10 , что, очевидно, эквивалентно средней наработке на возникновение такой ситуации более миллиарда ( ) летных часов. [c.441]

Хотя интуитивно может показаться неверным отбрасывание больших пиковых нагрузок для получения более критического режима испытаний, следует иметь в виду, что эффект задержки распространения трещин при случайных высоких нагрузках приведет к увеличению долговечности при испытаниях. Таким образом, исключение встречающихся менее 10 раз наивысших нагрузок из спектра испытательных нагрузок идет в запас прочности. Аналогичное усечение применяется при определении сроков проверки конструкций самолетов, в результате чего повышается вероятность обнаружения трещин до достижения ими критического размера. Более подробно вопрос о назначении сроков проверок рассматривается в разд. 8.8. [c.295]

Отечественный и зарубежный опыт свидетельствует о том, что сертификация является эффективным средством повышения качества и безопасности гражданских самолетов, а также способствует сокращению сроков доводки и летных испытаний при условии, если сертификация проводится с начала проектирования на всех этапах создания самолета и включает, наряду с проведением летных испытаний, в значительных объемах моделирование и стендовые испытания. При этом имеется в виду, что для обеспечения отработки и сертификации самолета предусматривается проведение всесторонних исследований аэродинамики самолета в аэродинамических трубах, исследований прочности и выносливости конструкции самолета, работоспособности и характеристик агрегатов отдельных систем и комплексов, а также их стыковки и взаимосвязи с характеристиками самолета на стендах. В этом случае еще на ранних стадиях могут быть вскрыты недостатки, в том числе несоответствие требованиям НЛГ, которые легче устранить до или в процессе постройки самолета, чем во время летных испытаний. [c.185]

Предельно допустимые для конструкции самолета перегрузки зависят от его назначения. Наибольшие требования в отношении прочности предъявляются к самолетам-истребителям и учебным самолетам, которые в полете энергично маневрируют. [c.132]

Все приведенные выше проблемы представляют интерес для инженера, рассчитывающего конструкции самолетов. Значительно меньше изучена проблема медленного развития трещин, обсуждавшаяся в разделе IV3 данной главы. И, наконец, существует проблема согласования инженерного эмпирического метода анализа прочности при наличии трещин с более глубокими наблюдениями металлургов и физиков. Эта проблема требует длительных исследований. [c.447]

Однако это общее соображение ограничено требованиями веса и прочности конструкции. Следовательно, для конструктора самолета желательно иметь такие методы уменьшения волнового сопротивления, которые не приводили бы к крайним утончениям конструкции и к малым коэффициентам подъемной силы. [c.43]

Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]

Максимально допустимая скорость Кмакс доп вводится из условий обеспечения прочности конструкции самолета ИЛИ двигателя. Аэродинамические нагрузки, действующие на конструкцию, зависят от величины скоростного напора [c.161]

Перед взлетом самолет стоит на катапульте, центрируется на ней и крепится к челноку бриделем, изготовленным из стального троса. Для предотвращения преждевременного движения самолета под воздействием тяги собственных двигателей он крепится к так называемому задерж-нику на полетной палубе с помощью калиброванного кольца, которое разрывается с началом движения челнока катапульты. Энергия катапульты может регулироваться в зависимости от взлетной массы самолета, необходимой конечной скорости и других условий взлета. Конечная скорость разгона, которая зависит от ограничений по прочности конструкций самолета и допустимых перегрузок для летного состава, должна быть равна минимальной скорости отрыва данного самолета, а в целях безопасности даже превышать ее на 10—15%- [c.18]

После взлета с палубы корабля и выполнения задания самолет возвращается на авианосец и производит посадку, используя различные посадочные средства. Всегда применяется схема посадки по левому кругу, позволяющая в случае неудачной посадки (промах аэрофинишера) или неудачного захода на посадку, когда дается команда ухода на второй круг ( отмашка ), отвернуть от осевой линии посадочной палубы авианосца и дать возможность производить катапультные старты и посадки на аэрофинишер. Посадка на авианосец с применением аэрофинишера — это один из самых точных маневров для корабельной авиации. Задача состоит в том, чтобы посадить самолет в пределах дистанции 30 м, т. е. в пределах расстояния от первого до последнего троса аэрофинишера в заданных (допустимых) пределах вертикальной и горизонтальной скоростей, исходя из прочности конструкции самолета и аэрофинишера, в различных условиях погоды при наличии вихревых потоков над палубой корабля и при подходе к ней, бортовой, килевой и вертикальной качки палубы корабля. [c.259]

Посадки на аэрофинишер (рис. 4.3) выполняются при различных сочетаниях тормозящей силы аэрофинишера и отрицательного продольного ускорения самолета при неблагоприятных сочетаниях массы и боевой нагрузки. Эти режимы получаются как для симметричных, так и асимметричных посадок. Предельно допустимое отклонение при асимметричной посадке на аэрофинишер составляет 20% ширины аэрофинишера, что соответствует 6—6,7 м в зависимости от типа аэрофинишера. Целью асимметричной посадки кроме определения конструктивной пригодности является определение ее влияния на характеристики боковой и путевой устойчивости самолета на пробеге во время торможения. Боковые и путевые колебания могут приводить к касанию подвешенного вооружения или консоли крыла о палубу с повреждением конструкции. Предельные асимметричные режимы получаются сначала путем увеличения смещения от оси аэрофинишера приращениями по 1,5 м от первоначального смещения 3 м при постоянных нагрузках аэрофинишера и продольном отрицательном ускорении, пока не будет достигнуто 20% ширины, а затем увеличением скорости захвата тормозным крюком самолета троса аэрофинишера до получения предельного по прочности конструкции самолета значения этой скорости. [c.263]

Для того чтобы обеспечить прочность конструкции самолета при различных маневрах его и условиях эксплоатации, нужно знать величину и направлч ние нагрузки для фюзеляжей, шасси, моторной установки, а для крыльев и оперения, кроме того, точку приложения равнодействующей аэродинамических сил в наиболее опасных случаях полета и посадки. [c.39]

Предполагают, что в 1980 году вес гражданских транспортных самолетов большой дальности по сравнению G 1971 годом уменьшится на 27 процентов. Это будет достигнуто за счет более эффективного проектирования и применения конструкционных материалов с высокой удельной прочностью. Доля алюминиевых-сплавов в самолетах, скорость которых меньше скорости звука, будет составлять 44 процента, титановых—15, стеклопластиков — 25 процентов. Отказ от заклепочных и болтовых соединений позволит сэкономить 10 процентов веса. В случае замены алюминиевых и титановых сплавов новыми компози-циопными материалами на металлической основе с арматурой в виде углеродных волокон и волокон бора можно будет добиться снижения веса конструкции самолета еще на 4—5 процентов. [c.118]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

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]

Легирование алюминия осуществляют с целью повышения прочности при комнатной и повышенных температурах, жаростойкости, что в зависимости от вида и степени легирования, как правило, в той или иной степени приводит к снижению коррозионной стойкости. Например, наиболее распространенный высокопрочный деформируемый алюминиевый сплав — дуралюмин (3,5—5,5 % Си и небольшие добавки Mg и Мп), упрочняемый -интерметаллидной фазой uAla (Ств = = 330-ь500 МПа), имеет низкую стойкость к общей коррозии, склонен к расслаивающей и межкристаллит-нй коррозии. Поэтому необходимо применять плакирование листового ду-ралюмина чистым алюминием, прежде чем использовать его в соответствующих конструкциях самолетов, судов и других объектах. [c.385]

Рес с конструкции самолета на этапах проектирования и эксплуатации назначается следующим образом определяются нагрузки, действующие на конструкцию определяются характеристики сопротивления усталости (долговечность до образования трещин) и 1рещиностойкости (скорость роста трещин и остаточная прочность) конструкции при нагружении ее нерегулярными нагрузками назначаются коэффициенты надежности, определяются начало и периодичность осмотров конструкции в эксплуатации назначается ресурс конструкции. [c.409]

Физической причиной, вызывающей усталость конструкции самолета, являются переменные нахрузки, действующие в процессе эксплуатации [2]. Источники возникновения этих нахрузок различны, как различна и их физическая природа, в связи с чем характер переменных нахрузок тоже различен как по своей структуре, так и по величине и частотному составу. Вместе с тем можно выделить нагрузки, определяющие долговечность основной силовой конструкции, например, крыла и фюзеляжа, весовое совершенство и прочность которых в первую очередь, характеризуют качество конструкции самолета в целом. Если речь идет о нагруженности и оценке долговечности продольных элементов крыла (лонжеронов, стрингеров, обшивки), то существенными являются лишь переменные нагрузки, характеризующиеся довольно низкой частотой, не превышающей в крайнем случае десятков Герц. К низкочастотным нагрузкам на крыло следует в первую очередь отнести переменную нахрузку, цикл изменения которой соответхлъует одному полету. Эта нахрузка вызвана переходом самолета из стояночного положения, когда на самолет действуют лишь силы веса, в полетное положение, ковда на самолете возникают аэродинамические нагрузки и обратно. [c.411]

Перечень основных силовых элементов может дополняться для конкретного самолета. На рис. 4.2.11 - 4.2.12 представлены регламентирующие повреждения основных силовых элементов. Обеспечение остаточной прочности конструкций с регламентированньши повреждениями направлено на обеспечение живучести конструкций при усталостных, коррозионных и случайных повреждениях. [c.421]

Величина допустимого снижения исходной прочности конструкции за счет воздействия различных эксплуатационных факторов относится к характеристикам, формальное назначение которых вызывает значителыме трудности. Этот вопрос должен решаться на основе ясного понимания того, что в реальной жизни, как правило, происходит эксплуатация большого числа, целых парков номинально одинаковых, а в действительности сильно разнящихся по своим свойствам объектов (автомобилей, самолетов и др.) в условиях, которые также носят случайный характер. [c.441]

Для склеивания монолитных и Сандвичевых конструкций самолета EAI6A Для склеивания монолитных и Сандвичевых структур в хвостовом оперении самолета Е-2А Для монолитных и Сандвичевых соединений. Обладает высокими ударной прочностью, прочностью на отрыв и выносливостью Для монолитных и Сандвичевых соединений имеет высокую теплостойкость. Не применяется в электронной промышленности [c.407]

Работоспособность конструкции и ее весовые характеристики определяются прежде всего принимаемыми при расчете требованиями к прочности. В течение десятилетий проектировщики самолетов и ракет основываются на нормативных методах расчета на прочность. На основе обширных теоретических и экспериментальных исследований, большого опыта эксплуатации конструкций для различных расчетных случаев устанавливаются нормированные -значения коэффициентов безопасности. Близкие к единице значения коэффициентов безопасности. свидётелвствуют, кроме всего прочего, о высоких требованиях к методам расчета. Предварительные проектировочные и текущие пове- рочные расчеты проводят с использованием современных теорий,, численных и аналитических методов анализа. Окончательное суждение о прочности конструкции выносят после проведения цикла статических испытаний. В этой главе освещаются перечисленные вопросы, а также особенности нагружения ракеты в полете. Более подробные расчеты отдельных отсеков и агрегатов рассматриваются в следующих главах. [c.271]

Значительные проблемы в этой области связаны с коррозией под напряжением, при трении, с коррозионной усталостью и растрескиванием. Однако коррозия наружных и особенно скрытых поверхностей фюзеляжа самолета весьма актуальна. В замкнутых объемах и профилях фюзеляжа, как и в полостях кузовов автомобилей, влага задерживается длительное время. Это объясняется следующими причинами высокой относительной влажностью (до 90% и выше) в непроветриваемых, труднодоступных частях центроплана высокой температурой в этих объемах (летом на 10—15°С выше температуры окружающего воздуха) попаданием конденсата и агрессивных жидкостей конденсацией воды в топливных баках и т. д. Наиболее распространенными являются контактная, щелевая и нитевидная коррозии, расслаивающая коррозия, ииттинг- и фреттинг-коррозии. Продукты коррозии легких сплавов имеют больший объем, чем сам металл и могут наносить значительный ущерб прочности конструкций. Коррозия алюминиевых сплавов в щелях в 10—12 раз выше коррозии на поверхности потенциал в щели на 200—300 мВ сдвинут в отрицательную область [128]. [c.202]

Я стремился скорее следовать Краткому историческому очерку ) Сен-Венана и дать пшрокому кругу читателей исторический обзор главных этапов в развитии нашей науки, не входя в излишние подробности. В соответствии с этим я счел желательным включить в эту историю краткие биографии наиболее крупных ученых, работавших в интересующей нас области, а также осветить связь развития сопротивления материалов с состоянием технического образования и промьшшенным развитием в различных < тран Х Нет сомнения, что развитие, например, железнодорожного транспорта, а также использования стали в качестве строительного материала поставили множество новых проблем, связанных с определением прочности конструкций, и оказали сильное влияние на развитие сопротивления материалов. Такой же эффект в более близкое к нам время произвели применения двигателей внутреннего сгорания и легких конструкций самолетов. [c.7]

Наиболее перспективными областями применения органопластиков является авиационная и космическая техника, так как применение этих материалов обеспечивает снижение массы при повышении прочности. Так, по прогнозу фирмы Локхид (Loxid) в ближайшие годы масса гражданских самолетов должна снизиться на 45 %, что предполагается осуществить за счет изготовления 50—60 % всех элементов конструкции самолета из ВКПМ, в том числе и из органопластиков. Уменьшение массы конструкции самолета типа Конкорд на 1 кг дает экономический эффект, оцениваемый в 445 фунтов стерлингов [54]. [c.6]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...