Разрушение элементов крыла

Остаточная прочность крыла с разрушенным элементом может быть определена из уравнения [c.423]

По-новому встали вопросы выносливости авиационных конструкций начале 40-х годов. Интенсивное использование во время Великой Отечественной войны авиационной техники сделало необходимым решение задачи об обеспечении прочностного (усталостного) ресурса планера самолета. На некоторых самолетах, обладавших достаточной статической и вибрационной прочностью, были случаи усталостного разрушения элементов. Так, в 1941 г. на одном из легких самолетов наблюдались систематические поломки штыря, крепящего ногу шасси к лонжерону крыла. Анализ прочности штыря показал достаточный запас его статической прочности. Натурный эксперимент, в котором непосредственно измерялись усилия, действующие на самолет при взлете и посадке, показал, что нагрузки, как правило, составляли не более 50% максимальных эксплуатационных нагрузок, принятых в расчете. Однако такая нагрузка за каждый взлет-посадку нерегулярно повторялась несколько раз. Поставленные в лаборатории испытания на прочность при воздействии измеренных нерегулярных повторных статических нагрузок привели при ограниченном числе повторений к разрушению штыря. Так были получены первые результаты, показавшие значение нерегулярной циклической нагрузки для выносливости авиационной конструкции. [c.303]

Работа по моделированию очень трудоемкая и медленная, но можно использовать различные методы для ускорения восстановления разрушенных, изношенных и скрученных частей. На многих частях можно обнаружить их номера, которые следует сверить с каталогом. В ряде случаев поломанные части можно подогнать к другим опознанным элементам. Вначале части крыла отделяются [c.302]

Среди перечисленных элементов следует выделять особо ответственные элементы, единичный отказ (разрушение) которых приводит к аварийной ситуации или катастрофе. Примером особо ответственных элементов является пояс лонжерона однолонжеронного крыла. Для обеспечения безопасности эксплуатации особо ответственных элементов рекомендуется вводить дополнительный коэффициент надежности т = 1,5 н- 2,0. [c.422]

Разрушение элементов крыла. Результаты испытаний на повторные нагрузки самолетов с крыльями лонжеронной схемы, опыт их эксплуатации и ремонта показывают, что разрушения силовых элементов крыла происходят после большого количества циклов повторных нагрузок. При этом перед окончательным разрушением силовых деталей, как правило, появляются начальные повреждения элементов треш,ины обшивки, заершенность и выпадание заклепок и др. Это указывает на снижение статической выносливости элементов конструкции крыла, вызванное воздействовавшими на них нагрузками. [c.104]

Таким образом, с возрастанием соотношения главных напряжений в наиболее часто встречающемся на практике диапазоне = (-0,5)...(-1-0,5) применительно к плоским элементам крыла самолета влияние несинфазности на рост трещин возрастает при увеличении сдвига фаз до 180° (нагружение в нротивофазе). Период роста трещин при максимальном сдвиге фаз может уменьшаться более чем на 40 % но сравнению с синфазным нагружением. Поправочные функции на несинфаз-ность F (TSx) позволяют учесть ее роль в развитии разрушения с приемлемой для практики точ- [c.335]

Остаточшш прочность конструкций крыла большого удлинения с разрушенным элементом (панелью, поясом лонжерона) [c.423]

Появление усталостных трещин может приводить к различным последствиям, в том числе и к катастрофам ВС, например из-за разрушений несущих элементов конструкции крыла [74, 75]. Трещины возникают на разных этапах эксплуатации ВС и ГТД и по своей природе принципиаяьно разделяются на три класса. [c.47]

Современный самолет имеет конструкцию полумонококового типа, состоящую из тонкостенных листов или обечаек, подкрепленных балками (фермами) и стрингерами для предотвращения потери устойчивости. Внешняя обшивка или стенка образует аэродинамический контур агрегата — фюзеляжа, крыла, стабилизатора. Элементы жесткости крепятся к внутренней поверхности обшивки и воспринимают сосредоточенные нагрузки. Эта конструкция в течение многих лет служила основным объектом аэронавти-ческих исследований и существенно отличает аппараты от обычных строительных конструкций. История создания и сопутствующие вопросы анализа и расчета тонких оболочек описаны Гоффом [5], который отмечает, что фундаментальное выражение фон Кармана для определения разрушения пластины при продольном изгибе или потере устойчивости имеет вид [c.40]

К. к. возникают в разнообразных упругих системах в нек-рых случаях возможны совместные колебания с разл. видами деформации элементов системы, наир, изгибно-крутильные колебания. Так, при определ. условиях полёта под действием азродинамич. сил иногда возникают самовозбуждающиеся изгибно-крутильные колебания крыла самолёта (т, н, флаттер), к-рые могут вызывать разрушение крыла. [c.531]

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]

Анализ показывает, что на этапе проектирования требуемые значения вязкости разрушения конструкционных материалов Xi следует задавать из условий обеспечения живучести элементов поперечного стьжа крыла, так как эти элементы янтаются одними из наиболее критических силовых массивных элементов планера. [c.428]

Жесткость и живучесть. Моноблочные крылья обладают большой жест-состью на изгиб и кручение. В них выход из строя части силовых элементов из->а усталостных разрушений или боевых повреждений не приводит к немедленно-ду разрушению всей конструкции. И наоборот, в лонжеронном крыле выход [c.237]

В процессе эксплуатации автомобиля происходит разрушение защитного покрытия днища, крыльев, кожухов фар и других элементов кузова. Дорожная грязь и влага, попадая на поврежденные места и во внутренние полости кузова, способствуют возникновению очагов коррозии и преждевременному его старению. Повышенное содержание в атмосфере сернистых соединений, диоксида углерода, хлори- [c.235]

Оценка прочности самолетов, нагружения их конструкции в полете вызывалась, с одной стороны, желанием конструкторов убедиться в величине действующих в элементах усилий, а с другой, накопить материалы для подтверждения нормируемых нагрузок, уточнения норм прочности. Простейшим, хотя и косвенным, был впервые примененный А. И. Макаревским [12] метод определения деформаций крыла с последующим сопоставлением с деформациями, оцененными расчетными методами или в условиях статических испытаний на земле. Существенный вклад в обобщение методов исследований вибрации конструкций внесла монография А. В. Чесалова [13]. К числу драматических эпизодов из области летных испытаний авиационных конструкций на прочность нужно отнести смелый и рискованный испытательный полет С. Н. Анохина с доведением до предельных нагрузок или флаттера и разрушения планера Рот Фронт на одном из Всесоюзных планерных слетов в Коктебеле. Единственным объективным свидетелем условий разрушения был сам летчик, гарантии сохранения жизни которого тогда, по-видимому, никто не давал. Он был выброшен из кабины и благополучно приземлился на парашюте. Наблюдатели с земли зафиксировали лишь факт разрушения планера. [c.316]

Выбор конструкционного материала — не прихоть конструктора, не дань моде — это результат тщательного анализа прочностных, весовых, технологических и эксплуатационных характеристик материалов, имеющихся в распоряжении конструктора. Масса элементов конструкции, испытывающих в основном растягивающие нагрузки, обратно пропорциональна удельной прочности материала, из которого изготовлен элемент (т =5 ((7 в/р) Для элементов, нагруженных сжимаюЩ[ими нагрузками, допускаемыми в эксплуатации, являются напряжения потери устойчивости, т. е. состояние, при котором элемент резко изменяет свою форму, иногда без разрушения материала. Критические напряжения потери устойчивости элемента конструкции (например, стержня) зависят от характеристик жесткости материала, из которого элемент изготовлен, а не от характеристик прочности. Поэтому масса сжатого элемента прямо пропорциональна плотности материала и обратно пропорциональна удельной жесткости т Е/р) Масса слабонагруженных элементов практически не зависит от характеристик прочности материала и пропорциональна только его плотности (т р). Характеристики аэроупругости несущих поверхностей самолета — крыла, оперения в значительной степени определяются их жесткостью, которая может оцениваться, например, частотой собственных колебаний поверхностей (V). В первом приближении частота собственных колебаний крыла большого удлинения может быть оценена как частота колебаний балки [c.346]

Во время заводских, государственных и войсковых испытаний бак № 2 не создавал никаких проблем, тем не менее 14 марта 1972 года летчик-испы-татель А. Г. Фастовец получил задание проверить в полете прочность нового крыла увеличенной площади (вариант № 2), для чего он должен был при выходе из пикирования дать максимальную перегрузку. На высоте 1000 м при приборой перегрузке 7,3 ед. бак-кессон разрушился, что привело к разрушению самолета. К счастью, летчик успел его покинуть. Расследование показало, что причиной разрушения конструкции были раковины в стенке бака, образовавшиеся в результате попадания в материал молекул водорода. Поэтому на эаводе-поставщике было необходимо пересмотреть весь технологический и металлургический гтоо-цесс сварки элементов бака № 2 и проверить все готовые баки. [c.219]

Необходимо усвоить еще одии принцип — принцип безопасного разрушения . Обычио ои формулируется так при разрушении любого одного силового элемента конструкция в целом должна сохранять 75% прочности. Конечно, этого трудно добиться в большинстве случаев, ио стремиться к этому стоит. Так, безопасная повреждаемость крыла довольно просто обеспечивается использованием двухлонжеронной схемы, фюзеляжа— наличием четырех лонжероиов, моторамы — наличием четырех узлов иавески и так далее. [c.162]

На фиг, 5 представлена установка для испытания на случай А. Самолет располагается в перевернутом виде с необходимым углом наклона крыльев. В передней к задней части фюзеляж подпирается специальными козелками, опорные места которых не должны повреждать соприкасающиеся части фюзеляжа. При нагружении крыльев испытанию подвергаются не только сами крылья, но и их крепления к фюзеляжу. Усилия, передающиеся через эти узловые точки на конструкцию фюзеляжа, распределяются по прилежащим элементам последнего. Это распределение должно возможно точнее соответствовать действительному, так как в случае искажения может произойти перенагружение какой-либо части и преждевременное ее разрушение, [c.44]

На фиг. 62 эти разгружающие силы приложены при помощи тросов, действующих на рычаги с подвешенными платформами для груза. При таком объединении грузов происходит некоторое отклонение от действительного распределения сил в элементах фюзеляжа, могущее привести к преждевременному разрушению какого-нибудь из них. Что же касается слмих крыльев и их крепления [c.44]

Схема крыла. Юбера представляет собой систему из десяти вертикальных стенок из тонкого листового дюраля, между которыми склепываются по длине крыла листы дюралевой o6mj fBKH с отбортованнь 1ми для клепки краями (фиг. 20J. Изготовленный та им образом моноблок дает большую прочность, так как потеря устойчивости в сжатом nof e, которая так опасна для отдельно работающих тонкостенных элементов, здесь благодаря совместной работ обшивки и стенок не выводит из строя конструкции) почти вплоть до разрушения. [c.79]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...