Фюзеляж Расчет

Реакция несущего винта с учетом аэроупругости может быть определена для заданного положения управления. Однако режим задается такими параметрами, как скорость и полетная масса, а не положением управления. Следовательно, дополнительно к анализу должен быть выполнен расчет балансировочных параметров, включающий итерационные вычисления положения управления для достижения равновесия сил и моментов на несущем винте или на вертолете. Если рассматривается только несущий винт, то три параметра управления, а именно общий шаг и коэффициенты циклического шага (продольный и поперечный) определяют значения балансировочных параметров, например тяги несущего винта и наклона плоскости концов лопастей (или тяги, пропульсивной и поперечной сил). Если рассматривается вертолет в целом, то для уравновешивания шести сил и моментов на вертолете необходимо задать шесть параметров управления общий шаг, продольный и поперечный циклические шаги, положение педалей управления и углы тангажа и крена фюзеляжа. Расчет балансировочных параметров заключается в сравнении текущих значений сил и моментов на вертолете с заданными и таком изменении управляющих параметров, чтобы заданные значения получились при следующем цикле. Эти шаги повторяются до тех пор, пока не будут получены значения сил и моментов в пределах допустимых отклонений от заданных значений. Для определения требуемых приращений параметров управления необходимо знать производные сил на вертолете по параметрам управления. Эти производные могут быть либо получены простым анализом, либо вычислены перед итерацией путем задания приращения параметров управления на определенную величину с последующим определением приращения сил. Последний способ особенно подходит для расчетов предельных режимов полета. Нахождение одного балансировочного параметра, например значения общего шага при [c.691]

Проектировочный расчет всегда желателен, но, к сожалению, не всегда возможен. В системах типа крыла, фюзеляжа или оперения самолета, например, по причине их конструктивной сложности приходится проводить не проектировочный расчет, а проверочный. [c.51]

Несмотря на важность этого класса оболочек, применяемых в авиационной (фюзеляжи и несущие поверхности) и подводной технике, число работ, посвященных расчетам некруговых оболочек из композиционных материалов, очень невелико, а слоистые оболочки такого рода, по-видимому, вообще нге рассматривались. [c.240]

Действительно, в этом случае динамические характеристики двигателя и фундамента (фюзеляжа, корпуса и т. п.) следует определять только в направлении осей стержней. Динамические характеристики блока изоляции (подвески) будут представлять собой соответствуюш,ие диагональные матрицы, элементы которых легко определяются расчетом или экспериментально. [c.372]

Рис. 5.2. Схема выреза в фюзеляже при расчете на наддув, 1, 1, 2, 2 — шпангоуты

Следующий пример иллюстрирует применение метода конечных элементов для расчета собственных колебаний фюзеляжа натурного вертолета с помощью комплекса СУМРАК. [c.86]

Посадку на фюзеляж производят только на грунт. При расчете посадки учитывается уменьшенное лобовое сопротивление самолета за счет убранного шасси. Перед приземлением выключают двигатели, закрывают пожарные краны, обесточивают бортовую электрическую сеть, открывают аварийные люки. При возникновении пожара на самолете или ранения пассажиров экипаж под руководством командира корабля организует тушение пожара и оказание помощи пострадавшим. [c.38]

Заметим, что силы давления и трения, действующие на внутренние поверхности двигателя, определяются его внутренним процессом и от условий внешнего обтекания практически не зависят. Силы же, действующие на наружные поверхности силовой установки, получаются различными в зависимости от того, каким образом установлен двигатель на самолете (в отдельной гондоле, внутри фюзеляжа, в крыле и т. п.). Поэтому и сами формулы для расчета эффективной тяги ВРД будут иметь различный вид в зависимости от схемы силовой установки. [c.238]

Для расчета колебаний или разработки физической модели, исходя из общих представлений и опытных данных, в конструкции ЛА выделяют части с распределенной жесткостью и части, жесткость которых принимается бесконечно большой. Для агрегатов и частей ЛА, имеющих достаточно большое удлинение, принята балочная схематизация. Упругие свойства агрегата (крыло, фюзеляж, оперение) моделируются балкон, совпадающей с осью жесткости агрегата (части). Задаются распре- [c.480]

Система несущий винт — фюзеляж вертолета — Колебания земной резонанс 507 Система ротор — корпус — подвеска — Граничные условия расчета 295 297 [c.542]

Указанные оценки весьма приближенны, но в данном случае даже значительная ошибка допустима, так как отношение АТ/Т невелико. Более точное решение задачи затруднительно требуется близкая к реальности схема следа несущего винта, учитываюш,ая интерференцию следа и помещенного в него тела, а достаточных для построения такой схемы экспериментальных данных обычно не имеется. Известно, что скорость течения в следе значительно изменяется по радиусу и что это изменение следует принимать в расчет. Известно также, что сопротивление тела в следе периодически изменяется с большой амплитудой. Это изменение может быть причиной вибраций вертолета. Действительно, сопротивление максимально, когда тело находится на минимальном расстоянии от диска несущего винта, и быстро убывает, когда тело удаляется от плоскости диска. Такая зависимость сопротивления от расстояния до диска обусловлена периодическим изменением поля скоростей в следе. Хотя в соответствии с вихревой теорией средняя скорость потока при переходе от диска к дальнему следу увеличивается, средний скоростной напор вблизи диска значительно возрастает благодаря периодическим составляющим скорости. Если тело, помещенное в след, велико, то и загромождение следа оказывается значительным. Уменьшение эффективной площади диска, особенно вследствие загромождения следа концевых сечений, снижает эффективность несущего винта. При полете вертолета вперед набегающий поток сдувает след назад, так что за диапазоном переходных режимов сопротивление фюзеляжа становится небольшим. [c.125]

Расчет вибраций вертолета и нагрузок на несущем винте представляет трудную задачу, которая не всегда может быть удовлетворительно решена даже с применением наиболее сложных современных математических моделей. Сначала вычисляются периодические аэродинамические и инерционные силы на лопасти, а затем движения винта и фюзеляжа. Поскольку высшие гармоники аэродинамической нагрузки на лопасть являются основными источниками сильных вибраций и напряжений, требуется как можно точнее рассчитывать обтекание несущего винта, включая влияние вихрей, срыва и сжимаемости. Присутствие высокочастотных возбуждающих сил и опасность резонанса делают столь же важным наличие хороших моделей инерционных и упругих явлений. Расчет аэроупругих характеристик вертолета, включая вибрации и нагрузки, обсужден в гл. 14. [c.646]

Метод расчета индуктивной скорости в произвольной точке, учитывающий деформацию следа и влияние фюзеляжа, был развит в 1965—1966 гг. [С.ПО, С.111] ). Модель следа включала лишь концевые вихри, а поперечные и продольные вихри, сходящие с внутренних сечений лопасти, не учитывались. Нагрузки и циркуляция лопасти предполагались известными, так что расчет состоял лишь в определении формы вихрей. Шаг по азимуту Ai 3 был выбран равным 30°. Для двухлопастного винта при = 0,25 расчет велся в течение двух оборотов, при = = 0,15 — четырех, а на режиме висения — восьми оборотов. Обнаружены признаки неустойчивости вихревой системы винта, проявляющиеся в том, что сходимость решения отсутствовала. Неустойчивость возникала при малых скоростях ( х < 0,07) после сноса вихрей под диск винта, соответствующий двум оборотам. [c.678]

Анализ аэроупругости начинается с определения характера проблемы, подлежаш,ей решению (летно-технические характеристики, нагрузки на лопасти и т. д.), и состава модели (одна лопасть, несущий винт или вертолет в целом). Характер проблемы зависит от стадии расчета и от вопроса, представляющего интерес. Затем выявляются основные элементы анализа детальное описание системы, модель динамики (уравнения движения) и аэродинамическая модель. Имеется много различных моделей структуры вихревой системы, вычисления индуктивных скоростей, динамики несущего винта и фюзеляжа, аэродинамики лопасти и других элементов. Важно, чтобы модели, используемые для различных элементов, достаточно правильно отображали явление. Использование подробной модели лишь в части задачи ведет либо к потере точности, либо к снижению [c.689]

В третьей части (главы 7, 8) рассматривается приложение метода конечных элементов к расчету характерных для летательных аппаратов конструктивных элементов — пластин, оболочек и тонкостенных подкрепленных систем типа фюзеляжа или крыла самолета. Основное внимание уделено здесь описанию подходящих конечных элементов для расчета тех или иных конструкций их применение иллюстрируется примерами расчета. [c.7]

В идеале фюзеляж должен быть сконструирован так, чтобы и местах, где возможно повреждение оборудования или ощущение дискомфорта пассажирами и экипажем, не возникала чрезмерная вибрация. На практике идеальные условия нарушаются, с одной стороны, из-за недостаточной точности расчетов, а с другой, вследствие изменения реакции конструкции при различных условиях полета. По атой причине вибрации в точке, допустимые при одной скорости, могут оказаться недопустимыми при другой. [c.322]

Определенные расчетом на прочность сечения силовых элементов панелей (с учетом требования равнопрочности) корректируются в соответствии с нормалями полуфабрикатов (обшивка, прессованные профили стрингеров, крепежные соединения и т.п.). Осуществляется раскрой обшивки. Для сжатых и растянутых панелей проводится отстройка силовых элементов от резонансных явлений. Выпускаются рабочие чертежи частей фюзеляжа. [c.324]

Одной из наиболее важных областей применения анализа прочности при наличии трещин является расчет фюзеляжей, находящихся под давлением (см. рис. 1). [c.445]

Реальная жидкость не допускает наличия разрывов непрерывности элементов ни внутри движущегося потока, ни на границах его с твердым телом. В действительности жидкость или газ не могут скользить вдоль поверхности твердого тела скорости тех частиц, которые граничат с твердой стенкой, равны нулю, жидкость, как бы прилипает к поверхности тела. Однако эта скорость резко возрастает при удалении от поверхности тела и на внешней границе весьма тонкого, по сравнению с размерами тела, пограничного слоя достигает значений, соответствующих схеме свободного скольжения идеальной жидкости. В этом вторая причина возможности применения схемы идеальной жидкости для расчета обтекания важных для практики тел плавной, вытянутой формы (крыло, фюзеляж, лопатка рабочего колеса турбомашины и др.). В случае плохо обтекаемого тела пограничный слой отрывается от поверхности тела и значительно искажает картину обтекания тела идеальной жидкостью. [c.125]

Действие хлопка на сооружения. Для лучшего понимания действия перепада давления на различные сооружения заметим, что избыточное давление Ар = = 10 кгс/м создает на дверь площадью 2 м нагрузку в 20 кгс. Маневренный самолет с длиной фюзеляжа 15 м при М = 1,5 на высоте Н = 6000 м создает Др = 11 кгс/м . Неманевренный сверхзвуковой самолет весом 70 тс с треугольным крылом при полете на высоте 20 ООО м и числе М=2 создает Др=5 кгс/м ,на малых высотах (примерно 5—8 км) перепад возрастает до 12—18 кгс/м . Не секрет, что все сооружения строятся с расчетом на ветровую нагрузку, соответствующую давлению воздуха, движущегося со скоростью более 140 км/ч и создающего на 1м стены избыточное давление в 100 кгс, т. е. в 5—7 раз больше хлопка. [c.14]

Безопасность экипажа и пассажиров в случаях аварийных вынужденных посадок обеспечивается следующими средствами. Для быстрого покидания самолета после вынужденной посадки с убранным шасси на обоих бортах фюзеляжа предусматриваются аварийные выходы. Количество аварийных выходов (включая основные двери) определяется из расчета покидания самолета пассажирами за 30 с (при благоприятных обстоятельствах на выход одного пассажира затрачивается время около 1 с). Не менее двух аварийных выходов делается вверху для покидания самолета при вынужденной посадке на воду. [c.46]

Входные двери размещаются обычно на левом борту фюзеляжа, а в некоторых случаях снизу (у Як-40) из расчета одна дверь на 30—40 пассажиров. Стандартов на размер дверей не существует, но обычно размеры двери (высота, ширина) не менее 1700—800 мм. [c.49]

Задание 22. Расчет тепловой защиты фюзеляжа самолета с отводом теплоты циркулирующей водой при охлаждении ее [c.274]

Задание 24. Расчет тепловой защиты фюзеляжа самолета с отводом тепла циркуляцией [c.275]

Теория оболочек — раздел механики сплошной среды. Она разрабатывает методы расчета тонкостенных оболочек, которые широко используются в современных инженерных сооружениях и машиностроении. Типичными примерами оболочек могут служить стены и разного рода перекрытия, обшивки судов, фюзеляжей и крыльев самолетов, корпуса подводных лодок и т. п. Можно различать оболочки упругие и неупругие. Это зависит не только от материала оболочки, но главным образом от характера распределения и величины внешней нагрузки, а также от вида внешних кинематических (геометрических) связей. Если внешняя нагрузка распределена кусочно-непрерывно и не превосходит некоторую характерную критическую нагрузку, то можно рассматривать оболочку как упругую. В дальнейшем, говоря об упругих оболочках, будем предполагать, [c.267]

Еще в 1946 году для второго фюзеляжа Ц-1 с вертикальным оперением конструкторская бригада, руководимая инженером Бересневым, спроектировала два металлических крыла такой же площади и удлинения, как деревянное. Одно крыло имело прямую, а другое - обратную стреловидность по передней кромке с одинаковыми углами +30°. Было спроектировано и новое горизонтальное оперение прямой стреловидности с углом 40°. Стреловидные крьшья, изготовленные из дюралюминия, установили на Ц-1 , который получил соответственно новые обозначения <ЛЛ-2 (с крылом прямой стреловидности) и ЛЛ-3 (с крьшом обратной стреловидности). Консоли новых крьшьев имели унифицированную заделку, то есть крепились в тех же узлах, что и прямые деревянные консоли ЛЛ-1 . Поэтому изменения центровки аппарата при перестановке крьшьев бьши компенсированы весовой балансировкой воды в носовой и хвостовой емкостях фюзеляжа. Расчеты оптимальной заправки цистерн дали приемлемые запасы устойчивости для обоих вариантов крьша. [c.310]

Расчет стреловидиого киля на изгиб имеет некоторую особенность в сравнении с расчетом крыла или стабилизатора. Особенность эта состоит в том, что вследствие деформации кручення фюзеляжа несколько уменьшается концентрация напряжений в корневом сечеиии 2—3 киля (рис. 7.14, а). Рассмотрим расчет на изгиб моноблочного стреловидного киля, стрингеры которого соединены со шпангоутами фюзеляжа. Расчет будем вести по аналогии с рас- [c.268]

В проектном отделе конструкторского бюро шла работа по выбору аэродинамического облика Т-4. В то же время проводилась конструктивная разработка агрегатов фюзеляжа, расчет веса, определялось направление экспериментальных и опытных работ. В частности, поиском оптимального продольного набора фюзеляжа занимался Ю.А. Рябышкин, конструкцией воздухозаборника и тонкостенных днищ топливных баков - Л.Р. Баль-шин, двигательным отсеком - A.B. Михайлов, вопросами прочности - СВ. Чиминов. [c.43]

Расчеты показывают, что для типичных схем расположения газотурбинного двигателя в мотогондоле или фюзеляже получается б = 0,02 или 0,06 при п = 2,5 имеем соответственно = 0,9 или 0,8. При отсутствии информации о величине 6 можно ее оценить следующим грубоприближенным соотношением [c.395]

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]

Расчет участка соединения крыла с фюзеляжем этого самолета потребовал около 7000 неизвестных переменных. Наличие столь большого количества неизвестных неудобно для обработки начальных данных и выявления возникающих при расчете ошибок. Поэтому на практике конструкцию обычно разбивают на части, или подконструкции (суперэлементы) (рис. 13), каждая из которых рассчитывается методом конечных элементов. На конечном этапе расчетов суперэлементы объединяются с помощью обычной конечно-элементной схемы. Исходные данные для расчета частично приведены в табл. 3. [c.78]

На рис. 9-22 дано сравнение ]засчетных н экспериментальных характеристик но [Л. 371] пограшшного слоя на теплоизолированной поверхности суженной части тела вращения длиной 1,74 м при значениях числа М1 = 0,6 1,4 2,0 2,8. Расчеты начаты в сечении потока на фюзеляже, где образуется положительный градиент давления (й1М /й1х<0). [c.257]

Кабанов В.В., Хелеэяов Л.П., Астра-X а р ч и к С.В. Применение метода конечных элементов к расчету не прочность цилиндрических оболсчек типа фюзеляжа самолета// Вопросы прочности и долговечности алементов авиационных конструкций. иежвузсвский сборник. - Вып. 5. - Куйбышев, 1979. - [c.248]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

В некоторых случаях связи нельзя считать абсолютно жесткими, как, например, при расчете крыла. На крыло связи накладываются в месте соединения его с фюзеляжем. Перемещения узлов, в которых оно соединяется с фюзеляжем, строго говоря, не будут нулевыми. Они должны определяться из расчета летательного аппарата в целом. Здесь удобно воспользоваться методом подконструкций (см. 5.4), рассматривая эти узлы как внешние для крыла и исключая перемещения остальных узлов. Однако при выполнении приближенных расчетов можно считать фюзеляж абсолютно жестким, полагая Vp = О и сводя, таким образом, задачу к решению системы (4.21). [c.246]

Однако подробная конечноэлементная модель самолета может включать в себя десятки и даже сотни тысяч узловых перемещений, в связи с чем полное решение такой задачи может оказаться невыполнимым на имеющихся ЭВМ. Поэтому на практике часто выполняют поагрегатный расчет, рассматривая, например, крыло как независимую конструкцию, неподвижно закрепленную в местах соединения с фюзеляжем. Соответствующие перемещения считаются нулевыми и исключаются обычным образом из системы уравнений относительно узловых перемещений крыла. Такой приближенный подход согласуется с традиционными методами расчета авиационных конструкций. [c.325]

Современные суда проектируются в расчете на безопасную работу при наличии трещин метровой длины, даже для самолетов докритическими являются трещины длиной в несколько сантиметров. Необнаружение их при осмотре возможно только при халатности со стороны обслуживающего персонала. Так что сенсационные сообщения газет, радио и телевидения об обнаружении трещин (вероятно, докритических), например, в фюзеляжах самолетов, могут произвести впечатление только на людей, не знакомых с механикой разрушения. [c.87]

Не следует забывать, что еще в недалеком прошлом шла дискуссия по вопросу о том, равняется ли нулю скорость реальной жидкости иа поверхности обтекаемого ею тела или нет. Жуковский и Прандип. первые решительно встали на точку зрения прилипания жидкости к стенке правильность этого воззрения, лежащего в основе теории пограничного слоя, в дальнейшем была подтверждена многочисленными опытами. Работы советских ученых в области теории ламинарного и турбулентного пограничного слоя, а также по общей теории турбулентности представляют исключительный интерес работы Л. Е. Калих- мана, Л. Г. Лойцянского, А. П. Мельникова и К. К. Федяевского ио плоскому и пространственному, ламинарному и турбужнтному пограничному слою в несжимаемой жидкости, относящиеся к периоду 1930—1945 гг., замечательные исследования А. А. Дородницына 1939—1940 гг. по теории пограничного слоя в сжимаемом газе, практические методы расчета турбулентных струй, указанные Г. И. Абрамовичем, и другие результаты советских ученых оставили далеко позади зарубежные исследования в этой области. Все практические расчеты пограничного слоя, необходимые для определения профильного сопротивления крыла и фюзеляжа самолета, сопротивления корпуса корабля, потерь энергии в лопастных аппаратах турбомашин, а также расчеты различных струйных механизмов (эжекторов и др.) ведутся у нас в Союзе по методам, принадлежащим советским ученым. [c.37]

Методы решения задачи об обтекании удлиненных тел произвольного поперечного сечения сходны с методами, используемыми для тел вращения. Ф. И. Франкль и И. И. Этерман (1944) предложили метод расчета для тел, близких к удлиненным эллипсоидам вращения. На эллипсоиде вращения решается краевая задача с помощью обобщенных функций Лежандра (шаровых функций). Для поверхности более общего вида с резкими изменениями формы как продольных, так и поперечных сечений можно использовать распределение по поверхности особенностей. Краевая задача сводится к интегральному уравнению Фредгольма второго рода. Для его решения в настоящее время с успехом используются быстродействующие вычислительные машины. В посвяще нной этому вопросу работе Л. А. Маслова (1966) интегральное уравнение решается методом последовательных приближений и удается с хорошей точностью рассчитать тела сложной формы, такие как фюзеляжи самолетов и вертолетов с различными надстройками и т. п. [c.91]

К работам по теории крыла конечного размаха тесно примыкают исследования взаимодействия несущих поверхностей с телами вращения (интерференция). А. А. Дородницыным (1944) было предложено решение задачи об определении несущих свойств системы, состоящей из крыла большого удлинения и тонкого длинного фюзеляжа. Крыло заменялось несущей линией (пронизывающей фюзеляж) с переменной по размаху циркуляцией и сходящими с нее свободными вихрями, а фюзеляж — соответствующими особенностями, расположенными на оси. В. Ф. Лебедев (1958) обобщил метод А. А. Дородницына на случай стреловидного крыла и крыла малого удлинения с тонким фюзеляжем. В работе А. А. Никольского (1957) предложено правило расчета подъемной силы а индуктивного сопротивления и рассмотрены некоторые задачи оптимизации системы крыло — фюзеляж в случае, когда крыло мало возмущает осесимметричный поток вокруг фюзеляжа. Вихревые линии, сходящие с крыла, при этом криволинейны и расположены вдоль линий тока исходного осесимметричного потока около изолированного фюзеляжа. А. И. Го-лубинский (1961) разработал метод решения задачи для обтекания крыла с бесконечно длинным цилиндрическим фюзеляжем. При этом для крыла использовалась теория несущей поверхности, а на поверхности фюзеляжа удовлетворялись граничные условия и путем разложения в ряды с помощью цилиндрических функций решалась соответствующая краевая задача. Расчет и опыты показали, что если диаметр фюзеляжа сравним с размахом крыла, то аэродинамическая сила, возникающая вследствйе интерференции, получается того же порядка, что и сила, действующая на изолированные консоли крыла. [c.97]

Приложения теории линеаризованных конических течений к расчету обтекания конических тел более сложной формы (фюзеляж с крылом, V-образное крыло и некоторые другие) были даны В. М. Шурыгиным ([1949] 1957). [c.157]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...