Конструкции крыльев по изгибающему моменту

Назначение, работа и классификация конструкции крыла по изгибающему моменту [c.236]

Компас гироскопический 375—376 Компоненты пластмасс 182—183 Комфорт в герметической кабине 46 Кондиционирования система, обслуживание 50—51 Консервация и хранение планера 146 Конструкции крыльев по изгибающему моменту 236—237 Контактор 357—358 Контролепригодность агрегатов, блоков, узлов самолета 132 Контроль герметичности изделий 65— 67 [c.414]

Концентрация загрязнений весовая 69—70 — пыли по высотам 7 Конструкции крыльев по изгибающему моменту 236—237 Консервация и хранение планера 146 Коэффициент звукоизоляции материалов 9 (табл. 1.3) [c.414]

При проектировании новых самолетов по результатам анализа и продувок моделей в аэродинамической трубе определяются величины подъемной силы и лобового сопротивления, возникающие в процессе различных стадий полета. Они, в свою очередь, используются для определения значений и распределения изгибающих моментов, крутящих нагрузок и сдвиговых усилий, действующих на крылья, фюзеляж и хвостовое оперение. При этом, естественно, должно учитываться много других факторов, в том числе сугубо специфических. Например, подвесные мотогондолы могут испытывать более высокие ускорения, чем самолет в целом, поэтому их размещение должно производиться с учетом тщательной балансировки изгибающих и крутящих моментов, действующих на крыло. При разработке больших самолетов на стадии предварительного проектирования отводится много счетно-машинного времени на анализ нагрузок и моментов с целью выбора оптимального внешнего контура конструкции. Проще говоря, проект самолета в целом представляет собой компромиссное решение между требованиями аэродинамики и возможностями конструктора. На начальной стадии проектирования решается также вопрос о выборе материалов. Повышенная прочность и жесткость композиционных материалов позволит конструкторам обеспечить утонение секций несущих поверхностей и повышение относительного размаха крыла по сравнению с алюминиевыми конструкциями. [c.58]

В зависимости от режима полета самолета действие указанных сил и моментов на крыло изменяется. Например, при выводе самолета из пикирования наибольшую нагрузку создает вертикальный изгибающий момент. При отвесном пикировании наибольшую нагрузку создает крутящий момент. Исходя из этого, прочность и жесткость элементов конструкции крыла проверяется для нескольких характерных случаев полета самолета по нормам прочности и жесткости. [c.87]

Вклад в усовершенствованные исследования напряжений в теории корабельных конструкций был сделан двумя русскими инженерами А. Н. Крыловым и И. Г. Бубновым. А. Н. Крылов (1863— 1945 гг.) занимался развитием практических методов исследования колебаний кораблей и методами исследования напряжений в киле, который рассматривался как балка на упругом основании. И. Г. Бубнов (1872—1919 гг.) занимался теорией изгиба прямоугольных пластин, в которых принимались во внимание не только поперечные силы, но также силы, действующие в срединной плоскости пластины. Он также исследовал изгиб прямоугольных пластин, защемленных по всем краям, и подготовил первую удовлетворительную таблицу изгибающих моментов и прогибов для этого сложного случая. Благодаря работе этих двух выдающихся инженеров в России были наиболее современные монографии по теории конструкций кораблей. [c.659]

Во время взлета самолета с трамплина на него воздействуют значительные нагрузки. Поскольку такие самолеты, как Т-2С и Р-14А, были разработаны для использования их с авианосцев, то они по своим прочностным характеристикам оказались пригодными для взлета с трамплина. Фактически основным назначением испытаний трамплина было определение нагрузок на конструкцию испытываемых самолетов. Наиболее принципиальным вопросом считался вопрос распределения нагрузки на шасси самолета. Для снижения изгибающих моментов крыла на самолет Т-2С не были подвешены концевые топливные баки, а на самолете Р-14А отсутствовали крыльевые внутренние баки. При первых испытательных взлетах с трамплина на скоростях, близких к скорости при обычном взлете, стоял вопрос о том, какую максимальную нагрузку на самолет определить в начальной фазе испытаний. Сначала для самолетов были определены небольшие взлетные массы. Первым начал проходить испытания самолет Т-2С, нагрузки на шасси которого в зависимости от скорости схода с трамплина приведены на рис. 3.31. [c.223]

Определение горизонтальных изгибающих моментов по сечениям крыла производим в порядке, указанном в 7. Горизонтальный изгиб будет восприниматься отдельными силовыми элементами горизонтальной фермы крыла, и определение в них (поясах) усилий ничем не будет отличаться от крыла двухлонжеронной конструкции, т. е. нужно будет найти положение нейтральной оси горизонтальной фермы и затем определить суммарные усилия в поясах балки (лонжероне, стрингере). [c.96]

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]

Расчет напряжений, действующих в конструкции, необходимо выполнить для трех-четырех сечений по размаху крыла, в первую очередь для мест, где в соответствии с построенными эпюрами действуют максимальные перерезывающие снлы, изгибающие н крутящие моменты. Разумеется, здесь приведены весьма упрощенные и приблизительные методы расчета. Одиако они позволяют очень быстро получить достаточно надежные результаты, если нет возможности воспользоваться другими, более точными, а значит, и более сложными методиками. [c.159]

В однолонжеронном крыле силовыми элементами конструкции являются лонжерон, задняя стенка (иногда называемая вспомогательным лонжероном), обшивка, нервюры и стрингеры. Лоня ерон располагается, как правило, по максимальной высоте профиля, т.к. в. этом случае при заданном изгибающем моменте требуется наименьшая площадь поясов. Стенка в этих крыльях служит для со-,здания замкнутого контура сечения. [c.328]

Однако, если вы строите достаточно скоростную машину или хотите получить высокое аэродинамическое качество, подкосы и расчалки могут оказаться помехой. В этом случае обычио предпочтение отдают свободноиесущей конструкции. Ее принципиальное отличие от подкосиой состоит в том, что лонжероны в этом случае полностью воспринимают изгибающий момент. Если крыло имеет разъемы по размаху, узлы навески делают так, чтобы они могли передавать изгибающий момент. Конечно, такие лонжероны и узлы получаются несколько тяжелее, чем на подкосных крыльях. [c.167]

С целью учета возможного (по сравнению с нормированным) падения воздушной нагрузки на конце крыла для отдельных лонжеронов при стоечных (несвободнонесущих) конструкциях крыльев следует проверить прочность передних лонжеронов при изгибающем консольном их моменте, уменьшать на 20% по сравнению с определяемым при распределении нагрузки по нормам для всех полетных случаев. [c.51]

В месте разъема стык крыла может быть контурным или четырехточечным (крепление по поясам лонжеронов). При контурном соединении конструкцию крыла можно рассматривать как одно целое, при четырехточечной стыковке крыла обшивка и стрингеры работают около разъема мепее эффективно. В этом случае надо считать, что изгибающий момент в сечении непосредственью у разъема воспринимается только пояса 1и лонжеронов. На расстоянии В по размаху крыла и далее сечения работают так же, как и те сечения, которые расположены вдали от разъема. На длине В обшнвка и стрингеры включаются в работу при постепенном нарастании величины нормальных напряжений. Таким образом, около разъема напряжение в поясе /-го лонжерона можно определять по формуле [c.102]

Двухлонжеронные крылья до последнего времени рассчитывались конструкторами приближенно, что вело или к перетяжелениям или к недостаточной прочности. Изложенные здесь методы расчета двух-лонжеронных крыльев с учетом работы обшивки позволят конструкторам путем уточнения расчета обеспечить достаточную прочность без перетяжелений. К сожалению, объем книги не позволил поместить графики распределения нагрузки по размаху для закрученных и незакру-ченных трапецевидных крыльев, и автору пришлось отослать читателя к первоисточнику (Справочник авиаконструктора, том I), книге достаточно дорогой и уже редкой. Но мы настоятельно рекомендуем пользование этими графиками, так как в большинстве планерные крылья с переменным по толщине профилем являются аэродинамически закрученными, и изгибающие моменты, получаемые из предположения пропорциональности нагрузки хордам, могут значительно отличаться от истинных изгибающих моментов, высчитанных на основе графиков. По тем же соображениям автору не удалось на примере показать, какую ошибку допускают конструкторы при обычном расчете. Очень возможно, что обычные допущения не всюду идут в пользу прочности и некоторые сечения крыльев в существующих конструкциях недостаточно прочны- [c.8]

Если изгибающий момент в основном воспринимается лонжеронами, то такое крыло называется лонжеронным. В зависимости от количества лонжеронов различают одно-, двух- и мно-голонжеронные крылья. В однолонжеронном крыле основными элементами конструкции являются лонжерон 3, продольная стенка (задняя) 7, нервюры 2, 5, стрингеры 4 и обшивка 6 (см. рис. 9.12). Лонжерон располагается, как правило, по максимальной высоте профиля, так как в этом случае при заданном изгибающем моменте требуется наименьшая площадь поясов. Продольная стенка в таком крыле служит для создания замк- [c.156]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...