Крыло лонжеронное

Компенсаторные узлы имеют стыковые узлы крыльев, лонжероны, различные подвески, подмоторные рамы и другие конструкции. [c.142]

Моноблочным крылом называют крыло, в конструкции которого продольные силы при изгибе воспринимаются обшивкой и стрингерами по всему поперечному контуру крыла. Лонжероны в моноблочных конструкциях отсутствуют, а вместо них ставят продольные стенки (см. рис. 3.3). [c.232]

Корневые нервюры (2—3 на схемах а, б и 3—4 на схеме ё) служат в крыльях лонжеронной схемы для снятия с обшивки консоли крыла касательных сил от крутящего момента. [c.240]

РАСЧЁТ ЭЛЕМЕНТОВ КРЫЛА ЛОНЖЕРОНЫ [c.138]

Крыло — последняя и самая сложная часть планера. Лонжероны его переменного сечения имеют 4X2,5 мм в середине и 3x2 мм в месте соединения с законцовками крыла. Лонжероны сосновые, законцовки — бамбуковые, сечением 3X2 мм. [c.93]

В свободнонесущих крыльях лонжероны связаны между собой очень жестко при помощи высоких нервюр, распорных труб и диагональной расчалки (или обшивки). [c.122]

Натяжение обшивки складывается из 1) натяжения ее от давления воздуха 2) предварительного натяжения, например, от ссаживания полотна после покрытия лаком 3) участия обшивки в общей крепости крыла (лонжеронов). [c.265]

Прежде чем приступить к расчету, нужно выбрать силовую схему крыла (лонжеронную или моноблочную). При этом учитываются весовые, жесткостные, компоновочные, технологические и другие требования, предъявляемые к крылу и самолету в целом. Приведем проектировочные расчеты для некоторых типов крыльев. [c.251]

В сечении двухлонжеронного крыла самолета (носок и хвостик сечения не учитываются и не показаны на рисунке) симметричного профиля действуют изгибающий момент =13500 кГм и крутящий момент Alg=1800 кГм. Высота переднего лонжерона [c.160]

В процессе разработки возникли следующие наиболее серьезные проблемы 1) наличие большого количества отверстий для крепления к основанию 2) передача нагрузок от изогнутой части к узкой лопасти, которая крепится болтами к центроплану 3) высокие нагрузки, передаваемые через болтовые соединения в центре крыла и у цапф шасси 4) высокая концентрация напряжений у болтовых отверстий вдоль лонжеронов и внутренних нервюр и в углу, образованном лопастью и внешней панелью 5) изготовление эпоксидного боропластика толщиной 40 мм для комлевой (корневой) части. [c.140]

Предыдущие программы не предусматривали изготовление крыла для летных испытаний, эта работа была начата в мае 1971 г. Часть крыла перспективного истребителя, предназначенная для демонстрации применения перспективных композиционных материалов в условиях полета, показана на рис. 15. Эта работающая на кручение коробчатая конструкция состоит из четырех лонжеронов (одной внутренней и трех внешних секций) и одиннадцати нервюр. Из композиционных материалов изготовлены верхняя и нижняя обшивки, с третьей по шестую, считая от комля, нервюры, с восьмой по десятую, внешней секции и входящий в нее [c.152]

Штамповка крупногабаритных деталей. Особое место в обработке металлов давлением занимает штамповка крупногабаритных деталей из легких сплавов для нужд авиационной промышленности на мощных гидравлических прессах. Развитие скоростей летательных аппаратов сказалось на формах планера крыло и оперение должны иметь слишком небольшую высоту, чтобы их изготовлять старыми методами — клепкой. Появилась необходимость штамповать крупногабаритные детали панели с продольным и поперечным оребрением, нервюры, лонжероны, подмоторные рамы и др. Характерна для этих деталей небольшая толщина полотна и сравнительно высокие ребра, что обусловливает высокие потребные давления, достигающие при горячей штамповке до 40—50 кГ мм . [c.219]

Теория устойчивости упругих систем. Достижение нагрузкой величины критической эйлеровой силы может считаться за момент разрушения. Правда, как мы выяснили на примере сжатого стержня и на некоторых упрощенных искусственных примерах ( 4.5), достижение критической силы не всегда означает потерю несущей способностп. Но при Р> э прогибы начинают, как правило, расти чрезвычайно быстро, поэтому практически эйлерову силу можно принимать за разрушающую нагрузку. В отдельных случаях допускается и работа конструкций в после-критической области. В крыле самолета, например, под действием сжимающих напряжений, обшивка в эксплуатационных условиях может терять устойчивость, но силовая конструкция крыла — лонжероны и нервюры — продолжают сохранять несущую способность. [c.652]

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]

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]

Пример 1. Фронтальное соударение автомобиля произошло передней частью кузова в районе левого переднего крыла, лонжерона и левой фары (рис. 1.6). Разрушит Г1Ь-пые Оврежденйя подучили п янель. перед ка, крылья, капот, брызговики, передние лонжероны, рама ветрового окна и крыша. Эта деформация устанавливается визуально. Невидимая деформация происходит в передних, центральных и задних стойках с обеих сторон, в левых передней и задней дверях, в левом заднем крыле и даже в задней панели багажника. [c.15]

В однолонжеронном крыле лонжерон обычно расположен в месте максимальной строительной высоты профиля (у нескоростных самолетов на 30—40% хорды, у скоростных на 45—60% хорды). Для получения контура, способного воспринимать кручение, а также базы для крепления элеронов и средств механизации на однолонжеронном крыле на 65—70% его хорды от носка располагается продольная стенка. [c.233]

Конструкцияи производство. Стальной набор крыла (лонжероны и нярвюры). Наиболее простыми и дешевыми в производстве являются лонжероны в виде закрытого профиля (фиг. 44), изготовляемого путем холодной прокатки отожженных цельнотянутых стальных труб с последующей закалкой полученного лонжерона. Основной недостаток этого типа—плохое использование материала в стенках, равнопрочных при этом способе с полками лонжерона, несущими главные нагрузки. На фиг. 45 представлен более сложный лонжерон, верхняя и нижняя полки к-рого и стенка состоят из отдельных стальных профилей из ленточной стали, соединенных пу- [c.51]

Бомбоотсек размещался в центральной части фюзеляжа, и среднепланное расположение крыла, лонжероны которого проходили через бомбоотсек, определило схему размещения в нем бомбодержателей и под- [c.229]

С целью использования максимальной высоты профиля крыла лонжерон иногда располагают так, как показано на рис. 6.17, а. Это тем более целесообразно в случае ромбовидного профиля (см. рис. 6.17,6). Такое крыло работает так же, как одиолонжеронное стреловидное. Воздушная нагрузка посредством нервюр передается на лонжерон, вызывая его изгнб. Кручение крыла происходит [c.240]

Продольной стенкой называют элемент конструкции менее мощный, чем лонжерон, и расположенный вдоль размаха крыла. Она воспринимает перерезывающую силу и частичнЬ, крутящий момент крыла. Конструкция продольных стенок аналогична конструкции лонжеронов с ослабленными поясами. Они могут быть размещены в носовой или хвостовой части крыла. Лонжероны и стенки вместе с обшивкой образуют замкнутый контур, воспринимающий кручение. [c.154]

Применение пайки и склеивания в машиностроении возрастает в связи с широким внедрением новых конструкционных материалов (например, пластмасс) и высокопрЬчных легированных сталей, многие из которых плохо свариваются. Примерами применения пайки в машиностроении могут служить радиаторы автомобилей и тракторов, камеры сгорания жидкостных реактивных двигателей, лопатки турбо-реактивных авиадвигателей, топливные и масляные насосы и др. Клеевые соединения элементов конструкции находят достаточно широкое применение в самолетостроении. Путем склеивания можно соединять элементы конструкции малой толщины с разнородными заполнителями. Так, например, на смену клепаной конструкции обшивки самолета приходит клеевая конструкция (см. рис. 3.8, где 1 — стыковка по контуру, II — клеевое соединение панелей с поясом лонжерона, III — клеевое соединение панелей с профилем носка крыла). [c.362]

Определить площадь F прямоугольного сечения АА скобы, предназначенной для правки погнутых поясов лонжерона крыла самолета. Допускаемое напряжение [о]=1600 кГ1см . Максимальная сила, создаваемая скобой, равна Р=3600 кГ. Эксцентриситет равен e=2h. [c.157]

Рис. 1.1. Распределение главных напряжений Oi и Oj по углам их ориентировки а" в нижней обшивке крыла самолета Ил-18 около оси среднего лонжерона между нервюрами № 5-6 (данные В. Г. Смыкова)

В 20-х и 30-х годах в Центральном аэрогидродинамическом ииституте коллективом А. Н. Туполева велось проектирование тяжелых цельнометаллических самолетов. Первым таким самолетом был построенный в 1925 г. двухмоторный свободнонесущий моноплан АНТ-4 (рис. 92) с крылом толстого профиля, внутри которого размещались топливные баки, и с двумя двигателями М-17. Продольный набор крыла самолета состоял из трубчатых ферменных лонжеронов, поперечный набор — из легких ферменных нервюр, обшивка крыла и трубчатого каркаса фюзелян а была выполнена из листового гофрированного дюралюминия. В 1929 г. на самолете АНТ-4 летчик С. А. Шестаков совершил с промежуточными посадками перелет по маршруту Москва — Нью-Йорк (через Сибирь и Аляску) общей протяженностью более 21 тыс. км. Эти самолеты (в военном варианте получившие индекс ТБ-1) стали основой советской тяжелой авиации, заменив в первых тяжелобомбардировочных экскадрильях наших ВВС французские самолеты Фарман-Голиаф и немецкие, строившиеся по лицензии самолеты Юнкере ЮГ-1 . [c.338]

Элементы средней части фюзеляжа. Фирма onvalr Aerospa e, субподрядчик по средней части фюзеляжа, исследовала возможность использования боралюминиевой композиции для изготовления полок рамы, верхней плоскости крыльев сплошной конструкции, внешней обшивки фюзеляжа, а также применения эпоксидного боропластика для повышения жесткости верхних лонжеронов. [c.123]

Конструкция состояла из трех лонжеронов и двух коробчатых отсеков (имеется в виду, главным образом, ближний к борту отсек), способных выдерживать давление до 3,85 кгс/см , создаваемое находящимся внутри них топливом при маневрах типа поворота через крыло. Нижняя обшивка внутреннего отсека была спроектирована как удаляемая жесткая панель. Коробчатая кбнструк-цйя являлась цельноклееной, за исключением крепежных элементов вдоль центрального лонжерона, для восприятия нагрузок [c.143]

Коробчатая конструкция отсека крыла успешно выдержала первые пять испытаний при статическом нагружении, одно из которых было проведено при напряжении, составляющем 73% расчетного для условий комбинированного воздействия изгиба и кручения. Затем были проведены усталостные испытания этой же конструкции па четыре ресурсных срока. Эти испытания состояли из 40 серий по 7000 циклов каждый. В канодой серии, в среднем в 6 циклах, напряжения достигали 80% максимальных. Перед проведением 21-й серии осмотр конструкции выявил появление пустот между стержнем (вертикальной стенкой) из боропластика и титановым наконечником переднего лопнгерона. Было также обнаружено повреждение в корневой части среднего лонжерона. После ремонта обоих поврежденных участков испытания были продолжены и завершены в намеченном объеме (40 комплексов). В декабре 1969 г. при статических испытаниях была достигнута остаточная прочность 120% критической расчетной. Разрушение произошло, как и ожидалось, по нижней крышке панели через крепежные отверстия у средней нервюры. Все испытания были проведены при комнатной температуре. [c.145]

ПКККМ представляла собой первую попытку спроектировать крыло таким образом, чтобы избежать существующей концепции и других конструктивных ограничений. Выбранный агрегат представлял собой типовой элемент перспективного сверхзвукового истребителя (рис. 10). Выбор определялся тем, что для такого агрегата характерно большинство проблем, присущих кессону крыла любой конструкции 1) высоконагруженные соединения 2) крепление обшивок к нервюрам и лонжеронам 3) размещение бака для топлива 4) передачи действующих по хорде нагрузок от закрылков и предкрылков 5) обеспечение доступа к обшивкам и лонжеронам. Детально конструкция показана на рис. 11. [c.145]

Отсек для испытаний (длина между внутренней и ближней к борту нервюрами 1219 мм) состоит из четырех лонжеронов и трех нервюр. При проектировании этой коробчатой конструкции ориентировались на создание полномасштабной завершенной конструкции крыла без всяких ограничений, за исключением аэродинамического профиля и расположения оси вращения. Были оценены 81 различные конфигурации конструкции, включавщие варианты с использованием пластин, пластин с подкреплением для [c.145]

Промежуточные испытания агрегата намечено провести осенью 1973 г. При этом будет испытан только центральный внутренний отсек. Изготовление и наземные испытания крыла в целом должны завершиться в середине 1974 г. Фирмой General Dynami s onvair (Сан Диего, Калифорния) в настоящее время также осуществляется (из конкурентных соображений) попытка разработать выполненный целиком из композиционных материалов главный внутренний лонжерон совместно с элементами крепления. [c.154]

Графитовые волокна считаются пригодными для фюзеляжа и законцовок крыла планера Концепт-70 , выпускаемого фирмой Berkshire Manufa turing (Окридж, Ныо-Джерси). В работе Хют-тера [10] проведено сравнение экономии массы различных деталей военных и гражданских самолетов, сконструированных и изготовленных из композиционных материалов отмечается, что при использовании эпоксидного углепластика для лонжеронов крыла планера экономия массы составит 50%. [c.489]

Научно-исследовательские работы по оценке применения металлических композиционных материалов интенсивно проводятся фирмой Дженерал Дайнэмикс . Оценивается возможность применения боралюминия для изготовления деталей шасси самолета для ВМС, в частности заднего подкоса носового шасси самолета А7 [132]. С целью оценки конструктивных особенностей, массы деталей и агрегатов из боралюминия и стоимости их производства указанная фирма подробно проанализировала пять элементов конструкции самолета В-1, таких как панели и нервюры крыла, стрингеры, балки крепления, гондолы и др. Были предложены конструктивные решения, позволяющие осуществлять непосредственную замену боралюминием конструкций из традиционных металлических сплавов, ири условии лишь небольших модификаций сопрягаемых конструкций. Расчетная экономия массы составляла 8—56% [162, 199], Рассматривается возможность применения боралюминия в конструкции лонжерона лопасти воздушного винта, имеющего длину 2,18 м, для турбовинтового самолета [167]. [c.231]

Были изготовлены и успешно испытаны экспериментальные конструкции лонжерона крыла с полками и стойками из боралюминия, разработанного фирмой Конвэйр , кессона центроплана самолета С-130, конструкции отсеков — кессонов и соединений различной формы, выполненные из боралюминия [144, 153]. [c.234]

Для фрезерования фасонных поверхностей брусьев-поясов лонжеронов, лопастей гребных винтов, авиавинтов, крыльев, шаблонов-плазов и т. п. [c.456]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...