Обшивка крыла

Опыт эксплуатации ВС гражданской авиации показал, что в пределах существующих ресурсов в отдельных элементах конструкции возникают и развиваются усталостные трещины на значительную длину или глубину [72-88]. Это может происходить по разным причинам. Так, например, сопоставление долговечностей на начальном этапе эксплуатации одного из транспортных самолетов по критерию роста усталостных трещин в обшивке крыла в эксплуатации и на стенде по специальным программам, моделирующим условия эксплуатации, показало следующее [73]. При введении ВС в эксплуатацию нагружение обшивки в полете рассматривали, исходя из эквивалента программы испытания на выносливость по расчету 2,0. Сопоставление со статистическими данными по появлению усталостных трещин в процессе увеличения срока эксплуатации ВС выявило (табл. 1.2), что значение эквивалента программы испытаний для средней части крыла транспортного самолета по критерию роста усталостных трещин состав.ляет 0,31. Расчетный эквивалент программы испытаний на выносливость существенно отличался от статистических данных по наработке к моменту появления усталостных трещин в аналогичных местах обшивки крыла ВС, хотя возникновение и распространение трещин до существенных размеров не было опасным. [c.47]

Б. Обшивки крыла самолета Р-100.......................... 140 [c.130]

Б. Обшивки крыла самолета Г-100 [c.140]

Полноразмерные (по размаху) обшивки крыла самолета Р-100 были изготовлены из эпоксидного боропластика таким образом, чтобы обеспечить их взаимозаменяемость с металлическими, представляющими собой неразборную жесткую конструкцию. Расчет обшивок из композиционного материала проводили с использованием тех же критериев, что и для металлических (алюминиевых) аналогов. Некоторые конструктивные ограничения, обусловленные таким подходом, показаны на рис. 7. [c.140]

Клеить сотовые конструкции (варить их вообще нельзя) чрезвычайно трудно, но обрабатывать и придавать им соответствующую наружной обшивке крыла форму еще труднее. На какие только ухищрения не идут инженеры Например, чтобы при фрезеровании ячейки не гнулись, сотовую панель погружают в воду, замораживают и в замороженном виде ставят на станок. [c.27]

Куски обшивки крыла закладывают в специальную форму. Во внутреннюю полость насыпают шарики, покрытые тугоплавким припоем. При нагреве припой расплавляется, и шарики, срастаясь друг с другом и с обшивкой, превращают крыло в сплошной монолит. Не говоря об упрощении технологии, инженер впервые получает возможность легко регулировать вес и прочность конструкции в любом месте если нагрузка больше, он просто берет шарики со стенкой потолще. Удельный вес шариковой начинки и ее теплопроводность чрезвычайно малы. Ведь шарик с шариком соприкасается лишь в одной точке. Последнее обстоятельство особенно важно во всех случаях, когда требуется повышенная теплоизоляция, когда приходится иметь дело с высокими температурами и интенсивными тепловыми потоками. Стенка с шариковой начинкой благодаря своей низкой теплопроводности станет надежной запрудой, преграждающей путь жаре и холоду. [c.27]

Под воздействием акустических и вибрационных нагрузок на обшивке крыла, фюзеляжа, обшивке и нервюрах горизонтального оперения на элеронах могут появляться трещины и выпадать заклепки. Особенно тщательно проверяют состояние обшивки канала всасывания, где может происходить обрыв заклепок, которые при попадании в двигатель могут вызвать забоины на лопатках компрессора и выход ГТД из строя. [c.106]

Признаки нарушения прочности конструкции. Возникновение остаточных деформаций, которые проявляются в виде складок на обшивке крыла, фюзеляжа, вмятин около узлов крепления шасси, двигателей и других изменений конструкции, является признаком нарушения прочности планера. Такой летательный аппарат к дальнейшей эксплуатации не допускается. [c.161]

Рис. 13.30. Распределение эквивалентных напряжений в обшивке крыла после оптимизации в первом варианте нагружения

Рис. 13.31. Оптимальное распределение толщины обшивки крыла

Намотка Канал воздухосборника, обшивка крыла, панель фюзеляжа, приводной вал, стойки [c.114]

Нижняя обшивка крыла при горизонтальном полете работает на растяжение, и воздушные вихри в виде порывов сверху и снизу накладывают переменную нагрузку на постоянную полетную нагрузку, как показано в разд, 15.5. Исследованиями установлено, что эквивалентная экспериментальная переменная нагрузка представляется приблизительно величиной 0,3 р , где g — нагрузка при горизонтальном полете. [c.264]

Проблема частичного разрушения затронута в разделе VI, в котором указано, что разрушение оболочки сосуда, находящегося под давлением, как полагают, можно сдерживать или останавливать с помощью ближайших колец. В обшивке крыла частичное разрушение может охватить обшивку и один или несколько стрингеров, прежде чем оно будет остановлено стрингерами или полками лонжеронов. Условия, которые обеспечивают остановку трещины, необходимо исследовать. Рассматриваемое здесь разрушение не является результатом постепенного развития трещины под действием усталостной нагрузки. Это внезапное разрушение, которое происходит тогда, когда достигается критическое сочетание длины трещины и уровня напряжений. [c.447]

Ограничение максимальной скорости по скоростному напору вводится из условий обеспечения прочности самолета. Здесь аэродинамические силы и нагрузки на конструкцию пропорциональны скоростному напору. С увеличением скоростного напора возрастают силы, действующие на отдельные элементы конструкции обшивку крыла, фюзеляжа, фонарь и могут их деформировать, а также изменить характеристики устойчивости и управляемости. [c.31]

РЕМОНТ ЭЛЕМЕНТОВ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Ремонт обшивки крыла [c.161]

Рис. 2.8. Раскрой обшивки крыла а, б, в, г — продольные стыки д, е, ж поперечные стыки обшивки

Металлическая обшивка крыльев. Тонкая металлическая обшивка (порядка 0,5—0,6 мм), если даже она не получила деформаций (выпучин и складок) в процессе производства, чего избежать полностью при тонком листе довольно труд- [c.235]

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)

Все рассмотренные СУКУТ могут применяться при небо.пьшо11 толщине элемента конструкции, типа обшивки крыла или фюзеляжа ВС. Для таких элементов решающую роль в развитии трещины играет продольный сдвиг. В массивных элементах конструкций начальный этап роста трещины, а в некоторых случаях и полный этап стабильного роста трещины реализуется при распространении уголковой или поверхностной (полуэллиптиче-ской) по форме фронта трещины. Обе конфигурации фронта трещины имеют специфику формиро- [c.458]

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]

Результаты предыдущих исследований показали, что использование композиционных материалов, армированных борными волокнами, в обшивках крыла позволило обеспечить экономию массы 23—40 % в зависимости от сложности конструкции и других условий. Однако подобный успех не был достигнут в части снижения массы элементов набора. Полагают, что при устранении конструктивных ограничений, расширении круга используемых композиционных материалов и применении новых подходов к проектированию должна быть достигнута экономия массы коробчатых конструкций порядка 30—35 %. С этой целью в 1971 г. был начат второй этап программы ПКККМ. Главные усилия были направлены на устранение конструктивных ограничений и издержек, встреченных в предыдущей работе. Увеличение массы вследствие концентрации напряжений у технологических или крепежных отверстий, а также вследствие широкого использования металла было коренным образом уменьшено или полностью исключено. [c.150]

На обшивке крыла от носка до наибольшей толщины профиля допускается выступание потайных головок заклепок в пределах от 0,05 до 0,15 нм, а от наибольшей толщины профиля до задней кромки — от 0,05 до 0,2 мм. Ослабленные заклепкн не допускаются. [c.292]

Выкладка нитей Обшивка крыла и стаби-лизатора,крышки, панели, стенки нервюры, лонжерон Автоклавное формование (штампоаа- ние) [c.114]

МИ <тдоп при расчете на статическую прочность. Зависимость Одоп от требуемого ресурса, построенная для нижней обшивки крыла из материала типа Д16Т при коэффициенте надежности, равном Т1=3 (отношение средней долговечности к требуемому ресурсу), приведена на рис. 4.2.1 [1]. [c.411]

Результаты возросшего доверия к этим материалам, хотя и медленно, но все же давали о себе знать. Главным шагом было одобрение производства целиком из композитных материалов горизонтального стабилизатора для бомбардировщ,ика В-, уже обсуждавшееся ранее. После пятилетних работ по программе созданная крупногабаритная конструкция из композита удовлетворила всем требованиям, предъявляемым к летательным аппаратам, и ее допустили к производству. Увеличение доверия к КМ выразилось также в изготовлении обшивки крыльев из композитов для самолета F-18, разрабатываемого для ВМС США. В усовершенствованном самолете Харриер А7-8В максимально реализованы преимуш,ества композитов, массовая доля которых составляет около 15 % в конструкции этого самолета. [c.554]

Применение. Дуралюмины широко применяются во всех областях, особенно в авиации. Сплавы Д16, Д16ч, 1163 применяют в естественно состаренном состоянии. Детали, определяющие ресурс самолетов (нижняя обшивка крыльев, стрингеры, лонжероны и др.), изготавливают из сплавов 1163, 1161, 1163Т7, 1163ТПП. В естественно состаренном состоянии температура применения сплавов ограничена 80 °С. [c.663]

В авиации и ракетно-космической технике наиболее широко используют КМ с борными волокнами. Детали из боропластика и бороалюминия применяют такие крупные фрфмы США, как Локхид , Боинг , Дженерал Дайнемикс . Из них изготавливают горизонтальные и вертикальные стабилизаторы, рули, элементы хвостового оперения, лонжероны, лопасти винтов, обшивку крыльев и др. [c.875]

Фиг. 228. Рельефный сплошной на-грева1ель для приклейки лобовой обшивки крыла.

Если обшивка крыла относительно тонка и слабо подкреплена, то конструкция съемных панелей упрощается. В этом случае они крепятся по контуру винтами, обеспечивающими лишь передачу касательных сил. Утраченная за счет выреза жесткость на изгиб посстанавлипается соответствующим усилением поясов лонжеронов. [c.342]

Для нивелирмки самолет вывешивается на подъемниках (рис. 1.27) так, чтобы пневматики колес отошли от земли на 50—60 мм. Нивелир устанавливается в таком месте и на такой высоте, чтобы была видна рейка, подвешенная в любой точке. Поперечная установка самолета производится по точкам на нижней обшивке крыла у правой и левой нервюр возле среднего лонжерона при помощи крыльевых подъемников, продольная—по точкам на правом и левом бортах фюзеляжа у шпангоутов хвостовым подъемником. Величина строительной горизонтали превышения над любой точкой самолета определяется как разность отсчетов. [c.73]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...