Нервюры

Из них могут быть изготовлены основные, элементы силового набора - лонжероны, нервюры, шпангоуты. [c.292]

Стержни I и 2 нервюры самолета (см. рисунок) работают попеременно на растяжение и сжатие в зависимости от направления [c.198]

Определить критическую силу для стрингера и длину полуволны при потере устойчивости допуская, что реактивные силы от нервюр распределены по длине стрингера равномерно. [c.207]

Как было указано выше, в качестве основного конструктивного узла или блока силовых элементов конструкции самолетов (стрингеры, нервюры, фрагменты обшивки) рассматривают крыло самолета. Отдельное внимание уделяется стойкам шасси, для которых условия нагружения за полет [c.27]

Нервюра № 3 Нервюра N° 5 Нервюра № 8 [c.35]

Трещина обшивки 1-й технологической панели СЧК в зоне нервюр 18-19 [c.48]

Продление срока службы ВС с учетом появления в отдельных зонах конструкции усталостных трещин может быть реализовано при сохранении роста трещин до достижения ими критического размера с последующей заменой детали. Однако после выявления трещины могут быть осуществлены операции по ее торможению [116]. В частности, может быть частично удален материал с поверхности детали в зоне выявленной трещины. Эта операция осуществляется таким образом, чтобы не создавать существенной локальной концентрации напряжений, что служит предпосылкой нового зарождения трещины. В такой ситуации контроль подразумевает дополнительный анализ состояния материала в районе выбранного (удаленного) материала. Примером такого контроля может служить диагностика трещин в верхнем поясе нервюры самолета Ил-62 в зоне его галтельного перехода [117]. [c.67]

Рассмотрим такую ситуацию на примере моделирования роста трещины в нижней панели крыла самолета Як-42 в районе нервюры 6, схематизированный типовой полетный блок нагружения которой представлен на рис. 8.27. Расчеты длительности роста трещины проводились с учетом и без учета второй компоненты главных напряжений, с последующим сравнением полученных результатов между собой. При расчете с учетом двухосного нагружения было сделано следующее допущение. Для каждого этапа полета в блоке в качестве величины Xf, выбиралось его среднее значение на аналогичном этапе реального полета, полученное по результатам анализа летных экспериментов (см. главу 1). Также предполагалось, что сжимающие циклы нагружения (этап руления) при данном уровне нагрузок не влияют на рост усталостной трещины и в расчетах не учитывались. [c.441]

Выявленная трещина была расположена на нижней обшивке 4-го отсека лопасти в поперечном направлении (рис. 12.8). Трещина длиной 29 мм отстояла на 149 мм от нервюры со стороны 3-го отсека и на 10 мм не доходила до передней кромки обшивки отсека на лонжероне. После удаления отсека в зоне сечения отмеченной поперечной трещины в его нижней обшивке была выявлена трещина в лонжероне. Она имела протяженность на [c.644]

Следующая стадия — принятие решения относительно внутренней конструкционной геометрии узлов. При атом может быть использован новаторский подход, обеспечивающий сочетание зф-фективного конструктивного решения с продуктивной производственной технологией. Как отмечалось ранее, в случае малых самолетов это может обеспечить возможность изготовления интегральных конструкций типа обшивка — нервюра — лонжерон, позволяющих уменьшить число деталей и операций на сборке. Для более крупных самолетов положение обязательно усложняется. [c.60]

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]

Опасность возникновения концентраторов напряжений требовала утолщения композиционного материала до значений свыше допустимых по условиям сопряжения лонжеронов, нервюр и несущей коробчатой балки центроплана. Было принято решение использовать металлические упрочняющие прокладки. Прокладки заменяли слои с ориентацией 0° тогда, когда основная нагрузка направлена вдоль размаха, и слои с ориентацией 90 — в тех случаях, когда большие усилия направлены по хорде. Сначала были опробованы стальные прокладки, так как предполагалось, что при их использовании будут обеспечены максимальная адгезия и близость коэффициентов линейного расширения и деформаций. В конечном итоге были выбраны прокладки из титанового сплава Т1 — 6%А1 — 4 %У, которые обеспечивали близкий к стали упрочняющий эффект при меньшей плотности. Обшивки состояли из последовательных серий слоев основного набора, ориентация которого была принята (02/ г45/90) . Толщина изменялась в зависимости от местных (локальных) требований по прочности и жесткости и с учетом требований по сборке и сопряжению с осно- [c.141]

Боропластик, использованный для изготовления обшивок, имел перекрестную структуру армирования типа 0/ 45/90°, число слоев изменялось от 30 до 116. В каждом обшивочном листе содержалось не менее двух слоев с ориентацией 90° с тем, чтобы противостоять давлению топлива, исключить потерю устойчивости при сжатии и обеспечить малую ползучесть при нагружении при температуре 176° С. Выполняемые внахлестку ступенчатые соединения на внутренних концах проектировались так, чтобы нагрузка воспринималась осью вращения. Это предпринималось с целью смещения разрушения в испытуемую секцию и, следовательно, создания дополнительного запаса безопасности при проведении испытаний. Каждый внутренний облицовочный лист внутренней нервюры был усилен дополнительными слоями для повышения несущей способности. Зоны усиления технологических отверстий в титановых элементах конструкции также крепились к обшивочным листам с помощью ступенчатых соединений. Для того чтобы обеспечить высокое качество изготовления обшивочных листов, каждый слой препрега сначала выкладывался и раскраивался на шаблоне из пленки Майлар, затем в должной последовательности производилась сборка пакета препрегов и титановых прокладок в местах соединений, после чего производилось отверждение полученной заготовки. [c.148]

Лонжероны и нервюры. Для изготовления нервюры и балки использованы исключительно углеродные волокна с ориентацией 0/ 45/90°, при этом слои, ориентированные в направлении 45°, составляют большинство. Передняя балка имеет множество вырезов для обслуживания и движения направляющих предкрылка (рис. 14). Эти вырезы усилены композиционным материалом по специально разработанной методике, без применения металла. Правильность этой идеи подтверждена испытаниями. Нервюры подобны по конструкции балкам и представляют собой сегменты между балками. [c.152]

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]

Внутренние нервюры целиком заполняют расстояние между обшивками и имеют вырезы для размещения обшивочных стрингеров. Они представляют собой трехслойную конструкцию с обшивками из углепластика и алюминиевым заполнителем. Ближние к борту нервюры, так же как и соответствующий лонжерон, имеют простую конструкцию швеллерного типа. [c.154]

В первом случае полости между металлическими оболочками заполняют вспенивающимися пластиками на основе термореактивных или отверждающихся смол. Пластики вводят в жидком виде С добавлением газообразующих веществ и эмульгаторов. При нагреве до 150 — 200°С состав вспенивается и затвердевает, образуя пористую массу с объемом пор до 80-90% и плотностью 0,1-0,2 кг/дм. Прочность, жесткость и устойчивость систем в целом значительно увеличиваются, хотя и не до такой степени, как в случае введения металлических пространственных связей. Эту систему обычно применяют в сочетании с металлическими связями, поперечными (нервюры, шпангоуты) и продольными (лонжероны, стрингеры). [c.267]

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]

Будем рассматривать стрингер как сжатую балку, лежащую h.i MipyroM основании. Реактивные силы, передающиеся на стрингер от нервюр, ,южно считать равномерно распределенными по длине стрингера, так как расстояние между нервюрами s достаточно мало по сравнению с длиной балк . Величина реактивной силы, создаваемой каждой нервюрой, равна [c.390]

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)

Рис. 1.3. Диаграмма показаний тензодатчиков в единицах циклов (цифры) нагружения тензо-метрированных зон по различным направлениям при выполнении типовых полетов самолета Як-42 (а) в зоне нервюры № 10 крыла б) в зоне шпангоута № 51 фюзеляжа. Заштрихованные зоны совпадают с ориентировкой первого главного напряжения и соответствуют накоплению наибольшей повреждаемости указанных зон

Трещина обпгавки 1-й технологической панели Б зоне нервюр 15-16 [c.48]

Трещина обшттвки 2-й нижней технологической панели СЧК в зоне нервюр 17-18 [c.48]

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]

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]

Передача изгибающих нагрузок на облицовочные листы обшивок, выполненные из эпоксидного боропластика, нроизводится с помощью титановых ступенчатых клеевых соединений, подобных показанным на рис. 13. По отношению к испытываемому отсеку эти соединения следует рассматривать как внешние. Обшивки механически закрепляются через титановые головки лонжеронов и нервюр. Следует отметить, что концевые части нервюр [c.147]

Отдельные статические и усталостные испытания были проведены Отделением испытаний лаборатории динамики полета на базе ВВС США Райт-Петтерсон. При статических испытаниях деталь выдержала восемь циклов нагружения до максимальной нагрузки, часть из них при температуре 176 °С. Разрушение при статических испытаниях произошло при нагрузке, составляющей 123,5% критической расчетной для температуры 176° С. Исследования показали, что первая стадия разрушения началась при нагрузке, составляющей 105% максимальной расчетной, в прокладке под болт внешнего обшивочного листа, работающего на сжатие и располон енного над передней средней нервюрой в зоне высокой концентрации напряжений. Последующий сдвиг болтами привел к разрушению наконечников лонжеронов вследствие поперечного изгиба, затем последовало интенсивное вторичное разрушение обшивок и лонжеронов. Все деформации оставались [c.148]

В выеоконагруженных обшивках возможно достичь экономии массы в среднем на 35%. Штраф по массе , обусловленный болтовыми отверстиями, дл.ч обшивок, работающих на растяжение, составил 29%. Вследствие того, что около 70% массы лонжерона приходится на титановые наконечники и усиление отверстий, чистый проигрыш в массе лонжеронов и нервюр равен 4%. В табл. 3 приведено распределение по массе различных материалов. [c.149]

РТспытапия до разрушения для определения остаточной прочности проводились затем при температуре 176° С. Кривая нагрузка — деформация была линейной до значения нагрузки, равной 85% максимальной, при которой отмечалось появление трещины во внешнем облицовочном листе обшивки, работающем на сжатие и расположенном над задним лонжероном и средней нервюрой. Конструкция продолжала нести нагрузку до 90% максимальной расчетной, затем произошло разрушение работающей на сжатие обшивки над передней средней балкой. Эти данные и результаты усталостных испытаний на сжатие элементов обшивки указывают на снижение показателей прочности при сжатии при воздействии температуры и циклического нагружения. Для обшивок, работающих на растяжение, эквивалентного ухудшения свойств не обнаружено. Отмеченное снижение прочности при сжатии, вероятно, обусловлено растягивающими напряжениями, возникающими в матрице слоистого материала, подвергнутого действию сжимающих нагрузок, особенно при повышенных температурах. [c.150]

Это, по существу, снижает козффициент концентрации напряжений до нуля и исгглючает необходимость дополнительного усиления. Над нервюрами добавлены слой с ориентацией 0° и несколько слоев, ориентированных в направлении 90°, для обеспечения [c.151]

На втором этапе работы предусматривались проектирование, изготовление и испытания полноразмерного, функционально заменяемого стабилизатора. Агрегат предназначался для летных испытаний и рассчитывался подобно металлическому аналогу. Обшивки со схемой армирования типа 0/Аг45° имели переменную толщину по размаху и хорде, максимальная толщина в области фитинга шарнира составляла 42 слоя. Лонн ероны этого узла были выполнены из боростеклопластика, передняя и задние кромки и законцовки элементов перегородки — из стеклопластика. Другие нервюры были титановыми (рис. 17).7В качестве заполнителя использовались алюминиевые соты различной плотности. Основное клеевое соединение, передающее нагрузки от обшивок [c.155]

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]

Пенопласты используют для заполнения оболочковых конструкций для увеличения их прочности и жесткости. Широкое применение получили пенопласты в самолетостроении для заполнения полостей отсеков, обтекателей, элементов оперения, роторов вертолетов, поплавков гидросамолетов и т. д. Обеспечивая связь между стенками конструкции, пенопластовое заполнение способствует равномерной передаче рабочих нагрузок на силовые оболочки, резко увеличивает жесткость и устойчивость конструкций и. позволяет сократить число внутренних металлических связей (нервюр и стр1Шгеров), а во многих случаях совершенно исключить их. [c.232]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...