Нагрузки, действующие на крыло в полете

Нагрузки, действующие на крыло в полете [c.86]

Рис. 2.3. Нагрузки, действующие на крыло в полете

Основными нагрузками, действующими на фюзеляж в полете. прн взлете самолета и его посадке, являются поверхностные силы. К этим силам прежде всего следует отнести силы, передаваемые фюзеляжу прикрепленными к нему другими частями самолета (крыльями, оперением, шасси, силовой установкой), а также аэродинамические силы, действующие иа внешнюю поверхность фюзеляжа. Фюзеляж нагружается также массовыми силами от грузов и агрегатов, расположенных внутри него, и собственным весом конструкции. Нагрузки, действующие на фюзеляж, могут быть симметричными или асимметричными относительно его вертикальной плоскости. [c.305]

Таким образом по сравнению с нормальными элеронами в этой схеме увеличение поперечного момента получается за счет увеличения подъемной силы одного-конца крыла вследствие открытия предкрылка. Ввиду того, что предкрылки не открываются одновременно, поперечная устойчивость крыла на больших углах атаки, однако, не улучшается. Кроме того, на малых углах атаки (на больших и средних скоростях полета) воздушные силы действуют на предкрылок в направлении, обратном полету, и, таким образом, дают дополнительную нагрузку на рукоятку. На больших же углах атаки (минимальная и посадочная скорости) предкрылки стремятся [c.95]

К симметричным нагрузкам можно отнести силы, действующие на фюзеляж в криволинейном полете без скольжения и крена (рис. 10.1), а также при посадке самолета в случае одинакового нагружения главных колес шасси. Асимметричное нагружение фюзеляжа возникает от нагрузки вертикального оперения, при посадке самолета со сносом, при его скольжении на крыло, при асимметричном нагружении горизонтального оперения и т, д. [c.305]

На рис. 111.3 в виде спирали (один из способов представления) изображена распределенная моментная нагрузка (погонная) и указано направление ее действия. Такой вид нагружения, например, испытывает в полете крыло самолета. После приведения аэродинамических сил в каждом сечении к центру изгиба (о центре изгиба см. V.11) крыло (рис. 111.4) окажется нагруженным распределенными поперечной и моментной нагрузками. Погонная моментная нагрузка задается погонной моментной интенсивностью т = т х) в каждом сечении бруса. Площадь графика, ограниченного линией т = т (х), называется моментной грузовой площадью. [c.86]

Нагрузка на крыло за цикл стоянка—полет—стоянка. Когда самолет находится на земле, на крыло действует отрицательная нагрузка от веса конструкции при взлете крыло воспринимает положительную нагрузку (перегрузка равна примерно единице). Во время набора высоты, крейсерского полета и снижения нагрузки изменяются в зависимости от порывов ветра или выполняемых маневров. В момент приземления нагрузка приобретает отрицательное значение, а за- [c.84]

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]

Акустическая нагрузка в полете. В полете на дозвуковых скоростях вследствие образования спутного потока акустические нагрузки от реактивной струи резко уменьшаются. На режимах сверхзвукового полета действие их прекращается вовсе, так как генерируемые струей звуковые волны имеют меньшую скорость распространения, чем скорость движения самолета, и поэтому не достигают его поверхности. Однако с увеличением скорости полета увеличивается уровень акустических нагрузок, вызванных турбулентностью потока, обтекающего самолет. В пограничном слое уровни этих нагрузок составляют 140—145 дб. При наличии срыва, например, на треугольном крыле или с плохо обтекаемых частей конструкции они могут возрасти до 160—162 дб. [c.91]

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]

Мы сравниваем с силой тяжести совершенно разнородные СИЛЫ, ничего общего не имеющие с тяжестью, — например, силу тяги двигателя самолета или теплохода, силу давления газов на поршень в цилиндре двигателя, силы напряжения в упругом теле и т. п. Мы настолько привыкли к этому, что делаем это сравнение автоматически, не задумываясь о том, по какому признаку мы сравниваем и измеряем силы смысл этого измерения таков если, например, динамометр показал, что мускульная сила нашей руки равна 30 /сГ, то это значит, что деформация динамометра, вызванная сжатием нашей руки, такая же, как если бы мы нагрузили его силой в 30 кГ. Точно так же самолет, построенный на основании аэродинамического и конструктивного расчета, испытывали в прежнее время в лабораторных условиях следующим образом крыло самолета переворачивали вверх ногами и на каждый отсек нижней части крыла (оказавшейся теперь наверху) накладывали мешки с песком С таким расчетом, чтобы на каждый отсек крыла приходилась нагрузка, равная найденному из аэродинамического расчета давлению воздуха на этот отсек опытным путем изучали деформации крыла под действием этих нагрузок, что и позволяло судить о деформациях и напряжениях в крыле при его полете. [c.18]

Основные данные длина 17,5 м размах крыла по концам лопастей винтов 26,9 м высота при двигателях, установленных вертикально вверх, 6,2 м масса пустого аппарата 13 800 кг максимальная взлетная масса при вертикальном взлете 21 550 кг максимальная взлетная масса при укороченном разбеге 27 500 кг максимальная скорость в самолетном режиме 550 км/ч максимальная скорость в вертолетном режиме 185 км/ч скорость полета вбок или назад в вертолетном режиме 55 км/ч скорость перехода на самолетный режим 370 км/ч боевой радиус действия с 12 десантниками 960 км перегоночная дальность с дополнительными топливными баками 3900 км максимальная нагрузка на внешней подвеске 6800 кг. [c.229]

Симметричные нагрузки. В криволинейном полете на самолет действует подъемная сила крыла У р и горизонтального оперения Рг.о (рис. 10.6). Подъемная сила крыла определяется коэффициен- [c.309]

Построение этих- линий основано на следующем. Как известно, нагрузка, действующая на крыло, сводится к двум силам и моменту, причем связь между силами, моментом и углом атаки может быть выражена аналитически. По этим нагрузкам можно подсчитать усилия в детали и построить интересующую нас линию влияния. Вместо того чтобы откладывать самоусилие / или напряжение а, удобнее откладывать отношение сил и напряжения к разрушающей силе или напряжению разделив все это еще на квадрат скорости полета. [c.493]

В 1936 г. конструкторским коллективом С. В. Ильюшина был сконструирован бомбардировщик дальнего действия ДБ-3, снабженный, как и самолет АНТ-37, теми же двумя двигателями М-85 (позднее последовательно заменявшимися двигателями М-86 и М-87А), с крылом относительно небольшого удлинения и с повышенной удельной нагрузкой на крыло. Он развивал в полете на дальность среднюю скорость около 310—340 км1час и был принят на вооружение ВВС как основной тип самолета этого класса. Высокие летные качества его позволили летчику В. К. Коккинаки установить в 1936 г. мировые рекорды по поднятию 1000—2000 кг груза на высоту 11—12 тыс. м и выполнить в 1938—1939 гг. беспосадочные перелеты из Москвы на Дальний Восток (7600 км) и из Москвы в США — до острова Мискоу на западном побережье Атлантики (около 8000 км) — со средней скоростью 348 км1час. [c.355]

Спектр силовых воздействий на элементы авпаконструкций в течение полетных циклов включает нагрузки различной частоты и амплитуды, что определяет одновременное протекание процессов мало- и многоцикловой усталости. При анализе полетного комплекса нагрузок (в который входят действующие при движении самолета по земле) обычно выделяют цикл земля—воздух— земля (ЗВЗ), представляющий огибающую всей совокупности (рис. 5.1) полетных нагрузок. Для разных элементов конструкций и полетных условий создаваемое этими циклами циклическое повреждение составляет обычно 30— 70% полного повреждения, а нередко и 80—90%. Значительную, а часто определяющую долю циклического повреждения создает малоцикловое нагружение, реализуемое при изменении в полете подъемной силы крыла и давления в герметических салоне и кабине при выполнении маневров самолета. Частотный анализ условий эксплуатации показывает. [c.103]

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]

Эта переменная нагрузка, действующая с частотой порядка 10 Гц, называется нахруз-кой функционирования, так как она неизбежно сопутствует функционированию самолета и предопределяет его назначение как летательного аппарата. К переменным нагрузкам относятся также дополнительные, в определенном смысле паразитные нахрузки, реально возникающие из-за воздействия атмосферной турбулентности и неровностей аэродромов. Частота этих нахрузок находится в диапазоне от десятых долей до единиц герц. Наконец, промежуточное положение между нагрузками функционирования и дополнительными нагрузками занимают маневренные нагрузки. Некоторые из них являются неизбежными гфи выполнении полета, другая же часть связана с управлением самолетом в процессе воздействия атмосферной турбулентности. На практике для пассажирских самолетов маневренные нагрузки на крыло и нагрузки от воздействия турбулентности рассматриваются совместно. [c.411]

Первая из них связана с изменением форм и размеров (абсолютных и относительных) основных частей самолетов, обусловленных переходом к сверхзвуковым скоростям. Вторая причина вызвана изменением действующей на самолет аэродинамической нагрузки при переходе от дозвуковой к сверхзвуковым скоростям полета и при выходе самолета на большие высоты полета. Третья причина обусловлена увеличением разноса масс вдоль фюзеляжа и уменьшением этого разноса по размаху крыла. По этой причине у современных самолетов может существенно проявляться инерционное взаимодействие продолььюго и боко<вого движений (см. следующую статью). Строго говоря, последние две причины в известной мере являются следствиями первой. [c.92]

Конструктивно крыло представляет собой моноблочную конструкцию (рис. 2.52), состоящую из левой 1 и правой 2 консолей, соединенных по оси самолета. Крыло — трехлон-жеронное. Кессон крыла простирается от осевой нервюры до концевой, к которой крепится опорная стойка шасси. Кессон образует топливный бак-отсек, занимающий половину размаха крыла, ограниченный спереди и сзади стенками лонжеронов. Верхние три панели 7,8, 9 и нижние две панели 10, 11 обшивки выполнены в виде фрезерованных монолитных панелей для обеспечения жесткости по размаху и хордам. Конструкция крыла определена исходя из действующих нагрузок внутренняя часть рассчитывается на маневренные нагрузки при различных вариантах подвешиваемых боевых грузов, консольная часть рассчитана на нагружение от опорных стоек и нагрузок в полете при установке перегоночных частей крыла 5. На самолете Си Харриер предусмотрены две законцовки крыла одна небольшая 6 для применения самолета в боевом варианте и вторая 5 с увеличенной площадью для увеличения площади и удлинения крыла в перегоночном варианте. В носке крыла проложены трубопроводы гидросистемы, воздушные трубопроводы реактивной системы управления и тяги системы управления элеронов. В четырех местах кессона крыла установлены узлы крепления внутренних и внешних пилонов для подвески боевых грузов или подвесных топливных баков емкостью 455 л или на внутренних пилонах — для специальных перегоночных топливных баков емкостью 1500 л. Пилоны в своей конструкции имеют устройства принудительного сбрасывания грузов. [c.143]

Возвращаясь к концу ЗО-х годов, можно отметить, что советский И-153 оказался самым совершенным среди современных ему маневренных истребителей-бипланов других стран. Однако время маневренных истребителей было уже на исходе. Для успешных действий требовались все более и более скоростные машины. Оптимальной для достижения большой скорюсти была схема моноплана. Ни одна из попыток совместить требования скорости с высокой маневренностью, присущей бипланам с небольшой удельной нагрузкой на крыло, не удалась, да и не могла удасться. Последней реализованной попыткой стал истребитель И-190, разработанный под руководством Н. Н. Поликарпова в 1939 г. Этот самолет являлся дальнейшим развитием И-153. Первый, полет И-190 совершил 30 декабря [c.145]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...