Проектирование конструкции крыла

Проектирование конструкции крыла [c.507]

Проектирование конструкции крыла 509 [c.509]

Проектирование конструкции крыла 511 [c.511]

На основе ранее изложенного, температура внешней кромки ребра, наваренного на трубку, не должна превышать 550° С в противном случае крыло сильно обгорает, вследствие чего уменьшается его эффективная ширина. Чтобы обеспечить при проектировании конструкцию стен топки, при которой не будет иметь место обгорание ребер, необходимо знать температуру кромки ребра. [c.329]

Применение крыльев обычной конструкции в сверхзвуковом полете может быть ограничено необходимостью применять тонкие сечения при сверхзвуковых скоростях. С другой стороны, в случае большой стреловидности эта необходимость не является настоятельной и возникает большая свобода в выборе сечений. Треугольная форма также оказывается подходящей для проектирования летающих крыльев и может сочетать малую относительную толщину с относительно большим объемом. [c.72]

При проектировании механизма требуется определить траектории движения точек отдельных его звеньев, чтобы убедиться в том, что механизм действительно выполняет те движения, для которых он предназначен. Кроме этого, необходимо выяснить, не препятствуют ли этим движениям расположенные по соседству с механизмом какие-либо другие части. Так, при проектировании убирающегося шасси самолета необходимо убедиться в том, что движениям звеньев шасси не препятствуют элементы конструкции крыла, фюзеляжа, силовой установки и т. п. Построение траекторий отдельных точек необходимо также для отыскания хода ведомого звена или очертания картера, в который должен быть заключен механизм. [c.12]

Так, например, в строительной механике сооружений большое место занимают вопросы раскрытия статической неопределенности рам и стержневых систем, расчета балок и плит, лежащих на упругом основании, и т, д. В строительной механике самолета большое внимание уделяется вопросам устойчивости подкрепленных элементов оболочек и других тонкостенных элементов корпуса и крыльев и т. д. Словом, строительная механика любого профиля может рассматриваться как механика конкретных деформируемых конструкций и машин, привязанных к определенной отрасли техники или строительства, и ее задачей является определение напряжений и деформаций в моделях (расчетных схемах) специальных конструкций. Строительная механика служит основой для дисциплин, изучающих прочность реальных конструкций и машин (рис. 1.1). Их можно объединить общим названием Проектирование и прочность . Задача этих дисциплин — построение расчетной модели (расчетной схемы), используемой в строительной механике, и оценка прочности конструкций. [c.6]

При проектировании летательных аппаратов угол стреловидности крыла у может быть различным в различных вариантах конструкции. Как повлияет величина угла у. на уровень аэродинамического нагрева носового профиля Вычислить температуру в передней критической точке крыла при углах стреловидности у, равных 10, 20, 30, 40, 50, 60 и 70° в момент времени т — 80 с при < 4 = 15° С, Fo = = от// " =- 12,24 Ь =- = 13,4 кВт с 2/(м2 К) ст Геометрические размеры носового профиля крыла 8 мм L — 40 мм 0 — 5°. [c.271]

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]

Случаи разрушения болтовых соединений в полете на самолетах гражданской авиации, сопряженные с потерей человеческих жизней и самолетов, вызвали многочисленные исследования вопросов прочности и проектирования соединений в самолетных конструкциях из алюминиевых сплавов, особенно соединения поясов лонжеронов крыла. Большинство наших знаний о поведении соединений почерпнуто из этих источников и указанная конструкция в основном будет рассматриваться в настоящей главе. [c.264]

При проектировании самолетов с крылом изменяемой стреловидности, по сообщению зарубежной прессы, возникли новые аэродинамические, конструктивно-компоновочные и прочностные трудности, основными из которых являются увеличение веса конструкции на 4—6% взлетного веса самолета и обеспечение устойчивости и управляемости, удовлетворительной маневренности и малого значения потерь качества на балансировку. [c.235]

При проектировании сложных конструкций, подверженных в процессе эксплуатации разнообразным динамическим воздействиям, большой теоретический и практический интерес представляет проблема создания математической модели конструкции, которая адекватно описывает ее жесткостные и массово-инерционные характеристики. Свободные колебания конструкции описываются системой дифференциальных уравнений, а вопрос о выборе коэффициентов в этой системе, от величины которых зависят массово-инерционные и жесткостные характеристики конструкции, может вызвать определенные трудности. В тех случаях, когда рассматриваются простые конструкции или их элементы, суш,ествует соответствие между коэффициентами уравнений и реальными массовыми и геометрическими характеристиками конструкции. Сложнее обстоит дело, когда для расчета больших составных конструкций используются упрощенные модели. Так, например, крыло летательного аппарата при решении задач аэроупругости моделируется балкой или пластиной. Задание исходных данных, т. е. выбор распределения массово-инерционных и жесткостных параметров в таких моделях всегда носит приближенный характер, и, следовательно, расчет на основе таких данных приводит к ошибкам в определении форм и частот колебаний и, как следствие, критической скорости флаттера. [c.513]

В настоящее время в эксплуатации находится экспериментальная система. Она была произвольно ограничена разработкой и анализом обычных околозвуковых самолетов и доведена до стадии эскизного проектирования и анализа рабочих характеристик. В то же время на двух программах определения поверхностей она продемонстрировала замечательные качества графического взаимодействия человека с машиной. На основе этих программ быстро и с требуе-.мой точностью были полностью сконструированы такие элементы самолета, как фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, опоры и мотогондола, а данные об этих элементах занесены в память для дальнейших обращений. Комбинируя компоненты, запасенные в системе данных, можно быстро компоновать самые различные конструкции. После этого их можно пополнить установками, взятыми из библиотеки двигателей. Инженер-оператор, анализируя конструкцию, может задавать вес, устойчивость, общее лобовое сопротивление и сопротивление, относящееся к отдельным элементам. Получая в режиме взаимодействия изображения на экране, он может непосредственно задать столько испытательных полетов, сколько потребуется, комбинируя для каждого из них отдельные фазы взлет, набор высоты, разворот и посадку. Основные правила. [c.212]

Ряд недостатков Пе-2 был предопределен еще на этапе проектирования, когда в кратчайшие сроки необходимо было переделать высотный дальний истребитель в пикирующий бомбардировщик. Пе-2 сохранил большую скорость своего прототипа, но по сравнению с другими бомбардировщиками (СБ, Ар-2, Ди-88) имел небольшую бомбовую нагрузку и относительно небольшую дальность. Он обладал высокой посадочной скоростью и не вполне удовлетворительными характеристиками самой посадки, имел неважные пилотажные качества при остановке одного из моторов и большую просадку при выходе из пикирования. Практически все эти недостатки можно было устранить в процессе создания и доводки этого бомбардировщика. Необходимо было только время. Но напряженная международная обстановка в преддверии войны требовала срочной организации его серийного выпуска. Если бы это не сделали в 1940 — 1941 гг., то к началу войны советская авиация не имела бы на вооружении ни одного фронтового бомбардировщика нового поколения, а налаживать его производство уже в ходе войны было бы чрезвычайно сложно. Вносить же радикальные изменения в конструкцию в процессе массового производства самолета, тем более во время войны, без снижения темпа выпуска также было невозможно. В частности, по этой причине не пошли в большую серию такие опытные варианты, разработанные в ходе войны, как Пе-2 с крылом другого профиля, а также с более мощными моторами АШ-82. [c.142]

Надо твердо усвоить следующее правило каждый, кто полетит на вашем самолете, должен, на земле пройти тренировку в аварийном покидании кабины с парашютом. Прн проектировании внимательно продумайте и рассмотрите все способы аварийного покидания аппарата в воздухе н на земле. Прн этом самолет должен компоноваться так, чтобы после отделения исключить столкновение пилота с элементами конструкции, особенно с воздушным винтом, стабилизатором, подкосами крыла. [c.199]

Такой большой объем конструкторского поиска характерен для проектирования всех широкофюзеляжных самолетов. Например, конструкция стыка крыла с центропланом самолета ВС-10 была разработана более, чем в 40 вариантах, многие из этих вариантов конструкции были испытаны. [c.88]

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]

Требование сохранения вненших обводов облика ЛЛ обусловлено необходимостью сохранения приемлемых аэродинамических характеристик ЛЛ. Так, например, разрабатывая конструкцию крыла или корпуса, конструктор не долже[ выходить из внентих геометрических обводов, так чтобы все узлы и детали располагал11сь внутри этих обводов. Невыполнение этого требования может привести к увеличению аэродинамического сопротивления ЛЛ, что, в свою очередь, снизит дальность полета ЛЛ или массу возможного полезного груза на борту. В результате может оказаться нереализованным замысел ЛЛ. В то же время, если конструктор может создать конструкцию, впн-сываюн1уюся в более благоприятные для облика ЛЛ обводы, чем полученные на этане общего проектирования, то это может рассматриваться как перевыполнение требований облика, ведущее к улучшению характеристик ЛЛ в целом. Поэтому такого рода нарушения данного требования могут считаться допустимыми и даже желательными, хотя они и маловероятны. С другой стороны, некоторые незначительные нарушения внешних обводов иногда допускаются для ступеней ЛЛ, для которых аэродинамическое сопротивление мало влияет на потребный [c.204]

Геометрический синтаз заключается в конкретизации геометрических свойств проектируемых объектов и включает в себя охарактеризованные выше задачи оформления конструкторской документации, а также задачи позиционирования и синтеза поверхностей и траекторий. К задачам позиционирования относятся задачи взаимного расположения в пространстве деталей заданной геометрической формы, например задачи выбора баз для механической обработки детален сложной формы, синтез композиций из заданных деталей и т. п. К синтезу поверхностей и траекторий относятся задачи проектирования поверхностей, обтекаемых потоком газа или жидкости или направляющих такой поток (крыло самолета, корпус автомобиля, лопатка турбины), синтеза траектории движущихся рабочих органов технологических автоматов, синтеза профилей несущих конструкций и др. [c.72]

Крупнейшие русские ученые И. Е. Жуковский и С. А. Чаплыгин разработали теоретические основы обтекания потоком крыла, послужившие базой для проектирования лопастей рабочих колес и направляющих аппаратов лопастных машин, что позволило советским инженерам сконструировать ряд турбин и насосов совершеннейших конструкций. Исключительно ценными являются таюче работы профессора И. И. Куколевского, который первым применил законы динамического подобия к [c.228]

Коллектив В, М. Мясищ ева приступил к конструированию тяжелого реактивного самолета 201М дальнего действия с четырьмя особо мощными турбореактивными двигателями. Отсутствие практического опыта по созданию таких самолетов в отечественной и в зарубежной авиационной технике выдвинуло в ходе проектирования ряд новых проблемных вопросов выбор рациональной схемы стреловидного крыла большого удлинения и большой площади с размещенными в центроплане крупноразмерными ТРД, конструктивное решение фюзеляжа необычно больших размеров с герметическими кабинами для экипажа, выбор конструкций сложного бортового оборудования и т. д.), потребовавших проведения многих предварительных исследований в стационарных условиях и на специально оборудованных самолетах — летающих лабораториях . [c.389]

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]

Настоящая программа была разработана для демонстрации возможностей визуального контроля при расчете аэродинамических сил, действующих на крыло самолета. Во время летных испытаний необходимо замерять аэродинамические давления на поверхности крыльев. Это позволяет убеждаться, что реальные давления близки к расчетным, полученным при проектировании, а также что величины поперечных сил и моментов изгиба, действующих на крыло, не превосходят значений, которые данная конструкция по расчету должна выдерживать. В целях контроля общей точности измерений можно проинтегрировать аэроди- [c.123]

Развитие метода конечных элементов многим обязано работам исследователей, занятых проектированием аэрокосмической техники, поэтому не удивительно, что именно эта область исследований остается ведущей по количеству приложений метода конечных элементов. Рисунок 1.2 отралоет много аспектов использования метода конечных элементов при расчете конструкции самолета Боинг-747 [1.16]. Фюзеляж самолета состоит из тонких листов металла (обшивка), охватывающих несущую конструкцию, набран ную из элементов, называемых шпангоутами и стрингерами Силовые элементы крыла называются лонжеронами и нервюрами [c.22]

И-14 построили в мае 1933 г., а 27 мая того же года состоялся его первый полет. Испытывал машину летчик-испытатель К. А. Попов. Самолет представлял собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан, имел убирающееся в полете шасси с тормозными колесами и масляно-пневматической амортизацией, закрытый фонарь кабины летчика. Мотор закрывался хорошо обтекаемым капотом. Удельная нагрузка н крыло была в 1,5 раза больше, чем у маневренного биплана И-15. Таким образом, конструкторы обеспечили почти все условия для достижения большой скорости полета, кроме одного — металлическая общивка крыла имела гофрированную поверхность. Это делало ее более жесткой, но одновременно повышало сопротивление трения. Сделать гладкую металлическую обшивку в начале 1933 г. не рискнули, поскольку еще не было необходимого опыта проектирования и расчета таких конструкций. [c.148]

Сходную с СУВП схему и конструкцию имел и пассажирский самолет К-1, проектирование которого было начато осенью 1923 г. под руководством К. А. Калинина. При разработке проекта этого самолета с одним двигателем Сальмсон мощностью 170 л. с. ставилась задача создать многоцелевой самолет с высокой весовой отдачей по полезной нагрузке путем применения схемы подкосного высокоплана с крылом и горизонтальным оперением правильной эллиптической формы в плане. Такая форма крыла и горизонального оперения обеспечивала уменьшение индуктивного сопротивления, способствовала увеличению боковой устойчивости смолета Г7]. [c.361]

Одним из главных силовых элементов пустотелой трубы фюзеляжа должен был стать прочный и жесткий грузовой пол, который не только мог держать сосредоточенные (точечные) или распределенные по площади нагрузки, но и рационально распределял их, передавая на остальной силовой набор, крыло и шасси. На стадии эскизного проектирования рассматривалось несколько вариантов пола, в том числе и с люками для сброса тяжелой техники, однако принята была конструктивно-силовая схема, подобная уже примененной на Ан-8 (ее идея была в какой-то мере заимствована у Роберта Бартини в его проекте тяжелого ВТС). Конструкция [c.6]

Парусное крыло, разработанное в 1948 г. в США, сочетает высокие летные характеристики с простотой складывающейся конструкции. Иногда его на.эывают мембранным крылом. Оно состоит из жесткой передне кромки (обычно трубчатого лонжерона) и жестких профилированных концевых нервюр (рис. 15). Задняя кромка образуется тросом, натянутым между нервюрами. Необходимо, чтобы в полете очертания задней кромки менялись как можно меньше. Для этого задают предварительное натяжение троса задней кромки, величина которого определяется в процессе проектирования. Предварительное натяжение можно существенно уменьшить, увеличив- число нервюр или применив какое-либо устройство для поддержания задней кромки. Поверхность парусного крыла — ткань, туго обернутая вокруг передней кромки и закрепленная на заднем тросе. Применяется ткань, мало изменяющая свои линейные размеры под действием внешних условий. [c.32]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...