Планеры

Критерий оптимальности АСГ выбран исходя из генеральной линии в разработке авиационного оборудования, направленной на уменьшение массогабаритных показателей. Обычно рассматривается показатель полетной или стартовой массы, учитывающий дополнительные массы (топлива, двигателя и т. п.), необходимые для функционирования АСГ. Однако в связи с тем что система охлаждения АСГ задана, а выбор основных характеристик авиадвигателей, топливных баков, планера и другие предшествует проектированию АСГ, в первом приближении за критерий оптимальности принята собственная масса М, которая складывается из активной и конструктивной масс. В качестве конструктивных материалов АСГ широко применяются легкие алюминиевые и магниевые сплавы. Поэтому зависимость конструктивной массы от конфигурации активной части слабее, чем в электрических машинах общепромышленного назначения. Это позволяет представить М в виде произведения [c.201]

Совокупность материальных точек, связанных между собой силами взаимодействия, называется механической системой. Например, механическую систему образуют Земля и Луна или спортивный самолет и буксируемый им планер. Но как только планер освободится от буксирного троса, самолет и планер перестают быть механической системой. [c.143]

Задача 825. Принимая силу сопротивления воздуха в свободном полете планера равной F = kv, где k—коэффициент пропорциональности, V—скорость планера, определить расстояние, которое пролетит планер за t сек от момента, когда его скорость была равна v . Считать, что движение планера происходит по горизонтальной прямой. Масса планера равна т. [c.307]

Пример 2. Задача Жуковского о полёте планера [1]. Рассмотрим полет планера в вертикальной плоскости xz (ось Oz направлена вверх) при следующих предположениях [c.61]

Здесь m — масса планера, v — скорость движения, О — угол между касательной к траектории и осью Ох, g — ускорение силы тяжести, р — плотность воздуха, S — пло- [c.61]

Интегральная кривая у = О является особой фазовой траекторией системы уравнений (3.17) и соответствует мгновенному опрокидыванию планера из положения 0 = л/2 в положение 0 = —-л/2 при обращении скорости v в нуль. Рассмотрим сначала частный случай а = О, когда силы сопротивления отсутствуют и рассматриваемая система оказывается консервативной. Уравнения движения (3.17) в этом случае принимают вид [c.62]

Единственное состояние равновесия системы (3.19) находится в точке 0 = О, г/ = 1 и соответствует режиму горизонтального полета планера с постоянной скоростью. Фазовые траектории определяются соотношением [c.62]

О, г/ = 1 типа центра. Для значений С на интервале —V3 < С < О фазовые траектории представляют собой замкнутые кривые, охватывающие центр, и для значений С > О — замкнутые кривые, охватывающие фазовый цилиндр. Интегральная кривая, соответствующая значению С = О, разделяет эти два типа замкнутых траекторий. Она состоит из сепаратрис седловых особых точек 0 = л/2, = О и 0 = —л/2, у = О, определяемых уравнением у = О, —л/2 0 л/2 и / = 3 os 0. Разбиение фазового цилиндра на траектории приведено на рис. 3.14, где изображена развертка цилиндра па плоскость. Траектории движения планера, соответствующие различным типам фазовых траекторий, показаны на рис. 3.15. [c.63]

Таким образом, движение изображающей точки по замкнутым фазовым траекториям, охватывающим состояние равновесия на фазовом цилиндре, соответствует полету планера по волнообразным линиям, а при движении по [c.63]

Рассмотрим теперь, как изменяется фазовый портрет системы и, следовательно, характер движения планера в общем случае 0. [c.64]

Состояние равновесия системы (3.21) соответствует полету планера по нисходящей прямой с постоянной скоростью [c.64]

Итак, в случае а О все фазовые траектории асимптотически приближаются к устойчивому состоянию равновесия, а фазовый портрет системы имеет вид, показанный на рис. 3.17. Таким образом, при наличии сил сопротивления воздуха планер при любых начальных условиях приходит к единственному устойчивому равновесному режиму. Если начальная скорость планера достаточно велика, то планер совершит сначала одну или несколько мертвых нетель, затем ио волнообразно затухающей траектории будет приближаться к траектории прямолинейного полета. Одна из возможных траекторий полета планера показана на рис. 3.18. [c.66]

В самолетах сверхзвуковых скоростей титан может быть основным конструкционным материалом (90% от массы планера). [c.292]

Планер весом О с площадью крыльев ш скользит в непо- движном воздухе под углом р к горизонту. [c.73]

НАПРЯЖЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И БЕЗОПАСНЫЙ РЕСУРС ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ ПЛАНЕРА ВС [c.28]

Применительно к силовым установкам ВС (газотурбинные двигатели) расчетные методы по принципу обеспечения безопасного ресурса более упрощены, поскольку относятся к элементам конструкции, в меньшей мере подверженным сл) ай-ному изменению нагрузок за полет ВС. Вместе с тем эти расчеты учитывают нагрев материала и этим принципиально отличаются от расчетов элементов конструкции планера ВС. [c.38]

Существенное влияние на величину (Ьг)к при переходе к быстрому распространению трещины оказывают агрессивная среда и температура. Их влияние на элемент конструкции проявляется наиболее явно в случае большой продолжительности цикла, когда трещина раскрыта и материал находится под напряжением. Наиболее типична указанная ситуация для планера ВС и вращающихся деталей двигателя, которые подвержены циклическому нагружению с высокой асимметрией или длительному растяжению в полете от центробежной нагрузки. Причем для горячей части двигателя характерен нагрев до температуры 750°. [c.103]

Воздушные суда гражданской авиации в процессе каждого полета испытывают не только изменяющиеся по частотному составу нагрузки. Длительное статическое нагружение элементов конструкции ВС с неизменным по уровню воздействием происходит на этапе крейсерского полета. Применительно к алюминиевым сплавам, которые воплощены в конструкции планера и крыльях ВС, длительная выдержка под нагрузкой имеет место в течение длительных этапов полета в спокойной атмосфере. [c.354]

Наиболее простые ситуации моделирования роста трещины без учета эффекта взаимодействия нагрузок, рассмотренные выше, являются частными случаями эксплуатационного нагружения некоторых элементов конструкции, для которых переходы от одних уровней нагружения к другим определяются, как правило, условиями функционирования. В то же время конструктивные элементы планера ВС подвергаются случайному эксплуатационному нагружению, сопровождающемуся резким изменением нагрузок, например, на посадке и при воздействии атмосферной турбулентности (известно, что в полете возможно появление порывов воздуха, способных создавать перегрузки в 2 раза и более). [c.425]

Продолжая работы в области тяжелой реактивной авиации, коллектив Б. М. Мясищева провел значительные экспериментальные работы в специальной аэродинамической лаборатории, стендовые испытания бортовых систем и исследования моделей основных агрегатов, позволившие решать вопросы прочности и динамики конструкции с большой экономией сил и времени. Впервые в авиационной практике были решены проблемы сборки планера самолета из крупногабаритных прессованных панелей, резко сокращающих применение трудоемкого процесса клепки, герметизации больших объемов крыльев и фюзеляжа, использованных как топливные емкости, и применения переменного тока для основной бортовой электросети. Широкое применение автоматики позволило сократить экипаж самолета. [c.389]

III. Применение в планере самолета............................. 45 [c.36]

По подсчетам специалистов, замена алюминия в конструкции планера сверх-звуковога пассажирского лайнера титаном приводит к снижению массы на 6 т, увеличению вместимости на 40 пассажирских мест, а следо-вательно, - к повышению технико-экономической эффективности (на 23%). [c.292]

В расчетах на прочность и долговечность ВС принято считать, что основным конструктивным узлом планера, определяющим его ресурс (долговечность или период эксплуатации), является крыло [1, 2, 7, 8]. Проведение расчетов на ресурс применительно к регулярным зонам кг)нструкции крыла до звукового транспортного ВС в полете основано на рассмотрении преимущественно одноосного напряженного состояния материала. Вторая компонента нагрузок, присутствующая в наиболее нафуженных зонах, считается незначимой, и ею в расчетах на прочность и ресурс пренебрегают. После расчетов ее учитывают через запасы прочности. Использование метода конечных элементов принципиально меняет эту ситуацию. Напряженное состояние характеризуется в полном объеме с учетом всех компонент тензора напряжений (1.1). [c.30]

Первоначальное введение контроля в эксплуатацию и обоснование использования методов и средств контроля осуществляется на основе прочностных расчетов и полунатурных испытаний ВС или ЭЦИ двигателей иредириятием-изготовите-лем техники и го.товным предприятием, регламентирующими методологию прочностных расчетов планера и двигателей. Разрабатываются технологические карты контроля, в которых указывается момент времени реализации контроля. Это может быть разовый или периодически повторяемый контроль через расчетный период времени. Разо- [c.66]

Исследования алюминиевых сплавов АК4-1Т2 и 120Т1 в диапазоне частот нагружения 0,17-25 Гц показали небольшое влияние частоты нагружения на скорость роста трещин [5]. Рассмотренный диапазон частотного спектра является характерным для нагрузок, действующих в силовых элементах конструкции крыла и планера самолета. С целью оценки значимости выявленных отличий в характеристиках, используемых в описании роста усталостной трещины при разных частотах нагружения, были использованы статистические методы в исследованном диапазоне КИН 9,5-21,5 МПа-м / . С возрастанием частоты нагружения от 0,17 до 5 Гц ее влияние на скорость роста трещины не выявлено. Дальнейшее возрастание частоты нагружения приводит к снижению скорости роста трещины. [c.343]

ПОД руководством С. П. Королева — впоследствии академика, выдающегося специалиста в области ракетной техники — был построен первый ракетоплан ГИРД РП-1 (планер конструкции Б. И. Черановского) с жидкостным реактивным двигателем, а с конца 1933 г. были предприняты разработка проектов и испытания реактивных двигателей и ракетных летательных аппаратов в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ). В основу этих исследовательских и проектных работ была положена теория воздушно-реактивных двигателей, предложенная в 1929 г. Б. С. Стечкиным, и получившая международное признание. [c.367]

Практическое развитие идеи повышения высотности силовых установок самолетов позволило достигнуть больших скоростей полета на возрастающих высотах при неизменном максимальном скоростном напоре. Но возникающий при этом интенсивный нагрев передних кромок крыла и воздухозаборных устройств от трения пограничного слоя, окутывающего обтекаемую воздухом поверхность самолета, а также нагрев элементов конструкции от горячих частей турбореактивного двигателя (особенно — от форсажной камеры) заставили искать способы тепловой защиты летчика и специального оборудования и вести поисковые разработки теплостойких конструкций планеров самолетов, двигателей и бортовых систем. Уже на самолете МиГ-19 были применены высокопроизводительные турбохододиль-ные агрегаты для кондиционирования воздуха в кабине летчика. В дальнейшем мощные турбохолоди.льные агрегаты стали использоваться для охлаждения нетеплостойкого оборудования в приборных отсеках. Кроме того,, при изготовлении конструкций планера начали применяться специальные высокопрочные и жаропрочные сплавы вместо традиционных дюралевых сплавов. [c.386]

Последовательно совершенствуя новые типы пассажирских самолетов серийной постройки, конструкторы улучшали их аэродинамические свойства и прочностные характеристики в частности, срок службы планеров (фюзеля-л ей, крыльев и шасси) был увеличен до 30 тыс. летных часов, соответствующих примерно 15 годам регулярной эксплуатации. [c.394]

Масса конструкции планера составляет около 46% массы пустого самолета для легких самолетов общецелевого назначения и 60% для коммерческих транспортных самолетов. [c.37]

Стоимость единицы массы планера имеет тенденцию изменяться пропорционально величине массы пустого самолета. По данным Пезмени и др. [15], среднее значение ее составляло в 1968 г, 15,5 дол-ларов/кг для легких самолетов общецелевого назначения. Согласно этому же источнику, соответствующий показатель для легких вертолетов равен 90,6 доллар/кг. Величина экономии массы легких самолетов изменяется в зависимости от интенсивности их использования, как показано на рис. 1 [15]. [c.38]

Конструкции коммерческого воздушного транспорта более сложны, хотя при их проектировании используются те же основные параметры. Стоимость этих конструкций, по данным различных авиационных компаний, составляет от 165,7 до309,4 доллар/кг. Основная доля полной стоимости коммерческого самолета, согласно данным Хедрика [4], приходится на планер. Как уже отмечалось, [c.38]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...