Расчетные случаи для крыльев

РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ ДЛЯ КРЫЛЬЕВ [c.42]

Для однолонжеронного крыла расчет производится аналогично, с той только разницей, что лонжерон крыла будет воспринимать полную силу р. Расчетными случаями для лонжеронов будут для переднего лонжерона случай Ак, для заднего Вк. [c.78]

Общепринятый способ конструирования крыла, состоящий в подборе подходящего решения прямой задачи, недостаточно точен для отыскания прецизионных докритических профилей. Из-за невозможности проводить вычисления в бесконечной области граничные условия переносят на конечное расстояние. Для функции тока там выставляют значения, определяемые асимптотикой на бесконечности. Это приводит к погрешности порядка (1/В, где с/ — хорда профиля, В — диаметр расчетной области. Если задача решается относительно вектора скорости, приходится видоизменять граничные условия из теоремы Коши-Ковалевской следует, что в дозвуковом потоке идеального газа нельзя задавать постоянный вектор скорости на границе конечной области, так как в этом случае единственным решением во всей области является равномерный дозвуковой поток. Это обстоятельство затрудняет как конструирование, так и вычислительную проверку докритических контуров. [c.164]

Постройте эпюры поперечных сил и изгибающих моментов от воздушной нагрузки для случая А по размаху прямоугольного в плане крыла при симметричном нагружении и в случае, когда нагрузка на одной консоли на 20% меньше, чем на другой (рис. 322) Вес самолета ( = 10 т, расчетная перегрузка п = 12, нагрузка по размаху распределяется по закону хорд. [c.90]

Случай Ек—резкая посадка. В этом случае крылья испытывают нагрузку, кратную собственному весу и агрегатам в крыльях. Распределение по размаху соответствует-действительному распределению весов крыла и агрегатов. Начиная расчет крыла, прежде всего определяют расчетную нагрузку на него для данного случая для этого берут полетный вес самолета, уменьшают его на вес крыльев, т. к. собственный вес крыльев в летных случаях разгружает крылья, и умножают на перегрузку данного случая, взятую по нормам. Руководствуясь продувками, аэродина- мич. расчетом [c.39]

Исходной величиной для определения этих нагрузок является коэффициент расчетной перегрузки Прас-ч. = Этот коэффициент определяется по нормам прочности для каждого расчетного сличая . Крыло рассчитывается на ряд расчетных случаев А. А, В, С, О п др. Вначале будем определять нагрузки, считая крыло абсолютно жестким, а затем учтем влияние упругости крыла. [c.72]

НИИ, найденных от каждого из моментов. Расчет от равнодействующего момента получается более сложным, так как заранее неизвестны положение нейтральной линии сечения крыла и длина Л/ эквивалентного отсека крыла. Для тех расчетных случаев, когда горизонтальный момент мал в сравнении с вертикальным, расчет можно проводить от равнодействующего момента по формулам (4.6), (4.7) н (5.16) при редукционных коэффициентах, определяемых по формуле (5.13), Если же по величине горизонтальный изгибающий момент получается одного порядка с вертикальным, как, например, от нагрузки шассн (рис. 5.22), то расчет удобнее проводить суммированием напряжений, цанден[1ых от каждого из моментов в обеих плоскостях. При этом в верхней панели напряжения будут суммироваться в задних стрингерах, а в нижней — в передних. В качестве примера рассмотрим расчет беспоясного кессона Рп — 0) крыла прямоугольного сечения (см. рис. 5.9). Суммируя напряжения по формулам (5.18) и (5.42), получаем [c.181]

Нетрудно убедиться, что более высокие летнь е показатели модели с непрерывной круткой достнгаютск в данном случае за счет преодоления дополнительных трудностей как при расчете модели, так и при ее изготовлении. Для упрощения расчетов на рис. 104 даны общие рекомендации по подбору непрерывной крутки крыла, разработанные на основе расчетных данных для ряда крыльев с различным набором профилей. [c.93]

Составление таблиц неиотопляемости потребовало от А. Н. Крылова систематического исследования, вошедшего затем во все учебные курсы теории корабля. Начав с определения изменения посадки и остойчивости судна при затоплении единичного отсека — глух010 или открытого сверху и сообщаюпцегося с забортной водой, А. Н. Крылов рассмотрел затем вариант затопления группы отде лений и привел расчетные формулы в этом наиболее сложном случае к такому виду, что вычисление основных элементов плавучести и остойчивости корабля сводится к простым арифметическим действиям над величинами, заранее рассчитанными для различных отделений. Так называемая первая таблица непотопляемости и содержала все необходимые данные по каждому отдельному отсеку с одновременным указанием его расположения на корабле. Уделив особое внимание обеспечению остойчивости поврежденного корабля, Алексей Николаевич ввел дополнительно вторую таблицу, позволяюш ую учесть повреждения в надводном борту и палубах корабля, [c.96]

Для анализа подобия и моделирования изгибно-крутильного флаттера прямого консольно-защемленного крыла, колеблющегося в несжимаемом потоке, воспользуем ся расчетной моделью, описывающей возмущенное движение для системы с распределенными параметрами. В этом случае дифференциальные уравнения для определения критической скорости флаттера имеют вид [c.194]

И. с. в н а у ч н о-и сследователь-ских институтах и заводских летных станциях для научного исследования вопросов аэродинамики и прочности или для изучения работы тех или иных элементов конструкции в полете являются весьма разнообразными. В этом случае самолет является своеобразной летающей лабораторией. Частое расхождение расчетных данных и результатов испытаний моделей в аэродинамич. трубах с результатами полетных испытаний привело к широкой постановке опытов в натуру. Конструктивные усовершенствования после подтверждения их целесообразности на моделях в аэродинамич. трубах вводятся на опытные самолеты только после предварительного опробования их в полете на каком-либо из уже построенных и испытанных самолетов. С целью уточнения методов расчетов и определения методов перехода от результатов продувки модели в трубе к натуре проводится работа по определению в полете поляры самолета, характеристик винтов, распределению давления по крылу, фюзеляжу и оперению, шарнирных моментов на органы управления, кривых продольной статич. устойчивости и т. п. [c.233]

Фактор разделения конструкции на зоны разной нагруженности состоит в том, что сильно нагруженные части силовых элементов имеют большие расчетные толш,ины, чем слабонагру-женные. Если такой силовой элемент целиком выполнять с помощью какого-либо одного технологического процесса, то на одной из частей неизбежно проявится недостаток, присущий этому технологическому процессу. Например, шпангоут, воспринимающий моменты и перерезывающие силы от консолей крыла, имеет такие эпюры Мизг, Q и Л , что наиболее загруженными частями шпангоута являются зоны у стыковых узлов с консолями, а зоны между ними сравнительно слабо загружены. Если такой шпангоут изготавливать целиком, например литьем или шпамиовкой, то расчетные толщины слабонагруженных частей шпангоута могут оказаться меньше, чем минимальные технологические толщины для этих процессов (как говорят, расчетные толщины сядут на технологические ограничения). В результате такой цельнолитой или цельноштампованный шпангоут будет иметь избыточную массу. Если же с целью снижения избыточной массы весь шпангоут сделать наборным нз листового материала и прессованных профилей, то зоны стыковых узлов будут конструктивно сложными, содержать большое число деталей, за счет чего повысится стоимость. Сочетать преимущества двух технологических процессов позволяет в данном случае такое КТР, когда сильно нагруженные зоны шпангоута выполняются штамповкой или литьем, а слабонагруженные делаются наборными. [c.261]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...