Нормы прочности для крыльев

Из-за отсутствия опыта создания гидросамолетов такого класса, постройка РОМ-1 шла трудно. Прежде всего, катастрофа с морским разведчиком МР-2, происшедшая осенью 1926 г., заставила проектировщиков пересмотреть первоначально принятые для РОМ-1 значения полетной центровки. Было признано, что самолет обладает чрезмерно задней центровкой и для сдвига центра тяжести самолета вперед пришлось значительно удлинить гондолу переднего двигателя, установив под ней пару подкосов. Тем не менее, полетная центровка самолета оставалась довольно задней и равнялась 35% САХ. Затрудняло строительство опытного самолета и отсутствие в то время научно обоснованных норм прочности для гидросамолетов и особенно четкой классификации случаев нагружения конструкции гидросамолета такой схемы при его посадке на воду. Это определило установление прочности агрегатов РОМ-1 на основе предположений, сделанных по опыту эксплуатации легких гидросамолетов М-9, М-20, М-24. В результате прочностных статических испытаний планера РОМ-1 определилась необходимость дополнительного усиления конструкции крыла. [c.260]

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]

Закрылок. Представляет собой хвостовую часть крыла (рис. 7.8), которая может Рис. 7.8 отклоняться вниз. По конструкции закрылок аналогичен элерону. Нагрузками для закрылков являются аэродинамические силы, величина и распределение которых задаются нормами -прочности. Ввиду полной аналогии расчет закрылка на прочность производится так же, как и элерона. [c.265]

Условием успешного полета моделей в свободном полете является их способность чувствовать — реагировать на восходящие воздушные перемещения и удерживаться в них. Силы, вводящие модель в поток, очень незначительны, поэтому чем меньше масса модели, тем легче она будет входить в восходящий поток и выходить из нисходящего. Но по правилам соревнований минимальная масса и площадь несущих плоскостей моделей ограниченны. Чтобы модель была более чувствительной, опытные авиамоделисты стремятся сделать конструкцию по возможности легкой, а массу модели доводят до нормы за счет балласта, размещенного вблизи центра тяжести. Груз, сосредоточенный у центра тяжести, не снижает чувствительности модели. Для повышения чувствительности модели не следует делать тяжелыми те ее части, которые расположены далеко от центра тяжести. Так, законцовки крыльев, оперение и хвостовую часть фюзеляжа надо облегчить настолько, насколько позволяют условия прочности. [c.103]

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]

Крылья. Согласно нормам прочности крылья рассчитываются на 4 случая нагрузки. Случай Ajt—выход из пикирования на угол первой максимальной подъемной силы. Крыло моноплана или коробка крыльев биплана рассматривается в положении первого max- Центр давления, угол атаки и наклон равнодействующей определяются из продувки или же из соответствующего аэродинамич. расчета, предпочтительно по методу Трефца. В нижеследующей табл. 2 приведены положения центра давления случая для распространенных профилей крыла по английским данным 1931 г. [c.38]

Создаются первые отечественные нормы прочности самолетов. В тридцатых годах на базе радикального совершенствования аэродинамики самолета и увеличения мощности мотора при повышении удельных его характеристик максимальная скорость самолета достигает 500 — 600 км/ч. При этом нагрузка на 1 м крыла увеличивается до 100 — 200кгс/м . Типичным становится свободнонесущий моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Такой рост скорости самолета и внесенные существенные изменения в его конструкцию потребовали новых принципиальных решений вопросов прочности. Именно в этот период получает свое развитие целый ряд дисциплин для решения инженерных проблем обеспечения йрочности и неизменяемости конструкции самолета. Так, появление гладкой обшивки, включаемой в работу конструкции йа изгиб, привело к моноблочным конструкциям с рассредоточенными продольными силовыми элементами в виде стрингерного набора, и, таким образом, основным силовым элементом становится панель, состоящая из стрингерного набора и обшивки. Этот новый тип силовой авиационной конструкции потребовал разработки теории тонкостенных конструкций, в дальнейшем существенно расширившей и обогатившей теЬрию оболочек и составившей особый раздел прикладной теории упругости и строительной механики. [c.296]

Оценка прочности самолетов, нагружения их конструкции в полете вызывалась, с одной стороны, желанием конструкторов убедиться в величине действующих в элементах усилий, а с другой, накопить материалы для подтверждения нормируемых нагрузок, уточнения норм прочности. Простейшим, хотя и косвенным, был впервые примененный А. И. Макаревским [12] метод определения деформаций крыла с последующим сопоставлением с деформациями, оцененными расчетными методами или в условиях статических испытаний на земле. Существенный вклад в обобщение методов исследований вибрации конструкций внесла монография А. В. Чесалова [13]. К числу драматических эпизодов из области летных испытаний авиационных конструкций на прочность нужно отнести смелый и рискованный испытательный полет С. Н. Анохина с доведением до предельных нагрузок или флаттера и разрушения планера Рот Фронт на одном из Всесоюзных планерных слетов в Коктебеле. Единственным объективным свидетелем условий разрушения был сам летчик, гарантии сохранения жизни которого тогда, по-видимому, никто не давал. Он был выброшен из кабины и благополучно приземлился на парашюте. Наблюдатели с земли зафиксировали лишь факт разрушения планера. [c.316]

В предлагаемом упрощенном варианте норм прочности иногда будут фигурировать коэффициенты безопасности 3, против принятых в настоящих нормах 1,5—2. Высокие коэффициенты безопасности вводятся только для основных силовых элементов конструкции, определяющих прочность любительского самолета. Это корневые части лонжеронов крыла, оперения и фюзеляжа узлы навески крыла, шасси, оперения узлы навески рулей, моторамы, узлы управления и так далее. [c.153]

Краткое описание наиболее характерных конструкций предшествует рассмотрению технических норм прочности, а затем дается теория расчета и конкретный пример с рядом задач для самостоятельных проработок. В содержании основных глав по расчету крыльев, фюзеляжа, шасси, моторной установки указывается перечень литературных источников. Разделы с описанием конструкций представлены ч жато в виду наличия более подробных руководств, как Б. Т. Горощенко Совре-зленные самолеты , В. Л. Александрова Аэропланы, А. В. Шиукова Основы авиации и др. [c.10]

Кривые Гплоск и Гэохр для различных трапециевидных крыльев приводятся в нормах прочности самолетов и в справочной литературе по аэродинамике . [c.75]

Но самым трудным оказалось довести прочность крьша до нормы 1947 года. В связи с этим в конструкции крыла широко применили материал В-95 (вместо дюраля Д-16) и хромансилевую сталь ЗОХГСА для полок лонжерона. [c.81]

В целом концепция скоростного спортнвно-пилотажного самолета минимальных размеров была рациональной н прогрессивной. В конструкции Кванта было немало находок н удачных оригинальных инженерных решений. Однако конструкторского и производственного опыта создателям машины не хватило. Самолет строился более десяти лет и получился очень перетяже-ленным. Сказалось то, что студенты старались работать по нормам и правилам настоящих КБ. Отсюда завышенные запасы прочности и лишняя масса там, где ее могло и не быть. С полным комплектом контрол ьно-запнсывающей аппаратуры, установленной для испытаний, самолет имел массу более тонны, и удельная нагрузка на крыло превышала 100 кг/м . [c.102]

С целью учета возможного (по сравнению с нормированным) падения воздушной нагрузки на конце крыла для отдельных лонжеронов при стоечных (несвободнонесущих) конструкциях крыльев следует проверить прочность передних лонжеронов при изгибающем консольном их моменте, уменьшать на 20% по сравнению с определяемым при распределении нагрузки по нормам для всех полетных случаев. [c.51]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...