Нагрузки, действующие на крыло

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

Рис. 2.3. Нагрузки, действующие на крыло в полете

Таким образом, нагрузки, действующие на крыло, стремятся срезать, изогнуть и закрутить его. [c.87]

В последнее время многие авиамоделисты, особенно чехословацкие, применяют на своих моделях планеров упругое крепление крыла. Это крепление состоит из дюралюминиевой пластинки шириной около 50 мм и толщиной 1,5—2,0 мм (рис. 63). Пластинка наглухо укрепляется на фюзеляже и вставляется в соответствующее углубление в консоли крыла. Воздушная нагрузка, действующая на крыло, прогибает это крепление, а затем после действия нагрузки крепление возвращается в исходное положение. Таким образом, если на крыло с этим креплением действует большая кратковременная перегрузка (порядка п = 6,0), то крепление будет прогибаться, что [c.95]

Для расчета примем, что воздушная нагрузка, действующая на крыло, распределяется по всему размаху, примерно по форме полуэллипса (рис. 66). Крыло изги- [c.98]

НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО [c.72]

Глава ПГ Нагрузки, действующие на крыло [c.74]

Обтекатели представляют собой второстепенные конструкции, так как они не воспринимают основные нагрузки, действующие на самолет, и не обеспечивают его конструкционной целостности. Примерами применения стеклопластиков могут служить также конструкции задних кромок, законцовок крыла и других обтекателей. На рис. 6—9 показаны различные агрегаты самолетов общего назначения и сельскохозяйственной авиации, изготовленные из стеклопластиков. [c.47]

Ограничение перегрузки по прочности конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличиваются перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. [c.30]

Схема действующих на крыло сил принимается та же, что и в случае двух лонжеронов, т. е. крыловая нагрузка разбивается на три силовых фактора 1) вертикальную составляющую 2) горизонтальную, 3) крутящий момент, получающийся вследствие переноса аэродинамической силы в центр жесткости крыла. [c.132]

Нагрузки, действующие иа крыло, являются исходными данными для анализа его напряженного состояния л расчета на проч-иость. [c.72]

Зная нагрузку д, действующую на крыло и его опорные реакции / ,, строим эпюры <3, М й как показано на рис. 5.57. Пунктир Рис. 5.57 ные линии на зпюрах относятся к схеме кры- [c.202]

Далее по аналогии с (6.36) составляем систему уравнений трех моментов, из решения которой и находим изгибающие моменты Мп, а затем и Мг. Зная моменты лонжеронов, определяем в них нормальные напряжения, обусловленные стесненным кручением, и алгебраически суммируем их с напряжениями от изгиба (6.44). Следует, однако, отметить, что учет стеснения при действии на крыло воздушной нагрузки дает незначительный эффект, так как крутящие момеиты, определяемые по формуле (6.52), получаются в этом случае небольшими. Поэтому при расчетах стеснение можно не учитывать. [c.246]

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]

На рис. 14.18 и 14.16, а показаны нагрузки, действующие на узлы стыковки двухлонжеронного крыла и на верхний узел переднего лонжерона. [c.453]

В дальнейшем тот же коллектив разработал конструкцию тяжелого самолета сверхдальнего действия Ту-85. Этот самолет с размахом крыла 65 м и удельной нагрузкой на крыло до 390 кг/м- был самым крупным в СССР его [c.377]

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]

На крыло самолета действуют распределенная аэродинамическая (воздушная) нагрузка аэр и инерционные силы (рис. 2.3). [c.86]

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]

В теории элемента лопасти вычисляют силы, которые действуют на лопасть при ее движении в воздухе, а по ним рассчитывают силы и аэродинамические характеристики всего несущего винта. Теория элемента лопасти — это, по существу, теория несущей линии, примененная к вращающемуся крылу. Предполагается, что каждое сечение лопасти работает как профиль в двумерном потоке, а влияние следа и остальной части винта полностью учтено в индуктивном угле атаки сечения. Следовательно, для решения задачи нужно рассчитать индуцируемые следом скорости на диске винта. Это можно сделать с помощью импульсной теории, вихревой теории или численными методами, учитывая неравномерность поля скоростей протекания. Теория несущей линии основана на предположении, что крыло имеет большое удлинение. Удлинение к лопасти несущего винта связано с коэффициентом заполнения и числом лопастей соотношением % = R/ = N/п)а. Для вертолетных несущих винтов с их малой нагрузкой на диск предположение о большом удлинении обычно справедливо. Однако даже при большом геометрическом удлинении могут существовать области, в которых велики градиенты нагрузки или индуктивной скорости, вследствие чего эффективное аэродинамическое удлинение может оказаться малым. Для несущего винта примерами таких областей с большими градиентами являются концевая часть лопасти и то место на ней, вблизи которого проходит вихрь, сбегающий с предшествующей лопасти. [c.59]

Условия работы лопасти НВ вертолета во многом отличаются от условий работы крыла самолета. Основная особенность в том,что действующие на нее нагрузки являются переменными во времени. Поэтому при выборе материала элементов лопасти в качестве главных выдвигаются следующие требования [c.30]

Ограничение максимальной скорости по скоростному напору вводится из условий обеспечения прочности самолета. Здесь аэродинамические силы и нагрузки на конструкцию пропорциональны скоростному напору. С увеличением скоростного напора возрастают силы, действующие на отдельные элементы конструкции обшивку крыла, фюзеляжа, фонарь и могут их деформировать, а также изменить характеристики устойчивости и управляемости. [c.31]

Возвращаясь к уравнениям (5) и (6), заметим, что потенциал внешних сил существует, если нагрузка не зависит от перемещений. Однако можно указать случаи (например, действие аэродинамических нагрузок на крыло самолета), в которых нагрузки зависят от перемещений, а часто и от изменений этих перемещений во времени. В этих случаях нагрузки не обладают потенциалом и нужно использовать вид (5) принципа Гамильтона. [c.595]

Инерционная нагрузка, действующая на крыло, подразделяется на распределенную <7кр (от массы конструкции крыла) и сосредоточенную (от массы грузов и агрегатов Рагр. расположенных в крыле или прикрепленных к нему). [c.86]

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]

Наряду с этим для ряда элементов в процессе работы некоторых конструкций, например обшивки палуб, днища в корпусе судна, обшивки фюзелялса и крыльев самолета, предусматривается возможность потери местной устойчивости в упругой области работы материала, которая не является опасной ни для элемента, ни для конструкции в целом. Однако и в этом случае необходимо уметь оценивать значение усилия, вызывающего потерю устойчивости элементом, так как после потери им устойчивости при дальнейшем повышении уровня нагрузки, действующей на всю конструкцию, работоспособность элемента не исчерпывается и сохраняется примерно такой (элемент может воспринимать некоторое приращение приходящейся на него нагрузки), как и при потере им устойчивости. [c.279]

Ограничение прочности по конструкции. С увеличением аэродинамических сил растут нагрузки на элементы конструкции самолета. Например, с увеличением подъемной силы увеличивается перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. Перегрузка Пг/разр> при которой происходит разрушение конструкции самолета, называется разрушающей перегрузкой. Эксплуатировать самолет до разрушающей перегрузки нельзя, поэтому вводится ограничение по максимальной эксплуатационной перегрузке /гамаке- Эти две перегрузки связаны между собой сх)отношением [c.60]

Разбивка остае ся та же, что и у вертикальной силы, действующей на крыло. Нагрузка на 1 М крыла [c.140]

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]

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]

Аэродинамические нагрузки иа консоли крыла носят динамический характер. По условиям балансировки вертолета и компоновочным соображениям, крыло устанавливают под НВ. В результате в ертикальиой плоскости на крыло действуют пульсируюш ие нагрузки. Их величина и частота определяются удельной нагрузкой иа И В р, частотой вращения НВ соколичеством лопастей z, [c.325]

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]

Кузов автомобиля Москвич модели 400—420 закрытый, четырехдверный, цельнометаллический, несущий. Каркас его представляет собой пространственную ферму, воспринимающую действующие на кузов нагрузки. Необходимая жесткость кузова обеспечивается повышенной жесткостью днища и крыши. Все элементы кузова соединены посредством сварки. В передней части кузова прикреплена болтами и с помощью раскосов короткая рама, служаща,. для установки двигателя и присоединения переднего моста. Крылья, капот и облицовка радиатора прикреплены к кузову болтами. Передние двери навешены на двух петлях каждая, и задняя — на одной. В дверях расположены опускающиеся и поворотные стекла. Ветровое стекло сплошное, плоское. Капот состоит из двух откидных половин. Переднее сиденье в кузове можно перемещать и в установленном положении закреплять винтами. Багажник расположен за откидной спинкой заднего сиденья. [c.698]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...