Распределение нагрузки по крылу

Распределение нагрузки по крылу производится приближенно без учета влияния разрезной части на неразрезную для одного крыла, но с учетом бипланного эффекта для бипланов. [c.54]

Распределение нагрузки по крылу [c.73]

Рис. 2.5. Распределение нагрузки по полуразмаху треугольного крыла а—схема правой половины треугольного крыла бив — изменение Су и Qy по полуразмаху треугольного крыла

Наличие у лопастей неоперенной части не оказывает прямого влияния на индуктивную скорость при полете вперед по теории крыла индуктивная скорость зависит не от площади крыла, а от квадрата его размаха. Наличие неоперенной части влияет на эффективное распределение нагрузки по размаху винта и, следовательно, увеличивает индуктивную мощность по сравнению с оптимальной величиной, соответствующей эллиптическому распределению нагрузки. Однако неоперенная часть не является главным фактором, изменяющим распределение нагрузки при полете вперед. Ограничения по срыву на отступающей лопасти, скорости обтекания которой минимальны по диску, приводят к концентрации нагрузки в передней и задней частях диска, в результате чего эффективный размах несущей системы уменьшается. [c.140]

Случай Вл—криволинейный полет на спине. Положение и направление равнодействующей определяются из продувки при первом наименьшем значении коэф-та подъемной силы Су.Если этот коэф. меньше (—0,3 Су ао случая Ак, то данные берутся для коэфициента 0,3 Су ах случая А . При невозможности иметь продувку для случая В , равнодействующую берут на /4 хорды от передней кромки крыла (фиг. 18). Распределение нагрузки по размаху одинаково со случаем Б . Распределение нагрузки между крыльями бипланной коробки берется по продувкам или по аэродинамич. рас- [c.39]

Распределение нагрузки по размаху крыла с элеронами или с закрылками (одностороннее отклонение Элеронов) м. б. приближенно найдено теоретически ]. На фиг. 51 дана [c.564]

И в дальнейшем принимается максимальная масса аппарата в условиях нормальной эксплуатации. Нагрузку, вычисленную по формуле, надо распределить по размаху крыла, для чего обычно используются достаточно сложные функциональные зависимости. Как показывает практика, при равномерном распределении нагрузки погрешности в определении изгибающих и крутящих моментов ие превышают 5%, потому возможно распределение нагрузки по упрощенной формуле [c.154]

При этом суммарная распределенная нагрузка на крыло при ее равномерном распределении по размаху составит [c.155]

Случай Распределение нагрузки по хорде можно принимать равномерным на отрезке 0,5 ее длины, с тем чтобы равнодействующая проходила через центр парусности (фиг. 9о). Для больших самолетов следует уточнить схему загрузки крыла с возможным приближением к схеме фиг. [c.51]

Для всех крыльев должны строиться кривые распределения нагрузки по продувке или по теории индуктивного сопротивления. [c.51]

Основная кривая распределения нагрузки по размаху по конфигурации та же, что и для неразрезного крыла (фиг. 162) ординаты gQ. [c.54]

Распределение нагрузки по хорде принимается на основании продувки на распределение давления по крылу данного типа. Положение центра давления и направление равнодействующей воздушных сил берутся для каждого сечения при продувке в предположении, что профиль рассматриваемого сечения распространяется на все крыло. [c.54]

Распределение нагрузки по размаху пропорционально хордам, но на концевом участке элерона, равном 0,1 полуразмаха крыла ординаты, нагрузки удваиваются, как показано на фиг. 20з. [c.57]

Распределение нагрузки по размаху крыла производим согласно 2ц (фиг. 40 ) на основании следующих вычислений [c.150]

Предварительно определяем нагрузку Я, приходящуюся на каждое сечение, если распределение нагрузки по отсекам крыла найдено [c.156]

Таким образом подъемная сила крыла определяется значением коэфициента все остальные коэфициенты ряда для циркуляции изменяют распределение нагрузки по размаху, не меняя общей величины подъемной силы. 2S [c.103]

Но любая форма распределения нагрузки по размаху крыла может быть представлена, как и в гл. XI, 2, рядом [c.122]

Чтобь определить угол а, необходимо подсчитать индуцированную скорость, вызванную системой изображений, вблизи стабилизатора модели. Рассмотрим сначала действие одиночного крыла с равномерным распределением нагрузки по размаху на точку (х, у, г), где х измеряется назад по потоку, у вправо и 2 вверх. Полное выражение ддя нормальной индуцированной скорости будет, согласно изложенному в гл. ХП, 2, [c.141]

При статических испытаниях крыла допускается упрощенная схе.ма распределения нагрузки по хорде с тем условием, чтобы центр [c.69]

Рис. 4.10. Влияние угла атаки на распределение нагрузки по размаху крыла

Покажите характер распределения нагрузки Ар = р — р по размаху тонкого плоского треугольного крыла со сверхзвуковыми кромками в прямом и обращенном движении (рис. 8.6). Покажите, что коэффициенты подъемной силы и волнового сопротивления этих крыльев, расположенных под одним и тем же малым углом атаки, одинаковы. [c.216]

Сравнивая распределение нагрузки Ар по размаху тонкого треугольного крыла при прямом и обращенном движениях, можно заметить, что при прямом движении в области I крыло нагружено более, а в области И — менее, чем при обращенном движении (рис. 8.21, а, б). [c.233]

Случай А — криволинейный полет с такой же перегрузкой, как и в случае А, но при наибольшей возможной или допустимой скорости 1 максмакс самолета. Для истребителей скорость этого случая соответствует скорости пикирования, лсоэффициентсу меньше, чем су макс> а коэффициент f = 1,5. Этот случай введен потому, что суммарная нагрузка на крыло здесь такая же, как в случае А, но распределение нагрузки при малых углах атаки из-за влияния сжимаемости воздуха другое центр давления,сдвинется назад, и элементы крыла, расположенные к задней кромке, нагружаются больше, чем в случае Л изменяется также распределение нагрузки по размаху крыла. [c.94]

Минимальное сопротивление соответствует эллиптической нагрузке крыла. У равномерно нагруженного винта распределение нагрузки по размаху круговое (частный случай эллиптического). При больших скоростях полета вихревой след винта сильно скошен и располагается почти в плоскости диска, как у крыла. Кроме того, формула индуктивного сопротивления получена путем анализа течения в дальнем следе крыла (в плоскости Треффца), так что она справедлива при любом удлинении. Таким образом, формула о = Г/(2рЛУ) приемлема для скорости, [c.133]

СХОДЯТ, продольные свободные вихри, образующие тянущуюся за крылом пелену. Индуктивные скорости вычисляются в точках присоединенного вихря. Внутренняя задача состоит в установлении связи между нагрузкой в сечении крыла и индуктивной скоростью, а внещняя — в определении зависимости индуктивной скорости от распределения нагрузки по размаху крыла, поскольку оно определяет интенсивность свободных вихрей. В результате совместного рещения этих двух задач теории несущей линии определяется нагрузка на крыле. [c.430]

Для всех крыльев должны строиться кривые распределения нагрузки по размаху, по продувке или же по теории ипдукшиетго сопротивления (см.). При отсутствии продувок для [c.38]

Случай Нк—выход из пикирования на крутое планирование. Положение центра давления и наклон равнодействующей получаются из продувки или из аэродинамич. расчета для угла атаки, при к-ром коэф. подъемной силы Су составит 0,2 отО ,гпахч соответствующего случаю At . При этом, если центр давления находится в первой половине хорды, равнодействующая прикладывается на середину хорды. Распределение нагрузки по размаху берется по продувке или же по аэродинамич. расчету. Как и в случае А , нормы допускают упрощения и дают конкретные графики их. Распределение между верхним и нижним крыльями нагрузок принимается по продувке или аэродинамич. расчету. Только для чистого биплана нормы дают график этого распределения (фиг. 17). [c.39]

Разработанные методы расчета позволили обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать его форму и расположение, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние винта самолета на распределение нагрузки по размаху и работу хвостового оперения, вводить обоснованные поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах. [c.286]

Успешное практическое применение указанных принципов опиралось на использование хорошо развитого метода расчета распределения нагрузки по размаху крыла, а также на экспериментально изученные аэродинамические характеристики крыловых профилей различных типов (Б. А. Ушаков, А. Н. Гржегоржевский, П. П. Красильщиков, А. К. Волков Атлас аэродинамических характеристик , 1940 г.). [c.288]

При распределении нагрузки по хорде при проверке прочности крыльев рекомендуется придерживаться результатов продувки. При испытании крыльев допускается упрощение схем загружения с тем непремен- [c.50]

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]

Эти формулы выведены в предпопожении эллиптического распределения нагрузки по размаху, что позволяет достаточно хорошо учесть взаимное влияние крыльев для индуктивного сопротивления каждого крыла, вызванног собственными вихрями, желательно сохранить коэфициент (I 4-5), фигурирующий в теории моноплана (гл. XI). Таким образом коэфициент индуктивного сопротивления бипланной коробки с крыльями равного размаха выразится формулой [c.134]

Рассмотрим крыло с размахом I и площадью 5 в аэродинамической трубе с круглым сечением радиуса / . Если принять равномерное распределение нагрузки по размаху, система сбегающих вихрей сведется к двум вихревым шнурам с напряжением равньм циркуляции вокруг крыла. В поперечном сечении (фиг. 104) эти вихри расположены в точках А и В диаметра окружности, изображающей стенки трубы эти точки находятся на расстоянии от оси трубы. Изображения А и В лежат вне окружности на том же диа- [c.136]

Зная Дао, находим по формуле (3.31) нагрузку стреловидного крыла с учетом совместных деформаций изгиба и кручення. Из расчетов по приведенным формулам следует, что влияние совместных деформаций при положительной стреловидности получается несущественным. При отрицательной стреловидности х < 0) указанные деформации могут оказать значительное влияние на распределение нагрузки по размаху крыла. [c.90]

Для крыла, нагруженного равномерно распределенной нагрузкой по размаху, значение Дсгк будет в 2 раза меньше, чем по (4.64). [c.138]

Двухлонжеронные крылья до последнего времени рассчитывались конструкторами приближенно, что вело или к перетяжелениям или к недостаточной прочности. Изложенные здесь методы расчета двух-лонжеронных крыльев с учетом работы обшивки позволят конструкторам путем уточнения расчета обеспечить достаточную прочность без перетяжелений. К сожалению, объем книги не позволил поместить графики распределения нагрузки по размаху для закрученных и незакру-ченных трапецевидных крыльев, и автору пришлось отослать читателя к первоисточнику (Справочник авиаконструктора, том I), книге достаточно дорогой и уже редкой. Но мы настоятельно рекомендуем пользование этими графиками, так как в большинстве планерные крылья с переменным по толщине профилем являются аэродинамически закрученными, и изгибающие моменты, получаемые из предположения пропорциональности нагрузки хордам, могут значительно отличаться от истинных изгибающих моментов, высчитанных на основе графиков. По тем же соображениям автору не удалось на примере показать, какую ошибку допускают конструкторы при обычном расчете. Очень возможно, что обычные допущения не всюду идут в пользу прочности и некоторые сечения крыльев в существующих конструкциях недостаточно прочны- [c.8]

Для определения нагрузок на лонжероны, также, как и на другие узлы крыла, как правило, требуется знание распределения воздушной нагрузки по поверхности крыла, а также ее изменения при изменении режимов полета. Как известно, картина распределения воздушной нагрузки, достаточно близкая к действительной, используется при поверочном расчете конструкции на прочность, что связано со сложной и трудоемкой нагрузочной частью этого расчета. Использование этих сложных нагрузочных моделей на начальных этапах конструирования оказывается нецелесообразным. Как уже отмечалось, отсутствие самой конструкции (которую предстоит еще создать) исключает возможность учета распределения жесткостей и, следовательно, точного распределения нагрузки по узлам, даже если использовать эти точные нагрузочные модели. Поэтому на ранних этапах конструирования пользуются приближенными нагрузками. Очевидно, что сконструированные под такие приближенные на- грузки узлы и детали неизбежно требуют проверки (расчета) на прочность по уточненным нагрузкам и соответствующей кор-.рекции размеров силовых элементов, что и предусмотрено орга- низацией конструкторских разработок в ОКБ. [c.278]

Рис. 9.32. К распределению нагрузки по лопл<еронам пои лучевой силовой схеме консоли крыла

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...