Деформации стреловидного крыла

Эффект деформации. Уменьшается перегрузка при деформациях стреловидного крыла от изгиба. Деформации фюзеляжа, оперения и системы управления самолетом уменьшают эффективность оперения, что также затрудняет получение больших перегрузок. [c.100]

Деформации стреловидного крыла [c.223]

Изменение углов атаки, вызванное упругими деформациями стреловидного крыла, сопровождается перераспределением нагрузки вдоль размаха. В концевых сечениях крыла, где наиболее сильно уменьшается угол атаки, наблюдается снижение аэродинамической нагрузки (рис. 5.4). На этом рисунке штриховой линией показано распределение аэродинамической нагрузки вдоль размаха жесткого крыла, сплошной линией —ее изменение у упругого крыла. В результате разгружения концевых сечений фокус стреловидного крыла перемещается вперед, что приводит к уменьшению устойчивости по перегрузке. [c.150]

Исследовать влияние коэффициента температуропроводности на уровень и распределение температур в носовом профиле стреловидного крыла сверхзвукового летательного аппарата кратковременного действия, имеющего форму затупленного клина (рис. 17.2). Аэродинамический нагрев тел, обтекаемых потоком воздуха, обусловлен эффектами диссипации энергии, повышением температуры в зонах динамического сжатия потока и высокой интенсивностью теплоотдачи, характер- р с 172 ной для носовых частей затупленных тел. Информация о тепловом режиме элементов конструкции необходима для прочностных расчетов. Температурное поле в носовом профиле помимо условий обтекания, формы и геометрических размеров тела в условиях неустановившегося полета зависит также от физических свойств материала, из которого изготовлен профиль. В частности, неравномерность распределения температур и, следовательно, величины термических деформаций зависят от коэффициента температуропроводности материала а = = Х/(ср). [c.263]

Деформации кручения крыла (а у стреловидного крыла и деформации изгиба) ослабляют эффективность элеронов, требуя большего их отклонения, что особенно сильно проявляется, как мы выяснили в гл. 12, на больших скоростях и малых высотах полета. Резкое уменьшение эффективности элеронов наблюдается также при возникновении на крыле волнового кризиса и при переходе к сверхзвуковому полету, когда отклонение элерона не влияет на распределение давления по крылу. [c.337]

Влияние деформаций изгиба па изменение углов атаки сечений стреловидного -крыла объясняется следующим. Абсолютная величина деформации изгиба увеличивается по направлению к концу крыла. Поэтому смещение точки С вверх вследствие изгиба, возникающего под действием положительной подъемной силы, оказывается большим, чем смещение точки Л (рис. 7). Следовательно, и смещение точки D под действием деформаций изгиба, примерно равное по величине смещению точки С (обе эти точки лежат на одном перпендикуляре к оси лонжерона), оказывается также большем, чем смещение точки В. Таким образом, угол атаки рассматри- [c.101]

Рассмотрим влияние деформации изгиба стреловидного крыла на распределение воздушной нагрузки, В этом случае угол атаки уменьшается к концу крыла и равен [c.88]

Например, для В = 0,2 и % = 55° получим Мтах = 0,8, т. е. за счет деформации изгиба изгибаюш.ий момент уменьшается на 20%-Рассмотрим, как влияют совместные деформации изгиба и кручения стреловидного крыла на распределение воздушной нагрузки. В этом случае при расположении ц. д- впереди ц. ж. (рис. 3.18) изменение угла атаки вследствие деформаций [c.89]

Определите, насколько уменьшится максимальный изгибающий момент стреловидного крыла при его деформации от изгиба. Угол стреловидности X = 55°, Е1 = 10 кГ см , с = 3, сужение крыла т] = 1, хорда Ь 2м, длина консоли Ь = 7 м п скоростной напор а = 3000 кГ м . (Ответ момент уменьшится на 8%.). [c.91]

На устойчивость по перегрузке некоторое влияние могут оказать упругие деформации частей самолета (крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения и др.), величина которых зависит от аэродинамических нагрузок. Последние тем больше, чем больше приборная скорость полета (скоростной напор). У современных самолетов, летающих с большими приборными скоростями, это влияние может быть весьма значительным, особенно у самолетов с тонкими стреловидными крыльями. [c.149]

Рис. 5.4. Изменение аэродинамической нагрузки вдоль размаха стреловидного крыла, вызванное его деформацией

К деформациям изгиба стреловидного крыла добавляются деформации кручения, которые в зависимости от взаимного расположения центра жесткости и центра давления могут как увеличивать, так и уменьшать угол атаки. На дозвуковых скоростях полета центр давления обычно располагается впереди центра [c.150]

Изменение жесткости конструкции, вызванное нагревом, проявляется в увеличении изгибных и крутильных деформаций при одной и той же внешней нагрузке. В этом случае вводится понятие эффективной жесткости, которая зависит от модулей упругости и С и величины температурных напряжений. Наиболее наглядно можно проследить изменение эффективной жесткости при нестационарном нагреве балочного крыла с прямой стреловидностью и сплошным ромбовидным профилем с постоянной хордой (рис. 6.7), когда передняя и задняя кромки крыла сжаты, а центральная часть растянута. Выделим элемент крыла йг и рассмотрим деформацию кручения (рис. 6.8). Под действием крутящего момента М, температурные напряжения атг повора- [c.178]

Расчеты показывают, что если учитывать только закручивание сечений (АХц.д = 0), то критический скоростной напор дивергенции для крыльев малых удлинений с прямой стреловидностью получается достаточно большим. С учетом деформации крыла по хорде величина может значительно уменьшаться. [c.187]

Существуют и другие подходы для определения критических параметров (в частности, скорости полета) на границе устойчивости. Для этого в уравнениях свободных колебаний (38) полагают Я, = ш и находят значения скорости, удовлетворяющие этим уравнениям. Критическую скорость флаттера можно также определить экспериментально в аэродинамической трубе на динамически подобной модели и в процессе летных испытаний летательного аппарата. В последнем случае прибегают к экстраполяции, чтобы по тенденции определяющих флаттер параметров с ростом скорости полета найти приближенно величину критической скорости флаттера. Возникновение флаттера связано с определенным тоном свободных упругих колебаний в потоке воздуха. Распределение деформаций по конструкции при потере устойчивости определяет комплексную форму колебаний флаттерного тона. В зависимости от преобладания амплитуд той или иной части ЛА и характера деформированного состояния различают виды флаттера. Например изгибно-крутильный флаттер крыла, изгибно-изгибный флаттер в системе стреловидное крыло — фюзеляж, изгибно-элеронный флаттер, рулевой флаттер и т. д. Для характеристик флаттера несущих поверхностей часто определяющее значение имеют различные грузы, размещенные иа них двигатели, подвесные баки с горючим, шасси. Существенными параметрами являются жесткости крепления этих тел на поверхности крыла. Вообще для флаттера принципиально важны параметры связаииости форм движения. Например, для совместных колебаний изгиба и кручения крыла такими параметрами являются координаты точек (линий) приложения сил аэродинамического давления, инерции и упругости. Смещение центра масс относительно оси жесткости вперед способствует стабилизации системы. Совмещение всех трех точек развязывает виды колебаний, и в этом случае флаттер невозможен. Это свойство обычно имеют в виду при динамической компоновке конструкции. Важными параметрами являются распределенные нли сосредоточенные жесткости. Последние характерны для органов управления [c.490]

Определим наибольший из-гибаюш,ий момент с учетом деформации изгиба стреловидного крыла. Подставляя в уравнение (3.30) значение Явозд из (3.34), найдем относительную величину максимального изгибаюш.его момента [c.89]

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]

Из рисунка видно, что прогиб конца стреловидного крыла прн Z) = О больше, чем прямого, примерно на 70%, а при -0=7 0 —всего на 107о (при х = 60°). Объясняется это тем, что деформация фюзеляжной части прямого крыла примерно равна сумме деформаций фюзеляжной части и корневого треугольника стреловидного крыла. [c.225]

Замечания о деформациях изгиба стреловидного крыла с подкосной балкой. Наиболее жестким с точки зрения изгиба является крыло с подкосной балкой. Объясняется это тем, что у этого крыла изгибающие моменты значительно меньше моментов бесподкосно-го крыла (рис. 5.99). Деформация же вследствие изгиба подкосной [c.226]

Если у прямого крыла при его деформации угол атаки изменяется только в результате кручения, то у стреловидного крыла он меняется еще н в результате изгиба. Убедимся в этом. Пусть на стреловидное крыло набегает воздушный поток со скоростью V (рис. 5.4). Выделим вдоль его размаха два сечения 1—2 и 3—4, параллельные направлению скорости V. Под действием аэродинамической нагрузки стреловидное крыло деформируется так же, как и прямое происходит изгиб оси жесткости и закрутка сечений крыла относительно оси жесткости. При этом ось жесткости, поворачиваясь относите 1ьно некоторой оси О—О, перпендикулярной к оси жесткости, деформируется, как показано на рис. 5.4. [c.149]

Полет на скорости, превышающей критическую скорость реверса элеронов, недопустим, так как на таких скоростях при отклонении элеронов возникает момент, кренящий самолет в сторону, противоположную действию элеронов. Чем меньше критическая скорость реверса элеронов, тем на меньщей скорости полета начинает снижаться их эффективность.. Обеспечение необходимой эффективности элеронов при больших скоростных напорах — довольно сложная задача, особенно у стреловидного крыла. Последнее объясняется тем, что у стреловидного крыла при его деформациях угол атаки изменяется не только в результате кручения, но и в результате изгиба, что вызывает дополнительное уменьшение эффективности элеронов. Чтобы в этом убедиться, рассмотрим изменение эффекта действия элеронов на стреловидном крыле при его изгибе. Допустим, что элерон отклонен вниз. При таком его положении увеличится подъемная сила, а вместе с ней и прогиб крыла, из-за чего уменьшатся углы атаки вдоль размаха (рис. 5.4). В результате этого приращение подъемной силы от изгиба будет направлено в сторону, противоположную изменению подъемной силы от отклонен1 я элеронов, что всегда вызывает уменьшение эффективности элеронов, а соответственно и критической скорости реверса. Стремление уменьшить прогиб и кручение крыла и, следовательно, повысить эффективность элеронов у самолетов со стреловидными крыльями вынуждает конструкторов повышать жесткость конструкции крыла, что связано с увеличением его массы, смещать элероны ближе к фюзеляжу, применять интерцепторы, управление с помощью дифференциального отклонения стабилизатора. [c.179]

Р209.02 получил от экспертов DVL не особенно благоприятную оценку. В первую очередь должен был еще тщательно исследоваться вопрос деформации крыла сильной обратной стреловидности. Это означало подготовительные, испытательные работы, продувки в аэродинамической трубе - риск разработки едва поддавался учету. [c.171]

Взаимосвязь деформаций крыла и аэродинамической нагрузки привела к необходимости совместного решения задач аэродинамики и упругости. Было получено интегро-дифференциальное уравнение прямого упругого крыла и разработаны основы теории упругого крыла конечного размаха (Я. М. Серебрийский, 1937 г.). Теория упругого крыла дала возможность рассчитать реверс элеронов (1938 г.), т.е. определить условие обращения в нуль момента крена за счет кручения крыла от дополнительных аэродинамических сил при отклонении элерона. При рассмотрении несимметричного нагружения крыла от элеронов было введено понятие дивергенции второго рода, соответствующей антисимметричному нарушению условий равновесия. В случае стреловидного упругого крыла существенное влияние на аэродинамику оказывают также деформации изгиба. [c.285]

На рис. 3.21 изображен график д озд в функции г, из которого следует, что из-за деформаций изгиба воздушная нагрузка уменьшается к концу крыла 1) в сравнении с жестким кры- 98озд лом [2). При отрицательной стреловидности (х<0) нагрузка растет к концу крыла. [c.89]

Расчет стреловидиого киля на изгиб имеет некоторую особенность в сравнении с расчетом крыла или стабилизатора. Особенность эта состоит в том, что вследствие деформации кручення фюзеляжа несколько уменьшается концентрация напряжений в корневом сечеиии 2—3 киля (рис. 7.14, а). Рассмотрим расчет на изгиб моноблочного стреловидного киля, стрингеры которого соединены со шпангоутами фюзеляжа. Расчет будем вести по аналогии с рас- [c.268]

Дивергенция крыла. Расчет аэродинамических сил крыла с учетом его деформаций приведен на стр. 84. Так как дивергенция характерна нарушением статического равновесия аэродинамических сил и сил упругости и беспредельным увеличением деформаций, то для определения скорости дивергенции, например, стреловидиого крыла, достаточно принять знаменатель выражения (3.35) равным нулю. Тогда получим скорость дивергенции Уеив крыла с положительной стреловидностью (при М< 1) [c.281]

В аэродинамических трубах ЦАГИ был проведен большой объем работ по продувке моделей самолета Т-4, выполненных по различным аэродинамическим схемам, с крыльями различной стреловидности, с разным удлинением и относительной толщиной, формой в плане, деформацией срединной поверхности. Аналогичные исследования проводились с фюзеляжами различного удлинения, имеющими выступающий в воздушный поток фонарь или без него, с гаргротом и без. Продувались также модели с передним горизонтальным и вертикальным оперениями, имеющими различные геометрические характеристики, включая различные формы оперения в плане. Тщательно подбирались места установки на самолете переднего горизонтального и вертикального оперений. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...