Размещение лонжеронов крыла

РАЗМЕЩЕНИЕ ЛОНЖЕРОНОВ КРЫЛА [c.62]

Нижний бак 5 емкостью 170 л расположен под кабиной, перед передним лонжероном крыла. Задний бак 7 емкостью 580 л размещен за средним баком в задней части фюзеляжа. [c.125]

При размещении лонжеронов по хорде крыла необходимо учитывать 1) положение центра жесткости, 2) максимальное использование высоты профиля и 3) жесткость юо " крыла на кручение. [c.62]

Итак, повторяем, что при размещении лонжеронов приходится принимать во внимание положение центра жесткости, коэфициент использования высоты профиля и жесткость крыла на кручение. Все эти требования ввиду их противоречивости не могут быть полностью удовлетворены. Поэтому приходится принимать компромиссное решение, при котором эти величины имеют среднее значение. При этом условии лонжероны располагаются по хорде крыла от носка профиля на следующих расстояниях передний лонжерон — 15—25% / и задний — 50—60% /. [c.65]

Лонжероны и стрингеры часто применяют для местного усиления и ставят на участках, где имеются вырезы для кабин экипажа, для размещения крыла и шасси. [c.241]

Крыло самолета выполнено по много-лонжеронной схеме с углом стреловидности по передней кромке 58° в корневой части и 46° вне ее. Удлинение крыла 2,66, а удельная нагрузка не превышает 4260 Н/м . Киль самолета с углом стреловидности по передней кромке 58° сконструирован по классической двухлонжеронной схеме с рулем направления. Шасси самолета (трехопорное с одинарными колесами на каждой стойке) обеспечивает посадку при вертикальной скорости снижения 4 м/с. Уборка шасси осуществляется против направления полета, причем основные стойки при уборке поворачиваются на 90° для горизонтального размещения колес в нише фюзеляжа. [c.31]

При наличии выреза в обшивке крыла между лонжеронами для размещения шасси (см. рис. 6.1) переднюю часть можно рассматривать как треугольное крыло, а заднюю — как двухлонжеронное, нагруженное собственной нагрузкой и от нагрузок на механизацию крыла. За дополнительную неизвестную следует принять поперечную силу взаимодействия сил наклонной стенки крыла и заднего лонжерона передней части. [c.230]

Оригинальный вариант уборки двигателей н воздушных винтов продемонстрировала группа московских любителей, возглавляемая Алексеем Федоровым. Их одноместный мотопланер Истра несколько лет успешно эксплуатировался, налетав сотни часов. Мотопланер имел два легких двигателя, размещенных в левой и правой консолях крыла. Моторы были полностью вписаны в обводы крыла, не выступая за его теоретические контуры. Воздушные винты вращались в щелях за задним лонжероном крыла. При остановке двигателей винты фиксировались в горизонтальном положении и закрывались сдвижным хвостовиком крыла. [c.65]

ПКККМ представляла собой первую попытку спроектировать крыло таким образом, чтобы избежать существующей концепции и других конструктивных ограничений. Выбранный агрегат представлял собой типовой элемент перспективного сверхзвукового истребителя (рис. 10). Выбор определялся тем, что для такого агрегата характерно большинство проблем, присущих кессону крыла любой конструкции 1) высоконагруженные соединения 2) крепление обшивок к нервюрам и лонжеронам 3) размещение бака для топлива 4) передачи действующих по хорде нагрузок от закрылков и предкрылков 5) обеспечение доступа к обшивкам и лонжеронам. Детально конструкция показана на рис. 11. [c.145]

В конструкции обычного автомобиля в передней части для размещения двигателя предусмотрена открытая ниша. Л оторный отсек конструктивно ограждается радиатором, передними панелями крыла, боковинами, а также передними свесами боковых лонжеронов основания кузова. Сечение можно схематично представить в виде портальной рамы, заделанной в поперечину. На рис. 5.5 показана [c.123]

Силовая схема корневого участка лонн ерониого крыла зависит в основном от условий компоновки фюзеляжа (размещения грузов, кабин, уборки шасси и др.) (рис. 7.2.3). Лонжероны должны проходить через фюзеляж, замыкая нагрузки от консолей крыла. [c.332]

Самолет АУ-8В существенно отличается от самолета АУ-8А. Так, у него увеличены размах с 7,7 до 9,22 м и площадь крыла с 18,92 до 21,37 м . На крыле применен суперкритический профиль. Уменьшен угол стреловидности по передней кромке крыла. Задняя кромка крыла почти прямая. Крыло самолета АУ-8В имеет увеличенную толщину профиля до 11,5% у корня и 7,5% в концевой части. Это позволило увеличить объем для размещения топлива. На самолете АУ-8В масса топлива во внутренних топливных баках 3175 кг, в то время как на самолете АУ-8А—2270 кг. В конструкции крыла широко применены композиционные материалы — углепластики. Из этих материалов изготовляются верхняя и нижняя обшивки, ряд лонжеронов, нервюры, законцовки крыла, закрылки, элероны и обтекатели подкрыльевых стоек шасси. Это позволяет снизить массу крыла на 150 кг. Подкрыльевые стойки шасси приближены к фюзеляжу. На самолете АУ-8В изменены форма и внешние обводы воздухозаборника. Форма воздухозаборника изменена от полукруглой на АУ-8А до эллиптической на АУ-8В, и установлен дополнительный (второй) ряд впускных створок для улучшения работы воздухозаборника на взлетном режиме. В результате коэффициент сохранения полного давления возрос с 0,97 на самолете АУ-8А до 0,981 на самолете АУ-8В, что привело к увеличению тяги на 2,6 кН. На самолете АУ-8В применено устройство уменьшения потерь тяги от подсасывающего действия струи и попадания выхлопных газов на вход в воздухоза- [c.150]

Размеры пушки настолько незначительны, что оНа может быть установлена в любом крыле при минимальных вырезах в лонжеронах. На фиг. 130 показан монтаж пушки в крыле самолета. Справа от нее размещен барабанный магазин, слева собиратель стреляных гильз с гильзоотводным каналом. В конце канала имеется клапан, предупреждающий обратное движение гильз. [c.105]

Бомбоотсек размещался в центральной части фюзеляжа, и среднепланное расположение крыла, лонжероны которого проходили через бомбоотсек, определило схему размещения в нем бомбодержателей и под- [c.229]

Конструктивные особенности ДБ-2 и ЦКБ-26 определили разный уровень их весового совершенства. Самолет ДБ-2 имел массу пустого, равную 5800 кг, в то время как ЦКБ-26 оказался легче почти на 1000 кг. Улучшению весовых характеристик ЦКБ-26 способствовали прежде всего выбранные параметры крыла и большая удельная нагрузка на его площадь. Небольшое удлинение позволило увеличить жесткость крыла и тем самым повысить критическую скорость флаттера, с которым тогда уже начинали сталкиваться летчики скоростных самолетов. Снижение массы крыла на ЦКБ-26 достигалось также разгрузкой его концевых частей топливными баками, вьтолненными в виде герметичных отсеков крыла. Эти баки стали прообразом современных кессон-баков, нашедших широкое применение на реактивных самолетах. Масса планера ЦКБ-26 была уменьшена, и в результате рационально спроектированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека он был размещен за кабиной летчика на участке между передним и задним лонжеронами центроплана крыла. Особенностью бомбоотсека являлась установка кассетных держателей для подвески заданных техническими требованиями десяти 100-килограммовых бомб не на боковых стенках правого и левого бортов фюзеляжа, а по оси симметрии самолета. Такое решение позволило несколько уменьшить потребный для размещения бомб мидель фюзеляжа и использовать в качестве окантовывающих элементов выреза под бомболюки силовые шпангоуты стыка фюзеляжа с лонжеронами центроплана, а также осевую и бортовые нервюры центроплана, на которых дополнительно были установлены балочные держатели для наружной подвески бомб крупного калибра. На держатель, установленный на осевой нервюре, можно было подвешивать одну бомбу или т(Ч)педу массой до 1000 кг, а на держатели, установленные на бортовых нервюрах, по одной бомбе массой до 500 кг. Это позволяло самолету ЦКБ-26 в перегрузочном варианте при его использовании, например, в качестве ближнего бомбардировщика иметь максимальный бомбовый груз массой 2500 кг, значительный по тем временам для двух двигательного самолета. Масса бомбового груза самолета ДБ-2 ограничивалась 1050 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже самолета и максимальной массой бомбового груза, равной 2050 кг, при использовании наружных бомбодержателей. В соответствии с треоованиями технического задания самолеты ДБ-2 и ЦКБ-26 выполнялись трехместными и имели практически одинаковую компоновку фюзеляжа (рис. 12). [c.341]

У крыла с двумя лонжеронами ось жесткости расположена между ними, ближе к более высокому переднему лонжерону. Это надо иметь в виду при размещении лон-жеронов вдоль хорды. [c.109]

Большинство отечественных самолетов-истребителей начала и конца второй мировой войиы имело именно такое размещение наступательного вооружения. Частично это объяснялось тем, что в деревянных крыльях трудно было разместить оружие из-за ограниченности свободных объемов крыла и прочностной сложностью протыкания деревянных лонжеронов стволами и тыльными частями пулеметов и пушек. [c.95]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...