Определение деформаций крыла

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДЕФОРМАЦИЙ КРЫЛА [c.131]

Под действием внешних нагрузок отдельные сечения крыла будут перемещаться в вертикальной плоскости и одновременно закручиваться. Следовательно, при определении деформаций следует различать деформации изгиба и деформации кручения. [c.131]

Так, например, в строительной механике сооружений большое место занимают вопросы раскрытия статической неопределенности рам и стержневых систем, расчета балок и плит, лежащих на упругом основании, и т, д. В строительной механике самолета большое внимание уделяется вопросам устойчивости подкрепленных элементов оболочек и других тонкостенных элементов корпуса и крыльев и т. д. Словом, строительная механика любого профиля может рассматриваться как механика конкретных деформируемых конструкций и машин, привязанных к определенной отрасли техники или строительства, и ее задачей является определение напряжений и деформаций в моделях (расчетных схемах) специальных конструкций. Строительная механика служит основой для дисциплин, изучающих прочность реальных конструкций и машин (рис. 1.1). Их можно объединить общим названием Проектирование и прочность . Задача этих дисциплин — построение расчетной модели (расчетной схемы), используемой в строительной механике, и оценка прочности конструкций. [c.6]

Если при определении размерности физической величины составляющие ее основные единицы измерения сокращаются, то такая величина называется безразмерной. Безразмерными величинами являются относительные координаты точек тела, аэродинамические коэффициенты профиля крыла, относительные деформации упругой конструкции. Постоянные и переменные безразмерные величины занимают особое место при изучении подобия физических явлений. [c.9]

При приближении вращающейся лопасти несущего винта к вихревому следу предыдущей лопасти аэродинамические нагрузки на ней сильно меняются в зависимости от относительного положения следа и лопасти. Поэтому для определения переменных индуктивных скоростей и аэродинамических нагрузок в первую очередь нужно установить форму системы вихрей. При вращении лопасти с нее сходят как продольные, так и поперечные вихри. Далее элементы этих вихрей переносятся с местной скоростью воздушного потока, складывающейся из скорости невозмущенного потока и скорости, которую индуцирует на соответствующем элементе система вихрей винта. В предположении постоянства индуктивной скорости сходящая с вращающейся лопасти пелена вихрей имеет вид скошенной винтовой поверхности. На самом деле индуктивные скорости в разных точках пелены вихрей (как и на диске винта) существенно различны. Поэтому действительная форма пелены вихрей, определяемая путем интегрирования перемещений ее точек в неоднородном поле местных скоростей, существенно отличается от упомянутой идеальной пелены. На большом расстоянии вниз по потоку система вихрей винта стремится свернуться в два вихревых жгута, подобных концевым вихрям кругового крыла. Однако для определения нагрузок существенны деформации пелены только вблизи диска винта, и в особенности положение элементов концевых вихрей нри первом приближении их к последующей лопасти. Явление взаимодействия свободного вихря с лопастью не исчерпывается возникновением на лопасти соответствующих аэродинамических нагрузок. Лопасть в свою очередь влияет на вихрь, вызывая значительное изменение скорости [c.671]

Свободные вихри индуцируют дополнительные скорости Vai и Уы, влияющие на деформацию струи. Поэтому на переходном участке следует к скоростям Уа И Уь ДОбаВИТЬ индуктивные скорости УаЕ = = Уа =Ь Уai, Уь Е = 14 =Ь Уы. Знак зависит от направления индуктивной скорости. Для определения среднего значения индуктивной скорости (на данной стороне сечения) можно воспользоваться формулами из теории крыла конечного размаха [c.316]

Реверс элеронов — обратное действие элеронов, возникающее на некоторой определенной скорости полета и вызванное деформацией кручения крыла. [c.258]

Расчет крыла сводится к определению напряжений и деформаций, необходимых для оценки прочности и жесткости конструкции. Прежде чем перейти к изложению методов расчета крыла, рассмотрим, как работают элементы его конструкции под действием воздушной нагрузки. [c.92]

Наметим порядок определения касательных напряжений и деформаций сдвига. Так как в рассматриваемом примере крыло имеет два замкнутых контура, то задача определения касательных усилий без разделения изгиба от кручения является однажды статистически неопределимой. [c.106]

Для получения полных углов кручения консоли следует к величинам углов, определенных по формулам (4.32) и (4,59), добавить угол, получающийся за счет деформации вырезанной части крыла, жесткость кручения которой определяется по формуле (4.68). [c.141]

Для определения температурных напряжений предположим вначале, что поперечные сечения конструкции (крыла, фюзеляжа и др.) при нагреве остаются плоскими (рис. 15.2, а). В таком случае продольная деформация любой точки сечения [c.471]

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]

Обычно самолет сваливается тем резче, чем с большей перегрузкой он вышел на критические углы атаки. Это объясняется тем, что аэродинамические моменты самовраш,ения (авторотации) пропорциональны скорости полета и плотности воздуха. Исключением могут быть те самолеты, у которых влияние сжимаемости при определенных числах М и упругие деформации крыла при перегрузке приводят к такому изменению аэродинамических нагрузок по размаху крыла, при котором моменты авторотации уменьшаются. [c.192]

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]

В этой главе будут рассматриваться крылья с переменным углом атаки, крылья, деформированные элеронами или вырезами, и, наконец, крыло при равномерном криволинейном движении. До сих пор мы изучали крылья с вполне определенным контуром и с углом атарси, не изменяющимся вдоль размаха, что не всегда имеет место в действительности. По конструктивным соображениям, или во время маневрирования в полете, крылья подвергаются кручению или деформациям, совершенно изменяющим их аэродинамические характеристики, и нашей задачей теперь является определение этих характеристик. [c.254]

Указанное выше первое приближение метода Христиановича при пренебрежении деформацией профиля содержало соответствующее правило пересчета распределения безразмерной скорости по профилю, получаемого при его обтекании потоком несжимаемой жидкости, на распределение этой скорости при обтекании профиля потоком сжимаемой жидкости ). Это правило сводило также задачу об определении критического числа при обтекании профиля газом к задаче об определении на нем минимального коэффициента давления при его обтекании несжимаемой жидкостью. Расчеты по учету сжимаемости воздуха в указанном выше упрощенном виде дали удовлетворительное совпадение с экспериментом и нашли в то время широкое применение при аэродинамическом проектировании профилей крыльев, предназначенных для полета с большими дозвуковыми скоростями. Подробные исследования влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профилей (на основе метода С. А. Христиановича) были выполнены В. С. Полядским (1943). [c.99]

Высокочастотные возбуждения зависят от относительного движения решеток и других тел, находящихся в потоке, например крепежных элементов. Соответствующие силы связаны с неоднородностью потока и относительно просто находятся в квазистационарной постановке для потенциального обтекания решеток и других систем тел (Л. А. Дорфман, 1947 Г. Ю. Степанов, 1962 В. П. Вахомчик, 1962). Однако неоднородности в потенциальном потоке быстро затухают (для решеток как экспонента расстояния между ними) и, как правило, не могут быть основной причиной возбуждения. Главную роль играют вихревые следы в набегающем потоке форма и интенсивность которых определяются вязкостью жидкости и турбулентностью потока. В пределах решетки эти следы допустимо> рассматривать как вихревые неоднородности в потоке невязкой жидкости. При малой неоднородности определение ее влияния сводится известным образом, как в задаче о крыле в вихревом порыве , к учету дополнительной скорости деформации профиля в однородном потенциальном потоке (Г. С. Самойлович, 1961, 1962). При большой неоднородности и с учетом взаимодействия решеток эта задача очень сложна известны некоторые экспериментальные исследования в квазистационарной постановке и одномерные оценки сил по максимуму. [c.143]

Перечислим некоторые динамические задачи, которые не сводятся к автоколебательным задачам. К ним относятся определение аэрогидро-динамических нагрузок при резком маневрировании, при движении в неспокойной атмосфере, задачи баффтинга хвостового оперения — вынужденных колебаний в вихревом следу за крыльями и т. д. Строго говоря, перечисленные выше задачи становятся задачами аэрогидроупругости лищь в том случае, если учитывают обратное влияние упругих деформаций на поведение жидкости или газа. [c.469]

Крылья и центроплан требуют особо тщательного ухода, так как в силу отсутствия внутренних расчалок вся жесткость крыла основана на жесткости фанерной обшивки, воспринимающей на себя определенную часть усилий. Поэтому необходимо вести тщательное-наблюдение за появлением признаков остаточной деформации вы-лезание гвоздей, крепящих фанеру, сильное коробление листов фанеры верхней части крыла и трещины нижней. (В первый период эксплоатации обычно обозначаются головки гвоздей под окраской крыла, что не следует путать с вылезанием гвоздей. Также могут появиться трещины в слое окраски в местах стыка маркизетовой обклейки крыла, не затрагивающие обшивки.) Небольшая волнистость (до 4 мм) и отклейка обшивки от каркаса на.длине дО 100 мм являются вполне допустимыми, необходимо лишь наблюдать за увеличением размеров дефектных участков. Для этого эти места обводят карандашом, определяя границы отставания простукиванием. Сквозные трещины фанерного покрытия абсолютно не допустимы и требуют немедленного ремонта (см. Инструкцию по ремонту). [c.143]

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]

Другое дело с определением прогиба от кручения Ккр так как в этом случае расстояния лонжеронов от центра жесткости будут неодинаковы, то и прогибы лонжеронов от кручения будут различны. Полученные прогибы крыла будут возникать при разрушающих нагрузках. Фактически же они будут при разрушении несколько больше, во-первых, за счет того, что материал лонжеронов перейдет за предел пропорциональности и,во-вторых, за счет неточности расчета при пользовании формулой Бредта при опргделении углов закручивания по всему размаху крыла. Как уже указывалось, у места заделки крыла будем иметь область Шухова, где обшивка при наличии жестких лонжеронов будет работать плохо и угол закручивания сильно увеличится за счет деформаций сдвига полок и за счет их изгиба. Здесь угол кручения крыла получится больше подсчитанного по формуле Бредта, поэтому необходимо в корневой части крыла для угла кручения ввести поправочный коэфициент больше единицы, т. е. [c.135]

Опыт установки крыла при данной схеме показал, что для тою чтобы обеспечить нормальную работу синхронных валов, идущих от главного редуктора к промежуточному, необходимо так установить крыло, чтобы оно имело определенную величину упреждения с учетом деформации его в полете. Измерение величины этого упреж-дения сопряжено с большими трудностями, так как после того как крыло установлено и отрегулировано в перпендикулярном направлении и продольной оси фюзеляжа и проведена разметка п [c.169]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...