ВУЗ:
Составители:
Рубрика:
3
ПРЕДИСЛОВИЕ
В учебном пособии «Аэроупругость самолета» (Шкляр-
чук Ф.Н. М.: Изд-во МАИ, 1985 г.) излагаются основы теории аэро-
упругих колебаний самолета. Задачи статической аэроупругости, ко-
торые касаются вопросов распределения аэродинамической нагрузки
по упругим несущим поверхностям (крыльям) и их статической неус-
тойчивости (дивергенции), в данном пособии не рассматриваются.
Также в нем
отсутствуют примеры расчета. Поскольку при изучении
курса «Аэроупругость» студенты должны решать задачи на практи-
ческих занятиях и выполнять курсовую работу, то имеется острая
необходимость в соответствующей учебной литературе. Частично это
компенсирует учебно-методическое пособие «Флаттер стреловидного
крыла» (Т.В.Гришанина, М.: Изд-во МАИ, 1993 г.).
Целью данного учебного пособия является
ликвидация ука-
занного пробела. В пособии представлены методики расчета аэроди-
намических нагрузок, действующих на упругие прямые и стреловид-
ные крылья самолета в полете при установившемся маневре в верти-
кальной плоскости, а также при продувке закрепленной модели в аэ-
родинамической трубе. Для этих же случаев определяются критиче-
ские скорости (или скоростные напоры
) дивергенции. Кроме того,
дано решение задачи флаттера цельноповоротного стабилизатора в
сверхзвуковом потоке.
Пособие предназначено для студентов, специализирующихся
по прочности и динамике аэрокосмических конструкций.
4
1. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ
ПО РАЗМАХУ УПРУГОГО ПРЯМОГО КРЫЛА БОЛЬШОГО
УДЛИНЕНИЯ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ГИПОТЕЗЫ
ПЛОСКОГО ОБТЕКАНИЯ
1.1. Постановка задачи
Рассмотрим самолет с упругим прямым крылом большого уд-
линения, совершающий криволинейный полет в плоскости
Oxy
(рис. 1.1, а). Ось
Oz крыла как тонкостенной балки совмещается с его
осью жесткости. В полете крыло изгибается и закручивается под дей-
ствием аэродинамических и массовых сил, показанных на рис. 1.1, б,
где
Y(z) – погонная аэродинамическая нагрузка; m(z) – погонная мас-
са крыла с присоединенными к нему грузами (двигателями, шасси и
различными подвесками);
g – ускорение сил тяжести;
y
n – попереч-
ная перегрузка;
e(z), )(z
σ
– расстояния от оси жесткости до центров
давления и центров тяжести поперечных сечений.
U
b
O
y
z
x
к
l
а) б)
Рис. 1.1
y
mgn
σ
e
α
ц.д.
ц.ж.
ц.т.
Y
ПРЕДИСЛОВИЕ 1. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ В учебном пособии «Аэроупругость самолета» (Шкляр- ПО РАЗМАХУ УПРУГОГО ПРЯМОГО КРЫЛА БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ГИПОТЕЗЫ чук Ф.Н. М.: Изд-во МАИ, 1985 г.) излагаются основы теории аэро- ПЛОСКОГО ОБТЕКАНИЯ упругих колебаний самолета. Задачи статической аэроупругости, ко- 1.1. Постановка задачи торые касаются вопросов распределения аэродинамической нагрузки по упругим несущим поверхностям (крыльям) и их статической неус- Рассмотрим самолет с упругим прямым крылом большого уд- тойчивости (дивергенции), в данном пособии не рассматриваются. линения, совершающий криволинейный полет в плоскости Oxy Также в нем отсутствуют примеры расчета. Поскольку при изучении (рис. 1.1, а). Ось Oz крыла как тонкостенной балки совмещается с его курса «Аэроупругость» студенты должны решать задачи на практи- осью жесткости. В полете крыло изгибается и закручивается под дей- ческих занятиях и выполнять курсовую работу, то имеется острая ствием аэродинамических и массовых сил, показанных на рис. 1.1, б, необходимость в соответствующей учебной литературе. Частично это где Y(z) – погонная аэродинамическая нагрузка; m(z) – погонная мас- компенсирует учебно-методическое пособие «Флаттер стреловидного са крыла с присоединенными к нему грузами (двигателями, шасси и крыла» (Т.В.Гришанина, М.: Изд-во МАИ, 1993 г.). различными подвесками); g – ускорение сил тяжести; n y – попереч- Целью данного учебного пособия является ликвидация ука- ная перегрузка; e(z), σ(z ) – расстояния от оси жесткости до центров занного пробела. В пособии представлены методики расчета аэроди- давления и центров тяжести поперечных сечений. намических нагрузок, действующих на упругие прямые и стреловид- ные крылья самолета в полете при установившемся маневре в верти- x кальной плоскости, а также при продувке закрепленной модели в аэ- y Y e родинамической трубе. Для этих же случаев определяются критиче- lк ские скорости (или скоростные напоры) дивергенции. Кроме того, α дано решение задачи флаттера цельноповоротного стабилизатора в O ц.д. ц.т. сверхзвуковом потоке. z b ц.ж. σ mgn y Пособие предназначено для студентов, специализирующихся U по прочности и динамике аэрокосмических конструкций. а) б) Рис. 1.1 3 4