Scrigroup - Documente si articole

Username / Parola inexistente      

Home Documente Upload Resurse Alte limbi doc  

CATEGORII DOCUMENTE





loading...

AeronauticaComunicatiiElectronica electricitateMerceologieTehnica mecanica


Preliminarii. Modelul fizic si modelul aeroelastic

Aeronautica

+ Font mai mare | - Font mai mic







DOCUMENTE SIMILARE

Trimite pe Messenger
CONTRIBUTII PRIVIND INFLUENTA IMBINARILOR LA ESTIMAREA RESURSEI TEHNICE A STRUCTURILOR DE AVIATIE
Fenomene aeroelastice dinamice
Fenomene aeroelastice statice
Preliminarii. Modelul fizic si modelul aeroelastic
CUNOASTEREA GENERALA A AERONAVEI

Preliminarii. Modelul fizic si modelul aeroelastic

1.1.Descrierea generala a avionului



Spre sfarsitul anului 1960, liderul in aviatie Mr. G.V.Novojilov, a inceput sa execute proiecte pentru anumite tipuri de avioane pentru transportul greu. Avioanele au fost destinate sa transporte cel putin 40 de tone pe o distanta mai mare de aproximativ 5000 km. in mai putin de 6 ore.

O deosebita surpriza a produs aparitia noului aparat sovietic din familia gigantilor, cvadrimotorul IL-76, in greutate de 157000 kg, cu posibilitatea de decolare pe trenuri sumar amenajate, cu iarba (trenul de aterizare dispune de 20 de roti).

Avionul trebuia sa fie capabil sa poata sa decoleze in timp record fara foarte mari pregatiri si pe orice tip de vreme fiind pregatit sa faca fata chiar si vremii din Siberia si celei din nordul Natiunilor Unite fiind mult mai usor de folosit si facand un zbor destul de rapid chiar si in comparatie cu An-12.

Acest cargou, care a intrat in productie, este propulsat cu ajutorul a patru motoare turboreactoare de cate 12000 kgf tractiune fiecare, iar viteza de croaziera este de 850- 900 km/h la altitudinea de 10000 de metri

Opera constructorului principal Novojilov, acest avion a efectuat primul zbor la 25 martie 1971, avand la mansa pe pilotul de incercare V.K. Kokinaki. Debutul public are loc pentru Il-76 (SSSR – 86712) la al 29-lea congres al “Salon de l’Aeronautique et de l’Espace “ in Paris in Mai 1971.

Testele de zbor au continuat pana in 1975, cand avionul IL-76 intra in productia de serie. Supus la operatii extrem de dificila din punct de vedere a vremii precum si la conditii extrem de rele la nivelul solului Siberiei centrale si de est releva costul operatiei mai mica cu 25 de centi mai putin la tona/km decat un An-12.

Era clar inca de la inceput faptul ca Il-76 era considerat un adevarat potential al transportului militar. O evaluare a Aviatiei Sovietice a demonstrat faptul ca in 1974 avionul IL-76 ajunsese unul dintre cele mai bune avioane ale momentului. In acest an a aparut si primul film documentar despre acest tip de avion. Cu timpul astfel de filme au mai aparut astfel de filme avand in centru atentiei avionul IL-76, filme de diferite productii care au putut fi ulterior sa fie identificate.

Avionul este destinat transportului de marfuri pe mari distante avand compartimentul pentru marfuri in intregime containerizat.

Pentru decolare si aterizare cat mai scurta, aparatul este dotat cu voleti cu dubla fanta. De remarcat la acest mare transportor sovietic – aplicarea solutiei de fixare a motoarelor, in functie de inaltime. El are un rulaj la decolare si aterizare care permite sa fie exploatat atat pe aerodroame cu pista betonata de dimensiuni reduse cat si pe piste nedetonate. Echipamentele de pilotaj, navigatie si radiolocatie permit aeronavei sa zboare pe trasee diferite, in orice anotimp si la orice ora din zi sau din noapte, precum si in orice conditii meteorologice. Computerul aflat la bord asigura efectuarea zborului automat pe ruta stabilita si la aterizarea automata pe directia de aterizare.

Acest avion cargou, este mai mic decat un C-141 american, dar poate decola cu o greutate totala de peste 150 tone, calitatile sale de scurt curier permit sa asigure transportul de marfuri in Uniunea Sovietica.

ILYUSHIN IL-76 T (Candid-A)

Destinatie, constructor: avion de transport, U.R.S.S

Motor: 4 turboventilatoare SOLOVIEV D-30 KP (120000N).

Evolutie: fabricat atat in varianta de transport militar cat si civil, IL-76 a zburat ca prototip in 25 martie 1971, livrarile de serie

incepand din 1976 (pentru Aeroflot). O varianta a fost

destinata ca avion-cisterna.

Exporturile: in Irak in cantitati apreciabile in 1978.

Geometrie, greutati:

Anvergura

50.5m

Lungime

46.6m

Inaltime

14.76m

Suprafata aripa

300m²

Greutate maxima la decolare

170000kg

Performante:

- viteza maxima de croaziera    la 9000m este de 800km/h

la 12000m (normal) este de 750km/h

- distanta deactiune cu rezerve 6700km

cu incarcatura maxima 5000km

Echipaj, incarcatura: personal navigant 4-5, incarcat maximum 40000kg.

ILYUSIN IL-76 M (Candid-B)

Asemanator cu IL-76 T dar folosit in cadrul armatei, avand la bord in partea din spate un loc special prevazut cu doua arme 23mm NR-23, si mici ECM-uri situate in fiecare parte a fuselajului din spate. Atat turetele cat si ECM-urile nu sunt intotdeauna date la export impreuna cu avionul proprui zis.

ILYUSIN IL-76TD (Candid-A)

Este o versiune nearmata a Ilyusinului-76 in general asemanatoare versiunii IL-76T. Identificat pentru prima data in Noiembrie 1982, cand un exemplar inregistrat cu numarul SSS-R-76467 a trecut pe deasupra aeroportului Shannon din Irlanda. Operational din iulie 1983 avand la bord motorul Soloviev D-30 K P-1 care mentin puterea maxima pana la ISA 27 C fata de cele ISA 15 C a motoarelor folosite anterior. Sporind cu 10000kg capacitatea maxima de combustibil duce la o crestere cu aproape 1200km distanta parcursa.

IL-76MD (Candid- B)

Versiunea militara, asemanator cu IL-76M dar cu aceleasi inbunatatiri ca si IL-76TD. 250 de astfel de avioane Il-76 si IL-76MMD au fost livrate escadroanelor fortelor aviatiei sovietice de transport, ca inlocuitoare a    An-12-urilor, de la fabrica de ansamblare Tashkent. Alti cumparatori de versiuni militare au raportat sa includa fortele aeriene in Irak, Cehoslovacia si Polonia. India a ordonat o livrare initiala de20 de avioane Il-76M pentru a-si satisface nevoile de transport aerian greu. Livrarile au inceput in 20 Februarie 1985, pentru a inlocui An-12-urile pe escadroanele 25 si 44 ale fortelor aeriene Indiene si primele trei au fost acceptate in 17 Iulie 1985 purtand numele de Gajraj.

O versiune a IL-76 a fost dezvoltat timp de mai multi ani pentru a putea inlocui avioanele Myasishchev M-4. Incepand sa fie folosite din mijlocul anilor 1980, avioanele trebuiau sa suporte atat strategia cat si tehnica folosite in acel moment, si aveau sa inbunatateasca considerabil abilitatea fortelor aeriene sovietice, care pot savarsi acum operatii mult mai lungi din punctul de vedere al orelor de zbor.

In anul 1978 a fost anuntat faptul ca dupa numeroase teste ale comerciaslului IL-76T din Siberia acest tip de avion avea sa fie introdus si in serviciile pe ruta Moscova-Japonia. Aceasta ruta aeriana are in momentul de fata mai mult de 50 de IL-76, incluzand IL-76T si IL-76M fiecare folosite ca rezerve militare. Mai mult de 50 de astfel de avioane civile si militare erau explorate pana aproape de 1985. Din acestea aviatia Irakiana a primit un total de 16 aparate IL –76 T si IL-76M (unul dintre acestea fiind doborat) cu care s-a operat in sprijinul serviciilor militare. Linia de transport aerian Jawahirijan din libia au primit sase aparate. Aeroporturile din Arabia si Libia au primit 5 avioane IL-76 T, aeroporturile siriene au primit 2 Il-76 T si 2 IL-76M. armele erau inlocuite de turetele cu care erau dotate IL-76 M pe liniile de se4rviciu. Primul din ultimele 2 IL-76 MD a fost livrat in Cuba in Noiembrie 1984 si nu era dotat cu turete.. Acestea fusesera inregistrate in Septembrie acelasi an.

In iulie 1975 IL-76 a doborat 25 de recorduri oficiale la viteza si altitudine. 15 dintre ele au doborat recorduri de viteza mergand cu 1000-2000 km, cativa ani mai tarziu recordul a fost doborat de IL-87, iar inaltime recordul a fost dobandit de An-124 care a zburat la o inaltime de peste 2000m. detaliile cu privire la recordurile inregistrate, pot fi gasite in numarul 82 din 1981 al revistei Jame’s, aici gasindu-se recordurile inregistrate de avionul IL-76 pe la mijlocul anului 1985 acestea fiind :

4 iulie 1975 pilotat de Yakov I Vernikov, s-a ajuns la altitudinea de 11875m, cu o greutate de 60000kg ; 65000kg ; 70000kg.

10 iulie Alexander Turumine cu o viteza de 815-968km/h a facut turul unui circuit de 5000km, dobandind recordul cu 15000kg, 20000kg, 25000kg, 30000kg, 40000kg.

In acelasi an un grup de parasutisti sovietici a dobandit recordul mondial sarind de la o altitudine de 15386m dintr-un IL-76.

Rolurile lui specializate IL-76 a servit pentru test pentru sistemul de propulsie a avionului IL-86 si ca avion in care cosmonautii sovietici au experimentat aproximativ 10 secunde de lipsa a gravitatiei.

Productia ajunsese la mai mult de 30 de avioane pe an in 1985.

Pentru un avion IL-76 avem urmatoarele caracteristici :

Tipul avionului :

- 4 turbo reactoare medii pentru transportul de lunga distanta

Aripi :

avion monoplan cu aripile montate deasupra fuselajului, pentru a lasa zona interioara libera, cu o arie constanta in fiecare sectiune centrala in orice parte a aripii.

aripile sunt inclinate la un unghi de 25

toate cele 5 piese ce alcatuiesc structura aripii apasa pe sectiunea centrala, doua panouri interioare ce cara motoarele, si doua panouri exterioare,

miscarea bordului de fuga mareste exteriorul articulatiei dintre fiecare panou interior si exterior.

constructie sigura cu lonjeroane multiple sectiunea centrala integrata in fuselaj, cu eleroane echilibrate din punct de vedere al masei cu contragreutati de echilibrare,

prezinta 3 taieturi si 2 sectiuni de-a lungul fiecarui semilonjeron

pe suprafata exterioara a spoilarului, in fata flapsurilor, sunt 16 segmente din care 4 pentru fiecare panou interior si exterior al aripii.

voletii bordului de atac prezinta 10 segmente conducatoare ce acopera intreaga anvergura- 2 pentru fiecare panou interior si 3 pentru fiecare panou exterior.

Fuselajul :

structura ranforsata semimonococa din metal, in totalitate metalica cu sectiunea circulara

fata interioara a curburii cozii fuselajului este facuta din doua usi exterioare cu balamale si macarale si din doua panouri superioare intre aceste usi aflandu-se o rampa de incarcare inferioara cu balamale.

Componentele cozii :

structura metalica prinsa in consola, cu sectiune in forma de « T » variabila,

toate suprafetele sunt curbate in interior, toate suprafetele de control au forma aerodinamica,

contramarci in sistemul de directie si in fiecare elevator.

Tren de aterizare :

este de tip triciclu hidraulic retractabil

proiectate pentru a lucra pe suprafete de rulare amenajate sau neamenajate,



subansamblul din botul avionului este alcatuit din doua perechi de roti. Rotile principale de pe fiecare parte sunt facute din 2 unitati intamden fiecare unitate avand 4 roti pe o singura axa,

cauciucurile de joasa presiune cu marimi de 1300*480 pentru rotile principale si 1600*330 pentru rotile din bot.

Rotile din botul avionului se retrag in fata, unitatile principale se retrag in interior in 2 cale ventrale sub fuselaj cu o cala aditionala de fiecare parte a fuselajului inferior sub rotile de actionare. In timpul retragerii rotilor principale, se face o rotire a acestora in jurul axei piciorului astfel incat rotile se stivuiesc paralel cu axa fuselajului (rotile raman verticale dar la 90 cu directia de zbor).

toate usile trenurilor de aterizare se inchid cand rotile sunt coborate pentru a impiedica incarcarea picioarelor de noroi, zapada, gheata.

prezinta amortizoare pneumatice

presiunea cauciucurilor poate varia in timpul zborului de la 2,5 – 5 bari in functie de stare pistei de aterizare,

frani hidraulice pe rotile principale.

Motoare :

avionul este dotat cu 4 motoare cu turbina Soloviev D-30KP fiecare cu o putere de 117*7kN in suporti individuali aflati sub aripa,

fiecare suport este constituit dintr-un pilon inclinat inainte si care e potrivit cu un clamshell (bena, macara cu graifar) bagata inversat,

rezervoarele de combustibil integrate intre lonjeroanele interne si externe ale panourilor aripii,

capacitatea totala a rezervorului este de 81830 litri

Sistemul :

sistemele hidraulice includ servomotoare si motoare pentru comanda flapsurilor, trenul de aterizare si usile rampei, usile de incarcare din coada avionului,

pentru sistemul de control al zborului avionul este dotat cu pompe electrice care sunt independente de sistemul hidraulic,

dupa defectarea acestuia se trece pe controlul manual,

sistemul electric include generatoare actionate de motoare generatoare auxiliare actionate de om A.P.U., D.C.convertizor si baterii. Acestea actioneaza pompele pentru sistemul de control al zborului, avionica si radioul si sistemele de iluminare.

Avionica si echipamentul :

echipamentul este complet pentru toate conditiile meteo, incluzand un computer pentru controlul automat al zborului si pregatirea si automatizarea pregatirii de aterizare, radar meteorologic si de scanare a zborului in domul de sub bord.

Facilitati :

echipajul este format din 7 oameni. Conventional se aseaza unul langa altul pilotul si copilotul in spatioasa cabina cu care e dotat avionul,

statia pentru navigator este asezata exact dedesuptul puntii de zbor

in fata acesteia se gasesc 2 usi prevazute cu balamale,

avionul este dotat cu 2 ferestre de fiecare parte care servesc ca iesiri in caz de pericol,

aceste facilitati sunt in intregime presurizate, fiind prevazute si cu avansate sisteme mecanice cu manivele pentru a include si incarcaturile I.S.O. fiecare cu o lungime de 12m (39t 4½), constructie mecanica, cu macarale mobile,

incarcatura tipica include 6 containere masurand fiecare 2.99 * 2.44 * 2.44m ( 9 9¼ in 8ft 8ft) sau 2.99 2.44*1.90m (9ft 9¼ in 8ft 6ft2¼) toate cantarind 5,670kg (12,500lb); sau 5,000kg (11,025 lb) respective cu 12containere masurand 1.46*2.44*1,90m (4ft 9¼ in *8ft* 6ft 2¼) masurand o greutate de 2,500kg (5,511lb) sau 6 palete de masura 2.99*2.44m (9ft9 ¼ 8ft) fiecare cugreutatea de 5,670kg (12,500lb), sau 12palete masurand 1.46* 2.44m (4ft9 ¼ *8ft) cu greutatea de 2,500kg (5,511lb).

modificarea rapida a configuratiei de zbor poate fi facuta cu ajutorul unor module, fiecare fiind capabil sa primeasca 30 de pasageri, prevazute cu cabinete medicale. Ficare modul are 6*10m lungime, 2*44m latime si 2*44m inaltime.

sunt prevazute cu usi si macarale

macaralele pot fi alcatuite la randul lor din 2 macarale mai mici, fiecare cu capacitatea de 3,000kg (6,615lb) sau 4 macarale fiecare cu o capacitate de 2,500kg (5,510lb).

Rampa poate fi folosita aditional putand ridica o greutate de aproape 30,000 (6,615lb)pentru a facilita incarcarea masinilor de tonaj mare pe care avioanele trebuie sa le transporte pe distante foarte mari.

Dimensiuni Externe

Anvergura aripii

50.50m (165ft 8in )

Coeficientul de forma a aripii

Lungimea totala

46.59m (152ft 10 ¼ in)

Inaltimea totala

14.76m (48ft 5in)

Deschiderea usilor de incarcare din coada:

latime

inaltime

3.40m (11ft 1 ¾ in)

3.45m (11ft 4in)

Dimensiuni Interne :

Cabina : lung, excl ramp

20.00m (65ft 7 ½ in)

Lungime incl ramp

24.50m (80ft 4 ½ in)

Latime

3.40m (11ft 1 ¾ in)

Inaltime

3.46m (11ft 4 ¼ in)

Volum

235.3m (8,310 cu ft)

Suprafata aripii

300.0m (3,229.2 sq ft)

Incarcatura maxima A

B

40,000kg (88,185 lb)

48,000kg (105,820 lb)

Greutate T-O max A

B

170,000kg (374,785 lb)




190,000kg (418,875 lb)

Incarcatura permisa pe axa

7,500 – 11000kg (16,535 – 24,240 lb)

Incarcatura permisa pe podea

1,450-3,100kg/m (297.635 lb/sq ft)

Incarcatura max a aripii A

B

7 kg/m (116.05 lb/sq ft)

3 kg/m (129.72 lb/sq ft)

Puterea max A

B

361 kg/kN (3.54 lb/lb st)

6kg/kN (3.95 lb/lb st)

Performante

Nivel max de viteza

459knots (850 km/h)

Viteza de croaziera

405-532 knots (750-800km/h)

Viteza T-O

114knots (210km/h)

Viteza de apropiere si aterizare

119-130knots (220-240km/h)

Inaltimea de croaziera

9000-12000m (29500-39370 ft)

Plafon absolut

Aprox 15,503m (50,850 ft)

Lungime T-O

850m (2,790ft)

Lungime de aterizare

450m (1,475ft)

Autonomie de zbor cu 40000kg incarcatura

2,700nm (5000km, 3100miles)

Autonomie max cu rezerva

3,617nm (6700km 4,163miles)

1.2.Caracteristici aerodinamice importante ale avionului

Forma aripii in plan

In general,forma aripii in plan este determinata prin :

- alungirea aripii l

- legea de variatie a corzii in anvergura

- forma liniei bordurilor de atac care este rotunjita

alungirea aripii este determinata de formula

obtinandu-se

unde    S – suprafata aripii S = 300 m2

b – anvergura aripii b = 50.50

La stabilirea raportului de trapezoitate se au in vedere cerintele privind calitatile aerodinamice, greutatea structurii, cerinte de rezistenta si tehnologie.

Unghiul de sageata este definit, de regula, relativ la bordul de atac, la linia sferturilor de coarda sau la linia mediana a aripii, unghiul de sageata, c, se considera pozitiv daca se masoara de la axa transversala Oy in sensul curgerii relative a curentului de aer.

unghiul de sageata la inceput de coarda    c0 =

unghiul de sageata la 25% din coarda c25 =

unghiul de sageata la 50% din coarda c50 =

unghiul de sageata la 75% din coarda c75 =

unghiul de sageata la 100% din coarda c100 =

In acest caz,forma aripii este trapezoidala fiind definita in plan de urmatorii parametri :

- alungirea l

- raportul de trapezoidalitate r

- unghiul de sageata y al unei linii caracteristice (bordul de atac)

In comditiile miscarii simetrice fortele aerodinamice elementare ce actioneaza pe o suprafata portanta se reduc, intr-un punct B din planul de simetrie, la o forta aerodinamica rezultanta,Fa paralela cu planul de simertie si un moment aerodinamic rezultant, M; momentul aerodinamic se considera pozitiv cand are sens de cabraj. Intrucat vectorul M este perpendicular pe forta rezultanta, Fa, sistemul de forte se reduce la o rezultanta unica Fa, intr-un punct al axi centrale; intersectia axei centrale a sistemului de forte aerodinamice elementare cu coarda profilului din planul de simetrie reprezinta centrul de presiune al suprafetei aerodinamice, CP.

Forta Fa se exprima de regula prin componentele dupa directia curentului de la infinit amonte si normala pe acesta - rezistenta la inaintare, R si portanta P - sau dupa directia corzii profilului central si normala pe acesta - forta axiala, Fax, si respectiv forta normala.

Coeficientii de portanta si de moment ale aripii se pot obtine prin mai multe metode, printre care enumar:

-metoda Diedrich

-metoda suprafetei portante

-metoda bazata pe formule din „Avioane si Rachete”

1.3.Caracteristici elastice ale avionului

Proiectul se bazeaza pe un model de avion simplificat, astfel incat muchiile aripii se vor considera drepte, masa aripii uniform distribuita. Motoarele si alte acrosaje se vor lua ca forte concentrate, iar masa combustibilului din rezervoarele aripii se va lua cu greutate distribuita.

 
    Figura 2

Figura 1

Aripa se va trata in ipoteza de bara.

Caracteristicile masice :

Masa distribuita a structurii aripii se presupune proportionala cu coarda, dupa o lege de variatie de forma :

(1)

unde

(2)

Pentru combustibilul din aripa se va adopta o lege de variatie similara cu (1) iar masele motoarelor se vor lua mase concentrate, consideransdu-se rigizi pilonii de acrosare.

O reprezentare doar a masei distribuite a aripii si a combustibilului este in urmatorul grafic

Figura 3

Calculul EJx si GJd

Structura o presupunem cu elementele facute din acelasi material

GJd se calculeaza cu formula:

unde reprezinta aria chesonului , iar ds este un element de lungime pe componenta structurii de grosime

Vom aproxima chesonul cu un trapez

G se calculeaza astfel

Pentru calculul lui Ix se urmareste urmatorul algoritm:

Facem urmatoarele notatii

-inaltimile lonjeroanelor: H1, H2

-ariile talpilor de lonjeron: AT1, AT2

-grosimi inimi lonjeroane:

-distanta dintre lonjeroane: blonj(L1,L2)

-numar lise: nlise

-distanta dintre lise: blise

-aria lisei: Al

-grosimea invelisului:

-caracteristicile materialului: E,

Coordonatele nodurilor si a ariei lucrande se va face potrivit urmatorului tabel:

Nod(j)

x



z

AL (aria lucranda)

- L1

AT1

2…(nlise+1)

- L1+(j-1)*blise

Al+min(1.6*,a)

nlise+2

L2

AT2

nlise+3

L2

AT2

(nlise+4)…(2nlise+3)

L2 – (j-nlise-3)blise

Al+min(1.6*,a)

2nlise+4

- L1

AT1

Unde m este panta

iar a = blise*

Calculul centrului de greutate al sectiunii se face cu formulele:

Calculul momentelor de inertie :

Pentru fiecare sectiune determinam noua pozitie a axei elastice, calculand pozitia centurlui de forfecare, dupa cum urmeaza :

-se transfera sistemul de referinta in centrul de greutate al sectiunii

-se determina fluxurile de forfecare pentru sectiunea deschisa :

-se determina q din conditia ca rotirea sa fie nula :

si

-se determina centru de forfecare din conditia

unde dk este distanta de la centrul de greutate la panoul k

-se determina noua pozitie a centrului de forfecare fata de bordul de atac.

O reprezentare grafica a distributiei EIx in anvergura este urmatoarea :

Figura 4

O reprezentare grafica a distributiei GId in anvergura este urmatoarea :

Figura 5

1.4.Prezentarea conceptului de sectiune tipica a aripii

Deformatiile elastice ale aripii pot fi aproximate utilizand conceptul de sectiune tipica, care inlocuieste rigiditatea la incovoiere si rasucire aripii prin 2 resorturi.

Astfel, pentru simplificarea modelului, vom considera spre exemplu o aripa dreapta, avand semianvergura b/2.


y


b/2


Figura 6

La o cota oarecare y sectiunea aripii este reprezentata de profilul aerodinamic care este sursa fortelor aerodinamice de pe aripa.

In prima faza, sub actiunea fortelor aerodinamice si masice aripa se incovoaie corespunzator momentului Mx (in jurul axei Ox). Astfel profilul aerodinamic se deplaseaza pe verticala cu sageata w.


w w


Figura 8

Figura 7

Sub actiunea acelorasi forte si in plus a momentului aerodinamic, aripa sufera o torsiune si odata cu ea si profilul considerat, de unghi


w


Figura 9

Acest model ne permite sa ne imaginam rigiditatile la incovoiere si la torsiune sub forma unor resorturi fictive de rigiditati kw si k

k

 

 

Figura 10

Astfel, fortele aerodinamice F si Mf actioneaza in focarul profilului care se gaseste la distanta e, masurata pozitiv spre dreapta de la centrul elastic.

Centrul de greutate, in care actioneaza fortele masice multiplicate cu factorul de sarcina se afla la distanta d masurata pozitiv spre stanga de la centrul elastic.

Distanta de la bordul de atac al profilului la focar va fi notata cu xf

Rigiditatile celor doua resorturi le notam cu kw, corespunzator solicitarii de incovoiere si cu k, corespunzator rasucirii.

Sectiunea tipica este un model bidimensional reprezentativ pentru:

-fortele aerodinamice

-fortele elastice de natura interioara care reprezinta raspunsul elastic al structurii aripii

Definitii:

Focarul este punctul de pe coarda in care momentul aerodinamic nu depinde de incidenta. Pozitia ei poate varia intre 25 – 50 %

Centrul elastic este punctul sectiunii pentru care sectiunea tipica se roteste fara a se deplasa pe verticala in cazul aplicarii unui cuplu de torsiune. Sau o forta aplicata pe verticala produce doar translatia sectiunii transversale



loading...






Politica de confidentialitate

DISTRIBUIE DOCUMENTUL

Comentarii


Vizualizari: 875
Importanta: rank

Comenteaza documentul:

Te rugam sa te autentifici sau sa iti faci cont pentru a putea comenta

Creaza cont nou

Termeni si conditii de utilizare | Contact
© SCRIGROUP 2019 . All rights reserved

Distribuie URL

Adauga cod HTML in site