Воздушная акробатика.

[Lapshin]

Предполагаю, что такие самолеты получаются империческим путем.
После того , как что то получилось -это взвешивается , считаются силы с учетом перегрузки и загружается домкратами /мешочками.

И сколько же итераций потребуется, чтобы выдержать расчетные нагрузки и не пролететь с весом?
Не забываем, что ломается не только крыло, но и фюзеляж, оперение и рули

 

[bez_bashni]

Нет конечно же, всё считается.
Нормы там всякие, эпюры, напряжения.
А уже потом нагружают нагрузками.

Композитная палка в зависимости от метода укладки материала , смолы , партии материала , технологического процесса (влажности в помещении, температуры и т.п. ) может отличаться по разрушающей нагрузке в разы. На металле все хорошо считается - а на композитах гораздо хуже.

Поэтому и нормы запаса прочности по ним выше.

Самолетик с фото Giles -202 их выклеили какое-то количество китнаборов - потом матрицы попали французам и они по ним стали клеить CAP-222 . И он при том-же весе и материалах получился по прочности слабее. Потом их увезли в страну кенгуру и стали клеить рэдбулловский MX fircraft MX-2 под 6-ти цилиндровый мотор , с другим крылом , но тем-же фюзеляжем. На фюзеляж просто накинули сколько-то доп слоев.

 

[rotordive]

В планах создать одноместный бюджетный самолет не больших размеров.
Длина: 5 - 5,5 м.
Размах: 6 - 6,5 м.
Мотор Автоконверсия 100 - 130 л.с.
Воздишный винт для начала фиксированного шага (в идеале конечно изменяемого шага) диаметром: 1,65 м - 1,7 м.
Перегрузка: +8 - 8 или (-6).
Взлетный вес: -/+ 380 кг.

Надеюсь у вас есть достаточное количество часов налёта, для пилотирования такого самолёта и доступ к хорошей площадке для его эксплуатирования ?

 

[bez_bashni]

И сколько же итераций потребуется, чтобы выдержать расчетные нагрузки и не пролететь с весом?
Не забываем, что ломается не только крыло, но и фюзеляж, оперение и рули

Владимир Павлович - вам виднее.
Но мне видится , что все современные композитные пилотажные самолеты были вылеплены путем доводки некоторого предшественника в несколько итераций.
Та же история с композитными планерами и

Оперение тоже грузят , в т.ч. несиметрично.
Фюзеляж грузят на скручивание.


Фотки со шкалами дократов и эксель с рассчетами нагрузок для разных G шли у немцев в комлекте документов при получении СЛГ пилотажного композитного самолетика.
У типовых композитных пилотажников , подозреваю, сходные тесты проводятся с каждым на заводе - ибо даже в одной партии может вылезти ничем не видимый брак - так у жилиса ввиду непроклея было 2 случая отваливания горизонтального стабилизатора.

 

[bez_bashni]

Длина: 5 - 5,5 м.
Размах: 6 - 6,5 м.
Мотор Автоконверсия 100 - 130 л.с.
Воздишный винт для начала фиксированного шага (в идеале конечно изменяемого шага) диаметром: 1,65 м - 1,7 м.
Перегрузка: +8 - 8 или (-6).
Взлетный вес: -/+ 380 кг.

Основной применяемый материал - дерево.

Попробуйте найти чертежи DR-107
На форуме были участники, которые их покупали.

 

[Lapshin]

Но мне видится , что все современные композитные пилотажные самолеты были вылеплены путем доводки некоторого предшественника в несколько итераций.

Вот, поэтому-то, Вальтер Экстра сейчас, практически, монополист: его итерации далеко позади уже чуть не полвека, как. А до этого, он тупо покупал крыло Лазера: в итоге, получилась Экстра-230, на которой и оперение было согнуто из трубки на рсчалках: тогда он еще выступал сам, и набирался опыта на собственных поделках.
Человек, решившийся на постройку пилотажного самолета, вряд ли имеет время и ресурсы на итерации: поэтому, выбор материала сделан правильно - у упомянутого Лазера лонжероном является просто доска из переклея, правильным образом меняющая сечение пдоль размаха.

 

[леха (magnum)]

Композитная палка в зависимости от метода укладки материала , смолы , партии материала , технологического процесса (влажности в помещении, температуры и т.п. ) может отличаться по разрушающей нагрузке в разы. На металле все хорошо считается - а на композитах гораздо хуже.

Поэтому и нормы запаса прочности по ним выше.

Самолетик с фото Giles -202 их выклеили какое-то количество китнаборов - потом матрицы попали французам и они по ним стали клеить CAP-222 . И он при том-же весе и материалах получился по прочности слабее. Потом их увезли в страну кенгуру и стали клеить рэдбулловский MX fircraft MX-2 под 6-ти цилиндровый мотор , с другим крылом , но тем-же фюзеляжем. На фюзеляж просто накинули сколько-то доп слоев.

Ну а при чем тут итерации то?
Да композит имеет разную прочность, от многих факторов.
Но эти корректируется на производстве, это нормально.
Обазцы делают испытывают.

С металлом я вам скажу такая же петрушка, покупаешь металл, все бумажки, испытываешь образцы (входной контроль) а вам вместо д16т, амг6 подсунули...
А термо обработка, та ещё прелесть.
Пришла партия пружин, все трещат, а другая пластилин.
Вот ей богу, ещё раз убеждаюсь, самые сложные детали в композитной самолёте, это металлические... Беда прям.
А с композитами, вроде наладили всё. Там просто надо всё делать по инструкции, температура, влажность, сушка, отжиг ткани, нагрев, охлаждение, всё контролировать.
А ещё лучше препрег, сейчас отечественные появились, там прям очень стабильно всё.
Там не так много силовых деталей, лонжерон крыла, лонжерон стабилизатора и может ещё лонжерон киля. А остальное обшивки, там такая прочность не нужна уже, там потеря устойчивать.

 

[bez_bashni]

Ну а при чем тут итерации то?
Да композит имеет разную прочность, от многих факторов.
Но эти корректируется на производстве, это нормально.
Обазцы делают испытывают.

Понятно, что сразу хорошо только УАЗ-буханка получилась.

Вопрос в том, что спректировав деталь из металла в Solidworks c помощью встроенного модуля Simulation можно с высокой точностью (в пределах десятки процентов) рассчитать нагрузку, которую она выдержит.

А деталь из композита чтобы рассчитать , нужно моделировать весь слоеный пирог -задав для каждого слоя его уникальную толщину, материал и, самое главное, угол укладки волокон. И еще правильно задать сетку. И при этом точность результата в разы хуже чем для металла.

 

[Lapshin]

С металлом я вам скажу такая же петрушка, покупаешь металл, все бумажки, испытываешь образцы (входной контроль) а вам вместо д16т, амг6 подсунули...
А термо обработка, та ещё прелесть.
Пришла партия пружин, все трещат, а другая пластилин.
Вот ей богу, ещё раз убеждаюсь, самые сложные детали в композитной самолёте, это металлические... Беда прям.
А с композитами, вроде наладили всё. Там просто надо всё делать по инструкции, температура, влажность, сушка, отжиг ткани, нагрев, охлаждение, всё контролировать.
А ещё лучше препрег, сейчас отечественные появились, там прям очень стабильно всё.
Там не так много силовых деталей, лонжерон крыла, лонжерон стабилизатора и может ещё лонжерон киля. А остальное обшивки, там такая прочность не нужна уже, там потеря устойчивать.

Ну, не скажи...
Фирму Сухого, думается, трудно отнести к наплевательски относящейся к соблюдению технологических требований в композитных конструкциях: и крыло Су-26, и композтный Беркут - тому свидетели: отработка технологии изначально велась особо тщательно, а начальник композитного отдела 48, Анатольий Цыганков был одним из лучших специалистов этой отрасли. Но вот, поди ж ты - лонжерон крыла одного из пилотажных "сучков" сломался на перегрузке 6.5 g: при том, что на стат. испытаниях, крыло выдержало 48g(!!!). Подобных прецедентов на металлоконструкциях самолетов, видеть мне не приходилось - хотя. трещины по риске, непритупленной кромке и пр. вполне, себе, имеют место. Но, эти дефекты вполне контролируемы.

 

[леха (magnum)]

Понятно, что сразу хорошо только УАЗ-буханка получилась.

Вопрос в том, что спректировав деталь из металла в Solidworks c помощью встроенного модуля Simulation можно с высокой точностью (в пределах десятки процентов) рассчитать нагрузку, которую она выдержит.

А деталь из композита чтобы рассчитать , нужно моделировать весь слоеный пирог -задав для каждого слоя его уникальную толщину, материал и, самое главное, угол укладки волокон. И еще правильно задать сетку. И при этом точность результата в разы хуже чем для металла.

Всё верно говорите, композиты сложнее считать.

Но как то привыкаешь, находишь методики, испытания там всякие.
И находишь баланс прочности, жёсткости, массы.

С металлом тоже не так всё просто.
Не спроста цесна 150 500кг пустая весит, а а-22 300кг. При этом одна 50лет летает, а у а22 Подкосы отрывает и заклепки вылетают...

При расчётах надо закладывать ресурсы ещё, это сложная итерационная задача... Если хотим массу поменьше сделать.

 

[serg610]

лонжерон крыла одного из пилотажных "сучков" сломался на перегрузке 6.5 g: при том, что на стат. испытаниях, крыло выдержало 48g(!!!)

А не подскажите причину разрушения? В свое время на Камовской фирме при усталостных испытаниях лонжерона стеклопластиковой лопасти произошло разрушение. Оказалось при укладывания препрега неопытный начинающий рабочий забыл снять одну голубую полиэтиленовую пленку в слоях пакета.

 

[Yevgeniy]

Тут на лонжерон нагрузили эквивалент 18 G и на этом упокоились

Посмотреть вложение 606867

 

[Yevgeniy]

Получается эксплуатационная 12G = (18G /1,5).

 

[Yevgeniy]

А не подскажите причину разрушения? В свое время на Камовской фирме при усталостных испытаниях лонжерона стеклопластиковой лопасти произошло разрушение. Оказалось при укладывания препрега неопытный начинающий рабочий забыл снять одну голубую полиэтиленовую пленку в слоях пакета.

Ничего себе ошибочка неопытного начинающего рабочего!

 

[леха (magnum)]

Получается эксплуатационная 12G = (18G /1,5).

Не всё так просто.
Есть коэфицент на кривые руки 1,25 для композитов. И так же лонжерон он внутри, за ним тяжело смотреть и он особо ответстаенный поэтому запас обычно 2.
Так же прочность композита со временем уменьшается, дегродация и через 25лет она поменьше становится.

f=2х1, 25=2,5ед


Итого 18/2,5=7,2ед максимальная эксплуатационная перегрузка.

Не просто так на су-26 на перегрузке 48 ломается лонжерон.
Там эксплуатационная 12, выходит 48/12=4 там похоже дополнительный коэфицент на уголь, он менее стабилен, чем стекло.

Орентируйтесь на су-26 думаю.
Думаю там технологическая проблема была.

 

[Lapshin]

Не просто так на су-26 на перегрузке 48 ломается лонжерон.
Там эксплуатационная 12, выходит 48/12=4 там похоже дополнительный коэфицент на уголь, он менее стабилен, чем стекло.

Орентируйтесь на су-26 думаю.
Думаю там технологическая проблема была.

Вообще-то, на композит давался коэффициент 1.26 х 1.5 =1.88, т.е. расчетная перегрузка до 23g - но в жизни оказался еще двойной запас: видимо, характеристики материала давали пессимистические (скорее всего). Хотел сказать, что не учли прочность трехслойных обшивок, но спохватился, т.к. в месте разрушения обшивок уже нету. Да, второй лонжерон тоже что-то добавляет - но по расчету, 14%.
Проблема разрушения, конечно, технологическая - но причину нам не раскрывали: возможно в 48 отделе были более осведомлены, и то сомневаюсь.

 

[свободник]

В планах создать одноместный бюджетный самолет не больших размеров.
Длина: 5 - 5,5 м.
Размах: 6 - 6,5 м...
Перегрузка: +8 - 8 или (-6).
Взлетный вес: -/+ 380 кг.

Если ограничиться нагрузкой на площадь как у Як-18, то есть ~60 кг/м2, то площадь крыла Вашего самолёта будет ~6,3 м2.
При ширине кабины 60 см, размахе крыла 6,5 м и сужении крыла 1,5 - корневая хорда 129 см.
При 18% профиле строительная высота лонжерона 232 мм.
А у Вас какие прикидочные расчёты?

Мотор Автоконверсия 100 - 130 л.с.
Воздишный винт для начала фиксированного шага (в идеале конечно изменяемого шага) диаметром: 1,65 м - 1,7 м.

Два рядомстоящие РМЗ-500/550 с двумя ременными редукторами, работающими на общий центральный вал, дадут 100 л.с. при массе ВМУ~100 кг. При этом отпадают вопросы по системам смазки и охлаждения.
В перспективе через полый центральный вал можно сделать тягу ручного управления шагом винта.
Двигателей может быть три, четыре, пять... 🙂