Другой планер

[Lapshin]

Ты, случайно, нижний стержень не как один сегмент считал? Что-то до фига у тебя размер трубы получился...
У нас Тайфунчики в цеху стояли, может видел, так у них хребтовая труба, на которой на одной все оперение держалось, размером где-то 100х2 была. А ведь там взлетный вес в разы...

У Авиатики при макс.весе 550 кГ хребтовая балка также -100х2.Но не забывай,что момент инерции пропорционален ЧЕТВЕРТОЙ СТЕПЕНИ линейных размеров

Ведь пространственная ферма завсегда легче одной балки, разве нет???

Совершенно не очевидно:оптимальная ферма,которая из-за большей строительной высоты,должна действительно быть легче,скорее всего,окажется жутко многодельной (в довоенных туполях,например,стержни фермы сами представляли собой фермочки)

Тонкостенные трубы просто долго не протянут, а уже имея для фермы не одну  подобную трубу логичнее использовать плоскую балку, т.к. её устойчивость с более широкой стенкой значительно выше, чем у стержня.

Тонкостенные трубы как раз протянут долго т.к.их критические напряжения НАМНОГО ниже предела прочности и усталости такие трубы не будут подвержены вообще.

 

[Lapshin]

Кручение.
Это момент, который возникает в сечении при не совпадении направления  результирующей силы и плоскости лонжерона. Т.е. если при максимальном изгибающем моменте вектор силы близок к единственному лонжерону и рычаг очень мал, значит крутящий момент, равный силе на рычаг, так же мал. Если с увеличением скорости на малом угле атаки (случай В) подъемная сила уменьшается  от максимального значения, то центр давления смещается в район середины профиля. Тогда имеем уже значимый рычаг, но с  меньшей силой.

Неверное предположение сводит к нулю дальнейшие,в общем-то логичные рассуждения.С какого,извините,хрена,при снижении Су,центр давления смещается к середине?Почти НИ ОДИН самолет не мог бы тогда противостоять затягиванию в пикирование.А любой симметричный профиль - безмоментный,т.е.ВО ВСЕМ диапазоне докритических углов (в линейной зоне)его ЦД располагается на четверти хорды.

Проверяем рычаги по виду в плане. Провожу линию по 50% хорд и Ц.Т. передних нервюр определенных в  Солиде , снимаю полученные данные: минимальный рычаг 218 мм, максимальный 470 мм.

Центр давления на половине хорды может располагаться только у настолько моментного профиля,что таковой и вовсе не применяется.

И собственно все. Проверять то больше нечего. Строю график. Кручение должно расти по прямой. В моем оптимистичном варианте идеальная прямая, и такая низенькая. Все настолько сходится, что просто не могу в это поверить. Т.к. толщина внешней обшивки трехслойки – 1 слой ткани 0,062. И разрушающим момент менее 15 кг*м.  Смех,  да и только. Конечно,  делая крыло с сужением 2, да и 1,5 стоит ожидать уменьшение крутящего момента, но до сих пор не могу в это поверить. Даже если прямое крыло, все равно кручение относительно небольшое.
Так где ошибка ?

На ошибки уже указано,но при работе ВСЕГО контура крыла касательные напряжения получаются низкими.Однако не обольщайтесь - критические напряжения стольтонкой обшивки скорее всего окажутся ЕЩЕ МЕНЬШЕ - а критику посчитать куда труднее.

 

[Хboct]

Тонкостенные трубы как раз протянут долго т.к.их критические напряжения НАМНОГО ниже предела прочности и усталости такие трубы не будут подвержены вообще.

Тонкостенные трубы БОЛЬШОГО диметра долго не протянут!!! И дело не в критическом напряжении, точнее изначально не в нем, а элементарной бытавухе – любой неосторожный или случайный удар при хранении или транспортировки обеспечивает вмятину с последующей непредсказуемостью при сжатии. Были поперечины на дельтах 60х1,  с которыми няньчились при перевозках как с детьми малыми.

 

[Хboct]

Кручение.
Это момент, который возникает в сечении при не совпадении направления  результирующей силы и плоскости лонжерона. Т.е. если при максимальном изгибающем моменте вектор силы близок к единственному лонжерону и рычаг очень мал, значит крутящий момент, равный силе на рычаг, так же мал. Если с увеличением скорости на малом угле атаки (случай В) подъемная сила уменьшается  от максимального значения, то центр давления смещается в район середины профиля. Тогда имеем уже значимый рычаг, но с  меньшей силой.

Неверное предположение сводит к нулю дальнейшие,в общем-то логичные рассуждения.С какого,извините,хрена,при снижении Су,центр давления смещается к середине?Почти НИ ОДИН самолет не мог бы тогда противостоять затягиванию в пикирование.А любой симметричный профиль - безмоментный,т.е.ВО ВСЕМ диапазоне докритических углов (в линейной зоне)его ЦД располагается на четверти хорды.

Проверяем рычаги по виду в плане. Провожу линию по 50% хорд и Ц.Т. передних нервюр определенных в  Солиде , снимаю полученные данные: минимальный рычаг 218 мм, максимальный 470 мм.

Центр давления на половине хорды может располагаться только у настолько моментного профиля,что таковой и вовсе не применяется.

И собственно все. Проверять то больше нечего. Строю график. Кручение должно расти по прямой. В моем оптимистичном варианте идеальная прямая, и такая низенькая. Все настолько сходится, что просто не могу в это поверить. Т.к. толщина внешней обшивки трехслойки – 1 слой ткани 0,062. И разрушающим момент менее 15 кг*м.  Смех,  да и только. Конечно,  делая крыло с сужением 2, да и 1,5 стоит ожидать уменьшение крутящего момента, но до сих пор не могу в это поверить. Даже если прямое крыло, все равно кручение относительно небольшое.
Так где ошибка ?

На ошибки уже указано,но при работе ВСЕГО контура крыла касательные напряжения получаются низкими.Однако не обольщайтесь - критические напряжения стольтонкой обшивки скорее всего окажутся ЕЩЕ МЕНЬШЕ - а критику посчитать куда труднее.

[smiley=dankk2.gif]
«Случай В. Криволинейный полет на малых положительных углах атаки при резком отклонении элеронов или выходе из пикирования не малые углы атаки с максимальной скоростью. Сильно нагружается хвостовая часть крыла (задний лонжерон, концы нервюр). Из-за смещения назад центра давления (0,45-0,6) крыло нагружается значительным крутящим моментом.»
Это конкретно цитата из РДК СЛА 2том СибНИИА 1994г, стр14. Но и во всех других книжках совершенно аналогичное описание. Перегрузка -0,5 n э мах. Картинку распределения по хорде лень рисовать, но  Ц.Д. далеко за 25 %. Скорее железные 50.  :IMHO
Вроде бы здесь конкретно ничего не напутал. [smiley=vrolijk_1.gif]
Критику тонкой обшивки и считать не стоит. Проще испытать и подобрать по вкусу. Что собственно и было многократно для подобных толщин проведено. Весь вопрос в определении нагрузок. И если других ошибок нет, то остается только удивляясь радоваться  [smiley=fly2.gif], или рассмотреть случай «С» - отвесное пикирование  [smiley=fly.gif] , что малореально, сложнее с определением коэффициента аэродинамического момента и реже упоминается в популярных источниках.

 

[Lapshin]

«Случай В. Криволинейный полет на малых положительных углах атаки при резком отклонении элеронов или выходе из пикирования не малые углы атаки с максимальной скоростью.

Вот так,да?Клево.Значит выход из пикирования - на малые углы атаки?Тогда в процессе того пикирования самолет находился,очевидно,на БОЛЬШИХ углах атаки?Признаться,за свою жизнь  ТАКИМ пикированием и с ТАКИМ выходомиз него приходится сталкиваться впервые.Надеюсь,и в последний раз.
P.S.Последующие попытки ткнуть носом в страницы возможно,не читанного мною инаверняка непонятого Вами,материала (см.выше),приведут к возможности черпать опыт ИСКЛЮЧИТЕЛЬНО из того и подобных материалов.
Первый раз остается без последствий.

 

[Хboct]

«Случай В. Криволинейный полет на малых положительных углах атаки при резком отклонении элеронов или выходе из пикирования не малые углы атаки с максимальной скоростью.

Вот так,да?Клево.Значит выход из пикирования - на малые углы атаки?Тогда в процессе того пикирования самолет находился,очевидно,на БОЛЬШИХ углах атаки?Признаться,за свою жизнь  ТАКИМ пикированием и с ТАКИМ выходомиз него приходится сталкиваться впервые.Надеюсь,и в последний раз.
P.S.Последующие попытки ткнуть носом в страницы возможно,не читанного мною инаверняка непонятого Вами,материала (см.выше),приведут к возможности черпать опыт ИСКЛЮЧИТЕЛЬНО из того и подобных материалов.
Первый раз остается без последствий.

Владимир Павлович. Хотите верьте, хотите нет, но никакого желания куда либо тыкать носом у меня нет и как правило редко к кому возникает. Но разобраться я хочу и пытаюсь как могу. Так уж сложилось, что иных источников, заслуживающих Вашего внимания в данный момент у меня нет. Дал почитать другим.
Повторюсь, я уважаю или стараюсь это делать в отношении любого собеседника. Но если мы стараемся найти верную дорогу, и возможно протоптать тропку другим, то стоит таки на конкретном  примере разобраться с вопросом. При всем уважении к Вашим сединам, на форумах собирается народ для общения (на разные темы), а не для поклонения признаным спциалистам. Да и Вам, живому человеку, наверно быстро бы надоела лесть и коленопоклонничество перед идолом, лишенным права на ошибку.
На сколько я понимаю, поправьте если захотите в случае чего, ошибки в описании от СибНИИА нет.
Г.И. Житомирский "КОнструкция самолетов" : случай В -полет на малых углах атаки с отклоненными элеронами (nэ=0,5 nэ мах и скоростной напор мах). Там же ...ЦД в случае В при отклоненных элеронах смещен еще более назад (по сравнению с A'). Здесь большие крутящие моменты... Распределение воздушной нагрузки аналогичное.
Кан, Свердлов. Расчет самолета на прочность. 58год Все то же самое.
На всех картинка при выходе из случая С, т.е. вероятно "0" или "-" угол атаки, случай В с малым углом и соответственно с меньшим Су, а случай А' - с большим углом и Су. У случая А' - дествительно картинка распределения нагрузки вдоль хорды близкое к случаю А. Но В - явное смещение ЦД назад при значительно большей  общей нагрузке, чем в случае С.

 

[Lapshin]

Маневренные,в т.ч. элеронные случаи будут иметь определенное значение лишь на маневренных (пилотажных) самолетах,да и то выбранные из конструктивных соображений,толщины,оказываются,как правило,достаточными.При расчете элеронных случаев предпочтительнее пользоваться нормистскими распределениями нагрузок по хорде при отсутствии достоверных данных,могущих снизить нагрузки.
Выход из пикирования,как представляется сейчас,имелся в виду "на малыХ углаХ атаки",а не "на малые углы атаки",как говорилось.

 

[Хboct]

Кажется начинаю понимать разницу в выходе на малых угла из пикирования (вывод тихой сапой) и на малые углы (скорее всего горизонтальный полет с небольшим углом атаки крыла). Во втором случае дествительно Ц.Д. в 25% должен находиться. Но арифметика расчета велась по первому варианту, собственно случаю "В".
И из всего много выше сказанного в сухом остатке вырисовывается забавный вывод:
В крыле подобного СЛА современной классической схемы - один лонжерон и жесткий передний контур - фактически толщина и материал обшивки определяется из условия относительной  жесткости. Т.е. грубо говоря, если пальцем не проминается в пролете и жестко приклеена к каркасу, то крутящий момент держит  :  [smiley=huh.gif]

 

[Lapshin]

Т.е. грубо говоря, если пальцем не проминается в пролете и жестко приклеена к каркасу, то крутящий момент держит  :  [smiley=huh.gif]

Вообще-то,грубо говоря - даже с избытком,как правило.

 

[Хboct]

Красота  [smiley=2vrolijk_08.gif]  :~)
Есть повод попрыгать от радости и почесать тыковку на предмет технологии и материалов.
А на Аэросовском планере кесон угольный  . Этаж какой там перезапас по кручению может быть  [smiley=huh.gif]. Даже если он и без каркаса внутри.
Хотя в этом свете вообше все СЛА  с дюралевой обшивкой на крыле смотрятся нонсенсом. И двухдонжеронники с жестким лбом и внутренними диагоналями. Пойду чайку попью, а то что то на критику потянуло   :IMHO

 

[Lapshin]

Красота  [smiley=2vrolijk_08.gif]  :~)
Есть повод попрыгать от радости и почесать тыковку на предмет технологии и материалов.
А на Аэросовском планере кесон угольный  . Этаж какой там перезапас по кручению может быть  [smiley=huh.gif]. Даже если он и без каркаса внутри.
Хотя в этом свете вообше все СЛА  с дюралевой обшивкой на крыле смотрятся нонсенсом. И двухдонжеронники с жестким лбом и внутренними диагоналями. Пойду чайку попью, а то что то на критику потянуло   :IMHO

На аэросовском планере материал и сечения кессона,скорее всего,обусловлены флаттерными характеристиками и жесткостью крыла большого размаха и удлинения,а не статикой.
Двухлонжеронные крылья в жестком лобовике не нуждаются,а внутренние диагонали необходимы для предотвращения складывания крыла параллелограммом.А жесткий носок на крыльях СЛА более нужен для аэродинамики.

 

[eXmajor-ME]

[highlight]На аэросовском планере материал и сечения кессона,скорее всего,обусловлены флаттерными характеристиками и жесткостью крыла большого размаха и удлинения,а не статикой.
Двухлонжеронные крылья в жестком лобовике не нуждаются,а внутренние диагонали необходимы для предотвращения складывания крыла параллелограммом.А жесткий носок на крыльях СЛА более нужен для аэродинамики.[/highlight]
...господин Лапшин!
...объясните пожалуйста более простым языком, для меня несведующего!
...если конечно Вас не затруднит!
...Я понимаю Вы провели тысячи часов за кульманом в разработке новых конструкций!
...а Я тысячи часов отдал полётам, во время службы, на благо Родине!
...поэтому и обращаюсь с этой просьбой!
...заранее благодарен! ...Вам господин Лапшин!

 

[Хboct]

Паша! Если немного самому подумать   то все очень просто, даже про службу можно было не вспоминать  :IMHO
Чем жеще крыло, тем при ЗНАЧИТЕЛЬНО большей скорости возможен его флаттер. Надеюсь о флаттере и его последствиях объяснять не требуется. А чем больше размах и тоньше крыло, тем жесткость может быть меньше. Уголь как раз жесткостью и славен. А статика - статические нагрузки прикладываемые при испытаниях. Флаттер на статике не провериш, нужна динамика - движение.
Про двухлонжеронки все очевидно. Просто один островной мистер на другом форуме, упорно доказыает, что самолет с двумя лонжеронами и двумя подкосами, на который он продает чертежи, обязан иметь именно фанерный лоб, как на чертеже и никак иначе. А вообще может статься. что и этот маленький лобик будет держать весь крутящий момент либо вообще легко  обойтись без дефицитной фанеры.
А то, что передняя четверь-треть профиля создает основные характеристики профиля известны наверно всем. И точность выдерживания геометрии обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики.

 

[Lapshin]

[highlight]ен для аэродинамики.[/highlight]
...господин Лапшин!
...объясните пожалуйста более простым языком, для меня несведующего!
...если конечно Вас не затруднит!
...Я понимаю Вы провели тысячи часов за кульманом в разработке новых конструкций!
...а Я тысячи часов отдал полётам, во время службы, на благо Родине!
...поэтому и обращаюсь с этой просьбой!
...заранее благодарен! ...Вам господин Лапшин!

Поучитесь приличному обращению;да и объяснять Вам:
"Он долго в лоб стучал перстом
Забыв названье тома
Но ни к чему стучаться в дом
Где никого нет дома".

 

[TSP3]

Паша! Если немного самому подумать   то все очень просто, даже про службу можно было не вспоминать  :IMHO
Чем жеще крыло, тем при ЗНАЧИТЕЛЬНО большей скорости возможен его флаттер. Надеюсь о флаттере и его последствиях объяснять не требуется. А чем больше размах и тоньше крыло, тем жесткость может быть меньше. Уголь как раз жесткостью и славен. А статика - статические нагрузки прикладываемые при испытаниях. Флаттер на статике не провериш, нужна динамика - движение.
Про двухлонжеронки все очевидно. Просто один островной мистер на другом форуме, упорно доказыает, что самолет с двумя лонжеронами и двумя подкосами, на который он продает чертежи, обязан иметь именно фанерный лоб, как на чертеже и никак иначе. А вообще может статься. что и этот маленький лобик будет держать весь крутящий момент либо вообще легко  обойтись без дефицитной фанеры.
А то, что передняя четверь-треть профиля создает основные характеристики профиля известны наверно всем. И точность выдерживания геометрии обеспечивает хорошие аэродинамические характеристики.

А по мне хоть картон с пенопластом для вышеупомянутого двухлонжеронника(главное чтобы не размок как у классиков ;D)

 

[Хboct]

Если спирта не жалко , то после пропитки разбавленной эпоксидкой и испарения спирта, будет вполне влагостойкое и прочное бумажное покрытие. Когда мудрил с сотами, то был очень доволен результатом. Правда растворял растворителем, но для пенопласта этот вариант не проходит.

 

[eXmajor-ME]

...уважаемый хвост!
...спасибо! ...обо всём этом Я знаю! ...могу и поспорить!
...показывая знания с э(и)рудицией!!!

...смысл в моём обращении был другой!
...к примеру астроному, не вежливо думать, что все астраномы, а он среди них профессор!
...и что обидно нельзя критиковать, тем более иметь своё мнение!

...а то вас обвинят в неумении обращаться!

 

[Хboct]

[/quote]
Двухлонжеронные крылья в жестком лобовике не нуждаются,а внутренние диагонали необходимы для предотвращения складывания крыла параллелограммом.А жесткий носок на крыльях СЛА более нужен для аэродинамики.
[/quote]

Владимир Павлович! Накопилась мысль с вопросом. В двухлонжеронках ось жесткости расположен значительно дальше от носа профиля. Соответственно большая возможность, при прочих равных, к самозакрутке .
Если делается жесткий нос до первого лонжерона, который не вводится в расчет на кручение, то вероятно он может и изменить характер возможной дивиргенции  :-?
Или все равно учитывается только совместная жесткость лонжеронов ?

 

[Хboct]

Давно пора определиться с передней часть фюзеляжной балки. Но самое сложное оказалось правильно определить собственно приходящиеся нагрузки. Вариантов может быть разных много, но судя по всему надо рассмотреть два штатных случая  :
1.      Посадка с -3 на основное шасси, когда все моменты инерции собирается на узлы крепления .
2.      И +6, соответственно в другую сторону, собирая на горизонтальную ферму.
И один в внештатный, когда  возможно приземление на переднее колесо при срыве у земли с изгибом балки в горизонтальной и вертикальной плоскости.. Судя по истории, подобный внештатный вариант широко применяется при учебных посадках и сбрасывать со счетов его нельзя.

В первом случае имеем вертикальные нагрузки от пилота (600 мм и 85 кг) и его ног (1550мм и 15кг), переднего колеса (2200мм и 3-5кг) спереди. Сзади масса хвостовой части (2000мм и 4-6 кг) с оперением (3500мм и 3-5кг). Сверху через ферму часть массы крыла, с боков через узлы подкосов оставшаяся масса крыла и подкосов.  Вместе около 35-45 кг на  320мм.

Во втором случае, передняя стойка 1900мм,  ноги 1250 мм, туловище 300 мм спереди, вместо хвостовой балки можно определенный ранее изгибающий момент.
По идее, нагрузка должна приходиться на стойку фермы за спиной пилота. Но вторая  вертикальная стойка при этом вроде бы является подкосом для хвоста. Если это так, то расчетная модель представляет две крайние консоли с центральным пролетом?

 

[TSP3]

Одного не пойму г.Хвост, зачем вам задняя стойка, как я понимаю у Вас крыло однолонжеронной конструкции в отличии от Антоновского, я думаю хватило -бы и треугольного стояка, может я и не прав, а ваши начинаня искренне поддерживаю.