• Если у вас не получилось войти, инструкция для пользователей находится тут. Если вы ее прочитаете, узнаете куда написать если "ничего не получается!". Не бойтесь, мы вас не бросим в беде.

    Если коротко, пароль старый. Если пароль забыли, а почту помните, воспользуйтесь функцией восстановления пароля (она работает!).

    Вопросы, замечания и пожелания можно оставлять в специально созданной ветке, где вам обязательно ответят!

Методики расчета прочности.

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Предлагаю общественности подключиться к расчетной тематики. Как мне кажется, формат этого форума позволяет создать небольшую школу и базу, для грамотного расчета и анализа КСС.
Хоть существуют САПРы с расчетами, но как мне представляется, без понимания и возможности просчитать в табличке ряд основных значения все равно никогда и никуда не уйти.
Есть не мало грамотных людей, которые могут и подсказать и научить, но больше далеких от этого всего, двигающихся исключительно методом тыка. Что не всегда полезно  :D.
Хорошо бы иметь возможность для размещения и скачивания файлов. Может кто выделит библиотечный уголок для всякого  текущего хлама и "утвержденных" метод?
 

Miracle

Участник
Я вообще предложил Диме открыть раздел "Вопросы проектирования" на форуме. Если откроет (а я надеюсь на это :) ), то все это - туда.

Меня тоже многое интересует, и не только по прочности, но и по аэродинамике.
Нужна только площадка для общения :)

ЗЫ Аватар классный у тебя  ;D
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
А зачем откладывать на завтра, если уже пошла тема :) Потом всегда её можно переместить.
Готов выложить для начала, что накропал для себя. Первый вопрос куда сгрузить табличку, чтоб желающие смогли  ознакомиться и раскритиковать  ???

Добавка:
http://delta.wtr.ru/files/Rhskj.xls
Вот попробовал скинуть табличку, может получится для затравки.
 

Дмитрий Шаповалов (Velocity)

Хвост в самолете лишняя деталь!
Откуда
Москва
По просьбе ХВОСТа почистил тему. Вроде все получили ответы на свои вопросы. Извиняйте, что потер, но в этой ветке это отступление. я всего лишь выполнил просьбу автора  :D. Надеюсь никто не обидится  :D.
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Вообще удивительно, столько народу книжки Кондратьева и Кривокрыcенко & Чумак прочитало  :), сколько авиаконструкторов с классическим образованием кругом, а спросить получается лишь у В.П. Лапшина, если у него время и желание ответить появляется.
Потому описанное ниже не может являться конечной истиной, а лишь личным видением данной темы  :). А потом в споре может  чего  и родится.

Начнем с расчета крыла.
Определяем мах. положительную нагрузку, которая должно держать крыло.  Положительная, которая таки отрывает ЛА от земли. Взлетную массу  умножаем на эксплуатационную перегрузку ( которая возможна при эксплуатации). Если летать в молочке не дыша, то и 1,2 сойдет, но если чихнуть  :)  можно  выйти за пределы.
Короче по многочисленному опыту, закладывать меньше 3 просто опасно. Не пилотажные аппараты считают как правило на 4. Те же крылья МДП. Это позволяет конструкции выдерживает термичные  ножницы, ветер 12 м/с, простенький пилотажик (спирали, горочки, косые петли…), но не ураганные грозовые порывы и высший пилотаж.
В перегрузку 6 уже попадают многие фигуры, но не все. Соответственно 6 – это не пилотажный аппарат, а скорее усиленный   ;). Пилотажные – это 10-12, т.к. 9 – это физический предел для обычного пилота. Да вообще перегрузка – это деление веса тела / на массу тела.  Что как оказывается не одно и тоже . Т.к. вес – величина переменчивая от скорости, а масса от аппетита  ;D
Короче для примера возьмем расчет «другого» планера  перегрузку– 6 и умножаем на взлетную массу 200 кг, за вычетом массы крыла (минимального в мечтах) – 25 кг. Итого (200-25)*6=1050 кг должно выдерживать крыло за узлы крепления.
Еще определяется отрицательная перегрузка, которая как правило в 1,5 – 2 раза меньше положительной. Точнее не берется меньше 2. Это тоже самое по физическому смыслу, но в противоположном направлении,
Для пущей важности можно привести разные случаи нагружения. А,В,С,D. И аналогичные со штрихом с отрицательной перегрузкой. Нет у меня под рукой картинки  :(;, потом повешу, если потребуется.
Но вот по площади крыла эта самая нагрузка раскладывается неравномерно. Причем как по размаху, с уменьшением от корня к концу консоли, так и по хорде, от скачка на передней четвертушке (где фактически умещается половина мак. значения), к 0 на задней кромке.
Картинки вышли кривые, но более менее с визуализацией распределения.
В идеале надо сделать крыло в натуре, продуть в трубе с определение реальной картины давления конкретной конструкции. Но так не делают, т.к. значительно проще и достаточно просто взять готовые продувки подобных крыльев, сделанные другими и не париться. Во первых при изгибе крыла и расчете лонжерона все равно определяющим фактором является размах крыла, а особо точное определение нагрузок на нервюры вообще никому не надо. Кто не верит, может подсчитать сам конечный результат сечения  :eek:
По размаху распределение имеющихся из расчета кг  зависит от формы крыла в плане (прямоугольник одно, трапеции с разными сужениями совсем другие) и крутки крыла. Если крыло без крутки, берут табличные данные (по которым строят графики распределения нагрузки по размаху) . Если есть крутка, то к этому графику прибавляется еще один, который собственно эту крутку учитывает.
Но если есть желание строить крыло с круткой, значит человек уже имеет достаточно знаний и понятий, что к чему.
 

Вложения

Lapshin

Делай, как дОлжно, и - будь, что будет
Откуда
Москва
Забыл только,что названные перегрузки являются ЭКСПЛУАТАЦИОННЫМИ,т.е.допустимыми в эксплуатации:при этих перегрузках не может быть превышен ПРЕДЕЛ ТЕКУЧЕСТИ,из-за чего при такой перегрузке могла бы нарушиться геометрия самолета.Разрушение конструкции может происходить при достижении РАСЧЕТНЫХ нагрузок,получающихся из эксплуатационных умножением на КОЭФФИЦИЕНТ БЕЗОПАСНОСТИ,обычно равный 1.5,а также на специальные коэффициенты (для соединительных узлов - 1.15;для композитов - не менее 1.26 и пр.).Стат.испытания проводят именно до этих нагрузок.
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Спасибо за акцент. Про разрушающие планировал ближе к расчету сечения.

У нас есть макс. нагрузка, есть понятие, как она распределяется. Теперь это надо систематизировать, занеся данные в таблицу. Но для начала надо таки понять, какое сужение имеет крыло, для выбора закона распределения по размаху. Сужение 3, ближе по свойствам к эллиптическому, но имеет срыв потока на критических углах на КОНЦЕ крыла. ИХМО от него начинающим стоит держаться подальше.
1- обычное прямоугольное крыло. Кроме него при удлинении от 5 до 10 имеются данные  распределение нагрузки по размаху и на сужении 2:
2z/l      0      0.1      0.2      0.3      0.4      0.5      0.6      0.7      0.8      0.9      0.95      1
h=1      1.1285      1.1261      1.1196      1.1096      1.0961      1.0765      1.0457      0.9954      0.9138      0.7595      -      0
h=2      1.2721      1.2624      1.2363      1.189      1.1299      1.059      0.9814      0.8988      0.8032      0.6513      0.5151      0
Не знаю как правильно, но мне для построения читаемых графиков в  Excel, лучше иметь как можно больше точек. По идее и более точные расчеты получаться должны при этом. Поэтому сначала по табличным данным строил сплайн, а затем разбивал на нужное число значений (50) и снимал данные на каждую точку со сплайна. Советую сделать так, т.к. все равно теперь сами считать массивы данных не будете, а забьете формулы в электронную таблицу.
Дальше проделаем один фокус: для расчета лонжерона на изгиб, нам не важно как по нервюре распределяется нагрузка, все равно все соберется на лонжероне. Поэтому «сплющиваем» хорду  и все распределяем по размаху. Типа как на первой картинке. Затем  надо определить среднюю удельную нагрузку на размах. Берем ВСЮ нашу нагрузку и делим на ВЕСЬ  размах  1050кг/10м=105 кг/м.
Теперь мы легко сможем определить нагрузку на любое расчетное сечение. Просто берем среднюю удельную нагрузку и умножаем на коэффициент распределения из таблицы.
А для того, что бы определить нагрузку на крыло, т.е. сколько песка или дроби надо наложить при испытании, необходимо вычислить нагрузку на отсеки крыла. Отсеки – участки между сечениями, и для расчета производим действие из примитивной математики. Определяем среднее значение нагрузки, складывая соседние сечения и деля на 2. А затем собственно эту величину и умножаем на известную длину отсека. И так в каждом отсеке. Если разбить размах на очень большое число отсеков, то погрешность минимальная, даже в крайних отсеках.
Имея значения нагрузки по отсекам, очень просто определить, какая её часть приходится на 1 нервюру. Имея эти данные вполне реально с известной достоверностью распределить нагрузку по хорде, зная закон распределения.
Правда затыка в том, что этот закон разный на разных режимах и можно ли объединить в одной картинке? По уму надо последовательно пересчитывать все возможные случаи.
 

Commodore

Старейший участник
Тов. ХВОСТ, а Вы не пробовали оформлять данные таблицей на форумском скрипте? У нас, конечно, не ВАК, но вряд ли приятно разбираться в поехавших столбцах и каше цифр. Столько Вашего труда, а на выходе - нечто неудобочитаемое.

Как управлять шрифтами в таблице, чтобы она вся красиво поместилась, рассказано в трёпе в ветке "форумские хитрости".

Александр.
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
С кривой таблицей не красиво, согласен. Но в теги въезжать пока не хочется. Не дизайнер я  :)
Но кажется есть другой выход. Можно вставлять файлы в архиве. Вот сейчас должна быть та самая таблица сразу в  Excelе да еще с тамошними графиками. Объем 5копеек  ;D
Останется только открыть и пользоваться благами цивилизации и чужого труда. ;D

Все фунциклюет!!! Кто не видит таблицы подсказка - вложенный файл сразу после оглавления конкретного поста.
 

Вложения

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Пока продолжим с изгибом. Имея на руках значения нагрузок на отсеки  [smiley=vrolijk_26.gif], которые можем обозвать приращением перерезывающей силы, можем определить саму перерезывающую силу в любом сечении крыла.
В той же таблице просто прибавляем, начиная с конца. Т.е. на первом сечении – 0+нагрузка на первый отсек. На следующем получившаяся сумма + нагрузка на очередной отсек. И так суммируя приращения от конца к корню крыла, определяем перерезывающую силу свободнонесущего крыла. Даже если крыло подкосное, вначале его надо определить как свободнонесущее и предварительно проверить расчеты.
Следующий этап и столбец таблицы, определение приращения изгибающего момента в тех же самых сечениях. Приращение изгибающего момента в сечении, кг*метр
DМ=Dli * ( Qi +Qi-1) / 2. Т.е. так же движемся к корню и по образу и подобию нагрузки на отсеки, определяем «моментики» в сечениях.
После чего останется только их аккуратно суммировать, так же как и перерезывающую силу (Изгибающий момент в сечении свободнонесущего крыла, кг * метр
Mi = DMi + Mi-1),  для определения максимального изгибающего  момента крыла.
Затем останется в сторонке или на черновике разделить мах Mi / Qi и получить известные , но не всем,  :) значения. Если совпало или очень близко, значит расчет верен и можно двигаться дальше и определять силы и сечения.  [smiley=thumbsup.gif] Иначе аккуратно все с начала, что бы найти ошибку.
 

Kerfi

Всем привет!
Откуда
Москва
Хвост, привет, забавную темку поднял!
Сам увлекался когда-то любительскими расчетами, пока не осознал, сколько гектар полей, усыпанных граблями, пробежать придется... да и не связался с готовым китом...

Что до методик, влюбился вот по молодости :) в одну из таковых, из тобой помянутого Кондратьева, глава "Азбука прочности". Для любительского "ликбеза", по-моему, достаточно доходчиво изложено. За исключением, пожалуй, на мой инжереный, но не авиационноспециализированный умишко, некоторых упрощений и опечаток. Хотя и упрощения эти, типа, например, предпосылки, что момент в лонжеронах держат только полки, а перерезывающую силу - только стенки - приведут лишь к некоторому перезапасу по прочности, что для любительской конструкции вредом большим считать нельзя ;), посему вполне, имхо, уместны.

Это - про упрощения, а про опечатки - WARNING! - там в формулах наблюдались, пропускать ВСЕ надо через собственные мозги!

А вот фраза твоя "Даже если крыло подкосное, вначале его надо определить как свободнонесущее" - глаз резануло :)  :) (хотя, может, это я в методику, тобой описанную, вник недостаточно) - совершенно разные системы, по тем же изгибающим моментам хотя бы - в книге наглядно показано, да с эпюрами... Особенно в корневой части лонжерона, где для подкосной схемы момент вообще может быть равен нулю, чего не бывает для крыла свободнонесущего...
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Привет, Kerfi.
Если грубо, то методики одинаковые  :D. Просто в местной более точные значения и танцуют с распределенной нагрузкой от размаха. И пока сейчас разбирался в том, что написал более 3 лет назад  :), оказалось, что все вполне сносно. Только с аннотацией пока задержка, наверно после отпуска пороха будет больше  :~~)
Подкосное крыло действительно определяется как свободнонесущее с добавкой реакции от подкоса. А уж результирующий момент в подкосном пролете будет отличным от свободнонесущего. Кстати таблица и графики рисует по точкам.
И еще. В приведенной в начале ветки таблице есть ошибки. Надеюсь рано или поздно довести крыло до логического  завершения и обновить её в красках.
Но если есть предложения с радостью обсудим
 

Вложения

Kerfi

Всем привет!
Откуда
Москва
Подкосное крыло действительно определяется как свободнонесущее с добавкой реакции от подкоса. А уж результирующий момент в подкосном пролете будет отличным от свободнонесущего.
А-а-а, понял - это в твоем расчетном механизме так заложено! Это, наверное, для крыла с креплением к фюзеляжу с той или иной степенью жесткости, усиленного подкосом. Я-то предполагал вернерасположенное подкосное крыло с простым шарнирным соединением в корне - момент в нем будет не просто "отличным от свободнонесущего", а равным точно нулю. Т.е., мне видится, что эти базовые условия - каким будет крыло - должны быть заданы в первую очередь, и методики расчета должны уже зависеть от этого. И если ты делаешь какую-то универсальную методику (я в товй .xls файл лишь заглянул, подробно вникать пока не было времени), и если еще получится  ;) - будет совсем здорово.

А вообще я тоже было пытался заложить методику Кондратьева в Excel, как у него расписано - задаешься сначала скоростью сваливания (в том или ином выборе типа закрылков), типом ЛА (схематический, УТ, спортивный и т.п.), отсюда - нагрузка на крыло, взлетная масса (и массы отдельных компонентов), скорости посадочная, взлетная, крейсер, длины разбега/пробега и проч. - т.е. все по номограммам базовых первоначальных оценок, что приведены в той главе. Да просто замучался подбирать математические модели под кривые на этих номограммах :STUPID. Т.е. в принципе все это можно сделать, только труда - немеряно, по крайней мере для моего багажа методов формализации зависимостей, заданных кривыми. Особенно не слишком вычурными функциями, и желательно с какой-либо "автоматизацией" их подбора. Попадалось что-то любительское в инете по этой теме, да все оказалось мурой, а ведь наверное есть у математиков такие реальные инструменты! Тогда бы, кроме прочего, можно было бы еще и легко заложить ЛЮБЫЕ интерполяции в этих графиках.

По базовым весовым и геометрическим параметрам, выбрав тип крепления крыла, лонжеронную схему (одно-, двух- и т.п.) и толщину профиля, уже совсем несложно расчитать лонжерон, подкосы и проч. Заложить материал и свойства обшивки - отсюда шаг нервюр и т.п. Далее можно завести листы массовых и прочностных расчетов отдельных элементов, например, для крыла - материалы (с указанием плотности) и размеры лонжеронов, нервюр, обшивки, узлов навески, бака и проч. - получаем суммарную массу, сравниваем с проектной и так далее.

Т.е. все, что предлагается выбрать - задается где-то на первом листе файла Excel или в верхних частях соответствующих листов, результаты - on-line  :cool: - высвечиваются, в том числе и сравнение с первоначальными заданиями и т.п.

Эх, жаль, пока руки не доходят, но когда-нибудь, думаю, сделаю-таки...  [smiley=fly2.gif]

А пока - счастливо отдохнуть!  [smiley=vrolijk_26.gif]
 

Lapshin

Делай, как дОлжно, и - будь, что будет
Откуда
Москва
Я бы особо сильно не парился с универсальными инструментами - лучше итераций все одно,выдумать сложно,а в Вашем случае не безукоризненного владения темой - и просто невозможно.Всегда есть возможность упустить нюансы,сводящие на нет все старания.
 

Kerfi

Всем привет!
Откуда
Москва
Владимир Павлович, я от такой "считалки" и не жду сразу и конечного решения, ни для себя, ни для тех, кому она может показаться полезной. Наоборот, легко меняя исходные данные, а в каких-то случаях - соотношения и формулы в листах, такая штука, как ожидается, именно и облегчит итерации. А что до "безукоризненности" - мы тут, конечно, не претендуем на профессиональную точность подходов, в частности, это относится к этой изложенной Кондратьевым и Яснопольским методике вообще (да и они сами так о ней и говорят).
 

Хboct

Старейший участник
Откуда
Москва
Универсальную расчетку  ;D так же было желание соорудить, но понял, что надо двигаться последовательно и постепенно. Но изначальные расчеты упираются в аэродинамику, которую еще можно для подобных фюзеляжей определить, но для схематичных или оригинальных разница может быть фатальной.
В любом случае систему относительных  расчетов со многими неизвестными сложно свести.
А у меня в подкосном расчете вроде как шарнирные заделки. И формула ничем от той же кондратьевской и прочих авторов не отличается. Просто она должна учитывать конкретную точку шарнира, которая может не быть на оси крыла.
 

Lapshin

Делай, как дОлжно, и - будь, что будет
Откуда
Москва
Владимир Павлович, я от такой "считалки" и не жду сразу и конечного решения, ни для себя, ни для тех, кому она может показаться полезной. Наоборот, легко меняя исходные данные, а в каких-то случаях - соотношения и формулы в листах, такая штука, как ожидается, именно и облегчит итерации. А что до "безукоризненности" - мы тут, конечно, не претендуем на профессиональную точность подходов, в частности, это относится к этой изложенной Кондратьевым и Яснопольским методике вообще (да и они сами так о ней и говорят).
Вот попробовал я ради забавы скачать программу расчета поляр профиля по его координатам.Тоже,казалось бы,можно поиграться параметрами:поджать хвостик,изменить кривизну средней линии и т.п.Протестировал на параметрах семейств профилей NACA - результат разачаровал:среди вроде бы,правильных характеристик попадаются совершенно абсурдные - и закономерность прослеживается плохо.
 

Kerfi

Всем привет!
Откуда
Москва
Про поляры по координатам, как и по аэродинамике вообще я, например, себе задач даже не ставил. К программ[к]ам таким у меня тоже недоверие (хотя и опыта их исследования тоже немного), возможно, наверное, из-за того, что сам просто не знаю тонких физико-математических механизмов и моделей связи геометрии профиля с "выходными" параметрами, особенно с учетом эффектов в корне и у законцовок... Возможно, такие модели существуют, но по моим скромным познаниям в этом вопросе мне представляется, что они должны быть во многом эмпирическими. И тогда если в программах такого толка просто заложена формализация эмпирики - непонятно, какие идеи могут быть заложены для того же варьирования частей профиля... :-/

От того, что я собирался было написать, пользу я предполагал в плане только прочностных и весовых расчетов, о чем собственно и была тема этой ветки  :),  а также немного композиционных - соотношения площадей плоскостей, длин/плечей и т.п., базовые центровочные прикидки и проч. подобное. У Кондратьева подход к этим вещам как раз весьма консервативный. Собственно все эти эмпирические номограммы и базовые соотношения, как он сам и пишет, взяты из проверенной годами практики, что он всячески и рекомендует любителям.  ;) Методика, конечно, не для оригинальных конструкций, тут, конечно, другие цели.
 

Kerfi

Всем привет!
Откуда
Москва
Типа, задались MTOW, эксплуатационной перегрузкой и прочим необходимым, потом - например, в расчете крыла где-то "посчитался" лонжерон, выбрали материал, толщину и шаг нервюр и обшивки - тут же оценился вес крыла - оп-па! вылез, к примеру, за первоначально расчетный. Уменьшили толщину обшивки - вес крыла, к примеру, вошел в норму, но извольте для такой ее толщины уменьшить шаг нервюр. Уменьшили, но нервюр стало больше - опять пополз вес крыла...  :p и т.п. А может уменьшить перегрузку? или таки увеличить MTOW? - ВСЕ на глазах быстренько пересчиталось... Итерируйте на здоровье и дальше, только гораздо ИМХО производительнее, чем на калькуляторе, и бумаги с карандашами меньше расход  ;D ;D :cool:

Вот какие-то такие идеи...
 

Lapshin

Делай, как дОлжно, и - будь, что будет
Откуда
Москва
Типа, задались MTOW, эксплуатационной перегрузкой и прочим необходимым, потом - например, в расчете крыла где-то "посчитался" лонжерон, выбрали материал, толщину и шаг нервюр и обшивки - тут же оценился вес крыла - оп-па! вылез, к примеру, за первоначально расчетный. Уменьшили толщину обшивки - вес крыла, к примеру, вошел в норму, но извольте для такой ее толщины уменьшить шаг нервюр. Уменьшили, но нервюр стало больше - опять пополз вес крыла...  :p и т.п. А может уменьшить перегрузку? или таки увеличить MTOW? - ВСЕ на глазах быстренько пересчиталось... Итерируйте на здоровье и дальше, только гораздо ИМХО производительнее, чем на калькуляторе, и бумаги с карандашами меньше расход  ;D ;D :cool:

Вот какие-то такие идеи...
Вот видите,и у Вас сколько параметров вылезло - и это малая часть.Оптимизировать по такому их количеству формально практически невозможно - поэтому и необходимо участие конструктора,способного принять неформальное решение.
Должен сказать,что статистика еще информативнее,чем результаты неточных расчетов.Поэтому,при наличии определенного опыта,варианты не перебираются,а оцениваются качественно,из чего принимается подходящий вариант,который рассматривается подробно.Это,собственно,и есть итерация
 
Вверх