После приложения эксплуатационной нагрузки ничего не должно ни сломаться,ни деформироваться - поэтому испытанный таким образом агрегат можно ставить на летный образец.
Если же не выдержит - все равно дорога ему на помойку.
Методики расчета прочности.
Если же не выдержит - все равно дорога ему на помойку.
Если на пальцах, то ежели ЛА держит к примеру +6 эксплуатационную, то крылу при нагружении песка вплоть до 6 кратного превышения ничего быть не должно. И если оно прогнулось, то после снятия груза ДОЛЖНО вернуться в исходное состояние.
А если догрузить с учетом добавочного коэффициента безопасности, к примеру 1,5, т.е. еще в 1,5 раза больше +6, то крыло должно простоять 3сек и или накрыться или согнуться в бараний рог без возможности восстановления в изначальную форму. Тогда точно +6 и 1,5 безопасность. Если и это не помогло крылу сломаться, то ЛА перетяжелен
А если догрузить с учетом добавочного коэффициента безопасности, к примеру 1,5, т.е. еще в 1,5 раза больше +6, то крыло должно простоять 3сек и или накрыться или согнуться в бараний рог без возможности восстановления в изначальную форму. Тогда точно +6 и 1,5 безопасность. Если и это не помогло крылу сломаться, то ЛА перетяжелен
Konstantin
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Lat: S27º 29' Lon: W55º 08'
Понял! мне так и надо, на пальцах!! ;D
У пипера мне кажеца +4 -2 примерно +4 = +\- 1200кг или 1800 с коэффициентом 1.5
Как мерить эти 3 секунды? я вить не могу за 3 секунды нагрузить и сгрузить 600кг!!!
Если крыло выдержало +4Г то и выдержит -4Г, ведь фсёравно куда иму гнутся! тут надо подкосы проверять, так?
У пипера мне кажеца +4 -2 примерно +4 = +\- 1200кг или 1800 с коэффициентом 1.5
Как мерить эти 3 секунды? я вить не могу за 3 секунды нагрузить и сгрузить 600кг!!!
Если крыло выдержало +4Г то и выдержит -4Г, ведь фсёравно куда иму гнутся! тут надо подкосы проверять, так?
Konstantin
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Lat: S27º 29' Lon: W55º 08'
При испытании 1800кг деляца на 2? так как крыла то 2! 1800/2=900кг тоесть, крило нагружаем толко 900кг?
Что то много получается
Грузить консоль надо n*(m[sub]0[/sub]-m[sub]кр[/sub])/2
n- максимальная эксплуатационная перегрузка +4; -2
m[sub]0[/sub]- максимальная взлетная масса
m[sub]кр[/sub]- масса крыла (две консоли)
Если после снятия нагрузки небудет остаточных деформаций то все нормально, можно лететь.
Можно еще по ходу нагружения и разгрузки замерять прогибы. По прямому и обратному ходу графики должны получиться одинаковыми, покрайней мере в конечных точках да и закон линейный
Грузить консоль надо n*(m[sub]0[/sub]-m[sub]кр[/sub])/2
n- максимальная эксплуатационная перегрузка +4; -2
m[sub]0[/sub]- максимальная взлетная масса
m[sub]кр[/sub]- масса крыла (две консоли)
Если после снятия нагрузки небудет остаточных деформаций то все нормально, можно лететь.
Можно еще по ходу нагружения и разгрузки замерять прогибы. По прямому и обратному ходу графики должны получиться одинаковыми, покрайней мере в конечных точках
да и закон линейный
Konstantin
Я люблю строить самолеты!
- Откуда
- Lat: S27º 29' Lon: W55º 08'
240 самолёт, мотор и без крыл, + 80кг Горючего, + 160кг оба пилота = 480 Итак 480*4=1920кг, 1920кг / 2=960кг на крыло.
А если топливные баки будут в крыльях? тут расчёты как будут?
А если топливные баки будут в крыльях? тут расчёты как будут?
Включаешь в вес крыла.
Все это достаточно грубо. Лучше все же просчитать распределение аэродинамической и массовой нагрузки по размаху.
Несколько вопросов к профессионалам по расчёту на отрыв маленькой такой штучки – проушины (в частности: подкосного узла, на которой жизни висят). Принцип понятен: сложная форма изгиба с растяжением, расчёт по предельному состоянию с достижением пластики по всему поперечному сечению, выравнивание напряжений за счёт пластики с некоторой неравномерностью, т.к. материал не идеально пластичен. Но вот в цифрах различные священные книги несколько расходятся:
1)по назначению дополнительного (узлового) коэффициента запаса прочности: JAR-VLA 625 и АП-23.625 предписывают не менее 1.15, Нормы прочности спортивных планеров 1968г. и Гиммельфарб (Основы конструирования в самолётостроении, 1971, стр. 220) – 1.25, Астахов вовсе до 1.5 и выше.
2)по коэффициенту неравномерности напряжений в опасном сечении проушины: Гиммельфарб (стр. 221) рекомендует его: 1.1 для статического нагружения и 2.5 для циклического (для многоцелевых и пилотажных самолётов оно, вероятно, таковым и будет), Кан-Свердлов (Расчёт самолёта на прочность, 1958г., стр. 272), а также Приказчик (Основы конструирования деталей ЛА), а также РДК СЛА (т. 2) дают зависимость его от размеров проушины, реально он выходит ок. 1.25 (точнее: его обратная величина, т.к. там на него делят).
Вопрос №1: какие цифры могут быть рекомендованы для проектировочного расчёта?
Вопрос №2: изменится ли что-то, если в проушину будет запрессовано кольцо ШСа? Лично я думаю, что нет, т.к. в предельном состоянии при пластике натяг исчезнет, но со мной не все согласны.
Вопрос №3: корневые узлы подкосного крыла делаются с большим запасом по отношению к полётным нагрузкам. Это перестраховка на случай грубой эксплуатации или для них существуют специфические расчётные случаи типа: посадка с продольной перегрузкой, как в Нормах прочности планеров?
Вопрос №4 (не в тему): реально ли обычному человеку достать в любом виде РДК 43-го года, на который ссылаются АП-23.629?
1)по назначению дополнительного (узлового) коэффициента запаса прочности: JAR-VLA 625 и АП-23.625 предписывают не менее 1.15, Нормы прочности спортивных планеров 1968г. и Гиммельфарб (Основы конструирования в самолётостроении, 1971, стр. 220) – 1.25, Астахов вовсе до 1.5 и выше.
2)по коэффициенту неравномерности напряжений в опасном сечении проушины: Гиммельфарб (стр. 221) рекомендует его: 1.1 для статического нагружения и 2.5 для циклического (для многоцелевых и пилотажных самолётов оно, вероятно, таковым и будет), Кан-Свердлов (Расчёт самолёта на прочность, 1958г., стр. 272), а также Приказчик (Основы конструирования деталей ЛА), а также РДК СЛА (т. 2) дают зависимость его от размеров проушины, реально он выходит ок. 1.25 (точнее: его обратная величина, т.к. там на него делят).
Вопрос №1: какие цифры могут быть рекомендованы для проектировочного расчёта?
Вопрос №2: изменится ли что-то, если в проушину будет запрессовано кольцо ШСа? Лично я думаю, что нет, т.к. в предельном состоянии при пластике натяг исчезнет, но со мной не все согласны.
Вопрос №3: корневые узлы подкосного крыла делаются с большим запасом по отношению к полётным нагрузкам. Это перестраховка на случай грубой эксплуатации или для них существуют специфические расчётные случаи типа: посадка с продольной перегрузкой, как в Нормах прочности планеров?
Вопрос №4 (не в тему): реально ли обычному человеку достать в любом виде РДК 43-го года, на который ссылаются АП-23.629?
Пожалуста забудьте про пластику
, что-то мне подсказывает что в Ваших стыковочных узлах не будет такого материала возможно я ошибаюсь.Вопрос №1: Определитесь какие нормы вы берете за базу, например JAR. Считаете крыло на максимальные экспл. нагрузки. Определяете реакции в узлах, т.е. получаете силу действующую на проушину. Рисуете проушину как она крепится и к ней прикладываете силу=полученную реакцию*1.5*1.15 Ну а дальше считаете проушину на эту силу по методике в Астахове, с учетом геометрии получаете коэф. концентрации напряжений и т.д.
Вопрос №2: Изменится, достаточно посчитать только на разрыв, причем вроде даже коэф. концентрации не нужен. Обычно размер перемычки определяется материалом куда заделывается ШС
Вопрос №3: я незнаю по чему вы судите, соображений может быть множество: эксплуатационные, технологические, усталость и т.д.
Вопрос №4: вполне, у taildraggera где-то скачать можно было (20М)
Может ВП поправит меня :STUPID ;D
Спасибо!
О благотворном влиянии ШСа на прочность проушины мне то же самое писал В.Пятница, но, признаюсь, я не понимаю, в чём причина этого. Ведь при расчёте по предельному состоянию мы определяем разрушающую нагрузку, а разрушению предшествуют пластические деформации. У меня был случай на дельталёте (давно), когда проушина вантовой расчалки шасси из ВТ1-0 при грубой посадке вытянулась почти на радиус болта, но не разрушилась (тогда титан в узлах применяли по незнанию). Неужели запрессованная втулка здесь бы на что-либо повлияла? Можно поподробнее об этом?
О благотворном влиянии ШСа на прочность проушины мне то же самое писал В.Пятница, но, признаюсь, я не понимаю, в чём причина этого. Ведь при расчёте по предельному состоянию мы определяем разрушающую нагрузку, а разрушению предшествуют пластические деформации. У меня был случай на дельталёте (давно), когда проушина вантовой расчалки шасси из ВТ1-0 при грубой посадке вытянулась почти на радиус болта, но не разрушилась (тогда титан в узлах применяли по незнанию). Неужели запрессованная втулка здесь бы на что-либо повлияла? Можно поподробнее об этом?
про благотворное влияние не скажу. Ну подумайте немного
Если ШС держит, пусть 1.5 тонны, то вполне очевидно что размеры наружного кольца таковы, что проушина уж точно не сомнется.
Ширина перемычки проушины, как правило, оказывается меньше толщины :exclamation Если бы в ту проушину была запрессованна втулка, то вполне возможно что проушина бы разрушилась т.к. перемычка стала бы меньше.
В полете ограничение - максимальной эксплутационная перегрузка, которую пилоту превышать [highlight]запрещено[/highlight] и если ее превысить то конструкция потечет, а потом разрушится, если превысит расчетную.
Если ШС держит, пусть 1.5 тонны, то вполне очевидно что размеры наружного кольца таковы, что проушина уж точно не сомнется.
Ширина перемычки проушины, как правило, оказывается меньше толщины :exclamation
А вы можете оценить величену перегрузки в тот момент и сказать что она была меньше максимальной эксплутационной?
Если бы в ту проушину была запрессованна втулка, то вполне возможно что проушина бы разрушилась т.к. перемычка стала бы меньше.В полете ограничение - максимальной эксплутационная перегрузка, которую пилоту превышать [highlight]запрещено[/highlight] и если ее превысить то конструкция потечет, а потом разрушится, если превысит расчетную.
Ещё раз спасибо! Ширина перемычки проушины при наличии ШСа действительно соизмерима с её толщиной, возможно в этом всё и дело (т.е. в геометрии проушины, а в не наличии посадки с натягом). Но тогда выходит, что формула Кана-Свердлова, определяющая неравномерность распределения напряжений в перемычке величиной ок. 1.2, даёт неверные результаты. Всвязи с этим решил я внести испытания проушины в свой план НИОКРа, порвём её, тогда увидим, как оно на самом деле, а не в книжках.
- Откуда
- Долгопрудный
Поможите пожалуйста разобраться в расчете переднего стыковочного узла (Арго). Конкретно интересует пункт (в). Не совсем понятна формула
Вложения
E
erissky
Обычно формула F=D*B,где D-диаметр стык.болта В-ширина(толщина) стык.узла
Том 1 (РДК 43-го года) выслал на электронку! :~)
Более не имею!
Если кто могёт подкинуть следующий (-щие) тома - будут многие, и я сам, благодарны!
: : : : : :
Не факт, но такая вероятность есть. Всё зависит от характера полученной деформации, втулка уменьшает напряжения по смятию.
