Помогите в расчете прочности!!

[cooley]

кстати о расчалках и о том почему  я думаю что это гемор.
Во первых надо понимать что натяжение расчалок уже сразу увеличивает нагрузку на элементы конструкции. Подкованные люди в суровое военное время их настраивали по звуку. То есть расчалки должны были звенеть определенной нотой. Поскольку если не дотянуть то будет нежестко - все будет гулять. А перетянешь - сломаешь самолет.
Поэтому хоть и биплан манит своей какбы простотой на самом деле там куча деталей стремных - и самое главное надо четко понимать где что чем берется в бипланной коробоке конкретного типа.

 

[iae]

кстати вы в другой ветке запосли общий вид сопвич

Вы меня с кем-то спутали.
Согласен, биплан - машина сложная именно из-за расчалок.

 

[iae]

Действительно, посмотрел книгу по АН-2, внутрикрыльевые расчалки, воспринимают и крутящий момент.

 

[rtyuiop.4000]

АААА. Понимаю... что то. Рассчитать вы меня в конце концов научите(и медведи учится кататься), НО.
Я тут подумал, и вы пишите:  деревянный биплан с силовыми стальными рассчалками -это же ведь морока в эксплуатации. Будут провисать, их надо натягивать и тд и тп....


А может свободнонесущий биплан со стойками ради самого вида? Ну и участок верхнего крыла между фюзюляжем и стойкой, на 10-15% усилить?

 

[in the sky]

А как вы хотели....любишь кататься, люби и катайся....

 

[cooley]

2 iae

это я топикстартеру написал - там в другой ветке его есть чертежи сопвича. Также если вы еще посмотрите в Ан-2 - увидите что там стоит профиль который вам так не нравится, да еще и 14%.

нет - не надо делать свободнонесущий. это идиотизм конченый. Если вы хотите биплан - делайте следующее
1. Стойку ближе к концу крыла
2. 2 лонжерона
3. Полную бипланную коробку
4. Расчалки внутри крыла или спложные косые нервюры если сможете.
Имейте в виду что люди ставят трубы между ложнеронами поскольку как только вы натянете расчалки внутри крыла - они вам нервюры сломают. Чтобы этого не было - ставят распорки. Ну или очень крепкие нервюры.

 

[rtyuiop.4000]

Ни в коей мере не оспаривая написанное вами(и полностью соглашаясь), хочу привести несколько примеров свободнонесущих  , безрасчалочных "рам"

Свободнонесущий триплан Фоккер ДР1
Он имел схему триплана, максимально облегченной конструкции. Новшеством были свободнонесущие крылья, не подкрепленные снаружи ни стойками, ни расчалками. Однако такие «чистые», ничем не «подпираемые» крылья создавали психологические проблемы у летчиков. Они отказывались летать на новом самолете, не помогали даже демонстрационные полеты самого Антони Фоккера, который, кстати говоря, был отличным летчиком и сам испытывал все свои самолеты. Пришлось пойти на хитрость и установить тонкие стойки между крыльями. Никаких нагрузок эти стойки не воспринимали и были чистой бутафорией. Однако это помогло, и самолет стал очень популярен среди немецких летчиков-истребителей.


Но

Как правило, в полете разрушалось верхнее крыло. Производство машин было временно прекращено. В конце ноября 1917 г. оно возобновилось, при этом конструкция самолета была усилена. Только после войны специалистами НАСА была установлена причина катастроф трипланов Фоккера. Оказалось, что на высокой скорости полета верхнее крыло биплана (или триплана) испытывает нагрузку в 2,55 раза (?!)большую, чем нижнее крыло.

Почему именно 2.55???

 

[rtyuiop.4000]

Цеппелин Линдау D I

 

[cooley]

не ну такие есть самолеты конечно, даже современные есть. Но они не оптимальны с точки зрения веса-лтх. Одним словом если их сделать нормальными расчалочными то выигрыш в весе покроет потерю лтх из за сопротивления.

По поводу того что верхнее крыло несет больше нижнего. Если есть вынос верхнего крыла то оно скашивает поток и нижнее крыло получает поток уже со скосом. Из за этого нижнее крыло устанавливают с деградацией - на 2-3 градуса относительно верхнего чтобы компенсировать скос. Тогда оба крыла несут одинаково. Но пока все это узнали - прошло много времени, во время первой мировой этого я думаю еще никто не знал.
Вообще многие самолеты тогда делались без четкого понимания как все работает. Например Илья Муромец вообще был статически неустойчивый но компенсировал это динамически за счет огромного плеча ГО. ПОэтму получилось все ок - но я говорю это не специально было сделано - просто тогда даже Сикорский еще не особо разбирался в устойчивости и тд. Обратный пример И 16 - у него вообще нейтральная устойчивость - тоже сделано не спициально. ЭТо я к тому говорю что копируя старые самолеты надо понимать что там много косяков.
По моему, сложившемуся за 25 лет увлечения авиацией мнению, полное понимание стоительной механики, аэродинамики и динамики полета где то пришло к началу - середине 30 годов.

 

[TSP3]

По моему, сложившемуся за 25 лет увлечения авиацией мнению, полное понимание стоительной механики, аэродинамики и динамики полета где то пришло к началу - середине 30 годов.

+5

 

[iae]

Обратный пример И 16 - у него вообще нейтральная устойчивость - тоже сделано не спициально. 

Вроде, как специально. В те годы считали, что чем менее устойчив самолёт, тем он маневреннее.

 

[Инженер-109]

у Поликарпова была теория в голове, что нейтральный по устойчивости самолет легче управляется в бою. Таков был И-16, да и Чайки всякие тоже. Короткие, с малым плечом управления........ Но оказалось, что управляется легче, а прицеливается намного труднее - ибо вертлявы. "но ты же коммунист..." (тм) и эти самолеты продолжали строить, пока на И-180 в 1938-м не отказались от этого...... но и дальше продолжали строить... ибо заводы "привыкли"

 

[aleksZ]

Уважаемое сообщество помогите рассчитать несущую раму аппарата по квадрокоптерной схеме.
Длина главных балок - 2040мм,
длина второстепенных балок - 1750мм (балки соединяют винто-моторные группы в пары),
статическая тяга каждой винто-моторной группы - 100кг.
С уважением.

 

[erisky]

Уважаемое сообщество помогите рассчитать

Чертёжик бо ещё!

 

[aleksZ]

Чертёжик бо ещё! [/quote]

С удовольствием, но попытки были не удачны.
Общение на форумах для меня в новинку.

 

[erisky]

Ну, тогда на "мыло" erissky(собаЧКА)ya.ru Естественно с описанием что-куда.

 

[Vane4ka]

Как посчитать изгиб 2 труб, на которые действует одна и та же сосредоточенная сила (поперечная)?
Посчитать для одной трубы, а потом результат разделить на 2?

 

[vfhn]

Позвольте испросить помощи .  Дано: Нагрузка на подкосное(1/2 консоли) ГО 180 кг. Размах 2400 мм. Лонжероны две тонкостенные круглые трубы 20мм х 18мм из стали ст20(предел текучести взят 20 кг/мм^2. Ход примитивного расчета: Находим погонную нагрузку 180кг/2400м= 0.075кг/мм. Находим изгибающий момент на 1/2 размаха консоли( подкос): 0.075кг/мм*600мм^2/2=13500 кГмм. Ищем потребный момент сопротивления 13500кГмм :20кг/мм^2 =650мм^3. Момент сопротивления одной трубы: w=0.8(20мм+18мм)^2*1мм/4= 289мм^3. Двух 578мм^3. А надо 650мм^3... Правильн о?

 

[Чечако]

Правильно? 

Если однолонжеронка (лонжерон состоит из верхней и нижней трубы соединенных стенкой)- то неверен расчет момента сопротивления. Момент сопротивления пропорционален квадрату расстояния между полками (трубами) лонжерона.
Если 2-х лонжеронка (трубы по передней и задней кромке)- то нагрузка на передний, будет настолько больше, насколько она находится ближе к центру давления (или положению проекции равнодействующей аэродинамической силы на хорде), чем задняя. Учтите, что ЦД при отклонении РВ будет смещаться назад, соответственно надо делать не один расчет.
Распределение для 2-х лонжеронного крыла и много чего другого: см. ветку " Школа конструкторов СЛА"  http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1322472298  и ветку "Школа конструкторов СЛА класс эскизы"  http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1352298868
Есть еще большое сомнение в правильности расчета нагрузки: можете воспользоваться программой: ветка "Аэродинамический расчет самолета в экселе"   http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1337179156, и где-то на форуме есть еще ветка с расчетами в экселе название типа: " JAR_VLA" (это аббревиатура американских норм)

 

[Lapshin]

Позвольте испросить помощи .  Дано: Нагрузка на подкосное(1/2 консоли) ГО 180 кг. Размах 2400 мм. Лонжероны две тонкостенные круглые трубы 20мм х 18мм из стали ст20(предел текучести взят 20 кг/мм^2. Ход примитивного расчета: Находим погонную нагрузку 180кг/2400м= 0.075кг/мм. Находим изгибающий момент на 1/2 размаха консоли( подкос): 0.075кг/мм*600мм^2/2=13500 кГмм. Ищем потребный момент сопротивления 13500кГмм :20кг/мм^2 =650мм^3. Момент сопротивления одной трубы: w=0.8(20мм+18мм)^2*1мм/4= 289мм^3. Двух 578мм^3. А надо 650мм^3... Правильн о? 

При подкосном ГО максимальный изгибающий момент придется в районе присоединения подкоса. Из начальных условий неясно расположение подкоса ГО, но предположим, что эта точка находится в 600 мм от конца пера: тогда изгибающий момент в этом месте получится равным 0.075 кг/мм * 600 мм * 300 мм = 13500 кГмм ( как и у Вас). Но, учитывая, что нагрузка будет приложена при отклоненном РВ, можно, в первом приближении принять, что ЦД при этом совпадает с задней трубой и вся нагрузка приложена к ней. Момент сопротивления Вашей трубы 20 х1 равен 270 мм^3, т.е. напряжение в данном сечении составит 13500 / 270 = 50 кГ/ мм^2, что в 2.5 раза больше принятого Вами, допустимого напряжения.
Правда, не понятно - является ли озвученная нагрузка эксплуатационной ( тогда вышесказанное справедливо), либо расчетной - тогда нехватка окажется в полтора раза меньше; по своему опыту могу сказать, что похожая нагрузка на ГО (230 кГ) получалась на МАИ-223 с весом до 600 кГ и непревышаемой скоростью в 250 км/ч.