Расчет конструкции крыла

Daos

От модели к планеру!
В форуме нашел такое :`(файл 1)
и комбинируя для получение центра давления по приближенной формуле от ето : (файл 2)
получил, что центр давления приближен к величине 0.28 (как указано в файл 1)
и разпределение погонной нагрузке по лонжеронам соотвествует на то как сказал cooley
приближено для переднего лонжерона 0.625 и заднего 0.375 от общей что и соответсвует на картинке от файл 1
Обратите внимание что положение ЦД меняется по хорде в зависмости от скорости (угла атаки). Вам надо посчитать в Мкр для наиболее "тяжелых" расчетных случаев B и C.
 

Миро-Бг

Новичок на форуме
Откуда
Болгария
Обратите внимание что положение ЦД меняется по хорде в зависмости от скорости (угла атаки). Вам надо посчитать в Мкр для наиболее "тяжелых" расчетных случаев B и C.
Здес я только как пример задал условия для случая А. Когда неопределенность в определении распределения нагрузки между лонжеронами исчезнет, все случаи будут рассчитани.
 

KAA

Ненавижу Солидворкс!
а на второй - уже трубы и они будут работать. теперь представьте себе визуально что задняя труба это 10 мм труба. а передняя - 100 мм.
1. У крыла с 2-мя трубчатыми лонжеронами, сечения их обычно отличаются незначительно или не отличаются.
2. Нужно добиваться, чтоб лонжероны гнулись одинаково в основных случаях нагружения, дабы не нагружать крепления нервюр к лонжеронам передачей крутящего момента.
 

Rafis

Я люблю этот Форум!
Откуда
globe
Может я, конечно, чего-то не понимаю, но как тогда строить эпюру крутящих моментов для крыла? Вот есть у меня распределённая нагрузка q для данного сечения, приложена в центре давления. На какое плечо её умножать? Ведь если следовать логике расчёта в МКЭ, для двух неравных труб ц.ж. будет значительно смещён в сторону трубы большего диаметра. И второй вариант - принять ц.ж. по середине. Получаются разные плечи, и, как следствие, совершенно разные эпюры крутящих моментов. Чем эти моменты воспринимаются - это вопрос пятый, для начала надо построить эпюры.
Буду признателен за ответ.
Евгений, прежде всего надо определится для чего нужна эпюра крутящих моментов.

Моменты можно посчитать относительно любой удобной точки (передней кромки, например), а потом пересчитать в моменты относительно любой другой точки используя правила переноса. Перестроение эпюры моментов для новой точки займет пару нажатий кнопок.

В МКЭ крыла, прикладывать сосредоточенный момент или каждый раз переносить точку приложения нагрузки? А может проще прикладывать как две-три точечных нагрузки, играя величиной которых можно смоделировать любое положение центра давления?

Конструкции крыльев рассчитывают на прочность сто лет уже. И потому существуют типовые подходы к расчету тех или иных конструктивно силовых схем. Используя эти подходы можно получить вполне совершенное (с весовой точки зрения, например) крыло обладающее необходимыми запасами прочности не прибегая к помощи МКЭ, достаточно вычислений столбиком на листочке (калькулятор и "эксель" заметно ускоряют вычисления). Надо только найти нужную книгу.:)

В данном случае, делать большую разницу в диаметрах труб не эффективно с точки зрения веса и технологии, по моему мнению.
 

Евген777

Junior Member
Откуда
Казань
Евгений, прежде всего надо определится для чего нужна эпюра крутящих моментов.

Моменты можно посчитать относительно любой удобной точки (передней кромки, например), а потом пересчитать в моменты относительно любой другой точки используя правила переноса. Перестроение эпюры моментов для новой точки займет пару нажатий кнопок.

В МКЭ крыла, прикладывать сосредоточенный момент или каждый раз переносить точку приложения нагрузки? А может проще прикладывать как две-три точечных нагрузки, играя величиной которых можно смоделировать любое положение центра давления?

Конструкции крыльев рассчитывают на прочность сто лет уже. И потому существуют типовые подходы к расчету тех или иных конструктивно силовых схем. Используя эти подходы можно получить вполне совершенное (с весовой точки зрения, например) крыло обладающее необходимыми запасами прочности не прибегая к помощи МКЭ, достаточно вычислений столбиком на листочке (калькулятор и "эксель" заметно ускоряют вычисления). Надо только найти нужную книгу.:)

В данном случае, делать большую разницу в диаметрах труб не эффективно с точки зрения веса и технологии, по моему мнению.
Спасибо за ответ. Простите уж за дотошность. Попробую объяснить, почему я так "прицепился".
К расчёту крыла есть единый подход. Внешние нагрузки->эпюры ВСФ->напряжения. И для того, чтобы расчётчику иметь моральное право делать отступления/допущения от единого подхода, нужно чётко взвешивать, можно ли такое допущение делать, в запас ли так считать и т.п. и вообще, на чём основано это упрощающее допущение. Так вот. Хоть опыт у меня и небольшой, но я встречал достаточно людей, которые , в тех или иных вопросах, опускают звено с предварительными требованиями для упрощающих допущений. Т.е. человек просто где-то кому-то поверил, пусть даже и учебнику, а вот найти усилие объяснить себе логику, как это упрощающее допущение возникло, не могут, да и зачем себе усложнять этим жизнь. Конечно, маловероятно, что он где-то допустит ошибку из-за этого. Но сам подход, мне кажется неверный. Написанное не относится к Вам. Да и вобоще, конечно, тут форум практиков, а не теоретиков, и летающий самолёт, рассчитанный по определённой методике, гораздо больше внушает доверие, чем какая-то там логическая цепочка, не имеющая разрывов.
 

Михаил-Нск

Мне сверху виднее!
Откуда
Новосибирск
Ну мой вопрос по теме куда находится центр жесткости преследуют ета цел - определение кручения крыла.
Не там копаете. Зачем считать не работающий на кручение контур? Делайте конструкцию такую, в которой есть элементы обеспечивающие жесткость на кручение.
Quicksilver.jpg
 

Fa-Fa

trianon137@gmail.com
Если крыло состоит из двух балок- лонжеронов опертых на подкосах, тогда приложите силу на 25% хорды- нагрузка между лонжеронами по правилу рычага. Плюс добавьте момент от кривизны и элерона, который воспримут лонжероны парой сил. Нагрузки из расчетных случаев.
 

Daos

От модели к планеру!
Спасибо за ответ. Простите уж за дотошность. Попробую объяснить, почему я так "прицепился".
К расчёту крыла есть единый подход. Внешние нагрузки->эпюры ВСФ->напряжения. И для того, чтобы расчётчику иметь моральное право делать отступления/допущения от единого подхода, нужно чётко взвешивать, можно ли такое допущение делать, в запас ли так считать и т.п. и вообще, на чём основано это упрощающее допущение. Так вот. Хоть опыт у меня и небольшой, но я встречал достаточно людей, которые , в тех или иных вопросах, опускают звено с предварительными требованиями для упрощающих допущений. Т.е. человек просто где-то кому-то поверил, пусть даже и учебнику, а вот найти усилие объяснить себе логику, как это упрощающее допущение возникло, не могут, да и зачем себе усложнять этим жизнь. Конечно, маловероятно, что он где-то допустит ошибку из-за этого. Но сам подход, мне кажется неверный. Написанное не относится к Вам. Да и вобоще, конечно, тут форум практиков, а не теоретиков, и летающий самолёт, рассчитанный по определённой методике, гораздо больше внушает доверие, чем какая-то там логическая цепочка, не имеющая разрывов.
Единый подход несколько другой и намного более обширный
1. Проектировочный расчет конструкции. На основании расчетных данных самолета, его аэродинамических хараектиристик и компановки выполняете аэродинимеский расет для типовых расчетных случаев. Получаете реакции в узлах и распределения моментов. Все с некоторыми допущениями. После этого определяете материалы и конструктивны размеры силовых элементов. При необходимости делаете несколько приближений, "играя размерами" и материалами
2. Поверочный расчет. Полученную в п.1 конструкцию считаете на нахождения дейстующих напряжений с учетом деформации, местной потери устойчивости и сложного нагружения . Полученые напряжения сравниваете с допустимыми. Получаете коэф. запаса прочности. Если запасы получись слишком большие и ли наборот вносите измение в конструкци и повторятете п.2
3. Далее, желательно особо важные узлы просчитать на ресурс.

Это самый простой типовой и безопасный подход для самодельного самолетостроения.
 
Последнее редактирование:
Вверх