Расчет прочности крыла

[Canakau]

С прошедшими праздниками, господа Авиаторы!
Есть у меня вопрос, который может показаться смешным и я рискую быть отправленным на в гугл. Так что, прежде чем такое намерение выльется у Вас в сообщение в теме, хочу отметить, что большая часть того что есть по доступным ссылкам, была уже перелопачена.
Итак, диспозиция: Есть (в проекте), летательный аппарат. Максимальная взлетная масса 800 кг. Не пилотажный, для полета в спокойную погоду, так что перегрузку считаю максимум 3. Закладываю коэффициент надежности 1.5.  Максимальная скорость 200 км/ч.

Расчёты: 800 х 3 х 1.5 = 3600 кг максимальная нагрузка на крыло. общий размах крыльев - 10 метров, хорда 1200 мм ширина фюзеляжа (между узлами креплений консолей) 1000 мм, высота профиля - 180 мм. На одну консоль длиной 4500 мм приходится половина общей нагрузки.
Итого имеем: 4500 / 180 * 1800 = 45000 кг/мм2 действующие на сжатие в верхней полке и столько же на растяжение в нижней. Прочность дюраля (Д16Т) в расчетах принимают за 30 кг/мм2, соответственно, сечение каждой полки = 4500 / 30 = 1500 мм2 !!!!! это, если грубо, брусок дюраля 4см х 4см. Я не видел таких лонжеронов даже на гораздо бОльших самолетах. И летающих с гораздо бОльшими перегрузками. В чём подвох? Я понимаю, что дальше сечение можно и нужно уменьшать, но как быть с этим гигантским сечением? Откройте тайну! 🙂

 

[erisky]

Крыло подкосное? Откуда 1800? И с коэффициентом 1,5 (а лучше 2) принимают 42 кг/мм2.

 

[Чечако]

[highlight]4500 [/highlight]/ 180 * 1800 = 

Подвох здесь!  Подъемная сила приложена не к концу консоли, а к середине. Тогда вместо 4500 д.быть 2250мм

Итого, квадратная полка 27х27 мм

 

[Dim-Ka]

Плохо видимо искали.
Прямо на первой странице всё "разжевано" с картинками.
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1251471752

 

[erisky]

Если крыло свободнонесущее, то погонная нагрузка будет 3600/10000=0,36 кг/мм. изгибающий момент соответственно 3 645 000 кг*мм. с коэффициентом 1,25 (лобовое сопротивление, кручение, сжатие и пр.)  будет 4 556 250 кг*мм. С учётом высоты будет примерно 24050 кг силы сжатия. Или 572 мм2 сечение полки.
Но ещё лонжерон нужно будет проверить на устойчивость сжатой полки.

 

[Canakau]

Да, крыло - свободнонесущее. Про плечо силы - согласен, ошибка. Сейчас гляну картинки по ссылке

 

[Canakau]

Плохо видимо искали.
Прямо на первой странице всё "разжевано" с картинками.
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabb/YaBB.pl?num=1251471752

Да, эти картинки я видел

 

[Canakau]

[highlight]4500 [/highlight]/ 180 * 1800 = 

Подвох здесь!  Подъемная сила приложена не к концу консоли, а к середине. Тогда вместо 4500 д.быть 2250мм

Итого, квадратная полка 27х27 мм

всё-равно многовато получается..

 

[Canakau]

Крыло подкосное? Откуда 1800? И с коэффициентом 1,5 (а лучше 2) принимают 42 кг/мм2.

1800 - это половина от 3600 (максимальная нагрузка на крыло, а расчет ведётся для полукрыла)

 

[Чечако]

для полета в спокойную погоду, так что перегрузку считаю максимум [highlight]3. [/highlight]Закладываю коэффициент надежности [highlight]1.5[/highlight]... Прочность дюраля (Д16Т) в расчетах принимают за [highlight]30 [/highlight]кг/мм2...

Если перегрузка 3... Кз-1,5... то для Д16Т 40-42 кг/мм2, а никак не 30 кг/см2
Вот еще по 5 мм от ширины и высоты полки, отнимется
Еще и момент сопротивления (или инерции) сечения лонжерона посчитайте... и будет Вам счастье. 😉

 

[vbufhm]

А почему при такой малой эксплуатационной перегрузке вы берете предел прочности? Чтоб после троечки крыло с деформаций осталось? И с каждой троечкой все больше и больше.  Троечку оч легко получить при вираже и небольшого пинка турбуленцией.  Брать предел прочности следует при совсем больших эксплуатационных перегрузках

 

[Petr 663]

И центроплан тоже несёт. И массу консолей можно выбросить из взлетного веса. И распределение нагрузки по размаху не одинаковое. 🙂 И конечно строить четырехместный самолет с такими характеристиками и знаниями не стоит.

 

[meglin1]

Для начала - все таки почитать нормирование перегрузок в нормах прочности.

 

[прапорщик]

Самый простой подсчет:2250 делим на межосевое растояние верх и нижн полки лонжерона умножаем на нагрузку половины крыла и делим на 42.получаем сечение полки.Незабудьте к этому размеру прибавить диаметр максимального отверстия.Это для зарядки мозгов.А лучше обратитесь к специалистам.

 

[Canakau]

для полета в спокойную погоду, так что перегрузку считаю максимум [highlight]3. [/highlight]Закладываю коэффициент надежности [highlight]1.5[/highlight]... Прочность дюраля (Д16Т) в расчетах принимают за [highlight]30 [/highlight]кг/мм2...

Если перегрузка 3... Кз-1,5... то для Д16Т 40-42 кг/мм2, а никак не 30 кг/см2
Вот еще по 5 мм от ширины и высоты полки, отнимется
Еще и момент сопротивления (или инерции) сечения лонжерона посчитайте... и будет Вам счастье. 😉

Ок. Спасибо!

А почему при такой малой эксплуатационной перегрузке вы берете предел прочности? Чтоб после троечки крыло с деформаций осталось? И с каждой троечкой все больше и больше.  Троечку оч легко получить при вираже и небольшого пинка турбуленцией.  Брать предел прочности следует при совсем больших эксплуатационных перегрузках

так вроде же ж не предел 30-то?

И центроплан тоже несёт. И массу консолей можно выбросить из взлетного веса. И распределение нагрузки по размаху не одинаковое. 🙂 И конечно строить четырехместный самолет с такими характеристиками и знаниями не стоит.

Везде пишут учитывать вес консолей. Фюзеляж вряд ли что-нибудь понесет.
И разве я где-то что-то  говорил про четырёхместный самолёт? 🙂

Для начала - все таки почитать нормирование перегрузок в нормах прочности.

Моё почтение. А по-подробнее? если не сложно. Ну или ссылку?

Самый простой подсчет:2250 делим на межосевое растояние верх и нижн полки лонжерона умножаем на нагрузку половины крыла и делим на 42.получаем сечение полки.Незабудьте к этому размеру прибавить диаметр максимального отверстия.Это для зарядки мозгов.А лучше обратитесь к специалистам.

Благодарю за методику, можно использовать как прикидочный расчёт, как я понимаю.
Нет тут специалистов. Африка кругом. домой вот вырвался ненадолго. А здесь разве нет специалистов? Вроде, как форум весьма специфический и самолётостроителей тут хватает. Мм?

 

[vbufhm]

Канакау есть предел прочности в 42 кг/мм2 при котором разрушается дюралт.  А есть предел его текучести 28-30кг/мм2 при достижении которого наступаюв  необратимые деформации

 

[Renat]

Курите РДК СЛА. Там все разжевано.

 

[Lapshin]

Есть у меня вопрос, который может показаться смешным и я рискую быть отправленным на в гугл. Так что, прежде чем такое намерение выльется у Вас в сообщение в теме, хочу отметить, что большая часть того что есть по доступным ссылкам, была уже перелопачена.
Итак, диспозиция: Есть (в проекте), летательный аппарат. Максимальная взлетная масса 800 кг. Не пилотажный, для полета в спокойную погоду, так что перегрузку считаю максимум 3. Закладываю коэффициент надежности 1.5.  Максимальная скорость 200 км/ч.

Хорошо, слушайте по порядку.
Максимальную эксплуатационную перегрузку следует закладывать не ниже 3.8 g, чтобы она не была превышена перегрузкой от неспокойного воздуха (порывы)

Расчёты: 800 х 3 х 1.5 = 3600 кг максимальная нагрузка на крыло. общий размах крыльев - 10 метров, хорда 1200 мм ширина фюзеляжа (между узлами креплений консолей) 1000 мм, высота профиля - 180 мм. На одну консоль длиной 4500 мм приходится половина общей нагрузки.

Упрощенно: нагрузка на консоль без учета уравновешивающей нагрузки от ГО составит [highlight]400кг*3.8 g = 1520 кГ[/highlight]. Далее, судя по весу, имеется в виду двухместный самолет, скорее всего, с расположением пилотов рядом. Тогда минимальная ширина фюзеляжа пусть будет метр - и на размах консоли останется [highlight]4.5 м[/highlight]. Приложена равнодействующая подъемной силв, упрощенно (в запас) на половине размаха консоли, т.е. [highlight]2250 мм[/highlight] от узлов навески и изгибающий момент от этой нагрузки получается равным [highlight]1520 кГ * 2250 мм = 3420000 кГ*мм[/highlight] Если принять, в первом приближении, расстояние между центрами верхней и нижней полок за [highlight]170 мм[/highlight], получим силу растяжения/сжатия, действующую, соответственно, на нижнюю/верхнюю полки, равной [highlight]3420000 кГ*мм : 170 мм = 20117 кГ[/highlight]. Это действительно, недетская нагрузка и, чтобы выдержать ее на пределе прочности, равном 40 кГ/мм[sup]2[/sup]для Д-16Т [highlight]20117 кГ / 40 кГ/мм[sup]2[/sup]
= 503 мм[sup]2[/sup][/highlight](предел текучести брался бы при использовании эксплуатационной нагрузки, а не расчетной, включающей коэффициент безопасности 1.5 - проверить-таки, надо) Да, это получится в корне полоса [highlight]40 х12.5[/highlight] мм, но следует учесть, что изгибающий момент свободнонесущего крыла уменьшается к концу крыла по кубическому закону и уже на небольшом удалении, напр. в метр, останется [highlight]0.43[/highlight] от этого сечения. Если обшивка крыла также дюралевая, то к сечению каждой полки можно прибавить присоединенную обшивку, т.е. ту часть обшивки, которая находится над полкой + с каждой стороны по полоске шириной в 10 толщин обшивки.
С Вашего позволения, я не стал рецензировать каждый пункт Вашей версии расчета, дабы не загромождать пост и дать сравнительно четкую понятную методику.
Добавлю несколько нюансов. Для растянутой верхней полки все ясно, но верхняя полка сжата и, помимо разрушения от сжатия, может просто выстрелить вверх, как сжатая металлическая линейка. Поэтому, необходимо проверить ее на устойчивость, в расчет которой я сейчас не буду вдаваться, не зная конкретной конструкции крыла ( расстояние между нервюрами и их тип, конструкция и материал стенки и вид крепления нервюр к ней и пр.) - поэтому, Вам придется самому найти раздел "Устойчивость сжатых стержней", изучить его и применить результаты к своей конструкции. Заранее можно предположить, что дюралевая верхняя полка получится бОльшего сечения, чем нижняя.
Успехов в труде!

 

[Canakau]

Благодарю!
Коротко и по сути.
Ещё пара вопросов, если позволите:
1) получившееся сечение 503 мм[sup]2[/sup]  это площадь сечения каждой полки?
2) эту площадь можно разделить, например, между двумя лонжеронами передним и задним?

 

[Lapshin]

Благодарю!
Коротко и по сути.
Ещё пара вопросов, если позволите:
1) получившееся сечение 503 мм[sup]2[/sup]  это площадь сечения каждой полки?
2) эту площадь можно разделить, например, между двумя лонжеронами передним и задним?

Из моего описания, как бы, однозначно следует, что это сечение каждой полки.
Чтобы, в случае двухлонжеронного крыла, правильно распределить сечения между двумя лонжеронами, нужно еще знать положение каждого лонжерона по хорде и распределение нагрузки по хорде профиля в расчетном случае, для которого определяется нагрузка. Естественно, в мои планы это не входит.