Расчет прочности крыла

[KAA]

Упрощенно: нагрузка на консоль без учета уравновешивающей нагрузки от ГО составит 400кг*3.8 g = 1520 кГ. 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 4.5 м. Приложена равнодействующая подъемной силв, упрощенно (в запас) на половине размаха консоли, т.е. 2250 мм от узлов навески и изгибающий момент от этой нагрузки получается равным 1520 кГ * 2250 мм = 3420000 кГ*мм Если принять, в первом приближении, расстояние между центрами верхней и нижней полок за 170 мм, получим силу растяжения/сжатия, действующую, соответственно, на нижнюю/верхнюю полки, равной 3420000 кГ*мм : 170 мм = 20117 кГ. Это действительно, недетская нагрузка и, чтобы выдержать ее на пределе прочности, равном 40 кГ/мм2для Д-16Т 20117 кГ / 40 кГ/мм2
= 503 мм2(предел текучести брался бы при использовании эксплуатационной нагрузки, а не расчетной, включающей коэффициент безопасности 1.5 

Так вы же вроде эксплуатационную нагрузку и взяли в данном примере?
@ Canakau
Вот здесь кладезь информации для вас, в том числе нормы прочности
http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabbB/YaBB.pl?board=literature

 

[Canakau]

Всем огромное спасибо! Погружаюсь в чтение.

 

[Lapshin]

Так вы же вроде эксплуатационную нагрузку и взяли в данном примере?

Ай, коэффициент безопасности, добросовестно упомянутый в тексте, таинственным образом испарился из расчета. Маразм, видимо, крепчает. Глаз да глаз нужен.
Спасибо за поправку - сам мог обратить внимание, лишь посмотрев на свой пост свежим взглядом...если вообще посмотрел бы.
Так, что топикстартеру ничего не остается, как умножить сечение на 1.5.

 

[yohoho]

Возможно немного не по теме, а нервюры вы из какого материала будете делать?

 

[Евген777]

Вопрос к людям, имевшим дело  с расчётами прочности методом конечных элементов а так же имеющим успешный опыт постройки летающего самолёта по результатам этих расчётов.
Вопрос следующий - вот есть два проектировочных расчёта одного и того же крыла (например, свободнонесущее крыло, однолонжеронная схема):
1) расчёт по балочной теории, с допущениями о том, что полки лонжерона воспринимают изгибающий момент, что стенка лонжерона воспринимает поперечную силу, что замкнутый контур, образованный стенками и обшивкой воспринимает крутящий момент
2) расчёт методом конечных элементов, в том же настране. Крыло смоделировано единой сеткой при помощи одномерных элементов (пояса лонжеронов, пояса нервюр) и двумерных элементов (обшивка, стенки). Аэродинамическая нагрузка задана как в реальности (например, получена из CFD расчёта), т.е. давление действует перпендикулярно "верхней" поверхности обшивки + честно учтены инерционные нагрузки.

ВОПРОС - при отсутствии ошибок со стороны расчётчика - на сколько реально выиграть в весе при использовании МКЭ относительно расчёта балочной теорией для самолётов весом 100кг-1000кг? И реально ли вообще?
Вопрос подразумевает, что в МКЭ конструкция не "вылизывается" исключительно под заданные там нагрузки, т.е. всё равно учитываются как технологические, так и эксплуатационные ограничения (например, есть определённое минимальное количество слоёв стеклоткани, если конструкция из пластика, чтоб элементарно пальцами не помять).
Буду признателен за ответ.

 

[EVA]

Конструкции из ПКМ (полимерный композиционный материал) рассчитываются не на разрушающую нагрузку, а на допустимую деформацию. Отсутствие достоверных данных об анизотропии свойств ПКМ в готовой  конструкции с нестабильной технологией изготовления,  с дрейфом характеристик в зависимости от метода формования, применяемого техпроцесса с полиэфирной или эпоксидной матрицей (не путать с матрицей, получаемой по болвану), в автоклаве, намоткой, свободной выкладкой, "мокрый" или "сухой" процесс, коэффициента заполнения ПКМ, рецептуры соотношений отвердитель-пластификатор-смола, модуля упругости используемого волокна, усилий предварительного натяжения волокна, предварительного травления волокна для получения свойств поверхностной адгезии волокна, удаление воздушных пузырьков в связующей композиции, процесса термостатирования, старения матрицы (связующего), необходимость учета условий производства и хранения (температура-влажность), не позволяет получить сколько-нибудь надежных оценок экономии массы конструкции из ПКМ по сравнению с металлической конструкцией для масштаба легких ВС. Расчет производится с применений методов теории вероятности и математической статистики с испытаниями образцов-свидетелей на все расчетные нагрузки с допустимой деформацией и их комбинации.

 

[EVA]

С применением МКЭ однозначно можно получить более строгий результат. Но в масштабе легкого ВС разница в массе будет незначительной, а с учетом "норм" с достоверностью 0,9999 для ПКМ металлическая конструкция может получиться более легкой. Повторю, что конструкции из ПКМ рассчитываются на допустимые деформации, а металлические - на разрушающую нагрузку.

 

[Евген777]

Спасибо за ответ! Единственное, что не понял - почему пластики считаются на допустимые деформации? Точнее я понял это так, но сомневаюсь в правильности понятого: например, у изотропных материалов 2 первые теории прочности такие: первая - теория наибольших нормальных напряжений, вторая - теория наибольших деформаций (от нормальных напряжений). Т.е. грубо говоря, по первой теории считаются на "разрушающую нагрузку", а по второй - "на допустимые деформации". Если я правильно понял, то у анизотропных пластиков аналогичная картина, только они считаются по теориям прочности, "основанным" на деформациях, а не на напряжениях?

 

[Евген777]

Хотя дико сомневаюсь, что вообще имелись ввиду какие-то там теории прочности, но тогда просьба объяснить так, чтоб даже несведущий что-то понял.
\Буду признателен за ответ

 

[KAA]

@ Евген777
Совершенно правильно сомневаетесь! По темноте своей, в СКБ-1 КАИ. стеклопластиковые конструкции расчитывали по разрушающим и критическим напряжениям. И строили 2-х местные планера весом до 100 кг., прочность которых была подтверждена эксплуатацией. Пусть кто-то сделает такие металлические легче, сравним. 🙂 Позже, инж. В.Чебаев построил композитные планера и самолеты, расчитывая их также. Естественно, в расчеты закладывались характеристики материалов по данным испытаний образцов изготовленных тут же и по тем же технологиям, что и будущий ЛА.
Углепластиковые конструкции, расчитанные обеими методами (и МКЭ) изготавливали в лаборатории КАИ-Композит в 6-м зд. КАИ. Если они пожелают с вами общаться, можете получить информацию из 1-х рук. 😉

 

[Rafis]

Вопрос следующий - вот есть два проектировочных расчёта одного и того же крыла (например, свободнонесущее крыло, однолонжеронная схема):
1) расчёт по балочной теории, с допущениями о том, что полки лонжерона воспринимают изгибающий момент, что стенка лонжерона воспринимает поперечную силу, что замкнутый контур, образованный стенками и обшивкой воспринимает крутящий момент
2) расчёт методом конечных элементов, в том же настране. Крыло смоделировано единой сеткой при помощи одномерных элементов (пояса лонжеронов, пояса нервюр) и двумерных элементов (обшивка, стенки). Аэродинамическая нагрузка задана как в реальности (например, получена из CFD расчёта), т.е. давление действует перпендикулярно "верхней" поверхности обшивки + честно учтены инерционные нагрузки.

если, в обоих случаях, приложенные нагрузки одинаковы то и результат будет примерно одинаковый.

 

[Евген777]

@ Евген777
Углепластиковые конструкции, расчитанные обеими методами (и МКЭ) изготавливали в лаборатории КАИ-Композит в 6-м зд. КАИ. Если они пожелают с вами общаться, можете получить информацию из 1-х рук. 😉 

Интересно. Спасибо за информацию!

если, в обоих случаях, приложенные нагрузки одинаковы то и результат будет примерно одинаковый.

Нагрузки-то одинаковые, вот только уж больно многое скрывается за допущениями в расчёте по балочной теории. Под "многим" мне представляются такие вещи:
- в большинстве случаев (если я правильно понимаю) не учитывается включение в восприятие изгиба обшивки, которая, к слову, может быть достаточно жёсткой и в таком случае от изгиба будет брать весьма значительную долю;
- крыло ведь нагружается полностью, не только основная "коробка", т.е. по-хорошему надо быть учесть включение в восприятие нагрузок как закрылка, так и элерона;
и т.д. На самом деле, можно много пунктов сюда добавить.
С другой стороны есть МКЭ, с его сложными программами, которые надо осваивать, есть аэродинамические нагрузки, которые (в виде поля давлений) ещё надо откуда-то взять, да так, чтобы это ещё соответствовало действительности, а потом ещё надо умудриться занести эти нагрузки в программу МКЭ, чтоб она это поняла...
И если всё это хр*нь полная, которая по факту не даст никакого выигрыша в массе для лёгких самолётов/планеров, то, конечно, печально это осознавать. Но лучше поздно, чем слишком поздно.
Если же выигрыш (пусть хоть и незначительный) есть, то хотелось бы ознакомиться с конкретными цифрами, если это возможно.
В принципе мне самому ничто не мешает сделать два расчёта и сравнить, но задача относительно трудоёмкая, потому вот и прошу опытных людей поделиться этим самым опытом по данному вопросу.

 

[Lapshin]

- в большинстве случаев (если я правильно понимаю) не учитывается включение в восприятие изгиба обшивки, которая, к слову, может быть достаточно жёсткой и в таком случае от изгиба будет брать весьма значительную долю;

Это - неверно: присоединенную обшивку включают в расчет практически, всегда - остальная, и вправду, включается в изгиб слабо.

 

[Евген777]

Это - неверно: присоединенную обшивку включают в расчет практически, всегда - остальная, и вправду, включается в изгиб слабо.

Ошибся я, т.к. основывался на своём же утверждении ранее, которое сделал не очень объективно даже с субъективной точки зрения

 

[Viper]

Всем творческих успехов!
пытаюсь посчитать на прочность свободнонесущий стабилизатор самолета класса Арго-02.
ТТХ Самолета
взл вес 350кг
площадь крыла 9.66м2
размах крыла 7 метров
перегрузки +4-2
ГО:Площадь 2.125
размах 2.6
Хорда 0.85.
Фогма ГО-прямоугольное.
Итак,Если с крылом все боль-менее понятно,следуя примеру в Кондратьеве,оно таки Считается(лонжерон),то вот с ГО оказалось все не так уж и просто.
Кондратьев приводит номограмму:

 

[Viper]

Итак,где я запутался.:
-1)по номограмме получаем удельную нагрузку на ГО 90кг/м2. (РДК СЛА рекомендуют не менее 80,так что угадал таки тут)
2)вычисляем полную нагрузку на го,умножив на площадь,получаем 191кг
3)вычисляем погонную нагрузку ГО,делим полную на размах получаем 73,6
4)вычисляю Изгибающий момент на лонжероне в корне ГО,(погонная нагрузка множим на квадрат полуразмаха,все это пополам),получаем 62,2кг/м
5)далее путем примера расчета полок крыла по Кондратьеву,получил,что с учетом коэффициента 1.5 и средней высоте лонжерона стабилизатора 50см,усилие в сжатой полке 1866кг!!!ПИПЕЦ!!!,533 мм2 или 20х26мм!!!!!

КАК ТАК ТО?????пробую пощитать и проверить с других готовых самолетов-у них много тоньше сечения!!!!

Гуру,прошу,проверьте,дым коромыслом от расчетов,где я лажанулся-не пойму!!!!

 

[Ridan]

"....и средней высоте лонжерона стабилизатора 50см"? У Вас в пункте 5 написано.

 

[KAA]

Принятая нагрузка мне представляется завышенной.
Для проверки, посчитайте 1 из вариантов Рго при маневре по НПС-43. Рго=1/3 *nэ мах *G/S*Sго , и сравните.

 

[Viper]

прошу пардону,5см конечно же.
Тов КАА,ну ход моих мыслей то верный?

 

[Viper]

получилось 92,4.Близко к моим расчетам....