Дюралевый лобик деревянного крыла.
Интересно. А можете пояснить почему надо разомкнуть контур и исключить лобик-кессон из восприятия кручения ? Жесткость крыла ведь при этом упадет а вес останется тем же ? Видел я такое в конструкции но не понял зачем так сделано.
по тому что он не будет воспринимать кручение, так как ему (кручению) с носика, передаться некуда. Ведь крепление консоли, к фюзеляжу, ведь двумя болтами - один по переднему лонжерону, второй по заднему. Одинарное соединение ухо-вилка практически не сможет передать кручение
Кручение крыла, в классической двухлонжеронной- расчалочной конструкции, воспринимается изгибом переднего и заднего лонжеронов, а не V- подкосов, как многие думают.
Кручение крыла, в классической двухлонжеронной- расчалочной конструкции, воспринимается изгибом переднего и заднего лонжеронов, а не V- подкосов, как многие думают.
ничто не мешает, только кроме этого, в носке нервюры надо ставить еще один узел навески и на фюзеляже соответсвенно. Ваш кессон должен иметь две точки крепления (один по стенке переднего лонжерона, второй - где-то в районе передней кромки) + узел по заднему ложерону.
Вы сможете посчитать сколько нагрузки приходится на кесон, а сколько на задний лонжерон?
Вы сможете посчитать сколько нагрузки приходится на кесон, а сколько на задний лонжерон?
Неубедительно - момент без силы можно прикладывать где угодно,без изменения последствий.Иными словами,для восприятия крутящего момента глубоко фиолетово - где именно находятся узлы навески:была бы коревая нервюра достаточно жесткой и прочной.На распределение нагрузок между передним и задним узлами навески силовая схема (наличие или отсутствие кессона,или что угодно иное) не влияют никак - все полностью определяется местом размещения этих узлов.
Я легко могу сделать при зашитом лобике на 30% хорды,например,один узел навески как раз на лонжероне (30%),а второй - у задней стенки (70%),обойдясь лишь мероприятием по усилению поясов корневой нервюры.А носок пускай висит в воздухе - это не смущает нисколько.
Владимир Павлович,
Думаю, одной только силовой (корневой) нервюрой все же не обойтись, потребуется либо еще одна, диагональная, силовая нервюра, либо зашить один-два пролета нервюр, в корне крыла, между лонжеронами.
Конечно все нужно считать, да и расчетная схема восприятия нагрузок, в указаной вами конфигурации, будет другая - не такая как у Каба.
Думаю, одной только силовой (корневой) нервюрой все же не обойтись, потребуется либо еще одна, диагональная, силовая нервюра, либо зашить один-два пролета нервюр, в корне крыла, между лонжеронами.
Конечно все нужно считать, да и расчетная схема восприятия нагрузок, в указаной вами конфигурации, будет другая - не такая как у Каба.
ultralight
Я люблю строить самолеты!
Как-то мне в руки попался номер журнала «Техника воздушного флота» 30-х годов издания, в котором была статья на тему «работы» 2-х лонжеронного крыла на кручение. Суть этой статьи была в следующем:
1. крепление нервюр к лонжеронам в общем случае «моментное»;
2. при кручении крыла лонжероны деформируются («перемещаются»), нагружая при этом нервюры сосредоточенными моментами в местах их крепления (заделки) к лонжеронам;
3. нервюры в свою очередь «закручивают» лонжероны (ибо КСС должна находиться в равновесии);
4. вывод - чем жестче лонжероны на кручение - тем жестче крыло на кручение.
Мне как-то попадалось «в руки» 2-х лонжеронное крыло (весь каркас - Д16Т, лонжероны - швеллера), лобик которого не крепился к лонжерону. Отдельная консоль была «холодец - холодцом» - ее свободно можно было «подзакручивать» просто руками. Более-менее приемлемую жесткость крыло получало после установки на самолет вместе с подкосами, но для получения приемлемых характеристик по сваливанию крыло в процессе производственных (приемо-сдаточных) летных испытаний требовало «настройки» при помощи регулировки этих самых подкосов.
У многих «старинных» 2-х лонжеронных крыльев лобик не крепился к лонжерону, но конструкция многих из этих лонжеронов была коробчатая, дававшая им достаточную жесткость на кручение. Многие другие такие лонжероны были попросту «доска-доской», но необходимо помнить, что площадь поперечного сечения «доски» намного больше площади сечения дюралевого швеллера.
Как-то довелось рассмотреть каркас (без обшивки) Пайпера с алюминиевым каркасом крыла - так там лобик крепился к швеллерному лонжерону. Да и у Як-12 лобик крепится к лонжерону.
1. крепление нервюр к лонжеронам в общем случае «моментное»;
2. при кручении крыла лонжероны деформируются («перемещаются»), нагружая при этом нервюры сосредоточенными моментами в местах их крепления (заделки) к лонжеронам;
3. нервюры в свою очередь «закручивают» лонжероны (ибо КСС должна находиться в равновесии);
4. вывод - чем жестче лонжероны на кручение - тем жестче крыло на кручение.
Мне как-то попадалось «в руки» 2-х лонжеронное крыло (весь каркас - Д16Т, лонжероны - швеллера), лобик которого не крепился к лонжерону. Отдельная консоль была «холодец - холодцом» - ее свободно можно было «подзакручивать» просто руками. Более-менее приемлемую жесткость крыло получало после установки на самолет вместе с подкосами, но для получения приемлемых характеристик по сваливанию крыло в процессе производственных (приемо-сдаточных) летных испытаний требовало «настройки» при помощи регулировки этих самых подкосов.
У многих «старинных» 2-х лонжеронных крыльев лобик не крепился к лонжерону, но конструкция многих из этих лонжеронов была коробчатая, дававшая им достаточную жесткость на кручение. Многие другие такие лонжероны были попросту «доска-доской», но необходимо помнить, что площадь поперечного сечения «доски» намного больше площади сечения дюралевого швеллера.
Как-то довелось рассмотреть каркас (без обшивки) Пайпера с алюминиевым каркасом крыла - так там лобик крепился к швеллерному лонжерону. Да и у Як-12 лобик крепится к лонжерону.
Рафис - я спорю лишь с высказанными тобою доводами вне всякого контекста с остальной веткой.Далее коснусь и следующего поста.
Для восприятия кручения достаточно иметь контур и моментную заделку,которую и обеспечивает усиленная корневая нервюра - зашивка или расчаливание отсеков нужно для восприятия Х-вых сил - в предложенной мною схеме от этой силы консоль работала бы как параллелограммный механизм,где зашитый носок служил бы стержнем.Но мы говорили про кручение.
Расчетная схема двухлонжеронного крыла с лвумя подкосами очень проста - это просто лесенка,на кручение вообще не работающая;закрепив такую лесенку по концам и в середине кстановив по подкосу на каждой стойке,получим следующее - приложение крутящего момента приведет к изгибу одной стойки выпуклостью вверх,другой - выпуклостью вниз:поэтому создание каких-либо контуров лишь усложнит картину распределения нагрузок с возможным перегружением каких-то элементов.Именно поэтому жесткую зашивку носка,необходимую для адекватной работы профиля не замыкают в контур,исключая ее включение в кручение,потребность в расчете,потере устойчивости и пр.
А сделав замкнутый контур,можно смело выкидывать второй подкос.
К слову - на МАИ-223 силовая схема крыла и предствлялась в виде лесенки,описанной выше;однако расчет с тонкой (0.3мм) стеклопластиковой обшивкой показал,что 86%крутящего момента воспринимается именно этой дохлой обшивкой,так что прекрасно ожно было обходиться одним подкосом.
Именно в этом смысл и состоит - подкосное крыло без подкосов просто не существет:поэтому,ужесточив его конструкцию без подкосов,при сборке придется грузить эту конструкцию силами от подкосов.Можно конечно сделать так,чтобы эти силы гарантированно были противоположны аэродинамическим - но это уже высший пилотаж проектирования (пример - Ан-14/Ан-28,где крыло подкосное,но крепление ОЧК к центроплану - моментное)
ultralight
Я люблю строить самолеты!
Извините, но это Ваше высказывание мне не понятно. Действительно, подкосное крыло без подкоса не существует по определению, даже приводимое Вами в пример крыло с жестким лобиком (D-section), жесткость «по кручению» которого подкосами никак не определяется.
Лично я не вижу смысла делать 2-х лонжеронное подкосное крыло чрезмерно податливым ПО КРУЧЕНИЮ с целью устранения его «нагружения» (мнимого) от подкосов при сборке. Для устранения взаимного влияния крыла и подкосов (и в первую очередь как раз «нагружения» подкоса крылом) существуют шарнирные соединения и правильная технологическая отработка производства (в крайнем случае - регулируемые наконечники подкосов).
Довелось мне как-то послушать рассказ «старого Антоновца» об Ан-28. Он заявлял, что моментное крепление консоли было обусловлено навеской двигателей на крыло - при шарнирном креплении возникали какие-то проблемы с аэроупругостью. Но установка этой консоли на самолет - по словам этого же человека - была еще той «пляской» именно из-за моментного узла…
Вы не поняли противоречия в собственных высказываниях.
С одной стороны
С другой стороны пишете
Как-то так
С одной стороны
Здесь не вижу повода для возражений - действительно такая схема навески обусловлена в первую очередь наличием большой массы на крыле с высоким удлинением;помогая же как-то собирать Ан-14 на ВДНХ перед профильной выставкой,убедился в сказанном ранее - установка подкоса с натягом разгружает узлы в полете.Так что одно обстоятельство использовано в пользу другого.
С другой стороны пишете
Вы конечно можете вкладывать любой смысл как в свои слова,так и в действия,но замечу,что отсутствие податливости крыла на кручение несмотря на все шарнирные соединения легко закрепить лишь один подкос - второй же никогда в жизни,несмотря на всю возможную "технологическую отработку производства" не совпадет по отверстиям:даже температура воздуха повлияет на несовпадение этих ответстий.И придется Вам заняться той самой "пляской",так гневно осужденной в предыдущем высказывании,причем тем бОльшей,чем жестче на кручение вы сделаете крыло.И не забывайте,что жидкое и на порядок более жесткое на кручение крылья,несмотря на существенно разный вес,при установке подкосов станут отличаться друг от друга по жесткости на кручение максимум на десятки процентов т.к. два подкоса,разнесенные с большим плечом,повлияют в куда большей степени,нежели жесткость небольшого,в общем-то,контура - во всяком случае,ужесточив контур,избавляетесь от необходимости второго подкоса.А повышать жесткость на кручение,не создавая контура - дело совершнно безнадежное.
Как-то так
ultralight
Я люблю строить самолеты!
ИМХО в таком случае степень «пляски» будет зависеть от величины монтажных напряжений, т.е. от величины допусков. Ну а критерием истины является практика. К сожалению, у меня нет богатого личного опыта, и я не знаю степень «пляски» при установке крыла Як-12, у которого контур переднего лонжерона (скажу так) замкнут, а контур заднего лонжерона разомкнут.