Расчет узлов крепления ГО при нессиметричном нагружении

[Stearman]

Здравствуйте! Подскажите, кто в теме, как посчитать нагрузки на срез болтов в узлах крепления горизонтального оперения к фюзеляжу при нессиметричной нагрузке, приложенной к ГО, т.е. как по книжке- 100% нагрузки к одной половина ГО, 50%- к другой! ГО свободнонесущее, крепится в 4-х точках к ферменному фюзеляжу, расчетная нагрузка на ГО -320 кг! Схему на скорую руку набросал, прикладываю.

 

[Rafis]

1. написать уравнения равновесия
2. решить систему уравнений

 

[Stearman]

А упрощенно как-нибудь можно?! В прочности не силен, посчитал только перерезывающую силу и изгибающий момент в нескольких сечениях, и то по примерам из Кондратьева, да Серъезнова, а как учесть эту разность нагрузки на узлах пока не допер, понимаю что скорее всего образуется некий крутящий момент который догружает узлы в виде пары сил, но это только мои домыслы!

 

[А17]

http://sopromatguru.ru/raschet-balki.php
Подставь данные сюда и получишь результат.  🙂

 

[Рябиков]

А упрощенно как-нибудь можно?!

Посмотри здесь: http://www.reaa.ru/cgi-bin/yabbB/YaBB.pl?num=1469168076/0#0
Программа по предварительному определению геометрии самолёта  и действующих на него нагрузок
с использованием положений JAR VLA.
Разработал JonSu, в миру  Сутормин Евгений Геннадьевич.
Публикую повторно без спросу.
Очень хорошее приложение. Большое спасибо ему за это. Пользуемся постоянно.
Также добавлены приложения АП и Сопромат.

 

[Stearman]

Спасибо всем за советы! Действительно хорошие программки!.)

 

[Евген777]

Чтобы не создавать новую тему, спрошу тут.
На днях осваивал расчет ГО на прочность, начал с определения нагрузок и тут же возник вопрос: почему для определения уравновешивающих нагрузок на ГО никто и нигде (нормы прочности, литература по расчетам) не говорит учитывать крутящий момент с крыла?
Переформулирую вопрос иначе: летит самолет прямо горизонтально, без маневрирования и на него не действуют порывы. Предположим, что центр тяжести самолета совпадает с центром давления на крыле (абсурдный вариант, но ради примера самое то). Но ведь крыло самолета по-прежнему может закручиваться и через узлы крепления к фюзеляжу передавать этот самый момент, который будет либо задирать нос вверх, либо опускать нос вниз. И из за этого, по идее, будет нагружаться и стабилизатор, даже при отсутствии плеча между центром тяжести и центром давления. Или нет? Ведь если да, то тогда при расчета уравновешивающей нагрузки на ГО нужно учитывать и момент тангажа от кручения крыла, и тогда лично мне очень непонятно, почему в нормах прочности об этом ничего нету.

Очень прошу помочь разобраться в этом в вопросе.

 

[erisky]

не говорит учитывать крутящий момент с крыла?

Даже у вас на картинках самолёт и приложенные силы указаны в РАВНОВЕСИИ. То есть, момент от крыла компенсируется моментом стабилизатора. Стабилизатор от стабилизировать (крыло и весь самолёт), поэтому стабилизатор создаёт компенсирующий момент и момент от крыла тут не учитывается. А что такое момент? Это сила умноженная на плечо (в данном случае стабилизатора). И на эту самую силу ведётся расчёт на прочность стабилизатора, порывы ветра изменения угла атаки крыла и стабилизатора и пр. учитываются коэффициентами прочности (безопасности). Не забивайте себе голову лишними вопросами. 😉

 

[iae]

Почему же не учитывает? Вот формула m[sub]z0[/sub] коэффициент крутящего момента крыла при нулевой подъёмной силе. Не зависит ни от угла атаки, ни от центровки

 

[Евген777]

не говорит учитывать крутящий момент с крыла?

Даже у вас на картинках самолёт и приложенные силы указаны в РАВНОВЕСИИ. То есть, момент от крыла компенсируется моментом стабилизатора. Стабилизатор от стабилизировать (крыло и весь самолёт), поэтому стабилизатор создаёт компенсирующий момент и момент от крыла тут не учитывается. А что такое момент? Это сила умноженная на плечо (в данном случае стабилизатора). И на эту самую силу ведётся расчёт на прочность стабилизатора, порывы ветра изменения угла атаки крыла и стабилизатора и пр. учитываются коэффициентами прочности (безопасности). Не забивайте себе голову лишними вопросами. 😉

На нижней картинке я забыл нарисовать момент от кручения крыла. Собственно, нарисованная сила на стабилизаторе как раз и уравновешивает его. А вот почему по-вашему он не учитывается при расчете стабилизатора - здесь, пожалуйста, обоснуйте (в этом и суть моего вопроса). Вариант с тем, что может быть ситуация, при которой он разгружает ГО, не рассматривается, т.к. запросто может быть ситуация, при которой он догружает его.
И, к сожалению, не забивать голову подобными вопросами не могу по долгу работы, т.к. за все посчитанное мной отвечаю только я, и, в случае чего, сослаться на книжку, пусть и уважаемую, пусть и по которой считалось огромное количество летающих самолетов, не могу. Так что, либо исчерпываю вопрос полностью, либо меняю сферу деятельности (нет).

Почему же не учитывает? Вот формула m[sub]z0[/sub] коэффициент крутящего момента крыла при нулевой подъёмной силе. Не зависит ни от угла атаки, ни от центровки 

Этот коэффициент же берется по продувкам? Там, насколько я знаю, не учитываются жесткостные характеристики крыла, а именно его центр жесткости. С этого то у меня и возник вопрос - нигде в формулах для уравновешивающей силы на ГО не учитывается положение центра жесткости в крыле.

 

[iae]

Причём здесь центр жёсткости? Самолёт крутится вокруг центра жёсткости или центра тяжести? Коэффициент m[sub]z0[/sub] есть в справочниках по профилям.

 

[Rafis]

И, к сожалению, не забивать голову подобными вопросами не могу по долгу работы, т.к. за все посчитанное мной отвечаю только я, и, в случае чего, сослаться на книжку, пусть и уважаемую, пусть и по которой считалось огромное количество летающих самолетов, не могу. Так что, либо исчерпываю вопрос полностью, либо меняю сферу деятельности (нет).

Евген777, ваше любопытство весьма похвально. Уточните пожалуйста место вашей работы.

Формула приведенная @ iae, это для случая когда подъемная сила крыла равна нулю. L[sub]ГО[/sub] это растояние отсчитываемое от центра тяжести самолета
Для расчета ГО, знание положения центра жесткости крыла вам не нужно.
В варианте обозначенном вами как абсурдный, нагрузка на стабилизатор равна нулю и этот случай не является критическим для ГО.
Поищите формулу координаты центра давления для профиля (крыла) и всё встанет на свои места.

 

[Евген777]

Причём здесь центр жёсткости? Самолёт крутится вокруг центра жёсткости или центра тяжести? Коэффициент m[sub]z0[/sub] есть в справочниках по профилям.

Да, самолет крутится относительно центра тяжести.
А от положения центра жесткости на крыле зависит величина крутящего момента. И этот момент для фюзеляжа, при передаче его через через узлы крепления, становится кабрирующим/пикирующим. Но возможно я недопонимаю формулу из ответа №8...
В ней скоростной напор q умножается на площадь крыла S (получается размерность силы), и все это умножается на "плечо" в виде хорды, умноженной на коэффициент момента тангажа. Ну и дальше этот момент делится на плечо для ГО, давая в итоге силу на ГО.
Вроде все предельно прозрачно, кроме коэффициента момента тангажа. Он, если я правильно понимаю, берется по продувкам и грубо говоря, его суть в том, чтобы облегчить расчетчику процесс определения ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ. Т.е. чтобы расчетчику не приходилось самостоятельно интегрировать график распределения давления по хорда и не искать положение результирующей. Но этот коэффициент mz никак не учитывается положение центра жесткости крыла, и я опять возвращаюсь к исходному вопросу...

 

[Евген777]

Формула приведенная @ iae, это для случая когда подъемная сила крыла равна нулю. L[sub]ГО[/sub] это растояние отсчитываемое от центра тяжести самолета
Для расчета ГО, знание положения центра жесткости крыла вам не нужно.

Почему так??? Моя логика такая- крыло закручивается из-за несовпадения ц.д. и ц.ж. Через узлы крепления крутящий момент с крыла передается на фюзеляж. Этот момент для фюзеляжа будет пикирующим/кабрирующим. Соответственно, самолет будет либо клевать носом, либо задирать его, а от этого и дополнительно нагружается ГО. Если, как говорите, ГО от кручения крыла не догружается, то какая тогда часть описанной мной логической цепочки неверна? И, самое главное, почему???
ps. работаю в Казани, в частной фирме.

В варианте обозначенном вами как абсурдный, нагрузка на стабилизатор равна нулю и этот случай не является критическим для ГО.
Поищите формулу координаты центра давления для профиля (крыла) и всё встанет на свои места.

Я знаю эту формулу для относительного ц.д. (через фокус крыла, cy и mz_0). Опять же, ее суть в том, чтобы не приходилось интегрировать давление и самому не искать положение результирующей. Ответа на мой вопрос она не дает.

 

[Rafis]

Евген777, я сам из Казани, по тому и интересуюсь. Авиационный ВУЗ закончили или студент еще?

Нагрузка на стабилизатор определяется из условия равновесия самолета и поэтому, для ГО, совсем неважно где проходит ц.ж. крыла, сколько у него лонжеронов и других подробностей.
Самолет будет либо клевать носом, либо задирать его, из-за того что Ц.Д. крыла не совпадает с Ц.Т. так же как и из-за того что ось тяги двигателя не совпадает с Ц.Т.
чтобы не приходилось интегрировать давление и самому не искать положение результирующей придумали Среднюю Аэродинамическую Хорду. В формуле, в посте 8, как раз она.

 

[Rafis]

Вот нашел картинку из которой можно вывезти формулу для определения уравновешивающей нагрузки на ГО. Расписываете сумму моментов относительно четверти хорд САХ (аэродинамического фокуса крыла) и всё находится без поиска центра давления, нужен только коэффициент момента при нулевой подъемной силы.

Если же говорить о маневрировании самолета, то к уравновешивающей нагрузке добавляется еще "маневренная" нагрузка необходимая для получения необходимая для придания самолету необходимомого углового вращения (для увеличения или уменьшения угла атаки/тангажа/)

 

[Rafis]

Вот вам практический пример уравновешивания.
А вообще, чтобы не заморачиваться и не заниматься ловлей блох, берите CS-VLA, открываете APPENDIX B (стр. 73)  и выполняете строго по пунктам.

 

[erisky]

Собственно, нарисованная сила на стабилизаторе как раз и уравновешивает его. А вот почему по-вашему он не учитывается при расчете стабилизатора - здесь, пожалуйста, обоснуйте (в этом и суть моего вопроса).

Вы сами ответили на свой вопрос. Для маневрирования самолёта момент от стабилизатора должен превосходить момент от крыла. А как иначе вы измените высоту полёта например? Поэтому и ведёте расчёт от стабилизатора (исходя из максимального усилия), а не от крыла. Момент от крыла используете при расчёте крыла на кручение и можете при начальном проектировании ГО (определение площади, плеча, углов отклонения РВ и т.д.). Для интереса определите и сравните момент от крыла и от стабилизатора для какого-нибудь самолёта.

 

[Евген777]

Вот вам практический пример уравновешивания.

Так вот же тот самый проклятый момент Mz, который нарисован на крыле! Который как раз из-за несовпадения ц.д. и ц.ж. Все теперь стало предельно ясно и логично! И про учет момента от тяги я и не думал, хотя вроде как очевидно. Но и в том же Кане и про момент от тяги, и про момент от крыла ни слова...
Спасибо огромное за пример! И простите, если я коряво объяснял свою проблему
ps. заканчивал КАИ в 2014 по специальности самолето- и вертолетостроение

 

[iae]

ps. заканчивал КАИ в 2014 по специальности самолето- и вертолетостроение

Как говорил Бунша из к/ф Иван Васильевич меняет профессию "Меня терзают смутные сомнения".