Школа конструкторов СЛА

[in the sky]

Особенности расчета и проектирования двухлонжеронного крыла
Последовательность расчета и проектирования двухлонжеронного крыла  в основном соответствует последовательности, описанной для однолонжеронного крыла. Однако появляется ряд трудностей, связанных с расчетом жесткостей лонжеронов, их расположением по хорде и особенно расчетом крыла на кручение.

Для получения равенства крутящих моментов в случаях "А" и "В"  необходимо, чтобы расстояния между центром жесткости и точками приложения сил были обратно пропорциональны действующим в этих случаях силам. Положение центра жесткости относительно хорды можно изменять как смещением лонжеронов, так и подбором их моментов инерции.

Практика конструирования показывает, что при оптимальном отношении моментов инерции лонжеронов Jз/Jп=0, 60... 0, 65 (где Jз- момент инерции заднего, а Jп-момент инерции переднего лонжерона) лонжероны целесообразно располагать: передний на 15... 25%, а задний на 50... 60% хорды крыла. При принятом расположении лонжеронов центр жесткости располагается на 25... 30% хорды, а масса замкнутого контура, воспринимающего крутящий момент, будет минимальной. Определение толщины обшивки из условия расчета крыла на кручение - этап более сложный, чем у однолонжеронного крыла. Это объясняется тем, что стенками лонжеронов профиль крыла разбивается на три замкнутых контура, каждый из которых воспринимает крутящий момент, пропорциональный его жесткости. Кроме того, часть крутящего момента воспринимается депланацией (прогибом в противоположные стороны) и скручиванием лонжероно

Для упрощения расчета можно поступить следующим образом:

    считать, что крутящий момент воспринимается только контурами носка и межлонжеронной части крыла
    для выбранной (желательно минимально возможной) толщины обшивки носка 6 определяется воспринимаемый контуром носка крутящий момент

  где критическое напряжение определяется по формуле
    определяется крутящий момент, который должен быть воспринят контуром межлонжеронной части крыла, как разность момента, скручивающего крыло, М и момента, воспринимаемого контуром носка, М

    определяется потребная толщина обшивки межлонжеронной части крыла

При этом необходимо учитывать, что вследствие различных радиусов кривизны верхней и нижней частей профиля крыла, критические напряжения, а значит, и толщины их обшивки будут различными. Более толстой будет обшивка нижней части крыла.

Обшивка части крыла, расположенной позади дополнительного лонжерона, обычно выполняется несиловой и изготавливается из ткани или пленки.
рис. и формулы здесь http://stroimsamolet.ru/019.php

 

[erisky]

Без картинки распределения давления по хорде - это всего лишь писанина. Если лонжероны расположить в районе 15 - 65% хорды, то в среднем 70% идёт на передний лонжерон и 40% (с закрылком до 50% (из-за нагрузки от закрылка)) на задний.

 

[erisky]

На картинке примерное распределение давления по хорде без учёта закрылка. Рассчитываете как двухопорную балку с консолями. За основу берёте q по размаху и перегоняете по площадям распределения. Реакции опор и будут нагрузки на лонжероны, потом их корректируете по случаям нагружения. Более точно - только по продувочным данным.

 

[Lapshin]

@avi:
Помимо того,что огромные цитаты из учебников на форуме неуместны (в случае надобности на них можно сослаться),замечу,что в данном контексте данная ссылка как на корове седло,т.е.просто не имеет никакого отношения,т.к.речь шла о подкосном крыле,где крутящий момент берется вообще безо всяких контуров.
@А.Б.

Решение

Погонная нагрузка на первый лонжерон:
q1=(800мм-300мм/600мм)*150кг/м=125кг/м
Погонная нагрузка на второй лонжерон:
q2=(300мм-200мм/600мм)*150кг/м=25кг/м
Правильно?

Правильно - в случае безмоментного профиля (или с малым моментом)

2)Достаточно ли посчитать только  случай А? (расчетная 6g), полагая что кручение от элеронов крыло выдержит. или усилить задний лонжерон? И исходя из этого вопроса-как эффективнее будет расположить лонжероны?

Считая предыдущий расчет в первом приближении верным,задний лонжерон все же следует усилить - раза в два (но все равно его сечения будут малыми).

 

[леха (magnum)]

to Лапшин:
индуктивное сопротивление уменьшается, вот и скорость растет до 6 метров размаха быстро, а дальше очень медленно.
Увеличение массы крыла с лихвой компенсируется увеличением К.

Единственное забыл (забиал на скорую руку), что скорость сваливания тоже расти будет, есле её постоянной держать, то площадь поплывет, и скорость будет падать с увеличением размаха.

Забил су-26 с профилем NACA 64 серии и коэффициентами от кри-кри.

 

[in the sky]

Уважаемый, Владимир Павлович!

Я не волшебник, я только учусь  🙂

 

[Чечако]

Практика конструирования показывает, что при оптимальном отношении моментов инерции лонжеронов Jз/Jп=0, 60... 0, 65 (где Jз- момент инерции заднего, а Jп-момент инерции переднего лонжерона) лонжероны целесообразно располагать: передний на 15... 25%, а задний на 50... 60% хорды крыла. При принятом расположении лонжеронов центр жесткости располагается на 25... 30% хорды, а масса замкнутого контура, воспринимающего крутящий момент, будет минимальной.

Оно конечно- с теорией не спорят, НО! для того, что бы момент инерции заднего лонжерона получился Jз=0,6-0,65 Jп, надо толщину полок и стенок заднего лонжерона увеличить в 1,5-2,5 раза,(по сравнению с передним). Например: для NACA-4412 (Хорда 1250). Все- дюраль. Все цифры расчетные по подкосному сечению. Передний лонжерон 20%САХ, Jп=270 см4, высота сечения-150 мм , задний- 70% САХ, высота около 105мм, Jз=75 см4,  - примерно 28% от Jп.   Даже, если сместить задний лонжерон вперед до 60% САХ более 90 см4 из него не выдавить (это будет всего 33% от Jп). Толщины всех деталей лонжеронов и ширина полок одинаковы, разная- только высота лонжеронов.
Есть более интересные зависимости, а именно- J обшивки (дюраль s=0,5мм) составляет  Jо=0,55(Jп+Jз), а если на полметра-метр, от подкосного сечения, то лонжероны вроде бы и не нужны, только для поддержки штанов-обшивки. 😀

 

[Lapshin]

индуктивное сопротивление уменьшается, вот и скорость растет до 6 метров размаха быстро, а дальше очень медленно.Увеличение массы крыла с лихвой компенсируется увеличением К.

Доля индуктивного сопротивления в общем при максимальной скорости минимальна;увеличение качества на этой скорости также чисто декларативно - кстати,изменения Рейнольдсов Ваша программа также учитывает ли?Если да - какой тип профилей имеется в виду?Кроме того,посмотрите в отчетах NACA различие характеристик профиля не только от Рейнольдсов,но и от чистоты обработки поверхностей:на профилях уровня 64 серии NACA различие Схо между гладкой поверхностью и стандартной шероховатостью почти вдвое - а та же высота неровности на бОльшей хорде в относительных величинах окажется меньшей,равно как и отклонение от идеальной формы.
Поэтому,имея различия менее 15%,говорить о тенденциях просто нет смысла,т.к.неучет всех факторов снивелирует эту разницу,возможно,с точностью до наоборот.

Забил су-26 с профилем NACA 64 серии и коэффициентами от кри-кри.

Повеселясь первоначально над скороподъемностями ниже скорости сваливания,повнимательнее рассмотрел цифры и,к своему удивлению,обнаружил,что реальные результаты примерно соответствуют натуре (Vmax=320...330 км/ч) - притом,что профиль Су-26 отнюдь не ламинарный,а нарисованный Кондратьевым от руки из головы.

 

[леха (magnum)]

to Лапшин:
При постоянной скорости сваливания 65км/ч
получается вот такой результат, и скорость падает, но на 20 метрах размаха, я ожидал что это раньше произойдет,
но это в погрешности.
Самый главный вывод, что сделав размах больше ошибиться нельзя, есле только 20 метров размах не делать.
А есле сделать размах близким к 6 метрам, то при перетяжелении самолета буквально на 10 процентов самолет не будет летать, а есле сделать размах 8 метров, то характеристики будут примерно такие же.

Хороший пример тот самолет на котором я летаю, размах 11м
хорда 1.4м и взлетный вес 650кг при 64л.с. и скорость 160км/ч, Рядом с нами пайпер летал со 120 сильным субариком, который летал где то так же с меньшим крылом (разбег покороче у пайпера).

По поводу 2-х лонжеронного парасоля, я бы делал свободонесущий низкоплан с щелевым закрылком и закрытой кабиной, и размах бы сделал 8м. примерно.

 

[Lapshin]

Самый главный вывод, что сделав размах больше ошибиться нельзя, есле только 20 метров размах не делать.

Ты построй,построй несколько версий с разными размахами (благо,используемая тобою технология дает большие возможности для мазохизма) - вот и увидишь,можно ли в этом ошибиться.
Судя по оставшимся без ответа вопросах насчет Рейнольдсов и неровностей,во внимание эти факторы не принимались.

По поводу 2-х лонжеронного парасоля, я бы делал свободонесущий низкоплан с щелевым закрылком и закрытой кабиной, и размах бы сделал 8м. примерно.

А я бы такой не стал делать ни за что - Арговодов здесь и так достаточно;хотя размах,наверное,да,увеличил бы несколько.

 

[rtyuiop.400]

Правильно - в случае безмоментного профиля (или с малым моментом)

Советские из серии Р наверное не подходят? Какие профиля можно навскидку из несимметричных?  И главное, как упрощенно посчитать в случае других профилей?

 

[Lapshin]

Правильно - в случае безмоментного профиля (или с малым моментом)

Советская серии Р наверное не подходит? Какие профиля можно навскидку из несимметричных? 

То,что я сказал насчет безмоментного профиля никак не стОит считать рекомендацией к его применению - так я ставлю такой (NACA 23015) на самолет с расчетом на прямой и обратный пилотаж.
На ультралегком же самолете вряд ли есть смысл в применении механизации крыла - поэтому следовало бы посмотреть в сторону более высоконесущих профилей.Среди них,кстати,я очень доволен примененным на МАИ-223 (да и сейчас крапаю между делом с ним проектик) профилем DFS - на нем как раз максимальная толщина находится где-то на 20%,радиус носка довольно большой,а нижняя дужка почти плоская;на МАИ-223 он так и был модифицирован - носок привели к диаметру трубы первого лонжерона,а нижнюю дужку просто заменили прямой:вертикальная скорость 2.2м/с при заглушенном моторе с крылом удлинения 5.84,думаю,отличный показатель.

 

[rtyuiop.400]

да и сейчас крапаю между делом с ним проектик

Что за аппарат?  Очень интересно

 

[old_soarer]

На принадлежности Ишковских крыльев Страздасу я все же настаиваю.Факт окончания их производства к моменту покупки не противоречит возможности реализации нераспроданного задела,либо спец.изготовления на оставшейся оснастке.
Вряд ли ульяновские ребята более меня осведомлены - решения принимал Ишков в Москве. 

с Ишковым не знаком,  с Вами тоже, Ульяновских знаю немного, Страздас знаю хорошо.

Р-II и точка.

 

[Lapshin]

с Ишковым не знаком,с Вами тоже, Ульяновских знаю немного, Страздас знаю хорошо. Р-II и точка.

Ну что же - в Вашей компетенции насчет конструкции Страздаса Вы меня убедили,равно как и в том,что мои познания в этом вопросе Вашим уступают.Остается лишь сказать,однако,что все планера,которые я видел как на заводском аэродроме Преная,так и в его цехах,имели крылья именно такие,как на Вашей фотографии.Отмечу,что первый раз я посетил Литву в 1984-м - и они-таки в цехах наблюдались,даже не один и не два.
В итоге,свои предположения о том,что Вы говорите о не вполне знакомом предмете,беру назад,принося за это извинения и даже в некоторой степени принимаю их на себя:честно говоря,ЮПШ находились,скажем,не в центре моего внимания и о том.что Страздас мог иметь и какой-то иной профиль кроме Вортмана и не подозревал - у него даже стабилизатор  был с Вортмановским профилем FX 71 - L150-30,но после нашего общения я и в этом начинаю сомневаться.
Полагаю,что нашу полемику,хотя и приведшую к некоторому сближению позиций следует стереть,как замусоривающую ветку - сам сделаю это немедленно,а этот пост в случае повторения этого с Вашей стороны.
P.S.Ишков - главный конструктор Термоплана.

 

[леха (magnum)]

to Лапшин:
Рейнольсы учитывает, но от них что то толку мало.
Брал как чистое крыло, у меня композит все таки.

Т.е. расчеты говорят, что есть 3 явных зоны. от размаха.
1. резий набор характеристик.
2. почти линейный участок (на котором есть теоретический экстремум, реально поймать его нельзя никак) 
3. плавный спад характеристик при дальнейшем увеличение размаха.

Единственное программный экстремум смещен в сторону больших размахов от статистических, но общий характер понятен.

И исходя из программных мнений и мнений пилотов, я прихожу к выводу, что больший размах для самолетов самостоятельной постройки просто необходим.

1. в случае отказа, будет время подумать.

2. Вес не будет критичен, т.е при перетяжелении самолета характеристики сильно не упадут.

3.Максимальная скорость будет ниже, чем с меньшим размахом, но не значительно, а для самолета самодельного, скорость стоит даже не на 3 месте.

Есле сделать 8..8.5 метров думаю будет самое, оно для парасоли.

И оф. топ.
Для серийных же самолетов, желатьельно приближаться к экстремуму, для обеспечения наилучших характеристик. т.к. вес можно более точно определить и подобрать к нему оптимальное крыло. Пример тот же самый А-21 Соло, только образца 92 года который весил на 30кг меньше моего и летал значительно лучше. Т.к. на вес при маленьких размахах,  самолет очень чутко реагирует. Но при большем размахе нельзя выжать всё из самолета, он будет посредственным, а не уникальным как кри-кри например.

 

[in the sky]

Рекомендации по выбору профиля несущей поверхности

Выбор профиля крыла начинают с оценки параметра, характеризующего минимальную и максимальную скорость летательного аппарата. В качестве такого параметра обычно рассматривают отношение максимального коэффициента подьемной силы при полностью отклоненной механизации к коэффициенту профильного сопротивления при значении Cy, соответствующем полету на максимальной скорости: Cyмехmax/Cxp. Большие значения этого отношения соответствуют большей достижимой величине максимальной скорости полета при заданной посадочной скорости.

Для оценки качества профиля по рекомендуемому отношению необходимо брать значение Cyмехmax при числе Re, соответствующем посадочной скорости.

Выбирая профиль по критерию Cyмехmax/Cxp необходимо помнить, что для отдельных классов летательных аппаратов (высокоманевренные самолеты) важно дополнительное соблюдение определенного отношения |Cy max|/|Cy min|, что требует применение профилей близких к симметричным (например NACA 230). Для большинства самолетов самодеятельной постройки (неманевренных или ограниченно маневренных самолетов) этот критерий не играет существенной роли. В этом случае можно повысить сотношение Cyмехmax/Cxp применяя несимметричные профили, имеющие большие значения Cy max и более плавную зависимость Cy (a) в области критических углов атаки, что повысит безопасность при полете на околокритических углах атаки (посадка, крутой вираж).

Среди выбранных классов профилей, равно удовлетворяющих рассмотренной выше оценке, следует отдать предпочтение профилям, имеющим минимальное значение коэффициента продольного момента при нулевой подьемной силе cm0. Дальнейшее сужение классов рассматриваемых профилей производится на основе удовлетворения дополнительным требованиям, которым должен соответствовать проектируемый летательный аппарат.

Все профили можно разделить на несколько групп:

    профили серий P-II, P-III, NACA 44, ЦАГИ-846, Go относятся к классическим профилям, разработанным в 30-е годы. Эти профили обладают хорошими несущими свойствами, плавной зависимостью Cy (a) в области критических углов атаки, не предьявляют особых требований к качеству поверхности и точности выполнения контура профиля. Такие профили могут быть использованы для крыльев с мягкой обшивкой, при этом потери в несущих свойствах и аэродинамическом сопротивлении, по сравнению с жестким крылом, будут не очень значительны. По этой причине такие профили могут найти широкое применение на легких самолетах схематических конструкций
    к другой группе профилей относятся P-III, MS 16/209, Д-2, К-3, NACA 230, NACA 430, GA(W)-1. Они обладают хорошими несущими свойствами и высоким значением отношения Cy max/Cxp min. Эти профили предьявляют более высокие требования к соблюдению формы контура и могут быть рекомендованы для применения на легких самолетах с жестким крылом
    профили серии С обладают высокими несущими свойствами и резким изменением зависимости Cy (a) в области критических углов атаки. Они предьявляют высокие требования к чистоте поверхности и точности контура профиля и предназначены для пилотажно-акробатических самолетов. Применение таких профилей для крыльев любительских самолетов общего назначения нежелательно из за повышенной опасности к сваливанию
    ламинаризированные профили серии FX, разработанные Вортманом, обладают высокими несущими свойствами и аэродинамическим качеством, в том числе на малых числах Re. Такие профили могут быть рекомендованы для планеров и легких рекордных самолетов с жестким крылом. Эти профили предьявляют повышенные требования к качеству поверхности и точности выполнения контура профиля при создании летательного аппарата и в процессе эксплуатации.

по материалам: С.Т. Кашафутдинов В.Н. Лушин "Атлас аэродинамических крыловых профилей"

 

[Lapshin]

Рейнольсы учитывает, но от них что то толку мало.
Брал как чистое крыло, у меня композит все таки.

Как сам же показываешь - разница при наличии шероховатости вполне себе заметна,если не сказать больше.Расчет в оптимизм характерен для молодых конструкторов - более правильным было бы,может быть придерживаться пессимистичного:огрехов если не в гладкости,то в форме все равно не избежать (не помню,рассказывал ли,как я,сидя в командировке в Пренае два месяца,наблюдал,как за стенкой,в помещении с постоянной температурой и влажностью,как рабочие делали болваны для панелей крыла планера, то подшлифовывая,то наоборот,подмазывая замешанной на смоле алюминиевой пудрой разные участки поверхности,добиваясь,чтобы мастика,которой смазывали толстенную латунную линейку,равномерно окрашивала всю поверхность,не оставляя разводов - я подумал тогда,что в Москве вряд ли нашлись бы охотники,у которых хватило бы терпения сто раз делать,добиваясь идеала:ты,при всем желании так не сделаешь) - если повезет и выйдет лучше ожидаемого,прибавка лишней не окажется и станет приятным бонусом (на МАИ-223 он составил 15 км/ч Vmax).

Т.е. расчеты говорят, что есть 3 явных зоны. от размаха.
1. резий набор характеристик.
2. почти линейный участок (на котором есть теоретический экстремум, реально поймать его нельзя никак) 
3. плавный спад характеристик при дальнейшем увеличение размаха.

Если вспомнить критерии оптимизации,то при размазанном максимуме (минимуме) на графике,оптимальным (при прочих равных условиях) окажется его участок,где начинается "полка" со стороны,где изделие более легкое (менее трудоемкое,более технологичное и пр.),т.е.на этом ,почти прямом участке следует выбрать минимальный размах,т.к.при этом вес окажется меньше,жесткость крыла - выше,а трудоемкость - ниже

Единственное программный экстремум смещен в сторону больших размахов от статистических, но общий характер понятен.
И исходя из программных мнений и мнений пилотов, я прихожу к выводу, что больший размах для самолетов самостоятельной постройки просто необходим.

Видите ли,Алексей,самолеты самостоятельной постройки несколько отличаются друг от друга и стричь их под одну гребенку  несколько легкомысленно,не так ли?При разной нагрузке на крыло и, особенно,на мощность,экстремум гуляет в довольно широких пределах - да и критерии могут быть сильно размыты.
Вот Ан-14 - всем известная Пчелка,спроектирована идеально и имеет великолепную аэродинамику,отличные ВПХ и неплохую экономичность (насколько могли позволить Аи-14);однако,при всем этом великолепии распространения,хоть как-то сравнимого с Ан-2 он не получил - среди прочего в этом виновата как раз та прекрасная аэродинамика:в неспокойном воздухе самолет с невысокой скоростью,но огромным Су/альфа,которым обладает крыло большого размаха и удлинения,полет напоминает езду на телеге по булыжной дороге;ту же самую,без изменения,геометрию крыла применили потом на Ан-28,более чем вдвое бОльшего веса - и этот вариант как раз и заиграл по-настоящему.
Кстати,подставь в свою программу Ан-2 - обещаю,он будет ой как далек от оптимума:но его популярность и долгий век несравнимы.

Есле сделать 8..8.5 метров думаю будет самое, оно для парасоли.

Я бы так не говорил:сделать в нужном весе с крылом приличного удлинения (площадь - не догма) вряд ли удастся,а с малым - типичный тряпколет для полетов в "молоке" вокруг хвоста.6 м действительно,наверное,мало - но дополнительный метр,может быть,с копейками,могут дать вполне неплохой компромисный результат.

Пример тот же самый А-21 Соло, только образца 92 года который весил на 30кг меньше моего и летал значительно лучше. Т.к. на вес при маленьких размахах,  самолет очень чутко реагирует. Но при большем размахе нельзя выжать всё из самолета, он будет посредственным, а не уникальным как кри-кри например.

...что и требовалось доказать.Рассуждая на основе одной логики,ты пришел к выводам,этой логике противоречащим:как я всегда утверждал (да никто и не спорил) - любой самолет представляет собою "миллион компромисов" на каждом шагу:любая простая модель не будет учитывать большого количества факторов,существенно влияющих на судьбу проекта.

 

[argentavis]

Здравствуйте уважаемые самолётостроители! Меня зовут Владимир, и я очень заинтересовался тандемом Минье, и хотелось бы посоветоваться с опытными строителями. Мне блоха нравится тем, что она удобна к транспортировке и максимальная готовность к полёту. Просто взяв в качестве прототипа хотелось бы построить бюджетную, удобную к использованию, относительно безопасную авиетку.
Я прочитал ветку и посмотрел видео, по этой теме, на сколько это было возможно, скачал чертёж авиетки.
И вот взяв за основу аэродинамическую схему и конструктивные параметры попробовал нарисовать несколько иной аппарат. Если опустить заднее крыло до нижнего стрингера и отодвинув назад на 300мм, уменьшив установочный угол до 4градусов, а верхнее поднять на 300 мм, увеличить его площадь за счет ширины и размаха, сместив центровку немного вперёд и жестко установив на угол 6 градусов.
Управление по тангажу и крену сделать элевонами на заднем крыле, сохранить при этом складываемость крыльев и снятие руля направления по этому же принципу. Как это повлияет на устойчивость полёта и способность к планированию с отключеным двигателем?
Что думают по этому поводу многоопытные товарищи?  Буду очень благодарен за развёрнутый, конструктивный ответ. С уважением Владимир.

 

[леха (magnum)]

to Лапшин:
Посоветуйте литературу почитать какую нибудь, может поможет для осознания целостной картины.
Мы тоже сильно смеемся над глюкальщиками (дельтики по самарски), что они только в молоке летать могут, но посмотрите, сколько их и сколько нас, так что иной раз задумаешься, не сотворить, что нибудь подобное по простоте и приближенное к самолету.

И кстати по поводу большого Размаха, на Немане (аналог А-20) я летал тогда, когда пайперы нервно курили в сторонке, благодаря передней стойки самолет можно удержать до скорости 40..50 км/ч, а благодаря Р-3 с маленьким наклоном поляры Cу по углу, он достаточно спокойно ведет себя даже при очень сильной болтанке.