Search in topic

Ще - 2 " Щука"

Валера, поздравляю с новым проектом! Подписываюсь на тему! Буду учиться))

Для правильного выставления угла V необходимо было изготовить лонжероны крыла и прикрепив к ним штыри,установить в пеналы силового шпангоута . Но сначала высчитаем толщину полок лонжерона . Я воспользовался несколькими методами .

1. Программой
2. Свой метод
3. По ссылке для СЛА

Если первые два дали примерно одинаковые результаты , то 3-й отличен был от них почти в 2 раза
Самый главный размер в лонжероне , который необходимо высчитать , есть сечение верхней полки в месте присоединения подкоса . В третьем способе он равен 1.9 см2( так как расчёт вёлся для прямоугольного крыла без сужения )
В первых двух примерно равен 1 см2.
Тем не менее выкладываю этот расчёт ( лишь для примера ) .

Определение изгибающих моментов в сечениях крыла .

На отрезке сечений 0 - 2 изгибающие моменты расчитываются как для свободнонесущего крыла по формуле:
Mизг = ql2(кв) / 2
где:
q - значение распределенной нагрузки
l - координата сечения
В нашем примере:
Изгибающий момент в сечении 1: Mизг 1 = 19,354кг х 0,63 м2/ 2 = 3,84 кгм
Изгибающий момент в сечении 2: Mизг 2 = 19,354кг х 1,26 м2 / 2 = 15,36 кгм
На отрезке сечений 2 -4 учитывается влияние подкоса на величину изгибающих моментов:
Mизг = ql2(кв) - (ql2(кв) к / 2lп)lс
где:
lк - длина консоли (от точки крепления крыла (сечение 4) до конца крыла (сечение 0)
lп - длина участка от точки крепления крыла (сечение 4) до точки крепления подкоса (сечение 2)
lс - длина участка от точки крепления подкоса (сечение 2) до точки расчетного сечения
В моём случае:
lк = 1,63м
lп = 1,26м
lс 3 = 1,45 - 1,26 = 0,19 м
lс 4 = 1,63 - 1,26 = 0,37 м
Изгибающий момент в сечении 3: Mизг 3 = (19,354 х 1,45 2(кв) / 2) - (19,354 х 1,63 2 (кв)/2 x 1,26) x 0,19 =20,34-3,87= 16,47 кгм
Изгибающий момент в сечении 4: Mизг 4 = (19,354 х 1,63 2(кв) / 2) - ( 19,354 х 1,63 2 (кв)/2 x 0,37) х 0,37 = 25,71 -25,71 = 0 кгм

Площади сечения полок лонжерона определяются по формуле:

Для растягиваемых полок (нижних) Sраст = Mизгf / H бв раст
Для сжимаемых полок (нижних) Sсж = Mизгf / H бв сж
где:
Mизг - изгибающий момент
f - коэффициент безопасности
H - средняя высота лонжерона,
Для модели Ще-2 :
H1 = 0,028 м
Н2 = 0,036 м
Н3 = 0,0 44 м
Н4 = 0,056 м
бв раст = 8,3 кг / мм2
бв сж = 3,5 кг/мм2 (для полок лонжерона из сосны)
Для сечения 1:
Sраст = 3,84 x 1,5 / 0,028 x 8,3 = 25мм2
Sсж = 3,84 х 1,5 / 0,028 х 3,5 = 58 мм2
Для сечения 2:
Sраст =15,36 x 1,5 / 0,036 x 8,3 =72 мм2
Sсж = 15,36 х1,5/ 0,036 х 3,5 = 190 мм2
Для сечения 3:
Sраст = 16,47 x 1,5 / 0,044 x 8,3 = 66 мм2
Sсж = 16,47 х 1,5 / 0,044 х 3,5 = 155 мм2
Для сечения 4 расчет вести не имеет смысла, так как Mизг =0
Вот ещё что : если в этом расчёте не применять коэффициент безопасности 1,5 , то значения всех трёх методов совпадают .

Я воспользовался первыми двумя и изготовил полки лонжеронов из прямослойной сосны основным сечение 11 х 10 мм2 с усилением в месте соединения с подкосом накладками липовых реек тл. 10 х 4 мм2 (для верхних полок лонжерона)
Для своих моделей делаю верхние и нижние полки лонжерона одинаковыми .

И небольшая фотосессия
Стержни и пеналы изготовлены следующим образом :

…у нас все делом заняты…

Прекрасно!Валер,твои расчёты на прочность просто поражают!Этож сколько веса можно съэкономить!Как пилот,просто падаю на колено!Виват тебе дружище!!

Определение усилия, действующего на узел крепления крыла
Усилие, действующее на узел крепления крыла определяется по формуле: Pкр = (qlк / 2lп)(1- 2lп / lк) где:
q - значение распределенной нагрузки
lк - длина консоли (от точки крепления крыла (сечение 4) до конца крыла (сечение 0)
lп - длина участка от точки крепления крыла (сечение 4) до точки крепления подкоса (сечение 2)
В нашем случае :
q = 19,354 кг/м
lк = 1,63 м
lп = 1,26 м
Pкр = (19,354 x 1,63 / 2 x 1,26)(1 - 2 x 1,26 / 1,63) = 12,51 х 0,54 = 6,76кг

Строительство продолжается …
Изготовив стержни лонжерона , наклеил на них сосновые полки сечением 11 х10 мм сужаюшиеся от крепления подкоса к законцовкам до 3 х 10 мм . Весит одна полка в среднем 63 - 65 гр . Стержни - штыри весят по 22 гр . Место вклейки стержня зашито с обоих сторон фанерой 0,8 мм . Лонжероны выставлены относительно силового шпангоута по углу V = 4 град. . Для точной проверки угла натягивается суровая нить от законцовки к законцовке . Над центром шпангоута она проходит в 8-ми сантиметрах .

Определение усилия, действующего на подкос крыла и узлы крепления

Сила, действующая на подкос крыла определяется по формуле: Pп = ql2(кв)к/ 2lп sin в
где: q - значение распределенной нагрузки
lк - длина консоли (от точки крепления крыла (сечение 4) до конца крыла (сечение 0)
lп - длина участка от точки крепления крыла (сечение 4) до точки крепления подкоса (сечение 2)
sin в - синус угла между лонжероном и подкосом

Для модели :
q = 19,354 кг/м
lк = 1,63 м
lп = 0,37 м
sin в = 0,3097 (23 град. )
В нашем случае :
Pп = 19,354 x 1,632 / 2 x 0,37 x 0,3097 = 51,4 / 0,23 = 223,48 кг

Определение площади сечения подкоса крыла.

Потребная площадь сечения подкоса определяется по формуле:
Sп = Pпf / бв
где:
Pп - сила, действующая на подкос крыла
f - коэффициент безопасности
бв - нормальное напряжение растяжения и сжатия
В нашем примере:
Pп = 223,48 кг
f = 3
бв = 4,5 для берёзы
Sп = 223,48 х 3 / 4,5 =149 мм2

В небольшом помещении полный размах помещался лишь вдоль , по-этому вынес сборку за пределы мастерской , чтобы оценить размер будущей модели . Там он (размах) уже не казался таким большим …😦

Установил между полками лонжеронов липовые бобышки для крепления кронштейнов подкоса крыла .Так же в этом месте верхние полки подкреплены липовыми накладками сеч.10х4мм и всё обшито с обоих сторон фанерными накладками тл. 0.8мм

Уважвемый Валерий! Прекрасный аналог, нет слов. Вопрос возникает по ходу ознакомления с процессом изготовления. В подкосных крыльях высокопланов, как правило, расположение крыла, фиксация и стабильность исходных геометрических параметров обеспечивается: в горизонтальной плоскости двумя шарнирными креплениями к основному и вспомогательному лонжерону силовых узлов фюзеляжа; в вертикальной плоскости жестким подкосом, воспринимающим маховые нагрузки и имеющем тоже два шарнирных крепления на крыле и фюзеляже. Таким образом получается жеская пространственная 4-х вершинная структура (почти кристалл алмаза;)) обеспечивающая эксплуатационную жесткость и одновременно простоту монтажа и настроек. Заметил, что вы консоли собираетесь стыковать с фюзеляжем на фанерных штырях (разъемах) планерного типа. Вопрос, почему ушли от классического решения?

Вопрос, почему ушли от классического решения?

Хороший вопрос , Иосиф! постараюсь ответить .
Как уже говорилось , штыревое соединение консолей с фюзеляжем принято для удобства эксплуатации . На дюралевую трубу навешивать подкосное крыло и ставить бутафорные подкосы не рентабельно … нет в наличии трубы и не наш это метод 😒. Хотя и он просчитывался мной . Для модели достаточно было бы трубки Д16Т Ф 30мм и толщиной стенки 0,7-0,8 мм .
Я уже почти принял решение навешивать консоли на дюралевые кронштейны на верхней и нижней полке лонжерона , но при сборке в полевых условиях это сущее наказание совмещать их в одиночку (и при ветре) длинным болтом или штырём , как это практиковалось на небольших моих копиях . И для такого соединения необходима небольшая щель между консолью и центропланом ,что не отвечает копийности .Путь моих мыслей хорошо прослеживается в фото изготовления силового шпангоута . Торцевые стенки центроплана в нём были не убраны , пока не было принято конечного решения - соединять на штыри , хотя и при этом способе страдает копийность - видна головка фиксирующего болта (замажем мастикой ) .А поскольку для меня не чужд класс радиопланеров

то и не чуждо пенально-штыревое крепление .
Вот ещё о чём я ещё не упомянул , - у Ще-2 не было вспомогательного лонжерона. Повторяя конструктив прототипа , я так же не буду его воспроизводить . И ещё,прошу прощения - не упомянул в расчётах , что соединение консоли крыла на штыре и на шарнире имеет различие . А именно : штыревое соединение есть соединение с защемлением и воспринимает изгибающий момент , в то время , как шарнирное соединение остаётся в нуле .
im0-tub-ru.yandex.net/i?id=d55e92ea28e6e56c139caf5…

…(На досуге вычисляю представляющие интерес для меня значения )

Определение числа Рейнольдса для режима максимальной скорости

Значение числа Рейнольдса определяется по формуле: Re = VmaxbСАХ / 1,45 х10-5(степень)
где Vmax - максимальная скорость полета.
Ее в первом приближении можно принять равной 70-90км/ч.
bСАХ - хорда крыла
В нашем примере:
Re = 90 x 0,57 / 1,45 х10-5 = 35,37 x 10-5= 3,537 х 10 -6(степень)

Коэффициент подъёмной силы
Cy а = 207Gвзл / SкрV 2(кв.)
В нашем примере:
Cy а = 207 x 15 / 2.1 х V2(кв) = 3105/2.1 х V2(кв.)

При 30 км/ч = 1,64
40 км/ч = 0,92
50 км/ч = 0,59
60 км/ч = 0,4
70 км/ч = 0,3
80 км/ч = 0,23

Уточняем значение скорости сваливания

Vсв = (207 Gвзл / Cya max Sкр) 0,5(степень)т.е квадратный корень
Подставляем значения
Gвзл = 15 кг, Cya max =1,64
Sкр = 2,1 м
Vсв = (207 х 15 / 1,64 х 2,1)0,5= 29,78 км/ч
…

Ще-2 не было вспомогательного лонжерона.

Спасибо за пояснения. К сожалению не знаю конструкцию прототипа, что вызывает еще больше вопросов. Буду искать первоисточники. Вам удачи!

😃:)Валера - ДРУЖИЩЕ - С ДНЁМ РОЖДЕНИЯ ТЕБЯ!!! Кавказского долголетия - здоровья - удачи … !!!😃😃

Валера, присоединяюсь к поздравлениям! Счастья, успехов, новых проектов, красивых полетов!

Всех благ и еще большк!

Поздравляю с днем рождения! Здоровья, успехов, новых творческих идей, благополучия в доме.

Спасибо , Братцы !!!
А давайте я покажу вам в честь такого случая свою главную " модель" своей жизни . Я его построил с Владимиром Семенько ровно 30 лет назад …

А кто кино снимал?

А кто кино снимал?

Проезжавшие киношники увидели наши полёты и сняли на плёнку . Копию плёнки с монтажом потом передали нам .

Присоединяюсь к поздравлениям,и желаю всего хорошего,примерно в одно и тоже время (1991) году я поднимал свой первый мотодельтаплан,как молоды мы были!

Привет Валера! С днём рождения тебя, творческого настроения и успехов! И спасибо тебе за тему, за новую постройку. Очень интересно, буду следить, учиться, подсматривать и напитываться энергетикой, так глядишь и на коленках начну строить, хотя как той комедии… Шурик это не наш метод… Все же нужна мастерская, а пока будем смотреть и болеть за тебя. Удачи.

Валера, с Днем Рождения ! Крепкого здоровья тебе на долгие годы ! Всего наилучшего, да на каждый день !😃

Очень позитивное и красивое видео! С Днем Рождения!

Ещё раз благодарю всех за поздравления ! Надеюсь , что возраст прибавит нам мудрости 😒

Продолжу дальше с публикации расчётов …

Определение максимально допустимой скорости .

Максимально допустимая скорость - это такая скорость, при достижении
которой самолет не должен разрушиться. Ее величина определяется по формуле:
Vmax max = 1,5 Vmax
В нашем случае : Vmax = 80 км / ч
тогда Vmax max = 1,5 x 80 = 120 км/ч .

Определение крутящих моментов в сечениях крыла
Крутящий момент в каждом из сечений определяется по формуле:
Mкр = 0,02bo2(кв)V 2(кв) max maxl
где bo - хорда крыла
Vmax max - максимально допустимая скорость
l - координата сечения

Наш случай : bo = 0.51 м
Vmax max = 120 км/ч (33.3м/с)
Крутящий момент в сечении 1: Mкр 1 = 0,02 х 0,51 2(кв) х 33,32 2(кв)х 0,63 = 3,46 кг/м
Крутящий момент в сечении 2: Mкр 2 = 0,02 х 0,72 2(кв)х 33,32 2(кв)х 1,26 = 13,69кг/м
Крутящий момент в сечении 3: Mкр 3 = 0,02 х 0,72 2(кв) х 33,32 2(кв)х 1,45 = 8,36кг/м
Крутящий момент в сечении 4: Mкр 4 = 0,02 х 0,72 2(кв)х 33,3 2(кв)2х 1,63 =9,4 кг/м

Определение толщины стенок лонжерона в сечениях крыла :

Толщина стенок лонжерона определяется по формуле: бст = Qf / h tв
где:
Q - величина перерезывающей силы
f - коэффициент безопасности = 3(для самодельных летательных аппаратов )
h - полная высота лонжерона
tв - касательное напряжение для выбранного материала )
В нашемслучае:
H1 = 0,036 м
Н2 = 0,046 м
Н3 = 0,0 55 м
Н4 = 0,070 м

Перерезывающая сила в сечении:

1: Q1 = 12,2 кг
2: Q2 = 24,381 кг .
3: Q3 = 7,66
tв = 2 (для фанерной стенки с действием силы, направленной поперек волокон)
Для сечения 1: бст = 12,2 х 3/ 36 х 2 = 0,5 мм
Для сечения 2: бст = 24,38 х 3/ 46 х 2 = 0,795 мм
Для сечения 3: бст = 7,66 х 3 / 55 х 2 = 0,2 мм
Для сечения 4 вести расчет не имеет смысла, так как толщина стенки близка 0 м.
Стенка лонжерона крыла будет из 0.8 мм авиафанеры сошлифованная к законцовкам до 0.4мм

О продолжении постройки :[

Фюзеляж Ще-2 не имел лонжеронов . Продольный набор состоял из 20-ти стрингеров .
Их я почти все и воспроизведу в модели . Можно легко посчитать их вес .
Сечение стрингера 5 х4 мм длина 240 см
Объём =0,2 х 240 =48 см2 не считая сужения к хвосту до 4х2.5мм
18 шт. х48 =864 см2х 0,54(плотность сосны) = 466,5 гр
Сразу и не определить много это или мало .
В процентах это 11,65% от веса фюзеляжа
Вернее будет представить эти 18 стрингеров в пучке .
0,2 х18=3,6 см2 - это сечение всех стрингеров .
Если их представить в виде 4х лонжеронов фюзеляжа ,
То каждый лонжерон будет иметь сечение 0,9 см2
Для фюзеляжа длиной 2,65 м думаю этого сечения будет достаточно,
а может даже и многовато , учитывая бальзовую обшивку с покрытием тонким стеклопластиком . Буду уточнять … рассчёты представлю позже .

Силовой шпангоут готов к установке и можно начинать сборку фюзеляжа .
Нанизываю шпангоуты по порядку на стапельные трубы .
Крепление некоторых шпангоутов показано на фото.
Поскольку основная труба в 2 м не дотягивается до транца , пардон - хвостового шпангоута, изготовлена надставка из деревянной бобышки и длинного болта М10 с контрогайкой .Да и саму основную трубу до хвоста не дотянуть - выходит за контур фюзеляжа .Затруднение представляет линия оси фюзеляжа пронизывающая лишь часть его .Нижняя стапельная трубка позволяет установить на место носовые шпангоуты и носовой обтекатель фюзеляжа .
Весь стапель выставляется соосно с помощью метровых линеек и уровней и стягивается зажимами .
Фюзеляж начинает прорисовываться …

Расчёты ведутся без определённой последовательности . Некоторых данных для точного расчёта не имеется (нет графиков) , по-этому числа отмеченые …? вопросом взяты из значений “Егорыча”. А если так , то расчёт нужно считать условным .Как говорил наш любимый “Маэстро” : - Ну, вы понимаете, что это не вокал, это эскиз к вокалу…😒

Расчет флюгерной устойчивости :

Степень флюгерной устойчивости определяется величиной производной коэффициента момента рысканья по углу скольжения, которая определяется по формуле:
mв y = (0,75 Kв hф l 2ф / Sкрlкр) + (- a / в о х Bв о) + mв y мг + mв y инт
где:
Kв - коэффициент, определяемый по графику(нет в наличии) в зависимости от величины отношений Xф / lф и lф / hф
Xф - расстояние от носка фюзеляжа до центра масс
hф - эффективная высота фюзеляжа
lф - длина фюзеляжа
a / в о - коэффициент, определяемый по следующему графику(нет в наличии) для однокилевых или двухкилевых самолетов в зависимости от удлинения вертикального оперения
Bв о - коэффициент статического момента площади вертикального оперения
mв y мг - изменение степени флюгерной устойчивости, вносимое мотогондолами, расположенными на крыле. При расчете можно принимать
mв y мг = -0,00015 на каждую пару мотогондол.
mв y инт - изменение степени флюгерной устойчивости, зависящее от взаимного расположения частей самолета. Для одномоторных самолетов составляет:
-0,00045 для низкоплана,
-0,0002 для среднеплана,
0 для высокоплана.
Для двухмоторных самолетов составляет
-0,00025 для низкоплана,
-0,00015 для среднеплана и
0 для высокоплана.
В нашем примере:
Xф = 0,77 м
hф = 0,4м
lф = 2,65 м
Kв = 0,0027…?
так как Xф / lф = 0,77/2,65 = 0,29
и lф / hф =2,65/ 0,4=6,62
a / в о = 0,029 …?
Bв о = 0,0395
Коэффициента статического момента площади вертикального оперения Bв о = Sв оLв о / SкрLкр, должен быть в пределах 0,04 - 0,05 . Если его величина будет меньше, рекомендуется для получения удовлетворительных характеристик продольной устойчивости и управляемости увеличить площадь или плечо вертикального оперения.
В нашем примере Bв о = 0,183 х 1,68/ 2,1 х 3,7 = 0,3/7,77=0,0395
mв y мг = 0 ,00015 так как самолет имеет двигатели с мотогондоллами
mв y инт = 0 для двухмоторного высокоплана
mв y = (0,75 х 0,0027 х 0,4 х 7 / 2,1 х 3,7) + (- 0,029 х 0,0395) + 0 + 0 = 0,00073 + (- 0,0011) = - 0,0004
Данная величина в 2,5 раза меньше рекомендуемого значения mв y = - 0,001. Следует отметить, что для обеспечения флюгерной устойчивости величина mв y должна быть меньше 0

Расчет поперечной устойчивости:

Степень поперечной устойчивости характеризуется производной момента рысканья по углу скольжения, которая для обеспечения условия поперечной устойчивости должна быть меньше 0. Производная момента рысканья по углу скольжения для самолета с прямым крылом без сужения и стреловидности расчитывается по формуле:
mв x = 0,0001ф0 (-2,17 - 0,15( - 6)) + 0,0001(Kинт х h 2 ф maxbо / Sкрlкр ) + mв x мг + mв x во
где ф 0- угол поперечного V крыла. =4 град.
Это основной параметр с помощью которого можно изменять величину поперечной устойчивости. Для обеспечения приемлемых характеристик поперечной устойчивости желательно устанавливать угол поперечного V 3 - 5 градусов при низкопланной схеме,
0 градусов для фюзеляжного высокоплана и
2 -3 градуса для высокоплана без фюзеляжа.
Удлинение крыла =6.6
Kинт - коэффициент, зависящий от взаимного расположения крыла и фюзеляжа,
который составляет:
для низкоплана 200,
для среднеплана -20,
для высокоплана -220.
hф max - максимальная высота фюзеляжа 0.4м
Средняя хорда bо =0.57
Sкр - площадь крыла =2.1 м2
lкр - размах крыла = 3.7 м
mв x мг - величина, учитывающая влияние мотогондол, установленных на крыле.
В расчетах можно принять
mв xмг = - 0,00015 для каждой пары мотогондол.
mв x во - величина, учитывающая влияние вертикального оперения.
Определить ее можно по следующему графику в зависимости от относительной площади вертикального оперения (Sв о / Sкр) и соотношения hв о / lкр ,
где hв о расстояние от линии проходящей через центр тяжести самолета параллельно хорде крыла до точки, делящей высоту вертикального оперения пополам.
В нашем примере: фo = 1,50
Kинт = -220 (для высокоплана)
hф max = 0.4 м
bо = 0.57 м
Sкр 2.11м2
lкр =3.7м
mв x мг = 0 для крыла без мотогондол
mв x во = - 0,00026
при Sв о / Sкр = 0.183 / 2.1= 0.086
и hв о / lкр = 0.4/ 3.7 = 0.1
mв x = 0,0001 x 4(-2,17 - 0,15(6.6 - 6)) + 0,0001(-220 x 0.4 2 x 0.51 / 2.1 x 3.7) + 0,00015 + (-0,00026) = - 0,0002 - 0,00023 - 0,00011 = - 0,00014
Рекомендуется, чтобы величина отношения поперечной и флюгерной устойчивости самолета
(mв x / mв y) составляла 0,7 - 1.
А в нашем случае
mв x / mв y = - 0,00014 / - 0,0004 = 0,35
то есть в 2 раза ниже рекомендованной величины, что обусловлено достаточной флюгерной устойчивостью самолета.
…
Всю эту расчётную писанину можно не читать и не тратить на это время (если не интересно). Я тоже всегда больше гляжу на картинки в сообщениях . Лучше один раз увидеть …

Картинки :
В поперечном наборе фюзеляжа не хватает главной детали , которая первой дотрагивается до набегающего воздушного потока . Да-да , это как раз и есть головной обтекатель самолёта . Носовую часть фюзеляжа , т.е кабину пилотов , делать съёмной не стану( возможно только верхнюю часть кабины ) .Лишаю себя удобства обслуживания бортового оборудования . Не уважаю разъёмы в неположенных местах …достаточно будет одного за крылом разделяющий фюзеляж на две почти равные части длиной 1,3 м и 1.35 м.
Заготовку для обтекателя склеил из тополя . Осина,тополь , липа лучшая древесина для формования . Испытываю к ней неописуемое удовольствие .Резал бы и резал …строгал бы и строгал 😛