Ще - 2 " Щука"
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 😛
Занимаясь сборкой фюзеляжа , потребовалось определить толщину сечения стрингеров .Для этого понадобилось произвести эти расчёты . Конечно же свой опыт и авиамодельное чутьё всегда при мне , но с расчётами работа движется увереннее
Определение нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение :
Нагрузка на горизонтальное и вертикальное оперение зависит от нагрузки на крыло и расчитывается по формулам:
Pг о = 0,6nyGвзлSг о / Sкр
Pв о = 0,5nyGвзлSв о / Sкр
где: ny - эксплуатационная перегрузка
Gвзл - взлетный вес
Sг о - площадь горизонтального оперения
Sв о - площадь вертикального оперения
Sкр - площадь крыла
В нашем примере:
ny = 4
Gвзл = 15 кг
Sг о = 0,335 м2
Sв о =0,183 м2
Sкр = 2,1 м2
Pг о = 0,6 х 4 x 15 х 0,335 / 2,1 =5,74 кг
Pв о = 0,5 х 4 x 15 х 0,183 / 2,1 =2,6 кг
Определение перерезывающих сил фюзеляжа.
Для определения перерезывающих сил фюзеляжа воспользуемся той, же схемой, что и для расчета центровки:
Значение перерезывающих сил от агрегатов и аэродинамических нагрузок определяется по формуле:
Q = nэGагр 1 + nэGагр 2 + … + nэGагр n
где nэ - эксплуатационная перегрузка
Gагр - вес агрегата
Для примера расчитаем перерезывающие силы в точках 1 и 2 Перерезывающие силы в этих точках складывается от силы, приложенной к горизонтальному оперению, а также от массы всего оперения и задней стойки шасси и в нашем случае значения перерезывающих сил в обоих сечениях будет приблизительно равным, однако высота фюзеляжа, меньше в сечении 2, следовательно там толщина обшивки будет больше, и для него мы и проведем расчет.
Q = Pг о + nэGоп + nэGз ш = 5,74 + 4 х 0,5 + 4 х 0,1 =5,74 + 2 + 0,4= 8,14кг
Определение изгибающих моментов фюзеляжа:
Для определения изгибающих моментов фюзеляжа обратимся к схеме предыдущего
Значение изгибающих моментов от пилотов, агрегатов и аэродинамических нагрузок определяется по формуле:
Mизг = nэGагр 1lагр 1 + nэGагр 2lагр 2 + … + nэGагр nlагр n
где nэ - эксплуатационная перегрузка
Gагр - вес агрегата
lагр - расстояние от плоскости расчетного сечения до соответствующего агрегата. Точка, уравновешивающая моменты находится в месте крепления крыла. Максимальное значение изгибающего момента будет именно в этой точке.
Расчитаем изгибающий момент в точках 1 и 2
Изгибающие моменты в этих точках складывается от силы, приложенной к горизонтальному оперению, а также от массы всего оперения и задней стойки шасси.
Mизг 1 (у лонж. кр)= Pг о lг о 1 + nэGоп lоп 1 + nэGз шlз ш 1 = 5,74кг x 1,5 м + 4 х 0,5 х 1,5 м + 4 х 0,1зш х 1,7 = 11,68 кгм
Mизг 2 (разъём фюз) = Pг о lг о 2 + nэGоп lоп 2 + nэGз шlз ш 2 = 5,74 x 0,95 + 4 х 0,5 х 0,95 + 4 х 0,1 х 1,15 = 7,8 кгм
Определение площади сечения полок лонжеронов фюзеляжа :
Площади сечения полок лонжеронов расчитываются по той же формуле, что и для крыла .
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
бв раст и бв сж - нормальное напряжение растяжения и сжатия для выбранного материала
При этом значение H для сечения 1 составляет 2/3 диаметра = 0,26м
а для сечения 2 - 0,24 м,
материал полок - сосна
Для сечения 1 S1 = 11,68 х 3 / 0,26х 3,5 = 32 мм2
В своде фюзеляжа верхнем и нижнем по три ( + ещё 2 в запасе, которые я не взял в расчёт ) работающих стрингера сечение 5 х 4 мм = 20 мм2 х 3 = 60мм2
Для сечения 2 S2 =11,68 х 3 / 0,24 х 3,5 = 41 мм2 так же 60 мм2
расчёт только на сжатие , т.к и верхний и нижний свод ему одинаково подвержен .
При этом следует учитывать, что полученное значение является суммарной площадью, соответственно, либо двух верхних лонжеронов фюзеляжа (правого и левого), либо двух нижних
Для наглядности ещё одна публикация применимая для моего случая .Т.е. для стрингерного фюзеляжа …
Так же как и для крыла, расчет фюзеляжа на прочность заключается в определении нормальных и касательных напряжений в элементах его конструкции. Вот приближенные методы определения этих напряжений.
У фюзеляжа стрингерного типа изгибающий момент воспринимается стрингерами и обшивкой. При приближенном расчете сечение фюзеляжа условно заменяется двухпоясной балкой . В этом случае силы, действующие на обшивку и стрингеры, приводятся к двум равнодействующим силам Р, величина которых может быть найдена по формуле:
Величина Нср обычно принимается равной 2/3 Н
Схематизация фюзеляжа: 1 – верхний свод, 2 – нижний свод
Для расчета нормальных напряжений берется площадь сечения элементов, находящихся в зоне наибольшего растяжения и сжатия, т.е. в верхнем и нижнем сводах.
Эта площадь определяется по формуле
Здесь n и f – число стрингеров в своде и площадь сечения одного стрингера соответственно;
Fобш и j - площадь обшивки в своде и редукционный коэффициент соответственно.В растянутой зоне j = 1, в сжатой j£ 1.
Таким образом, нормальные напряжения в своде находятся по формуле
Очевидно, что для бесстрингерного фюзеляжа
Касательные напряжения t в обшивке фюзеляжа возникают от действия Qи Мкр
Касательные напряжения в фюзеляже
Сила Q воспринимается боковыми стенками фюзеляжа с высотой Нср=2/3Н. Считаем условно, что верхний и нижний своды касательные напряжения не воспринимают.
Следовательно,
где dобш – толщина обшивки фюзеляжа.
Касательные напряжения кручения фюзеляжа могут быть найдены по формуле:
Здесь F – площадь сечения, ограниченная контуром фюзеляжа.
Касательное напряжение = 8,14 / 1, 33 х0,26 х2 =0,69
Касательные напряжения кручения фюзеляжа =оп-па …считаем недостающее значение…
Определение крутящего момента фюзеляжа.
Крутящий момент фюзеляжа возникает при неравномерном нагружении горизонтального оперения и отклонения руля направления и определяется по формуле:
Mкр ф = (Pг оlг о / 4) + (Pв оhв о / 2)
где
Pг о - величина нагрузки на горизонтальное оперение
Pв о - величина нагрузки на вертикальное оперение
lг о - размах горизонтального оперения
hв о - размах (высота) вертикального оперения
В нашем примере:
Pг о = 5,74 кг
Pв о = 2,6 кг
lг о = 1 м
hв о = 0,4 м х 2
Mкр ф = (5,74 х 1 / 4) + (2,6 х 0,4х2/ 2) = 1,435 + 2,08= 3,5кгм
Касательные напряжения кручения фюзеляжа будет равно = 3,5/2 х0,9 м х 2мм =0,97 кг
…
Продолжаю постройку …
Головной обтекатель обрёл законченный вид .Вес на нём не экономлю. Оставил толщину корки около 8-9 мм . Во внутренней части обтекателя оставлено глухое отверстие для точной установки на малую трубу стапеля . Вклеиваться на место будет после извлечения стапеля из фюзеляжа . Обтекатель будет служить ёмкостью для регулировочного балласта .Прошив фюзеляж несколькими стрингерами установил обтекатель на стапель . Стрингеры предварительно изогнуты по контуру и не имеют мест напряжений .Слегка притянуты к шпангоутам резиновыми кольцами
Мухомор:)
Определение толщины обшивки в сечениях крыла .
Толщина обшивки определяется по формуле:
бобш = Mкрf / 2Ftв
где:
Mкр - крутящий момент в сечениях крыла
f - коэффициент безопасности
tв - касательное напряжение для выбранного материала
F - площадь замкнутого контура, воспринимающего кручение,
образованный всей обшивкой крыла или его носка,
площадь контура легко можно определить по формуле:
F = 0,67LH
В нашем примере:
F = 0,67LH = 0,67 x 530 x 70 = 24857мм2
(принимая, что работающей на кручение обшивкой обшит носок крыла, на 75% хорды - 530 мм, а толщина профиля - 70 мм)
Крутящий момент в сечении 1: Mкр 1 = 0,02 х 0,512 х 33,32 х 0,63 = 3,46 кг/м
Крутящий момент в сечении 2: Mкр 2 = 0,02 х 0,72 х 33,32х 1,26 = 13,69кг/м
Крутящий момент в сечении 3: Mкр 3 = 0,02 х 0,72 х 33,32 х 1,45 = 8,36кг/м
Крутящий момент в сечении 4: Mкр 4 = 0,02 х 0,72 х 33,3 2х 1,63 =9,4 кг/м
Значения Mкр определены
H1 = 0,036 м
Н2 = 0,046 м
Н3 = 0,0 55 м
Н4 = 0,070 м
Для сечения 1:
бобш 1 = 3,46 х 3 / 2 х 6030мм х 0,5 = 10,38/6030 = 0,0017м = 1,7 мм
Для сечения 2:
бобш 2 = 13,69 х 3 / 2 х 16334мм х 0,5 = 41/16334 = 0,0025 = 2,5 мм (на хорде крепления подкоса )
Для сечения 3:
бобш 3 =8,36 х 3 / 2 х 19530 мм х 0,5= 25/24857 = 0,0012 = 1,2 мм
Для сечения 4:
бобш 4 = 9,4 х 3 / 2 х 24857 мм х 0,5 = 28,2/24857 = 0,0011 = 1,1мм
tв для фанеры =2
tв для бальзы с обшивкой тонким стеклом предположительно в 4 раза меньше … около 0,5
Такие значения получаются при вычислении.
Я же буду полностью обшивать крыло средней бальзой тл. 2 мм
…
Определение толщины обшивки фюзеляжа.
Толщина обшивки расчитывается по той же формуле, что и для крыла .
При этом значение F
для сечения 1 будет 3,14 х 170 2(кв) = 90746 мм2
для сечения 2 будет 3,14 х 130 2 (кв)= 53092 мм2
а материал обшивки бальза
Для сечения 1 бобш 1 = 3,5 х 3 / 2 х 90746 х 2 = 10,5/362984 =0,000029 мм фанера и 0,00011мм бальза
Для сечения 2 бобш 2 = 3,5 х 3 / 2 х 53092 х 2= 10,5/212370 =0,000049мм(фанера) и 0, 000197мм бальза
Понятно, что обшивка в итоге будет толще, исходя из конструктивных соображений, но данной толщины было бы вполне достаточно.
Да , микронной толщины обшивки достаточно для компенсации крутящего момента фюзеляжа .Сколь там получилось в кг на метр …?
Касательные напряжения кручения фюзеляжа будет равно = 3,5/2 х0,9 м х 2мм =0,97 кг
Ну, киллограмм и без обшивки можно удержать
…
…Так , посмотрим что получается . Прошил шпангоуты несколькими стрингерами
Симпатичный, сейчас на тюленя больше похож 😃.
Прошил шпангоуты несколькими стрингерами
Валер,это пробная сборка?В смысле-шпангоуты будут же облегчаться?
Валер … встань рядом - для масштаба… !!!
В смысле-шпангоуты будут же облегчаться?
На фото видно, что обленчения сделаны - надо только отделить перемычки.
Всё разжёвывется досконально…Огромное спасибо, Валера!!! Вот реальный пример - что и как…Просьба - продолжите обязательно в этом “ракурсе”…
Валер,это пробная сборка?В смысле-шпангоуты будут же облегчаться?
Да ,Толя , пробная ,… плавно переходящая в капитальную . Прорези с припуском уже видны в шпангоутах .
Валер … встань рядом - для масштаба… !!!
Коля , подумал , да как-то рановато ещё с ним меряться . Крылышки соберу тогда поглядим …
Модель габаритная и без фиксированной подставки вдальнейшем не обойтись .
Вырезал из ДСП .
Фиксируется подставка в двух точках в месте крепления подкосов на винтах М3 .
Просьба - продолжите обязательно в этом “ракурсе”…
Определение нагрузки на горизонтальное и вертикальное оперение:
Нагрузка на горизонтальное и вертикальное оперение зависит от нагрузки на крыло и расчитывается по формулам:
Pг о = 0,6nyGвзлSг о / Sкр
Pв о = 0,5nyGвзлSв о / Sкр
где:
ny - эксплуатационная перегрузка
Gвзл - взлетный вес
Sг о - площадь горизонтального оперения
Sв о - площадь вертикального оперения
Sкр - площадь крыла
В нашем примере:
ny = 6 х Gвзл = 6 х15 кг = 90кг
Sг о = 33,5 м2
Sв о =18,3 м2
Sкр = 11,4 м2
Pг о = 0,6 х 6 x 15 х 0,335 / 2,11= 8,57 кг
Pв о = 0,5 х 6 x 15 х 0,183 / 2,11 = 3,9 кг
Определение распределенной нагрузки по размаху горизонтального и вертикального оперения
Распределенная нагрузка для горизонтального и вертикального оперения определяется по формулам:
qг о = Pг о / lго / 2 для горизонтального оперения
qв о = Pв о / lво для вертикального оперения
где:
Pг о - нагрузка на горизонтальное оперение
lг о - размах горизонтального оперения
Pв о - нагрузка на вертикальное оперение
lв о - размах (высота) вертикального оперения
В нашем случае :
Pг о = 8,57 кг
lг о = 1 м
Pв о = 3,9 кг
lв о = 0,4 х 2 м
Следует учесть, что для горизонтального оперения расчетным случаем является случай несимметричного нагружения при полете со скольжением, когда к половине стабилизатора прикладывается 100% нагрузки. Поэтому при расчете распределенной нагрузки используется не величина размаха горизонтального оперения, а его половина.
qг о = 8,57 / 1 / 2 = 4,285 кг/м
qв о =3,9/ 0,8 = 4,875 кг/м
Модель - огонь! Описалово - шедевр!!! Спасибо!
Очень ценная тема.Всегда можно будет обратиться к ней в случае возникших вопросов по нагрузкам и прочности.Тем более,что всё описано простым языком.Спасибо,Валер! А твоя “щука” уже начинает прорисовываться.Классный ты выбрал прототип,мне очень нравится!Удачи в постройке!
Присоединяюсь к вышесказанному, заодно хочу спросить - а первоисточник всех этих умозаключений , если не секрет, можно озвучить? Наверное это из какой-то довоенной книги, Сейчас таких не найдешь… Да, даже лет 40 тому назад их тоже уже было не найти. Все заумные- такие… с кучей интегралов, и ни одной живой цифирки… А мы в институте изучали только металлические конструкции , и их расчет на прочность методами конечных элементов. Надо отдать должное тем учебникам, в частности профессору Одинокову Ю.Г. - основателю кафедры прочности в КАИ , лекции которого до сих пор вспоминаю и по учебникам которого, изучают до сих пор расчет на прочность во всех авиационных вузах страны … А вот старых довоенных учебников по которым можно “на коленке” просто и быстро пронормировать нагрузки и рассчитать деревянный самолет -сейчас днем с огнем не найдешь…
У меня есть “Справочная книга по расчету самолета на прочность”, Оборонгиз, 1954г. Авторы: Астахов, Караваев, Макаров, Суздальцев.
Хороший учебник, “без интегралов”.
И в электронном виде “Проектирование деревянных самолетов” в двух частях. Перевод с английского инженеров Дорохова, Никифорова, Яровицкого под редакцией Макарова. НКАП СССР, 1945 год. То же очень полезные книги. Если кому интересно - давайте почту, пришлю.
Шли, у тебя вроде бы есть моё мыло, если что - скину в личку еще раз.
а первоисточник всех этих умозаключений , если не секрет, можно озвучить? … А вот старых довоенных учебников по которым можно “на коленке” просто и быстро пронормировать нагрузки и рассчитать деревянный самолет -сейчас днем с огнем не найдешь…
Сергей , Вы правы . Простых доступных расчётов найти трудно . Мы ведь не математики ,мы арифметики 😒 в сети тьма различных публикаций по прочностным расчётам конструкции самолёта . Увлекаясь СЛА в далёкие советские годы мы пользовались советами , подсказками и расчётами дипломированных конструкторов . Хорошие расчёты есть и в КР и в М-К . Но лучшего расчёта самолёта чем “Егорыч” из г. Жуковский мне видеть не приходилось . Я на него давал ссылку в самом начале темы .
А ссылок можно дать сколько угодно …
airspot.ru/…/makarov-s-ya-proektirovanie-derevyann…
dereksiz.org/moskovskij-gosudarstvennij.html?page=…
mydocx.ru/11-97986.html
works.doklad.ru/view/BZSwMgs1wag/all.html
studfiles.net/preview/2219814/page:3/
modelist-konstruktor.com/…/my-stroim-samolet-argo-…
barr82-argo.blogspot.com/…/blog-post_24.html
…и так и далее
Изготовил несколько силовых нервюр крыла из тополинной фанеры . Нервюры были немного поведёнными , но проглаживание утюгом при высокой температуре выровняло их почти до идеально ровной плоской формы . Занялся оформлением центроплана , установил лонжероны консолей в центроплан для последующего контроля угла V крыла .
Никто никогда не высчитывает сечения элементов оперения . В основном пользуются опытом и сравнениями с другими моделями в публикациях . Но я всё-таки обосную …
Определение перерезывающих сил горизонтального и вертикального оперения
Для горизонтального и вертикального оперения имеет смысл расчетным сечением выбирать корневые сечения, и все расчеты вести для них, принимая значения потребных площадей полок и стенок лонжерона и обшивки постоянными по размаху. Перерезывающая сила расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Q = ql
Для горизонтального оперения
Qг о = 4,285 х 0,5 = 2,14 кг , а раз уж он с подкосом , тогда 4,285 х 0,25 = 1,75 кг
Для вертикального оперения
Qв о = 4,875 х 0,4 =1,95 кг , а раз уж он с подкосом то имеем 4,875 х 0,2 = 0,975 кг
Определение изгибающих моментов горизонтального и вертикального оперения
Изгибающие моменты расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Mизг = ql 2 (кв) / 2
Для горизонтального оперения:
Mизг г о = 4,285 х 0,25 2 (кв) / 2 = 0,13кгм( с подкосом) … или 0,53 кгм (свобод.несущее)
Для вертикального оперения :
Mизг в о = 4,875 х 0,22/ 2 = 0,097кгм (с подкосом ) … или 0,39 кгм (свобод. несущее)
Определение крутящих моментов в горизонтального и вертикального оперения
Mкр = 0,02bo 2 (кв) V 2(кв) max max l
Крутящие моменты расчитывается по той же формуле, что и для крыла
Для горизонтального оперения :
Mкр г о = 0,02 х 0,35 2(кв) х 33,3 2(кв)х 0,25 = 0,678 кгм
Для вертикального оперения :
Mкр в о = 0,02 х 0,3 2х 33,32 х 0,4=0,79 кгм
Определение толщины стенок лонжерона горизонтального и вертикального оперения
Толщина стенок лонжерона расчитывается по той же формуле, что и для крыла
бст = Qf / h tв
Для горизонтального оперения :
бст г о = 1,75 х 3 / 25 х 2 = 0,1 мм(для фанерной стенки) , и 0,4 мм для бальзовой.
Для вертикального оперения :
бст в о = 0,975х 3 / 25 х 2 = 0,06 мм (для фанерной стенки) , и 0,24 мм для бальзы .
На модели бальзовая стенка у лонжеронов оперения будет тл. 1 мм
Нужно учесть нагрузку на г.о. от килей
Определение площади сечения полок лонжерона горизонтального и вертикального оперения .
Площади сечения полок лонжеронов расчитываются по той же формуле, что и для крыла .
Для растягиваемых полок (нижних) Sраст = Mизгf / H бв раст
Для сжимаемых полок (нижних) Sсж = Mизгf / H бв сж
Беру значения Мизг для неподкосного ст-ра и киля
Для горизонтального оперения :
Sг о =0,53 х 3 / 0,025 х 3,5 = 18 мм2
Для вертикального оперения:
Sв о = 0,39 х 3 / 0,025 х 3,5 =13,44 мм2 .
Этого будет достаточно , но всё-равно увеличу сечение полок в два раза .
Определение толщины обшивки горизонтального и вертикального оперения
Толщина обшивки расчитывается по той же формуле, что и для крыла
бобш = Mкрf / 2Ft
F = 0,67LH = 0,67 х 100х25 =1675мм2
tв = 2 (для фанерной стенки с действием силы, направленной поперек волокон)
Для горизонтального оперения :
бобш г о = 0,678 х 3 / 2 х 1975 х 2 = 2,019 /7900=0,00025мм (фанера) 0,001 мм бальза
Для вертикального оперения:
бобш в о = 0,79 х 3 / 2 х 2512 х 2 = 2,37 /10048 = 0,00023мм(фанера) 0,00084 бальза
Достаточно и полотняной (мягкой) обшивки .
Установив лонжероны в пеналы , проверил требуемый угол V.
Пришлось развернуть фюзеляж поперёк стола . Но “стрельнуть” по виду спереди можно было только вынеся модель за ворота . По нити натянутой от законцовки до законцовки можно было судить , что угол V выставлен верно .
…
Есть такая формула …
Определение потребной площади крыла :
Зная взлетный вес самолета и требуемую скорость сваливания определяем потребную площадь крыла по формуле:
Sкр= 207 Gвзл / Cya max V 2св Gвзл
Gвзл = 15 кг
Vсв задана в техническом задании - 30 км/ч
Cya max - максимальный коэффициент подьемной силы, значение которого можно предварительно принять :
1.1 для гибкого крыла
1,3 - 1,4 для крыла без механизации и
1,8 - 2,1 для крыла с закрылками.
В нашем примере на самолете используются закрылки, поэтому принимаем
Cya max = 1,9
Sкр = 207 х 15 / 1,9 х 302 = 3105 / 1710 = 1,81м2
Имеем 2,1 м2 , то есть больше потребной площади на 0,3 м2
Тогда эта посадочная скорость (30 км/ч) будет у модели даже при Суа= 1,63
С нашей площадью 2,1 м2 и при Суа = 1,9 посадочная скорость будет = 28 км/ч
Это значит , что ранее использованная формула определения скорости сваливания
Vсв = (207 Gвзл / Cya max Sкр) 0,5 работает с большой точностью !
Помнится скорость сваливания была определена для модели в 26 км/ч .
Хочу напомнить ,что:
скорость отрыва при взлете не менее 1,2 скорости сваливания;
скорость захода на посадку не менее 1,3 скорости сваливания;
посадочная скорость не менее 0,95 скорости сваливания.
0,95 х 28 км/ч = 26,6 км/ч … почти полное совпадение
Валер … с утра слов нет … ОЧЕРЕДНОЙ ШЕДЕВР … ВДОХНОВЛЯЕТ …ПОШЁЛ В МОДЭЛКУ !!! СПАСИБО ЗА ТЕМУ !!! Если я в модэлке - значит пацанов будет человек 20 - значит не “умрёт” авиамоделизм !!! А “виноват” в этом ВАЛЕРА - АВИАМОДЕЛИСТ с Большой буквы !!!