スパーの強度計算。スパー栄養と追加サービスの強度計算

開発者：E。Ignatiev、Y。Gulakov、A。Abramov
国：ソ連
初飛行：1987

軽量のシングルシート航空機「Argo-02」は、カリーニンE.イグナティエフ、Y。グラコフ、A。アブラモフの職人によって製造されました。「アルゴ-02」の製造には、シンプルな松、合板、帆布を使用しました。どういうわけか、著者は住宅建設業者によって忘れられた良いカンチレバー低翼飛行機のスキームを使用し、単純な共産主義エンジンがインストールされました。

SLA-87ラリーでは、「Argo-02」の飛行により、カリーニンの自家製製品が、輸入エンジンを搭載した一部の頑丈な航空機よりも優れた飛行をすることが実証されました。

「アルゴ-02」は、カンチレバー尾翼を備えた木造構造の超軽量練習機カンチレバー低翼機です。同機は、テールサポート付きのスプリング式着陸装置を備えている。

発電所は2ストローク2気筒空冷エンジンRMZ-640で、Vベルト減速機を介して2枚羽根の木製モノブロックプロペラを回転させます。航空機制御システムは通常のタイプです。コックピットには、飛行制御装置とエンジン制御装置が装備されています。

胴体は木でできており、トラス-トラス構造で、スパーは断面が18 x 18mmの木製ラスでできています。コックピットの後ろ、胴体の上に、軽いガーロットがあり、そのベースはストリンガーとフォームダイアフラムで構成されています。胴体の前部にも巨大なものがあり、コックピットの前には、厚さ0.5mmのシートジュラルミンで作られたスキンと木製のダイアフラムで作られています。

スタビライザーアタッチメントの近くの胴体のテールセクションとコックピットは、2.5mmの合板で覆われています。胴体の他のすべての表面はリネンで覆われています。

技術委員会と著者の計算によると、「Argo-02」の運用上の過負荷は3に等しく、これは短いルートとサークルでのフライトには十分です。曲技飛行は、この航空機には絶対に禁忌です。アマチュア航空機の設計者はそれを忘れてはなりません...

1990年8月18日、空軍の日に捧げられた休日にデモ飛行を行っている間、ユーリ・グラコフはアルゴを別のクーデターに導きました。今回は、速度が単純な速度よりもわずかに速く、もちろん、大きな操作上の過負荷は、計算された「3」をはるかに超えていました。その結果、「アルゴ」の翼が空中で崩壊し、パイロットは集まった観客の前で亡くなりました。

長さ、m：4.55
翼幅、m：6.3
翼面積、m2：6.3
重量、kg
-無人：145
離陸：235
特定の翼面荷重、kgf / m2：37.3
エンジン：RMZ-640
最高速度、km / h：160
巡航速度、km / h：120
失速速度、km / h：72
上昇率、m / s：2。

ラリーSLA-89での軽飛行機「アルゴ-02」。

ラグジュアリーコンフォートカテゴリーの2階建てモーター船は、宴会形式で50人、ビュッフェ形式で70人の乗客を収容できます。レストランボートは、バンケットボートのモダンなバージョンであり、ゲストに珍しいデザインのインテリア、素晴らしい音楽と照明の可能性、そしてよく考えられた気候制御システムを提供します。

36メートルの長さは船を非常に操縦しやすくし、1.5メートルの喫水は首都と地域のほぼすべての港に近づくことを可能にします。船によって開発された速度は24km / hに達し、これはこのクラスのモーター船の高い指標です。

モーターシップ「アルゴ-2」のメリット

首都の艦隊で最も人気のあるモーター船の1つ。
現代の学際的な機器。
インテリアは洗練されたプロヴァンススタイルで作られています。
高レベルでのイベントの編成。

モーターシップ「アルゴ-2」の内装とレイアウト

船の上甲板にはサマーカフェの下に広々としたエリアがあります。そこには必要な家具や音響機器が設置されています。このサイトの定員は40席です。敷地は屋外にありますが、必要に応じて日よけで覆われています。ダンスフロアを飾るためのエリアと、光と音楽のショーを開催するためのすべての条件があります。

船の宴会場は下甲板にあります。ホールには4人用のテーブルがあり、必要に応じて移動でき、椅子もあります。エアコンも効きます。カラオケシステムを利用できます。中央の壁には、ビデオシーケンスのデモンストレーション用のLCDパネルがあります。さらに、ミュージカルナンバーを補完するために、十分に機能する照明器具が利用可能です。

ホールはエレガントにデザインされた小道具で小さなエリアに分かれています。フローリングはオーク材の寄木細工です。窓の開口部はチュールで飾られています。インテリアはダークウッドの色調とベージュのテキスタイル要素で装飾されています。

宴会場からはフォアデッキエリアへの出口があり、オープンエリアには小さなビュッフェをお楽しみいただけます。快適な娯楽に必要なすべての家具の存在下で。デッキスペースには、必要な家具や音楽機器を追加で設置できます。

モーターシップのスロープは、手すりがクラシックなスタイルで彫られた手すり子で飾られた階段の形で設計されています。

ケータリングと追加サービスの提供

船の係員は、祝賀会の詳細を考慮して、宴会場やその他の会場にさまざまなデザインオプションを提供する準備ができています。生花と植物相組成物を使用した可能なテーブルセッティング。宴会の装飾の配色は、お客様のご要望に応じて変更することもできます。これについては、モーター船を借りる際に別途説明します。

容器全体の装飾を注文するには、シルクリボン、風船の花輪、天然植物の要素、LED組成物など、さまざまな素材を使用する必要があります。

船上での宴会中の乗客への食事とサービスは、乗組員が手配します。お客様のご要望に応じて、ご自身のサービスマンをご招待することも可能です。この場合、船舶の管理者との事前の合意が必要です。

モーターシップ「アルゴ-2」の主な特徴

モスコフスキープロジェクトは2009年に再建されました。
長さ-33m;
幅-6m;
ドラフト-1.3メートル。

私たちの時代に自分で飛行機を作ることは可能ですか？ Tverのアマチュア飛行士YevgenyIgnatiev、Yuri Gulakov、Alexander Abramovはこの質問に肯定的に答え、後に「Argo-02」と名付けられた翼のある1人乗りの航空機を作成しました。航空機は成功したことが判明しました：それはすべてで成功裏に飛行しました-ユニオン大会は、ヤロスラヴリでのアマチュア航空機の地域レビュー大会の最初の受賞者でした。アマチュア飛行士の間で「アルゴ」の人気が高まっている秘訣は、デザイナーのデザインや技術の洗練度ではなく、彼らの伝統にあります。設計者は、1920年代と1930年代の木製航空機の設計方法と、何十年にもわたって解決された方法と、このクラスの航空機の最新の空力計算の組み合わせを成功させることに成功しました。これはおそらく、航空機の主な利点の1つです。最新のプラスチックと複合材料、高強度の金属と合成繊維からの圧延製品は、製造にまったく必要ありません。松材、小さな合板、リネン、エナメルだけが必要です。必要です。

ただし、一般的な材料の最も単純な構造は、機械の成功の要素の1つにすぎません。これらすべての松のスラットと合板が「飛ぶ」ためには、特定の空力形状に「フィット」する必要があります。この場合、「アルゴ」の作者（私たちは彼らに敬意を表する必要があります）は、うらやましいデザインの才能を示しています。彼らの航空機には、牽引プロペラを備えた古典的なカンチレバー低翼航空機の空力設計を選択しました。

今日では、多種多様な「アヒル」、「タンデム」、およびその他の現代の空気力学の驚異を背景に、「アルゴ」の平面はさらに保守的に見えます。しかし、これはまさに航空機設計者の知恵です。飛行に成功した飛行機を作りたい場合は、古典的なスキームを選択してください。失敗することはありません。

ただし、これだけではありません。航空機がうまく飛行するには、その質量、エンジン出力、および翼面積の比率を正しく決定する必要があります。そしてここで、「アルゴ」のパラメーターは、わずか28hpの容量のモーターを備えたデバイスに最適であると見なすことができます。

誰かがそのような航空機を作りたい場合、アルゴのパラメータを例として取り上げることができます。速度、上昇率、離陸滑走、走行距離など、最高の飛行性能を保証するのはこの比率です。

同時に、航空機の安定性と可制御性は、翼面積、尾翼、舵の比率、およびそれらの相対位置によって決まります。そして、この分野では（「アルゴ」の設計者は完全に理解していました！）、これまでのところ、標準的な古典的なスキームよりも優れたものを発明した人は誰もいません。そして「アルゴ」の場合、パラメータは教科書から直接取得されます：水平尾部の面積は翼面積の20％であり、垂直尾部の面積は-10％です; 尾翼の肩は、翼の空力弦の2.5に等しいなど、古典的な設計規則から逸脱することはありません。これは、明らかに、逸脱する意味がありません。

1-プロペラスピナー（グラスファイバーから接着）; 2-プロペラ（松の再接着剤）; 3-Vベルトレデューサー; 4-RMZ-640タイプのエンジン。 5-サブエンジンフレーム（鋼30HGSA製のパイプ）; 6-タコメーターセンサー; 7-チェックバルブ; 8-ファイアウォール; 9-燃料タンクフィラーフラップ; 10-補償器; 11-燃料タンク（シートアルミニウム）; 12-計器（ナビゲーションと飛行制御およびエンジン操作制御）; 13-バイザー（プレキシガラス）; 14-エンジンキャブレターのスロットルバルブを制御するためのハンドル（スロットル）; 15-ロールアンドピッチコントロールスティック; 16-パイロットシート（ガラス繊維からエポキシバインダーに接着）; 17-椅子の背もたれ; 18-制御ケーブルを配線するためのローラーのブロック。 19-エレベーターの中間ロッキングチェア。 20-舵推力; 21-エンジンフード（ガラス繊維からエポキシバインダーに接着）; 22-燃料フィルター; 23-モーターマウント取り付けユニット; 24-吊り下げられたヘディングコントロールペダル; 25-スプリングシャーシアタッチメントユニット; 26-シャーシホイール300×125mm; 27-シャーシスプリング（スチール65G）; 28-フィラーシリンジ; 29-エレベーターの制御棒; 30-フェアリング（エポキシバインダー上のグラスファイバーからの接着）; 31-エレベータ制御用の中間ロッカー。 32-舵制御ケーブル用のローラーのブロック。 33-舵制御ケーブル; 34-エレベータ制御のための推力; 35-舵制御ケーブルを配線するためのローラーのブロック。 36-ラダードライブレバー; 37-テールサポート（松葉杖）

1–コントロールノブ。 2 –エンジンキャブレターのスロットルバルブを制御するためのハンドル（スロットル）。 3-THC; 4-BP-10; 5-EUP; 6-US-250; 7-VD-10; 8-TE-45; 9-ショックアブソーバー; 10-燃料タンク; 11–消火栓; 12-コースコントロールペダル

1-ロールアンドピッチコントロールスティック。 2-エンジンキャブレター（RUD）のスロットルバルブを制御するためのハンドル。 3–舵; 4 –エレベーター; 5-エルロン; 6-コースコントロールペダル

空力データにより、航空機は曲技飛行を実行できますが、空力アクロバットは、曲技飛行に成功するだけでなく、高い構造強度も備えています。著者と技術委員会の計算によると、「アルゴ」の運用上の過負荷は3に等しく、これは円を描くフライトや短いルートには十分です。曲技飛行は、このデバイスには絶対に禁忌です。

アマチュア航空機の設計者はこれを忘れてはなりませんでした... 1990年8月18日、空軍の日に捧げられた休日にデモ飛行を行ったとき、ユーリ・グラコフはアルゴを別のクーデターに紹介しました。今回は速度が通常よりわずかに速いことが判明し、最大動作過負荷は明らかに計算された「3」をはるかに超えていました。その結果、「アルゴ」の翼が空中で崩壊し、パイロットは集まった観客の前で亡くなりました。

原則として、そのような悲劇的な事件は、それらを引き起こす理由のすべての明白さがあっても、航空機の設計と計算の誤りを探すことを余儀なくされています。「アルゴ-02」は、設計通りの耐久性を発揮しました。そのため、航空産業省のアマチュア製航空機の技術的および飛行方法論委員会は、かつて「アルゴ-02」を自己構築のプロトタイプとして推奨していました。

「Argo-02」は、カンチレバーテールアセンブリを備えた超軽量トレーニングカンチレバーロープランクラシック木造構造です。同機は、テールサポート付きのスプリング式着陸装置を備えている。

発電所は2ストローク2気筒空冷エンジンRMZ-640で、Vベルト減速機を介して2枚羽根の木製モノブロックプロペラを駆動します。航空機の制御システムは通常のタイプです。コックピットには、飛行計器とエンジン制御計器が装備されています。

胴体は木でできており、斜めのトラス構造で、スパーは断面が18×18mmの木製のスラットでできています。コックピットの後ろ、胴体の上に、フォームダイアフラムとストリンガーをベースにした軽いガーロットがあります。胴体の前にも巨大なものがあり、コックピットの前には木製のダイアフラムと厚さ0.5mmのシートジュラルミンのクラッディングがあります。スタビライザーアタッチメントの領域にあるコックピットと後部胴体は、2.5mmの合板で覆われています。胴体の他のすべての表面はリネンで覆われています。

中央部のスパーはコックピットを通過し、コックピットにはグラスファイバーで成形され、人工皮革で覆われたパイロットシートと航空機の手動制御ポストが取り付けられています。

キャビンの側面は内側からフォームで覆われ、その上は人工皮革で覆われています。左側にはスロットルコントロールがあります-エンジンキャブレターのスロットルバルブを制御するためのハンドルです。

ダッシュボードはシートジュラルミンからノックアウトされ、ハンマーエナメルで覆われています。コックピットでは、ショックアブソーバーでフレームNo.3に取り付けられています。次のデバイスがボード自体に取り付けられています：TGT、US-250、VR-10、VD-10、EUP、TE、およびイグニッションスイッチ、ボードの下には燃料タップがあり、フロントスパーにはフィラーがあります。胴体の前部、ギャグロットの下には、15リットルの容量の燃料タンクが固定されています。

胴体下部のフロントスパーの前に、シャーシの取り付けポイントが取り付けられています。防火壁でもあるフロントフレームには、レバー式ペダルヒンジユニット、ローラー固定ユニット、フットコントロールが搭載されています。ファイアウォールの反対側には、チェックバルブ、燃料フィルター、ドレンコックがあります。

エンジンマウントは、スパーとフロントフレームの接合部に取り付けられています。モーターマウント自体は、直径22×1 mmのクロム鋼（鋼30GSA）パイプから溶接されています。エンジンは、ゴム製ショックアブソーバーを介してエンジンマウントに取り付けられています。発電所は上部と下部のグラスファイバーフードで覆われています。スクリューブランクは、5枚のパインシートからエポキシ樹脂で接着され、仕上げ後、エポキシバインダーを使用してグラスファイバーで覆われます。

各翼の基本は、縦方向と横方向のセットです。 1つ目は、メインと補助（壁）、フロントストリンガーと流線リブの2つのスパーで構成されています。メインスパーはダブルシェルフで、上部と下部のシェルフはさまざまな断面の松のスラットで作られています。したがって、上部フランジのセクション：翼の付け根で-30×40 mm、端で-10×40 mm; 底-それぞれ20×40mmと10×40mm。ダイヤフラムは、リブの領域の棚の間に設置されます。スパーは両側が1mmの合板で覆われています。根元部分-厚さ3mmの合板付き。木製のボスは翼付根とエルロンロッカーの取り付け部分に固定されています。

翼コンソールとセンターセクションのジョイントは、フロント（メイン）スパーの翼の付け根に取り付けられています。それらは鋼種30HGSAでできています。スパーの端に係留結び目があります。

ウィングフレームのフロントストリンガーは10×16mmの断面の木製ストリップで作られ、テールストリンガーは10×30mmの断面のストリップで作られています。

機首からフロントスパーまで、翼は1mmの合板で覆われています。厚さ4mmの合板の根元にはしごが形成されています。

横翼セットには、通常のリブと補強されたリブが含まれています。後者（リブNo.1、No.2、No.3）は梁構造で、断面が5×10mmの棚、ラック、厚さ1mmの合板壁に逃げ穴があります。通常のリブはトラスです。それらは、ハンカチとニットを使用して、5×8mmのセクションの棚とブレースから組み立てられます。翼端-フォーム。処理後、エポキシバインダーにグラスファイバーで貼り付けます。

エルロン-断面が10×80mmのスパー製のフレーム、厚さ5mmのプレート製のリブ、アタックリブ、流線型リブを備えたスロットタイプ。靴下は1mmの合板で縫い付けられています。スパーと一緒に、ライニングは半円形のパイプに似た堅い閉じたプロファイルを形成します。エルロンヒンジアセンブリはスパーに取り付けられ、レシプロカルヒンジブラケットはリアウィングスパーに取り付けられています。エルロンのすべての表面と翼自体は帆布で覆われています。

Argo-02航空機の水平尾翼は、スタビライザーとエレベーターで構成されています。スタビライザーは2つのスパーで、斜めに配置されたリブを備えているため、高いねじり剛性が得られます。フロントスパーまでのつま先は1mmの合板で覆われています。スタビライザーは、カンチレバーとストラットブレースバージョンの両方で操作できます。 2番目のオプションは、リアスパーにストラットアタッチメントポイントを取り付けることです。胴体へのスタビライザー取り付けポイントは、フロントスパーとリアスパーに取り付けられています。エレベータヒンジアセンブリは、リアスタビライザースパーにあります。それらの設計は、A-1グライダーアセンブリの配置に似ています。スタビライザーの端は発泡プラスチックで、グラスファイバーで覆われ、中央部分は合板で覆われています。

エレベータは2つの部分で構成されており、ある程度は互いに重複しています。各パーツは、スパー、ソックス付きの斜めに配置されたリブ、およびフローリブで構成されています。舵の機首は1mmの合板で覆われています。エレベータ制御ホグはルート部分に固定されています。

航空機の垂直尾翼はキールとラダーです。キールは、2スパー方式に従って胴体と一体的に構造的に作られています。その前部（前桁まで）は合板で覆われています。後桁は後部胴体フレームを発展させたものです。

舵は、エレベータやエルロンとデザインが似ています。また、スパー、ストレートおよびダイアゴナルリブ、ラッピングリブで構成されています。ステアリングホイールの前部はサイドメンバーに合板で縫い付けられています。ヒンジユニットはフォークボルトです。コントロールレバーはサイドメンバー下部に固定されています。ストラットアタッチメントユニットも取り付けられています。羽全体がリネンで覆われています。

航空機の主脚は二輪のバネ式です。スプリングは65Gスチールで曲げられています。両端には300×125mmのホイールが取り付けられています。スプリングは、鋼板と両側のボルトのペアによって胴体に取り付けられており、これによってスプリングがクランプされ、胴体に対して固定されます。

テールサポートは、胴体に2本のボルトで取り付けられた65Gのスチールストリップで、サポートカップが下からねじ込まれています。

1-キャブレター; 2-チェックバルブ; 3-燃料フィルター; 4-消耗品コンテナ; 5-排水付きタンクプラグ; 6-燃料タンク; 7-消火栓; 8-供給接続; 9-ドレンフィッティング; 10-ドレンバルブ; 11-フィラーシリンジ

1–静圧分配器; 2–デュライトホース; 3-アルミニウムパイプライン; 4-空気圧レシーバー（LDPE）

エレベーターの制御は堅固で、ハンドル（Yak-50航空機製）、ジュラルミンロッド、中間ロッカーが付いています。エルロンコントロールもタイトです。ステアリングホイールドライブ-吊り下げられたレバーペダルを使用したケーブル、直径のスチールケーブル

直径70mmの3mmおよびtextoliteローラー。コントロールユニットへの異物の侵入を防ぐために、ロッドとケーブルの床とトラックは装飾的なスクリーンで覆われています。

航空機の発電所は、RMZ-640タイプのエンジンをベースにしており、エンジンマウントに逆さまの位置で取り付けられています。シリンダーは下がっています。エンジンの上部には、ベルトテンション機構を備えたVベルトギアボックスの上部プーリーがあります。ガラス繊維のフードは、胴体と接続リングのセルフロックアンカーナットにねじ込まれています。

プロペラは松板のエポキシ樹脂で接着され、テンプレートに従って処理され、グラスファイバーで覆われ、塗装されます。「Argo-02」では、直径やピッチの異なるこれらのプロペラのいくつかが使用されました。空力特性で最も受け入れられるものの1つは、次の特性を備えています。直径-1450 mm、ピッチ-850 mm、弦-100 mm、静的推力-85kgf。ネジ頭はグラスファイバーからエポキシ樹脂に接着され、ジュラルミンリングにセットされます。スピナーをプロペラにネジで固定します。

航空機の燃料システムには、14リットルの燃料タンク、燃料ポンプ、燃料フィルター、逆止弁、ファイアコック、ドレンコック、ティー、配管システムが含まれます。

燃料タンクは1.8mm厚のアルミシートで溶接されています。下部には供給と排水のフィッティングが溶接された供給コンテナがあり、上部にはドレン付きのフィラーネックがあり、内部には燃料の発泡を防ぐための連絡パーティションがあります。タンクはフェルトパッド付きの固定ストラップを使用して2本の梁に固定されています。

空気圧レシーバーシステム（APS）は、左翼面に取り付けられたAPSチューブ（Yak-18航空機製）、動的および静的圧力チューブ、接続ゴムホース、ディストリビューター、およびデバイスで構成されています。

航空機の性能データ

長さ、m……………………………………………4.55

高さ、m……………………………………………1.8

翼幅、m…………………………………..6,3

翼面積、m2………………………………6.3

翼の狭まり………………………………………0

翼の末端弦、m……………………..1,0

3月、m……………………………………………….1,0

翼の取り付け角度、角度…………………..4

角度V、度…………………………………………..4

後退角、度…………………….0

翼のプロファイル……………………….Р-Ш15.5％

エルロンエリア、m2………………………..0,375

エルロンのスパン、m………………………………..1,5

エルロンのたわみ角、度：

アップ…………………………………………………..25

ダウン…………………………………………………….16

GOの範囲、m……………………………………..1.86

GOエリア、m2…………………………………..1,2

HE取り付け角度、度………………………..0

RVエリア、m2……………………………….0.642

VOエリア、m2…………………………………0.66

VOの高さ、m………………………………………1.0

エリアPH、m2…………………………………0.38

たわみ角PH、度…………………-25

RV偏向角、度………………….- 25

コックピットに沿った胴体の幅、m ... ... ... ... 0.55

コックピット内の胴体の高さ、m………….0.85

シャーシベース、m………………………………………2.9

シャーシトラック、m……………………………………1.3

エンジン：

タイプ……………………………………………RMZ-640

パワー、馬力……………………………………..28

最大回転数、rpm ... ... ... 5500

レデューサー：

タイプ………………………………..Vベルト、

4本鎖

ギア比…………………………….0,5

ベルト、タイプ…………………………………….А-710

燃料………………………………..ガソリンА-76

オイル…………………………………………..MS-20

ねじ径、m…………………………………1.5

ねじピッチ、m……………………………………..0.95

静的推力、kgf……………………………95

注意！！！

以下の計算方法とすべてのデータ
この手法を使用して取得されたものは
行動への指示またはガイド、
aは、情報提供のみを目的としてここに記載されています。
著者は、以下のデータの使用について責任を負いません。

自分で飛行機を作る方法をお話ししているだけです。それでは、要点を説明しましょう。

スパーは2つの棚で構成されており、その間に隔壁があり、両側がミリメートル合板で縫い付けられています。したがって、この場合、桁強度を計算することは、各棚の高さを計算することを意味します。また、この高さは上下の棚で異なります。その理由を説明させてください。

通常の飛行中に、翼を上向きに曲げようとする揚力が生成されます。

そして、上の棚は縮み、下の棚は伸びようとしていることがわかります。棚は松で作られます。そして、松は非常に高い引張強度を持っているという点で注目に値します。しかし、圧縮強度のあまり良い指標ではありません。したがって、圧縮で機能する上部フランジには、張力で機能する下部フランジと比較して、より大きな断面積のフランジが必要です。

今、計算自体。

初期データとして次の値が必要です：
Gvzl-離陸重量。オリジナル235kg。 250kgかかりました。（私はすでに約100の体重があります）。
Gcr-翼の重量。オリジナルのように、私は13kgを受け入れます。
neは、操作上の過負荷の値です。オリジナルのように、私はそれを3に等しくします。
fは安全率です。推奨値：1.2〜1.5。しかし、Chumakの著書「超軽量動力機の計算、設計、および構築」では、1.5〜2.0の範囲の値を取ることが推奨されています。 1.8の値を取ることにしました。
nрは過負荷の破壊的な値です。この値は、neにfを掛けることによって得られます。それか。 5.4の値を取得します。
Lcr-翼幅。私の場合-6.1メートル。
Lcons-1つのコンソールの長さ= 2.775メートル。
H-スパーの高さ。これを行うには、スパーの上下に配置される最大プロファイル高さから最大プロファイル高さからリブレールの厚さを差し引きます。それらの。 155-5-5 = 145mm。さらに計算するには、センチメートル単位の値が必要です。それらの。 14.5cmの値を使用します。
b-桁幅-40mm = 4cm。
T / tは、下段の棚と上段の棚の高さの比率です。推奨値は1.75です。

計算の本質は、スパーのフランジの断面を計算することです。これは、破壊的な過負荷に達したときにのみ崩壊します。それらの。私たちの計算によると、5.4gの過負荷に達すると、スパーはバラバラになります。この場合、通常の動作過負荷は3です。この値を超えると危険です。係数f = 1.8は、スパーの製造における不正確さと軽微なエラーを考慮に入れており、2.4gの予備を与えます。ただし、ここでも、値3を超えないようにすることをお勧めします。

5点での断面積を計算します。これを行うには、翼を5つの等しいセクションに分割します。

最後の番号のないポイントでの負荷の計算は関係ありません。なぜならこの場所では、スパーに負荷がかからず、構造全体の整合性を維持するためにのみ必要です。

計算自体。

1.翼の線形破壊荷重を決定します。これを行うには、航空機の質量から翼の質量を引き、すべてに破壊的な過負荷値を掛け、これをすべて翼のスパンで割ります。それか。翼の長さ1メートルあたりの荷重の値を取得します（「破壊的」という言葉は使用しません。そうしないと、どういうわけか面白くありません）。私たちの場合、次のようになります。

q =（Gvzl-Gcr）* np / Lcr =（250-13）* 5.4 / 6.1 = 209.8 kg / mp。

ここに小さな質問が1つあります。それは、私が見つけていない答えです。これは、荷重を翼全体のスパンで除算しているためです。この値は、2つのコンソールの長さと胴体の幅の合計です。問題は、胴体の幅を計算に含める必要があるかどうかです。それとも、翼だけに荷重を分散させる方が正しいのでしょうか？私が質問したフォーラムでは、意見が分かれました。したがって、私はそれをすべてオリジナルと同じように行うことにしました-翼幅に胴体の幅を含めるようにしました。一般的な開発のための単なる情報：現代の戦闘機では、胴体は総揚力の30％以上を生み出します。

2.前のステップで、翼の線形メートルあたりの荷重の値を計算しました。次に、5つのウィングポイントのそれぞれの負荷値を計算してみましょう。

その時点で

q0 = q * Lcons = 209.8 * 2.775 = 582.2。

ある時点でのセクション

q1 = q * Lcons * 4/5 = 209.8 * 2.775 * 4/5 = 465.6。

ポイントについても同様 2 , 3 , 4 :

q2 = 209.8 * 2.775 * 3/5 = 349.3

q3 = 209.8 * 2.775 * 2/5 = 232.9

q4 = 209.8 * 2.775 * 1/5 = 116.4

3.各点について、次の式によって曲げモーメントの値を決定します。

M0 = q0 * Lcons / 2 = 582.2 * 2.775 / 2 = 807.8 kg / m

残りのポイントについても同様です。