چگونه می توان نیروی فشاری را در اسپارهای بال بنددار تعیین کرد؟
ارسال شده: جمعه ۱۴۰۲/۳/۱۹ - ۰۸:۳۱
چگونه می توان نیروی فشاری را محاسبه کرد که بخش داخلی یک بال مهاربندی شده یا مهاربندی شده (از نقطه اتصال پایه به ریشه بال) تجربه می کند؟
این سوال دیروز مطرح شد در کلاس خوب من میگم
من می دانم که چگونه می توانم کشش در پایه ها (یا سیم های پرنده) را محاسبه کنم، که به سادگی است
$\mathrm{Tension} = \cfrac{\mathrm{Lift}}{\sin \theta}$
ما نمی‌دانم نیروی فشاری را که یک بال مهار شده یا مهاربندی شده تجربه می‌کند محاسبه کنم
خیلی راحته در نظر بگیرید که نقطه ای که پایه در آن وصل می شود شتاب نمی گیرد، یعنی نیروها در همه جهات دقیقاً یکنواخت می شوند.
نیرویی که در جهت دهانه به وسیله استرات وارد می شود است ک قطعه مکانیکی است که برای مقاومت در برابر فشار طولی طراحی شده است. استرات یک نیرویی در مخالف جهت در طول خود تحمل می‌کند که باعث می‌شود دو قطعه جدا از هم، کارکردی مخالف گره داشته باشند.
$F_{strut}^{spanwise}=\cos\theta\cdot F_{strut}$
این نیرو باید توسط بال در فشار متعادل شود، بنابراین عبارت فوق برای میزان فشار روی بال نیز معتبر است.
این فرض را بر این می‌گذارد که پایه فقط نیروهای طولی را منتقل می‌کند، در حالی که در واقعیت ممکن است مقداری سفتی خمشی داشته باشد. همچنین، من مطمئن نیستم که معادله خود را برای کشش در استارت از کجا آورده‌اید، اما لزوماً درست نیست (اعضای سازه‌ای بیشتری وجود دارند که نیروی عمودی روی بال اعمال می‌کنند، بنابراین تعادل نیرو و ممان به این سادگی نیست. $F_{13} \cdot sinψ = ½L => F_{13} = \frac{L}{2sinψ}$,$F_{12} = F_{13} \cdot cosψ = \frac{L}{2tanψ}$
چگونه می توانم نیروی بالابر را محاسبه کنم که پیچی که بال ها را به بدنه هواپیمای مهاربندی شده یا مهاربندی شده متصل می کند؟
من می‌دانم که در هواپیمای کنسولی، پیچ‌ها باید تمام بار بالابر را روی یک بال حمل کنند، اما در مورد هواپیمای بنددار چطور - پیچ‌های اتصال بال چگونه بالابر را با مهاربندهای بال یا پایه‌ها تقسیم می‌کنند، یعنی آیا بار بالابر بین آنها تقسیم می‌شود. آنها، پیچ و مهره ها حامل نیمی و سیم های مهاربندی یا پایه ها که نیمی دیگر را حمل می کنند؟
پاسخ به تغییر شکل الاستیک بال و استرات بستگی دارد. مثال فوق العاده: پایه را به صورت نوار لاستیکی در آورید و تمام بالابرها باید توسط بال و اتصالات آن حمل شوند. حالت دیگر: اسپار بال (یا نقاط اتصال - این به هر صورت کار می کند) را از لاستیک بسازید - اکنون پایه باید تمام بارها را تحمل کند.
، سختی کشش و فشردگی را جذب می‌کند و برای دانستن توزیع بار بین بال‌ها و استرات باید با تغییر شکل جزئی از بارگذاری به آنها نگاه کنید. هر کدام چقدر در برابر آن تغییر شکل (به تنهایی) مقاومت نشان می دهند؟ این به شما می گوید که نیروها در چه نسبتی بین بال و استرات تقسیم می شوند. اطمینان حاصل کنید که از سختی ساختار واقعی استفاده کنید - خاصیت مادی به نام مدول یانگ آن چیزی نیست که در اینجا منظور من است.
اگر می‌خواهید ایمن باشید، باید هر شکستی را در نظر بگیرید و همچنان یک هواپیمای قابل پرواز داشته باشید. به طور معمول، شما ساختار خود را با ضریب ایمنی (معمولاً 1.5، اما برای اتصالات بالاتر) طراحی می کنید. حال فرض کنید که به نوبه خود هر یک از اعضای سازه گم شده اند و بارهای وارده بر سازه باقیمانده را با ضریب ایمنی 1.0 محاسبه کنید. هر قسمت را حداقل برای آن بارها ابعاد دهید و باید مطمئن باشید که ساختار سالم به خوبی کار می کند.
در پرواز، بدنه از بال آویزان است. برای اهداف ابعادی، در نظر بگیرید:
نقطه تقاطع برای اینکه هیچ ممانی اعمال نشود و به عنوان لولا رفتار کند.
وزن W بدنه که باید در مرکز ثقل متمرکز شود.
بالابر هر بال در مرکز بالابر آن متمرکز شود.
اگر ساختار را به این ترتیب ابعاد دهیم، بیش از حد ابعاد می‌دهیم که هرگز ایده بدی با پیچ‌های ساختمانی اولیه نیست. در واقع عوامل زیر بارها را کاهش می دهند:
پیچ‌ها به‌عنوان لولاهایی مدل‌سازی می‌شوند که نمی‌توانند یک ممان اعمال کنند، اما در واقع گشتاور اعمال می‌کنند.
بالابر بال در حال بارگذاری توزیع شده است که بیشتر آن نزدیک ریشه بال است.
پیچ و مهره های 1، 2 و 3 نیروهای گرانش و بالابر را از سازه تجربه می کنند و نیروهای مساوی و مخالف را اعمال می کنند تا همه چیز در یک تکه بماند. وزن بدنه به میله 2-3 منتقل می شود که بار را به طور مساوی روی پیچ های 2 و 3 توزیع می کند. پیچ ها را بردارید و بدنه از مجموعه می افتد.
تعادل نیرو در نقطه 1 از این پاسخ:
$F_{13} \cdot sinψ = ½L => F_{13} = \frac{L}{2sinψ}$
$F_{12} = F_{13} \cdot cosψ = \frac{L}{2tanψ}$
در نقطه 2، نیروی واکنش پیچ به رنگ سبز:
$F_{V} = ¼W$
(عمودی)
$F_{H} = \frac{L}{2tanψ}$ (افقی)
در نقطه 3، نیروی واکنش پیچ به رنگ سبز:
$F_{V} = ¼W - F_{13} \cdot sinψ = ¼W - ½L$
(عمودی)
$F_{H} = \frac{L}{2tanψ}$ (افقی)
ممان ناشی از توزیع فشار چگونه محاسبه میشه
ایرفویل نشان داده شده را با یک سیستم مختصات از لبه جلویی O در نظر بگیرید
من می خواهم ممان نیرو را در مورد نقطه O پیدا کنم
به دلیل فشار روی یک قطعه بینهایت کوچک از ایرفویل در نقطه Q.
کتاب درسی که من به آن اشاره می کنم (مبانی آیرودینامیک اثر جان اندرسون) می گوید که ممان:
$dM= (p dS) cos \theta ~ x_Q$
(جایی که $x_Q$ مختصات هست
آیا این عبارت تقریبی است که ضخامت ایرفویل را در مقایسه با طول وتر ناچیز فرض می کند؟
از آنجا که، ممان باید طول OQ باشد ضرب در مولفه pdS عمود بر $\vec{OQ}$
من کجا اشتباه کردم
اگر "مولفه pdS عمود بر OQ" را محاسبه کنم پس
$dM= (p dS) (cos \theta ~ x_Q + sin \theta ~ y_Q)$فشار ضربدر سطح (به من نیرو میده)، به دو نیروی عمود بر محور (در امتداد محور) تقسیم شده و در xQ و و yQ اعمال میشه
این سوال دیروز مطرح شد در کلاس خوب من میگم
من می دانم که چگونه می توانم کشش در پایه ها (یا سیم های پرنده) را محاسبه کنم، که به سادگی است
$\mathrm{Tension} = \cfrac{\mathrm{Lift}}{\sin \theta}$
ما نمی‌دانم نیروی فشاری را که یک بال مهار شده یا مهاربندی شده تجربه می‌کند محاسبه کنم
خیلی راحته در نظر بگیرید که نقطه ای که پایه در آن وصل می شود شتاب نمی گیرد، یعنی نیروها در همه جهات دقیقاً یکنواخت می شوند.
نیرویی که در جهت دهانه به وسیله استرات وارد می شود است ک قطعه مکانیکی است که برای مقاومت در برابر فشار طولی طراحی شده است. استرات یک نیرویی در مخالف جهت در طول خود تحمل می‌کند که باعث می‌شود دو قطعه جدا از هم، کارکردی مخالف گره داشته باشند.
$F_{strut}^{spanwise}=\cos\theta\cdot F_{strut}$
این نیرو باید توسط بال در فشار متعادل شود، بنابراین عبارت فوق برای میزان فشار روی بال نیز معتبر است.
این فرض را بر این می‌گذارد که پایه فقط نیروهای طولی را منتقل می‌کند، در حالی که در واقعیت ممکن است مقداری سفتی خمشی داشته باشد. همچنین، من مطمئن نیستم که معادله خود را برای کشش در استارت از کجا آورده‌اید، اما لزوماً درست نیست (اعضای سازه‌ای بیشتری وجود دارند که نیروی عمودی روی بال اعمال می‌کنند، بنابراین تعادل نیرو و ممان به این سادگی نیست. $F_{13} \cdot sinψ = ½L => F_{13} = \frac{L}{2sinψ}$,$F_{12} = F_{13} \cdot cosψ = \frac{L}{2tanψ}$
چگونه می توانم نیروی بالابر را محاسبه کنم که پیچی که بال ها را به بدنه هواپیمای مهاربندی شده یا مهاربندی شده متصل می کند؟
من می‌دانم که در هواپیمای کنسولی، پیچ‌ها باید تمام بار بالابر را روی یک بال حمل کنند، اما در مورد هواپیمای بنددار چطور - پیچ‌های اتصال بال چگونه بالابر را با مهاربندهای بال یا پایه‌ها تقسیم می‌کنند، یعنی آیا بار بالابر بین آنها تقسیم می‌شود. آنها، پیچ و مهره ها حامل نیمی و سیم های مهاربندی یا پایه ها که نیمی دیگر را حمل می کنند؟
پاسخ به تغییر شکل الاستیک بال و استرات بستگی دارد. مثال فوق العاده: پایه را به صورت نوار لاستیکی در آورید و تمام بالابرها باید توسط بال و اتصالات آن حمل شوند. حالت دیگر: اسپار بال (یا نقاط اتصال - این به هر صورت کار می کند) را از لاستیک بسازید - اکنون پایه باید تمام بارها را تحمل کند.
، سختی کشش و فشردگی را جذب می‌کند و برای دانستن توزیع بار بین بال‌ها و استرات باید با تغییر شکل جزئی از بارگذاری به آنها نگاه کنید. هر کدام چقدر در برابر آن تغییر شکل (به تنهایی) مقاومت نشان می دهند؟ این به شما می گوید که نیروها در چه نسبتی بین بال و استرات تقسیم می شوند. اطمینان حاصل کنید که از سختی ساختار واقعی استفاده کنید - خاصیت مادی به نام مدول یانگ آن چیزی نیست که در اینجا منظور من است.
اگر می‌خواهید ایمن باشید، باید هر شکستی را در نظر بگیرید و همچنان یک هواپیمای قابل پرواز داشته باشید. به طور معمول، شما ساختار خود را با ضریب ایمنی (معمولاً 1.5، اما برای اتصالات بالاتر) طراحی می کنید. حال فرض کنید که به نوبه خود هر یک از اعضای سازه گم شده اند و بارهای وارده بر سازه باقیمانده را با ضریب ایمنی 1.0 محاسبه کنید. هر قسمت را حداقل برای آن بارها ابعاد دهید و باید مطمئن باشید که ساختار سالم به خوبی کار می کند.
در پرواز، بدنه از بال آویزان است. برای اهداف ابعادی، در نظر بگیرید:
نقطه تقاطع برای اینکه هیچ ممانی اعمال نشود و به عنوان لولا رفتار کند.
وزن W بدنه که باید در مرکز ثقل متمرکز شود.
بالابر هر بال در مرکز بالابر آن متمرکز شود.
اگر ساختار را به این ترتیب ابعاد دهیم، بیش از حد ابعاد می‌دهیم که هرگز ایده بدی با پیچ‌های ساختمانی اولیه نیست. در واقع عوامل زیر بارها را کاهش می دهند:پیچ‌ها به‌عنوان لولاهایی مدل‌سازی می‌شوند که نمی‌توانند یک ممان اعمال کنند، اما در واقع گشتاور اعمال می‌کنند.
بالابر بال در حال بارگذاری توزیع شده است که بیشتر آن نزدیک ریشه بال است.
پیچ و مهره های 1، 2 و 3 نیروهای گرانش و بالابر را از سازه تجربه می کنند و نیروهای مساوی و مخالف را اعمال می کنند تا همه چیز در یک تکه بماند. وزن بدنه به میله 2-3 منتقل می شود که بار را به طور مساوی روی پیچ های 2 و 3 توزیع می کند. پیچ ها را بردارید و بدنه از مجموعه می افتد.
تعادل نیرو در نقطه 1 از این پاسخ:
$F_{13} \cdot sinψ = ½L => F_{13} = \frac{L}{2sinψ}$
$F_{12} = F_{13} \cdot cosψ = \frac{L}{2tanψ}$
در نقطه 2، نیروی واکنش پیچ به رنگ سبز:
$F_{V} = ¼W$(عمودی)
$F_{H} = \frac{L}{2tanψ}$ (افقی)
در نقطه 3، نیروی واکنش پیچ به رنگ سبز:
$F_{V} = ¼W - F_{13} \cdot sinψ = ¼W - ½L$(عمودی)
$F_{H} = \frac{L}{2tanψ}$ (افقی)
ممان ناشی از توزیع فشار چگونه محاسبه میشه
ایرفویل نشان داده شده را با یک سیستم مختصات از لبه جلویی O در نظر بگیرید
من می خواهم ممان نیرو را در مورد نقطه O پیدا کنم
به دلیل فشار روی یک قطعه بینهایت کوچک از ایرفویل در نقطه Q.
کتاب درسی که من به آن اشاره می کنم (مبانی آیرودینامیک اثر جان اندرسون) می گوید که ممان:
$dM= (p dS) cos \theta ~ x_Q$
(جایی که $x_Q$ مختصات هست
آیا این عبارت تقریبی است که ضخامت ایرفویل را در مقایسه با طول وتر ناچیز فرض می کند؟
از آنجا که، ممان باید طول OQ باشد ضرب در مولفه pdS عمود بر $\vec{OQ}$
من کجا اشتباه کردم
اگر "مولفه pdS عمود بر OQ" را محاسبه کنم پس
$dM= (p dS) (cos \theta ~ x_Q + sin \theta ~ y_Q)$فشار ضربدر سطح (به من نیرو میده)، به دو نیروی عمود بر محور (در امتداد محور) تقسیم شده و در xQ و و yQ اعمال میشه