нагрузка на крыло самолета на что влияет
О гибкости и жёсткости
В сообществе недавно обратили внимание на гибкость крыла Boeing 787. В комментариях к этой записи:
А значит, можно перепостить свою старю запись из ЖЖ с пояснениями по этому вопросу.
Статические испытания Boeing 787:
Статические испытания Airbus A-350:
Величина прогиба свободного конца консольной балки под действием распределённой нагрузки (а именно так на прочнистском языке называют крыло) зависит от:
1) Величины действующей на него нагрузки. Чем она больше, тем, естественно прогиб больше.
1) Прикинуть абсолютные величины нагрузок, на которые испытывали крылья A-350XWB и B-787 можно более-менее.
Нам для этого нужно знать взлетную массу самолета и площадь крыла. Ну и размах сразу посмотреть, для п. 2
На сайтах производителей приводятся следующие данные:
Для Airbus A-350-900:
В абсолютных величинах на крыло А-350 действует расчетная(разрушающая) нагрузка равная 1,5*2,5*268т. = 1005 т.
На крыло 787: 1,5*2,5*227,93т. = 855 т.
Крыло А-350 несёт при расчетной нагрузке 1005т./443м2 = 2268 кг/м2
Крыло 787-8: 855т./325м2 = 2630 кг/м2
Боинговское крыло более нагруженное (на 15%), чем крыло у Эирбаса.
2) Размах крыла у Эирбаса больше, чем у Боинга. И хоть в формуле прогиба консоли длина балки стоит аж в четвёртой степени, тем не менее этот параметр не оказывает, судя по всему, какого-то заметного влияния в нашем сравнении.
Крылья у А-350 и B-787 сделан преимущественно из композитов, углепластиков примерно равной жесткости.
Хорошо видна разница в подходах по проектированию крыла. Боинг сделал тонкое и более нагруженное гибкое крыло (как всегда впрочем), Эирбас предпочитает толстые, менее нагруженные и более жесткие крылья на своих самолетах.
У каждого подхода есть свои плюсы и минусы, каждая фирма выбирает своё компромиссное решение.
Жесткое, менее нагруженное крыло у Эирбасов имеет худшие аэродинамические характеристики в крейсерском полете (самолет возит с собой на эшелоне избыточную площадь крыла и проталкивает через воздух толстый профиль), однако, подозреваю, в целом имеет лучшую весовую отдачу, позволяет использовать более простую и лёгкую схему механизации крыла (без применение скоростного элерона).
Как-то так, если постараться без занудства.
Объяснение физической сущности явления «Подъёмная сила Крыла» без использования уравнения Бернули. Часть 2
Подёмная сила крыла. Часть 2
Монин Илья Алексеевич, к.т.н., imoninpgd@gmail.com
Для понимания порядка развития «авиации» как отрасли промышленности и «аэродинамики» как науки нужно вспомнить, что сначала появились первые самолёты, построенные энтузиастами-инженерами по наитию (см.рис.11), а уж только потом начали появляться теоретики, создавшие за тем дисциплину «Аэродинамика» на основании результатов творения инженеров-конструкторов.
На картинке самолёт созданный автомобилистом Анри Фарманом переделкой из купленного мелкосерийного самолёта Вуазена. При этом исходный самолёт братьев Вуазенов начал производится только в 1907г. На момент покупки Фарманом самолёты Вуазена могли приразгоне только слегка подпрыгивать и пролетать при этом несколько десятков метров. Фарман, после ряда переделок исходного самолёта, добился возможности пролететь более 1000м, при этом ещё развернуться и, сделав круг, совершить посадку. Произошёл рекордный полёт Фармана 13 января 1908г. А уже в 1909 году фирма братьев Фарман открывает своё производство самолётов собственной конструкции и лётную школу по обучению искусству полёта на них (см.рис.12). Скорость полёта самолётов Фармана тогда составляла около 60км/ч, которая была показана в рекордном полёте на дистанцию 180км, преодолённую за 3 часа полёта.
Рис.11. Макет самолёта Вуазена, переделанного под рекордный полёт Фарманом в 1907-1908гг.
Рис.12. Макет самолёта «Фарман IV-1910.» в музее, и фото подлинного образца на аэродроме.
Понятно, что первые ранние самолёты были маломощные, лёгкие и низкоскоростные.
Именно этим параметрам соответствуют первые выпукло-вогнутые тонкие профили, больше похожие на простейший изогнутый лист фанеры, а не на сложный профиль с глубоким теоретическим просчётом.
Для справок привожу иллюстрацию трансформации профилей крыла от самых ранних начала 20-го века, до вполне развитой авиапромышленности середины 40-х годов. (см.рис.13)
Рис.13. Тенденции изменения профиля крыла самолётов первой половины 20-го века.
После первых лёгких экспериментальных самолётов последовал Быстрый рост размеров и массы самолётов для перевозки всё большей полезной нагрузки. Тонкие крылья уже никак не могли выдержать такого размаха и веса, что потребовало внутрь крыла устанавливать высокие прочные балки, а само крыло сделать плоско-выпуклым или даже двояко выпуклым, чтобы скрыть несущую балку за обтекаемой подшивкой крыла.
Уже в 20-х годах все профили крыла приняли вполне современный вид.
К 1940-м годам авиационная индустрия настолько развилась, что начала производить целые армады самолётов, способных с воздуха разносить в труху целые города. Но при столь взрывном развитии производственных мощностей теоретическая база оставалась крайне слабой.
К 30-м годам интенсивность развития авиации уже не позволяла строить новые самолёты по «наитию», а потребовало строительство мощной экспериментальной базы по продувке частей самолётов, масштабных макетов и самолётов целиком на земле в огромных аэродинамических трубах (АДТ).
Так в ЦАГИ в 1939 году была запущена крупнейшая на тот момент (вторая в мире сейчас) аэродинамическая труба Т-101, позволявшая на земле исследовать самолёты целиком на актуальных в то время скоростях полёта.
Скорость потока 5–52 м/с
Число Re на 1 м до 3.6∙106
Полное давление атмосферное
Скоростной напор до 1.7 кПа
Температура торможения окружающей среды
Диапазон углов атаки (α) ±20°
Диапазон углов скольжения (β) ±180°
Размеры рабочей части:
Сечение сопла (эллипс) 24×14 м
Длина рабочей части 24 м
Размеры объектов испытаний:
Размах крыла: до 18 м
Длина фюзеляжа: до 30 м
Площадь крыла: до 35 м2
С тех пор самолёты стали много крупнее, а скорости полёта много быстрее, так что уже ни один современный самолёт не влезает в АДТ Т-101 целиком, а в более современных и более скоростных АДТ продувают только масштабные уменьшенные макеты или элементы конструкции по отдельности.
Правда, в теории с начала прошлого века изменилось мало, так что уже в конце двадцатого века авиаконструкторы начали заново изобретать то, что уже прошли конструкторы начала-середины 20-го век, но так и не объяснили теоретики. Для примера приведу вид профиля крыла пилотажного самолёта, считавшимся лучшим ещё в 1980-х годах (см.рис.14).
Рис.14. Один из профилей крыла самолёта из каталога «Авиационные профили».
Такой же возвратный ход мысли наблюдается и среди крупных образцов лётной техники, это выразилось в создании монстров-экранопланов в 1960-80-х (рис.15), мало отличимых от гигантских самолётов конца 1930-х (рис.16).
При этом сам экранный эффект был обнаружен ещё в начале 30-х в моменты посадки крупных многомоторных самолётов с большой хордой крыла.
Так же экранный эффект ярко проявился при посадке рекордного дальнего самолёта АНТ-25, когда при испытательном полёте в 1933 году самолёт просто не мог приземлиться, а при лёгком касании колёсами земли самолёт подпрыгивал и снова взлетал. Чтобы убрать этот эффект и обеспечить спокойную посадку пришлось даже устанавливать специальные выдвижные тормозные щитки, резко ухудшающие лётные качества крыла во время посадки.
Хорда крыла в наиболее широкой корневой части у АНТ-25 превышала высоту стоек шасси, таким образом, создавались идеальные условия для формирования экранного эффекта под широким низколетящим крылом. При это во время посадки с пустыми баками при массе самолёта 4000кг и площади крыла 88м.кв, средняя нагрузка на крыле в полёте создавалась менее 50кг/м.кв, что соответствует скоростному напору 500Па создаваемому при скорости 104км/ч (29 м/с) для полёта на экране. Стоит заметить, что самолёты того времени летали крайне медленно (по современным меркам), так рекордный АНТ-25 имел крейсерскую скорость около 165км/ч (макс.246км/ч на высоте), при дальности полёта 10-12тыс.км и длительности 75-80 часов подряд.
А.
Б.
В.
Рис.15. Экраноплан «Каспийский Монстр»: а.) В полёте. Б.) Неподвижно на воде анфас. в.) Неподвижно в лобовой проекции.
А.
Б.
Рис.16. Самолёт-гигант АНТ-20 «Максим Горький», 1939г. а) Схематичный разрез. Б) Фото на аэродроме и при посадке.
Застойные зоны при Обтекание воздухом тел сложной формы как инструмент формирования виртуального профиля крыла.
Часто встречаются случаи. Когда необходимо построить линии тока воздуха вокруг тел, форму которых трудно назвать обтекаемой.
Понятно, что воздух не станет послушно обтекать все углы и выемки тела, а пойдёт мягкими извивами, проносясь над ямами и заполняя их вихрями оторванных потоков застойных зон.
Если учесть наличие застойных зон как дополнительных твёрдых объёмов самого профиля, то геометрия Обтекания известных нам аэродинамических элементов примет совершенно иной вид.
Интересно, что такой метод нахождения эквивалентного условного прототипа крыла используется и в существующей прикладной Аэродинамике. Во всяком случае метод построения «Фиктивного полубесконечного тела» вокруг твёрдого крыла описывается в учебнике[3] на целых трёх страницах(стр.435-437), при этом в качестве границ фиктивного крыла выбирают границу толстого заторможенного пограничного слоя, то есть прибавляя к крылу те самые наши застойные зоны в «отрывных пузырях» или турбулентне зоны при полном срыве потока над крылом. При этом давление на твёрдое крыло от скоростного потока воздуха считается равным давлению этого потока на «фиктивное тело». Получается, что давление передаётся от скоростной струи на твёрдое крыло через достаточно толстый слой малоподвижного воздуха пограничного заторможенного слоя (застойной зоны) без каких- либо искажений.
Рассмотрим детально процесс мягкого обтекания скоростными струями разной интенсивности профилей крыла и выделим различные «застойные зоны».
Случай полного прилипания потока к крылу на малых углах атаки особой новизны не прибавляет (см.рис.17), но появляется маленькая застойная зона на лобовом обтекателе, напоминающая маленький острый клюв на круглой голове птицы.
Элемент кажется небольшим, но он крайне важен для понимания явления «обтекания» в целом.
Рассмотрим привычный профиль крыла в горизонтальном полёте с выраженными отрывными струями сначала с нулевым углом атаки(см.рис.18), а затем это же крыло уже под большим углом атаки(см.рис.20).
Рис.17. Профиль крыла с обтеканием без отрывов на плоскостях крыла, но с маленькой зоной полного торможения потока на носовой части крыла.
Рис.18. Профиль крыла с отрывов потоков на плоскостях крыла при нулевом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Глядя на сильное увеличение «Фиктивного тела» в сравнении с исходным расталкивающим лобовым обтекателем становится понятно как получается удивитльно низкое лобовое сопротивление у длинных веретёнообразных тел, на-пример, у фюзеляжей самолётов.
Обтекаемость таких форм достигает величины Сх=0,06, тогда как для шара такого же сечения Сх=0,4..0,5, а для плоской пластины Сх=1.
Оказывается в разряжении под отрывными струями в лобовой проекции сопротивление не создаётся совсем. Остаётся только приземлить отрывную струю на паралельную к вектору скорости прямую поверхность, чтобы при ударе не возникла продольная к скорости составляющая. С такой задачей прекрасно справляется длинный цилиндрический фюзеляж с вытянутым яйцевидным лобовым обтекателем. Получается, что лобовое сопротивление огромного фузеляжа равно сопротивлению шара на оконечности суживающейся носовой части (см.рис.19.)
Соотношение диаметра шара в носовом обтекателе к диаметру фюзеляжа зависит от скорости полёта, и чем выше скорость полёта, тем зауженней становится носовое скругление, расталкивающее воздушный поток. Возрастающая энергия встречного потока при постоянной величине лобового сечения требует разбрасывать всё меньшее количество воздуха в стороны от фюзеляжа при сохранении постоянного сечения «фиктивного тела» за обтекателем. На сверхзвуке радиус кривизны носового обтекателя вырождается в остриё, но это уже совсем другая история.
Теперь рассмотрим поведение отрывных турбулентных зон при крыле с большим углом атаки (см.рис.20).
Сначала необходимо проследить траекторию отрывного потока над застойной зоной до момента встречи с потоком из под крыла самолёта. Так как профиль лобового обтекателя крыла считаем симметричным цилиндрическим, то и отрывные струи имеют равную мощность и траекторию, то есть тоже симметричны.
Для горизонтального крыла мы уже получили симметричный двусторонний отрывной пузырь с замыканием струй на крыле в одинаковых местах.
При придании крылу большого угла атаки картина отрывных струй меняется. При этом размеры «Отрывных пузырей»= «Застойных зон» над и под крылом начинают разительно отличаться по объёму.
В итоге в качестве «фиктивного тела» получится очень сильно распухшее крыло со значительным уплощением нижней плоскости по сравнению с огромным куполом отрывного пузыря на верхей плоскости крыла. Интересно, что эквивалентный виртуальный профиль «фиктивного тела» на большом угле атаки крыла с раздутыми отрывными пузырями на верхней плоскости крыла удивительно похож на известный летательный аппарат ЭКИП. (см. рис.21)
Рис.20. Профиль крыла с отрывов потоков на плоскостях крыла при большом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Рис.21. Экраноплан ЭКИП. Макет перспективного образца Экраноплана и действующая уменшенная модель Экраноплана (так и не взлетевшая из-за остановки проекта).
То есть в Экранолёте ЭКИП предлагалась вполне здравая мысль по контролю застойной зоны в задней «теневой» части корпуса, что позволяло осаживать отрывную струю на крыло в верхней части купола, что даёт большую подъёмную силу и уменьшает аэродинамическое сопротивление полёту.
Выходит, что автор ЭКИПа был не таким уж и выдумщиком, предлагая в качестве летательного аппарата такую бегемотоподобную конструкцию.
Правда летать ЭКИП должен не очень быстро и на больших углах атаки исходного тонкого профиля (около 15 градусов), с соответствующим высоким лобовым сопротивлением.
Огромный объём грузового пространства в таком летающем крыле с лихвой может скомпенсировать некоторое ухудшение аэродинамики. При этом конструктивно безфюзеляжный Самолёт-Крыло выглядит гораздо привлекательней, чем традиционный самолёт с разделением функций тонкого «несущего крыла» и «грузо-пассажирского фюзеляжа». Вот только для стабильного полёта ещё придётся добавить длинную балку для размещения хвостового оперения, как на гигантском летающем крыле АНТ-20 «Максим Горький».
Значительное расширение крыла (увеличение хорды) делает Самолёт типа ЭКИП ещё и ярко выраженным Экранопланом по своим аэродинамическим свойствам при полёте вблизи земли. Так при полёте на экране «фиктивное тело» крыла с большим углом атаки трансформируется в странный утюг, где маленький носовой клюв зоны торможения на крыле раздувается до размеров огромного застойного клина под крылом (см.рис.22).
Рис.22. Профиль крыла при полёте над экраном при большом угле атаки и его «Фиктивное тело».
Внутрь этого остроносого утюга можно разместить как профили Экранолётов ЭКИП и ВВА-14 (Бартини), или сверхтолстое крыло как у АНТ-20 «Максим Горький».
Самолёты с очень толстым крылом были популярны в 1930-х годах в СССР, когда был создан самый крупный довоенный самолёт АНТ-20 «Максим Горький». У этого самолёта крыло было на столько толстым и широким, что в корневых отсеках крыла помещалось несколько кают, где человек ходил в полный рост (см. Рис.16.).
Правда, летал этот монстр с крейсерской скоростью всего 198км/ч (максимум 220км/ч).
Если у АНТ-20 чуток укоротить концевые участки крыла, оставив только центральную наиболее толстую часть, то самолёт станет похож на более поздний Экраноплан «Каспийский Монстр» Ростислава Алексеева.
Интересно сравнить близкие по размерам «Максим Горький» из 1930-х с «Каспийским Монстром» из 60-х (см.таб.5)
Таб.5. Сравнительные характеристики самолёта АНТ-20 «Максим Горький» 1934г. и Экраноплана КМ «Каспийский Монстр» 1966г.
В таблице представлены справочные данные, которые надо как-то интерпретировать.
Пойдём сначала простым путём прямого сравнения однородных цифр делением друг на друга.
Масса максимальная: 544/42= 13 раз
Площадь крыла: 662/486=1,36 раза
Удельная нагрузка на крыло: 13/1,36=9,5 раз
Скорость крейсерская: 430/198=2,17 раза
Различие скоростных напоров на крейсерской скорости: 2,17^2= 4,71раза
Мощность энергоустановок: (10*1300*9,81*430/3,6) /(8*900 000*0,735)=28,8 раз
Грузоподъёмность с учётом топлива: 304/(42-28,5)= 22,51.
Практическая дальность: 1500/1200=1,25
По соотношению топливной экономичности АНТ-20 = 7150/(1200*6)=0,993 л/(т*км)
Прожорливость КМ не известна, но можно её оценить через мощность и скорость.
При расчёте на удельный расход по справочной прожорливости 0.8кг/(кгс*ч) для двигателя ТРД ВД-7.
Расход на форсаже при разгоне с воды 10*13000*0,8=104 000кг/ ч
Если учесть длительность крейсерского полёта на экране только с двумя работающими моторами из десяти имеющихся для разгона и выхода на Экран, то экономичность повысится.
Для крейсерского полёта с двумя двигателями 2*13 000*0,8=20 800кг/ ч
Время полёта 1500/430=3,5часа
За полёт на максимальную дальность 1500км КМ сожрёт не менее 104*0.5+3,5*20,8=100тонн топлива.
А полезная нагрузка составит около 200 тонн.
Топливная экономичность КМ получится 100 000/(1500*200)=0.333 л/(т.км).
Выводы из полученных соотношений:
1. По топливной экономичности КМ может в оптимистичном варианте оказаться в 3 раза экономичнее, чем АНТ-20.
Сейчас у современного авиалайнера Аирбас А380 предусмотрена грузовая модификация A380F с возможностью перевозить груз до 150 тонн на расстояние до 10 370 км. Максимальная взлётная масса — 560 тонн (масса самого самолёта — 280 тонн). Расчёт экономичности для грузовой версии делаем из этих показателейдаёт 130тонн топлива 150 тонн груза на дистанцию 10370км: 130000/(150*10370)=0,0835 л/(т*км).
В пересчёте на пассажиров показатель другой: «Среди больших лайнеров самый экономичный — три литра топлива на одного пассажира на сто километров (54 морских миль) пути. По заявлениям Airbus[5], в расчёте на одного пассажира A380 сжигает на 17 % меньше топлива, чем «современный самый большой самолёт» (по всей видимости, имеется в виду Boeing 747). „
То есть при проверочном пересчёте на 850 пассажиров с багажом и креслами получим показатель близкий к расчёту для грузовой версии.
Выходит, что мы не только стали в 4-5 раза быстрее летать за последние 80 лет, но и по топливной экономичности улучшились более чем в 10 раз от АНТ-20 и в 4 раза от Экраноплана КМ. Хотя всего 20 лет назад наши аэробусы летали в 5 раз быстрее, чем АНТ-25. Недавнее снижение скорости в пассажирской авиации вызвано борьбой за топливную экономичность полёта.
2. Крейсерская скорость у КМ сделана столь высокой вынужденно, так как на меньшей скорости он просто не сможет лететь на экране. Условие полёта на экране- это выполнение неравенства «Скоростной напор» > «Средняя нагрузка на крыло», то есть
Pv= 8560Па при 430км/ч(120м/с) > 544000*9,81/662,5=8055Па.
3. Полётная безопасность тихоходного Самолёта-Гиганта из 30-х сильно лучше, чем у избыточно скоростного экраноплана из 60-х, почти неуправляемо несущегося среди тихоходных судов и вездесущих водных птиц.
4. Стоимость эксплуатации водоплавающих по морю экранопланов значительно дороже, чем для сухопутных высотных самолётов. Это связано с избыточным количеством двигателей, нужных только для старта с воды и выхода на экранный полёт, а также из-за чрезвычайной агрессивности морской воды при воздействии на двигатели и конструкции экраноплана при полёте в облаках брызг от близких морских волн.
5. Для Экраноплана КМ легко считается качество крыла при полёте на двух двигателях, равное отношению их тяги к весу самого экраноплана К=544/(13*2)=20,9. Таким образом, аэродинамическая эффективность большого и тяжёлого Экраноплана находится на уровне экономичность лучших современных крупных самолётов с качеством планера порядка К=18-20.
6. Загадкой для меня остаётся трёхкратный разрыв по экономичности Экраноплана КМ с Аэрбас 380F: Почему при равном качестве планера у Аэрбаса в 4 раза лучше топливная экономичность?
Или вся тайна кроется в жуткой прожорливости старых советских турбореактивных двигателей в сравнении с современными турбовентиляторными двигателями высокой степени двухконтурности?
Библиография:
1. «Гидравлика и аэродинамика», Альтшуль А.Д., Москва, Стройиздат, 1986.-413с.
2. «Аэродинамика» часть 1, Краснов Н.Ф., Москва, Ленанд, 2018,-496с.
3. «Аэродинамика», Под ред. Калугина В.Т., Москва, МГТУим.Н.Э.Баумана,2017,-607с.
Прочность самолётов. Нагрузки, коэффициент безопасности и запас прочности
Расчет любой конструкции на прочность, необязательно самолёта, начинается с определения собственно нагрузки на эту конструкцию. Необходимо определить, что мы в итоге хотим получить от изделия, какие нагрузки оно должно выдерживать. Понятное дело, я буду говорить об нагрузках на самолет.
Интенсивность этой распределенной нагрузки должна быть такой, чтобы общая результирующая подъемной силы была равна:
По порядку об этих трех параметрах.
Максимальная эксплуатационная перегрузка Ny зависит от типа проектируемого летательного аппарата. Различают несколько групп самолетов, разделенных по величине максимальной эксплуатационной перегрузки:
1. Неманевренные самолеты. Это самолеты с максимальной Ny не более 2.5 ед.
Это все пассажирские и транспортные самолеты.
2. Ограниченно маневренные самолеты с максимальной экслуатационной Ny лежащей в интервале от 2.5 до 6 единиц. Сюда относятся фронтовые бомбардировщики, штурмовики, тяжелые перехватчики (Су-24, Су-25, МиГ-25, МиГ-31)
Масса самолета. Было бы просто сказать, что мол самолет должен без проблем выходить на максимальную перегрузку при максимальной взлетной массе. И на значительном числе самолетов такое условие выполняется. Правда порой такие жертвы ни к чему и дабы не перетяжелять конструкцию вводятся некоторые ограничения на максимальные массы и максимальные перегрузки.
Вернусь обратно к заглавному рисунку. Если на правой консоли я нарисовал распределение подъемной силы по размаху крыла, то на левой консоли я нарисова эпюру изгибающего момента. Наугад, примерно. Но общую картину она отражает. Следует также заметить, что крыло, помимо изгиба нагружается еще и крутящим моментом, так как линия действия резуьтирующей аэродинамической силы и линия жесткости крыла не совпадают.
В таблице ниже приведены несколько основных полетных случаев:
Различным будет и распределение нагрузки по хорде крыла.
Если представить вышеперечисленные расчётные случаи на картинке, в системе координат «скорость-перегрузка», то область допустимых полётных параметров неманевренного самолёта выглядит вот так:
Пунктирная линия показывает расчетные нагрузки, которые являются и разрушающими.
В диапазоне от нулевой нагрузки до предельной дожно выполняться требование отсутствия необратимых пластических деформаций в планере самолета. (1G = 3.75G)
Очень часто коэффициент безопасности f = 1.5 путают с запасом прочности. Фраза «самолёты делают с запасом прочности 1.5» неверна. Это два принципиально разных параметра.
Как-то так на сегодня. Надеюсь чуть прояснил этот вопрос.
Оригинальный пост в ЖЖ:
Авиация и Техника
6.3K пост 13K подписчиков
Правила сообщества
мне постоянно попадаются места у крыла, так что всегда на него смотрю )))) И переживаю, как бы там при турбулентности чего не надломилось. А еще контролирую выпуск закрылков и тд. Авиасимы до шизы доведут )))
Самолёт учат махать крыльями 🙂
Спасибо большое!
Просто очень заинтересовали эти вопросы в связи с информацией, что работаете в КЦ Боинга.
У меня на кафедре (тоже динамика и прочность, но без привязки к ЛА) попасть туда на работу считается огромным счастьем, но я пока не встречала людей, кому бы это удавалось.
Простите, пожалуйста, за любопытство и беспокойство 🙂
Можно кратко изложить для ЛЛ?
Интересно же
Прочнисты на пикабу, я так рада! а где вы работаете?
Правильно ли я понимаю, что распределенная нагрузка q на первой картинке нарисована не правильно, в том смысле, что кривая подъемной силы не испытывает никакого влияния от фюзеляжа и двигателя? А правильно она показана на черно-белой картиночке в середине поста?
Ответ на пост «Rolls-Royce успешно испытала свой первый электрический самолёт»
Электрический самолёт Rolls Royce установил мировой рекорд
Про секунды я не понял, в оригинале так:
and broke the fastest time to climb to 3000 metres by 60 seconds with a time of 202 seconds, according to our data.
Кусочек счастья из детства за 100 рублей
Зашёл со своими пацанами в магазин игрушек что-бы приобресть им чего нибудь и не поверил своим глазам!
На прилавке лежали они. Не, не так. ОНИ. Вернее он, набор самолётиков который мне дарили на день рождения в далёком 88-ом! Как я летал тогда. ) Рейсы были Кухня-Спальня-Кухня с пересадкой в зале)
Сука до слёз прям😢
Ещё удивил тот факт, что их до сих пор производят. Скорее всего не в таких больших масштабах но всё же)
Теперь этот наборчик лежит у меня в серванте и радует меня!
(да, у меня есть сервант)
Страж Империи. Nakajima Ki-44-IIb Shoki
К концу 1930-х годов Японская Империя активно готовилась к экспансии. Авиаконструкторская школа страны Восходящего солнца, успевшая к тому времени окрепнуть и стать весьма самобытной, готовила новые боевые самолёты, в том числе истребители. Требования к последним постоянно росли: под влиянием европейских и американских веяний японцы понимали, что одной манёвренности, на которую прежде делалась основная ставка, впредь будет недостаточно. Перехватчику требовалась высокая скорость и скороподъёмность. Для сопровождения формирований бомбардировщиков в рейды необходима была надёжность и дальность. И, конечно же, обязательным было мощное вооружение. Командование ВВС Флота пожелало, чтобы инженеры воплотили все эти требования в одном-единственном, да к тому же палубном, самолёте. И конструкторам фирмы Mitsubishi, несмотря ни на что, удалось в конце концов создать такой самолёт — A6M Zero. Платой за универсальность стало то, что «Зеро» изначально балансировал на грани предела возможностей и потому почти не обладал потенциалом для совершенствования. Командование же ВВС Армии решило не класть весь сыр в один вареник и санкционировало программу создания трёх различных истребителей, дополняющих друг друга. Ki-43 должен был стать лёгким и манёвренным, идеально подходящим для «собачьей грызни», Ki-44 — более тяжёлым, но быстрым, скороподъёмным и хорошо вооружённым перехватчиком ПВО, а двухмоторный Ki-45 — надёжным истребителем сопровождения с большим боевым радиусом. Реализацию двух первых проектов доверили фирме Nakajima — безоговорочному лидеру в создании одномоторных истребителей для армии.
Пара истребителей Nakajima: Ki-43 Hayabusa и Ki-44 Shoki
В августе 1940 года опытный Ki-44 впервые оторвался от полосы. Однако до запланированных характеристик самолету оказалось довольно далеко: скорость не превышала 550 км/ч, а набор высоты занимал около 6 минут. И в этом не было ничего удивительного, так как реальный самолет оказался на 15% тяжелее запланированного. Конструкторам пришлось срочно принять ряд мер, направленных на снижение веса и уменьшение аэродинамического сопротивления. В июле 1941 года удалось достичь скорости 570 км/ч. После переделки жалюзи мотора выиграли еще 20 км/ч. Новая конструкция воздухозаборника нагнетателя позволила перешагнуть 600-километровый рубеж, намеченный в задании, и, наконец, после герметизации противопожарной перегородки двигателя самолет достиг 626 км/ч. Были проведены сравнительные испытания Ki-44 с перспективными истребителями Мессершмитт Bf.109 и его японским аналогом Ki-60. Ki-44 одержал победу в большинстве учебных воздушных боев с участием летчика-испытателя фирмы Мессершмитт Вильгельма Штёра, который очень хорошо отзывался о японской новинке. Командованию Сухопутных войск Императорской Японии стало ясно, что новая машина способна вести бой на равных с последними разработками европейских КБ. После этого истребитель приняли на вооружение под обозначением Nakajima Ki-44 и присвоили имя Shoki (Сёки, мифологический персонаж, изгоняющий демонов). Американские пилоты дали ему короткое прозвище «Tojo» («Тодзё») по имени тогдашнего японского главнокомандующего.
Семейство Nakajima: истребители Ki-27, Ki-43, Ki-44 и торпедоносец B5N1
С октября 1942 года Ki-44 все шире применялись в частях ПВО, прикрывавших крупные города и промышленные узлы. «Сёки» защищали Токио, Осаку, Кобе, Киото, нефтепромыслы на Суматре, крупные авиабазы на Тайване и Филиппинах. К концу 1943 года эти истребители уже встречались на всех фронтах. Первоначально летный состав отнесся к новой машине неодобрительно, особенно сильную критику вызывали высокая посадочная скорость и склонность к срыву в штопор. Однако по мере внедрения самолета отношение к нему постоянно менялось. Интересно, что молодые летчики, только что выпущенные из авиашкол, гораздо легче осваивали Ki-44, чем ветераны, налетавшие немало часов на таких машинах, как Ki-27 и Ki-43 Hayabusa.
Прототип Ki-44-III Yokota
В последние месяцы войны «Сёки» пришлось встретиться с новыми американскими истребителями. Ki-44 мог оторваться от Grumman F6F Hellcat при наборе высоты, но уступал ему в маневренности и в разгонных характеристиках. Ну а «Мустангу» P-51 Ki-44 проигрывал по всем статьям. Не смотря на это, «Сёки» провоевали до дня капитуляции. К этому моменту на территории Японии находились три полка, полностью укомплектованные этими машинами. Небольшое число Ki-44 находилось в Маньчжурии, но никаких сообщений о встречах с ними советский войск или захвате трофейных самолетов не сохранилось. Хотя Ki-44 обладал целым рядом недостатков, он стал важным шагом в эволюции японской истребительной авиации и сыграл заметную роль в войне на Тихом океане. На «Сёки» летало целое поколение асов армейской авиации, таких как Мацузаки, Окуда, Итагава и другие, достигшие значительных успехов в воздушных сражениях.