Там 4 основных кронштейна треугольник формы и 2 продольные диагональные тяги, так же, как и у Ила. Как устроены поперечные связи, не знаю, не нашёл ни фотографий, ни схем в открытом доступе.Судя по всему на C-295 крыло довольно плотно прилегает к фюзеляжу - и предположу, что точек крепления там может быть гораздо больше, чем четыре. По крайней мере похоже на это.
зазор между крылом и фюзеляжем там меньше. Почему я и выразил некоторое недоумение по поводу длины вертикальных связей.
Ого, там даже так заявляется...У меня ещё вопрос возник, если не было расчёта на флаттер, то как Ил-112 вообще допустили к первому полёту?
С чего вы взяли? "Отрывающая" нагрузка на передних кронштейнах больше, чем на задних (фокус крыла всегда смещён вперёд относительно середины хорды), так что, диагональная тяга практически во всех случаях будет работать на растяжение.На приведенной вами схеме 295-го тяга №49 работает на сжатие.
А почему ДВА стержня не могут точно так же поворачивается на шарнирах?Один стержень поворачиваясь компенсирует это, если ЖЕ поставить пару тяг, то их концы начнут гулять относительно друг друга вырывая крепления.
Вы посмотрите на расстояние не до фюзеляжа, а до нижних шарниров. И сравните эти стержни с треугольными кронштейнами CN-235/C-295, особенно, если учесть разницу в диаметрах фюзеляжа.У 112 от крыла до фюзеляжа едва ли 10 см
О какой "длине вертикальных связей" идёт речь?
Отрывающую нагрузку компенсирует передний кронштейнС чего вы взяли? "Отрывающая" нагрузка на передних кронштейнах больше, чем на задних (фокус крыла всегда смещён вперёд относительно середины хорды), так что, диагональная тяга практически во всех случаях будет работать на растяжение.
Потому что при изменении расстояния от центра крыла до фюзеляжа (а при взлётах/посадках/ямах крыло изгибается и расстояние будет меняться) стержни будут поворачиваться и угол между ними будет меняться.А почему ДВА стержня не могут точно так же поворачивается на шарнирах?
Но при такой схеме ОДИН из них ВСЕГДА работает на растяжение.
Опустить крыло можно максимум сантиметров на 5, да и то с организацией углубления в фюзеляже.Вы посмотрите на расстояние не до фюзеляжа, а до нижних шарниров. И сравните эти стержни с треугольными кронштейнами CN-235/C-295, особенно, если учесть разницу в диаметрах фюзеляжа.
В прочности конструкции навески крыла Ила никто не сомневается, а вот в её жёсткости - да
не, там узбеки с безменами сиделиИнтересно тензометрические датчики в первых полётах Ил-112В на этой конструкции присутствовали?
Согласен.Отрывающую нагрузку компенсирует передний кронштейн
Диагональная тяга компенсирует лобовое сопротивление
А в случае с одной тягой это приведёт к поперечному смещению крыла, которое будет выламывать шарниры вертикальных стержней.Потому что при изменении расстояния от центра крыла до фюзеляжа (а при взлётах/посадках/ямах крыло изгибается и расстояние будет меняться) стержни будут поворачиваться и угол между ними будет меняться.
В результате получаем треугольник угол между катетами которого меняется. Очевидно, что при постоянной длине катетов это приведет к изменению гипотенузы, а она жесткая - концы "катетов" к крылу прикручены...
Ничего подобного! Если перепроектировать торчащий вниз кронштейн горизонтальной связи, крыло можно опустить без ущерба для фюзеляжа.Опустить крыло можно максимум сантиметров на 5, да и то с организацией углубления в фюзеляже.
А это как раз не факт!Совершенно очевидно, что поперечная тяга Ил-112 обеспечит куда большую жесткость чем "косынки" 295-го. Чисто за счет рычага.
При условии их жесткой фиксации. Однако думаю это не так.А в случае с одной тягой это приведёт к горизонтальному смещению крыла, которое будет выламывать шарниры вертикальных стержней.
ИМХО это гораздо хуже.
можно. Сантиметров на 5Ничего подобного! Если перепроектировать торчащий вниз кронштейн горизонтальной связи, крыло можно опустить без ущерба для фюзеляжа.
Факт - выламывающая нагрузка на шпангоут приведет к явно большей подвижности чем нагрузка на сдвигА это как раз не факт!
Вряд ли там стоят сферические подшипники.При условии их жесткой фиксации.
В этом случае будет ломать верхние шарниры этих стержней.Да и длина стержня достаточно велика что бы компенсировать это смещение упругой деформацией
Уверен, что компенсация поперечных перемещений обеспечивается не "косынками", а иным способом, т. к. "косынки" оканчиваются такими же шарнирами, что и у Ила.Факт - выламывающая нагрузка на шпангоут приведет к явно большей подвижности чем нагрузка на сдвиг
Это с чего?этом случае будет ломать верхние шарниры этих стержней.
Если поперечная жесткость от косынок не зависит (или как вы сказали "обеспечивается другим способом" ) то что дают косынки?ППро какую жесткость вы говорите?Уверен, что компенсация поперечных перемещений обеспечивается не "косынками", а иным способом, т. к. "косынки" оканчиваются такими же шарнирами, что и у Ила.
А вот то, что треугольные кронштейны жёстче иловских стержней - очевидно
Сомнительно. И да, вопрос - а что будет, если допустим лопнет например вот эта шпилька? Пометил красным. А таких шпилек в конструкции 16 штук...Совершенно очевидно, что поперечная тяга Ил-112 обеспечит куда большую жесткость чем "косынки" 295-го.
ВосемьА таких шпилек в конструкции 16 штук...
С того, что верхний шарнир будет работать на сдвиг, а он не должен так работать.Это с чего
Про жёсткость всей системы навески крыла в комплексе.Про какую жесткость вы говорите?
По 6 сбоков и по две спреди и сзади в центре. У меня 16 получается.Восемь
Если включая поперечные, то да.По 6 сбоков и спреди и сзади в центре. У меня 16 получается.
Я так понимаю, если лопается любая из них - крыло просто отрывается к ....Если включая поперечные, то да.
что будет, если допустим лопнет например вот эта шпилька?
Ну, тут есть понятие ЕМНИП критического узла, к которому предъявляются особые требования по надёжности.Я так понимаю, если лопается любая из них - крыло просто отрывается к ....
Не, я понимаю, но тут 16 таких узловНу, тут есть понятие ЕМНИП критического узла, к которому предъявляются особые требования по надёжности.
Все вертолёты летают "на одной гайке" - и ничего...