Ил-112/ 212

Новости уже пару дней, а никто не запостил:
27.01.2017
ОДК получила займ ФРП на развитие программы нового двигателя ТВ7-117СТ
"АО «ММП имени В.В. Чернышева» (входит в Объединенную двигателестроительную корпорацию Госкорпорации Ростех) получило займ от Фонда развития промышленности (ФРП) на приобретение высокоточных станков в целях обеспечения требуемых стандартов качества и надежности нового турбовинтового двигателя ТВ7-117СТ.
Создание двигателя ТВ7-117СТ, предназначенного для перспективного российского легкого военно-транспортного самолета Ил-112В, является одной из приоритетных программ ОДК. АО «ММП имени В.В. Чернышева» участвует в проводимой ОДК опытно-конструкторской работе по ТВ7-117СТ. Двигатель будет серийно изготавливаться в расширенной кооперации ОДК, ключевыми предприятиями которой являются АО «Климов» (разработчик), АО «НПЦ газотурбостроения «Салют» и АО «ММП им. В.В. Чернышева». На АО «ММП имени В.В. Чернышева» производятся узлы турбокомпрессора и свободной турбины — одна из наиболее технически сложных частей двигателя.
.....
Турбовинтовой двигатель ТВ7-117СТ расширяет семейство газотурбинных двигателей ТВ7-117 разработки АО «Климов». Он является глубокой модернизацией двигателя ТВ7-117СМ (предназначен для регионального пассажирского самолета Ил-114) в части повышения мощности, ресурса и надежности. В новое изделие заложены передовые технические и конструктивные решения. Мощность на максимальном взлетном режиме составляет 3 000 л.с., на повышенном чрезвычайном режиме — 3 600 л.с.. При сухой массе не более 500 кг двигатель имеет удельный расход топлива меньше 200 грамм на л.с. в час."
 
Реклама
Для транспортировочных накладок они имеют слишком правильную форму. Какой смысл в таком изыске, который денег стоит?
Тоже сначала подумал о сбое в хронологии. Но: 1. крыло с носками еще не состыковано, 2. крыло без носков уже установлено.
 
Последнее редактирование:
137 сказал(а):
Так может он старую фотографию выложил, а носки уже после установили на крыло
Нажмите, чтобы раскрыть...
ИМХО наиболее здравое предположение.
Вероятен и другой вариант - менее логичный, но тоже возможный. Идёт отработка технологии. Это - первый опыт, когда только определяются технологические процедуры. То, что элементы носка крыла проще примерять на стоящем вертикально в стапеле крыле, чем на стоящем в боевом положении, понятно. Возможно, посчитали, что установить крыло в сборе с носком менее затратно, чем снимать, а потом ставить обратно. Но при перевозке крыла, кантовании и установке на фюзеляж могли какие-то элементы повредить. Чтобы не портить дальше "ха-арошую вещь", сняли от греха до окончания установки.
Или ещё навскидку вариант - оказалось, что они мешают при установке и юстировке крыла, потому временно и сняли...
 
A_Z сказал(а):
Бумажка, приклеенная к железнодорожному рельсу, тоже "даёт прибавку к жёсткости крыла на изгиб". :)

Крыло Ил-112В в сборе весит порядка трёх тонн. При расчётной перегрузке 2,5g на него "давит" примерно 50 тонн. Я сомневаюсь, что уменьшение стрелы прогиба при монтаже за счёт установки носка можно поймать даже с помощью микрометра. :)
Тем более - с учётом "внешних" такелажных точек, вынесенных далеко за оси двигателей.

Это если носки действительно были установлены, а не прикручены "на живую нитку".
Нажмите, чтобы раскрыть...

Прогиб крыла в первую очередь зависит от его жёсткости и перегрузка тут не причём. Прогиб может быть и полметра и три, при одинаковой нагрузке. Все будет зависеть какие напряжения будут возникать в силовых элементах и перегрузка тут не причём.
А насчёт микрометра Вы сильно ошибаетесь, ещё как поймаете даже с помощью обычной линейки.
 
Просто у dmitry:cool:
https://m.facebook.com/dmitry.rogoz...8&refid=52&cached_data=false&ftid=u_0_q&mdf=1

ED3c6qVZzuw.jpg

---------------------------
Просто лежит на ложементах, без крепежа.

Официальный сайт о визите Рогозина.
http://www.govvrn.ru/wps/portal/!ut...main/main/regularcontent/news/new 20170128 s1

big_2017_01_29_Z_116.jpg

big_2017_01_29_Z_119.jpg
 
Посторонним В сказал(а):
ИМХО наиболее здравое предположение.
Вероятен и другой вариант - менее логичный, но тоже возможный. Идёт отработка технологии. Это - первый опыт, когда только определяются технологические процедуры. То, что элементы носка крыла проще примерять на стоящем вертикально в стапеле крыле, чем на стоящем в боевом положении, понятно. Возможно, посчитали, что установить крыло в сборе с носком менее затратно, чем снимать, а потом ставить обратно. Но при перевозке крыла, кантовании и установке на фюзеляж могли какие-то элементы повредить. Чтобы не портить дальше "ха-арошую вещь", сняли от греха до окончания установки.
Или ещё навскидку вариант - оказалось, что они мешают при установке и юстировке крыла, потому временно и сняли...
Нажмите, чтобы раскрыть...

При такой конструкции крепления цельного крыла, в дальнейшем имеется хорошая перспектива ставить собранное крыло. Если помечтать, то полностью, за исключением двигателей, коммуникаций и элементов в районе зализаo_O И ремонтировать так же, со съемом с самолета. Типа как двигатель с моторамы.
 
Реклама
A.F. сказал(а):
у 112 носок неподвижный! нет механизации передней кромки (предкрылков). Внутри только противообледенительная система.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Благодарю. Не хило, смотрел схему и что-то в голову не пришло, что обойдутся без предкрылков.

FJJBs.jpg
 
Alex76 сказал(а):
Уравнение Эйлера-Бернулли пока еще никто не отменял.:D
Нажмите, чтобы раскрыть...
001.jpg


Поинтересуйтесь на досуге, что в упомянутом вами уравнении означает буковка q.
А потом подумайте, как она для крыла самолёта связана с максимальной эксплуатационной перегрузкой.
 
A_Z сказал(а):
Посмотреть вложение 552503

Поинтересуйтесь на досуге, что в упомянутом вами уравнении означает буковка q.
А потом подумайте, как она для крыла самолёта связана с максимальной эксплуатационной перегрузкой.
Нажмите, чтобы раскрыть...

Как Вы умеете уходить от обсуждаемой темы всем уже давно известно. Речь шла о деформации консоли крыла под нагрузкой. Вот и посмотрите на формулу => при одной и той же нагрузке q величина прогиба зависит только от значения EI т.е. жесткости. По-вашему, если перегрузка будет 8g, то крыло вообще изгибаться перестанет под нагрузкой?

#автоудаление
 
Alex76 сказал(а):
Как Вы умеете уходить от обсуждаемой темы всем уже давно известно.
Речь шла о деформации консоли крыла под нагрузкой. Вот и посмотрите на формулу => при одной и той же нагрузке q величина прогиба зависит только от значения EI т.е. жесткости. По-вашему, если перегрузка будет 8g, то крыло вообще изгибаться перестанет под нагрузкой?
Нажмите, чтобы раскрыть...
По части "уходить об обсуждаемой темы" у вас ещё учиться и учиться. :)
В том то и дело, что в данном случае - если вы забыли, то это монтаж крыла - мы имеем дело не с "одной и той же нагрузкой", а с одним и тем же элементом постоянной жёсткости (т.е. тем самым крылом) при разных нагрузках.
Этот элемент рассчитан под нагрузку "полётная масса самолёта х перегрузка".
В случае же монтажа нагрузка равна собственной массе крыла, и она примерно в шестнадцать раз меньше, чем расчётная.
Кроме того, распределение этой нагрузки "более благоприятно" - за счет разноса такелажных точек.
Так что изгиб крыла при монтаже равен ноль целых хрен десятых, а изменение стрелы прогиба, обусловленное увеличением жёсткости за счёт носка крыла, вообще ничтожно.
Посему ваши теоретические рассуждения в данном случае бессмысленны.
Ещё раз: отдыхайте...

#автоудаление
 
A_Z сказал(а):
Alex76 сказал(а): ↑
Как Вы умеете уходить от обсуждаемой темы всем уже давно известно.
Речь шла о деформации консоли крыла под нагрузкой. Вот и посмотрите на формулу => при одной и той же нагрузке q величина прогиба зависит только от значения EI т.е. жесткости. По-вашему, если перегрузка будет 8g, то крыло вообще изгибаться перестанет под нагрузкой?
-------------------------
По части "уходить об обсуждаемой темы" у вас ещё учиться и учиться. :)
В том то и дело, что в данном случае - если вы забыли, то это монтаж крыла - мы имеем дело не с "одной и той же нагрузкой", а с одним и тем же элементом постоянной жёсткости (т.е. тем самым крылом) при разных нагрузках.
Этот элемент рассчитан под нагрузку "полётная масса самолёта х перегрузка".
В случае же монтажа нагрузка равна собственной массе крыла, и она примерно в шестнадцать раз меньше, чем расчётная.
Кроме того, распределение этой нагрузки "более благоприятно" - за счет разноса такелажных точек.
Так что изгиб крыла при монтаже равен ноль целых хрен десятых, а изменение стрелы прогиба, обусловленное увеличением жёсткости за счёт носка крыла, вообще ничтожно.
Посему ваши теоретические рассуждения в данном случае бессмысленны.
Ещё раз: отдыхайте...

#автоудаление
Нажмите, чтобы раскрыть...

Так и вообще какая проблема при монтаже, если крыло к примеру деформировано равномерно в пределах допусков?
В чем и смысл предложенной схемы, что это фактически симметричный отрезок проведенный через две опорные точки. Соединение посередине к корпусу шарнирное, подвижное в вертикальной плоскости. Соответственно положили, закрепили через силовые балки к проушинам фюзеляжа и отрегулировали болтами. Если например подвесить мотогондолу только на одну сторону, крыло над фюзеляжем выгнется вверх, а противоположная консоль так же опустится вниз равномерно:) Единственно, фюзеляж немного провернется на шасси и сам на кручение.
 
24brspecnaz сказал(а):
Репортаж Россия1 от 28.01.17. - Производство Ил-112 ВАСО
1.20-установка крыла.
Нажмите, чтобы раскрыть...
Плотницкий отвес в качестве инструмента проверки вертикали, конечно, внушаить.
Типа, наш несимметричный ответ лазерным трекерам.

А вот и пресловутый кронштейн, по поводу которого было сломано столько копий. :)

002.jpg
 
Реклама
A_Z сказал(а):
А вот и пресловутый кронштейн, по поводу которого было сломано столько копий. :)
Нажмите, чтобы раскрыть...

Также, как и вы обратил на это внимание. Но все же, это не тот кронштейн. Возможно, на предыдущих фото с задней части, этот на передний зализ (или что там еще). Разная ширина и отверстия. Спорить не буду, возможно я ошибаюсь.

кронштейн.jpg
 
Последнее редактирование:
Назад