Прочность самолета в доступной форме.

Хотелось бы услышать мнение специалистов, о применении расчетного модуля COSMOS для прочностного анализа деталей, в частности авиационных?
 
Мы его не пользуем, а вот студенты местного политеха используют именно его при обчении.
 
ViperNN, как Вы думаете, он подойдет для исследования прочности металлических кронштейнов?
 
Последнее редактирование:
В настоящее время расчеты на прочность проводят с помощью программнных пакетов-такие как MSC Nastran, MSC PATRAN в основе которых положено метод конечных элементов, с помощью этих программ выявляются слабые места конструкции,эти программы раскрывают статическую неопределимость конструкции и дают все необходимые напряжения и деформации, конечно обязательно после этого делают ручной расчет, так как эти программы имеют погрешность!
 
PATRAN - это не расчетная программма. Это всего лишь пре- и постпроцессор.
Им может быть и Femap какой-нибудь.
А считает все Настран.
А статическую непопределимость можно раскрыть и аналитически, при желании.
А погрешность можно свести к минимуму у КЭ пакетов. Вопрос только во времени расчетов и разумном компромисе между точностью и машинным временем.
 
Элементарно, результаты конечно-элементного анализа это в 90% случаев всего лишь "полуфабрикат" для последующего расчета. В результате расчета КЭМ получаем напряженно-деформированное состояние конструкции (НДС), а далее на основе полученного НДС производим "ручной" расчет конструкции - пояса, клетки, болты, заклепки и так далее.
 
Прочность пояса можно проанализировать в системе МКЭ, а вот напряжения, скажем сре-за, в крепежных элементах, возникающие за счет взаимодействия с этим поясом уже в ручную?
Я правильно понял?
 
ВиперНН прав. Клетка, это грубо говоря участок тонкостенной конструкции, ограниченный поддерживающими элементами конструкции.
НАсчет МКЭ. Если совсем уж теоретизировать, то метод позволяет сделать подробную модель до заклепки. Просто построение такой модели, а также ее проверка с неизбежными модификациями, потребует столько времени, что постройка самолета уже будет неактуальной. Поэтому делают "огрубленную" модель с параметризацией основных силовых элементов. А детальные расчеты узлов делаются вручную на основе полученных из МКЭ усилий.
 
Прочитал в учебнике "Прочность самолета", Кан С.Н. , ГИОП М. 1955 г. следующую информацию:
"........
Более общее определение коэффициента перегрузки в полете таково: "nэ" есть величина, показывающая , во сколько раз нагрузка на данную часть самолета в рассматриваемом режиме больше (или меньше), чем нагрузка на эту часть в горизонтальном полете на том же угле атаки."
Не могу понять, зачем здесь автор вводит фразу: «на том же угле атаки.»?
Вот к примеру типовое определение коэффициента перегрузки: «Коэффициент эксплуатационной перегрузки "nе" есть число, показывающее, во сколько раз подъемная сила самолета на данном режиме полета больше его веса в прямолинейном горизонтальном полете», где нет информации про угол атаки.
У кого какие соображения по данному вопросу?
 
Triz сказал(а):
У кого какие соображения по данному вопросу?
Нажмите, чтобы раскрыть...

Циркуляция по размаху крыла, и, соответственно - распределение водушной нагрузки на крыло меняются в зависимости от угла атаки.

Самолет может лететь в горизонтальном полете с ny = 1 на угле атаки 10 градусов, а может и в нижней точке петли иметь угол атаки 10 градусов, но уже ny=9
 
Вам необходимо войти или зарегистрироваться, чтобы здесь отвечать.
Меню
Вход
Регистрация