victorzv2>> Не стесняйтесь, просветите нас, если все так элементарно. [»]
Shake-spear> Смотрите выше элементраней помоему некуда все взято из учебника сопромата. [»]
Дык, в вашем знании сопромата я не сомневаюсь. А после последнего вашего поста, даже, честно скажу, мне ваш уровень нравится - ответы (правильные и четкие) так и отскакивают.
А вот в авиации вы, похоже, - человек посторонний. Тем лучше для нашего случая.
Поэтому я вас и пытаю. Мне хочется услышать мнение непредвзятого человека.
В случае с шасси я имел в виду, что в действительности нет повышения напряжений в критических элементах конструкций при сравнении разных самолетов.
У всех у них эти напряжения уже максимальны до предела. В идеале, коэффициент избытка прочности для самолетных деталей должен быть равен 0.
Пожалуйста, осознайте этот факт.
Кстати, профессор Киселев, прекрасно зная об этом, вешает немного лапши на уши доверчивых почитателей имен и титулов. (Справедливости ради, эти его пассажи не имеют отношения к полученным им результатам).
Пожалуйста, еще раз представьте себе: самолет с MTOW 24 т (Ан-26), расчетные напряжения в стойках шасси - 1500 МПа (условно). И у самолета с весом 192 т (примерно Ан-22) те же 1500 МПа. И 3000 МПа быть не может в принципе для стали 30ХГСА.
Тоже самое для крыла. Но уровень напряжений будет порядка 400 - 500 МПа (потому что алюминиевые сплавы).
Осознали?
А теперь я добавлю, что в вашем расчете крыла допущена существенная физическая ошибка. Если мы сохраняем профиль крыла и пропорцию по хорде, то плошадь крыла должна вырасти пропорционально весу (иначе самолет будет летать по-другому), т.е. в 8 раз. Это означает, что изгибаюший момент вырастет не в 16 раз, как вы предсказали.
Он вырастет в 32 раза. Т.е. напряжения должны вырасти в 4 раза и достигнуть уровня 1600 - 2000 МПа. Для алюминиевого сплава.
Мой вопрос такой:
Что после таких выкладок вы думаете о законе куба-квадрата, принципе пропорциональности и тех людях, которые с серьезным видом о них рассуждают?