Нет, крыло закреплено жестко во всех трех проекциях. Вертикальными
и горизонтальными тягами и откосами.
Но тут есть одна тонкость. Если грубо, в полете крыло постоянно
работает на вертикальный изгиб. Любой самолет всегда «машет
крыльями». В процессе на месте крепления крыла и фюзеляжа с хорошим
рычагом создаются нехилые нагрузки. Как раз они и «расшатывают»
самолет.
А при данной схеме, насколько я понимаю, крыло на вертикальный
изгиб работает само.
Просто горизонтальная тяга при вертикальном изгибе крыла немножко
гуляет. Предполагаю что на миллиметры. Может на сантиметры.
И нагрузки от вертикальных изгибов крыла гасятся самим крылом.
А по-поводу «потери болта» — ну уж вероятность этого точно
расcчитать и минимизировать на порядки проще всего остального.
«Как-то выглядит не надёжно.» — согласен. Но хочется верить, что
ненадежно выглядит для нас, дилетантов. А профи в КБ все
рассчитали, запас прочности заложили, и все нагрузки учли.
Эти тяги вероятно сделаны из титанового сплава. Шарнирные
сочленения выгоднее использовать, потому как они позволяют
распределить нагрузку удобным образом вместо того, чтобы бесконечно
наращивать мясо в узле жесткого защемления.
Выглядит хлипко, но, поверьте, эта конструкция способна выдерживать
огромные нагрузки.
Ваш пример с проволокой — как раз случай «наглухо закрепленной
вещи». Если в месте перегиба был бы шарнир, вы бы его сгибали до тепловой смерти вселенной.
Вот и здесь все что может ломаться из-за перегибов — на шарнирах.
Не такие уж маленькие, диаметром на глаз миллиметров 20, к тому же работают «на срез», а перерубить два сантиметра легированной стали
задача не самая простая, при такой нагрузке скорее крыло
разрушится.
Тяги введены для того, чтобы конструкция центроплана(которая всё
равно в полёте постоянно деформируется) была «гибче» и имела
больший ресурс. Если сделать жестко и монолитно — сломается
быстрее, см. печальную историю Ан-10 и F-111.
В данном случае получается, что фюзеляж подвешивается к крылу с двигателями, как корзина к воздушному шару. Кстати никогда не задумывался над такими техническими подробностями.
А крыло всю жизнь и крепилось жестко. Ил-112 получается первый
тяжелый самолет, где крыло так крепится. Я подобную схему крепления
«на 2 болта» раньше видел, но только на легких двухместных
самолетиках, взлетной массой в районе 500 кг.
P. S. Хотя пожалуй вру, не помню я такой схемы: те самолеты все были
с подкосами. А чтобы свободное крыло так крепилось я не видел.
У самолёта отваливались крылья,долго бились конструкторы,без
результата. С горя напились,в очередном гадюшнике излили
душу,дедушка им и посоветовал в местах крепления крыльев дырок
насверлить. С утра самолёт госприёмке сдавать.других вариантов всё
равно нет-насверлили.Всё зашибись и взлёт и посадка. С ментами и собаками разыскали деда,как что?
Сколько лет живу, но чтоб туалетная бумага по перфорации рвалась не припомню!
А вот не анекдот, а случаи из баек преподавателей:
1. Прилетел как-то на осмотр Ту-114, осматривают двигатель, на вращающейся втулке находят небольшую усталостную трещину. Немедля
втулку делают толще. Снова прилетает самолет на осмотр — усиленная
втулка почти треснула совсем, трещина огромная, чешут репу и соображают — втулка-то вращается, усиление добавило массы и увеличило напряжение.
2. В 80-х на движке МиГ-21 стали появляться трещины на диске
турбины в зоне замка лопаток. Один товарищ помоделировал маленько
на ЭВМ и говорит — надо металл между замками поснимать фрезой —
напряжение от ц.б. сил снять. Народ в шоке. Поскольку машины
снимались с эксплуатации — до дела не дошло.
«Крестьянская» смекалка не всегда дает правильный ответ.
Из той же серии: был такой период развития техники, когда
компакт-диски уже существовали, а дешевых бытовых писалок для них
еще не было. Так вот иногда случалось такое, что не шибко
качественные сидюки в некоторых приводах давали трещину от центра.
которая при эксплуатации постепенно росла и в конце концов доходила
до дорожек и делала диск нечитаемым. Так вот кто-то в итоге
догадался, что если в миллиметре от этой трещины тонким сверлом
просверлить (или прожечь гвоздем) отверстие — то она доползает до него и дальше ее рост прекращается, после чего диском можно
пользоваться дальше, как будто он и не трескался вообще.
хех … быль.на комбайне было… тоже движок вспомогательный на уголке стоял…и тот от вибрации ломался.))). тоже с начало
усиливали .потом дырок наделали и виброгоситель )
Вообще-то это реальный случай из истории авиации 30-х годов. Из-за
бафтинга оперения отваливался хвост(а не крыло), Туполев(а не какой-то там дедушка) «на глаз» приказал насверлить отверстий в фюзеляже чтобы изменить жесткость конструкции, резонансная частота
колебаний изменилась и разрушения прекратились.
Самолетом этим был, если мне склероз не врёт, неудачный тяжёлый
истребитель Ми-3, предшественник более известного СБ.
Ну что сказать, на Ил-е используется т. н. ферменная конструкция.
Преимущества перед монолитной конструкцией Ан-а в простоте расчетов
и, видимо, в диагностике усталостных трещин и ремонта. Например,
если вы замечаете усталостную трещину на тяге, просто заменяете ее
— и все. Если же в блоке фиттингов или в самом кессоне, намертво
соединенном с фюзеляжем, то даже обнаружить трещину нельзя простым
осмотром: надо применять ультразвук или рентген. С другой стороны,
играет роль т. н. «статическая неопределимость» конструкции. Я думаю, для пущей надежности на Ил-е тоже должна быть применена
такая неопределимость, но пока что не могу понять — так ли это.
Смысл в том, что при разрушении одной тяги крыло не отвалится в тот
же момент, а сможет перераспределить нагрузку на остальные тяги. У Ан-а такая неопределимость на два порядка больше. И вообще,
рассчитать конструкцию Ан-а, полагаю, можно только с использованием
твердотельного моделирования с методом конечных элементов, а у Ил-а
можно применить методы расчета 30-х годов.
Вообще, однозначно хорошего или плохого нигде ничего не бывает.
Преимущества конструкции Ил-а: простота расчетов, простота
демонтажа крыла (Если надо куда-то везти самолет по частям или
менять агрегаты в процессе эксплуатации. Это ведь военный самолет:
в полевых условиях из двух частично поврежденных можно собрать один
целый…), простота диагностики усталостных разрушений и коррозии.
Недостатки: хуже аэродинамика (Крыло дальше торчит в поток,
требуются более массивные обтекатели), меньше статическая
неопределимость и, следовательно, живучесть конструкции. В целом
однозначно пока только одно: конструкция Ил-а дешевле и конструктивно, и технологически. Поможет ли это в конкурентной
борьбе? Посмотрим.
Очень устойчивая ассоциация с подвеской автомобиля — ведь она
выдерживает довольные сильные динамические, вибрационные и статические нагрузки, а выходит из строя в итоге лишь
сайлентблоки(95%). Но на машинах крепеж далеко не титановый и то долго ходит. Но на самолете априори исключаются люфты крепежа, а следовательно и прогрессирующего биения «пальца» во втулке от вибраций и нагрузок. Тут вопрос в другом — при всей видимой
«легкости» конструкции мы забываем, что элементы, на которые
приходится львиная доля нагрузки (точки приложения) почти одинаковы
и у жесткой, и у ферменной конструкции(силовые нервюры и шпангоуты). Но у жесткой конструкции основная нагрузка у крыла во время полета приходится на соединение полукрыла с жесткой частью, а у ферменной нагрузка распределяется. У второй выигрыш в весе,
модульности, доступности к исследованию дефектов(было тут уже выше
сказано). Единственное ферменная конструкция должна быть очень
требовательна к качеству и прочностным характеристикам точек
крепления. Это мое мнение
у меня тут мысль появилась… тобиш у нас крыло готовое есть )))
теперь только корпус можно подогнать…, и вот уже готовый самолет
)), ну я утрирую но… пассажирский борт…под размеры крыла…
как думаете… ну ил 114 все же старая модель… ( ???
15.02.1723:33:12
Светозаров Иван15.02.1723:36:31
15.02.1723:40:17
Светозаров Иван16.02.1700:27:45
16.02.1701:22:48
Светозаров Иван16.02.1701:39:07
16.02.1703:40:42
16.02.1711:28:57
16.02.1720:29:19
16.02.1711:42:46
16.02.1715:46:27
Светозаров Иван16.02.1702:03:54
16.02.1716:28:59
16.02.1713:21:54
16.02.1715:47:31
16.02.1721:11:43
16.02.1715:29:58
17.02.1712:22:43
16.02.1700:36:26
16.02.1701:56:45
Светозаров Иван16.02.1701:58:23
16.02.1710:56:30
16.02.1702:27:12
16.02.1709:08:17
16.02.1711:27:33
16.02.1717:17:30
16.02.1707:48:16
16.02.1713:28:50
16.02.1716:48:29
16.02.1718:43:36
16.02.1719:13:45
16.02.1721:51:26
16.02.1717:20:19
16.02.1722:21:47
16.02.1711:16:32
16.02.1711:33:21
16.02.1715:21:45
16.02.1717:26:19
17.02.1712:29:05