69162

НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ

Лекция

Астрономия и авиация

Крыло — несущая поверхность самолета, которая служит для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости...

Русский

2014-09-30

1.53 MB

45 чел.

PAGE   \* MERGEFORMAT 87

Министерство образования и науки Украины

Национальный авиационный университет

Аэрокосмический институт

Кафедра конструкции летательных аппаратов

 

ЛЕКЦИЯ № 6 (3)

по дисциплине "Конструкция и прочность летательных аппаратов"

6. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ

Составитель проф. Радченко А.И.

 

Киев  2009

 6. НАЗНАЧЕНИЕ КРЫЛА И ТРЕБОВАНИЯ К НЕМУ

    6.1. Назначение крыла.

Крыло — несущая поверхность самолета, которая служит для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей и размещения топлива и т. п.

Крыло (рис. 6.1) представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки 6.  Каркас состоит из лонжеронов 1, стенок и стрингеров 2 (продольный набор) и нервюр 9 (поперечный набор).

 

Рис. 6.1. Крыло современного пассажирского самолета

На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и
закрылки 3) для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 — для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны 8 — для крепления двигателей.

Крыло   является   важнейшей   частью   конструкции   самолета.

На долю крыла приходится значительная часть массы и полного лобового сопротивления самолета. Обычно для дозвуковых самолетов масса крыла

                           mкр = (0,07 ... 0,16)m0 = (0,35 . . . 0,45)mкон,

где то взлетная масса самолета; ткон масса конструкции самолета.

На режимах полета, близких к полетам с максимальной скоростью Vmax отношение коэффициента лобового сопротивления крыла к коэффициенту лобового сопротивления самолета схкр/сх = 0,3...0,5.

6.1.1. Требования к крылу.

Кроме общих для всего самолета требований к крылу предъявляются следующие требования:

- возможно большее значение аэродинамического качества К;

- большое приращение коэффициента подъемной силы за счет механизации крыла Δсymах;

- возможно меньшее изменение характеристик устойчивости и управляемости самолета и его аэродинамических характеристик при переходе к сверхзвуковой скорости полета;

- возможно большие объемы для размещения различных грузов.

Рассмотрим важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу, и пути их реализации.                                                     

Аэродинамические требования. Внешние формы и геометрические размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета.

Рассмотрим основные аэродинамические требования.

1.  Малое сопротивление крыла на основных режимах полета, которое характеризуется произведением cxaS, достигается:

- подбором профилей крыла с малым коэффициентом волнового сопротивления с;  

- выбором рациональной формы крыла в плане;

- ограничением площади крыла S;

- улучшением состояния внешней поверхности крыла (уменьшение шероховатости обшивки, недопущение применения стыков внахлестку, выступания заклепочных головок и других неровностей). Эти мероприятия уменьшают
коэффициент сопротивление крыла сха).

2.  Высокое значение критического числа Маха - Мкрит для околозвуковых самолетов и по возможности минимальное изменение сха и суа по М при переходе к сверхзвуковым скоростям  полета обеспечивается специальными скоростными  профилями  малой  относительной  толщины, стреловидными крыльями в плане и крыльями малого удлинения.

3.  Достаточно большое значение произведения cya maxS достигается:

- постановкой профилей большим значением коэффициента подъемной силы суа тах;

- подбором размеров и формы крыла, которые обеспечивают нужные взлетно-посадочные характеристики.

Произведение cyamaxS характеризует способность крыла создавать необходимую подъемную силу для полета на малых скоростях и возможность увеличения её за счет механизации крыла.

4. Высокое максимальное качество самолета Kmах = (cya/cxa)mах.Это
необходимо для увеличения
дальности и потолка полета, достигается:

- использованием   профилей   с   большими   значениями   Kтах;

- крыльев больших удлинений;

- обеспечением хорошего состояния внешней  поверхности  крыла;

- специальной компоновкой внешних форм самолета (крыла и фюзеляжа).                  

5.  Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых для самолета летных режимах.

Компоновочные требования определяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом допустимо лишь незначительнее увеличение сопротивления крыла надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия створок. На скоростных самолетах это условие иногда вынуждает отказываться от установки двигателей в крыле и от крепления к крылу опор шасси. При сопряжении крыла с другими частями самолета не должно нарушаться структура их силовых схем.

Требования к прочности и жесткости крыла. Для обеспечения безопасности   полета   самолета    на    всех   допустимых   режимах эксплуатации крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции  достаточными  прочностью,  жесткостью, долговечностью,  и живучестью.

Необходимо обеспечить жесткость конструкции  крыла,  достаточную для того, чтобы критические скорости, при которых возникают недопустимые явления аэроупругости, превышали предусмотренные в эксплуатации скорости полета.

Эксплуатационные требования. При создании крыла необходимо обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационной
технологичности конструкции.

Технологические требования определяют производственную, ремонтную технологичность конструкции крыла.

Крылья представляют собой клепаные тонкостенные конструкции из листов, профилей и монолитных панелей. Поэтому необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих, недефицитных материалов и полуфабрикатов и др.

Технические требования, предъявляемые к крылу, в значительной степени взаимно противоречивы.

При конструировании необходимо учитывать тип, назначение самолета и условия его эксплуатации, подчиняя выбор параметров и конструктивных форм крыла условиям наилучшего удовлетворения важнейших требований, предъявляемых к данному типу самолета.

6.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА КРЫЛА

Общая   компоновка    конструкции    крыла    подчиняется задачам аэродинамической компоновки его внешних форм.

Аэродинамическая компоновка крыла входит в комплекс аэродинамической компоновки всего самолета. В процессе аэродинамической компоновки крыла выбираются его внешние формы, определяются основные размеры, решаются вопросы уменьшения сопротивления интерференции крыла и фюзеляжа, обеспечения благоприятных срывных характеристик при полете на больших углах атаки и больших дозвуковых скоростях.

6.2.1. Внешние формы крыла

Внешние формы крыла характеризуются его очертаниями в плане и
виде спереди (углом поперечного V), профилями его сечений и взаимным расположением частей (при бипланной схеме).

наибольшее распространение получили крылья, представленные на
рис. 6.2:

прямые крылья - прямоугольное и трапециевидное (рис. 6.2, а и б);

крылья прямой (рис. 6.2, в), обратной (рис. 6.2, г) и изменяемой в полете
        (рис. 6.2,
е) стреловидности;

крылья как часть интегральной схемы с фюзеляжем (рис 6.2, ж);

треугольные крылья (рис. 6.2, д).

Параметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане:
-
площадь крыла S;
-
размах крыла l;
-
центральная хорда крыла b0;
-
бортовая хорда bб;
-
концевая хорда bк;

- угол стреловидности  или 1/4;

- удлинение крыла λ;

- сужение крыла.

В соответствии с положением и названием хорд b0, bб и bк называются сечения крыла(центральное, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях.

              Рис. 6.2. Формы крыльев в плане.

Перечисленные параметры вместе с относительной толщиной
профиля крыла
с = стах/b (стах - максимальная толщина профиля, b - хорда) определяют аэродинамические характеристики крыла и существенно влияют на его весовые и жесткостные характеристики.

Рассмотрим влияние основных параметров, характеризующих внешние формы крыла, на некоторые характеристики крыла и самолета в целом.

Основные параметры крыла в плане:

- удлинение;

- сужение ;

- углы стреловидности χ по линии фокусов (1/4 хорд) или по передней кромке χп, которые определяются по очертаниям прямолинейного контура крыла (рис. 6.3).

Применяются прямоугольные (χ = 1),трапециевидные (χ > 1) и
треугольные крылья. Для удовлетворения аэродинамических и компоновочных требований создают  крылья с более сложными очертаниями в плане, чем простейшие формы, показанные на рис. 6.3.

В площадь крыла S входит площадь внутрифюзеляжной части, ограниченная продолжениями передней и задней кромок примыкающих к фюзеляжу частей крыла (пунктирная линия на рис. 6.3).

Рис. 6.3. Вид в плане и основные размеры стреловидного (а) и треугольного (б)

              крыльев

В табл. 6.1 показано влияние параметров крыла на характеристики самолёта.

Пояснения к табл. 6.1   

  1.  При дозвуковом  полете коэффициент индуктивного сопротивления

,

где k — коэффициент, учитывающий форму и расположение крыла. Поэтому увеличение λ приводит к росту качества  К = су/сх.  

При сверхзвуковом полете cxi мало зависит от λ, приближенно

У неманевренных  дозвуковых транспортных самолетов с прямыми крыльями  λ = 7...13, со стреловидными - λ = 6...10.

Удлинение крыльев рекордных планеров-парителей достигает 37, что соответствует λ = 53.  У сверхзвуковых самолетов  крылья имеют сравнительно небольшие удлинения- λ = 1,5...4.

  1.  Рис. 6.4 поясняет влияние с, λ и χ на изменение сх, а также профильного схпр и волнового схв сопротивлений.

При значительном уменьшении λ (менее 2,5) уменьшается схв в трансзвуковой области и повышается число Мкрит. Однако при этом понижается  
производная коэффициента су по углу атаки α и для достижения потребных су необходимы большие углы атаки α 

  1.  Влияние λ и η на изгибающий момент крыла Мизг, массу изгибную и крутильную жесткость крыла поясняет рис. 6.5.

При увеличении λ растет Мизг и масса крыла, но понижается жесткость, а при увеличении η происходит обратное.

Увеличение хорд корневых частей крыла при уменьшении λ и увеличении η вызывает увеличение внутреннего объема крыла (для размещения топлива и уборки шасси) и его площади (для размещения средств механизации).

Таблица 6.1

Параметр крыла

Изменение характеристик самолета при увеличении параметра крыла

Положительное

Отрицательное

λ

(лямбда)

1.  Уменьшение сх

2.  Увеличение Ктах

1.  Увеличение изгибающего момента Мизг и массы, уменьшение жесткости крыла

2.  Ухудшение  маневренных свойств самолета   из-за   разноса   масс  крыла

η

(эта)

1. Уменьшение Мизг и массы, увеличение жесткости крыла

2.  Повышение эффективности механизации крыла

3.  Увеличение объема корневой части крыла

1.  Повышение склонности к концевому срыву

2.  Уменьшение  эффективности   элеронов

χ

(хи)

1.  Увеличение Мкрит   

2.  Уменьшение  схв при    переходе через скорость звука

1.  Повышение склонности  к концевому срыву

2.  Уменьшение эффективности механизации крыла

3.  Усложнение производства и увеличение массы крыла

ψ

(пси)

1. Повышение поперечной устойчивости

1. Чрезмерное  повышение  поперечной устойчивости, вызывающее колебательную  неустойчивость самолета

                     Рис. 6.4. Зависимость коэффициентов лобового сопротивления крыла
                                    от числа М при ра
зличных λ, с и χ

4. Обычно   сужение   крыльев равно 2...4.5.    

5. Основной целью применения стреловидности (с χ = 20...60°) является улучшение аэродинамических свойств крыла при больших числах M.

Эффект стреловидности поясняется рис. 6.6. Вектор эффективной скорости Vэ = Vcosx и лежит в плоскости, перпендикулярной линии  фокусов   (линии   1/4   хорд).  

Это  плоскость  с   наибольшей
кривизной поверхности, поэтому образованный ею профиль определяет распределение давлений и значения
су и сх крыла. Вектор тангенциальной скорости Vt, направлен вдоль линии
1/4 хорд. Он направлен по прямолинейной образующей поверхности, поэтому он не влияет на
распределение давлений, но способ-

Рис. 6.5. Влияние λ и η на изгибающие        ствует образованию концевого срыва

моменты                                                   потока.

Так как Vэ < V, местная скорость обтекания, определяемая значением Vэ, достигает скорости звука при большей скорости полета V и, следовательно, Мкритχ>Мкритχ=0

Для скользящего под углом χ бесконечного крыла

Мкритχ>Мкритχ=0 / cosχ.

В действительности же концы и центральная часть крыла обтекаются потоком в направлении полета, это ведет к снижению Мкрнт (концевой и
срединный эффекты).

Стреловидность крыла способствует плавному протеканию волнового кризиса и уменьшает максимальное значение коэффициента волнового сопротивления схв.

Обычно применяемая  прямая  стреловидность   крыла    (χ > 0)   
приводит   к увеличению   путевой поперечной  устойчивости  самолета,   а  также   повышению   критических скоростей флаттера и дивергенции. 

Однако стреловидные крылья имеют и недостатки:

  - прямая стреловидность повышает склонность Рис. 6.6. Влияние стреловидности на           к срыву  потока с концов крыла;

скорости потока, обтекающего крыло 

- при увеличении стреловидности уменьшаются , сутах и Ктах, а также снижается эффективность средств механизации (уменьшается сутах).

6. На сверхзвуковых самолетах применяются крылья малого удлинения. Стреловидность крыльев сверхзвуковых самолетов характеризуется углом по передней кромке χг (см. рис. 6.4, б).

Треугольное крыло  обладает сочетанием положительных   аэродинамических  свойств  стреловидности,   малого  удлинения   и малой относительной толщины.
             Недостатком этого
 крыла является малое , определяющее низкое значение супос при посадке с углом атаки αпос, обусловленное условиями компоновки

7. Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней и задней частями (рис. 6.7, а). Законцовка, показанная на рис. 6.7, б, позволяет уменьшить концевой эффект стреловидного крыла, который увеличивает нагрузки концевых сечений и смещает вперед их центр давления; снижает волновое сопротивление крыла и улучшает его срывные характеристики.

Рис. 6.7. Формы законцовок крыла 

                                                           Рис. 6.8. Отгиб концевой части крыла 

С целью уменьшения индуктивного сопротивления крыла применяется отгиб вниз его концевой части (рис. 6.8).

Рис. 6.9. Влияние концевых профилированных шайб (крылышки Уиткомба)

1, 2 — обдувка воздухом собственно верхней и
нижней повер
хностей крыла; 3 — образование
концевых ви
хрей

Установка концевых профилированных шайб (рис. 6.9) позволяет уменьшить интенсивность концевых вихрей, а также индуктивное сопротивление крыла. Кроме того, за счет обдувки крыла искривленным потоком воздуха (из-за его перетекания на конце
крыла) на шайбы действуют аэродинамические силы
Rв и Rн, составляющие которых Хв и Хн направлены вперед по полету.

Форма крыла при виде спереди

8. Угол между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное "V" крыла (рис. 6.10).

Рис: 6.10. Формы крыльев при виде спереди

На рис. 6.10 показаны крылья с разными значениями поперечного V:

а) = 0;  б) > 0;  в)   <0 и  г) с двойным углом поперечного V типа «чайка».

 Значение и знак угла  поперечного V крыла - определяют поперечную устойчивость самолета.  

Они выбираются из условия получения необходимого соотношения между поперечной и путевой устойчивостью, в зависимости от угла стреловидности, взаимного расположения крыла и фюзеляжа по высоте и параметров вертикального оперения.

Положительное V увеличивает поперечную устойчивость, отрицательное V — уменьшает.

При избыточной поперечной устойчивости самолет обладает
колебательной неустойчивостью (рыскание и крен).

Недостаточная поперечная устойчивость определяет спиральную
неустойчивость
. Самолет в этом случае  входит  в крутую спираль при
появлении бокового скольжения.

У высокопланов с прямым крылом χ = 0 = 1...2,5°; у низкопланов с χ = 0  = 5 ... 7°; у низкопланов с χ = 35° = - 1,5...- 3 °.

Для уменьшения устойчивости крыльев с большой стреловидностью делают обратное V.

Отрицательные углы поперечного V стреловидных крыльев с Х>0 объясняются стремлением снизить чрезмерную поперечную устойчивость самолета.

Выбор угла определяется также компоновочными требованиями, например необходимостью удалить от земли двигатели, установленные на пилонах под крылом, уменьшить высоту шасси и др. Эти требования обусловливают изменение по размаху крыла (схема чайки с большим значением корневых частей и схем обратной чайки).

Профили сечений крыла

Форму профиля сечения крыла (рис. 6.11) определяют очертания его верхнего и нижнего обводов и следующие безразмерные параметры:

- относительная толщина 

                                            с = с/b;

-  относительное положение максимальной толщины по хорде

                                            хс = хс/b;

- относительная вогнутость (кривизна)

                                               f = f/b;

- относительное положение максимальной вогнутости по  хорде
                                                        
xf = xf/b;

- относительный радиус кривизны передней кромки

                                                r = r/b.

Рис. 6.11. Геометрические характеристики профиля сечений крыла

 1 — аэродинамическая хорда; 2 — геометрическая хорда; 3 — средняя линия; с — максимальная толщина; f — максимальная вогнутость; r радиус кривизны передней кромки;
b — длина хорды; cх, xi  — расстояния от носка до максимальной толщины и максимальной вогнутости профиля

Профили сечений крыла задаются по полету или перпендикулярно линии фокусов. Длина хорды b измеряется в соответствии с расположением сечения.

 На рис. 6.12 показаны формы поперечных сечений крыла современных самолетов:

- плосковыпуклый (рис. 6. 12, а);

- двояковыпуклый несимметричный (рис. 6.12, б);

- симметричный (рис. 6.12, в);

- s-образный (рис. 6.12, г); 

- ромбовидный (рис. 6.12, д);

- клиновидный (рис. 6.12, е);

- суперкритический (рис. 6.12, ж).

                 Рис. 6.12. Формы профилей крыла   Рис. 6.13.Изменяемые формы профилей
                                                                                               адаптивного крыла

Плосковыпуклый профиль проще в изготовлении, имеет большое значение суаmах и коэффициента профильного сопротивления схар. Применяется на планерах, малоскоростных самолетах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль широко применяется в крыльях самолетов различного назначения, так как при высоких значениях суаmах имеет малое значение схар и сравнительно стабильное положение центра давления (ЦД).  

Симметричный профиль имеет меньшее значение суаmах, применяется в крыльях сверхзвуковых самолетов   и для оперения.

S-образный профиль является безмоментным, он имеет постоянное положение центра давления (ЦД). Хуже по значениям суаmах и схар. Применяется на самолетах типа "бесхвостка".

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Суперкритический профиль служит для повышения критических значений Мкр.

Он имеет большой радиус носка, почти плоскую верхнюю и выпуклую нижнюю поверхности и тонкий изогнутый хвостик.

Распределение давлений по профилю приводит к уменьшению скоростей в сечениях с максимальной толщиной профиля, отсюда и увеличение значений Мкрит (на 0,07...0,08).

Так как ЦД в таком профиле смещен в его хвостовую часть, то он создает большой пикирующий момент, требующий для балансировки отклонения рулей высоты (стабилизатора).

В разных условиях полета нужны разные соотношения суа и сха. например, на взлете и посадке нужна большая кривизна f , а в полете на крейсерском режиме, наоборот — меньшая. на маневре (для повышения несущей способности крыла) также  нужна большая кривизна.

Решением этого вопроса может стать применение адаптивного крыла, которое в соответствии с режимом полета могло бы менять свою кривизну (см. рис. 6.13) и приводить к перераспределению давления не только в сечении крыла, но и по размаху. Последнее может использоваться, например, для уменьшения изгибающих моментов на маневре, когда к корневому сечению смещается точка приложения равнодействующей аэродинамических сил, для управления углами закрутки сечений крыла с целью недопущения концевых срывов на больших углах атаки и т. д.

До конца 40-х годов основными являлись сравнительно толстые несущие профили с закругленной передней кромкой. Параметры этих профилей следующие:с = 0,1...0,18; хс = 0,25...0,30; f = 0...0,035.

Крылья с такими профилями имеют высокие значения сутах и сравнительно небольшое профильное сопротивление, которое при дозвуковом обтекании мало зависит от толщины профиля. Профили этого типа (серии NACA = 230, NACA= = 24, ClarkYH и др.) применялись и на современных легких нескоростных самолетах.

Стремление уменьшить сопротивление крыла и увеличить скорости полета привело к появлению ламинаризированных профилей, контур которых имеет уменьшенный радиус кривизны носка и сдвинутую назад (дохс = 0,4...0,5) максимальную толщину. Ламинаризированные профили нашли широкое применение в околозвуковых самолетах.

Однако местные искажения профиля (волнистость обшивки, выступы на стыках листов обшивки) и шероховатость поверхности существенно ухудшают аэродинамические характеристики таких крыльев. Поэтому технология их производства усложняется. На участках крыла, обдуваемых винтами, ламинарного пограничного слоя не существует.

Результатом развития ламинаризированных профилей стал
суперкритический профиль, характерными признаками которого являются очень малая кривизна верхнего обвода и отгиб вниз хвостовой части, необходимый для повышения су (рис. 6.11, ж). В этом случае Мкрит увеличивается на 15...18% по сравнению с обычным ламинаризированным профилем такой же толщины.

При использовании крыла с суперкритическим профилем возможно:

- увеличение Мкрейс до 0,98 без существенного прироста при этом волнового сопротивления (при этом в аэродинамической компоновке самолета должно применяться правило площадей);

- уменьшение угла стреловидности χ крыла и увеличение относительной толщиныс при сохранении числа Мкрейс на современном уровне
(
Мкрейс = 0,70...0,85). Ростс позволяет уменьшить массу крыла.

Уменьшение угла χ при заданных S и η приводит к росту размаха крыла l увеличению λ и снижению cxi.

Для крыльев сверхзвуковых самолетов применяются специальные более тонкие симметричные профили сс = 0,02...0,05;хс > 0,5;f = 0. Они имеют высокие значения Мкрит и небольшое волновое сопротивление при переходе через скорость звука.

Клиновидный профиль крыла применяется на гиперзвуковых летательных аппаратах (М>5).

С целью улучшения аэродинамических характеристик,  устойчивости и управляемости самолета, а также для уменьшения массы крыла, применяется набор по размаху крыла профилей разных типов с различными с,f,хс ихf . Это так называемая аэродинамическая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

Таблица 6.2

Влияние параметров профиля на характеристики крыла

Пара-

Изменение характеристик самолета при увеличении параметра

метр

Положительное

Отрицательное

 с

1. Увеличение су тах при увеличении с до 14%

2.  Уменьшение массы крыла

3. Увеличение внутреннего объема крыла

1.  Увеличение сх тiт

2.   Уменьшение Мкрит

  f

1. Увеличение су тах

1.   Увеличение сх тiт

2.   Уменьшение Мкрит 

3.   Увеличение сm0

  хс

1.   Уменьшение  су тах  (ламинарного профиля)

2.   Увеличение Мкрит

1. Приxc>0,5   возможен   преждевременный срыв пограничного слоя с хвостовой части профиля и увеличение сх

хf

1. Увеличение Мкрит

Взаимное расположение крыльев биплана

Бипланная схема позволяет получить компактные (с малым размахом) несущие поверхности крыла при невысокой удельной нагрузке на них.

Бипланная схема находит применение на самолетах сельскохозяйственной авиации и спортивных пилотажных самолетах. Для бипланной коробки крыльев характерны параметры, показанные на рис. 6.13, и отношение площадей крыльев SB/SH.

Рис. 6.14. Геометрические характеристики коробки крыльев биплана

Сужение верхнего и нижнего крыльев обычно равно единице. Относительная толщина профилей постоянна по размаху. Для обеспечения требуемой поперечной устойчивости оба крыла или  одно из них (обычно нижнее) имеет
> 0.

  6.3 ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ КОНЦЕВОГО СРЫВА

Если не принимать специальных мер, то срыв потока с трапециевидных крыльев (χ ≥ 0, η> 1) при выходе самолёта на большие углы атаки начинается на концах крыла (рис. 6.15) и бывает обычно несимметричным. Это ведет к резкому ухудшению устойчивости и управляемости самолета, потере эффективности элеронов, входу самолета в штопор и другим явлениям, причем, чем больше сужение и стреловидность крыла, тем на меньших углах атаки возникает срыв.

Рис. 6.15. Срыв потока на крыльях различной формы при увеличении угла атаки

                Нестреловидные крылья

Для предотвращения срыва потока с трапециевидных нестреловидных крыльев принимаются следующие конструктивные меры:

- ограничивается сужение ;

- производится специальный подбор профилей крыла и углов установки  - аэродинамическая и геометрическая крутка;

- на крыле устанавливаются предкрылки длиной, превышающей длину элерона, открываемые на больших углах атаки системой управления или  автоматически   (под действием  воздушных сил);

- крылу придается небольшая обратная стреловидность, при которой срыв потока начинается у его корня и проявляется менее резко.

Рассмотрим крутку крыла подробнее (рис. 6.16, 6.17). Корневой профиль симметричный; ему соответствует кривая 3 на рис. 6.16 и αоз = 0, т.е. геометрическая и аэродинамическая хорды (при обтекании профиля потоком, параллельным этой хорде су = 0) совпадают (хорда 2 на рис. 6.17).

Рис. 6.16  Сравнение зависимостей
cy = f(α) для различных профилей

  1.  — для концевого профиля;

     2  — для концевого профиля при
       отрицательной геометрической кру
тке,
      
3 — для корневого профиля.

Рис  6 17   Крыло с аэродинамиче-
      ской и геометрической круткой

1— геометрическая хорда концевого сечения, 2 — геометрическая и аэродинамическая хорды корневого сечения, 3 — аэродинамическая хорда концевого сечения

 Для предотвращения концевого срыва у конца крыла устанавливают более несущие профили — с большей вогнутостью и с более высоким су тах.

 Такой профиль имеет су = 0 при α01 (кривая 1 на рис. 6.16), а его аэродинамическая хорда 3 (см. рис. 6.17) расположена под углом φА=|αоз| к геометрической / (это так называемая аэродинамическая крутка).

При отрицательной геометрической крутке геометрическая хорда 1 концевого профиля повернута на угол φ г = - φА < 0.  Аэродинамические хорды корневого и концевого сечений должны быть примерно параллельны. При этом αкрит концевого сечения увеличится (см. рис. 6.16) и у концевого профиля образуется значительный запас углов атаки до акрит по сравнению с корневым профилем.

Стреловидные крылья

Характерное для крыла с прямой стреловидностью (χ > 0) перетекание пограничного слоя (от корня к концу крыла) вызывает концевой срыв потока на сравнительно небольших углах атаки, что приводит к появлению не только поперечных, но и продольных дестабилизирующих моментов.

Для предотвращения концевых срывов потока со стреловидных крыльев, наряду с уже рассмотренными мерами, принимаются специальные меры по задержанию движения пограничного слоя к концу крыла. При этом обеспечивается стекание потока в корневой и средней частях крыла.

Для этого:

- на верхней поверхности крыла устанавливаются аэродинамические перегородки, плоскость которых параллельна плоскости симметрии самолета (рис. 6.18). Высота этих перегородок составляет 2...4% от размера местной хорды крыла;

- обеспечивается образование своеобразной вихревой перегородки, выполняющей роль аэродинамических перегородок. Генератором этих вихрей может быть "зуб" — выступ на передней кромке крыла или "запил" — щель в носке крыла. Иногда применяется сочетание "зуба" и "запила" (рис. 6.19).

Рис   6 18.  Расположение  аэродинами-    Рис.   6.19   Сочетание  зуба   и   запила
ческих перегородок                                               на   самолете   с   треугольным   крылом

СПРАВКА

Греческий алфавит и произношение отдельных букв

Α α – альфа; Β βбета; Γ γгамма; Δ δдельта;
Ε εэпсилон; Ζ ζдзета; Η ηэта; Θ θтета; Ι ιйота;
Κ κкаппа; Λ  λ – лямбда; Μ μми; Ν νни; Ξ ξкси;
Ο οомикрон; Π πпи; Ρ ρро; Σ σ – сигма; Τ τтау;
Υ υипсилон; Φ φфи; Χ χхи; Ψψпси; Ω ω – омега.

ВОПРОСЫ

  1.  В чем заключается назначение крыла?
  2.  Опишите конструкцию крыла.
  3.  Какая доля массы и полного лобового сопротивления самолета приходится на крыло?
  4.  Какие требования предъявляются к крылу?
  5.  Опишите аэродинамические требования к крылу.
  6.  Опишите компоновочные требования к крылу.
  7.  Опишите требования к прочности и жесткости крыла.
  8.  Опишите эксплуатационные и технологические требования к крылу.
  9.  Опишите Внешние формы крыла.
  10.  Укажите параметры крыла, которые характеризуют крыло при виде в плане. Как они определяются?
  11.   Проанализируйте таблицу 6.1. Опишите изменение характеристик самолета при увеличении каждого из параметра крыла λ, η, χ, .
  12.  Опишите работу стреловидного крыла. Объясните эффект стреловидности. Укажите положительные и отрицательные свойства стреловидного крыла.
  13.   Для чего служат законцовки  и отгиб крыла?
  14.  Опишите работу концевых профилированных  шайб (крылышки Уиткомба).
  15.   Укажите преимущества и недостатки треугольного крыла.
  16.  Опишите влияние параметров формы крыла при виде спереди на летные характеристики самолета.
  17.  К чему может привести избыточная поперечная устойчивость самолета?
  18.  Опишите профили сечений крыла. Приведите характеристики различных профилей. Укажите область их применения, а также преимущества и недостатки.
  19.  Проанализируйте с помощью табл. 6.2 изменение характеристик самолета при увеличении параметров сечения крыла с, f, хс, хf.
  20.   Опишите особенности расположения крыльев биплана.
  21.  Проанализируйте влияние некоторых параметров профиля на характеристики крыла.
  22.  Опишите явление концевого срыва и меры по его предотвращению (нестреловидные  и стреловидные крылья).
  23.  Что такое крутка крыла?

Приложение

Дополнительные материалы для изучения темы лекции

  1.  Анализ влияния геометрических параметров крыла на его
                             весовые и жесткостные характеристики.

Сравним по массе и жесткости крыльев, отличающихся значением одного из геометрических параметров λ, η, ,с при постоянных значениях остальных и при заданной нагрузке Gnэmaхf и площади крыла S.

Анализ показывает, что крыло с меньшим значением удлинения  λ или стреловидности , с большими значениями сужения η или относительной толщиныс  будет обладать меньшей массой и большей жесткостью.

При уменьшении значений λ уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла M = Rb, т.к. уменьшаются плечи b до точек приложения равнодействующей аэродинамических сил R. В этом случае возрастает высота бортового сечения крыла, так как увеличивается длина бортовой хорды. Последнее приводит к уменьшению сил N в поясах лонжеронов и панелях крыла, что позволяет уменьшить их массу. С увеличением высоты сечений возрастают и моменты инерции сечений, определяющие жесткость крыла. Все это и приводит к уменьшению массы крыла и повышению его жесткости.

С уменьшением значений уменьшается длина крыла и, вследствие этого, уменьшаются изгибающие моменты. Масса такого крыла уменьшается, а жесткость — возрастает.

При увеличении значенийс уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла (уменьшаются плечи до точек приложения равнодействующей аэродинамических сил), а хорда и, отсюда, высота этого сечения возрастают. Масса крыла уменьшается, а жесткость возрастает.

2. Анализ влияния геометрических параметров крыла на
                 аэродинамические характеристики.

Влияние удлинения λ на коэффициент подъемной силы суа показано на рис. 1П: с уменьшением λ ухудшаются несущие свойства крыла — падает значение dcya/da = cαya. Это падение cαya может быть компенсировано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла s, что потребует
дополнительных затрат массы.

Влияние удлинения λ на коэффициент лобового сопротивления сха сказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротивления схаi = с2 /(λэф), но его доля на сверхзвуковых скоростях резко уменьшается, уступая место волновому сопротивлению. Последнее уменьшается с уменьшением λ. Отсюда крылья малых удлинений (λ< 3) нашли основное применение на сверхзвуковых самолетах. Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значенияс = 0,03...0,05.

         Рис  1П. Зависимость суa = f(α, λ)                   Рис. 2П. Зависимость суa = f(α, )

Для тяжелых пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших высотах и дозвуковых скоростях, потребные для полета значения суа велики, поэтому для снижения схаi и увеличения аэродинамического качества
К = суа/сха, определяющего экономичность и дальность полета, на этих самолетах применяются крылья с большими удлинениями и большой относительной толщиной (λ = 6...9;с = 0,12...0,16). Применение композитных материалов (КМ) позволяет еще больше увеличивать значение λ, компенсируя связанное с этим увеличение массы и снижение жесткости конструкции крыла.

Влияние угла стреловидности на суа и сха показано на рис. 3П и 4П.

Рис. 3П. Зависимость схa = f(М, )  Рис. 4.П Зависимости Гпл = f(z,η) (а) и Гпл = f(z,λ) (б)

Несмотря на снижение суа, с увеличением  очень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение сха, что и приводит к применению на большинстве сверхзвуковых самолетов стреловидных и треугольных крыльев с большой стреловидностью. Стреловидность крыла является средством для повышения значений Мкр (см. рис. 3П).

Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (на рис. 4П приведены зависимости циркуляции Гпл от η и по размаху крыла z) и перетекание пограничного слоя от середины крыла к его концам приводят на стреловидном крыле к:

- возникновению концевых срывов на больших углах атаки;

- потере поперечной устойчивости и поперечной управляемости самолетом, так как элероны оказываются в зоне срыва.

Возникновение концевых срывов на крыле вызывает появление кабрирующих моментов, что влияет на продольную устойчивость самолета. При увеличении  возрастают углы атаки, соответствующие сyаmах , что затрудняет реализацию больших суа при взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.

Влияние сужения η сказывается на поперечной устойчивости и управляемости самолета, так как с его  увеличением зона концевого срыва смещается к концам крыла в зону, где находятся элероны. При увеличении η увеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и возрастает ее эффективность, уменьшается плечо и величина изгибающего момента. Но сyаmах достигается при η 2,5. Это значение сужения и принимается как лучшее.

С уменьшением и увеличением λ значения η возрастают и могут быть больше 2,5.

Влияние относительной толщины профиляс на сха показано на
рис. 5П.

С увеличениемс возрастает несущая способность профиля, возрастает сха и уменьшаются значения Мкр, при которых при обтекании крыла появляется местная скорость, равная скорости звука.

В крыле у борта часто ставят несущие профили с большой относительной толщинойс, к концу крыла значенияс уменьшают. Это снижает массу крыла и его сопротивление.

Противоречивое влияние значений геометрических параметров крыла на его массу и жесткость, на значение аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости усложняет выбор рациональных значений этих параметров, который должен быть подчинен удовлетворению предъявляемых к самолету ТТ.

3. Влияние формы крыла в плане на характеристики самолета

Формы крыла в плане могут быть различными. Многообразие форм крыльев в плане, как показывает опыт самолетостроения, сводится по существу

к трем типам: прямым, стреловидным и треугольным.

Прямые крылья (прямоугольные и трапециевидные).

Прямоугольные крылья имеют более высокие несущие свойства  и  более  простую технологию  производства.   При  одинаковых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки α наступает раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется. Недостатком является меньшее значение Мкр, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления схаi и сопротивления сха при М> Мкр. Поэтому такие крылья целесообразны для самолетов с небольшой дозвуковой скоростью полета.

Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей высокое значение Vmax, прямое крыло позволяет получить при прочих равных условиях (Go/S = const, nэmax = const) лучшие взлетно-посадочные и маневренные характеристики, более высокое качество, а также дальность полета на дозвуковой скорости.

При значении М > 1 эти характеристики у прямого крыла хуже, чем у других крыльев. Для снижения массы крыла самолеты с прямоугольными крыльями делают либо с внешним подкосом, либо бипланной схемы.

Трапециевидные крылья имеют меньшую массу, чем у прямого крыла, и чем больше сужение, тем меньше при прочих равных условиях масса крыла и больше его жесткость. Однако при больших значениях η падает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение суатах. Такие крылья широко применяются на дозвуковых самолетах. Небольшой угол стреловидности облегчает решение вопросов центровки.

Крылья, прямоугольные у борта и далее к консоли трапециевидные с закруглениями на концах, близки к эллиптическим по своим аэродинамическим характеристикам, но значительно проще их в изготовлении.

Крыло эллиптической формы в плане имеет лучшее по сравнению с крыльями других форм распределение циркуляции. Это обеспечивает таким крыльям высокие значения аэродинамических характеристик (меньшие значения индуктивного сопротивления схаi из-за меньшего скоса потока и более высокое значение аэродинамического качества). Однако такое крыло очень сложно в производстве из-за своих нелинейных форм, требует переменной по размаху крыла конфигурации сечений продольных элементов. В таком крыле трудно реализовывать стыки обшивки с силовыми элементами.

Стреловидные крылья. Стреловидность таких крыльев может быть прямой, обратной и изменяемой в полете.

        Рис.   5П.   Зависимость   сха = f (M,с)       Рис. 6П. Стреловидное     крыло

Для них с увеличением стреловидности увеличивается Мкр:  

                                                  (4.1)

В диапазоне значений М = 0,8...2,0 такие крылья имеют вполне приемлемые аэродинамические характеристики. Но по сравнению с прямым крылом у стреловидного крыла меньшие несущие свойства при той же скорости полета V, так как подъемная сила Y = cyaρS(Vсos)2/2  в cos2 раз меньше. меньше значения суатах и сαуа. ниже эффективность механизации (она определяется скоростью vi = Vcos, которая меньше, чем скорость полета), что вместе с уменьшением суаmax  приводит   к ухудшению  взлетно-посадочных характеристик (ВПХ).

Крыло с прямой стреловидностью. Для такого крыла на больших углах атаки опасны концевые срывы. Это ухудшает устойчивость и управляемость таких крыльев на больших углах атаки. Чтобы ослабить это явление, на верхней поверхности крыла ставят аэродинамические «гребни» и делают запилы, препятствующие перетеканию пограничного слоя, по направлению составляющей скорости V2.

Для уменьшения опасности срыва на концах крыла ставят профили с более высокими значениями αкр и разворачивают сечения на меньшие углы атаки, применяя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла.

положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета.

На рис. 7П показаны силы, действующие на самолет при случайном возникновении крена. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью Vz в сторону действия этой силы. Раскладывая вектор V на V1 и V2
(рис. 7П,
б), перпендикулярные и параллельные передним кромкам крыла, получим для опускающегося крыла увеличение скорости, а для поднимающегося крыла — уменьшение скорости. Возникающая при этом разность подъемных сил восстановит нарушенное равновесие.

Разложим вектор скорости скольжения Vz (рис. 7П, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (VB1 и Vв2) и параллельные этой плоскости.  Рассмотрим сечения крыла 1 и 2, которые равноудалены от продольной оси самолета. получим увеличение угла атаки α на Δα для опускающегося крыла. а для поднимающегося крыла — уменьшение на Δα.  разность подъемных сил создает момент, который восстанавливает равновесие.

Положительный угол поперечного V крыла ( > 0) при виде спереди  способствует еще большему повышению поперечной устойчивости стреловидного крыла.

Повышенная поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характеристик самолетами со стреловидным крылом. Для улучшения маневренных характеристик стреловидным крыльям придают отрицательный угол поперечного V.

Недостатком стреловидного крыла является увеличение массы, и уменьшение жесткости крыла при увеличении значения . Последнее может привести к реверсу элеронов (обратной управляемости относительно продольной оси самолета) и самовозбуждающимися колебаниями типа флаттера.

Крыло с обратной стреловидностью. У крыльев с обратной стреловидностью более несущей является корневая часть крыла. Здесь раньше при увеличении углов атаки местное значение суа достигает значений суатах и это приводит к тому, что срыв начинается раньше в корневой части крыла. Такой срыв не приводит к потере поперечной устойчивости и управляемости самолета и область срыва не захватывает элероны. Это позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности.

Крыло обратной стреловидности облегчает весовую компоновку самолета, смещая ЦМ вперед. Однако применение таких крыльев сдерживалось их подверженностью увеличивать угол закручивания  φ при изгибе крыла под действием аэродинамических сил (рис. 8П, б) (крылья прямой стреловидности, наоборот, при изгибе уменьшают угол φ, рис. 8П, а). Это может привести к статической неустойчивости крыла обратной стреловидности — дивергенции — и к его разрушению.

Чтобы бороться с этим явлением, надо увеличивать жесткость крыла, а это до применения КМ было связано с таким увеличением его массы, которое не компенсировало получаемого выигрыша. Применение КМ со специальной укладкой волокон, создающей «подтягивающую» силу и моменты на уменьшение угла атаки при прогибе крыла, позволяет решать эту проблему, а также снизить и затраты массы на обеспечение необходимой жесткости.

Рис. 7П. поперечная устойчивость     Рис. 8П. Изменение угла атаки сечений крыла

               стреловидного крыла             с прямой и обратной стреловидностью при изгибе

Интегральная схема крыла с фюзеляжем. 

При применении этой схемы до 40% подъемной силы создает несущий фюзеляж. Это позволяет получить крыло меньших размеров и массы. Крыло имеет переменную стреловидность по передней кромке (у корня большая стреловидность — «наплыв» и умеренная стреловидность у остальной части крыла). Большая корневая хорда обеспечивает большую высоту в бортовом сечении крыла. Это создает полезные объемы для размещения топлива, полезной нагрузки, агрегатов систем и др.  Восприятие изгибающего момента в бортовом сечении при большом значении Нсеч дает выигрыш в массе. при переходе на сверхзвуковой полет "наплыв" обеспечивает значительно меньшее увеличение продольной устойчивости самолета из-за меньшего смещения назад фокуса самолета.

Треугольные крылья. Основные преимущества:

- меньшая масса и большая жесткость конструкции;

- меньшее повышение сха при переходе к сверхзвуковой скорости из-за большой стреловидности и малых удлинений крыла;

- возможность применения тонких профилей сс = 3...5%;

- большая длина корневой хорды и большая строительная высота;

- возможность использования больших внутренних объемов.

При одинаковых значениях S и нагрузках с крыльями других форм в плане (например, со стреловидным крылом) треугольное крыло имеет меньшие значения изгибающего момента M = a1r из-за меньшего плеча а1 до точки приложения равнодействующей аэродинамических сил R — ЦД (см. рис. 9П, а) и меньшие значения осевых сил s при восприятии изгибающего момента
M = SHceч при большей высоте бортового сечения Нceч (рис. 9П, б). Отсюда меньшая масса треугольного крыла. Большая его жесткость объясняется большей высотой бортового сечения и, следовательно, большими моментами инерции, определяющими жесткость крыла.

      Рис. 9П. К вопросу сравнительной оценки по массе треугольного и стреловидного
                   крыльев одинаковой площади, размаха и удельной нагрузки на крыло

Перечисленными выше преимуществами определяется большая распространенность треугольных крыльев на сверхзвуковых самолетах. Однако, для треугольного крыла по условиям компоновки трудно реализовать большие значения суа (большие углы атаки) на взлете и посадке; ограничена и эффективность средств механизации (большая стреловидность передней кромки (V1 = Vcos), мал размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений суавзл и суапос очень важна именно эффективная механизация.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

70178. Трубопрокатный цех для выпуска бесшовных труб 435.5 KB
  Состав генерального плана: склады металла и сырья трубопрокатный цех завода производственно вспомогательный цех склад готовой продукции энергетические сооружения административно бытовой блок Контрольно-пропускной пункт энергоблок материальный склад Ко всем зданиям обеспечен подъезд...
70179. Проект сборочного цеха комбайнов 857.5 KB
  Описание генерального плана территории промпредприятия Помимо основных цехов на генплане присутствуют элементы облагораживания территории: асфальтовые покрытия газоны цветники деревья лиственные групповые и рядовой посадки деревья хвойные отдельно стоящие кустарники групповой...
70180. Лояльность как один из факторов системы мотивации на примере института «Иркутскжелдорпроект» 579 KB
  Объектом исследования является институт «Иркутскжелдорпроект» - филиал ОАО «Росжелдорпроект». Предмет - существующая система мотивации и управления персоналом на предприятии, её влияние на лояльность персонала. Цель дипломного проекта - выявить уровень лояльности персонала к своей компании, и разработать такие методы мотивации и управления персоналом
70181. Уровень и качество жизни населения 906.05 KB
  В системе макропараметров «доходы населения» является одним из наиболее обобщающих показателей экономического развития страны и роста благосостояния людей. Основа закона - тенденции непрерывного роста народного благосостояния заключается в том, что улучшение жизни есть настоятельная...
70182. Уровень и качество жизни населения России 598.09 KB
  Исследования и оценки уровня жизни российского населения были начаты еще в 20-х годах и носили в то время достаточно объективный и достоверный характер. В последующие годы по идеологическим причинам открытое представление объективных оценок уровня жизни сделалось невозможным.
70183. Строительство автомобильной дороги 241.79 KB
  В экономике страны большую роль играет автомобильный транспорт. На долю автомобильного транспорта в нашей стране приходится 80 % пассажирооборота и 60 % грузооборота. По сравнению с другими видами транспорта, автомобильный транспорт обладает рядом преимуществ.
70184. ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВОЛОКОННО-ОПТИЧЕСКОЙ ЛИНИИ СВЯЗИ КРАСНОЯРСК–ИРКУТСК 3.83 MB
  Задачи: Провести выбор и технико-экономическое обоснование трассы и способа прокладки ОК рассмотреть несколько элементарных участков: прокладка в кабеля грунте переход через водоём прокладка кабеля по ЛЭП прокладка вдоль железных дорог.