Конструкция самолётов

Тема №3 Планер самолёта и его нагружение. Нормы лётной годности.

 

1. Общая характеристика  крыла, основные геометрические  характеристики. Технологические разъёмы.

Крыло - несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных тактико-техническими требованиями (ТТТ). Крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета (относительно продольной оси ОХ) и может быть использовано для крепления шасси, двигателей, размещения топлива, вооружения и т.п.

Крыло (рис. 2.1), представляет собой тонкостенную подкрепленную  оболочку и состоит из каркаса  и обшивки; каркас - из лонжеронов, стенок и стрингеров (продольный набор) и  нервюр (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки и закрылки) для улучшения взлётно-посадочных характеристик (ВПХ) самолета, элероны и интерцепторы - для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны - для крепления двигателей.

На долю крыла  приходится значительная часть массы  планера - от 30 до 50% и от 30 до 50 % полного  сопротивления самолета; = 0,08...0,15 (относительная (по отношению к массе всего самолёта) масса крыла).

 

 

Рис. 2.1 Крыло современного пассажирского самолета

                    1-лонжероны; 2-стрингеры; 3-закрылки; 4-интерцепторы; 5-элероны;

                                    6-обшивка; 7-предкрылки; 8-пилоны; 9-нервюры

 

Форма и конструкция  крыла должна удовлетворять ряду общих и специфических требований. Основными из них являются: аэродинамические, конструктивные и весовые, технологические и эксплуатационные.

Аэродинамические требования: возможно меньшее сопротивление крыла  на основных режимах полета; возможность  получения наибольшего коэффициента подъемной силы с применением механизации и без нее; наибольшая величина максимального аэродинамического качества; обеспечение необходимой устойчивости и управляемости.

Конструктивные и весовые требования: достаточная прочность и жесткость конструкции крыла при минимальной его массе, отсутствие остаточных деформаций при нагрузках, не превышающих эксплуатационные; малое изменение аэродинамических характеристик при деформациях конструкции; удобная силовая увязка с другими агрегатами (фюзеляж, шасси, двигатели); возможно большая усталостная прочность конструкции; наличие в крыле свободных объемов и возможность их максимального использования для размещения топлива и агрегатов (шасси, двигатели и др.).

Технологические требования: простота изготовления, минимальная трудоемкость изготовления конструкции.

Эксплуатационные требования: удобство осмотра, обслуживания и монтажа  всех необходимых узлов и деталей, удобство ремонта.

Анализ требований, предъявляемых  к крылу, показывает, что они в  значительной мере противоречивы. Так, например, большинство требований противоречат требованию минимальной массы. Поэтому для каждого типа самолета необходимо находить оптимальные решения, которые наилучшим образом удовлетворяют предъявляемым требованиям.

В крыльях существующих самолетов реализованы компромиссные решения, которые наиболее полно отвечают назначению самолета и предъявленным к нему ТТТ. Удовлетворение ТТТ для разных типов самолетов достигается, прежде всего, приданием крылу соответствующей формы и размеров.

Внешние формы крыла характеризуются его видом в плане, профилем поперечного сечения и видом спереди (углом поперечного V). Наибольшее распространение получили лишь крылья (рис.2.2): прямые крылья - прямоугольное (рис.2.2, а) и трапециевидное (рис. 2.2, б); крылья прямой (рис. 2.2, в), обратной (рис. 2.2, г) и изменяемой в полете (рис. 2.2, е) стреловидности, крылья как часть интегральной с фюзеляжем схемы (рис. 2.2, ж), треугольные крылья (рис. 2.2, д).

Параметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане: площадь крыла S, размах l, центральная хорда b₀, бортовая хорда b_б, концевая хорда b_к, угол стреловидности - угол между перпендикуляром к плоскости симметрии самолета и линией передней кромки крыла или линией одной четверти хорд . удлинение крыла l²/S, сужение крыла b₀/b_к. В соответствии с положением и названием хорд b₀, b_б и b_к называются сечения крыла (центральное, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях. Часть крыла у разъема (где бы он ни был), обращенная к оси фюзеляжа, называется корневой частью, а на противоположном конце крыла - концевой частью.

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

  

 

 

 

 

 

 

 

 

 

                         

 

 

 

Рис.2.2 Формы  крыльев в плане. Геометрические параметры крыла

 

Анализ крыла  самолёта по различным характеристикам.

Анализ влияния геометрических параметров крыла на его весовые  и жесткостные характеристики. Сравнение по массе и жесткости крыльев, отличающихся значением одного из геометрических параметров , , , при постоянных значениях остальных и при заданной нагрузке Gn^Э_maxf и площади крыла S, показывает, что крыло с меньшим значением удлинения или стреловидности , с большими значениями сужения или относительной толщины будет обладать меньшей массой и большей жесткостью.

С уменьшением  уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла М = Rb и возрастает высота бортового сечения крыла, так как увеличивается длина бортовой хорды. Последнее приводит к уменьшению сил S 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  уменьшается строительная длина крыла и вследствие этого уменьшаются изгибающие моменты. Масса такого крыла уменьшается, а жесткость - возрастает.

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

При увеличении возрастает высота бортового сечения крыла, что приводит к уменьшению осевых сил S от изгибающего момента М, уменьшению массы крыла и возрастанию его жесткости.

Анализ влияния геометрических параметров крыла на аэродинамические характеристики. Влияние удлинения на коэффициент подъемной силы c_ya (рис. 2.3.), с уменьшением ухудшаются несущие свойства крыла - падает значение dс_ya /da = с^a_ya. Это падение с^a_ya может быть компенсировано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла S, что потребует дополнительных затрат массы.

Влияние удлинения  на коэффициент лобового сопротивления с_xa сказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротивления с_xai =c_ya²/( _эф) но его доля на сверхзвуковых скоростях резко уменьшается, уступая место волновому сопротивлению. Последнее уменьшается с уменьшением . Поэтому крылья малых удлинений ( < 3) нашли основное применение на сверхзвуковых самолетах. Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значения = 0,03...0,05.

Для тяжелых  пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших высотах и  дозвуковых скоростях, потребные для  полета значения велики, поэтому для снижения с_xai и увеличения аэродинамического качества К == с_ya/с_xa, определяющего экономичность и дальность полета, на этих самолетах применяются крылья с большими удлинениями и большой относительной толщиной ( = 6...9;  = 0,12...0,16). Применение KM (композиционные материалы), снижая массу конструкции крыла, позволяет еще больше увеличивать , компенсируя связанное с этим увеличение массы и снижение жесткости конструкции крыла.

        

               Рис. 2.3 Характеристика крыло по                   Рис. 2.4 Характеристика крыло по                       

 

Несмотря на снижение с^a_ya (рис. 2.4), с увеличением очень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение с_xa, что и приводит к применению на большинстве сверхзвуковых самолетов стреловидных и треугольных крыльев с большой стреловидностью. Стреловидность крыла является средством для повышения значений М_кр. Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (рис. 2.6) 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. Появление концевых срывов на крыле вызывает появление кабрирующих моментов, что влияет на продольную устойчивость самолета. При увеличении возрастают углы атаки, соответствующие c_yamax ,что затрудняет реализацию больших при взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.

Влияние сужения  сказывается на поперечной устойчивости и управляемости самолета, так как с увеличением зона концевого срыва смещается к концам крыла в зону, где находятся элероны. Увеличение приводит к повышению боевой аэродинамической живучести самолета. Кроме того, при увеличении увеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и возрастает ее эффективность, уменьшаются плечо и изгибающий момент.

Учитывая сказанное выше, можно  считать значения = 2,5 близкими к оптимальным. Однако с уменьшением и увеличением значения возрастают и могут быть больше 2,5.

С увеличением  возрастает несущая способность профиля (рис. 2.5), возрастает c_xa и уменьшаются значения М_кр , при которых при обтекании крыла появляется местная скорость, равная скорости звука. В крыле у борта часто ставят несущие профили с большой относительной толщиной , к концу крыла значения уменьшают. Это снижает массу крыла и его сопротивление.

         

      

          Рис. 2.5 Аэродинамическая характеристика                 Рис. 2.6 Графики зависимости Г_пл = f(z) при разных          

                        крыла при разных                                         значениях   и 

 

Противоречивое влияние  геометрических параметров крыла на его массу и жесткость, на аэродинамические характеристики и характеристики устойчивости и управляемости усложняет выбор рациональных значений этих параметров, который должен быть подчинен удовлетворению предъявляемых к самолету ТТТ.

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 (см. рис. 2.2).

Прямоугольные крылья имеют более высокие несущие свойства (с_yax>0< с_yax=0) и более простую технологию производства. При одинаковых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки, а наступает раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется. Недостатками являются меньшее значение М_кр, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления с_xai при М < 1 и, что особенно важно, очень высокие сопротивления с_xa при М > М_кр. Поэтому такие крылья целесообразны в основном для самолетов с небольшой дозвуковой скоростью полета. Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей высокое значение V_max, прямое  крыло позволяет получить при прочих равных условиях (G/S = const, п^э_max = const) лучшие взлетно-посадочные и маневренные характеристики, более высокое качество и дальность полета на дозвуковой скорости (самолет F-104). При 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 прямые, поэтому, чем больше сужение, тем меньше при прочих равных условиях масса крыла и больше его жесткость. Однако при больших значениях падает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение c_yamax. 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 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 с_xai из-за меньшего скоса потока и в целом 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 могут быть прямой, обратной и изменяемой в полете стреловидностью. Для них с увеличением стреловидности увеличивается М_кр: