Конструкция самолётов

M_{кр >0}=M_{кр =0} ∙(2/(1+cos )).

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                     (Y = с_ya S(Vcosc)²/2) в cos²c раз (рис. 2.7), меньшие значении c_yamax и c^a_ya, ниже эффективность механизации (она определяется скоростью V₁=Vcos , меньшей, чем скорость полета), что вместе с уменьшением c_yamax приводит к ухудшению ВПХ.

Для крыльев с прямой стреловидностью на больших углах атаки опасны концевые срывы, природа которых была описана выше (рис. 2.7). 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 (рис. 2.7).

 

  

  Рис. 2.7 Крыло с  прямой стреловидностью                                 Рис. 2.8 Крыло с обратной стреловидностью

            

Для уменьшения опасности срыва на концах крыла ставят профили с более высокими несущими свойствами (более высокими значениями а_кр) и разворачивают эти профили на меньшие углы атаки, применяя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла (рис. 2.8). Вместе с тем положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью V_z в сторону действия этой силы. Раскладывая вектор V на V₁ и V₂ (рис. 2.8, б), перпендикулярные и параллельные передним кромкам крыла, получим для опускающегося крыла увеличение скорости (V₁+ V₁), а для поднимающегося крыла - уменьшение скорости (V₁+ V₁). Возникающая при этом разность подъемных сил восстановит нарушенное равновесие. Положительный угол поперечного V крыла ( > 0) при виде спереди способствует еще большему повышению поперечной устойчивости стреловидного крыла. Раскладывая вектор скорости скольжения V_z (рис. 2.8, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (V_в1 и V_в2) и параллельные этой плоскости, для сечений 1 и 2 крыла, равноудаленных от продольной оси самолета, получим для опускающегося крыла увеличение угла атаки a на a, а для поднимающегося — уменьшение на a. Возникающая разность подъемных сил создает восстанавливающий равновесие момент.

Повышенная поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характеристик  самолетами со стреловидным крылом. Для  улучшения маневренных характеристик  стреловидным крыльям придают отрицательный угол поперечного V: < 0.

Недостатком стреловидного крыла является увеличение массы, и уменьшение жесткости крыла  при увеличении c. Последнее может привести к потере эффективности элеронов вплоть до их реверса (обратной управляемости относительно продольной оси самолета) и самовозбуждающимся колебаниям типа флаттера.

Для крыльев с обратной стреловидностью более несущей является корневая часть крыла (рис. 2.8). Там при увеличении углов атаки местное значение c_ya раньше достигает значений с_yamax поэтому срыв начинается раньше в корневой части крыла.

Такой срыв не приводит к  потере поперечной управляемости самолета, так как область срыва не захватывает  элероны. Это повышает безопасность полетов и позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности. Крыло обратной стреловидности облегчает весовую компоновку самолета, смещая ЦМ (центр масс) вперед. Однако применение таких крыльев ограничивалось из-за их подверженности увеличивать угол закручивания на увеличении угла атаки при изгибе крыла под действием аэродинамических сил (рис. 2.10, б).

Последнее приводит к  еще большему увеличению подъемной  силы. И так вплоть до потери статической  устойчивости крыла - дивергенции и его разрушения на определенной скорости полета. Чтобы бороться с явлением дивергенции на крыльях обратной стреловидности надо увеличивать жесткость крыла, а это до применения КМ было связано с таким увеличением его массы, которое не компенсировало получаемого выигрыша в маневренных возможностях самолета. Применение КМ со специальной укладкой волокон, создающей "подтягивающую" силу и моменты на уменьшение угла атаки при прогибе крыла, позволяет решить эту проблему, а также снизить затраты массы на обеспечение необходимой жесткости.

Крыло с изменяемой в полете стреловидностью позволяет объединить в одном крыле преимущества прямого крыла (хорошие ВПХ, высокое аэродинамическое качество и большая дальность полета, хорошая маневренность) и крыла стреловидного (меньшее сопротивление при полете на больших сверхзвуковых скоростях). Однако дополнительные затраты массы на такое крыло составляют 3...4 % от взлетной массы самолета, поэтому оно целесообразно, если выигрыш в ЛТХ в соответствии с назначением самолета компенсирует эти затраты.

При интегральной схема  крыла с фюзеляжем, плавно переходящий в крыло, имеет в продольных сечениях форму несущих профилей, что позволяет фюзеляжу в такой схеме создавать до 40 % подъемной силы. Это дает возможность сделать 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 Н_сеч достаточные полезные объемы для размещения топлива, полезной нагрузки, агрегатов систем и т.д. Восприятие изгибающего момента в бортовом сечении при большом значении Н_сеч даёт выигрыш в массе. И, наконец, наличие "наплыва" обеспечивает при переходе на сверхзвуковой полет значительно меньшее увеличение продольной устойчивости самолета из-за меньшего смещения назад его фокуса.

 

  

 

Рис. 2.9. К вопросу сравнительной  оценке  по массе

               треугольного и стреловидного  крыльев

 

 

 

 

 

                                                                          Рис. 2.10 Изменение угла атаки сечений   крыла 

                                                                                                                        прямой (а) и обратной (б) стреловидности

                                                                                                                        при изгибе крыла

 

Основные преимущества треугольных крыльев: меньшая масса и большая жесткость конструкции; меньшее повышение с_xa при переходе к сверхзвуковой скорости из-за большой стреловидности и малых удлинений крыла; возможность применения тонких профилей с = 3...5 %; большая длина корневой хорды и большая строительная высота; по тем же причинам возможность использования больших внутренних объемов. При одинаковых с крыльями других форм в плане значениях S и нагрузках (например, со стреловидным крылом) треугольное крыло имеет меньшие значения изгибающего момента М = a₁R из-за меньшего плеча а₁ до точки приложения равнодействующей аэродинамических сил R - ЦД – центр давления (рис. 2.9, а) и меньшие значения осевых сил S при восприятии изгибающего момента М = SH_сеч при большей высоте бортового сечения Н_сеч (рис. 2.9, б). Отсюда меньшая масса треугольного крыла. Большая его жесткость объясняется большей высотой бортового сечения и, следовательно, большими моментами инерции, определяющими жесткость крыла.

Перечисленными выше преимуществами определяется большая  распространенность треугольных крыльев  на сверхзвуковых самолетах. Однако для треугольного крыла по условиям компоновки трудно реализовать большие значения c_ya (большие углы атаки) на взлете и посадке (рис. 2.4); ограничена и эффективность средств механизации (большая стреловидность передней кромки V₁ =Vcos , а именно, скоростью V₁ определяется эффективность средств механизации, мал также размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений c_yaвзл и c_yaпос очень важна именно эффективная механизация. Впервые треугольное крыло было использовано в 1937 г. на самолете А.С. Москалева.

В формах крыла  при виде спереди угол между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное V крыла (рис. 2.11). Положительное V, как было показано выше, увеличивает поперечную устойчивость, отрицательное V—уменьшает. Для уменьшения устойчивости крыльев с большой стреловидностью делают обратное V . На самолетах с прямым крылом = 0...+7°, для сверхзвуковых самолетов с большой стреловидностью == 0...—5⁰ и более.

 

                 

 

 

   Рис. 2.11. Формы  крыльев при виде спереди с  разными значениями поперечного V:

                    а- y=0;  б- y>0;  в- y<0;  г- с двойным углом поперечного V типа “чайка”

 

Существуют следующие формы поперечных сечений - профилей крыла современных самолетов: плосковыпуклый (рис. 2.12, а), двояковыпуклый несимметричный (рис. 2.12, б), симметричный (рис. 2.12, в), S-образный (рис. 2.12, г), ромбовидный (рис. 2.12, д), клиновидный (рис. 2.12, е) и суперкритический (рис. 2.12, ж). На этом же рисунке показаны параметры профиля: максимальные значения толщины и кривизны (вогнутости) профиля c_max и f_max , радиус закругления носка. Относительные параметры: относительная толщина профиля = с_max/b и относительная кривизна профиля =f_max/b.

               

                                              Рис. 2.12. Формы профилей крыла

Плосковыпуклый профиль  проще в изготовлении, имеет большие  значения с_yamax и коэффициента профильного сопротивления с_xaр. Применяется на планерах, малоскоростных самолетах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль  широко применяется в крыльях  самолетов различного назначения, так как при высоких значениях с_уamах имеет малое значение с_xap и сравнительно стабильное положение ЦД – центра давлений.

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

S-образный профиль - безмоментный, с постоянным положением ЦД. Хуже по значениям с_yamах и c_xap. Применяется на самолетах типа "бесхвостка".

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

Суперкритический профиль  служит для повышения критических  значений М_кр. 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 М_кр (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).

Относительная толщина профиля  крыла оказывает большое влияние  на его аэродинамические характеристики. Влияние относительной толщины профиля на коэффициент лобового сопротивления показано на рис. 2.13.

Рис. 2.13. Связь с коэффициентом сопротивления «Мах».

.

M_кр -  критическая точка Мах.

Из данного рисунка  видно, с уменьшением относительной  толщины профиля крыла ( ), уменьшается коэффициент сопротивления и увеличивается критическое число Мах (М_кр). Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значения = 0,04...0,06. Но применение таких крыльев в свою очередь создаёт следующие проблемы:

• использование малого количества топлива в связи с малым объёмом крыла;
• за счёт уменьшения относительной толщины профиля уменьшается высота профиля крыла. В результате увеличивается воздействие продольных сил, действующих на панель. Это в свою очередь создаст конструктивные и технологические проблемы, тем самым увеличит массу крыла самолёта;
• затруднение использования высокой механизации крыла, при уменьшении коэффициента подъёмной силы;
• уменьшение толщины крыла, приводящее к использования специальных «гондол» или «обтекателей» для установки основных опор шасси.

По относительной толщине профили  крыла позразделяются на три вида:

£ 0,06 - тонкопрофильное крыло. Применяются на сверхзвуковых самолётах;

=(0,08…0,13) - среднепрофильное крыло, применяется на околозвуковых современных магистральных самолётах;

=(0,14…0,18) - толстопрофильное крыло, применяется на лёгких самолётах с невысокой скоростью.

На самолётах свыше скорости звука в 4…6 раз, применяются крылья ромбовидного или клиновидного профиля.

 

Крылья вдоль размаха, как правило, имеют разъёмы, в  которых установлены стыковые узлы. Соединения могут выполняться при  помощи шарнирных (передающих сил), моментных (передающих и силу, и изгибающий момент и контурных узлов. Виды применяемых узлов, их расположение и количество зависят от конструктивно-силовой схемы крыла.

 

Лонжеронное свободнонесущее  крыло соединяется с фюзеляжем  или центропланом по лонжеронным  моментным узлам, которые передают нагрузки S от изгибающих моментов М и поперечные силы Q, а по продольным стенкам шарнирными узлами, которые передают только поперечные силы. Крутящий момент М_кр передаётся в виде пары сил R_к, возникающих в двух узлах лонжеронного крыла (рис.2.14).

 

Кессонное крыло соединяется с центропланом с помощью моментных узлов на лонжеронах и контурного узла на панелях (обшивка+стрингера), т.к. изгибающий момент М воспринимают и пояса лонжеронов, и обшивка, подкрепленная стрингерами S_{стр+обш} (осевые силы возникающие и на обшивки, и на стрингерах, от этих осевых сил обшивка и стрингера работают на сжатие и растяжение). Поперечная сила и крутящий момент передаются так же, как и в лонжеронном крыле (рис.2.15).