жёсткостные характеристики.

Сравним по массе и жесткости крыльев, отличающихся значением одного из геометрических параметров λ, η, c,`спри постоянных значениях остальных и при заданной нагрузке Gn^э_maхf и площади крыла S.

Анализ показывает, что крыло с меньшим значением удлинения λили стреловидности c, с большими значениями сужения ηили относительной тол­щины`сбудет обладать меньшей массой и большей жесткостью.

При уменьшении значений λуменьшаются 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 Nв 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 c уменьшается длина крыла и, вследствие этого, уменьшаются изгибающие моменты. Масса такого крыла уменьшается, а жесткость — возрастает.

При увеличении значений`суменьшаются 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 эродинамические характеристики.

Влияние удлинения λ на коэффициент подъемной силы с_уапоказано на рис. 1П: с уменьшением λухудшаются несущие свойства крыла — падает значение dc_ya/da = c^α_ya. Это падение c^α_ya может быть компенси­ровано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла s, что потребует
дополнительных затрат массы.

Влияние удлинения λна коэффициент лобового сопротивления с_хасказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротивления с_хаi= с²_yа/(pλ_эф), 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 значения`с = 0,03...0,05.

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

Влияние угла стреловидности c на с_уаи с_хапоказано на рис. 3П и 4П.

Рис. 3П. Зависимость с_хa = f(М, c)Рис. 4.П Зависимости` Г_пл = f(z,η)(а)и Г_пл = f(z,λ)(б)

Несмотря на снижение с_уа, с увеличением cочень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение с_ха, 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 (см. рис. 3П).

Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (на рис. 4П приведены зависимости циркуляции Г_пл от η и c 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 cвозрастают углы атаки, соответствующие с_yаmах, что затрудняет реализацию больших с_уапри взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.

Влияние сужения ηсказывается 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 ηувеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и возрас­тает ее эффективность, уменьшается плечо и величина изгибающего момента. Но с_yаmах достигается при η » 2,5. Это значение сужения и принимается как лучшее.

С уменьшением c и увеличением λзначения ηвозрастают и могут быть больше 2,5.

Влияние относительной толщины профиля`сна с_хапоказано на
рис. 5П.

С увеличением`свозрастает несущая способность профиля, возрастает с_хаи 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`с, к концу крыла значения`суменьшают. 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 планемогут 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 свойстваи более простую технологию производства. При одинаковых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки αнаступает раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется. Недостатком является меньшее значение М_кр, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления с_хаiи сопротивления с_хапри М> М_кр. Поэтому такие крылья целесообразны 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_o/S = const, n^э_max = 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 ηпадает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение с_уатах.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 с_хаiиз-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 с_ха = f (M,`с)Рис. 6П. Стреловидное крыло

Для них с увеличением стреловидности увеличивается М_кр:

(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 = c_yaρS(Vсosc)²/2 в cos²c раз меньше. меньше значения с_уатахи с^α_уа. ниже эффективность механизации (она определяется ско­ростью v_i = Vcosc, которая меньше, чем скорость полета), что вместе с уменьшением с_уаmaxприводит 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 α_кр и разворачивают сечения на меньшие углы атаки, при­меняя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла.

положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета.

На рис. 7Ппоказаны силы, действующие на самолет при случайном возникновении крена. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью V_zв сторону действия этой силы. Раскладывая вектор Vна 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 V_z(рис. 7П, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (V_B1 и V_в2) и параллельные этой плоскости. Рассмотрим сечения крыла 1 и 2, которыеравноудалены 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 Vкрыла (y > 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 c. 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 с_уадостигает значений с_уатахи 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.

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 Н_сеч 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 с_хапри переходе к сверхзвуковой скорости из-за большой стреловидности и малых удлинений крыла;

- возможность применения тонких профилей с`с = 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 = a₁rиз-за меньшего плеча а₁до точки приложения равнодействующей аэродинамических сил R— ЦД (см. рис. 9П, а) и меньшие значения осевых сил s при восприятии изгибающего момента
M = SH_ceчпри большей высоте бортового сечения Н_ceч (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 с_уа(большие углы атаки) на взлете и посадке; ограни­чена и эффективность средств механизации (большая стреловидность передней кромки (V₁ = Vcosc), мал размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений с_уавзли с_уапосочень важна именно эффективная механизация.

ФИО

Хорошилов

Вид крыла

nэmах(а) = Рр = Рэ·f Рис. 5.5. Случай С Рис. 5.2. Распределение аэродинамической нагрузки в случае А Рис. 5.1.Расчетые случаи (ЕНЛГС) Рис. 4.1 Схема возникновения термических потоков Рис. 4.2 Потоки в мощных кучево-дождевых облаках Рис.4.3. Влияние рельефа поверхности земли на верти- кальные воздушные потоки Рис. 4.4. Изменение су при встрече с верти- кальным порывом Рис. 4.7. изменение величин и от М полета. Рис.4.8. Определение оптимальной скорости полета самолета в болтанку Рис. 4.9. Зависимость nу и Y от веса G самолета для различных значений скорости порыва Wi Рис. 4.10 Траектория полета самолета при полете в болтанку Рис. 4.11. устройство акселерометра Рис. 4.12. Пример записи прибора типа СП Рис. 4.13 Пример записи перегрузки по времени Рис. 4.14. Перегрузки самолета при дейс-твии двух треу-гольных порывов Рис. 4.15 Коэффициент демпфирования для малых и умеренных высот Рис. 4.16 Статистические данные о величинах эффективных порывов Рис. 2.11 Рис. 2.12 Рис.2.8 Рис. 2.9 Рис. 3.6 Перегрузки при вращении самолета Рис. 3.5 Полет вне атмосферы Рис. 3.4 Нагрузки при вираже пх = 0, пу = 1 обраатной стрел

Стреловидное

Силовая хема

Тип ВС

Су-37

1. Прямоугольное.

2. Параболическое.

3. Трапецевидное.

4.Элиптическое.

5. Стреловидное с переломом осей продольных элементов по борту фюзеляжа

6. Стреловидное с переломом в плоскости симметрии самолета.

7. Стреловидное без перелома осей силовых элементов (крылья с внутренней подкосной балкой).

8. Переменной стреловидности.

9. Обратной стреловидности.

10.Треугольное.

11. Треугольное с наплывом.

12. Круглое.

13. Оживальное.

14. Кольцевое.

Не нашли, что искали? Воспользуйтесь поиском по сайту: