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 Gnэmaхf 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 суапоказано на рис. 1П: с уменьшением λухудшаются 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 λна коэффициент лобового сопротивления схасказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротивления схаi= с2yа/(pλэф), 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 суa = f(α, λ) Рис. 2П. Зависимость суa = f(α, c)
Для тяжелых пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших высотах и дозвуковых скоростях, потребные для полета значения суавелики, поэтому для снижения схаiи 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 c на суаи схапоказано на рис. 3П и 4П.
Рис. 3П. Зависимость схa = f(М, c)Рис. 4.П Зависимости` Гпл = f(z,η)(а)и Гпл = f(z,λ)(б)
![]() |
Несмотря на снижение суа, с увеличением cочень 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 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 сyаmах, что затрудняет реализацию больших суапри 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 сyаmах 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 схапоказано на
рис. 5П.
С увеличением`свозрастает несущая способность профиля, возрастает схаи 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 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 Мкр, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления схаiи сопротивления схапри 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 ηпадает 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 схаiиз-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(Vсosc)2/2 в cos2c раз меньше. меньше значения суатахи сαуа. ниже эффективность механизации (она определяется скоростью vi = Vcosc, которая меньше, чем скорость полета), что вместе с уменьшением суаmaxприводит 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. 7Ппоказаны силы, действующие на самолет при случайном возникновении крена. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью Vzв 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 Vz(рис. 7П, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (VB1 и Vв2) 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 суадостигает значений суатахи 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 стреловидного крыла | Рис. 8П. Изменение угла атаки сечений 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 схапри 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 = SHceчпри 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 = Vcosc), мал размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений суавзли суапосочень важна именно эффективная механизация.