Назначение, геометрические формы крыла.

Крыло - несущая поверхность ВС, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы. На крыле самолета устанавливаются элероны, обеспечивающие поперечную управляемость, и механизация, улучшающая взлетные и посадочные характеристики самолета. Внутренние объемы крыла обычно используются для размещения топлива.

Крыло относительно фюзеляжа может занимать нижнее, верхнее или среднее положение. Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) имеет широкое применение для пассажирских самолетов. Эта схема наиболее выгодна в отношении безопасности пассажиров и экипажа при аварийной посадке с убранным; шасси. У низкоплана конструктивно проще расположить оперение выше крыла, вынеся его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла; шасси имеет небольшую высоту, что снижает его массу и упрощает уборку. Недостатками низкопланной схемы являются более высокое аэродинамическое сопротивление самолета в сравнении с другими схемами вследствие неблагоприятного взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа и ухудшенный обзор из окон кабины пассажиров.

Верхнее расположение крыла более выгодно в отношении аэродинамического сопротивления самолета, вызванного интерференцией крыла и фюзеляжа; дает возможность приблизить фюзеляж к земле, что удобно для погрузки и выгрузки грузов. При расположении двигателей на крыле уменьшается опасность попадания в них посторонних предметов с ВПП. Однако такая схема часто вынуждает крепить основные опоры шасси на фюзеляже, что ведет к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении по аэродрому вследствие небольшого расстояния между опорами. В случае крепления основных опор на крыле они имеют большую массу и высоту, что затрудняет их уборку. В высокопланной схеме усложнены обслуживание двигателей, установленных на крыле, заправка самолета топливом и маслом. Такая схема применяется чаще всего для грузовых сухопутных самолетов и гидросамолетов всех назначений.

Среднее расположение крыла наиболее выгодно в аэродинамическом отношении, поскольку в этой схеме взаимное влияние крыла и фюзеляжа создает минимальное лобовое сопротивление. Однако схема среднеплана не применяется для транспортных ВС, потому что крыло затрудняет размещение в фюзеляже пассажиров и грузов.

Геометрические характеристики. Основными геометрическими характеристиками крыла являются: профиль, форма в плане, угол установки, угол попе­речного V.

Профиль крыла - сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета. Профиль - одна из важнейших характеристик крыла, так как от него зависят аэродинамичес­кие, прочностные и другие характеристики крыла. Профиль характеризуется формой, относительной толщиной, относитель­ной вогнутостью (кривизной) и относительным положением максимальной толщины.

Форма профиля крыла транспортного самолета может быть плосковыпуклой, двояковыпуклой несимметричной, двояко­выпуклой симметричной и S-образной (рис. 2.1). Плосковыпук­лый профиль имеет большой максимальный коэффициент подъемной силы, прост в производстве; у такого профиля центр давления имеет незначительное перемещение при изменении угла атаки. Однако он имеет значительный коэффициент лобо­вого сопротивления и поэтому применяется на тихоходных самолетах, вертолетах и планерах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет относи­тельно малый коэффицент лобового сопротивления и сравни­тельно высокий максимальный коэффициент подъемной силы, особенно при большой кривизне; обеспечивает значительную прочность и жесткость крыла. Положение центра давления у такого профиля меняется незначительно при изменении угла атаки. Двояковыпуклый несимметричный профиль применяет­ся для крыльев большинства транспортных самолетов. Двояковыпуклый симметричный профиль имеет низкие максимальный коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления; применяется для крыльев сверхзвуко­вых самолетов.

Рис. 2.1. Формы и элементы профиля крыла:

1–плосковыпуклая; 2 –двояковыпуклая несимметричная;

3 –двояковыпуклая симметричная; 4 –S –образная; С –толщина профиля;

ƒ –кривизна профиля; а –средняя линия профиля; b –хорда

S-образный профиль характерен тем, что положение центра давления у него не меняется при изменении угла атаки. Поэто­му такой профиль применяется на самолетах типа "бесхвостка". S - образный профиль в сравнении с двояковыпуклым имеет несколько меньший максимальный коэффициент подъемной силы и более высокий коэффициент лобового сопротивления.

Относительная толщина С –это выраженное в процентах отношение его наибольшей толщины С к хорде ,b -(хорда - отре­зок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля):

U = С/b·100 %. Уменьше­ние относительной толщины профиля влечет за собой уменьше­ние лобового сопротивления крыла и повышение критического числа М, однако при этом ухудшаются характеристики прочнос­ти и жесткости. Для получения приемлемых взлетно-посадоч­ных характеристик самолета тонкое крыло необходимо снаб­жать мощной механизацией. Профили с относительной толщи­ной менее 8 % считаются тонкими, от 8 до 12 % - средними, более 12 % - толстыми. Для тихоходных самолетов применяются толстые профили, для скоростных - тонкие. Транспортные самолеты имеют крылья с относительной толщиной 10-18 %.

Относительная вогнутость профиля f - отношение макси­мальной вогнутости средней линии профиля/ к хорде, выражен­ное в процентах:

ƒ = f/b·100 %. Крылья современных самолетов имеют профили с относительной вогнутостью от 0 до 4 %. Нуле­вую вогнутость имеют симметричные профили. Более вогнутые профили обладают повышенной несущей способностью, но у них больше и лобовое сопротивление.

Форма крыла в плане может быть прямоугольная, трапецие­видная, стреловидная и треугольная (рис. 2.2).

Прямоугольное крыло отличается простотой конструкции, оно проще других в изготовлении, но менее выгодно в отноше­нии массы. Улучшение массовых характеристик прямоугольно­го крыла на тихоходных самолетах и планерах достигается установкой подкосов.

Трапециевидное крыло выгоднее прямоугольного в массо­вом отношении и широко применяется на самолетах, летающих со скоростями до 700 км/ч, а также на вертолетах.

Стреловидное крыло применяется на самолетах, выполняю­щих полеты на больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, поскольку на таком крыле местные звуковые скорости, вызы­вающие скачки уплотнения, возникают при более высоких значениях числа М, чем на прямом крыле. К недостаткам стре­ловидного крыла относятся: более низкая несущая способность, излишняя поперечная устойчивость самолета, повышенная масса и меньшая жесткость по сравнению с прямым крылом

Рис. 3.2. Форма крыла в плане: 1 - прямоугольная; 2, 3 — трапециевид­ная; 4 — стреловидная; 5 — треугольная; t>„ — концевая хорда; Ьр — центральная хорда; % — угол стреловидности; S — площадь; / — раз­мах

Рис. 2.2. Форма крыла в плане: 1 –прямоугольная; 2, 3 —трапециевид­ная;

4 — стреловидная; 5 — треугольная; b_k — концевая хорда; b₀ — центральная хорда; X — угол стреловидности; S — площадь;L— раз­мах

Треугольное крыло вследствие малого удлинения и большо­го сужения дает возможность снижения массы и повышения жесткости. Такое крыло имеет большие критические числа М. Вместе с тем треугольное крыло имеет низкие аэродинамичес­кое качество и несущую способность, создает большую зону возмущенного потока за крылом, что отрицательно влияет на работу оперения.

Крыло в плане, кроме формы, характеризуется площадью, размахом, удлинением, сужением и углом стреловидности.

Площадь крыла S - это площадь его проекции на базовую плоскость, т. е. плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолета (плос­кости, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа). В площадь крыла входят площади, вписанные в фюзеляж, гондолы двигателей и другие надстройки на крыле. Площадь крыла выражается в квадратных метрах и определяется в соответствии с принятой удельной нагрузкой на крыло.

Размах крыла L - расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла. Размах крыла тяжелых самолетов достигает 60 м и более.

Удлинение крыла λ - отношение квадрата размаха крыла к его площади:

А = L²/S. Для прямоугольного крыла удлинение может быть выражено отношением размаха крыла к хорде.

Рис. 2.3. Угол установки φ₀ и угол поперечного V крыла φ

Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические, массовые и жесткостные характеристики крыла. Увеличение удлинения ведет к повышению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость.

Большое удлинение имеют дальние магистральные самолеты, у которых оно достигает 10.

Сужение крыла η- процентное отношение длины централь­ной хорды b₀ к длине концевой хорды b_к, т. е. η = b₀/b_к · 100 %. Сужение также оказывает влияние на аэродинамические и массовые характеристики крыла. Увеличение сужения вызы­вает уменьшение массы крыла, но при этом повышается склон­ность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.

Угол стреловидности крыла X - угол между линией фокусов крыла (линией, отстоящей от передней кромки крыла на 0,25 хорды) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла.

Угол установки крыла φ₀ - угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета (рис. 2.3). Углы установки крыла на транспортных самолетах выбираются из тех соображений, чтобы на крейсерских скоростях полета базовая ось самолета находилась на траектории полета и фюзеляж создавал мини­мальное лобовое сопротивление.

Угол поперечного Укрыла φ - угол между линией 0,25 хорды крыла и базовой плоскостью крыла. Угол считается положи­тельным, если концы крыла подняты над центральной хордой крыла, и отрицательным, если находятся ниже центральной хорды. Значение угла Ф определяет степень поперечной устой­чивости самолета: чем больше положительный угол, тем само­лет устойчивее. Однако излишняя устойчивость нежелательна, так как самолет становится трудным в управлении относитель­но продольной оси. Отрицательные углы поперечного V при­даются стреловидным крыльям, чтобы устранить избыточную поперечную устойчивость, создаваемую стреловидностью кры­ла. Значение угла φ лежит в пределах от - 5 до + 5°.

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КРЫЛУ.

1. Аэродинамические требования.

Наименьшее сопротивление (сопротивление формы, трения, волновое, индуктивное, интерференции и пр.); возможность получения набольшего С_{у max} при применении механизации; обеспечение достаточной устойчивости, управляемости и необходимой балансировки на всех режимах полёта.

2. Конструктивные требования.

Малый вес при достаточной прочности и жёсткости крыла (полное удовлетворение требованиям норм прочности ); возможность удобной конструктивной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолёта.

3. Эксплуатационные требования.

Максимальное использование внутреннего объёма, высокая живучесть (т.е. минимальная уязвимость силовых элементов, органов управления и механизации), доступность для досмотра и обслуживания всех ответственных частей и деталей, лёгкость ремонта, эксплуатация в любое время года, удобное размещение оборудования и всех частей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность хранения под открытым небом.

4. Производственно-экономические требования.

Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция крыла должна допускать применение при данном объёме производства наиболее

экономичной технологии.