Аэродинамическая компоновка крыла

Назначение крыла.

Крыло— несущая поверхность самолета, которая служит для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей и размещения топлива и т. п.

Крыло (рис. 8.1) представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки 6. Каркас состоит из лонжеронов 1, стенок и стрингеров 2 (продольный набор) и нервюр 9 (поперечный набор).

Рис. 8.1. Крыло современного пассажирского самолета

На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и закрылки 3) для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 — для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны 8 — для крепления двигателей.

Крыло является важнейшей частью конструкции самолета.

На долю крыла приходится значительная часть массы и полного лобового сопротивления самолета. Обычно для дозвуковых самолетов масса крыла

`m_кр = (0,07 ... 0,16)m₀ = (0,35 . . . 0,45)m_кон,

где т_о— взлетная масса самолета; т_кон— масса конструкции самолета.

На режимах полета, близких к полетам с максимальной скоростью V_maxотношение коэффи­циента лобового сопротивления крыла к коэффициенту лобового сопротивления самолета с_хкр/с_х = 0,3...0,5.

Требования к крылу.

Кроме общих для всего самолета требований к крылу предъявляются следующие требования:

- возможно большее значение аэродинамического качестваК;

-большое приращение коэффициента подъемной силы за счет механизации крыла Δс_ymах;

- возможно меньшее изменение характеристик устойчивости и управляемости самолета и его аэродинамических характеристик при переходе к сверхзвуковой скорости полета;

- возможно большие объемы для размещения различных грузов.

Рассмотрим важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу, и пути их реализации.

Аэродинамические требования.Внешние формы и геометрические размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета.

Рассмотрим основные аэродинамические требования.

1. Малое сопротивление крыла на основных режимах полета, которое характеризуется произведением c_xaS, достигается:

- подбором профилей крыла с малым коэффициентом волнового сопротивления с_xа;

- выбором рациональной формы крыла в плане;

- ограничением площади крыла S;

- улучшением состояния внешней поверхности крыла (уменьшение шероховатости обшивки, недопущение применения стыков внахлестку, выступания заклепочных головок и других неровностей). Эти мероприятия уменьшают коэффициент сопротивление крыла с_ха).

2. Высокое значение критического числа Маха - М_крит для околозвуковых самолетов и по возможности минимальное изменение с_хаи с_уапо М при переходе к сверхзвуковым скоростям полета обеспечивается специальными скоростными профилями малой относительной толщины, стреловидными крыльями в плане и крыльями малого удлинения.

3. Достаточно большое значение произведения c_{ya max}Sдостигается:

- постановкой профилей большим значением коэффициента подъемной силы с_{уа тах};

- подбором размеров и формы крыла, которые обеспечивают нужные взлетно-посадочные характеристики.

Произведение c_yamaxSхарактеризует способность крыла создавать необходимую подъемную силу для полета на малых скоростях и возможность увеличения её за счет механизации крыла.

4. Высокое максимальное качество самолетаK_mах = (c_ya/c_xa)_mах.Это необходимо для увеличения дальности и потолка полета, достигается:

- использованием профилей с большими значениями K_тах;

- крыльев больших удлинений;

- обеспечением хорошего состояния внешней поверхности крыла;

- специальной компоновкой внешних форм самолета (крыла и фюзеляжа).

5. Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых для самолета летных режимах.

Компоновочные требованияопределяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом допустимо лишь незначительнее увеличение сопротивления крыла надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия створок. На скоростных самолетах это условие иногда вынуждает отказываться от установки двигателей в крыле и от крепления к крылу опор шасси. При сопряжении крыла с другими частями самолета не должно нарушаться структура их силовых схем.

Требования к прочности и жесткости крыла.Для обеспечения безопасности полета самолета на всех допустимых режимах эксплуатации крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции достаточными прочностью, жесткостью, долговечностью, и живучестью.

Необходимо обеспечить жесткость конструкции крыла, достаточную для того, чтобы критические скорости, при которых возникают недопустимые явления аэроупругости, превышали предусмотренные в эксплуатации скорости полета.

Эксплуатационные требования.При создании крыла необходимо обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационнойтехнологичности конструкции.

Технологические требованияопределяют производственную, ремонтную технологичность конструкции крыла.

Крылья представляют собой клепаные тонкостенные конструкции из листов, профилей и монолитных панелей. Поэтому необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих, недефицитных материалов и полуфабрикатов и др.

Технические требования, предъявляемые к крылу, в значительной степени взаимно противоречивы.

При конструировании необходимо учитывать тип, назначение самолета и условия его эксплуатации, подчиняя выбор параметров и конструктивных форм крыла условиям наилучшего удовлетворения важнейших требований, предъявляемых к данному типу самолета.

Аэродинамическая компоновка крыла

Общая компоновка конструкции крыла подчиняется задачам аэродинамической компоновки его внешних форм.

Аэродинамическая компоновка крыла входит в комплекс аэродинамической компоновки всего самолета. В процессе аэродинамической компоновки крыла выбираются его внешние формы, определяются основные размеры, решаются вопросы уменьшения сопротивления интерференции крыла и фюзеляжа, обеспечения благоприятных срывных характеристик при полете на больших углах атаки и больших дозвуковых скоростях.

Внешние формы крыла

Внешние формы крыла характеризуются его очертаниямив плане и виде спереди (углом поперечного V), профилями его сечений и взаимным распо­ложением частей (при бипланной схеме).

наибольшее распространение получили крылья, представленные на рис. 8.2:

прямые крылья - прямоугольное и трапециевидное (рис. 8.2, а и б);

крылья прямой (рис. 8.2, в), обратной (рис. 8.2, г) и изменяемой в полете (рис. 8.2, е)стреловидности;

крылья как часть интегральной схемы с фюзеляжем (рис 8.2, ж);

треугольныекрылья (рис. 8.2, д).

Параметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане:

- площадь крылаS;

- размах крылаl;

- центральная хорда крылаb₀;

- бортовая хордаb_б;

- концевая хордаb_к;

-угол стреловидностиcили c_1/4;

- удлинение крылаλ;

-сужение крыла.

Рис. 8.2. Формы крыльев в плане.

В соответствии с положением и названием хорд b₀, b_б и b_кназываются сечения крыла(центральное, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях.

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

Рассмотрим влияние основных параметров, характеризующих внешние формы крыла, на некоторые характеристики крыла и самолета в целом.

Основные параметры крыла в плане:

- удлинение ;

- сужение ;

- углы стреловидностиχпо линии фокусов (1/4 хорд) или по передней кромке χ_п, которые определяются по очертаниям прямолинейного контура крыла (рис. 8.3).

Применяются прямоугольные (χ= 1),трапецивидные (χ > 1) и треугольные крылья. Для удовлетворения аэродинамических и компоновочных требований создают крылья с более сложными очертаниями в плане, чем простейшие формы, показанные на рис. 8.3.

В площадь крыла S входит площадь внутрифюзеляжной части, ограниченн­ая продолжениями передней и задней кромок примыкающих к фюзеляжу частей крыла (пунктирная линия на рис. 8.3).

Рис. 6.3. Вид в плане и основные размеры стреловидного (а)и треугольного (б) крыльев

В табл. 8.1 показано влияние параметров крыла на характеристики самолёта.

Таблица 6.1

Параметр крыла	Изменение характеристик самолета при увеличении параметра крыла
Положительное	Отрицательное
λ (лямбда)	1. Уменьшение сх 2. Увеличение Ктах	1. Увеличение изгибающего момента Мизг и массы, уменьшение жесткости крыла 2. Ухудшение маневренных свойств самолета из-за разноса масскрыла
η (эта)	1. Уменьшение Мизг и массы, увеличение жесткости крыла 2. Повышение эффективности механизации крыла 3. Увеличение объема корневой части крыла	1. Повышение склонности к концевому срыву 2. Уменьшение эффективности эле­ронов
χ (хи)	1. Увеличение Мкрит 2. Уменьшение схв при переходе через скорость звука	1. Повышение склонности к концевому срыву 2. Уменьшение эффективности меха­низации крыла 3. Усложнение производства и уве­личение массы крыла
ψ (пси)	1. Повышение поперечной устойчивости	1. Чрезмерное повышение поперечной устойчивости, вызывающее коле­бательную неустойчивость самолета

Пояснения к табл. 8.1

1. При дозвуковом полете коэффициент индуктивного сопротивления

,

где k — коэффициент, учитывающий форму и расположение крыла. Поэтому увеличение λ приводит к росту качества К = с_у/с_х.

При сверхзвуковом полете c_xi мало зависит от λ, приближенно

У неманевренных дозвуковых транспортных самолетов с прямыми крыльями λ= 7...13, со стреловидными - λ= 6...10.

Удлинение крыльев рекордных планеров-парителей достигает 37, что соответствует λ= 53. У сверхзвуковых самолетов крылья имеют сравнительно небольшие удлинения- λ = 1,5...4.

2. Рис. 6.4 поясняет влияние `с, λ и χна изменение с_х, а также профильногос_хпри волновогос_хвсопротивлений.

При значительном уменьшении λ(менее 2,5) уменьшается с_хвв трансзвуковой области и повышается число М_крит. Однако при этом понижается
производная коэффициента с_у по углу атакиα и для достижения потребных с_унеобходимы большие углы атаки α

3. Влияние λи η на изгибающий момент крылаМ_изг, массу, изгибную и крутильную жесткость крыла поясняет рис. 8.5.

При увеличении λрастет М_изг и масса крыла, но понижается жесткость, а при увеличении ηпроисходит обратное.

Увеличение хорд корневых частей крыла при уменьшении λи увеличении η вызывает увеличение внутреннего объема крыла (для размещения топлива и уборки шасси) и его площади (для размещения средств механизации).

Рис. 8.4. Зависимость коэффициентов лобового сопротивления крыла от числа М при различных λ,` с и χ

Рис. 8.5. Влияние λ и η на моменты изгибающие

4. Обычно сужение крыльев равно 2...4.5.

5. Основной целью применения стреловидности (с χ = 20...60°) является улучшение аэродинамических свойств крыла при больших числах M.

Эффект стреловидности поясняется рис. 8.6. Вектор эффективной скорости V_э = Vcosx и лежит в плоскости, перпендикулярной линии фокусов (линии 1/4хорд).

Это плоскость с наибольшейкривизной поверхности, поэтому образованный ею профиль определяет распределение давлений и значения с_уи с_хкрыла. Вектор тангенциальной скоростиV_t, направлен вдоль линии 1/4 хорд. Он направлен по прямолинейной образующей поверхности, поэтому он не влияет на распределение давлений, но способствует образованию концевого срыва потока.

Так как V_э< V,местная скорость обтекания, определяемая значением V_э, достигает скорости звука при большей скорости полета Vи, следовательно, М_критχ>М_критχ=0

Для скользящего под углом χбесконечного крыла

М_критχ>М_критχ=0 / cosχ.

В действительности же концы и центральная часть крыла обтекаются потоком в направлении полета, это ведет к снижению М_крнт (концевой и срединный эффекты).

Рис. 8.6. Влияние стреловидности на скорости потока, обтекающего крыло

Стреловидность крыла способствует плавному протеканию волнового кризиса и уменьшает максимальное значение коэффициента волнового сопротивления С_хв.

Обычно применяемая прямая стреловидность крыла (χ > 0) приводит к увеличению путевой поперечной устойчивости самолета, а также повышению критических скоростей флаттера и дивергенции.

Однако стреловидные крылья имеют и недостатки:

- прямая стреловидность повышает склонностьк срыву потока с концов крыла;

- при увеличении стреловидности уменьшаются , С_утах и К_тах,а также снижается эффективность средств механизации (уменьшается с_утах).

6. На сверхзвуковых самолетах применяются крылья малого удлинения. Стреловидность крыльев сверхзвуковых самолетов характеризуется углом по передней кромке χ_г (см. рис. 8.4, б).

Треугольное крыло обладает сочетанием положительных аэродинамических свойств стреловидности, малого удлинения и малой относительной толщины.

Недостатком этого крыла является малое , определяющее низкое значение с_упоспри посадке с углом атаки α_пос, обусловленное условиями компоновки

Рис. 8.7. Формы законцовок крыла

Рис. 8.8. Отгиб концевой части крыла

7. Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней и задней частями (рис. 8.7, а). Законцовка, показанная на рис. 8.7, б, позволяет уменьшить концевой эффект стреловидного крыла, который увеличивает нагрузки концевых сечений и смещает вперед их центр давления; снижает волновое сопротивление крыла и улучшает его срывные характеристики.

С целью уменьшения индуктивного сопротивления крыла при

меняется отгиб вниз его концевой части (рис. 8.8).

Рис. 8.9. Влияние концевых профилированных шайб (крылышки Уиткомба)

1, 2 — обдувка воздухом собственно верхней и нижней поверхностей крыла; 3 — образование концевых вихрей

Установка концевых профилированных шайб (рис. 8.9) позволяет уменьшить интенсивность концевых вихрей, а также индуктивное сопротивление крыла. Кроме того, за счет обдувки крыла искривленным потоком воздуха (из-за его перетекания на конце крыла) на шайбы действуют аэродинамические силы R_в и R_н, составляющие которых Х_в и Х_н направлены вперед по полету.