Геометрические характеристики основных частей самолета

Основными частями самолета являются: крыло, фюзеляж, оперение, шасси, силовая установка, бортовое оборудование (см. рис. 9). В данном разделе нас интересуют, прежде всего, те части самолета, которые непосредственно взаимодействуют с набегающим потоком воздуха и создают основную долю аэродинамических сил, т.е. крыло, фюзеляж и оперение. Шасси и силовая установка, как правило, тоже обтекаются потоком воздуха, но в данном курсе мы не будем заострять на этом внимание.

Рис. 9. Общий вид самолета

Крыло предназначено для создания подъемной силы, которая уравновешивает силу тяжести, действующую на самолет, а также обеспечивает изменение траектории полета. Подъемная сила на крыле появляется во время движения самолета относительно окружающего воздуха. Этот эффект создается благодаря тому, что крыло имеет определенную форму, которая характеризуется, в свою очередь, формой профиля, формой крыла при виде сверху (формой крыла в плане) и при виде спереди.

Профиль крыла – это сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. Это плоскость, относительно которой большинство элементов самолета располагаются симметрично слева и справа, ее иногда называют базовой плоскостью самолета.

Формы профилей разнообразны, они выбираются, прежде всего, исходя из соображений обеспечения требуемых летно-технических характеристик самолета. На рис. 10 приведены наиболее распространенные формы профилей. Геометрические характеристики профиля показаны на рис. 11. Для описания формы профиля используют такие геометрические характеристики, как хорда, относительная толщина, относительная вогнутость и др. Хордой профиля называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля. Хорда обозначается, как правило, буквой b. Формы верхнего и нижнего контуров профиля задаются с помощью таблиц с координатами точек или в виде аналитических зависимостей: y_в = f (x) и y_н = f (x). При этом начало системы координат располагают в передней точке хорды, а саму хорду – на оси 0x.

Рис. 10. Формы профилей

Рис. 11. Геометрические характеристики профиля

Относительная толщина профиля равна отношению максимальной толщины профиля к его хорде, выраженному в процентах:

, (19)

где c_max – наибольшее расстояние между точками профиля, лежащими на прямой, перпендикулярной хорде: c_max = (y_в – y_н)_max.

В зависимости от типа самолета величина относительной толщины профиля колеблется в пределах от 2 до 20 %. Сверхзвуковые самолеты имеют крылья с тонкими профилями (до 5 %), у дозвуковых – профили крыльев толще (как правило, свыше 10 %).

Положение максимальной толщины профиля по длине хорды определяется относительной координатой:

, (20)

где x_c – абсцисса максимальной толщины профиля.

Величина для дозвуковых самолетов колеблется в пределах 25 ¸ 30 %, для сверхзвуковых – 40 ¸ 50 %.

Средняя линия профиля – это геометрическое место точек, соответствующих серединам отрезков, соединяющих точки профиля, лежащие на прямой, перпендикулярной хорде, т.е. это координаты середин толщин профиля: y_ср(x) = 0,5[y_в(x) + y_н(x)].

Относительная вогнутость профиля – это отношение максимальной вогнутости профиля к его хорде, выраженное в процентах:

, (21)

где f_max – максимальная по абсолютной величине ордината средней линии профиля, т.е. максимальное отклонение средней линии профиля от хорды, ее еще называют стрелой прогиба: f_max = 0,5(y_в + y_н)_max.

Относительная вогнутость профилей современных самолетов находится в пределах 0 ¸ 4 %.

Вогнутость профиля иногда называют кривизной профиля. Положение максимальной вогнутости по длине хорды определяется относительной координатой:

, (22)

где x_f – абсцисса максимальной вогнутости профиля.

Формы крыла в плане, т.е. при виде сверху, столь же разнообразны, как и формы профилей. Однако на современных самолетах чаще всего используются прямоугольные, трапециевидные, стреловидные и треугольные крылья (см. рис. 12). Форма крыла в плане сильно влияет на летно-технические характеристики самолета и выбирается исходя из условия их обеспечения.

Рис. 12. Формы крыла в плане

Геометрия крыла в плане описывается следующими характеристиками: размах крыла, площадь крыла, корневая и концевая хорды, удлинение крыла, сужение крыла и др.

Размах крыла l_кр – расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и проходящими через концы крыла (см. рис. 13).

Рис. 13. Геометрические характеристики крыла в плане

Корневая хорда крыла b₀ – хорда крыла в базовой плоскости самолета.

Концевая хорда крыла b_к – хорда крыла в его концевом сечении.

Площадь крыла S_кр – площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла (не путать с базовой плоскостью самолета). Базовой плоскостью крыла называется плоскость, проходящая через корневую хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолета. При аэродинамических расчетах в площадь крыла включается также площадь подфюзеляжной части.

Средняя геометрическая хорда крыла b_ср – хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего тот же размах:

. (23)

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) крыла b_А – хорда условного прямоугольного крыла, равного по площади рассматриваемому и имеющего такие же аэродинамические характеристики. Для трапециевидного крыла САХ можно вычислить по следующей формуле:

. (24)

Кроме этого, длину, а также положение САХ трапециевидного крыла можно определить, проведя геометрическое построение (см. рис. 14).

Рис. 14. Геометрическое построение САХ

Удлинение крыла l – отношение квадрата размаха крыла к его площади:

. (25)

Сужение крыла h – отношение длины корневой хорды крыла к длине его концевой хорды:

. (26)

Линия четвертей хорд крыла – линия, проходящая через точки, отстоящие от передних точек хорд на расстоянии, равном длин хорд. В общем случае крыло в плане имеет сложную форму, а линия четвертей хорд не является прямой линией. Однако в авиации наибольшее распространение получили крылья с прямолинейными передней и задней кромками. В этом случае линия четвертей хорд будет прямой. Эта линия используется для определения угла стреловидности крыла.

Угол стреловидности крыла c – угол между линией четвертей хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной корневой хорде. При описании геометрии крыла используются также углы стреловидности крыльев по передней кромке c_п.к и по задней кромке c_з.к (см. рис. 13). Если c ¹ 0, то крыло является стреловидным. У современных пассажирских и транспортных самолетов c = 20 ¸ 35°.

Форма крыла при виде спереди характеризуется углом y между базовой плоскостью крыла и линией четвертей хорд полукрыла (см. рис. 15). Как правило, линия четвертей хорд крыла располагается таким образом, что напоминает своими очертаниями латинскую букву V. Поэтому угол y называют углом поперечного V крыла.

Рис. 15. Угол поперечного V крыла

Оперение самолета предназначено для обеспечения его устойчивости и управляемости. Устойчивость и управляемость самолета мы будем рассматривать в разделе 2 настоящего пособия. Здесь же мы отметим лишь, что оперение самолета делится на горизонтальное и вертикальное (см. рис. 9). Горизонтальное оперение по форме напоминает крыло, поэтому к нему применимы все рассмотренные выше геометрические характеристики. Вертикальное оперение подобно полукрылу, но располагается оно в базовой плоскости самолета или в плоскости, ей параллельной. Поэтому площадь вертикального оперения равна площади его проекции на базовую плоскость самолета.

Фюзеляж же, напротив, сильно отличается по форме от рассмотренных выше частей самолета. Фюзеляж – это основная часть конструкции самолета, соединяющая в единое целое все его части и предназначенная для размещения экипажа, пассажиров, багажа, грузов и оборудования самолета. Формы фюзеляжей самолетов весьма разнообразны и выбираются исходя из стремления получить большой полезный объем при малом аэродинамическом сопротивлении и невысокой массе конструкции, а также для удовлетворения специальных технических требований (обеспечение перевозки крупногабаритных грузов, обеспечение комфорта пассажиров и т.п.). Следствием этих требований является вытянутая удобообтекаемая форма фюзеляжа при виде сбоку (см. рис. 16). Формы поперечных сечений фюзеляжа при этом могут сильно различаться (см. рис. 17). Однако на практике фюзеляж чаще всего имеет форму тела вращения. Перейдем к рассмотрению геометрических характеристик фюзеляжа.

Рис. 16. Геометрические характеристики фюзеляжа

Рис. 17. Формы поперечных сечений фюзеляжа

Длина фюзеляжа l_ф – наибольший размер фюзеляжа вдоль его продольной оси.

Площадь миделевого сечения фюзеляжа S_м.ф – наибольшая площадь поперечного сечения фюзеляжа плоскостью, перпендикулярной продольной оси фюзеляжа.

Максимальный эквивалентный диаметр фюзеляжа d_э.ф – диаметр условного круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа:

. (27)

Удлинение фюзеляжа l_ф – отношение длины фюзеляжа к его максимальному эквивалентному диаметру:

. (28)

Чаще всего у фюзеляжей можно выделить носовую, цилиндрическую (центральную) и хвостовую части и ввести для них соответствующие геометрические параметры. Удлинения этих частей фюзеляжа можно вычислить по следующим формулам:

, , . (29)

Нетрудно заметить, что поскольку l_ф = l_нос + l_ц + l_хв, то:

. (30)