11.4. Механизация крыла

Для получения больших скоростей полета увеличивают стреловидность, нагрузку на единицу площади крыла, уменьшают удлинение и относительную толщину, но все это значительно ухудшает взлетно-посадочные характеристики. Так, посадочная скорость современных пассажирских самолетов превышает 200 км/ч. Увеличение взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега затрудняет расчет и выполнение взлета и посадки, усложняет технику пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посадочной полосы. Поэтому возникла настоятельная необходимость снабжать крыло самолета специальными устройствами, которые могут увеличить его несущую способность при посадке, взлете и маневре. Такие устройства получили название механизация крыла, а крылья с такими устройствами называют механизированными. Кроме того, механизация крыла все шире начинает использоваться для повышения маневренности самолета. Это достигается непосредственным управлением подъемной силой и торможением, управлением по основным каналам крена и тангажа, увеличением ресурса планера путем активного парирования перегрузок самолета в полете и прераспределения нагрузок на крыле.

Минимальная скорость горизонтального полета соответствует полету на критическом угле атаки при

с_y = с_{y max}, V_min=

Уменьшение скорости V_min, как видно из формулы, возможно при увеличении площади крыла S или с_{y max}. Увеличение площади крыла ведет не только к снижению V_min^,, но и, вследствие увеличения лобового сопротивления, к уменьшению максимальной скорости полета, что, очевидно, невыгодно. Можно идти по пути изменения площади крыла в полете. В таком случае на взлете и посадке площадь крыла должна быть увеличена, а при полете на максимальной скорости – уменьшена. Уменьшить минимальную скорость полета можно увеличением с_{y max} , причем это достигается путем либо увеличения кривизны профиля, либо управления пограничным слоем на верхней поверхности крыла. Коэффициент с_y растет по мере увеличения вогнутости крыла. Но следует иметь в виду, что увеличение кривизны профиля вызывает увеличение коэффициента лобового сопротивления с_xa. Поэтому механизация крыла, изменяющая кривизну профиля, используется лишь при полетах на максимальной скорости, при заходе на посадку и на взлете. На современных самолетах часто применяют комбинации механизмов, при использовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля, а также осуществляется управление пограничным слоем крыла.

При больших углах отклонения щитка сильно возрастает лобовое сопротивление крыла, а следовательно, значительно сокращается длина посадочной дистанции. Это влечет за собой уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла планирования самолета.

Щиток – простейшая механизация крыла (рис. 11.10, 1), представляющая собой отклоняемую поверхность (пластинку), расположенную в нижней задней части крыла. В неотклоненном положении щиток вписывается в контур крыла. Максимальный угол отклонения щитка равен 55°–60°, хорда щитка составляет 25 % от хорды крыла. Коэффициент подъемной силы при отклонении щитков растет вследствие увеличения вогнутости профиля, что приводит к увеличению разрежения на верхней поверхности крыла из-за относа воздуха в область пониженного давления за щитком и повышения давления под крылом вследствие торможения воздуха.

При больших углах отклонения щитка сильно возрастает лобовое сопротивление крыла, а следовательно, значительно сокращается длина посадочной дистанции. Это влечет за собой уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла планирования самолета.

1

2

3

4

5

Рис. 11.10. Виды механизации крыла:

1

6

7

8

9

10

– простой щиток; 2 – щиток со скользящим шарниром; 3 – простой закрылок; 4 – выдвижной закрылок; 5 – щелевой закрылок; 6 – отклоняющийся вниз носок крыла; 7 – предкрылок; 8 – реактивный закрылок; 9 – сдувание пограничного слоя;

10 – отсос пограничного слоя

Несколько сложнее устройство щитка со скользящим шарниром (рис. 11.10, 2), которое одновременно с отклонением вниз перемещается назад, увеличивая площадь крыла. Этот щиток дает больший прирост коэффициента подъемной силы.

Щитки могут размещаться и на верхней поверхности крыла. Они называются интерцепторами, спойлерами или пластинчатыми элеронами. В полете в нерабочем положении щитки находятся заподлицо с верхним обводом крыла либо помещаются внутри крыла.

Отклоняясь вверх, они существенно и практически мгновенно изменяют аэродинамические силы – уменьшают подъемную силу и увеличивают лобовое сопротивление. Это позволяет использовать щитки для управления по крену. В этом случае они отклоняются вверх вместе с элероном, уменьшают подъемную силу полукрыла и тем самым создают дополнительный управляющий момент. Одновременное отклонение интерцепторов вверх используется для увеличения вертикальной скорости снижения. Эффективно применение интерцепторов при торможении на пробеге: они не только увеличивают лобовое сопротивление, но и уменьшают подъемную силу, позволяя более энергично использовать тормоза колес шасси.

Закрылок – хвостовая часть крыла, отклоняющаяся от своего первоначального положения относительно оси, расположенной в носовой части закрылка. Различают следующие типы закрылков: простые, щелевые, выдвижные, рис. 11.10, 3-5.

Максимальная подъемная сила у крыла с закрылком повышается в основном вследствие увеличения вогнутости крыла при отклонении закрылка вниз. При отклонении щелевых закрылков между закрылком и крылом образуется профилированная щель, через которую из области более высокого давления в нижней части крыла воздух устремляется в область пониженного давления в верхней части крыла. Направленная струя воздуха сдувает пограничный слой с верхней стороны закрылка. Одновременно происходит отсос пограничного слоя с верхней части крыла. Для получения еще больших значений с_{y max} применяют выдвижные двух- и даже трехщелевые закрылки, отклонение которых сопровождается также приростом площади крыла. Эффективность закрылка зависит от угла отклонения, который при взлете обычно не превышает 20°, а на посадке достигает 60°. Отклонение закрылков, также как и щитков, сопровождается не только повышением с_y, но и приростом с_xa, поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.

Выдвижной закрылок (рис. 11.10, 4) перемещается обычно по рельсам дугообразной формы с помощью специальных кареток. Отклоняются закрылки винтовыми механизмами с приводом от электро- или гидродвигателей.

На тонких крыльях сверхзвуковых самолетов получил распространение отклоняющийся вниз носок крыла. Срыв струй у профилей с острой передней кромкой наступает при сравнительно небольших углах атаки. Срыв потока уменьшает диапазон летных углов атаки, с_{y max} и сильно увеличивает сопротивление профиля. Отклоняющийся вниз носок крыла или выдвижной щиток, расположенный в носовой части крыла (щиток Крюгера), позволяет сохранить плавность обтекания тонких профилей до сравнительно больших углов атаки. Максимальный угол отклоняемого носка крыла составляет 15°–20°.

Прирост коэффициента подъемной силы с_y при применении некоторых видов механизации крыла и отклонении их на угол  составляет следующие значения:

– обыкновенный щиток 0,9–1;  = 55°;

– выдвижной щиток 1,0–1,2;  = 50°;

– закрылки 0,85–1;  = 50°;

– выдвижные щелевые закрылки 1,5–1,7;  = 30°;

– отклоняемые носки крыла 0,4–0,5;  = 20°.

Сущность работы реактивных закрылков (рис. 11.10, 8) заключается в том, что струя выпускных газов турбореактивных или турбовинтовых двигателей (ТРД или ТВД) либо струя сжатого воздуха, отбираемого от компрессора этих двигателей, через систему каналов вытекает из длинной узкой щели, расположенной вдоль задней кромки крыла, вниз под углом и действует подобно обычному закрылку, изменяя характер обтекания крыла. Помимо этого она создает и некоторую реактивную тягу Т. Рекомендуемое избыточное давление газов, истекающих из щели, составляет 0,15–0,17 МПа. Подъемная сила крыла в таком случае складывается из подъемной силы, возникающей под действием аэродинамических сил, и вертикальной составляющей реакции газов Y. Коэффициент полной подъемной силы с_yп складывается из коэффициента подъемной силы от действия аэродинамических сил с_y и вертикальной составляющей реакции газов с_yр. При реактивном закрылке с_{y max} может достигать 10–15, т. е. в 4–5 раз больше, чем при обычном закрылке. Возможна такая конструкция струйного закрылка, когда газовая струя направлена под углом к направлению полета. Если струя направлена параллельно хорде, то струйный закрылок действует как реактивный двигатель, создавая лишь горизонтальную тягу. При отклонении струи на угол 45°–50° вертикальная составляющая тяги может достигнуть 70–80 % от полной тяги двигателей.

Горизонтальная составляющая реакции газов представляет собой силу, преодолевающую лобовое сопротивление. В отличие от обыкновенного крыла, у которого с_y зависит от угла атаки , у крыла со струйным закрылком на коэффициент с_yп влияет также изменение угла истечения газов и реактивная тяга. Последняя зависит от затрат мощности двигателей. Как показали результаты исследований, основное увеличение коэффициента подъемной силы с_yп происходит не из-за наличия вертикальной составляющей реактивной тяги, а вследствие аэродинамического взаимодействия с основным потоком. Струя газов, направленная под углом, вызывает эжектирующее (подсасывающее) действие потока в верхней части крыла и увеличение его давления в нижней части. Струйные закрылки позволяют получить достаточно большие значения коэффициента подъемной силы на тонком крыле большой стреловидности, следовательно, имеют перспективу применения на сверхзвуковых самолетах для обеспечения приемлемых взлетно-посадочных характеристик.

Максимальное значение коэффициента подъемной силы крыла достигается на критическом угле атаки. Дальнейшему росту с_y препятствует начинающийся отрыв пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Управлением пограничным слоем называют искусственное сдувание (рис. 11.10, 9) или его отсасывание (рис. 11.10, 10) с верхней поверхности крыла. В результате отсасывания или сдувания пограничного слоя поток прижимается к верхней поверхности крыла, увеличивается разрежение под крылом, и, следовательно, значительно возрастает коэффициент с_y и критический угол атаки.

Предкрылок – простейший вид механизации крыла, предназначенный для управления пограничным слоем. Его устанавливают вдоль передней кромки основного крыла, рис. 11.10, 7. Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые используют, главным образом, на нескоростных самолетах, и автоматические предкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла могут быть прижаты к нему и вписаны в его контур (при полете на малых углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автоматически при полете на большом угле атаки. При этом между крылом и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щель. Струя воздуха, выходящая из щели с большой скоростью, прижимает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и пограничный слой отрывается на больших углах атаки. Коэффициент с_{y max} возрастает на 40–50 % вследствие увеличения критического угла атаки. Предкрылки повышают поперечную устойчивость и управляемость при полетах на больших углах атаки.

Управление пограничным слоем возможно и путем принудительного отсоса либо сдува пограничного слоя через специальные отверстия и щели в обшивке или пористые поверхности в соответствующих местах крыла.

Для отсоса и сдувания пограничного слоя применяются насосы и компрессоры с приводом от вспомогательных двигателей или используются компрессоры ТРД и ТВД (основных). Возможна также конструкция системы управления пограничным слоем (УПС), в которой газотурбинный двигатель питается отсасываемым из пограничного слоя воздухом.

Если в качестве критерия применять максимальное значение коэффициента подъемной силы, то сдувание пограничного слоя с верхней поверхности выгоднее, чем отсос, так как технически его проще осуществить. Опыты показали, что применение УПС особенно целесообразно в сочетании с другими устройствами, повышающими коэффициент с_{y max}. Наибольшую эффективность и простую конструкцию имеют системы со сдуванием пограничного слоя на передней кромке закрылка. На некоторых серийных самолетах для сдувания пограничного слоя используется сжатый воздух, отбираемый от компрессора ТРД.

Помимо рассмотренных видов механизации крыла, на самолетах применяются и другие средства, улучшающие обтекание и поэтому способствующие повышению несущих способностей крыла. При обтекании воздушным потоком крыла (рис. 11.11) под действием составляющей скорости V_ вдоль размаха увеличивается толщина пограничного слоя. Это приводит к более раннему отрыву потока и к падению с_y на концевых сечениях крыла, а также к уменьшению эффективности элеронов. Для устранения этого эффекта применяют аэродинамическую и геометрическую крутку крыла, установку на верхней кромке крыла аэродинамических гребней, «клюв» на передней кромке крыла, турбулизаторы на верхней кромке крыла (рис. 11.12) [8].

V_∞

V_n

V_τ

V_n

V_τ

Рис. 11.11. Влияние стреловидности

на аэродинамику крыла [8]

1

2

3

4

5

6

Рис. 11.12. Аэродинамические перегородки и генераторы вихрей:

1 – аэродинамическая перегородка; 2, 4, 6– вихревой шнур; 3 – выступ («клюв»)

или «зуб»; 5 – «запил»; н. п. – направление полета

При аэродинамической крутке крыло имеет разнотипные вдоль размаха крыла профили. При этом менее несущие профили устанавливают в корневой части крыла, более несущие (с большим значением _кр) – на его концах. При геометрической крутке средние и концевые сечения крыла постепенно закручиваются (устанавливаются под углом, меньшим чем корневые, на 2°–5°). Аэродинамические гребни – это пластины высотой 15–20 см, прикрепленные к верхней кромке крыла. Они делят крыло на участки и препятствуют перетеканию воздушного потока по размаху крыла, благодаря чему увеличение толщины пограничного слоя вдоль размаха крыла ограничивается. Такой же эффект, но на нижней части крыла создают пилоны подвески авиадвигателей (самолеты Ил-76, Ил-86). «Клюв» («запил») образован увеличенной длиной хорд в концевой части полукрыла с незначительным отгибом их носков вниз. В плане передняя кромка такого крыла имеет ступеньки (крыло самолета Ил-62). «Клюв» создает на крыле воздушную перегородку, подобную аэродинамическим гребням. На современных пассажирских самолетах, как правило, применяется комплексная механизация крыла, сочетающая различные виды механизации. Например, крыло самолета Ан-28 имеет автоматические предкрылки, двухщелевые закрылки, зависающие при отклонении закрылков щелевые элероны и интерцепторы. Крыло самолета Як-42 имеет аэродинамическую и геометрическую крутку. Такая механизация крыла, как предкрылки и двухщелевые закрылки, позволяют получить коэффициент с_{y max} = 2,7.

В момент касания земли колесами автоматически отклоняются интерцепторы.

Силовая схема и конструкция закрылков не имеют принципиальных отличий от силовой схемы и конструкции элерона. В качестве примера расчета на прочность рассмотрим расчет выдвижного щитка.

Расчетные нагрузки. На устройство механизации могут действовать нагрузки как при закрытом положении – воздушные нагрузки, приходящиеся на поверхность закрытого щитка (отсос щитка), так и при открытом положении.

Рассмотрим на примере простого щитка, как по нормам прочности определяются нагрузки, действующие на щиток в открытом положении (рис. 11.13).

а

б

в

Рис. 11.13. Схема к расчету щитка:

а – нагрузка, действующая на щиток; б – определение реакций в узлах подвески;

в – силовая схема щитка – двухопорная балка

Задается коэффициент с_п и коэффициент безопасности f = 2. Тогда

. (11.1)

Для средств механизации, предназначенных для уменьшения V_отр и V_пос, скоростной напор q^э определяется по наибольшей разрешенной скорости полета при открытии и закрытии механизации.

При отклонении щитка на _щ = 60° можно принять, что с_п = 1,1–1,2, а коэффициент центра давления х_д = х_д / b_щ = 0,4–0,5.

Распределение воздушной нагрузки по размаху щитка принимают пропорциональным хордам, тогда расчетная погонная нагрузка

. (11.2)

По хорде воздушная нагрузка распределяется по форме трапеции, центр площади которой расположен над центром давления (рис. 11.13, а).

Последовательность расчета. Щиток состоит из лонжерона, набора нервюр и нижней обшивки. К щитку крепятся две каретки А и В и кронштейн С, служащий для присоединения тяги управления (рис. 11.13, в). При выдвижении щитка каретки скользят по направляющим. При этом щиток отклоняется вниз и выдвигается назад.

По силовой схеме щиток представляет собой балку, работающую на изгиб и кручение. Расчет производится в несколько этапов.

Определение и распределение воздушной нагрузки:

1. Определение полной нагрузки на щиток по нормам прочности (формула (11.1)).

2. Определение погонной нагрузки по формуле (11.2).

3. Определение значений удельной нагрузки р_1щ и р_2щ (кг/м²). Для этого выделяют участок пространственной диаграммы воздушной нагрузки, имеющей длину, равную единице (рис. 11.13, а).

Для определения р_1щ и р_2щ используют следующие условия:

(11.3)

(11.4)

Условие (11.3) соответствует положению, при котором объем диаграммы для единицы длины щитка равен q_щ1.

Условие (11.4) означает, что центр тяжести диаграммы должен находиться против линии центров давления.

В уравнениях (11.3) и (11.4) известны соотношения q_щ / b_щ (вычислено) и х_Д / b_щ (берется по указаниям норм прочности), постоянные для всех сечений щитка.

Решая совместно уравнения (11.3) и (11.4), определяют р_1щ и р_2щ, также постоянные для всех сечений.

Найденная из расчета погонная нагрузка q_щ нужна для расчета балки щитка (определение реакций опор, М_изг, Q), удельные же нагрузки p_1щ и р_2щ используются для расчета обшивки и нервюр.

Определение реакции крепления щитка:

1. Определение суммарной реакции R_щ узлов А и В и усилия Т в тяге управления. На рис. 11.13, б показано графическое определение сил Т и R_щ по вычисленной ранее силе Р^р_щ = Р_з, приложенной в центре давления щитка перпендикулярно к хорде щитка.

Суммарная реакция должна проходить через точку О – проекцию центров кривизны рельсовых направляющих.

2. Определение проекций силы Т и реакций R узлов А и В на направление, параллельное и перпендикулярное Р_щ. На рис. 11.13, в представлена схема нагружения щитка как двухопорной балки в направлении осей У и Х. Зная q_щ и У_т, определяют У_A и У_B – проекции реакций узлов А и В на направление, параллельное q_щ.

Аналогично определяют реакции Х_А и Х_В – проекции реакций узлов А и В на направление, перпендикулярное q_щ.

3. Определение реакций узлов R_A и R_B и их составляющих (реакций роликов) R_A1, R_A2 и R_B1, R_B2.

Зная У_A, Х_A или У_B и Х_B, графическими построениями определяют сначала реакции R_А и R_B, а потом их составляющие R_A1; R_A2 и R_B1, R_B2, направления которых параллельны радиусам 0–1 и 0–2.

Проверка прочности щитка производится аналогично проверке прочности элерона. Щиток в целом рассчитывается как балка, работающая на изгиб и кручение. Также производится проверка местной прочности отдельных элементов и узлов.