6.2. 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.

6.2.1. Внешние формы крыла

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

наибольшее распро­странение получили крылья, представленные на рис. 6.2:

прямые крылья - прямоугольное и трапециевидное (рис. 6.2, а и б);

крылья прямой (рис. 6.2, в), обратной (рис. 6.2, г) и изменяемой в полете (рис. 6.2, е) стреловидности;

крылья как часть интегральной схемы с фюзеляжем (рис 6.2, ж);

треугольные крылья (рис. 6.2, д).

П араметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане: - площадь крыла S; - размах крыла l; - центральная хорда крыла b₀; - бортовая хорда b_б; - концевая хорда b_к;

- угол стреловидности  или _1/4;

- удлинение крыла λ;

- сужение крыла.

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

Рис. 6.2. Формы крыльев в плане.

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.

О сновные параметры крыла в плане:

- удлинение ;

- сужение ;

- углы стреловидности χ по линии фокусов (1/4 хорд) или по передней кромке χ_п, которые определяются по очерта­ниям прямолинейного контура крыла (рис. 6.3).

Применяются прямоугольные (χ = 1),трапецие­видные (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. 6.3.

В площадь крыла S входит площадь внутрифюзеляжной части, ограниченн­ая продолжениями передней и задней кромок примыкающих к фюзеляжу частей крыла (пунктирная линия на рис. 6.3).

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

крыльев

В табл. 6.1 показано влияние параметров крыла на характерис­тики самолёта.

Пояснения к табл. 6.1

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 χ на изменение с_х, а также профильного с_хпр и волнового с_хв сопротивлений.

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

3. Влияние λ и η на изгибающий момент крыла М_изг, массу изгибную и крутильную жесткость крыла поясняет рис. 6.5.

При увеличении λ растет М_изг и масса крыла, но понижается жесткость, а при увеличении η происходит обратное.

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

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 масс крыла
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

Рис. 6.4. Зависимость коэффициен­тов лобового сопротивления крыла от числа М при различных λ, с и χ

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. 6.6. Вектор эффективной скорости V_э = Vcosx и лежит в плоскости, перпендикулярной линии фокусов (линии 1/4 хорд).

Это плоскость с наибольшей кривизной поверхности, поэтому образованный ею профиль определяет распределение давлений и значения с_у и с_х крыла. Вектор тангенциальной скорости V_t, направлен вдоль линии 1/4 хорд. Он направлен по прямолинейной образующей поверхности, поэтому он не влияет на распределение давлений, но способ-

Рис. 6.5. Влияние λ и η на изгибающие ствует образованию концевого срыва

моменты потока.

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

Для скользящего под углом χ бесконечного 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).

С треловидность 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 склонность Рис. 6.6. Влияние стреловид­ности на к срыву потока с концов крыла;

скорости потока, об­текающего крыло

- 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. 6.4, б).

Треугольное крыло обладает сочетанием положительных аэродинамических свойств стреловидности, малого удлинения и малой относительной толщины. Недостатком этого крыла является малое , определяющее низкое значение с_упос при посадке с углом атаки α_пос, обусловленное условиями компоновки

7 . Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней и задней частями (рис. 6.7, а). Законцовка, показанная на рис. 6.7, 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.

Рис. 6.7. Формы законцовок крыла

Рис. 6.8. Отгиб концевой части крыла

С целью уменьшения индуктивного сопротивления крыла при­меняется отгиб вниз его концевой части (рис. 6.8).

Р ис. 6.9. 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. 6.9) 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.

Форма крыла при виде спереди

8. Угол  между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное "V" крыла (рис. 6.10).