Дополнительные материалы для изучения темы лекции

1. Анализ влияния геометричес­ких параметров крыла на его весовые и жесткостные характеристики.

Сравним по массе и жесткости крыльев, от­личающихся значением одного из геометрических параметров λ, η, ,с при постоянных значениях остальных и при заданной нагрузке Gn^э_maхf и площа­ди крыла S.

Анализ показывает, что крыло с меньшим значением удлинения λ или стреловидности , с большими значениями сужения η или относительной тол­щиныс будет обладать меньшей массой и большей жесткостью.

При уменьшении значений λ уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла M = Rb, т.к. уменьшаются плечи b до точек приложения равно­действующей аэродинамических сил R. В этом случае возрастает высота бортового сечения крыла, так как увеличивается длина бортовой хорды. Последнее приводит к уменьшению сил N в поясах лонжеронов и панелях крыла, что позволяет уменьшить их массу. С увеличением высоты сечений возрастают и моменты инерции сечений, определяющие жесткость крыла. Все это и приводит к уменьшению массы крыла и повышению его жесткости.

С уменьшением значений  уменьшается длина крыла и, вследствие этого, уменьшаются изгибающие моменты. Масса такого крыла уменьшается, а жесткость — возрастает.

При увеличении значенийс уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла (уменьшаются плечи до точек приложения равнодействующей аэродинамических сил), а хорда и, отсюда, высота этого сечения возрастают. Масса крыла уменьшается, а жесткость возрастает.

2. Анализ влияния геометрических параметров крыла на аэродинами­ческие характеристики.

Влияние удлинения λ на коэффициент подъемной силы с_уа показано на рис. 1П: с уменьшением λ ухудшаются несущие свойства крыла — падает значение dc_ya/da = c^α_ya. Это падение c^α_ya может быть компенси­ровано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла s, что потребует дополнительных затрат массы.

Влияние удлинения λ на коэффициент лобового сопротивления с_ха сказы­вается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротив­ления с_хаi = с²_yа /(λ_эф), но его доля на сверхзвуковых скоростях резко уменьшает­ся, уступая место волновому сопротивлению. Последнее уменьшается с умень­шением λ. Отсюда крылья малых удлинений (λ< 3) нашли основное примене­ние на сверхзвуковых самолетах. Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значенияс = 0,03...0,05.

Рис 1П. Зависимость с_уa = f(α, λ) Рис. 2П. Зависимость с_уa = f(α, )

Для тяжелых пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших высотах и дозвуковых скоростях, потребные для полета значения с_уа велики, поэтому для снижения с_хаi и увеличения аэродинамического качества К = с_уа/с_ха, определяющего экономичность и дальность полета, на этих само­летах применяются крылья с большими удлинениями и большой относительной толщиной (λ = 6...9;с = 0,12...0,16). Применение композитных материалов (КМ) позволяет еще больше увеличивать значение λ, компенсируя связанное с этим увеличение массы и снижение жесткости конструкции крыла.

Влияние угла стреловидности  на с_уа и с_ха показано на рис. 3П и 4П.

Рис. 3П. Зависимость с_хa = f(М, ) Рис. 4.П Зависимости Г_пл = f(z,η) (а) и Г_пл = f(z,λ) (б)

Несмотря на снижение с_уа, с увеличением  очень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение с_ха, что и приводит к применению на большинстве сверхзвуковых самолетов стреловидных и треугольных крыльев с большой стреловидностью. Стреловидность крыла является средством для повышения значений М_кр (см. рис. 3П).

Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (на рис. 4П приведены зависимости циркуляции Г_пл от η и  по размаху крыла z) и перетекание пограничного слоя от середины крыла к его концам приводят на стреловидном крыле к:

- возникно­вению концевых срывов на больших углах атаки;

- потере поперечной устой­чивости и поперечной управляемости самолетом, так как элероны оказываются в зоне срыва.

Возникновение концевых срывов на крыле вызывает появление кабрирующих моментов, что влияет на продольную устойчивость самолета. При увеличении  возрастают углы атаки, соответствующие с_yаmах , что за­трудняет реализацию больших с_уа при взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.

Влияние сужения η сказывается на поперечной устойчивости и управляемости самолета, так как с его увеличением зона концевого срыва смещается к концам крыла в зону, где находятся элероны. При увеличении η увеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и возрас­тает ее эффективность, уменьшается плечо и величина изгибающего момента. Но с_yаmах достигается при η  2,5. Это значение сужения и принимается как лучшее.

С уменьшением  и увеличением λ значения η возрастают и могут быть больше 2,5.

Влияние относительной толщины профиляс на с_ха показано на рис. 5П.

С увеличениемс возрастает несущая способность профиля, возрастает с_ха и уменьшаются значения М_кр, при которых при обтекании крыла появляется местная скорость, равная скорости звука.

В крыле у борта часто ставят несущие профили с большой относительной толщинойс, к концу крыла значенияс уменьшают. Это снижает массу крыла и его сопротивление.

Противоречивое влияние значений геометрических параметров крыла на его массу и жесткость, на значение аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости и управляемости усложняет выбор рациональных значений этих параметров, который должен быть подчинен удовлетворению предъявляемых к самолету ТТ.

3. Влияние формы крыла в плане на характеристики самолета

Формы крыла в плане могут быть различными. Многообразие форм крыльев в плане, как показывает опыт самолетостроения, сводится по существу

к трем типам: прямым, стреловидным и треугольным.

Прямые крылья (прямоугольные и трапециевидные).

Прямоугольные крылья имеют более высокие несущие свойства и более простую технологию производства. При одинаковых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки α наступает раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется. Недо­статком является меньшее значение М_кр, высокое значение коэффициентов ин­дуктивного сопротивления с_хаi и сопротивления с_ха при М> М_кр. Поэтому такие крылья целесообразны для самолетов с небольшой дозвуковой скоростью полета.

Для самолетов с большой тяговооруженностью, обеспечивающей высокое значение V_max, прямое крыло позволяет получить при прочих равных условиях (G_o/S = const, n^э_max = const) лучшие взлетно-посадочные и маневренные характеристики, более высокое качество, а также даль­ность полета на дозвуковой скорости.

При значении М > 1 эти характеристики у прямого крыла хуже, чем у других крыльев. Для сниже­ния массы крыла самолеты с прямоугольными крыльями делают либо с внеш­ним подкосом, либо бипланной схемы.

Трапециевидные крылья имеют меньшую массу, чем у прямого крыла, и чем больше сужение, тем меньше при прочих равных условиях масса крыла и больше его жесткость. Однако при больших значениях η падает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение с_уатах. Такие крылья широко применяются на дозвуковых самолетах. Не­большой угол стреловидности облегчает решение вопросов центровки.

Крылья, прямоугольные у борта и далее к консоли трапециевидные с закруглениями на концах, близки к эллиптическим по своим аэродинами­ческим характеристикам, но значительно проще их в изготовлении.

Крыло эллиптической формы в плане имеет лучшее по сравнению с крыльями других форм распределение циркуляции. Это обеспечивает таким крыльям высокие значения аэродинамических характе­ристик (меньшие значения индуктивного сопротивления с_хаi из-за меньшего ско­са потока и более высокое значение аэродинамического качества). Однако такое крыло очень сложно в производстве из-за своих нелинейных форм, требует переменной по размаху крыла конфигурации сечений продольных элементов. В таком крыле трудно реализовывать стыки обшивки с силовыми элементами.

Стреловидные крылья. Стреловидность таких крыльев может быть прямой, обратной и изменяемой в полете.

Рис. 5П. Зависимость с_ха = f (M,с) Рис. 6П. Стрело­видное крыло

Для них с увеличением стреловидности увеличивается М_кр:

(4.1)

В диапазоне значений М = 0,8...2,0 такие крылья имеют вполне приемлемые аэродинамические характеристики. Но по сравнению с прямым крылом у стреловидного крыла меньшие несущие свойства при той же скорости полета V, так как подъемная сила Y = c_yaρS(Vсos)²/2 в cos² раз меньше. меньше значения с_уатах и с^α_уа. ниже эффективность механизации (она определяется ско­ростью v_i = Vcos, которая меньше, чем скорость полета), что вместе с уменьшением с_уаmax приводит к ухудшению взлетно-посадочных характеристик (ВПХ).

Крыло с прямой стреловидностью. Для такого крыла на больших углах атаки опасны концевые срывы. Это ухудшает устойчивость и управляемость таких крыльев на больших углах атаки. Чтобы ослабить это явление, на верхней поверхности крыла ставят аэродинамические «гребни» и делают запилы, препятствующие перетеканию пограничного слоя, по направлению составляющей скорости V₂.

Для уменьшения опасности срыва на концах крыла ставят профили с более вы­сокими значениями α_кр и разворачивают сечения на меньшие углы атаки, при­меняя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла.

положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устой­чивость самолета.

На рис. 7П показаны силы, действующие на самолет при случайном возникновении крена. Под действием силы Z самолет начнет скользить со скоростью V_z в сторону действия этой силы. Раскладывая вектор V на V₁ и V₂ (рис. 7П, б), перпендикулярные и параллельные передним кромкам крыла, получим для опускающегося крыла увеличение скорости, а для поднимающегося крыла — уменьшение скорости. Возникающая при этом разность подъемных сил восстановит нарушенное равновесие.

Разложим вектор скорости скольжения V_z (рис. 7П, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (V_B1 и V_в2) и параллельные этой плоскости. Рассмотрим сечения крыла 1 и 2, которые равноудалены от продольной оси самолета. получим увеличение угла атаки α на Δα для опускающегося крыла. а для поднимающегося крыла — уменьшение на Δα. разность подъемных сил создает момент, который восстанавливает равновесие.

Положительный угол поперечного V крыла ( > 0) при виде спереди способствует еще большему повышению поперечной устойчивости стреловидного крыла.

Повышенная поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характеристик самолетами со стреловидным крылом. Для улуч­шения маневренных характеристик стреловидным крыльям придают отрица­тельный угол поперечного V.

Недостатком стреловидного крыла является увеличение массы, и уменьше­ние жесткости крыла при увеличении значения . Последнее может привести к реверсу элеронов (обратной управляемости относительно продольной оси самолета) и самовозбуждающимися колебаниями типа флаттера.

Крыло с обратной стреловидностью. У крыльев с обратной стреловид­ностью более несущей является корневая часть крыла. Здесь раньше при увеличении углов атаки местное значение с_уа достигает значений с_уатах и это приводит к тому, что срыв начинается раньше в корневой части крыла. Такой срыв не приводит к потере поперечной устойчивости и управляемости самолета и область срыва не захватывает элероны. Это позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности.

Крыло обратной стреловидности облегчает весовую компоновку самолета, смещая ЦМ вперед. Однако применение таких крыльев сдерживалось их подверженностью увеличивать угол закручивания φ при изгибе крыла под действием аэродинамических сил (рис. 8П, б) (крылья прямой стреловидности, наоборот, при изгибе уменьшают угол φ, рис. 8П, а). Это может привести к статической неустойчивости крыла обратной стреловидности — дивергенции — и к его разрушению.

Чтобы бороть­ся с этим явлением, надо увеличивать жесткость крыла, а это до применения КМ было связано с таким увеличением его массы, которое не компенсировало получаемого выигрыша. Применение КМ со специальной укладкой волокон, создающей «подтягивающую» силу и моменты на уменьшение угла атаки при прогибе крыла, позволяет решать эту проблему, а также снизить и затраты массы на обеспечение необходимой жесткости.

Рис. 7П. поперечная устойчивость Рис. 8П. Изменение угла атаки сечений крыла

стреловидного крыла с прямой и обратной стреловид­ностью при изгибе

Интегральная схема крыла с фюзеляжем.

При применении этой схемы до 40% подъемной силы создает несущий фюзеляж. Это позволяет получить крыло меньших разме­ров и массы. Крыло имеет переменную стреловидность по передней кромке (у корня большая стреловидность — «наплыв» и умеренная стреловидность у ос­тальной части крыла). Большая корневая хорда обеспечивает большую высоту в бортовом сечении крыла. Это создает полезные объемы для размещения топлива, полезной нагрузки, агрегатов систем и др. Восприятие изгибающего момента в бортовом сечении при большом значении Н_сеч дает выигрыш в массе. при переходе на сверхзвуковой полет "наплыв" обеспечивает значительно меньшее увеличение продольной устойчивости самолета из-за меньшего смещения назад фокуса самолета.

Треугольные крылья. Основные преимущества:

- меньшая масса и большая жесткость конструкции;

- меньшее повышение с_ха при переходе к сверхзвуковой скорости из-за большой стреловидности и малых удлинений крыла;

- возможность применения тонких профилей сс = 3...5%;

- большая длина корневой хорды и большая строительная высота;

- возможность использования больших внутренних объемов.

При одинаковых значениях S и нагрузках с крыльями других форм в плане (например, со стреловидным крылом) треугольное крыло имеет меньшие значения изгибающего момента M = a₁r из-за меньшего плеча а₁ до точки приложения равнодействующей аэродинамических сил R — ЦД (см. рис. 9П, а) и меньшие значения осевых сил s при восприятии изгибающего момента M = SH_ceч при большей высоте бортового сечения Н_ceч (рис. 9П, б). Отсюда меньшая масса треугольного крыла. Большая его жесткость объясняется большей высотой бортового сечения и, следовательно, большими моментами инерции, определяю­щими жесткость крыла.

Рис. 9П. К вопросу сравнительной оценки по массе треугольного и стреловидного крыльев одинаковой пло­щади, размаха и удельной нагрузки на крыло

Перечисленными выше преимуществами определяется большая распростра­ненность треугольных крыльев на сверхзвуковых самолетах. Однако, для треугольного крыла по условиям компоновки трудно реализовать большие значения с_уа (большие углы атаки) на взлете и посадке; ограни­чена и эффективность средств механизации (большая стреловидность передней кромки (V₁ = Vcos), мал размах для механизации по задней кромке), а для треугольного крыла из-за малых значений с_уавзл и с_уапос очень важна именно эффективная механизация.