41. Нагрузки, действующие на крыло. Работа крыла под нагрузкой.
Нагрузки, действующие на крыло
Крыло – основная часть самолета, создающая подъемную силу и обеспечивающая поперечную устойчивость. К нему предъявляются много аэродинамических, прочностных, конструктивных, производственных и эксплуатационных требований. Эти требования находятся в противоречии друг с другом, и конструктору приходится принимать компромиссные решения. Например, большое удлинение крыла с точки зрения аэродинамики полезно, а с точки зрения прочности – нежелательно, так как у длинного крыла изгибающие моменты большие.
Рис. 4. Распределение нагрузок в случае А.
Большое
сужение ухудшает
аэродинамические характеристики крыла,
но улучшает его прочностные характеристики.
Большая относительная толщина профиля
увеличивает строительную высоту крыла,
т.е. облегчает обеспечение его прочности,
но одновременно увеличивает его лобовое
сопротивление. Стреловидность крыла
улучшает его основные аэродинамические
характеристики на околозвуковых
скоростях, но затрудняет обеспечение
его прочности из-за дополнительных
крутящих моментов, возникающих у него.
В результате стреловидное крыло
получается в два раза тяжелее, чем
прямое.
На крыло действуют распределенные нагрузки от воздушных сил и веса крыла, а также сосредоточенные силы от веса двигателей, гондол, шасси и других грузов в крыле. На рис. 4 показано распределение нагрузки в расчетном случае Акр (выход из пикирования на Cy max). Воздушная нагрузка и вес крыла показаны эпюрами распределенной погонной нагрузки qаэр и qкр. Точное распределение воздушной нагрузки можно получить по аэродинамическим характеристикам крыла (в зависимости от , и ). Но более просто с достаточной степенью точности погонную нагрузку qаэр можно считать пропорциональной хорде. Так как расчетная сила на все крыло
,
то
.Тогда
,
аналогично
.
Суммарная погонная нагрузка на крыло
будет равна
.
Каждая половина крыла рассчитывается как консольная балка (рис. 5). Погонная нагрузка qz вызывает поперечную силу Qz и изгибающий момент Mизг.
;
.
Рис. 5. Эпюры сил и моментов, действующих на крыло в случае А:
а) – эпюра нагрузок на крыло в расчетном случае А; б) – эпюра поперечной (перерезывающей) силы Q; в) – эпюра изгибающего момента Мизг; г) – эпюра погонного крутящего момента mz;
д) – эпюра крутящего момента Мкр.
Кроме того, из-за несовпадения точек приложения qаэр и qкр с центром жесткости профиля крыла получается погонный крутящий момент mz (рис. 6):
,
где плечи a и c определяют, зная, что
Рис. 6. Схема сил, действующих в поперечном сечении крыла.
Интегрируя погонный крутящий момент по размаху крыла, получают крутящий момент Mкр:
.
Анализируя полученные эпюры сил и моментов, действующих на крыло (рис. 5), можно выяснить ряд особенностей его работы:
вес крыла и грузы в нем (двигатели, топливо и т.п.) уменьшают в полете изгибающие моменты и перерезывающие (поперечные) силы;
двигатели, расположенные в гондолах перед крылом, разгружают крыло от крутящего момента;
перерезывающие силы с крыла передаются на фюзеляж и уравновешиваются его весом;
изгибающие моменты с одной половины крыла уравновешиваются моментом другой половины крыла;
крутящий момент крыла передается на фюзеляж и уравновешивается моментом горизонтального оперения;
шасси главных ног, убирающиеся назад, увеличивают Mкр.
42. Основные задачи динамики полета.
43. Теория скачков уплотнения.
Скачки уплотнения (ударные волны) возникают в воздухе в тех случаях, когда он подвергается сильному и быстрому сжатию, которое может быть вызвано различными причинами: телами, движущимися в воздухе, напором газообразных веществ, образующихся при взрыве, и т. д.
Рассмотрим физическую картину возникновения волны, создаваемой движущимся телом. При движении тела с какой-то скоростью, меньшей скорости звука (М 1), перед ним образуется фронтальная волна слабого уплотнения. По мере возрастания скорости движения плотность волны увеличивается. Однако если тело имеет скорость
меньше скорости звука, то волна будет удаляться от источника возмущений вперед со скоростью звука, опережая тело. Уходя вперед, уплотнения распространяются и в стороны, что приводит к их ослаблению. Поэтому вблизи тел, движущихся с дозвуковой скоростью, скачков уплотнения (ударных волн) не наблюдается. При движении тела со сверхзвуковой скоростью (рис. 9) образовавшийся впереди него скачок уплотнения не может удалиться далеко вперед и рассеяться, а движется вместе с телом на некотором удалении от него. Это удаление будет сохраняться неизменным в течение всего времени полета с данной скоростью. Останется неизменной и интенсивность скачка непосредственно перед телом. На некотором удалении от движущегося тела (вверх, вниз и в стороны) интенсивность скачка уплотнения ослабевает, поэтому вдали от тела скачок уплотнения плавно переходит в граничную волну слабых возмущений. По форме скачок уплотнения перед телом принимает форму его головной части и наибольшую интенсивность имеет непосредственно перед телом, где поверхность скачка с направлением движения тела составляет угол, близкий к 90°.
Та часть скачка уплотнения, поверхность которой перпендикулярна к направлению движения, называется прямым скачком уплотнения. Величина прямого участка зависит, как видно из рисунка 10, от формы головной части.
Часть скачка, наклоненная к направлению движения на угол р 90°, называется косым скачком уплотнения.
V
9. Образование при движении
ударной тела со
сверхзвуковой скоростью
Рис. 10. Зависимость формы скачка уплотнения от формы головной части
44. Основные требования, предъявляемые к крыльям. Конструкция и работа основных элементов крыла. Конструктивно-силовые схемы крыльев.
Крыло является важнейшей частью любого самолета и в основном служит для создания подъемной силы, которая требуется для преодоления силы тяжести самолета на всех режимах полета и используется также для маневров. Кроме того, крыло обеспечивает поперечную, а на самолетах бесхвостовой схемы также продольную устойчивость и управляемость самолета. На крыльях двух или многомоторных самолетов могут быть расположены двигатели. К крылу часто крепятся стойки шасси. Внутренние его объемы используют для размещения топлива. На долю крыла может приходиться до 16% массы самолета и до 50% его сопротивления. Форма и конструкция крыла должна уловлетворять ряду общих и специфических требований. Основными из них являются: аэродинамические, конструктивные и весовые, технологические и эксплуатационные. Аэродинамические требования: возможно меньшее сопротивление крыла на основных режимах полета; возможность получения наибольшего коэффициента подъемной силы с применением механизации и без нее; наибольшая величина максимального аэродинамического качества; обеспечение необходимой устойчивости и управляемости. Конструктивные и весовые требования: достаточная прочность и жесткость конструкции крыла при минимальной его массе, отсутствие остаточных деформаций при нагрузках, не превышающих эксплуатационные; малое изменение аэродинамических характеристик при деформациях конструкции; удобная силовая увязка с другими агрегатами (фюзеляж, шасси, двигатели); возможно большая усталостная прочность конструкции; наличие в крыле свободных объемов и возможность их максимального использования для размещения топлива и агрегатов (шасси, двигатели и др.). Технологические требования: простота изготовления, минимальная трудоемкость изготовления конструкции. Эксплуатационные требования: удобство осмотра, обслуживания и монтажа всех необходимых узлов и деталей, удобство ремонта. Под внешней формой крыла подразумевают его вид в плане и спереди, а также форму его поперечного сечения (профиль). Для современных самолетов характерно применение крыльев различных внешних форм. Внешние формы крыла оказывают влияние не только на аэродинамические, весовые и жёсткостные характеристики крыла, но и на характеристики всего самолета в целом.
По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.
Ферменное крыло
Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры. Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции. В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются.
Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент.[4] Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов, панели обшивки с стрингерным набором) крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку нашпангоуты фюзеляжа самолёта с помощью моментных узлов.
Кессонное крыло
Кессонное крыло воспринимает все основные силовые факторы с помощью кессона, включающего лонжероны и силовые панели обшивки. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют моноблочной. Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой. Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.