Лекция № 4 Геометрические характеристики крыла.

Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами крыла в плане и спереди.

Профиль крыла (рис. 4.1) — форма сечения» получаемая от

пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симмет­рии самолета.

В первоначальный период раз­вития авиации широко использовались выпукло-вогнутые профи­ли, близкие к профилю крыльев птиц. В те годы главной задачей было стремление получить воз­можно большую подъемную силу. Увеличение скорости полета за­ставило конструкторов искать формы профилей с малым лобо­вым сопротивлением. Появились плосковыпуклые и двояковыпук­лые профили, обладающие не­большим сопротивлением на до­звуковых скоростях полета. '

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны двояковыпук- лые симметричные профили с острыми кромками, ромбовидные, клиновидные. Очевидно, что крыло будет тем лучше, чем больше его подъемная сила и меньше ло­бовое сопротивление.

Геометрическими характерис­тиками профиля (Рис- 4.1 в) яв­ляются хорда, относительная толщина и относительная вогнутость.

Хорда профиля — отрезок прямой, соединяющей две наибо­лее удаленные точки

передней и задней кромок профиля.

Относительная толщи­на профиляс отношение максимальной толщины с_тах

профиля к его хорде b: ĉ= (с_тах/b) 100%. Она влияет на коэффициент лобового сопротивления.

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета ухудшаются Для современных дозвуковых самолетов относительная толщи­на профиля крыла находится в пределах 10—18%, а у сверхзвуко­вых самолетов 2,5—5%. Относительная вогнутость профиля f — отношение стрелы про­гиба средней линии профиля к его хорде

f’=(f _max/b ) 100% .

где f _max—стрела прогиба, т. е. максимальное отклонение средней линии профиля от хорды.

Средняя линия профиля — это геометрическое место точек середин перпендикулярных хорде отрезков между верхними к нижними контурами профиля.

Относительная вогнутость профилей современных самолетов колеблется в пределах 0-4%.

Форма крыла в плане (рис.4. 2.) может быть прямоугольной, эллиптической, трапециевидной, стреловидной и треугольной. Пря­моугольная форма крыла применялась на первых типах самолетов ввиду простоты изготовления. По сравнению же с прямоугольными трапециевидные крылья более выгодны, так как имеют меньшую массу.

Для полетов на дозвуковых скоростях наименьшее индуктивное сопротивление создает крыло эллипсовидной формы.

Рис. 4.2.Форма крыла в плане: 1— прямоугольная; 2 — эллиптическая; 3. 4 — трапециевидная; 5. 6 — стреловидная; 7, 8 — треугольная; 9 - оживальная (готическая)

Но такое крыло сложно в производстве и поэтому редко применяется. На само­летах, летающих с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми ско­ростями, нашли применение стреловидные, треугольные крылья и крылья оживальной формы.

Параметрами, характеризующими форму крыла в плане, явля­ются размах, площадь, удлинение, сужение и стреловидность (рис.4. 2., позиция 6).

Размах крыла ℓ — наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадь крыла S — площадь его проекции на плоскость хорд. Сюда входит и часть площади, вписанной в фюзеляж само­лета и мотогондолы.

Удлинение крыла λ— это отношение квадрата размаха к площади крыла: λ= ℓ²/S. Эта формула справедлива для крыла любой формы в плане. Для прямоугольного крыла λ =l²/S = l²/lb =l/b.

Сужение крыла η —это отношение длины корневой хорды b_корн к длине концевой хорды b_конц.

Стреловидноеть крыла определяется углом стреловид­ности χ, т. е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпенди­куляром к плоскости симметрии самолета, и линией, соединяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25b профилей крыла, считая от носка.

Рис. 4.3. Поперечная стреловидность крыла:

а — положительная; б — отрицательная

Большинство современных самолетов при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоско­стью (рис. 2.6), который называется углом поперечного V. Этот угол считается положительным, если концы крыла приподняты, и отрицательными, если концы крыла опущены. Данный параметр, как будет видно в дальнейшем, оказывает существенное влияние на поперечную устойчивость и управляемость самолета.