Анализ влияния геометрических параметров и формы крыла в плане на его аэродиномические, весовые и жёсткостные характеристи

На долю крыла приходиться значительная часть веса полного лобового сопротивления самолета.

Внешние формы крыла характеризуются:

1.Профилями сечений крыла.

Форму профиля (Рис.5) характеризуют очертания верхнего и нижнего обводов и безразмерные параметры (относительная толщина ; относительное расстояние максимальной толщины по хорде ; относительный радиус кривизны передней и задней кромки )

.

Рис.5. Геометрические характеристики профиля крыла

2.Очертание крыла в плане.

Наибольшее распространение имеет трапециевидная форма крыла в плане обычно с закругленными концами (Рис.6, а).

Трапециевидное крыло характеризуется:

• Удлинение ;

• Сужение ;

• Углом стреловидности по линии фокусов .

Рис.6. Вид в плане и основные размеры крыльев

Крыло называется стреловидным при .

Трапециевидное крыло молого удлинения и большого сужения, имеющее заднюю кромку, перпендикулярную продольной оси самолета, называется треугольным (Рис.6, б).

Увелечение может привести к расну веса крыла из-за увеличения изгибающего момента и уменьшения строительной высоты крыла.

3.Очертание крыла при виде спереди.

Основным параметром характеризующим вид крыла с переди, является угол  между плоскостью хорд крыла и плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета и проходящей через бортовую хорду, характеризует поперечное "V" крыла (рис.7).

Рис.7. Формы крыльев при виде спереди

Значение и знак угла поперечного V крыла -  определяют поперечную устойчивость самолета.

С целью улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости самолета, а также для уменьшения массы крыла, применяется набор по размаху крыла профилей разных типов с различными с,f,х_с их_f . Это так называемая аэродинамическая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

Конструктивно-силовая схема крыла

Легкий военно-транспортный самолет  Ан-26 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и вспомогательной силовой установкой РУ19А-300 (Рис.8) предназначен для десантирования и транспортировки личного состава, различных грузов и боевой техники вооруженных сил, а также для перевозки раненых и больных.

Рис.8. Схема самолета

Крыло самолета – высокорасположенное, свободнонесущее, прямоугольной формы в плане на участке между нервюрами № 7 и трапециевидной формы на участках от нервюр № 7 до законцовок. Крыло имеет разъемы по нервюрам № 7 и № 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). Отъемные части крыла установлены с отрицательным поперечным V крыла для получения хорошего соотношения поперечной и путевой устойчивости самолета, а также снижения интенсивности кренения самолета в сторону отказавшего двигателя. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла - по одному двухщелевому выдвижному закрылку, отъемные части крыла - по две секции элеронов. Стыковка частей крыла между собой осуществляется при помощи профилей разъема (по панелям), фитингов (по полкам лонжеронов) и стыковочных угольников (по стенкам лонжеронов). Большинство элементов конструкции крыла выполнены из алюминиевых сплавов. Стыковка крыла с фюзеляжем и отдельных частей крыла между собой осуществляется болтами и гайками из сталей .

Таблица 2

Общие данные крыла

Параметр	Значение
Размах	29,2 м
Площадь	74,98 м2
Средняя аэродинамическая хорда (САХ)	2,813 м
Удлинение (l)	11,37
Угол поперечного V: на участке центроплана и СЧК на участке ОЧК	0о -2о
Стреловидность по линии  ¼  хорды	6о50
Угол установки крыла	+3о
Количество основных нервюр	2х23
Количество лонжеронов	2

Крыло самолета (Рис.9,10) цельнометаллическое, высокорасположенное  свободнонесущее, имеет прямоугольную форму в плане на участке между нервюрами № 7 и трапецеевидную на остальной части.

С точки зрения силовой схемы крыло кессонного типа, состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров,  образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. Кессон крыла образован лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки.  Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены трансмиссия управления закрылками и тяги управления элеронами.

Лонжероны крыла воспринимают значительную часть изгибающего момента и поперечную силу. При этом пояса (полки) лонжеронов нагружаются осевыми силами, а стенки поперечными силами от изгиба и кручения. Стрингеры воспринимают осевые нагрузки от изгиба, подкрепляют обшивку и работают совместно с ней.

Нервюры крыла связывают в одно целое элементы продольного набора и обшивку и воспринимают касательные напряжения от изгиба и кручения.

Крыло имеет технологические разъемы по нервюрам № 7 и № 12, которые делят его на центроплан 3, две средние части (СЧК)  4 и две отъемные части (ОЧК) 1, 5.

Рис.9. Крыло

где:1,5 – отъемные части крыла; 2,4 – средние части крыла; 3 – центроплан; 6 – корневая секция элерона; 7 – концевая секция элерона; 8,11 – сервокомпенсаторы элеронов; 9 – двухщелевой закрылок; 10 – однощелевой закрылок; 12 – триммер; 13 – законцовка крыла.

Центроплан  состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки, изготовленных совместно со стрингерами. Нижние панели центроплана, верхние, примыкающие к лонжеронам, не съемные, а верхние средние  съемные. Все нервюры центроплана силовые. По нервюрам № 1 и № 2 осуществляется стыковка крыла с фюзеляжем. На нервюрах № 3 и № 4 3 навешены закрылки 10. На нервюрах № 5 и № 6 расположены узлы крепления двигателей и основных опор шасси. В районе нервюр № 4 находятся гнезда под опоры наземных гидроподъемников. Между нервюрами № 1 и № 6 установлены десять мягких топливных баков. На верхней панели обшивки расположены две заправочные горловины топливных баков и четыре люка для датчиков топливомера, а на нижней панели – два сливных крана. К нервюрам № 7 крепятся две средние части крыла.

Рис.10. Схема крыла

где:1,5 – гидроподъемник закрылок; 2,4 – однощелевой и двухщелевой закрылки; 3 – кронштейн подвески закрылка; 6 – монорельс навески закрылка; 7 – сервокомпенсатор элерона;  8,9 – корневая и конфевая сек-ции элерона; 10 –законцовка.

Средняя часть крыла состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон СЧК выполнен герметичным и используется в качестве топливного бака. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки. Верхняя средняя панель является съемной, все остальные панели несъемные. На верхней панели имеются люки для установки датчиков топливомера, заливной горловины, поплавкового клапана перекачки топлива, отверстие для трубопровода дренажа и лючок для топливомерной линейки. На  нижней панели расположены два сливных крана, три топливных насоса,  а также посадочно-рулежные фары ПРФ-4. Нервюры № 8 и № 11 являются усиленными, так как они воспринимают нагрузку от узлов крепления монорельсов 6 (Рис. 10) закрылков. Стенка нервюры № 8а выполнена герметичной, а в верхней ее части имеются отверстия для перетекания топлива и дренажа. На хвостовых частях СЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни ПССО-45М. К нервюрам № 12 крепятся ОЧК.

Отъемная часть крыла по конструкции аналогична СЧК, но ее кессон выполнен негерметичным. На нервюрах № 13, 16, 18, 21 навешены элероны 8, 9 (Рис. 10). В отсеке переднего лонжерона имеются отверстия для выхода теплого воздуха  из носка ОЧК в концевой обтекатель при работе ПОС.  На хвостовых частях ОЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни. К нервюре № 23 крепится концевой обтекатель 13, на котором установлен аэронавигационный огонь БАНО-57, а также  имеются жалюзи для выхода теплого воздуха из носков крыла в атмосферу.

Однощелевые отклоняющиеся закрылки (Рис.11) установлены в хвостовой части центроплана между нервюрами № 2 и № 5. Каждый закрылок состоит из лонжерона, набора нервюр и обшивки.

Рис.11. Однощелевой отклоняющийся закрылок:

где:1 – рама; 2 – задний лонжерон; 3 – кронштейн подвески закрылка; 4 – раскос; 5,  6,  9,  11,  13 , 17 – кронштейны;   7 – щиток;   8 – закрылок;   10 – винтовой подъемник; 12 – направляющая; 14 – обтекатель; 15 – ролик; 16 – петля.

Двухщелевые выдвижные закрылки (Рис.12) установлены в хвостовой части СЧК между нервюрами № 7 и № 12. По конструкции закрылки 5 аналогичны закрылкам центроплана, но к ним в носовой части  с помощью диафрагм крепится профилированный дефлектор 6. К лонжерону закрылка крепятся две каретки и два кронштейна 8 для винтовых подъемников. К заднему лонжерону СЧК 1 в районе нервюр № 8 и № 11 крепятся два изогнутых монорельса4, а между нервюрами № 7 и № 8, № 10 и № 11 – два винтовых подъемника. Выпуск и уборка закрылков производится винтовыми подъемниками, при этом каретки движутся по нижним полкам монорельсов.

Рис.12. Двухщелевой закрылок:

где:1 – задний лонжерон крыла; 2 – раскос; 3 – подкос; 4 – монорельс; 5 – закрылок; 6 – дефлектор; 7 – каретка закрылка;  8 – кронштейн.

Двухсекционные разрезные элероны (Рис.13) установлены в хвостовой части ОЧК на участке между нервюрами № 12 и № 23. Крепятся к заднему лонжерону ОЧК 1: корневые секции в районе нервюр № 13 и № 16, концевые – в районе № 18 и № 21. В конструкцию элерона входит лонжерон, нервюра и обшивка. На корневой секции левого элерона установлены сервокомпенсатор 5 и триммер, а правого только сервокомпенсатор. Сервокомпенсатор состоит из лонжерона, набора нервюр, обшивки и пенопластового наполнителя. Триммер по конструкции аналогичен сервокомпенсатору. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. Предельное отклонение элеронов ограничено упорами на кронштейнах концевых секций элеронов.

Рис.13. Элерон:

где:1 – задний лонжерон крыла; 2 – кронштейн элерона; 3 – обтекатель; 4 – крон-штейн подвески сервокомпенсатора; 5 – сервокомпенсатор.