книги из ГПНТБ / Конструкция летательных аппаратов учебник

ризующие его внешние формы, не только определяют аэродина­ мические овойства крыла, но и существенно влияют на его весо­ вые и жесткостные характеристики при заданных площади кры­ ла S и подъемной силе Y.

тельные высоты сечений.

34. Рациональные внешние формы крыла зависят от назна­ чения летательного аппарата и тактико-технических требований, предъявляемых к нему. При выборе внешних форм в основном руководствуются соображениями аэродинамики и динамики по­ лета и необходимостью обеспечения достаточных прочности и же­ сткости крыла при минимальном весе.

На дозвуковых самолетах наибольшее распространение полу­ чили прямые крылья больших удлинений, набранные из толстых

вогнутых профилей (Х = 6ч-9; с = 0,12 -г- 0,16).

На околозвуковых самолетах широко применяются стрело­ видные крылья больших удлинений, набранные из М устойчивых

профилей небольшой относительной толщины (Х=4-^5; с= 0,06-^ -*-0,09).

На сверхзвуковых самолетах применяют крылья малых удли­ нений (X <3) различных форм в плане, набранные из тонких

профилей ('с= 0,03-ь Э,05). Наибольшее распространение полу­

41

чили крылья треугольной формы в плане, которые к тому же имеют весовые и жесткостные преимущества.

На некоторых современных самолетах находят применение крылья изменяемой в полете стреловидности (фиг. 2.2) [2].

§2.3. НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО,

ИСИЛОВЫЕ ФАКТОРЫ В ЕГО СЕЧЕНИЯХ

35.На крыло в полете действуют следующие основные виды нагрузок (фиг. 2.3): распределенные воздушные силы qB, рас­ пределенные массовые силы конструкции дкр и сосредоточен­

крепления крыла к фюзеляжу.

Реакции

фюзеляжа

Ф и г . 2.3

42

Для того, чтобы определить силовые факторы, действующие

всечениях крыла, необходимо знать:

—величины, направления и распределение по размаху и хор­ дам крыла воздушных и массовых сил конструкции крыла;

—величины, направления и точки приложения массовых сил от агрегатов, размещенных в крыле (на крыле).

36. Воздушная нагрузка крыла. Во всех полетных случаях на­ гружения нормы прочности задают эксплуатационную величину подъемной силы крыла: Y3= n 3G, где G — полетный расчетный вес самолета. Таким образом, задается не полная аэродинамиче­ ская сила крыла Р 3„, а только часть ее.

Полная аэродинамическая сила крыла будет равна (фиг. 2.4):

р в * f n 3G ^ r P G .

Погонная расчетная воздушная нагрузка qB вдоль размаха кры­ ла I определяется по формуле

43

грузка крыла распределяется по его размаху пропорционально хордам

npG Ъ, S

где S — площадь крыла с учетом его подфюзеляжной части; b — текущее значение хорды крыла.

Такое распределение воздушной нагрузки по размаху крыла на больших числах М полета близко к действительному, а на ма­ лых числах М полета дает некоторую ошибку, идущую в запас прочности.

У плоских треугольных крыльев при дозвуковых и околозву­ ковых скоростях значения Гпл по размаху таковы, что в прибли­ женных расчетах можно принять Гпл = const= l. В этом случае погонная воздушная нагрузка по размаху треугольного крыла будет постоянна:

npG

qB= ------ = const.

Принятое допущение дает ошибку, идущую в запас прочности. При сверхзвуковых скоростях для плоских треугольных крыльев в приближенных расчетах можно принять, что воздушная нагруз­ ка по размаху пропорциональна хордам.

Направление погонной воздушной нагрузки qBв каждом се­ чении крыла определяется утлом [3, который образует равнодей­ ствующая воздушных сил сечения с нормалью к плоскости хорд крыла (см. фиг. 2.4):

|3 = 0 - а ,

где а— угол атаки сечения крыла;

@= a rc tg /-^ j

\ Су /сеч

Очевидно, что в различных сечениях крыла углы ^ будут разны­ ми. Однако в приближенных расчетах полагают, что углы [3 оди­ наковы во всех сечениях крыла.

Точками приложения погонной воздушной нагрузки qB явля­ ются центры давлений сечений крыла.

44

При неотклоненных элеронах положение центров давлений по хордам во всех сечениях крыла, не занятых мотогондолами, на­ ходится по формуле

ного сечения крыла с учетом сжимаемости;

mZuсеч сж — коэффициент момента для профиля данного сече­

/л?

Положение центров давлений в сечениях крыла, проходя­ щих через элерон, при отклоненных элеронах и в сечениях кры­ ла, занятых мотогондолами, определяется по формулам, давае­ мым в нормах прочности.

37. Суммарная массовая сила конструкции крыла равна:

45

жести сечений крыла. Расстояние хт от носка до центра тяже­

ной силе Р„, и приложена в центре тяжести агрегата. На крыло эта сила передается в узлах креп­ ления агрегата.

38. Погонные воздушная массовая нагрузки крыла могут быть заменены одной эквива­ лентной или суммарной погонной нагрузкой (фиг. 2.6):

Я = <7в~ <7кР = <?вО — 2кР).

Расстояние х„ от носка сечения крыла до точки приложения q находится из условия равенства нулю моментов всех сил сечения относительно точки О:

39. Силовые факторы в сечениях крыла. В каждом сечени крыла, перпендикулярном его оси жесткости, от погонной на­ грузки q и массовых сил агрегатов Р агр, размещенных в крыле, действуют три внешних силовых фактора (фиг. 2.7):

— поперечная сила Q, которую считаем приложенной в цент­ ре жесткости сечения и направленной под углом к нормали к плоскости хорд крыла;

— изгибающий момент М, вектор которого направлен под уг­ лом к плоскости хорд крыла;

— крутящий момент /Пк, вектор которого направлен перпен­ дикулярно сечению крыла.

Этим внешним силовым факторам, как известно, соответству­ ют одноименные внутренние силовые факторы.

Обычно в рассмотрение вводят другую систему внешних си­ ловых факторов, для чего вектор Q и вектор М раскладывают по

46

двум направлениям связанных с конструкцией крыла осей х и у — по направлению хорды и нормали к хорде (см. фиг. 2.7).

Таким образом, получается пять внешних силовых факторов:

—поперечная сила Qr и изгибающий момент /Иг, действую­ щие в плоскости хорд крыла;

—поперечная сила QB и изгибающий момент Л4В, действую­

щие в плоскости, перпендикулярной плоскости хорд крыла;

— крутящий момент УИК, действующий в плоскости сечения крыла.

где b — хорды спрямленного крыла, измеряемые по нормали к оси жесткости.

47

В этом случае поперечная сила в сечении х—х от погонной нагрузки q пропорциональна площади отсеченной части крыла 5 0ТС (см. фиг. 2.8). Следовательно,

Q = npG ( l - y ^ - S P arp,

где Р агр — массовые силы агрегатов, размещенных в отсечен­ ной части крыла.

Изгибающий момент в том же сечении крыла равен:

M = n?G(\ - S 4,)% S rf - E /> irpe.

где d — расстояние от центра тяжести площади отсеченной ча­ сти крыла (точка Д) до сечения х—х (см. фиг. 2.8); е — расстояние от центра тяжести агрегата (точка Е), разме­

щенного в отсеченной части крыла, до данного сечения х—х

(см. фиг. 2.8).

Равнодействующая погонной нагрузки q, действующей на от­ сеченную часть крыла, приложена в точке С, находящейся на ли­

48

лии нагружения в сечении, проходящем через центр тяжести площади (точка D) отсеченной части крыла (см. фиг. 2.8). Сле­ довательно, крутящий момент в сечении х—х равен:

с = { х ж— х и)Ьф

где bd— хорда спрямленного крыла в сечении, проходящем че­ рез центр тяжести площади отсеченной части крыла;

х ж— — — расстояние в долях хорды от носка до центра жест-

Ъ

кости сечения (см. фиг. 2.6).

4. Изд. .V» 5337