§ 2. Компоновка внешних форм крыла

Под компоновкой внешних форм крыла – аэродинамической компоновкой понимается выбор и взаимная увязка внешних очертаний крыла и сопряжения крыла с фюзеляжем.

Целью аэродинамической компоновки является реализация в первую очередь аэродинамических требований к крылу, с учётом других технических требований.

Аэродинамическая компоновка крыла входит в комплекс аэродинамической компоновки всего самолёта. Поэтому при окончательном выборе параметров крыла должны быть учтены формы и расположение других частей самолёта.

1. Внешние формы крыла

Внешние формы крыла характеризуются:

а) профилями сечений крыла;

б) очертанием крыла в плане;

в) очертанием крыла при виде спереди;

г) размерами крыла и схемой расположения его частей (моноплан, биплан).

Внешние формы крыла современного самолёта – результат длительного процесса их совершенствования. Развитие внешних форм крыла связано с улучшением лётных характеристик самолётов, внедрением в самолётостроение новых материалов и совершенствованием силовых схем и конструкций.

Рассмотрим влияние основных параметров, характеризующих внешние формы крыла, на свойства крыла и самолёта.

Профили сечений крыла

Форму профиля характеризуют очертания верхнего и нижнего обводов и следующие безразмерные основные параметры:

относительная толщина профиля ; относительное расстояние максимальной толщины по хорде ; Рис.2.1. геометрические

характеристики профиля.

относительная вогнутость (кривизна) профиля ; относительное расстояние максимальной вогнутости по хорде ; относительный радиус кривизны передней (задней) кромки .

Профили обычно задаются для сечений крыла, взятых по полёту или перпендикулярно линии фокусов. В соответствии с расположением сечения измеряется длина хорды b. (См. рис. сечения крыла). На рисунке обозначены: с – максимальная толщина профиля; f – максимальная вогнутость профиля; r – радиус кривизны передней кромки; b – длина хорды; х_с и х_f – расстояния от носка профиля до максимальной толщины и максимальной вогнутости: 1 – аэродинамическая хорда; 2 – геометрическая хорда; 3 – средняя линия профиля.

А э р о д и н а м и ч е с к о й х о р д о й п р о ф и л я (хордой нулевой подъёмной силы) называется хорда, проходящая через заднюю кромку профиля параллельно направлению потока, при котором с_у = 0. Кривизна профиля увеличивает угол α₀ между геометрической и аэродинамической хордами (см. рис. 2.2). Для симметричного профиля геометрическая и аэродинамическая хорды совпадают и α₀ = 0. Типы профилей сечений крыла (рис. 2.3) и их параметры подбираются в соответствии с намечаемыми лётными данными самолёта.

Для крыльев дозвуковых самолётов (М<0,8) применяются сравнительно толстые несущие профили с закруглённой передней кромкой. Средние значения важнейших параметров этих профилей: .

Крылья с такими профилями имеют высокие значения с_уmax и небольшое профильное сопротивление, которое при дозвуковом обтекании мало зависит от толщины профиля (рис. 2.4, а). Толщина профиля обеспечивает приемлемые объёмы для размещения в крыле топлива, шасси, двигателей и

достаточную строительную высоту крыла.

Рис. 2.2. Влияние вогнутости профиля

на зависимость С_у=f (α) и величину угла

подъёмной силы: 1 – для несимметричного

профиля; 2 – для симметричного профиля.

У симметричных профилей α_о = 0.

Для крыльев околозвуковых и сверхзвуковых самолётов¹ применяются специальные более тонкие симметричные профили.

Повышение аэродинамичес-кого качества треугольного кры-ла может быть достигнуто при-менением с целью уменьшения индуктивного сопротивления изгиба вниз носка профиля, возрастающего по направлению от корня к концу крыла (кони-ческая кривизна крыла).

Значения важнейших параметров профилей для крыльев околозвуковых само-лётов - , для крыльев сверхзвуковых самолётов - > 0,5; .

Крылья с такими профилями обладают высокими значениями М_крит и небольшим волновым сопротивлением при переходе через скорость звука. Существенными недостатками тонких крыльев являются малые значения С_уmax. Уменьшение относительной толщины при малых хордах крыла уменьшает внутренние объёмы крыла и его строительную высоту балки крыла, что ведёт к увеличению веса его конструкции.

Влияние толщины профиля на вес крыла можно объяснить следующим образом. Если крыло представить как балку с высотой Н, нагруженную изгибающим моментом М_изг., то усилие в поясах балки (см. гл. 3, § 6 уч. Воскобойник М.С, - Миртова К.Д.)

.

Если принять, что в определённом сечении , разрушающий изгибающий момент - , а разрушающее напряжение σ_разр, то потребная для обеспечения прочности площадь сечения пояса балки крыла

.

Из этого выражения видно, что при заданном b увеличение приводит к уменьшению потребной F, а следовательно, и веса балки.