3.4. Форма крыльев на виде спереди

На виде спереди крыло характеризуется углом, который называется углом поперечного V и образуется плоскостью хорд консоли крыла и перпендикуляром к плоскости симметрии самолета (рис. 3.3). Этот угол оказывает влияние на поперечную устойчивость и может меняться в пределах от –7 до +7°.

Рис. 3.3. Форма крыла (вид спереди)

Придание крылу положительного V увеличивает его поперечную устойчивость, отрицательного – уменьшает. Прямым крыльям, как правило, придается положительное поперечное V. Стреловидные крылья имеют отрицательное поперечное V для уменьшения слишком большой поперечной устойчивости на больших углах атаки, вызванной стреловидностью. Крылья типа «чайка» и «обратная чайка» уменьшают сопротивление в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, но более сложны в производстве.

3.5. Конструктивные меры, применяемые для улучшения аэродинамических характеристик стреловидных и треугольных крыльев

Ряд конструктивных мер позволяет в значительной степени уменьшить недостатки крыльев самолетов, летающих на больших скоростях. Практически все меры сводятся к увеличению различными способами несущих свойств концевых участков крыла на больших углах атаки. Основными конструктивными мерами являются установка аэродинамических гребней, крутка крыла, использование крыльев с изменяемой стреловидностью и др. Аэродинамические гребни уменьшают перетекание пограничного слоя вдоль крыла, что устраняет утолщение этого слоя на концевых участках крыла, приводящее к его более раннему отрыву по сравнению с прямым крылом. Крутка крыла может быть геометрической, когда хорды не лежат в одной плоскости, либо аэродинамической, когда крыло набрано из различных профилей. Закручивая концевые участки крыла в сторону уменьшения углов атаки или применяя там более несущие профили, можно значительно ослабить срывные явления. Хорошими аэродинамическими характеристиками в широком диапазоне скоростей обладает крыло изменяемой геометрии, у которого значительная часть консоли может поворачиваться, меняя угол стреловидности (рис. 3.4).

3.6. Нагрузки, действующие на крыло

Крыло, обеспечивая создание практически всей подъемной силы, является высоконагруженной частью самолета. К основным нагрузкам крыла относятся аэродинамические и массовые силы. Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной. Величина расчетной (разрушающей) аэродинамической нагрузки определяется по формуле Раэр = Yр = G × n × f, где G – сила тяжести самолета; n – коэффициент эксплуатационной перегрузки; f – коэффициент безопасности. Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены по линии центров давления крыла (рис. 3.5).

Рис. 3.5. Нагрузки, действующие на крыло

Массовые нагрузки – это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерционные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных полетах, при полете в болтанку или при ударе о землю во время по­садки. Погонные массовые нагрузки конструкции крыла распределяются по размаху так же, как и его масса. Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей через точки, лежащие на 42-45 % хорд от носка крыла.