Проектирование агрегатов самолета Проектирование крыла

Также как и проектирование любого агрегата требует выбора критерия оптимизации, отражающего влияние параметров агрегата на характеристики самолета, как системы высшего уровня.

Конкретно для крыла.

W_кр=А +В +С +D …

Здесь: А, В, С, D, - «Весовые» коэффициенты и показатели степени, являющиеся индивидуальными для каждого проектируемого самолета и отражающие взаимные связи ТТТ и параметров .

Более простой вид критерий принимает при фиксации (замораживании) некоторых параметров.

Например:

В процессе проектирования возможна последовательная оптимизация параметров.

При проектировании крыла ищутся, как правило, компромиссные решения, учитывающие требования снижения массы и улучшения аэродинамики.

Основные геометрические параметры крыла.

	В общем случае	Для трапециевидного крыла
Площадь крыла
Средняя аэродинамическая хорда (bсах)
Начало bсах

Y_a – аналогично;

Для крыла состоящего в плане из нескольких трапеций определяются b_a и x_a для каждой

i

От «0» дист.

-той трапеции, затем:

Выбор оптимальных параметров крыла.

Может производиться путем последовательного решения ряда оптимизационных задач ( и т.д.).

Критерием оптимизации является взлетная масса самолета при условии выдерживания ЛТХ , при p и .

Например, значение определяется следующим образом:

1. Выбирается значение заведомо меньшее среднестатистических значений.

2. П ри увеличении вес крыла увеличивается на , что в свою очередь, (при условии сохранения ЛТХ,p, и т.п.) вызовет увеличение взлетной массы на . Соотношение æ_m называется коэффициентом роста массы и определяется æ_m = ; æ_{m 2(до10)} значения даны в [1] стр.54

3. С другой стороны увеличение приводит к росту аэродинамического качества

за счет снижения С_хi, а это в свою очередь позволяет снизить m_o (из-за уменьшения топлива, размерности самолета и т.п.) на .

Соотношение æ_к называется коэффициентом изменения взлетной массы по аэродинамическому качеству.

æ_к= (L,V_крейс,C_p,m_i и т.п.)

Итоговая зависимость позволяет выявить значение .

А налогичным образом определяются оптимальные значения других параметров крыла ( ) а также оптимальные значения параметров других агрегатов.

Влияние геометрических параметров крыла на его аэродинамические и весовые характеристики.

Геометрические параметры крыла	Обозначения и определения	Схема определения	Влияние на поляру и аэродинамические характеристики (с увеличением параметров)		Влияние на массу	Значения для современных крыльев
1.Кривизна профиля					Не влияет	0 - 0,06 (до 6%)
2.Относительная толщина профиля						0,08-0,16 дозв. 0,03-0,06 св.зв.
3.Удлинение						7-8-9 дозв. 2-4 св.зв.
4.Сужение						2-3 дозв. ~ - св.зв.
5.Стреловидность						0-35о дозв. 0-70о св.зв.

Особенности обтекания стреловидного крыла.

• Концевые части стреловидного крыла несут большую нагрузку С_{y сеч}, чем корневые за счет перетекания вихревой пелены по скошенной передней кромке (подобной вихревой пелене треугольного крыла)

Аналогичная картина наблюдается при увеличении сужения крыла

• В свою очередь С_{y max сеч} сечений уменьшается от корня к концу в связи с уменьшением относительной толщины профилей

• Сочетание С_{y сеч} и С_{y max сеч} приводит к развитию срыва потока первоначально на концевых частях крыла. Пограничный слой движется от корня к концам крыла, усиливая эту тенденцию.

Причина продольного перетекания пограничного слоя по крылу – сдвиг эпюр разряжения на стреловидном крыле.

Развившийся на концах стреловидного крыла срыв приводит к увеличению кабрирующего момента, образованию «ложки» на кривой m_z=() и ухудшению продольной устойчивости.

В критических случаях (например, сильный порыв) может наступить срыв на всем крыле (пример - Ту-104).

Линии тока по стреловидному крылу формируются под воздействием изменения нормальной составляющей скорости V_N.

В средней части стреловидного крыла линии тока могут интенсивно изгибаться. Здесь происходит «серединный эффект», т.е. стреловидное крыло работает как прямое.

Увеличить М_кр и снизить С_{х волн} в средней части крыла можно за счет использования «наплывов». Вредное влияние «концевых эффектов» (С_х ) снижается путем установки законцовок типа Уиткомба или концевых шайб.

Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев.

1. установка на концах крыла более несущих профилей, в корне крыла – менее несущих (перевернутых) – «аэродинамическая крутка» крыла.

2. геометрическая крутка крыла – на концах крыла _устан уменьшается.

использование аэродинамических ребер – изменяет течение вихревой пелены по носку.

Аналогичным образом действуют:

4. «клюв» на передней кромке крыла

5. «запил» на передней кромке крыла

В случае использования перечисленных методов, кроме того, происходит сбрасывание или отсасывание пограничного слоя перетекающего вдоль крыла.

Для сообщения пограничному слою дополнительной энергии и предотвращения его отрава иногда используют турбулизаторы.

Мероприятия 1, 2, 4, 5 предпочтительнее 3, т.к. не увеличивают массу крыла и С_{х трения} и обладают свойством автомодельности, т.е. вихрь автоматически «подстраивается» под местную линию тока на различных режимах полета.

Ранее для этих же целей применяли серповидные крылья, но они сложны в производстве.

Особенностью обтекания треугольного крыла является наличие вихревой пелены, перетекающей по передним кромкам на верхнюю поверхность крыла и сворачивающийся с концевыми вихрями в два мощных концевых жгута. Эти жгуты индуцируют на верхней поверхности дополнительную скорость, отсасывают пограничный слой и увеличивают тем самым несущие свойства крыла.

Для треугольных крыльев характерны повышенные углы атаки, особенно на взлетно-посадочных режимах и несколько большая площадь.

На треугольных крыльях имеется небольшой сдвиг фокуса при переходе на сверхзвук (-15% вместо 25% у стреловидного крыла)

Прямая задняя кромка увеличивает эффективность механизации треугольного крыла; большая бортовая хорда позволяет уменьшить Сх_в.

Треугольное крыло жестче и легче стреловидного. Крыло с изломом позволяет за счет вихря увеличить Су.

Сравнение крыльев прямой и обратной стреловидности.

Прямая стреловидность + ГО

(КПС)

• Снижение С_{х волн},  М_кр по сравнением с прямым крылом

• Повышенная путевая и поперечная устойчивость

• Ограниченная маневренность (из-за концевых срывов)

• Компоновка с точки зрения графика площадей затруднена

Обратная стреловидность + ПГО

(КОС)

• Путевая и поперечная устойчивость хуже  необходима автоматика для их поддержания; увеличенная S_ВО

• Маневренность выше

• Удобная компоновка с точки зрения графика площадей

• Крейсерские характеристики с учетом балансировки на 5-7% лучше чем у крыла прямой стреловидности с ГО

• Благоприятное влияние ПГО на обтекание крыла (С_у^ ; _кр )

• Благоприятное распределение нагрузки по размаху крыла; нет опасности глубокого срыва

• Снижение критической скорости дивергенции.

Крыло изменяемой стреловидности

Применяется на современных многорежимных самолетах для улучшения аэродинамических характеристик в широком диапазоне скоростей

О сновная проблема – уменьшение смещения фокуса крыла при изменении стреловидности. Из условия (Х_f)min выбирают относительный размах оси вращения - _о.вр..

Узлы вращения крыла:

f₁

f_конс

R

Другие способы снижения Х_f:

• поворотное (скользящее) крыло:

• многошарнирное крыло:

• крыло со скользящими шарнирами: