Механизация крыла.

Механизация необходима для повышения несущих свойств крыла на взлетно-посадочных режимах и снижения тем самым V_отр, V_зп, V_пос. и следовательно, вероятности летного происшествия W_ЛП.

Увеличение несущих свойств крыла достигается:

Принцип	Конструктивная реализация
Увеличение площади крыла (откатной щиток)
Увеличение кривизны крыла (отклоняемый безщелевой закрылок)
Использование эффекта щелей (щелевой закрылок) -  циркуляции
Сообщением пограничному слою дополнительной энергии и предотвращением его отрыва (щелевые виды механизации)

Чаще всего используется комбинация перечисленных методов.

Зависимость C_{y max} от типа используемой механизации крыла.

Влияние количества щелей на максимальный угол безотрывного отклонения закрылка:

nщелей	закр.max.
1	300
2	450
3	600

Иногда, для  m_кр выбирают более простой тип механизации.

№	Тип механизации крыла	СХЕМА	Cy max.	крит
1	Исходный профиль без механизации		1,4	150
2	Крыло с предкрылком		2,1	250
3	Крыло с 1-2х щелевым закрылком		2,3	130
4	Крыло с предкрылком и 3х щелевым закрылком		3,2 (4)	200
5	Энергетические виды механизации		5-8	200

Энергетические методы обеспечения короткого взлета и посадки.

Сдув пограничного слоя
Отсос пограничного слоя
Реактивный закрылок
Обдув закрылка винтом
Обдув закрылка ДТРД снизу
Обдув закрылка ДТРД сверху
Эжекторный закрылок
Струйный закрылок
Поворот вектора тяги
Установка подъемных двигателей

Действие энергетических средств механизации основано на:

• сообщении дополнительной энергии пограничному слою;

• увеличении циркуляции вокруг профиля;

• создании дополнительной вертикальной тяги.

«Мощность» механизации крыла зависит от количества двигателей установленных на самолете.

Ранее имели:

• для 2-х двигательного самолета

• для 3-х двигательного самолета

• для 4-х двигательного самолета

задаваясь значениями К, построим график

Если бы самолеты с различными N_дв имели бы одинаковое взлетное качество, то их потребные тяговооруженности отличались бы на очень большую величину.

Поэтому конструктор стремиться снизить величину для наиболее надежного 2-х двигательного самолета повышая его взлетное качество путем совершенствования механизации т.е. снижать S_кр и увеличивать C_y.

Э то приводит к тому, что в процессе взлета и разгона в воздухе качество и избытки тяги 2-х двигательного самолета увеличиваются, а у 3х-4х двигательных падают.

Последнее обстоятельство также делает взлет 2-х двигательного с-та более безопасным.

Необходимо учитывать влияние на безопасность взлета схемы уборки шасси (154  204).

М еханизация крыла влияет на поляру следующим образом (см. график).

К_max имеет, как правило, крыло без механизации (точнее с убранной механизацией)

О сновным показателем эффективности механизации является зависимость К=(С_у).

Выделим зоны эффективного использования крыла для различных участков полета:

1. зона крейсерского полета; необходимо:

значение К_max , _з = 0⁰ _пр = 0⁰

2. зона взлета; необходимо:

С_{у отр} для снижения V_отр и снижения L_разб

К_наб для увеличения _наб и снижения L_{возд. уч-ка.}

_з = 20⁰ _пр = 10⁰

3. зона посадки; необходимо:

 значение С_{у пос} для  V_пос и L_проб

_з = 35⁰ _пр = 20⁰

ОПЕРЕНИЕ САМОЛЕТА.

Вопросы размещения ГО относительно крыла фюзеляжа были рассмотрены в разделе «Аэродинамическая компоновка».

Определение потребных значений А_ГО и В_ВО.

Из «Динамики полета» известно, что степень продольной статической устойчивости самолета по перегрузке определяется производной .

…….*)

Следовательно, необходимый сдвиг фокуса за счет ГО, обеспечивающий нормируемый запас статической устойчивости определится как:

С другой стороны:

,

где:

- коэффициент торможения потока

- производная, учитывающая изменение  при изменении .

- коэффициент статического момента ГО

Таким образом, выражения *) и **) однозначно устанавливают связь между и A_ГО.

Для определения A_ГО пользуются методом граничных линий (строят «крест») в следующем порядке:

1

1. Задавшись любым значением A_{ГО i} с помощью выражения **) определяют и через строят линию 1;

2. Откладывают нормированный запас статической устойчивости и получают граничную линию 2;

3. С помощью уравнения моментов:

для заданных X_T1 и X_T2 определяется A_ГО необходимый для балансировки самолета в случаях:

• взлета с отклоненной механизацией крыла;

• посадки с отклоненной механизацией крыла;

• отрыва носовой стойки шасси от ВПП при взлете;

• max перегрузки при маневре

наибольшее потребное A_ГО из этих случаев даст линию 3.

4. откложив от линии 3 запас по балансировке (он также нормируется) получим граничную линию 4;

5. Задавшись эксплуатационным диапазоном разбежки центровки получаем искомое значение A_ГО;

Расширить эксплуатационный диапазон центровок можно за счет:

• увеличения несущей способности оперения (С_у^_ГО  при увеличении _ГО );

• использования переставного стабилизатора.

Для схемы «утка» A_ГО определяется аналогичным образом:

При этом допустимый диапазон центровок меньше, чем у самолетов «классической» схемы.

Величина статического момента вертикального оперения определяется также с помощью метода граничных линий, которые учитывают необходимость обеспечения:

1. взлета с одним отказавшим двигателем (критическим);

2. посадки с боковым ветром (W_z=15 м/сек);

3. заданной степени гармонических колебаний по крену и рысканию

= [ ( - каппа)

большие  - раскачка с крыла на крыло;

малые  - спиральная неустойчивость.

При выполнении указанных условий, как правило, обеспечивается и путевая статическая устойчивость (m_y^0).