104. Крыло самолёта. Назначение и основные характеристики

Назначение и требования:

Крыло — несущая поверхность самолета, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы, необходи­мой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, пред­усмотренных ТТТ (Тактико-технические требования). Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей, для размещения топлива, вооружения и т.п. Крыло представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки; каркас — из лонжеронов, стенок и стрингеров (продольный набор) и нервюр (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки и закрылки) для улучше­ния ВПХ (Взлетно-посадочные характеристики) самолета, элероны и интерцепторы — для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны — для крепления двигателей. Внутренний объем крыла часто используется для размещения топливных баков и некоторых агрегатов оборудования. На крыле могут размещаться двигатели, шасси, уста­новки вооружения. Кроме общих требований к крылу в соответствии с назначением предъявля­ются требования возможно меньшего сопротивления в полете, наибольшего приращения коэффициента подъемной силы при применении механизации и обеспечения характерис­тик устойчивости и управляемости на всех режимах полета.

По форме в плане крылья можно разделить на прямоугольные, трапецие­видные, стреловидные и треугольные. На современных – элепсовидные. Прямоугольные и трапециевидные крылья носят название прямых. Прямоугольное крыло обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при поле­те на больших углах атаки. У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициен­та подъемной силы получается на середине полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в докритической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того, прямоугольное крыло проще в изготовлении. В настоящее время прямоугольные крылья применяются лишь на самолетах, у которых требование безопасности полета на малых скоростях, обеспечиваемое в первую очередь сохранением управляемости, является одним из главных (самолеты первоначального обу­чения, сельскохозяйственной авиации и т.п.). Для уменьшения массы такие крылья дела­ются подкосными или в виде коробки крыльев биплана. Трапециевидные крылья нашли широкое применение на дозвуковых самолетах. Для обеспечения потребной центровки трапециевидные крылья могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка ±10°). На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, применя­ются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока над поверхностью крыла, как известно, не равна скорости полета самолета V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и превысить ее. В этих местах возникают скачки уплотнения, что вызывает так называемый волновой кризис, который сопровождается появлением волнового сопротив­ления, падением подъемной силы, изменением положения центра давления.

Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии. Площадь крыла в плане Sкр ограничена контурами крыла. Средняя хорда крыла

где b0 - корневая хорда, м bк - концевая хорда, м

Углом стреловидности x называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды) или по другой линии крыла. Для околозвуковых самолетов она достигает 45°, а для сверхзвуковых - до 60°. Относительной кривизной профиля f  называется отношение максимальной кривизны f  к хорде, выраженное в процентах. Максимальное расстояние от средней линии профиля до хорды определяет кривизну профиля. Средняя линия профиля проводится на равном расстоянии от верхнего и нижнего обводов профиля.

У симметричных профилей относительная кривизна равна нулю, для несимметричных же эта величина отлична от нуля и не превышает 4%. Относительной толщиной профиля с называется отношение максимальной толщины Смакc к хорде, выраженное в процентах:

с = (сmax/b)*100%

Удлинением крыла ℓ называется отношение размаха крыла к средней хорде

λ= ℓ/ b_ср

Если вместо b_ср подставить его значение из равенства, то удлинение крыла будет определяться по формуле

λ= ℓ^2/S_кр

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки

K=Y/X

где Y - подъемная сила, кг; Х - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу значения Y и X, получим

Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15, а для планеров 45-50. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз, а у планеров даже в 50 раз.

Аэродинамическое качество крыла, как видно из формулы (2.18), зависит от тех же факторов, что и коэффициенты Су и Сх, т. е. от угла атаки, формы профиля, формы крыла в плане, числа М полета и от обработки поверхности. Различают следующие формы крыльевых профилей (рис. 3.6): выпукло-вогнутые (а), плосковыпуклые (б), двояковыпуклые несимметричные (в), двояковыпуклые симметрич­ные (г), ^-образные (д), ромбовидные (е) и клиновидные (ж).

Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна. Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля. Относительная толщина

Относительная вогнутость (кривизна)

Выпукло-вогнутый профиль имеет большое значение коэффициента подъемной силы, но обладает большим коэффициентом профильного сопротивления Спр, у него значи­тельно меняется положение центра давления при изменении угла атаки, применение его усложняет конструкцию крыла у задней кромки из-за малой строительной высоты и боль­шой вогнутости. В настоящее время этот профиль на самолетах не применяется. Плосковыпуклый профиль имеет большое значение Суmах при значительно мень­шем, чем выпукло-вогнутый профиль, значении Спр, он удобен в конструктивном отно­шении, но у него также значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки. Этот профиль иногда применяется на малоскоростных самолетах и планерах. Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет малое профильное сопротивление Спр при сравнительно высоких значениях Суmах. Положение центра давления меняет­ся незначительно с изменением угла атаки. В настоящее время такой профиль очень широ­ко применяется на всех типах самолетов. Симметричные профили в сравнении с несимметричными имеют меньшие значения Суmах. Они применяются для крыльев скоростных самолетов и, как правило, для оперения. Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов, летаю­щих с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями. Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений: Cкр=Cпр+Cинд+CВ. Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения: Cпр=CД+Cтр. Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

106. Виды механизации по задней кромке крыла; назначение и принципы работы.

Щитки. Щиток представляет собой непрофилированный элемент крыла, расположен­ный у задней его кромки снизу на участке, не занятом элероном. Различают простые щитки (рис. 7.1, а), отклоняемые в рабочее положение вниз поворотом относительно фиксирован­ной оси вращения, и выдвижные щитки, которые при отклонении вниз одновременно сме­щаются назад (рис. 7.1, б).

Отклонение щитка вниз увеличивает эффективную кривизну профиля, что приводит к росту коэффициента подъемной силы сyа. Из-за большого разрежения, создаваемого в зоне между крылом и щитком, происходит интенсивный отсос пограничного слоя с верх­ней поверхности крыла, что затягивает срыв потока на большие углы атаки. Благодаря этому критический угол атаки крыла с отклоненным щитком очень мало отличается от критического угла исходного крыла. Простой щиток является эффективным средством механизации прямого крыла. Наи­выгоднейшие параметры щитка: хорда bщ=0,2b(крыла), максимальный угол отклонения =60°. В нерабочем положении простой щиток практически не увеличивает лобового сопротивле­ния, что является его достоинством. В отклоненном положении простой щиток дает значи­тельный прирост сх. Это позволяет увеличить угол планирования самолета при посадке и уменьшить длину послепосадочного пробега. Увеличение угла планирования и уменьше­ние длины пробега ведет к сокращению посадочной дистанции. Поэтому простые щитки нашли широкое применение на легких дозвуковых самолетах, имеющих избыточную тягу на взлете, для которых длина взлетно-посадочной полосы и размеры аэродрома определя­ются посадочной дистанцией. Но простые щитки выгодны лишь для самолетов с прямыми крыльями. Эффектив­ность простого щитка резко снижается с увеличением угла стреловидности. На кры­ле большой стреловидности простой щиток совершенно не эффективен. Выдвижной щиток при отклонении одновременно смещается назад. Здесь увеличение су происходит как из-за увеличения кривизны профиля, так и из-за увеличения площади крыла в сечениях, занятых щитком. По этой причине су mах такого крыла больше, чем

крыла с простым щитком. Выдвижные щитки нашли широкое применение на околозвуковых самолетах - истре­бителях со стреловидным крылом. Наилучшей эффективностью обладают выдвижные щитки, у которых хорда bщ≈0,36b, максимальный угол отклонения 60° и сдвигает­ся щиток назад так, что его передняя кромка находится на 90% хорды крыла. Закрылки. Закрылок представляет собой отклоняемую вниз хвостовую часть крыла. Размещаются закрылки на участках крыла, не занятых элеронами. Различают поворотные (рис. 7.3, а), щелевые (рис. 7.3, б) и выдвижные (рис. 7.3, в) закрылки.

При отклонении поворотного закрылка вниз увеличивается кривизна профиля на уча­стке крыла, занятого закрылком, что ведет к росту су. Разница состоит в том, что при отклонении поворотного закрылка критический угол атаки уменьшается на большую величину, чем при отклонении простого щитка. Наивыгоднейшие параметры поворотного закрылка: хорда bз=(0,2...0,35)b и макси­мальный угол отклонения = 40...50°. Поворотные закрылки, уступающие в эффектив­ности другим типам закрылков, применяются очень редко. При отклонении щелевого закрылка между ним и основной частью крыла создается профилированная щель. Проходящий через эту щель воздух сдувает пограничный слой на верхней поверхности закрылка, что затягивает срыв на большие углы атаки. Благодаря этому щелевой закрылок создает больший прирост су, чем поворотный. Недостатком щелевого закрылка является большее, чем у поворотного закрылка, лобовое сопротивле­ние в неотклоненном состоянии из-за наличия щели. Для устранения этого недостатка по­ложение оси вращения и очертание носка закрылка выбираются таким образом, чтобы в неотклоненном его положении щель была полностью закрыта. Щелевые закрылки обыч­но имеют хорду bз=(0,25...0,3)b и максимальный угол отклонения =50...60°. Выдвижной закрылок при отклонении одновременно смещается назад с образованием между крылом и закрылком профилированной щели. Увеличение кривизны профиля, сдув пограничного слоя с верхней поверхности закрылка и увеличение площади крыла приво­дят к росту су mах. Наибольшая эффективность выдвижного закрылка будет при следую­щих параметрах: хорда bз=(0,3...0,4)b и максимальный угол отклонения = 30...40°. С точки зрения прироста су mах эффективность щелевых закрылков примерно равна эф­фективности простых щитков, а эффективность выдвижных закрылков - эффективности выдвижных щитков. Но при отклонении закрылков сх будет меньше, чем при отклонении щитков, причем эта разница особенно заметна на малых углах отклонения. На малых взлетных углах от­клонения закрылка происходит очень небольшой прирост сх при значительном увеличе­нии су, что позволяет уменьшить скорость отрыва и сократить длину разбега. Благодаря этой особенности закрылки нашли широкое применение на тяжелых самолетах, для кото­рых размеры аэродрома определяются взлетной дистанцией. Выдвижные закрылки, несмотря на более сложную конструкцию навески и большую массу, благодаря своей высокой эффективности находят широкое применение на тяжелых скоростных самолетах, имеющих стреловидные крылья. На тяжелых транспортных самолетах широкое распространение получили двухщелевые выдвижные закрылки. Двухщелевые закрылки могут быть с дефлектором (рис. 7.4, а) и двухзвенными (рис. 7.4, б). При отклонении такого закрылка также происходит увеличе­ние кривизны профиля, увеличение площади крыла и сдув с верхней поверхности закрыл­ка пограничного слоя. Но проходящий через две профилированные щели воздух обеспечивает более эффективный сдув пограничного слоя, вызывая безотрывное обтекание до больших углов отклонения закрылка и больших углов атаки крыла. Благодаря этому двухщелевые выдвижные закрылки дают больший прирост сy mах, чем однощелевые выдвижные закрылки.