5. Требования, предъявляемые к проектированию крыльев самолетов и вертолетов

Современные достижения авиационной науки и техники, а также большой опыт в области проектирования, производства и эксплуатации самолетов позволяют сформулировать требования, предъявляемые к конструкциям самолетов. Эти требования целесообразно разделить на общие, обязательные для всех самолетов и их агрегатов, и специфиче­ские, связанные с особенностями назначения агрегатов и их эксплуа­тации.

Общие требования, предъявляемые к конструкции самолетов и вертолетов:

1. Аэродинамические требования. Должны быть определены оптимальные формы, параметры и взаимное распо­ложение узлов, обеспечивающие получение заданных летных и взлетно-посадочных характеристик.

2. Требования прочности. Все силовые элементы и узлы должны иметь достаточную прочность, т. е. выдерживать все виды нагру­зок в соответствии с требованиями норм прочности, которые пре­дусматривают различные случаи нагружения агрегатов в полете, а также при взлете, посадке и движении по аэродрому. Обеспечение статической прочности не является до­статочной гарантией надежности конструкции самолетов. В эксплуа­тации на самолет действуют знакопеременные нагрузки, что обус­ловливает необходимость учитывать влияние работы элементов на усталость, а при полетах на сверхзвуковых скоростях — и влияние аэро­динамического нагрева. Необходимо, чтобы конструк­ции агрегатов наиболее полно отвечали требованиям равнопрочности, т. е. чтобы напряжения в силовых элементах были одинаковыми.

3. Требования жесткости. Необходимо обеспечить сохранение заданной формы агрегатов, не допускать чрезмерных деформаций конструк­ции в полете (прогибов и углов крутки, которые могут привести к воз­никновению опасных вибраций конструкции) и остаточных деформаций.

4. Требование наименьшего веса (массы). При выбранных парамет­рах агрегатов необходимо рационально определить их конструктивно-силовые схемы, причем следует стремиться к эффективному использова­нию усиленных элементов продольного и поперечного наборов крыла.

Малый вес (масса) конструкции агрегатов самолета является одним из основных показателей ее совершенства. Вес конструкции можно уменьшить, делая ее равнопрочной, применяя новые конструкционные материалы, уменьшая количество и размеры несиловых элементов, увеличивая количество функций, выполняемых одним силовым элемен­том, совмещая технологические и эксплуатационные разъемы и т. д.

5. Требования живучести. Под живучестью конструкции агрегатов самолета понимается способность ее выполнять свои функции (выдер­живать нагрузки), не прерывая полета, при частичных разрушениях, произведенных пулями, снарядами, взрывной волной. Применение кон­струкций с работающей обшивкой при изгибе и кручении существенно повышает ее живучесть.

6. Эксплуатационные требования удовлетворяются целым комплек­сом качеств конструкций агрегатов и самолета в целом. К такому ком­плексу относятся: надежность, хороший доступ ко всем частям и деталям, подлежащим теку­щему и периодическому осмотру и обслуживанию; возможность ремонта конструкции; возможность хранения самолета под открытым небом и эксплуатации его в различных метеорологических условиях; соответствие компоновки самолета особенностям его назначения, возможность быстро производить его загрузку и разгрузку;

7. Требования по производственно-технологическому комплексу. Конструкция агрегатов и узлов должна быть рассчитана на возмож­ность применения наиболее прогрессивных и экономичных технологи­ческих процессов при данном объеме производства.

Наряду с общими требованиями к крылу предъявляются специфические требования, вытекающие из его назначения:

1) возможно меньшая величина c_xS на эксплуатационных режимах полета, включая трансзвуковую зону;

2) возможно большее значение коэффициента подъемной силы С_уmax, а следовательно, и произведения С_уmax ∙S_кp, что позволяет само­лету совершать посадку на безопасных скоростях, а также летать на больших высотах;

3) высокое значение аэродинамического качества k=c_y/c_x, что весь­ма необходимо для повышения несущей способности крыла.

Сопротивление крыла составляет примерно 30—40% общего лобо­вого сопротивления самолета. Уменьшение коэффициента лобового сопротивления с_х крыла до­стигается рациональным выбором внешних форм, уменьшением относи­тельной толщины крыла, уменьшением шероховатости и т. п.

Выполнение отдельных требований может обеспечить решение не­скольких задач. Но более характерна другая сторона взаимосвязи требовании, противоречивость. Например, уменьшение относительной, толщины профиля крыла желательно с точки зрения лобового сопро­тивления, но уменьшение в результате этого