Геометрические характеристики крыла
Геометрические характеристики крыла – это профиль крыла, вид крыла в плане и спереди. (См. рис. «Основы аэродинамики» стр.163)
Профиль – форма поперечного сечения крыла – характеризуется:
формой: выпукло-вогнутой; плоско-выпуклой; двояковыпуклой -несимметричной, двояковогнутой-симметричной, ромбовидной;
геометрическими характеристиками: хордой (в) - называется отрезок прямой, соединяющей наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля;
относительная толщина (с) - отношение максимальной толщины профиля к хорде
она влияет на лобовое сопротивление крыла. Для дозвуковых самолетов С=10-18%, сверхзвуковых С=2,5-5%;
относительная вогнутость: выражение в % отношения max стрелы пригиба к хорде
,
для современных самолетов
Вид крыла в плане:
удлинение
;
размах крыла,
S
– площадь крыла. Для современных
самолетов с прямым крылом l
= 5-.8.
сужение:
bo
– корневая хорда, bк
– конц. хорда
для стреловидных крыльев;угол стреловидности
(кси):
между кромкой крыла и ^
оси симметрии крыла. Для самолетов c
= 20 – 60%.
Вид крыла спереди определяется углом y поперечного профиля крыла: y - положительный, если концы крыла подняты; y - отрицательный если опущены (между плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью). На нескоростных самолетах y = +2°..+7. У скоростных: y = - 1° до -5° (т.е. отрицательные: у Як-40 y = +5° 30¢).
Наличие поперечного y крыла улучшает поперечную устойчивость самолета.
Вид крыла в плане:
прямоугольные (Ан-2); эллиптические;
трапециевидные (Ил-18, Ан-24, Як-40);
стреловидные (ТУ-134, ТУ-154, Ил-62);
треугольные;
оживальные (готические).
Изменяемая геометрия крыла: при взлете, наборе высоты, дозвуковой скорости, посадке – выгодно иметь прямое крыло. При переходе через звуковой барьер – стреловидное крыло.
Аэродинамические характеристики крыла самолета
Аэродинамическими характеристиками называются зависимости коэффициентов Сух, Сха, К(аэр. кач.) от угла атаки крыла a, скорости подъема, а также их взаимные зависимости. При увеличении угла атаки коэффициент Су а, следственно, и подъемная сила К растет, но до определенного угла атаки, выше которого наблюдается резкое падение Су.
Угол атаки, при котором Су достигает своего максимального значения называется критическим углом атаки aкр. (Падение Су на aкр. объясняется срывом потока и большим вихреобразованием aкр. У современных самолетов составляет 15-20°. На aкр. и близких к нему устойчивость и управляемость самолета резко ухудшается. Эта зависимость справедлива при дозвуковых скоростях. При сверхзвуковых – на Су влияет сжимаемость воздуха.
Угол атаки, при котором Су = 0 (равен нулю) называется углом нулевой подъемной силы a0.
Поляры крыла (см. рис. стр.77 – вверху) - это универсальная характеристика крыла, она строится на основании зависимостей:
)
и
На поляре можно отметить ₤ 0 – угол нулевой подъемной силы, ₤ сх min – угол, при котором Сх=Схmin, ₤ - н.в. – наивыгоднейший угол атаки крыла, при котором качество наибольшее, q - угол качества, ₤ кр. – угол, при котором Су=Суmaxю Если у крыльев max качество – 22, то у самолетов: 17 (нестрелов. крыло), 15 (стрелов. крыло).
Аэродинамические характеристики самолета по форме похожи на аэродинамические характеристики крыла, но при этом должны быть учтены характеристики других частей самолета (фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель). Аэродинамическое качество самолета будет < аэродинамического качества крыла. Для самолета поляра сдвинется вправо по оси Сх, сохраняя форму поляры крыла.