Учебник Житомирский (553622), страница 10
Текст из файла (страница 10)
1.4. Однако наибольшее распространениее получили ли шь крылья, представленные нэ рис. 2.2: прямые крылья — прямоугольное (рис. 2.2, а) и трапециевидное (рис. 2 2, б); крылья прямой (рис. 2 2, 8), обратной (рис. 2 2, г) и изменяемой в полете (рис. 2.2, е) стреловидиости, крылья как часть интегральной схемы с фюзеляжем (рис 2.2, ж), треугольные крылья (рис. 2.2, д).
На этом же рисунке показаны и их основные геометрические параметры. П а р а м ет р ы к р ыл а, характеризующие крыло при виде в плане. площадь крыла 5, размах 1, центральная хорда Ьо, бортовая хорда Ьб, концевая хорда Ь„, угол ~~ловидности — угол между перпендикуляром к плоскости симметрии самолета и линией передней кромки крыла т или линией одной четверти хорд т1~~, удлинение крыла А=1 /5, сужение крыла т1= Ьь/Ь,. В 2 соответствии с положением и названием хорд Ьо, Ьб и Ь„называются сечения крыла (центрэльнос, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях.
Часть крыла у разъема (где бы он ни был), обращенная к оси фюзеляжа, называется корнеВОЙ частью крыла, э иэ и роти во ПОлОж но м ко нце крылэ— концевой частью. Перечисленные параметры вместе с Ы ОтносительноЙ 'ГОлщиной профиля кры~67ФЮ~У ь лфм45' ла с=с„„„/Ь (с„,„, — максимальная тол- щина профиля, Ь вЂ” хорда) определяют аэродинамические характеристи- КИ КРЫЛЭ И СущЕСТВЕННО ВЛИЯКЛ' НЭ ЕГО весовые и жесткостные характеристики. 2.2.1. Анализ влияния геометрических параметров крыла нэ его весовые н жесткостные хэрэктернстнкн. Срэвне- ние по массе н жесткости крыльев, отличающихся значением одного из геометрических параметров А, т1, т, е при ПОстОянных зиачениях остальных и при заданной нагрузке би',„~ и площади крыла 5, показывает, что крыло с меньшим значением удлинения л, или Рнс.
2.2. Формы крыльев в плане. Геометркческие параметры крыла. д Ю ю юг,» Рис 23 Зависимость с„,-~(а, Л) 46 ~ЮРУ О Ю Рис 2 4 Завнснмость с„= ~(а Х) стреловндиости у, с большими значениями сужения и или относительной тол щины с будет Обладать меньшей массой и большей жесткостью С уменьшением значений Х уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла М=АЬ (уменьшаются плечи Ь до точек приложения равно- действующеЙ аэродннамических сил К, см рис 1 23, й) и ВОзрастает Высота бортового сечения крыла, так как увеличивается длина бортовой хорды Последнее приводит к уменьшению сил 5 в поясах лонжеронов и панелях крыла, что позволяет уменьшить их массу С увеличением высоты сечений Возрастают и моменты инерции сечений„определяющие жесткость крыла Все это и приводит к уменьшению массы крыла и повышению его жесткости С уМеиьшЕниЕм ЗначЕниЙ ~ уМЕНЬШЭЕтся СтроиТЕЛЬНая дЛИНЭ КрЫЛа и, вследствие этого, уменьшаются изгибающие моменты Масса тако~о крыла уменьшается, а жесткость — возрастает При увеличении значений т1 уменьшаются изгибающие моменты в бортовом сечении крыла (уменьшаются плечи до точек приложения равнодействующей аэродинамических сил), а хорда и, о1сюда, высота этого сечения возрастают Масса крыла уменьшается, а жесткость возрастает Прн увеличении значений с возрастает высота бортового сечения крыла, что приводит к уменьшению сил 5 от изгибающего момента М, уменьшению массы крыла и возрастанию его жесткости 2.2.2.
Анализ влияния геометрических параметров крыла иа аэродинамические характеристики. В л и я н и е у д л и н е н и я Х на коэффициен1 подъемной силы с„„показано на рис 2 3 с уменьшением Х ухудшаются несущие свойства крыла — падает значение дс„ /Ия=с„, Зто падение с„', может быть компенсировано либо увеличением скорости полета, либо увеличением площади крыла 5, что потребует дополнительных затрат массы Влияние удлинения А на коэффициент лобового сопротивления с, сказывается на дозвуковой скорости через коэффициент индуктивного сопротив. ления с„, = с'„,ДпХ,ф~, но его доля па сверхзвуковых скоростях резко уменьшается„уступая место волновому сопротивлению Последнее уменьшается с уменьшением Х Отсюда крылья малых удлинений (Х«:-31 н,зшли основное применение на свсрхзв~ковых самолетах Для уменьшения сопротивления этих самолетов их крылья набраны из тонких сверхзвуковых профилей, имеющих значения с= 0,03 0,05 Для тя келых пассажирских и грузовых самолетов, летающих на больших ВысОтах и дОЗВуковых скоростях, потребные для полета Значения с~а Велики, Отсюда для снижения с~щ и увеличения аэрОдинамического качества К=с„~с„, определяющего экономичность и дальность полета, на этих самолстах применяются крылья с больши~~ удлинениями и большОЙ ОТНОсительной б РФ дЕ 7Я У6 Ж Рн~ 25 Завнснмо~ть с„=~(К.
Х) П 6 Рис 2 6 Зависимости Г = ~(г, ч) (а1 и 1„, ~(л, Ц (6) толщииои (1=6 9, с=0,12 0,161 Применение КМ позволяет еще больше увеличивать значение Х, компенсируя связанное с этим увеличение массы и снижение жесткости констр~кции крыла Влияние угла стрелов ид ности т на с„„и с„, показано на рис 24 и 25 Несмотря на снижение с„, с увеличением х очень сильно снижается на сверхзвуковых скоростях значение с„, что и приводит к применению на большинстве сверхзвуковых самолетов стреловидных н треугольных крыльев с больщой Стреловидностью Стреловидность крыла является средством для повышения значений М.р (см рис 2 51 Однако неравномерность распределения воздушной нагрузки по размаху крыла (на рис 26 приведены зависимости циркуляции Г. от т1 и т по размаху крыла г~ и перетекание пограничного слоя от середины крыла к его концам приводят на стреловидном крыле к возникно в~ни~ конц~в~х срывов на больших углах атаки, потере поперечноЙ устоЙ чивости и поперечной управляемости самолетом, так как элероны оказываются в зоне срыва Появление концевых срывов на крыле вызывает появление кэбрирующих моментов, что Вл~~ет нэ п1~~ольную ус~ОЙ~~ВОс~ь самОлетэ При увеличении т возрастакл углы атаки, соответствующие с, что затрудняет реализацию больших с„, при взлете и посадке самолета, так как требует увеличения длины стоек шасси.
В л и я н и е с у ж е н и я т1 сказывается на поперечной устойчивости и управляемости самолета, так как с увеличением т1 зона концевого срыва смещается к концам крыла В зон~, гдс находятся элероны. При увеличении ~1 увеличивается площадь крыла, обслуживаемая механизацией крыла, и Возрас тает ее эффективность, уменьшается плечо и величина изгибающего момента Но с„,,„достигается прн т1ж2,5 Зто значение сужения и принимается как лучшее, С уменьшением т и увеличением А значения т1 возрастают и могут быть больше 2,5 Вли я ни е относительной тол щ ин ы проф иля с на с„показано на рис. 2 7 С увеличением с возрастает несущая способность профиля, возрастает с„н уменьшаются значения М„р, при которых при обтекании крыла появляется местная скорость, равная скорости звука. В крыле у борта часто ставят несущие профили с большой относительной толщиной с, к концу крыла значения с уменьшают Зто снижает массу крыла и его сопротивление Противоречивое влияние значений геометрических параметров крыла на его массу и жесткость, на значение аэроди на мическнх характеристик и характеристик устойчивости и управляемости усложняет выбор рациональных значений этих параметров, который должен быть подчинен удовлетворению предъявляемых к самолету Т1 т 2.2.3.
Формы крыла в плане могут быть различными Многообразие форм крыльев в плане, как показывает опыт самолетостроения, сводится по существу 47 д д6д,8 7,д ЛР ~Ч М Рнс. 2.7, Зависимость с„= =г (М, е) РФЛО- рыло к трем типам: прямым, стреловидным и треугольным. Разнообразнс форм крыльев в плане было показано на рнс. 2.2. Прямые крылья (прямоугольные и трапециевидные).
П рямоу гольные крылья имеют более высокие несущие свойства (с «с.с ) и более простую технологию производства. При одинако- У'х- О У'~-О вых по размаху профилях срыв потока на больших углах атаки я наступает Раньше в центре крыла, что меньше сказывается на поперечной устойчивости и управляемости, так как эффективность элеронов при этом сохраняется, Недостатком является меньшее значение М.„, высокое значение коэффициентов индуктивного сопротивления с и сопротивления с„лри М= М.„(см. Рис. 2,5). Поэтому такие крылья целесообразны в основном для самолетов с небольшой дозвукОвой скоростью полета.
Для самолетов с 60льшОЙ тяговооруженностью, обеспечивающей высокое значение ~',„, прямое крыло позволяет получить прн прочих равных условиях (б~/Я=сопз1, и' „=сопз1) лучшие взлетно- посадочные и маневренные характеристики, более высокое качество и дальность полета на дозвуковой скорости (самолет Г-104). При значении М,= 1 эти характеристики у прямого крыла хуже, чем у других крыльев. Для снижения массы крыла самолеты с прямоугольными крыльями делают либо с внешним лодкосом (см. Рис. 1 21, б), либо бипланной схемы, Т р а п е ц и е в и д н ы е к р ы л ь я имеют меньшую массу, чем у прямого крыла, и чем больше сужение, тем меньше при прочих равных условиях масса крыла и больше его жесткость.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
