Учебник Житомирский (553622), страница 11

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 11)

Однако при больших значениях т1 падает эффективность элеронов из-за концевых срывов и уменьшается значение 'с„,,„. Такие крылья широко применяются на дозвуковых самолетах. Небольшой угол стреловидности облегчает решение вопросов центровки. Крылья, прямоугольные у борта и далее к консоли трапециевидные с закруглениями на концах, близки к эллиптическим по своим аэродинамическим характеристикам, но значительно проще их в изготовлении. К рыло элли пти ческой фор мы в лла не (см.

Рис. 14) имеет лучшее по сравнению с крыльями других форм распределение циркуляции. Это обеспечивает таким крыльям высокие значения аэродинамических характеРистик (меньшие значения индуктивного сопротивления с„„, из-за меньшего скоса потока и, в целом, более высокое значенис аэродинамического качества). Однако такое крыло очень сложно в производстве нз-за своих нелинейных форм, требует переменной по размаху крыла конфигурации сечений продольных элементов. В ~Эком крыле трудно реализовывать стыки обшивки с силовыми элемента ми Стрело видные к рыл ья.

Стреловидность таких крыльев может быть прямой, обратнок и изменяемой в полете, Для них с увеличением стреловидиости 2 увеличивается М„,: М„,„, „= М„,„ (2.1) В диапазоне значений М=0,8...2,0 такие крылья имеют вполне приемлемые аэродинамические характеристики. Но по сравнению с прямым крылом у стреловидного крыла меньшие несущие своиства при тои же скорости полета У(1'=с„.р5(1~соз~)'/2) в сов'~ раз (рис. 2.8), меньшие значения с„, и с'„' (см, рис. 2.4), ниже эффективность механизации (она определяется скоростью Р~ = 1~созе, меньшей, чем скорость полета), что вместе с уменьшением с„,,„приводит к ухудшению ВПХ. Крыло с прямой стреловидкостью.

Для такого крыла на больших углах атаки Опасны концевые срывы, природа которых была описана выше. Это Ухудшает Устойчивость и управляемость таких крыльев на больших углах атаки. Чтобы ослабить это явление, на верхней поверхности крыла ставят аэродинамические ~гребни» и делают запилы (см, Рис. 2.8), препятствующие перетеканию пограничного слоя, по направлению составляющей скорости 1~~. Для уменьшения опасности срыва на концах крыла ставят профили с более высокими значениями и„, и разворачивают сечения на меньшие углы атаки, применяя так называемую аэродинамическую и геометрическую крутки крыла.

Вместе с тем, положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета, На рис. 2.9, а показаны силы, действующие на самолет при случайном возникновении крена 111). Под действием силы Я самолет начнет скользить со скоростью $', в сторону действия этой силы. Раскладывая вектор 1~ на 1~~ и 1~2 (рис. 2.9, б), перпендикулярные и параллельные передним кромкам крыла, получи м для опускающегося крыла увеличение скорости (1~~+А~~) и для поднимающегося крыла — уменьшение скорости (~'~ — Л1~,). Возникающая при этом разность подъемных снл восстановит нарушенное равновесие.

Положительный угол поперечного 1~ крыла (ф- О) лри виде спереди (см, рис. 2.12, б) способствует еще большему повышению поперечной устойчивости стреловидного крыла. Раскладывая вектор скорости скольжения К, (рис, 2.9, а) на скорости, перпендикулярные плоскости хорд (~.~ и ~' ~) и параллельные этой плоскости, для сечений 1 и 2 крыла, равноудаленных от продольной оси самолета, получим для опускающегося крыла увеличение угла атаки и на Ла, а для поднимающегося — уменьшение на Ля, Возникающая разность подъемных сил создает восстанавливающий равновесие момент. Повышенная поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характсристик самолетами со стреловидным крылом, Для улучшения маневренных характеристик стреловидным крыльям придают отрицательный угол поперечного Р (см. Рис.

2.12, в: ф«: О). Недостатком стреловидного крыла является увеличение массы и уменьшение жесткости крыла лри увеличении значения ~, Последнее может привести к реверсу элеронов (обратной управляемости относительно продольной оси самолета) и самовозбуждающимися колебаниями типа флаттера (см. гл 10). Крыло с обратной стреловидкостъю, Для крыльев с обратной стреловидностью более несущей является корневая часть крыла. Там раньше при увеличении углов атаки местное значение с„„ достигает значений с„ ,„ и это приводит к тому, что срыв начинается раньше в корневой части крыла Такой срыв не приводит к потере поперечной устойчивости и управляемости самолета и область срыва не захватывает элероны.

Это позволяет сверхзвуковым самолетам использовать большие углы атаки, повышая их маневренные возможности. Крыло обратной стреловидности Облегчает весовую компоновку самолета, смещая цМ вперед. Однако применение таких крыльев сдерживалось их подверженностью увеличивать Угол закручива "ия 49 тельное К, как было показано выше, увеличивает поперечную устойчивость, отрицательное К вЂ” уменьшает. Для уменьшения устойчи вости крыльев с большой стреловидностью делают обратное Р. На самолетах с прямым крылом ф = О...

+ 7, для сверхзвуковых са молетов с большой стреловидиостью ф =О...— 5 н более. 2.2.5. Формы поперечных сечений (профилей) крыла современных самолетов: плосковыпуклый (рис 2.13, а), двояковыпуклый несимметричный (рис. 2.13, б), симметричный (рис. 2 13, в», 5-образный (рис. 2.13, г), ромбовидный (рис 2 13, д), клиновидный (рис. 2.13, е» и суперкритический (рис. 2.13, ж). На этом же рисунке показаны параметры профиля: максимальные значения толщины и кривизны (вогнутости» профиля с„,„„и ~„,„, хорда Ь, радиус закругления носка. Относительные параметры: относительная толщина профиля с=с,„/Ь и относительная кривизна профиля ~=~,„/Ь.

Плос ко выпу кл ы й п рофил ь проще в изготовлении, имеет большое значение с„,,„и коэффициента профильного сопротивления с, Применяется на планерах, малоскоростных самолетах. Д воя ковы пу кл ый несимметричный профиль широко применяется в крыльях самолетов различного назначения, так как при высоких значениях с„„„имеет малое значение с„у и сравнительно стабильное положение ЦД 111~. С и м м е т р и ч н ы й п ро ф ил ь имеет меньшее значение с„,,„, применяется в крыльях сверхзвуковых самолетов и для оперения, 5-о бра з н ы й п р оф ил ь — безмоментный, с постоянным положением ЦД. Хуже по значениям с„,,„и с„,у Применяется на самолетах типа ~бесхвостка э. Ромбовидн ые и кл и но види ые профили применяются для крыльев самолетов с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями 1111. С у и е р к р и т и ч е с к и й п р о ф и л ь служит для повышения критических значений М„, Ои имеет большой радиус носка, почти плоскую верхнюю и выпуклую нижнюю поверхности и тонкий изогнутый хвостик.

Распределение давлений по профилю приводит к уменьшению скоростей в сечениях с максимальной толщиной профиля„отсюда н увеличение значений М„(на 0,07.. 0,08». Так как ЦД в таком профиле смещен в его хвостовую часть, то Он создает больпгой пикируюц~нй момент, требующий для балансировки отклонения рулей высоты (стабилизатора». Выше уже рассматривалось влияние с на массовые, жесткостиые и аэродинамические характеристики (см. рис. 27».

Увеличение относительной кривизны профиля ~ приводит к росту с„,„Уменьшение значений с и ~ Ф Р -х уменьшение ~ч Оп~ктиюяшиис у Олткланпошиися ноак эую9Ю~Фук Рис 2 14 Изменяемые формы профнлей ЯДЭПТИВНОГО Крыла Рнс. 2ЛЗ Формы профилей крыла приводит к уменьшению с„и росту М.у В разных услОвиях полета нужны разные сООтиошеиия су~ и с~~, например на взлете и посадке большая кривизна ~ (рис. 2.14, а, б), а в полете на крейсерском режиме, наоборот — меньшая, на маневРе (для повышения несущей способности крыла) — опять большая кривизна (рис 2.14, в) и т.

д. Решением этого вопроса может стать применение адаптивного к~ла, кото~ в соответствии с режимом полета могло бы менять свою кривизну (см. рис. 2.14 121~ ) и приводить к перераспределению давления не только в сечении крыла, но и по размаху. Последнее может использоваться, например, для уменьшения изгибающих моментов на маневре (см. $ 4.5 и рис. 4.16, б, когда смещается к корневому сечению точка приложения равнодействующей аэродинамических сил», для управления углами закрутки сечений крыла с целью недопущения концевых срывов иа больших углах атаки и т.

д $ 2.3 НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО На крыло в полете действуют распределенные аэродинамические силы, приложенные непосредственно к обшивке в виде сил разрежения и давления, массовые силы конструкции крыла, распределенные по всему объему крыла, и сосредоточенные массовые силы от агрегатов и грузов, приложенные в узлах их крепления к крылу. Эти силы уравновешиваются реакциями Уф в узлах крепления крыла к фюзеляжу.

Характеристики

Список файлов книги