Учебник Житомирский (553622), страница 25
Текст из файла (страница 25)
На рис. 3.16 показана конструкция стреловидного крыла с внутренней подкосной балкой. Его особенностью является излом лонжерона 8 в точке 5 Зто позволяет расположить большую часть лонжерона в зоне с большей строительной высотой (выиграть при этом в массе лонжерона» и удовлетворить компоновочные требования о месте расположения узла крепления стойки шасси Конструктивно, чтобы. обеспечить передачу сил от шасси иа силовые элементы крыла, этот узел лучше располагать между лонжероном и подкосной балкой.
Однако, как и при любом изломе осей продольных силовых элементов, излом лонжерона в точке 5 требует моментко связанных с нам элементов, которые могли бы воспринять приходящуюся на их долю часть изгибающего момента Такими элементами в данной конструкции являются подкосная балка 5 — 6 ('М~ 6» и участок лонжерона 1 — 5 (М~ ь). Момент М~ ь узлом 2 восприняться не может (узел 2 — шарнирный», поэтому М~ ь трансформируется в пару сил Й~ ~ в точках 1 и 5 Сила'И~ ь в точке 2 будет воспринята непосредственно узлом 2, а в точке 5 — подкосной балкой„догружая ее поперечной силой и изгибающим моментом (сдвигом и изгибом». Узлы крепления стойки шасси на лонжероне и подкосной балке располагают вблизи точки их соедине ния между собой.
Ниша под шасси сверху ограничена обшивкой„подкреплен иой нервюрами 4 с фигурными вырезами под стойку шасси, а с«изу— закрывается створками. 3.3.2. Кессонные стреловидные крылья с внутренней подносной балкой (по типу рассмотренного в подразд. 3.3.1», в которых подкосная балка из точки 8 пересекала бы весь кессон до переднего лонжерона, не получили распро стра«ения и потому здесь не рассматриваются. У ЗЛ.
КРЫЛО ОБРАТНОЙ СТРЕЛОВИДНОСти Крылья обратной стреловндности (КОС) могут, в принципе, иметь такие же КСС, как и крылья прямой стреловидностн (КПС», и так же, как оии, отличаются по конструкции и работе от прямых крыльев только в корневой части. В силовых схемах КОС, кроме однолонжеронного крыла, в отличие от силовых схем КПС более нагруженными в корневой части будут передний лонжерон и панель вблизи него. Они будут догружаться за счет разгрузки задйего более длинного (менее жесткого) лонжерона и панели.
Отличаться будут также углы стреловидности ~ по передней и задней кромкам: в КОС величина т по передней кромке меньше„а по задней — больше, чем у КПС. Для КОС нет необходимости в геометрической крутке на уменьшение углов атаки концевых профилей крыла (как у КПС), а положительные углы крутки концов КОС по абсолютной величине меньше, чем у КПС, что обеспечивает им меньшее сопротивление в полете. Скоростные самолеты с крылом обратной стреловидности могут иметь более высокие, чем у самолетов с крылом прямой стреловидности, маневренные характеристики на больших углах атаки и иметь более высокий уровень безопасности полетов. Для КОС зона, где начинается срыв потока, смещается с концов крыла к корню.
При этом поперечная н путевая устойчивость сохраняется до больших углов атаки, а опасность сваливания на крыло уменьшается Концевой срыв отодвигается до угла атаки„большего соответствуюшего с„,,„. Применение КОС может обеспечить устойчивость и эффективное поперечное управление до углов атаки порядка 80' 131~. Малая скорость захода на посадку может быть достигнута без применения сложных средств механизации. Посадочная скорость может быть уменьшена на 20...25%. Зто делает перспективным применение КОС на самолетах короткого взлета и посадки (КВП). Применение иа самолетах КОС может дать большую свободу при разработке компоновки самолета. Центроплаи КОС находится позади ЦМ самолета и не мешает размещению в фюзеляже пассажирского салона (на пассажирских самолетах) или отсека для сбрасываемых грузов (на самолетах военного назначения).
На самолетах с КОС легче удовлетворить требованию соблюдения правила площадей, что может обеспечить снижение волнового сопротивления на околозвуковых скоростях полета и меньшее значение потребной тяги для такого полета. Зто могло бы позволить отказаться от форсажных режимов работы двигателя. Возможно снижение сопротивления КОС по сравнению с КПС и повышение аэродинамического качества, так как меньше потери, которые связаны с круткой крыла Однако малые критические скорости аэро- упругой дивергенции 1~„„...
(рис. 3.17, а) КОС сдерживали развитие работ по таким крыльям. Требуемые дополнительные затраты массы для устранения опасности дивергенции (увеличение прочности, а главное, жесткости металлического крыла» так велики, что сводили на нет все преимущества КОС (см. рис. 3.17, б, где показан рост массы крыла т„~ для КОС по углу стреловидности ~). Как видно из рнс.
3 17, а, значение 1~„р,„, КОС значительно меньше значения ~'„~,„, КИС. Зто объясняется тем, что при изгибе КОС закручивается на увеличение угла атаки (см. рис. 2.10, б), способствующее появлению дополнительной подъемной силы на концах крыла, увеличивающей его изгиб и еще больше увеличивающей угол атаки, н т. д вплоть до разрушения крыла при скорости полета 1~~1~„,„,.
Препятствуют развитию этого явления, называемого дивергенцией, на скоростях полета Ф' $'„~~„упругие силы конструкции крыла. В крыльях прямой стреловидности прн изгибе закручивание крыла Рис 3 17. Сравнительная оценка по затратам массы н критнче. ской скорости днвертеииии крыльев арямой и обратной стре- яовидностн Рис, 3.18. Схемы самолето» с крынок обратной стреаовид ности 1а приводит к уменьшению угла атаки (см рис 2 10 ц) ч,о сдери,ивает и отодви гает на большие скорости полета наступление дивергемп1ии. Применение КМ с определенной ориентацией волокон (под углом О= =90...180'» в конструкции обшивки КОС (рис. 3.17, а) вызывает закручивание крыла при его изгибе в полете иа уменьшение углов атаки„что приводит к уменьшению нагрузок (подьемной силы», обусловленных аэроу пругой деформацией крыла, и к резкому увеличению ~„р,„, К тому же, КМ имеюг более высокие удельные характеристики прочности и жесткости, и затраты массы на крыло из КМ для КОС значительно меньше, чем для крыла из алюминиевых сплавов (рис.
3.17, 6», и почти не зависят от угла стреловидности КОС. Все это доказывает возможность создания конструкций КОС из КМ, способных сопротивляться дивергеиции. На рис. 3.18 показаны возможные КСС КОС и самолет с КОС 131~. На рис. 3.18, а показано двухлонжеронное КОС, лонжероны, обшивка и концевая иервюра которого выполнены из углепластика с определенной ориентацией волокон, о которой говорилось выше.
На рис. 3.18, 6 показано двухлонжерониое КОС с подкосной балкой. Лонжероны, обшивка, носок и хвостовая часть этого крыла выполнены из стеклопластика с определенной ориентацией волокон. На рис. 3.18, и показана конструктивно-компоновочная схема самолета Х-29 131~ с КОС и передним горизонтальным оперением. Крыло — кессонное с металлическими лонжерона ми и обшивкой из углепластика.
Число слоев в обшивке примерно 150 со специальной ориентацией углеродных волокон, разворачивающих сечения крыла при изгибе на уменьшение углов атаки, способствующее повышению ~ ~р лие. Крыло К-обра зной фо рм ы в пла не. Такая форма определяется тем, что критической зоной КОС является корневая часть, и придание ей прямой стреловидности должно препятствовать перетеканию пограничного слоя от средней части крыла к корню за счет составляющей скорости ~'2 (рис. 3.18, г». Концепция КОС получает реальное воплощение.
$ 3.$. ПОВОРО'ГНЫЕ КРЫЛЬЯ К поворотным крыльям ОтносйтсЯ крылья, которые целиком нли их ОЧК могут поворачиваться либо относительно вертикальной оси — крылья изменяемой в полете стреловидности, либо относительно поперечной оси— крылья с изменяемым в полете углом установки, а также крылья с поворотом концевых частей относительно продольной оси. В таких крыльях площадь поворачиваемой части составляет для крыльев изменяемой стреловидности от 40 до 70% от площади крыла, для крыльев с изменяемым в полете углом установки — 30...80 % (вплоть до 100 о6), а для складывающихся крыльев— 20 .40% и более, 3.5.1. Крылья изменяемой стреловидности состоят из неподвижной корневой част нтроплана» (рис.
3.19, а», поворотной части крыла (рис. 3.19, б», узла поворота (рис. 3.19, в» и системы управления поворотом крыла На рис. 3.19, г показана схема сил, действующих иа проушину, а на рис 3.19, д приведена оценка преимуществ крыльев изменяемой стреловидности На рнс. 3.20, а представлены крыло изменяемой стреловидности тяжелого самолета В-1 (т»ж180 т» и отдельно поворотная часть крыла (ПЧК» этого самолета (рис. 3.20, 6», а на рис. 3.21 — крыло самолета (гио-30 т» и отдельно его центральная часть (рис.
3.21, 6». Несмотря на такое большое различие в массе, КСС крыльев обоих самолетов в главном одинаковы и в определенной степени типичны, так как такие же КСС и у крыльев, представленных на рис. 319 и 3.22 (т0 до 20 т». Так, неподвижная часть крыла этих самолетов — центроплан — изготовлен сваркой панелей из титанового сплава и представляет собой топливный бак-отсек. К этому баку-отсеку с обеих сторон приварены проушины поворотных узлов (главного шарнира» с подкрепляющими их диафрагмами (см. рис. 3.19, а и 3.20...3.22). ПЧК самолета В-1 (см. рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
