Учебник Житомирский (553622), страница 27
Текст из файла (страница 27)
Какой же ценой «покупается» изменяемая стреловидность? 1, Увеличивается относительная масса конструкции т„ на 3...6 % в основном за счет механизма поворота крыла, усиления корневой ПЧК (проушин, отсеков вблизи проушин), усиления центроплана и прилегающих к нему участ ков фюзеляжа (см рис.
3.19...3.22). 2. Усложняется конструкция крыла, нужна дополнительная система управления поворотом крыла, привод 3. Поворот крыла усложняет коммуникации различных систем самолета, размещаемых в крыле 4. Для подвески топливных баков и грузов на ПЧК требуются поворотные пилоны, более сложной конструкции и большей массы. 5.
Снижается жесткость конструкции крыла (особенно при полете на малых значениях угла т), отсюда ограничения самолета по перегрузкам иа малых значениях углов Х. 6. Снижаются сопротивления усталости крыла, ресурс и безопасность полета. Все эти обстоятельства («за» и «против») учитываются при принятии решения о выборе типа крыла исходя, прежде всего, из назначения самолета и условий егО использОвания. 3.5.2. Крылья с изменяемым в полете углом установки применяются для изменения углов атаки ПЧК при неизменном положении фюзеляжа. Это может быть использовано для непосредственного управления подъемной силой (НУПС) крыла, когда при неизменном положении фюзеляжа самолет может менять высоту полета или при неизменной высоте полета менять положение фюзеляжа (или и то, и другое одновременно). Помимо расширения маневренных (боевых) возможностей самолета в этом случае можно уменьшить потери на балансировку самолета, уменьшить площадь горизонтального оперения и выиграть в массе оперения Если система управления поворотом крыльев 118 относительно горизонтальной оси допускает дифференциальное управление ими, то при этом вместе с НУПС возможно поперечное управление самолетом.
Силовые схемы конструкции поворотных узлов и КСС поворотных консолей крыла аналогичны соответствующим конструктивным схемам управляемых ста билизаторов (см. гл 5). Однако широкому применению таких крыльев препятствует прежде всего то, что непосредственного управления подъемной силой можно добиться другими РсгФА рис 3 28 Скламывавщ«ест кР~О путями требующими меньших дополнительных затрат массы и усложнения конструкции Крылья с поворотом ОЧК относительно поперечной оси могут использоваться в самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП), если двигатели располо.кены на крыле и поворачиваются вместе с ним для создания верти кальной тяги при взлете и посадке Однако широкого распространения такая схема ВВП не получила из-за большого усложнения н утяжеления конструкции самолета, связанного с обеспечением поворота крыла с двигателямн (узлы поворота, привод, система управления поворотом, коммуникации к агрегатам других систем в поворотной части крыла н т д ) и обеспечением необходимой прочности и жесткости ПЧК з 3.5.3.
Крылья с поворотом консольных частей крыла относительно продольной оси применяются, в основном, ка самолетах, базирующихся на авианосцах для уменьшения их габаритных размеров при размещении на палубе или в трюме На рис 3 28, а показан вид спереди на палубный самолет Г-18 ВМС США со складывиющимся крылом и вид сверху на крыло этОго самолета с осью поворота крыла 1 — 1 (рис 3 28, б), относительно которой с помощью гидроцилиндра происходит поворот концевой части крыла наверх Крыло самолета— многолонжеронкое, тра пециевидной формы в пла не На палубе крыло складывается с помощью гидропривода 4 (см рис 328, в, где дается принципиальная схема узла поворота) относительно оси, проходящей через верхние проушины 5 моментных узлов на лонжеронах 1 На нижних проушинах 2 этих узлов ПЧК фиксируется в выпущенном положении затворами Схема фиксации поворотной части крыла с помощью затворов (ее моментное закрепление) включает гидроприводы 3, концы штоков которых связаны со скользящими в направляющих штоками затворов При совмещении нижних проушин моментных узлов на ПЧК и неподвижной части крыла штоки затворов входят в проушины узлов и жестко фиксируют ПЧК ~ зв тРВтОЛьНЬК КиИЛьЯ В треугольных крыльях можно получить небольшие относительные толщины с (3 5 %) крыл~ и больп1ие внутренние объемы для размещения топлива нз за большой площади поперечного сечения у корня крыла При про чих равных условиях треугольные крылья по сравнению с крыльями другой фор мы в плане позволяют получить выигрыш в массе, они обладают большей жест костью н менее подвержены из за этого неприятным аэроупругим явлениям, облад~ют большей живучестью (особенно многолонжеро нные треугольные крылья) Все это привело в свое время (в 1950 — 70 х гг ) к довольно широкому распространению треугольных крыльев на сверхзвуковых самолетах Однако с увеличением стреловидностн передней кромки треугольного крыла эффективость механизации носовой части крыла уменьшается, а небольшой размах по задней кромке крыла ограничивает возможности механизации и хвостовой части крыла, уменьшается несущая способность крыла и возрастает значение а„, Все это препятствует улучшению ВПХ самолетов с треугольным крылом, ограничивает и его маневренные характеристики Предпочтительным может оказаться в этом плане крыло с умеренной стреловидиостью На рнс 329 представлены наиболее распространенные КСС треугольных крыльев а — многолонжеронного с параллельными лонжеронами, 6 — одно лонжеронного с вспомога гельными лонжеронами, в — со сходящимися лонже по роками, г — кессонного со вспомогательными лонжеронами, д — с подкосной балкой 3.6, 1.
Многолоижеронное треугольное крыло с параллельными лонжеронамн. КСС крыла (рис 329, а) состоит из нескольких (1 и) лонжеронов, перпендикулярных плОскости симметрии самОлета, мОментиО связанных либо с Ф лонжеронами фюзеляжной части (1 — 1, —, и — и), либо с усиленными г г шпангоутами фюзеляжа, передней стен! ки 2 — 8, бортовой нервюры 2 — и, об шивки и кервюр, подкрепляющих обшивк~ и передающих воздушную нагрузку с обшивки на лонжероны П 6 и Р Распределенную воздушную нагрузку ка 1 Й лОнжерон можно пред ставигь в виде д.,=да/Ь, где для треугольного крыла д = би/1 — распределенная воздушная нагрузка на треугольное крыло (рис 330), а — расстояние между лонжеронами (ширина полосы между лонжеронами, нагрузка 5 5 1 с которой приходится на один лонже- 6 6 рон), Ь вЂ” текущее значение хорды 8 Тогда от этой нагрузки в бортовом сече нии 1 ГО лОнжерОна появятся реакция Рис 329 КСС треугольных крыльев Р„= ~ д,ыг= о„, о и момент Я.,с, (рис 331) 121~ Однако так было бы, если бы лонжероны с прилегающими к ним участками крыла шириной а/2 были изолированы и ке связаны между собой в единую КСС крыла Взаимосвязь лонжеронов при- Рне 3 31 Схема нагруження лонжеронов Рис 3 30 Схема распределения воздушной треугольного крыла е нараллельнымн ловжеро нагрузки по треуголькому крылу вами 121 е асп делению сил и моментов в бортовом сечении — задние водит к перераспред ( ис.
3.31, б) передают часть своей более дл линые и менее жесткие лонжероны рис. б роткие а потому и более жесткие лонжеиаг зки (ЬМ,) на передние более короткие, онр ( ис. 3.31, а). Эта нагрузка передается потоком касательных усилии онт вдоль размаха крыла), образованному стенкой бортовой нервюа бортовая иервюра), обшивкой и передней ры (поэтому в таком крыле и нужна орто стенкой.. 3.1 д, = ЛМ,/(2Е„) . ( ) есь ЛМ =М' — а с"* М вЂ” ей-вит .ьное значение изгиб.
его момента '* н е на бо та; Рл — площадь контура ~-го лонжерона вдоль его разб а ~-го лонжерона, если Рассматривать ха 9,с., — изгибающий момент у орта ~-г изолированных лонже~нов ом аботы КСС такого крыла лонжероны в не ыла как состоящую из и олжны им и поясов у борта фюзеляжа олжны иметь наибольшую пло~цадь сечении пояс т а. Работая на сдвиг, она не нуждается стенку д ик ля создания замкнутого контура. а о . Об аботает иа сдвиг и ввиду сравнительно малых в мощные поясах.
Обшивка ра та т ейств ющих в ней потоков касательных усилии д,а(г) — т — М (~) — М (~)) в се~енин крьл ~). ХЬМ;ф — сумма разностей моментов ( „(я) — „г в вю ы за исключением усиленных могут быть без стенок — поясные Нерв юр а к ыла ассмот еннои КСС ри прочих равных условиях меньше, Масс р р р КСС: агрузка крыла передается на узлы пр чем для треу р С: гольных крыльев других С: н его крепления к фюзеляжу кратчаишин путем о ной бо товой не вюры, нормальные иервюры без стенок. Однако нов к иволинейны и требуют маяковки в таком крыле пояса по длине лонжеронов криволи ности.
Обшивка об нивки, что создает технологические трудности. шивка для крепления о шивк, бы ь из прессованных панелей. Отсутствие ст н у р р может ыть из пр ки к ыла (по ядок сборки такого крыла быть использовано для панельнои сборки кр ( р р о ке к ыла с азъемом вдоль плоскости хорд (см. Рис. аналогичен сборке крыл р ыла является загромождение фюзеляжа Недостатком многолонжеронного крыла является загро 1 — 1 ... и — и) что затрудняет решение компоновочных участками лонжеронов ( — ... п — и, и иведет 1спользовать усиленные шпангоуты, это р вопросов, Если вместо них ~ к значительному повышению массы самолета, На ис. 3.32 показана конструкция треугольного крыла р о к ыла с па аллельными ю ей к нем частью фюзеляжа сверхзвукового пас- лонжеронами с прилегающеи к н му ас- сажирского самолета «Конкорд» с массой то~ т, со нн ции этого крыла во многом определяются зн я начениями его параметров: пло8~360 м азмах 1=25,5 м, относительная толщина с 0,03, удлинение К=1,7, удельная нагрузка р 540 даН/м.
В креис р ре высоте Н=11 000 м и и и све хзвуковой скорости М,Р=2,05 температура об- шивки носка крыла достигает 130'С, что требует специальных мер по умень- шению температурных напряжении; использованн % овання в качестве материала дюалюмина повышенной термостоикости, примене фр ро а ния гоф и ванных стенок и р ю подк еплеиной обшивки, применения деталей решет " ру й ешетчатой конструкции, умень- шения числа соединений благодаря использованию ру Р к пногаба итных деталеи Р и др. В к ыле выделяется мощная наиболее нагруженная з д ая за няя ко невая Р часть, состоящая из многих лонжеронов, перпендику р кр ле ик ля иых оси симметрии.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
