Тема 4 Конструкция крыла

Основное назначение крыла – создание необходимой для полёта подъёмной силы (Y), кроме того, оно обеспечивает поперечную устойчивость самолёта и может быть использовано для размещения силовой установки, топливных баков, шасси, оборудования и т.п. От размеров, формы и расположения крыла относительно от других частей самолета

в большей степени зависят лётные характеристики крыла.

В общем случае крыло самолета состоит из центропланной части, консолей (левой и правой) и механизации крыла. Также крыло можно разделить на две части, левое и правое полукрыло. Часто встречается термин «крылья», но он ошибочен по отношению к моноплану.

Аэродинамические, массовые и в определенной степени технологические характеристики крыла зависят от его внешних форм и геометрических параметров. Внешние формы крыла определяются формой в плане, формой поперечного сечения и формой в виде спереди. Большое влияние на характеристики крыла оказывает удлинение и сужение.
У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине. полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в до критической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того, прямоугольное крыло проще в изготовлении.В настоящее время прямоугольные крылья применяются лишь на самолетах, у которых требование безопасности полета на малых скоростях, обеспечиваемое в первую-очередь сохранением управляемости, является одним из главных (самолеты первоначального обучения, сельскохозяйственной авиации и т.п.). Для уменьшения массы такие крылья делаются подкосными или в виде коробки крыльев биплана.

Конструктивные элементы крыла: 1 - лонжерон; 2 - передняя стенка; 3 - обшивка; 4 -задняя стенка; 5 - нервюры; 6 - стрингеры; 7- стыковочные узлы

Крыло конструктивно состоит из каркаса с различными соединительными деталями и обшивки. Оно крепится к фюзеляжу с помощью специальных стыковочных узлов. Примерный вид крыла представлен на рисунке. Изготовление крыла производится путем последовательного соединения между собой элементов каркаса и обшивки, или панелей.
Каркас состоит из лонжеронов, нервюр, стрингеров, различных перегородок, диафрагм и других элементов. Лонжероны крыла воспринимают основную нагрузку от внешних аэродинамических сил, действующих на крыло, а также от грузов, находящихся в крыле и под ним. Стрингеры подкрепляют обшивку от возможных прогибов, а также воспринимают осевые нагрузки от изгиба крыла. На лонжероны как на основные силовые элементы крепятся двигатели, органы управления и механизации крыла, шасси и др. Помимо формы на лобовое сопротивление крыла влияет и состояние (шероховатость) его поверхности, царапины, различного рода уступы, выступающие головки заклепок, болтов, винтов, стыки соединения обшивок и др. Элементы конструкции крыла изготавливаются из различных материалов: стали, алюминиевых сплавов. Нередко для заполнения не силовых участков используются легкие материалы типа пенопласта.

Действующие на крыло силы можно разделить на две категории: массовые, значения которых пропорциональны массе (силы массы и инерции), и поверхностные, значения которых пропорциональны площади поверхности,к которой они приложены. К данной категории относятся аэродинамические силы, силы реакции земли при посадке, силы взаимодействия отдельных частей самолёта При расположении двигателей на крыле на него действуют еще и силы тяги двигателей.

При анализе сил, действующих на самолёт, используют принцип Даламбера,

при которому движущееся тело можно рассмотреть как находящееся в равновесии, если в число действующих сил включить силы инерции. Аэродинамические силы – подъёмная сила и лобовое сопротивление возникает в полете в каждом сечении крыла и приложены непосредственно к его поверхности(обшивке). В связи с этим тем, что подъёмная сила (Y) во много раз превышаетсилу лобового сопротивления (Ха), то с некоторым допущением под аэродинамической нагрузкой можно понимать только нагрузку от действия подъёмной силы. Следовательно, и аэродинамическая нагрузка вдоль размаха крыла будет распределятся, как и подъёмная сила.

рис 3.1 Двухлонжеронная схема крыла

1- верхний лонжерон 2- нижний лонжерон 3- стенка лонжерона 4- стойка лонжерона

В расчетах аэродинамической нагрузки, действующей на крыло, введём следующие обозначения: q- аэродинамическая нагрузка, приходящая на 1 м² площади крыла;

q_в – аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на единицу длины размаха крыла.

Если выделить на крыле участок площади ΔS длиной по размаху, равной единице, то аэродинамическая сила q_в= с_у ΔS(ρV²/2 ). Учитывая, что ΔS=b·1, то q_в= с_у (ρV²/2 )b,

где: b- хорда крыла, с_у- коэффициент подъёмной силы рассматриваемого участка крыла.

При расчетах крыла на прочность погонную аэродинамическую нагрузку увеличивают в n_ру раз: q_в= n_ру с_у (ρV²/2 )b

где: n_ру- коэффициент разрушающей перегрузки, определяемый по нормам прочности.

 

 

рис 3.2 Силовое крепление крыла и силовые элементы крыла

1,4- лонжероны крыла; 2,3 нервюры крыла

 

Болты, крепящие узел к полочке таврика, могут быть односрезными или двухсрезными (рис.6.3, а и б). В некоторых конструкциях узел выполняется за одно целое с поясом (рис6.3б)

рис 3.3 Крепление лонжерона к элементам конструкции.

а показаны нагрузки, действующие на уз­лы стыковки двухлонжеронного крыла и на верхний узел переднего лонжерона и заднего лонжерона.

рис 3.4 Распределение нагрузок внутри крыла.

Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами крыла в плане и спереди.

Профиль крыла (рис. 4.1) — форма сечения» получаемая от

пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симмет­рии самолета.

В первоначальный период раз­вития авиации широко использовались выпукло-вогнутые профи­ли, близкие к профилю крыльев птиц. В те годы главной задачей было стремление получить воз­можно большую подъемную силу. Увеличение скорости полета за­ставило конструкторов искать формы профилей с малым лобо­вым сопротивлением. Появились плосковыпуклые и двояковыпук­лые профили, обладающие не­большим сопротивлением на до­звуковых скоростях полета.

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны двояковыпуклые симметричные профили с острыми кромками, ромбовидные, клиновидные. Очевидно, что крыло будет тем лучше, чем больше его подъемная сила и меньше ло­бовое сопротивление.

Геометрическими характерис­тиками профиля (Рис- 4.1 в) яв­ляются хорда, относительная толщина и относительная вогнутость.

Хорда профиля — отрезок прямой, соединяющей две наибо­лее удаленные точки передней и задней кромок профиля.

Относительная толщи­на профиля с отношение максимальной толщины с_тах профиля к его хорде b: ĉ= (с_тах/b) 100%. Она влияет на коэффициент лобового сопротивления.

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета ухудшаются Для современных дозвуковых самолетов относительная толщи­на профиля крыла находится в пределах 10—18%, а у сверхзвуко­вых самолетов 2,5—5%. Относительная вогнутость профиля f — отношение стрелы про­гиба средней линии профиля к его хорде

f’= (f _max/ b) 100%.

где f _max—стрела прогиба, т. е. максимальное отклонение средней линии профиля от хорды.

Средняя линия профиля — это геометрическое место точек середин перпендикулярных хорде отрезков между верхними к нижними контурами профиля.

Относительная вогнутость профилей современных самолетов колеблется в пределах 0-4%.

Форма крыла в плане (рис.4. 2.) может быть прямоугольной, эллиптической, трапециевидной, стреловидной и треугольной. Пря­моугольная форма крыла применялась на первых типах самолетов ввиду простоты изготовления. По сравнению же с прямоугольными трапециевидные крылья более выгодны, так как имеют меньшую массу.

Для полетов на дозвуковых скоростях наименьшее индуктивное сопротивление создает крыло эллипсовидной формы.

Рис. 4.2.Форма крыла в плане: 1— прямоугольная; 2 — эллиптическая; 3. 4 — трапециевидная; 5. 6 — стреловидная; 7, 8 — треугольная; 9 - оживальная (готическая)

 

Но такое крыло сложно в производстве и поэтому редко применяется. На само­летах, летающих с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми ско­ростями, нашли применение стреловидные, треугольные крылья и крылья оживальной формы.

Параметрами, характеризующими форму крыла в плане, явля­ются размах, площадь, удлинение, сужение и стреловидность (рис.4. 2., позиция 6).

Размах крыла ℓ — наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадь крыла S — площадь его проекции на плоскость хорд. Сюда входит и часть площади, вписанной в фюзеляж само­лета и мотогондолы.

Удлинение крыла λ — это отношение квадрата размаха к площади крыла: λ= ℓ²/S. Эта формула справедлива для крыла любой формы в плане. Для прямоугольного крыла λ =l²/S = l²/lb =l/b.

Сужение крыла η —это отношение длины корневой хорды b _корн к длине концевой хорды b _конц.

Стреловидноеть крыла определяется углом стреловид­ности χ, т. е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпенди­куляром к плоскости симметрии самолета, и линией, соединяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25 b профилей крыла, считая от носка.

 

Рис. 4.3. Поперечная стреловидность крыла:

а — положительная; б — отрицательная

Большинство современных самолетов при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоско­стью (рис. 2.6), который называется углом поперечного V. Этот угол считается положительным, если концы крыла приподняты, и отрицательными, если концы крыла опущены. Данный параметр, как будет видно в дальнейшем, оказывает существенное влияние на поперечную устойчивость и управляемость самолета.

СРЕДСТВА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА. НАЗНАЧЕНИЕ И ВЫПОЛНЯЕМАЯ ИМИ РАБОТА.

 

Увеличение взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега самолёта затрудняет расчёт и выполнение взлета и посадки, усложняет технику пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посадочных полос. Поэтому возникла настоятельная необходимость снабжать крыло специальными устройствами, которые могут увеличить его несущую способность при взлёте, посадке и маневре.

Такие устройства получили название механизации крыла, а крылья с такими устройствами называют механизированными. Кроме того, механизации крыла все шире используется для повышения маневренности самолёта. Это достигается непосредственным управлением подъёмной силой и торможением, управлением по основным каналам крена и тангажа, увеличение ресурса планера путём активного парирования перегрузок самолета в полёте.

Механизация крыла, изменяющая кривизну профиля, используется лишь при полётах на малой скорости: при заходе на посадку и взлёте. На совремённых самолётах применяют комбинации механизмов, при использовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля.

 

рис 5 Виды механизации крыла

1- простой щиток 2- щиток со скользящим шарниром 3- простой закрылок 4- выдвижной закрылок

5 – щелевой закрылок 6- отклоняющий вниз носок крыла 7- предкрылок 8- реактивный закрылок

9- сдувание пограничного слоя 10 – отсос пограничного слоя

 

 

рис 5.1 Конструкция закрылка

Закрылок- хвостовая часть крыла, отклоняющие от своего первоначального положения относительно оси, расположенной в носовой части закрылка. Различают следующие типы закрылков: простые, щелевые, выдвижные

П ри отклонении щелевых закрылков между закрылком и крылом образуется профильная щель, через которую из области более высокого давления в нижней части воздух устремляется в область пониженного давления в верхней части крыла. Направленная струя сдувает пограничный слойс верхней части закрылка, одновременно происходит отсос пограничного слоя с в верхней части крыла. Для получения еще больших значений Су_мах

применяют выдвижные двух- и даже трехщелевые закрылки, отклонение которых также сопровождается приростом площади крыла. Эффективность закрылка в большой степени зависят от отклонения закрылка, который на взлете составляет от 15º до 20º, на посадке достигает 60º. Отклонение закрылков, также как и щитков, сопровождается не только повышение Су, но и еще в большей степени приростом Сх_а (коэффициент лобового сопротивления), поэтому аэродинамическое качество крыла уменьшается.

Конструктивно закрылок состоитиз продольного силового набора – лонжерона 4(рис 8.1) и стрингеров. При помощи специальных навесов (2) закрылок крепится к основному каркасу крыла. В конструкцию закрылка входит также поперечный силовой набор – нервюры (7) рис 8.1

Силовую конструкцию замыкают концевые силовые нервюры- 5 с двух сторон. Для придания заданной формы поверхности обеспечивает обшивка (3) закрылка.

Предкрылок- простейший вид механизации крыла, предназначенная для управления пограничным слоем. Его устанавливают вдоль передней кромки основного крыла. Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые используют главным образом на нескоростных самолётах, и автоматические предкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла могут быть прижаты к нему и вписаны в контур крала(при полетах на малых углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автоматически при полетах на большом угле атаки. При этом между крылом и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щель.

рис 5.2 Схема работы предкрылка

Струя воздуха, выходящая из профилированной щели с большой скоростью, прижимает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и пограничный слой отрывается на больших углах атаки.

К оэффициент Су_мах возрастает на 40- 50% вследствие увеличения критического угла атаки крыла. Кроме того предкрылки повышают поперечную устойчивость и управляемость при при полётах на больших углах атаки крыла и самолёта.