Как называется внутрифюзеляжная часть крыла

Крыло самолёта

Содержание

Части крыла самолета

В общем случае крыло самолёта 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.

Принцип действия

Подъемная сила крыла создается за счет разницы давлений воздуха на нижнюю и верхнюю поверхность. Давление же воздуха зависит от скорости протекания воздуха. На нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъемная сила крыла направлена снизу вверх. [1]

Одним из популярных объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), согласно третьему закону Ньютона толкая крыло вверх. Данная модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью игнорирует обтекание верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

Для устранения этих недостатков Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.

Одной из главных проблем вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом и возвращающая часть импульса обратно — экранный эффект.

Также в приведённых объяснениях не раскрывается детальный механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом. Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля — эффект Коанды. Благодаря поступательному движению крыло совершает работу по разгону этой части потока.

В реальности обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным и зачастую нестационарным процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока, числа Маха и от целого ряда других факторов.

Форма крыла

Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).

Прямое крыло

Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Еще одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.

Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха.

Стреловидное крыло

Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.

Для избавления от отрицательных моментов используется крутка крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность

Крыло с наплывом (оживальное)

Вариация стреловидного крыла. Действия крыла оживальной формы можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая пленка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, увеличивая тем самым коэффициент подъёмной силы. Маневренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.

Сверхкритическое крыло

Интересный пример модификации стреловидного крыла. Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %.

Обратной стреловидности

Крыло с отрицательной стреловидностью (то есть со скосом вперёд).

Примеры применения: серийный гражданский HFB-320 Hansa Jet, экспериментальный истребитель Су-47 «Беркут».

Треугольное крыло

Треугольное (дельтавидное англ. delta-wing — получило наименование по начертанию греческой буквы дельта) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется при скоростях свыше M=2.

Примеры применения: МиГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малой относительной толщины); Gloster Javelin, Avro Vulcan (большой относительной толщины), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, сверхзвуковые пассажирские Lockheed L-2000, Boeing-2707-300 [2]

Трапециевидное крыло

Эллиптическое крыло

Эллиптическое крыло имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла. [источник не указан 67 дней]

Примеры применения: К-7 (СССР)

Толщина крыла

Крыло также характеризуется относительной толщиной (соотношение толщины к ширине), у корня и на концах, выраженной в процентах.

Толстое крыло позволяет отодвинуть момент срыва в штопор (сваливание), и лётчик может маневрировать с бо́льшими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов. [3]

Механизация крыла

Складывающееся крыло

Конструктивно-силовые схемы крыла

По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.

Ферменное крыло

Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры. Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции. В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются.

Лонжеронное крыло

Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент. [4] Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов почти полным отсутствием поясов. Остальные силовые элементы (нервюры, панели обшивки с стрингерным набором) крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на шпангоуты фюзеляжа самолета с помощью моментных узлов.

Кессонное крыло

Кессонное крыло воспринимает все основные силовые факторы с помощью кессона, включающего лонжероны и силовые панели обшивки. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют моноблочной. Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой. Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.

История исследования

Первые теоретические исследования и важные результаты были проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными Н. Жуковским, С. Чаплыгиным и немецким М. Куттой.

Среди полученных ими результатов можно отметить:

Источник

Аэродинамическая компоновка крыла

Назначение крыла.

Крыло— несущая поверхность самолета, которая служит для создания аэродинамической подъемной силы, необходимой для обеспечения полета и маневров самолета на всех режимах, предусмотренных ТТТ. Крыло принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета и может быть использовано для крепления шасси, двигателей и размещения топлива и т. п.

Крыло (рис. 8.1) представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки 6. Каркас состоит из лонжеронов 1, стенок и стрингеров 2 (продольный набор) и нервюр 9 (поперечный набор).

Рис. 8.1. Крыло современного пассажирского самолета

На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и закрылки 3) для улучшения взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 — для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны 8 — для крепления двигателей.

Крыло является важнейшей частью конструкции самолета.

На долю крыла приходится значительная часть массы и полного лобового сопротивления самолета. Обычно для дозвуковых самолетов масса крыла

где т_о— взлетная масса самолета; т_кон— масса конструкции самолета.

На режимах полета, близких к полетам с максимальной скоростью V_maxотношение коэффи­циента лобового сопротивления крыла к коэффициенту лобового сопротивления самолета с_хкр/с_х = 0,3. 0,5.

Требования к крылу.

Кроме общих для всего самолета требований к крылу предъявляются следующие требования:

— возможно большее значение аэродинамического качестваК;

-большое приращение коэффициента подъемной силы за счет механизации крыла Δс_ymах;

— возможно меньшее изменение характеристик устойчивости и управляемости самолета и его аэродинамических характеристик при переходе к сверхзвуковой скорости полета;

— возможно большие объемы для размещения различных грузов.

Рассмотрим важнейшие технические требования, предъявляемые к крылу, и пути их реализации.

Аэродинамические требования.Внешние формы и геометрические размеры крыла должны обеспечить получение летных свойств, соответствующих назначению самолета. При этом необходимо учитывать взаимодействие крыла с другими частями самолета.

Рассмотрим основные аэродинамические требования.

1. Малое сопротивление крыла на основных режимах полета, которое характеризуется произведением c_xaS, достигается:

— подбором профилей крыла с малым коэффициентом волнового сопротивления с_xа;

— выбором рациональной формы крыла в плане;

— ограничением площади крыла S;

— улучшением состояния внешней поверхности крыла (уменьшение шероховатости обшивки, недопущение применения стыков внахлестку, выступания заклепочных головок и других неровностей). Эти мероприятия уменьшают коэффициент сопротивление крыла с_ха).

3. Достаточно большое значение произведения c_{ya max}Sдостигается:

— постановкой профилей большим значением коэффициента подъемной силы с_{уа тах};

— подбором размеров и формы крыла, которые обеспечивают нужные взлетно-посадочные характеристики.

Произведение c_yamaxSхарактеризует способность крыла создавать необходимую подъемную силу для полета на малых скоростях и возможность увеличения её за счет механизации крыла.

4. Высокое максимальное качество самолетаK_mах = (c_ya/c_xa)_mах.Это необходимо для увеличения дальности и потолка полета, достигается:

— использованием профилей с большими значениями K_тах;

— крыльев больших удлинений;

— обеспечением хорошего состояния внешней поверхности крыла;

— специальной компоновкой внешних форм самолета (крыла и фюзеляжа).

5. Обеспечение устойчивости и управляемости на всех допустимых для самолета летных режимах.

Компоновочные требованияопределяются возможностью размещения на крыле грузов и агрегатов, а также средств механизации. При этом допустимо лишь незначительнее увеличение сопротивления крыла надстройками или ухудшение состояния его поверхности из-за наличия створок. На скоростных самолетах это условие иногда вынуждает отказываться от установки двигателей в крыле и от крепления к крылу опор шасси. При сопряжении крыла с другими частями самолета не должно нарушаться структура их силовых схем.

Требования к прочности и жесткости крыла.Для обеспечения безопасности полета самолета на всех допустимых режимах эксплуатации крыло должно обладать при возможно меньшей массе конструкции достаточными прочностью, жесткостью, долговечностью, и живучестью.

Необходимо обеспечить жесткость конструкции крыла, достаточную для того, чтобы критические скорости, при которых возникают недопустимые явления аэроупругости, превышали предусмотренные в эксплуатации скорости полета.

Эксплуатационные требования.При создании крыла необходимо обеспечивать выполнение всех общих требований к эксплуатационнойтехнологичности конструкции.

Технологические требованияопределяют производственную, ремонтную технологичность конструкции крыла.

Крылья представляют собой клепаные тонкостенные конструкции из листов, профилей и монолитных панелей. Поэтому необходимо обеспечить малую трудоемкость и простоту их изготовления и ремонта, точное выполнение внешних очертаний крыла, возможность применения сравнительно недорогих, недефицитных материалов и полуфабрикатов и др.

Технические требования, предъявляемые к крылу, в значительной степени взаимно противоречивы.

При конструировании необходимо учитывать тип, назначение самолета и условия его эксплуатации, подчиняя выбор параметров и конструктивных форм крыла условиям наилучшего удовлетворения важнейших требований, предъявляемых к данному типу самолета.

Аэродинамическая компоновка крыла

Общая компоновка конструкции крыла подчиняется задачам аэродинамической компоновки его внешних форм.

Аэродинамическая компоновка крыла входит в комплекс аэродинамической компоновки всего самолета. В процессе аэродинамической компоновки крыла выбираются его внешние формы, определяются основные размеры, решаются вопросы уменьшения сопротивления интерференции крыла и фюзеляжа, обеспечения благоприятных срывных характеристик при полете на больших углах атаки и больших дозвуковых скоростях.

Внешние формы крыла

Внешние формы крыла характеризуются его очертаниямив плане и виде спереди (углом поперечного V), профилями его сечений и взаимным распо­ложением частей (при бипланной схеме).

наибольшее распространение получили крылья, представленные на рис. 8.2:

крылья прямой (рис. 8.2, в), обратной (рис. 8.2, г) и изменяемой в полете (рис. 8.2, е)стреловидности;

крылья как часть интегральной схемы с фюзеляжем (рис 8.2, ж);

треугольныекрылья (рис. 8.2, д).

Параметры крыла, характеризующие крыло при виде в плане:

— площадь крылаS;

— размах крылаl;

— центральная хорда крылаb₀;

— бортовая хордаb_б;

— концевая хордаb_к;

—угол стреловидностиcили c_1/4;

— удлинение крылаλ;

—сужение крыла.

Рис. 8.2. Формы крыльев в плане.

В соответствии с положением и названием хорд b₀, b_б и b_кназываются сечения крыла(центральное, бортовое и концевое) и нервюры крыла в этих сечениях.

Рассмотрим влияние основных параметров, характеризующих внешние формы крыла, на некоторые характеристики крыла и самолета в целом.

Основные параметры крыла в плане:

— удлинение ;

— сужение ;

— углы стреловидностиχпо линии фокусов (1/4 хорд) или по передней кромке χ_п, которые определяются по очертаниям прямолинейного контура крыла (рис. 8.3).

Применяются прямоугольные (χ= 1),трапецивидные (χ > 1) и треугольные крылья. Для удовлетворения аэродинамических и компоновочных требований создают крылья с более сложными очертаниями в плане, чем простейшие формы, показанные на рис. 8.3.

В площадь крыла S входит площадь внутрифюзеляжной части, ограниченн­ая продолжениями передней и задней кромок примыкающих к фюзеляжу частей крыла (пунктирная линия на рис. 8.3).

Рис. 6.3. Вид в плане и основные размеры стреловидного (а)и треугольного (б) крыльев

В табл. 8.1 показано влияние параметров крыла на характеристики самолёта.

Пояснения к табл. 8.1

1. При дозвуковом полете коэффициент индуктивного сопротивления

,

где k — коэффициент, учитывающий форму и расположение крыла. Поэтому увеличение λ приводит к росту качества К = с_у/с_х.

При сверхзвуковом полете c_xi мало зависит от λ, приближенно

Удлинение крыльев рекордных планеров-парителей достигает 37, что соответствует λ= 53. У сверхзвуковых самолетов крылья имеют сравнительно небольшие удлинения- λ = 1,5. 4.

2. Рис. 6.4 поясняет влияние `с, λ и χна изменение с_х, а также профильногос_хпри волновогос_хвсопротивлений.

При значительном уменьшении λ(менее 2,5) уменьшается с_хвв трансзвуковой области и повышается число М_крит. Однако при этом понижается
производная коэффициента с_у по углу атакиα и для достижения потребных с_унеобходимы большие углы атаки α

3. Влияние λи η на изгибающий момент крылаМ_изг, массу, изгибную и крутильную жесткость крыла поясняет рис. 8.5.

При увеличении λрастет М_изг и масса крыла, но понижается жесткость, а при увеличении ηпроисходит обратное.

Увеличение хорд корневых частей крыла при уменьшении λи увеличении η вызывает увеличение внутреннего объема крыла (для размещения топлива и уборки шасси) и его площади (для размещения средств механизации).

Рис. 8.4. Зависимость коэффициентов лобового сопротивления крыла от числа М при различных λ,` с и χ

Рис. 8.5. Влияние λ и η на моменты изгибающие

4. Обычно сужение крыльев равно 2. 4.5.

5. Основной целью применения стреловидности (с χ = 20. 60°) является улучшение аэродинамических свойств крыла при больших числах M.

Эффект стреловидности поясняется рис. 8.6. Вектор эффективной скорости V_э = Vcosx и лежит в плоскости, перпендикулярной линии фокусов (линии 1/4хорд).

Это плоскость с наибольшейкривизной поверхности, поэтому образованный ею профиль определяет распределение давлений и значения с_уи с_хкрыла. Вектор тангенциальной скоростиV_t, направлен вдоль линии 1/4 хорд. Он направлен по прямолинейной образующей поверхности, поэтому он не влияет на распределение давлений, но способствует образованию концевого срыва потока.

Для скользящего под углом χбесконечного крыла

В действительности же концы и центральная часть крыла обтекаются потоком в направлении полета, это ведет к снижению М_крнт (концевой и срединный эффекты).

Рис. 8.6. Влияние стреловидности на скорости потока, обтекающего крыло

Стреловидность крыла способствует плавному протеканию волнового кризиса и уменьшает максимальное значение коэффициента волнового сопротивления С_хв.

Обычно применяемая прямая стреловидность крыла (χ > 0) приводит к увеличению путевой поперечной устойчивости самолета, а также повышению критических скоростей флаттера и дивергенции.

Однако стреловидные крылья имеют и недостатки:

— прямая стреловидность повышает склонностьк срыву потока с концов крыла;

— при увеличении стреловидности уменьшаются , С_утах и К_тах,а также снижается эффективность средств механизации (уменьшается с_утах).

6. На сверхзвуковых самолетах применяются крылья малого удлинения. Стреловидность крыльев сверхзвуковых самолетов характеризуется углом по передней кромке χ_г (см. рис. 8.4, б).

Треугольное крыло обладает сочетанием положительных аэродинамических свойств стреловидности, малого удлинения и малой относительной толщины.

Недостатком этого крыла является малое , определяющее низкое значение с_упоспри посадке с углом атаки α_пос, обусловленное условиями компоновки

Рис. 8.7. Формы законцовок крыла

Рис. 8.8. Отгиб концевой части крыла

7. Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней и задней частями (рис. 8.7, а). Законцовка, показанная на рис. 8.7, б, позволяет уменьшить концевой эффект стреловидного крыла, который увеличивает нагрузки концевых сечений и смещает вперед их центр давления; снижает волновое сопротивление крыла и улучшает его срывные характеристики.

С целью уменьшения индуктивного сопротивления крыла при

меняется отгиб вниз его концевой части (рис. 8.8).

Рис. 8.9. Влияние концевых профилированных шайб (крылышки Уиткомба)

1, 2 — обдувка воздухом собственно верхней и нижней поверхностей крыла; 3 — образование концевых вихрей

Установка концевых профилированных шайб (рис. 8.9) позволяет уменьшить интенсивность концевых вихрей, а также индуктивное сопротивление крыла. Кроме того, за счет обдувки крыла искривленным потоком воздуха (из-за его перетекания на конце крыла) на шайбы действуют аэродинамические силы R_в и R_н, составляющие которых Х_в и Х_н направлены вперед по полету.

Источник