Конструкция крыла самолета: профиль, строение, размах

Крыло — несущая поверхность ВС, предназначенная для создания аэродинамической подъемной силы. На крыле самолета устанавливаются элероны, обеспечивающие поперечную управляемость, и механизация, улучшающая взлетные и посадочные характеристики самолета. Внутренние объемы крыла обычно используются для размещения топлива.

Крыло относительно фюзеляжа может занимать нижнее, верхнее или среднее положение. Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) имеет широкое применение для пассажирских самолетов. Эта схема наиболее выгодна в отношении безопасности пассажиров и экипажа при аварийной посадке с убранным; шасси.

У низкоплана конструктивно проще расположить оперение выше крыла, вынеся его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла; шасси имеет небольшую высоту, что снижает его массу и упрощает уборку.

Верхнее расположение крыла более выгодно в отношении аэродинамического сопротивления самолета, вызванного интерференцией крыла и фюзеляжа; дает возможность приблизить фюзеляж к земле, что удобно для погрузки и выгрузки грузов.

При расположении двигателей на крыле уменьшается опасность попадания в них посторонних предметов с ВПП.

Однако такая схема часто вынуждает крепить основные опоры шасси на фюзеляже, что ведет к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении по аэродрому вследствие небольшого расстояния между опорами.

В случае крепления основных опор на крыле они имеют большую массу и высоту, что затрудняет их уборку. В высокопланной схеме усложнены обслуживание двигателей, установленных на крыле, заправка самолета топливом и маслом. Такая схема применяется чаще всего для грузовых сухопутных самолетов и гидросамолетов всех назначений.

Среднее расположение крыла наиболее выгодно в аэродинамическом отношении, поскольку в этой схеме взаимное влияние крыла и фюзеляжа создает минимальное лобовое сопротивление. Однако схема среднеплана не применяется для транспортных ВС, потому что крыло затрудняет размещение в фюзеляже пассажиров и грузов.

Геометрические характеристики. Основными геометрическими характеристиками крыла являются: профиль, форма в плане, угол установки, угол попе­речного V.

Профиль крыла — сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолета. Профиль — одна из важнейших характеристик крыла, так как от него зависят аэродинамичес­кие, прочностные и другие характеристики крыла. Профиль характеризуется формой, относительной толщиной, относитель­ной вогнутостью (кривизной) и относительным положением максимальной толщины.

Форма профиля крыла транспортного самолета может быть плосковыпуклой, двояковыпуклой несимметричной, двояко­выпуклой симметричной и S-образной (рис. 2.1).

Однако он имеет значительный коэффициент лобо­вого сопротивления и поэтому применяется на тихоходных самолетах, вертолетах и планерах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет относи­тельно малый коэффицент лобового сопротивления и сравни­тельно высокий максимальный коэффициент подъемной силы, особенно при большой кривизне; обеспечивает значительную прочность и жесткость крыла.

Положение центра давления у такого профиля меняется незначительно при изменении угла атаки. Двояковыпуклый несимметричный профиль применяет­ся для крыльев большинства транспортных самолетов.

Двояковыпуклый симметричный профиль имеет низкие максимальный коэффициент подъемной силы и коэффициент лобового сопротивления; применяется для крыльев сверхзвуко­вых самолетов.

Рис. 2.1. Формы и элементы профиля крыла:

• 1–плосковыпуклая; 2 –двояковыпуклая несимметричная;
• 3 –двояковыпуклая симметричная; 4 –S –образная; С –толщина профиля;
• ƒ –кривизна профиля; а –средняя линия профиля; b –хорда

S-образный профиль характерен тем, что положение центра давления у него не меняется при изменении угла атаки. Поэто­му такой профиль применяется на самолетах типа «бесхвостка». S — образный профиль в сравнении с двояковыпуклым имеет несколько меньший максимальный коэффициент подъемной силы и более высокий коэффициент лобового сопротивления.

Относительная толщина С –это выраженное в процентах отношение его наибольшей толщины С к хорде ,b -(хорда — отре­зок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля):

U = С/b·100 %. Уменьше­ние относительной толщины профиля влечет за собой уменьше­ние лобового сопротивления крыла и повышение критического числа М, однако при этом ухудшаются характеристики прочнос­ти и жесткости.

Для получения приемлемых взлетно-посадоч­ных характеристик самолета тонкое крыло необходимо снаб­жать мощной механизацией. Профили с относительной толщи­ной менее 8 % считаются тонкими, от 8 до 12 % — средними, более 12 % — толстыми.

Для тихоходных самолетов применяются толстые профили, для скоростных — тонкие. Транспортные самолеты имеют крылья с относительной толщиной 10-18 %.

Относительная вогнутость профиля f — отношение макси­мальной вогнутости средней линии профиля/ к хорде, выражен­ное в процентах:

Форма крыла в плане может быть прямоугольная, трапецие­видная, стреловидная и треугольная (рис. 2.2).

Прямоугольное крыло отличается простотой конструкции, оно проще других в изготовлении, но менее выгодно в отноше­нии массы. Улучшение массовых характеристик прямоугольно­го крыла на тихоходных самолетах и планерах достигается установкой подкосов.

Трапециевидное крыло выгоднее прямоугольного в массо­вом отношении и широко применяется на самолетах, летающих со скоростями до 700 км/ч, а также на вертолетах.

Стреловидное крыло применяется на самолетах, выполняю­щих полеты на больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, поскольку на таком крыле местные звуковые скорости, вызы­вающие скачки уплотнения, возникают при более высоких значениях числа М, чем на прямом крыле. К недостаткам стре­ловидного крыла относятся: более низкая несущая способность, излишняя поперечная устойчивость самолета, повышенная масса и меньшая жесткость по сравнению с прямым крылом

Рис. 3.2. Форма крыла в плане: 1 — прямоугольная; 2, 3 — трапециевид­ная; 4 — стреловидная; 5 — треугольная; t>„ — концевая хорда; Ьр — центральная хорда; % — угол стреловидности; S — площадь; / — раз­мах

Рис. 2.2. Форма крыла в плане: 1 –прямоугольная; 2, 3 —трапециевид­ная;

4 — стреловидная; 5 — треугольная; bk — концевая хорда; b0 — центральная хорда; X — угол стреловидности; S — площадь;L— раз­мах

Треугольное крыло вследствие малого удлинения и большо­го сужения дает возможность снижения массы и повышения жесткости. Такое крыло имеет большие критические числа М. Вместе с тем треугольное крыло имеет низкие аэродинамичес­кое качество и несущую способность, создает большую зону возмущенного потока за крылом, что отрицательно влияет на работу оперения.

Крыло в плане, кроме формы, характеризуется площадью, размахом, удлинением, сужением и углом стреловидности.

Площадь крыла S — это площадь его проекции на базовую плоскость, т. е.

плоскость, содержащую центральную хорду крыла и перпендикулярную базовой плоскости самолета (плос­кости, относительно которой большинство элементов самолета расположено симметрично слева и справа).

В площадь крыла входят площади, вписанные в фюзеляж, гондолы двигателей и другие надстройки на крыле. Площадь крыла выражается в квадратных метрах и определяется в соответствии с принятой удельной нагрузкой на крыло.

Размах крыла L — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолета и касающимися концов крыла. Размах крыла тяжелых самолетов достигает 60 м и более.

Удлинение крыла λ — отношение квадрата размаха крыла к его площади:

А = L2/S. Для прямоугольного крыла удлинение может быть выражено отношением размаха крыла к хорде.

Рис. 2.3. Угол установки φ0 и угол поперечного V крыла φ

Удлинение оказывает большое влияние на аэродинамические, массовые и жесткостные характеристики крыла. Увеличение удлинения ведет к повышению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость.

Большое удлинение имеют дальние магистральные самолеты, у которых оно достигает 10.

Сужение крыла η— процентное отношение длины централь­ной хорды b0 к длине концевой хорды bк, т. е. η = b0/bк · 100 %. Сужение также оказывает влияние на аэродинамические и массовые характеристики крыла. Увеличение сужения вызы­вает уменьшение массы крыла, но при этом повышается склон­ность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.

Угол стреловидности крыла X — угол между линией фокусов крыла (линией, отстоящей от передней кромки крыла на 0,25 хорды) и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде крыла.

Угол установки крыла φ0 — угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета (рис. 2.3). Углы установки крыла на транспортных самолетах выбираются из тех соображений, чтобы на крейсерских скоростях полета базовая ось самолета находилась на траектории полета и фюзеляж создавал мини­мальное лобовое сопротивление.

Угол поперечного Укрыла φ — угол между линией 0,25 хорды крыла и базовой плоскостью крыла. Угол считается положи­тельным, если концы крыла подняты над центральной хордой крыла, и отрицательным, если находятся ниже центральной хорды.

Значение угла Ф определяет степень поперечной устой­чивости самолета: чем больше положительный угол, тем само­лет устойчивее. Однако излишняя устойчивость нежелательна, так как самолет становится трудным в управлении относитель­но продольной оси.

Отрицательные углы поперечного V при­даются стреловидным крыльям, чтобы устранить избыточную поперечную устойчивость, создаваемую стреловидностью кры­ла. Значение угла φ лежит в пределах от — 5 до + 5°.

ТРЕБОВАНИЯ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫЕ К КРЫЛУ.

1. Аэродинамические требования.

2. Конструктивные требования.

Малый вес при достаточной прочности и жёсткости крыла (полное удовлетворение требованиям норм прочности ); возможность удобной конструктивной увязки конструкции крыла с другими агрегатами самолёта.

3. Эксплуатационные требования.

Максимальное использование внутреннего объёма, высокая живучесть (т.е.

минимальная уязвимость силовых элементов, органов управления и механизации), доступность для досмотра и обслуживания всех ответственных частей и деталей, лёгкость ремонта, эксплуатация в любое время года, удобное размещение оборудования и всех частей, которые расположены на крыле и внутри его, возможность хранения под открытым небом.

4. Производственно-экономические требования.

Удовлетворяя всей совокупности требований, конструкция крыла должна допускать применение при данном объёме производства наиболее

экономичной технологии.

Источник: https://cyberpedia.su/1x1cbc.html

Строение крыла самолета

Данный вид крыльев выполнен преимущественно из пластика и больше подходит для горных велосипедов. Они крепятся к передней и задней вилке через отверстие в них. Все болты идут в комплекте с деталью.

Однако перед покупкой важно убедиться, что на вилках вашего байка имеются данные отверстия. . В противном случае Вам подойдут быстросъемные крылья с другим типом крепления

Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.

В противном случае Вам подойдут быстросъемные крылья с другим типом крепления. Заднее крыло с помощью зажима или ремня устанавливается на подседельный штырь.

Передняя деталь имеет болт, который вворачивается во втулку передней вилки, фиксируя элемент. Конструкция крыльев позволяет регулировать высоту.

Преимуществом данного типа крыльев является:

• Малый вес;
• Удобство при установке и демонтаже;
• Легкость в чистке;
• Большой зазор между крылом и покрышкой.

Быстросъёмное велокрыло

Кстати, одинаковое расстояние от крыла до колеса имеет как плюсы, так и минусы. Горные велосипеды обладают серьезным протектором на покрышках.

• Если расстояние до крыла будет маленьким, грязь начнет забиваться под него, и достать ее оттуда будет проблематично.
• А при большом зазоре комки и брызги начнут разлетаться во все стороны, снижая полезность велокрыла.
• К недостаткам быстросъемных элементов относят:

• Низкая степень защиты от грязи (результат большого зазора);
• Слабая прочность (выполнены чаще всего из пластика);
• Слабая фиксация креплений.

Поскольку данный тип крыльев держится на одном болте, а некоторые детали и вовсе на зажиме, при езде по пересеченной местности высота и положение элементов может сбиваться.

А учитывая, что «быстросъемники» устанавливают на горные байки, которые редко ездят по ровному асфальту, крылья регулярно приходится поправлять.

Принцип действия

Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Давление же воздуха зависит от распределения скоростей воздушных потоков вблизи этих поверхностей.

Одним из распространённых 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 упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

В другой распространённой, но неверной модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли[3]: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх.

Для обеспечения неразрывности потока скорость воздуха над крылом должна быть больше, чем под ним, из чего следует, что давление на верхней стороне профиля крыла ниже, чем на нижней; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила.

Однако данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояковыпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние.

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.

Положение закрылков (сверху вниз): 1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)2) Наибольшая площадь крыла (взлёт)3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)4) Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)

Одним из главных недостатков 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 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.

Достигнув точки отрыва у задней кромки, воздух продолжает своё движение вниз по инерции вместе с массой, отклонённой нижней поверхностью крыла, что в сумме вызывает скос потока и возникновение реактивного импульса. Вертикальная часть этого импульса и вызывает подъёмную силу, уравновешивающую силу тяжести, горизонтальная же часть уравновешивается лобовым сопротивлением.

На самом деле, 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 () и от целого ряда других факторов.

Стационарные

Стационарные аналоги называют полноразмерными, поскольку они плотно прилегают к колесу и практически покрывают большую его площадь. Благодаря этому они обеспечивают лучшую защиту от грязи и брызг.

Говоря коротко, плюсы стационарных крыльев являются недостатками быстросъемных, а преимущество первых превращается в минус последних.

К плюсам относят:

• Лучшую защиту;
• Высокую прочность;
• Надежное крепление.

1. Крепится стационарное крыло в трех местах: на вилке, перьях и в раме у оси.
2. Стационарные велокрылья
3. Недостатки полноразмерных деталей:

• Вес;
• Сложность очистки внутренней стороны из-за малого зазора;
• Не универсальное крепление.

В отличие от быстросъемных пластиковых крыльев, данный вид подходит ко всем велосипедам. Поэтому, собираясь приобрести товар, убедитесь в радиусе детали и наличии отверстий для крепления.

Подбор крыльев под различные типы велосипеда

Внешние формы и геометрические параметры крыла

Рис. 3. Различные формы крыла в плане: а – прямое прямоугольное; б – прямое трапециевидное; в – прямой стреловидности; г – обратной стреловидности; д – треугольное; е &nd…

ха­рак­те­ри­зу­ют­ся его фор­мой в пла­не и про­фи­лем по­пе­реч­ного се­че­ния. Гео­мет­рич. па­ра­мет­ры К. в пла­не: цен­траль­ная, или кор­не­вая, хор­да b0 (со­от­вет­ст­вен­но се­че­ние К. в плос­ко­сти сим­мет­рии на­зы­ва­ет­ся кор­не­вым), кон­це­вая хор­да $b_к$ (на кон­цах К.

), угол стре­ло­вид­но­сти $χ$ (угол ме­ж­ду пер­пен­ди­ку­ля­ром к плос­ко­сти сим­мет­рии К. и ли­ни­ей пе­ред­ней кром­ки К. или ли­ни­ей од­ной чет­вер­ти хорд, $χ_{1/4}$), пло­щадь $S$, раз­мах $l$ (рас­стоя­ние от од­но­го кон­це­во­го про­фи­ля до дру­го­го). Фор­ма К.

в пла­не оп­ре­де­ля­ет­ся уд­ли­не­ни­ем $λ=l^2/S$ и су­же­ни­ем $η=b_0/b_к$. Уг­ло­вое от­кло­не­ние плос­ко­сти хорд К. от его го­ри­зон­таль­ной ба­зо­вой плос­ко­сти на­зы­ва­ет­ся по­пе­реч­ным $V$ К. (рис. 2), ха­рак­те­ри­зу­ет­ся уг­лом $ψ$. По­пе­реч­ное $V$ К.

оп­ре­де­ля­ет сте­пень по­пе­реч­ной ус­той­чи­во­сти ЛА: при $ψ>0$ – по­вы­шен­ная ус­той­чи­вость (нуж­на для не­ма­нёв­рен­ных и ма­ло­ма­нёв­рен­ных ЛА), при $ψ

Источник: https://class-tour.com/stroenie-kryla-samoleta/

Тема 6. Крыло

Литература:

Гребеньков
О.А. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1984.

Житомирський
Г.И. Конструкция самолетов. М.:
Машиностроение, 1992.

Общие сведения о крыле

Крыло
— несущая поверхность самолета,
предназначенная для создания
аэродинамической подъемной силы,
необходимой для обеспечения полета и
маневров самолета на всех режимах,
предусмотренных ТТД.

Крыло
обеспечивает поперечную устойчивость
и управляемость самолета и может быть
использовано для крепления шасси,
двигателей, размещения топлива, вооружения
и т.п.

Крыло представляет собой тонкостенную
подкрепленную оболочку и состоит из
каркаса и обшивки; каркас — из лонжеронов,
стенок и стрингеров (продольный набор)
и нервюр (поперечный набор).

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

Внешние формы крыльев

Внешний
вид крыла характеризуется видом крыла
в плане, профилем поперечного сечения
и углом поперечного V на виде спереди.

Форма крыла в плане определяется
удлинением l= l2/S (l — размах крыла, S —
площадь крыла), сужением h=b0/bк (b0 —
центральная или корневая хорда, bк —
концевая хорда крыла), углом стреловидности
c.

Угол стреловидности — угол между
линией, проходящей через четверти хорд
крыла и перпендикуляром к плоскости
симметрии самолета. Для треугольных
крыльев этот угол измеряется по передней
кромке крыла.

• Наиболее
  распространенные формы крыльев в плане:
• —
  прямое (прямоугольное, трапецевидное,
  овальное и их комбинации);
• —
  стреловидное, стреловидность прямая —
  концевая часть крыла сдвинута назад по
  полету;
• —
  обратное — конец крыла сдвинут вперед,
  разновидность — серповидное крыло
  двойной стреловидности;
• —
  треугольное, разновидности: двойная
  дельта, оживальное крыло,
• —
  крыло с изменяемой в полете стреловидностью.

Поперечное
сечение крыла характеризуется типом
аэродинамического профиля и его
относительной толщиной:

1. сmax
   — максимальная толщина профиля, b — хорда
   крыла.
2. Нагрузки
   крыла.
3. В
   полете, при взлете и посадке на крыло
   действуют следующие нагрузки:
4. аэродинамические
   силы разряжения или избыточного давления,
   распределенные по поверхности крыла
   (qв),
5. массовые
   инерционные нагрузки от массы конструкции
   крыла, в том числе и его сила тяжести,
   распределенные по объему конструкции
   крыла (qкр),

сосредоточенные
нагрузки от инерционных сил и сил тяжести
агрегатов и грузов, приложенных в узлах
их крепления к крылу (Pагр.).

Все
нагрузки, приложенные к крылу,
уравновешиваются реакциями в узлах его
крепления к фюзеляжу (Rф).

Основные
элементы крыла.

• Основными
  элементами крыла являются:
• -обшивка,
• -лонжероны,
• -продольные
  стенки,
• -стрингеры,
• -нервюры.
• Обшивка.
  

Внешняя
поверхность крыла образуется обшивкой.
У самолетов с небольшими скоростями
полета может использоваться полотняная
обшивка из хлопчатобумажных или
синтетических тканей.

На большинстве
современных самолетов используется
металлическая обшивка из алюминиевых
сплавов. На сверхзвуковых скоростях
полета находят применение обшивки из
стали или титановых сплавов.

В последнее
время все шире начинают использоваться
обшивки из композиционных материалов
(КМ) — стекло-, угле-, боропластики.

В качестве обшивки
могут использоваться монолитные
оребреные панели, получаемые фрезерованием,
штамповкой или прессованием, клееные
или сварные панели с сотовым заполнителем,
клееные панели из КМ.

Поверхность обшивки
должна быть очень гладкой, допустимая
шероховатость не более 5 мкм. С этой
целью на обшивку наносится лакокрасочное
покрытие с последующей полировкой.

Обшивка
должна обеспечивать герметичность
конструкции. Перетекание воздуха через
щели в стыках обшивки увеличивает
сопротивление крыла и ухудшает его
аэродинамические качества.

Одна
обшивка, как правило, не может обеспечить
необходимой прочности и жесткости
крыла, поэтому ее изнутри приходится
подкреплять каркасом, состоящим из
продольного и поперечного набора. К
продольному набору относятся лонжероны,
продольные стенки и стрингеры. Поперечный
набор состоит из нервюр.

Источник: https://studfile.net/preview/5374765/

Конструкция элементов крыла

Особенности конструкции поворотной части крыльев изменяемой геометрии
Поворотные части крыльев изменяемой геометрии имеют, как правило, моноблочную конструкцию. Особенностью конструкции является переход от моноблока к узлу поворота. Проушины между собой соединяются стенками 1, сходящимися к центру узла поворота. В поперечном направлении стенки подкрепляются диафрагмами 2.

Конструкция элементов крыла
По конструктивно-силовой схеме лонжероны делятся на балочные и ферменные. Основную часть массы лонжерона составляют пояса.

Поэтому правильный выбор поперечного сечения поясов и их материала приводит к уменьшению массы лонжерона; Величиной, характеризующей форму поперечного сечения поясов лонжерона, является коэффициент использования строительной высоты профиля: k=h/H, где h — расстояние между центрами масс сечений поясов лонжерона; Н — строительная высота крыла в месте установки лонжерона. Чем больше величина к, тем выгоднее в весовом отношении будет лонжерон при прочих равных условиях.

Формы поперечного сечения поясов различны. При выборе формы необходимо стремиться более полно использовать строительную высоту крыла в этом месте для. получения наименьшей массы лонжеронов.

Кроме того, форма пояса должна обеспечивать получение высокого критического напряжения.

Пояса изготовляют из прессованных и катаных профилей и лишь в концевых мало нагруженных сечениях лонжерона они могут быть сделаны из гнутых профилей. С целью увеличения коэффициента использования строительной высоты профиля пояса лонжерона выводятся на внешнюю поверхность крыла. Для крепления обшивки на профиле делаются специальные полочки.

К недостаткам такой схемы следует отнести сложность обработки поверхности пояса по контуру крыла, особенно если лонжерон по размаху расположен не на одном проценте хорды. Поэтому иногда в ущерб весовым характеристикам, но для удовлетворения производственных требований, пояс лонжерона касается обшивки лишь только на участке небольших полочек, к которым обшивка и крепится.

  Органы поперечного управления

Если пояс лонжерона выполнен из стали, то для упрощения подгонки его по контуру крыла между обшивкой и поясом устанавливается профилирующая накладка из алюминиевого, обработка которой значительно легче. Для снижения массы лонжерона необходимо стремиться к созданию равнопрочной конструкции. Достигается это уменьшением площади поперечного сечения поясов лонжерона к их концам.

Такое изменение площадей сечений поясов может быть осуществлено изменением по длине лонжерона сортамента профилей и фрезерованием поясов. Для этой цели часто используются накладки. Такая комбинация позволяет осуществить пояс лонжерона из одного профиля по всему размаху.

К концу крыла, кроме того, могут и полки профилей как по толщине, так и по высоте. Уменьшение массы лонжерона может быть достигнуто и установкой на поясах лонжеронов накладок из композиционных материалов, с высокой удельной прочностью. В балочном лонжероне пояса соединяются стенками. Двух стеночныё лонжероны не нашли широкого применения.

Кроме того, стойки используются для крепления к лонжерону нервюр. Для повышения критических напряжений сдвига в стенке могут делаться зиги. В концевых сечениях лонжерона, где нагрузка мала и толщина выбирается конструктивно последней делаются отверстия для уменьшения массы. Эти отверстия также и используются при проведении клепальных работ.

Стенка крепится к поясам лонжерона при помощи заклепок Диаметр заклепок, их шаг и количество рядов заклепочного шва определяется величиной действующей нагрузки. Ею же определяется выбор материала и толщины стенки. Стенка изготовляется из листового материала. Толщина стенки по размаху переменна. Это достигается постановкой различных по толщине листов.

  Стреловидные крылья

Соединение отдельных частей стенок производится, заклепками при помощи специальных накладок или внахлестку. Стыки стенок и поясов должны находиться в разных сечениях для уменьшения концентрации напряжений.

В концевых мало нагруженных сечениях лонжерон часто изготовляется штамповкой из листа и в сечении имеет форму швеллера.

Сильно нагруженные лонжероны крыльев тяжелых самолетов, имеющих большую строительную высоту, часто выполняются по ферменной схеме.

Сильно нагруженный ферменный лонжерон при его большой высоте получается легче балочного. Отсутствие сплошной стенки у ферменного лонжерона обеспечивает более удобные подходы при клепке внутри крыла и тем самым облегчает его сборку. Ферменный лонжерон выполняется, как правило, по раскосно-стоечной схеме.

Стойки устанавливаются в местах крепления к лонжерону нервюр. При образовании фермы необходимо стремиться, чтобы оси ее стержней пересекались в одной точке. Невыполнение этого условия приводит к возникновению в узле местного изгибающего момента, догружающего изгибом стержни. Наиболее простым по конструкции и выгодным в весовом отношении является сварной лонжерон из стальных труб.

Однако из-за трудности обеспечения высокого качества сварки, необходимости термообработки всего лонжерона после сварки и правки его от поводок после термообработки, конструктивной сложности соединения лонжерона с обшивкой и нервюрами и не технологичности конструкции при крупносерийном производстве такие лонжероны не нашли распространения.

Лонжероны из труб, выполненных из алюминиевых сплавов, у которых соединение стержней друг с другом может осуществляться только клепкой при помощи косынок, не применяются из-за сложности изготовления, трудностей соединения их с обшивкой и нервюрами и плохих весовых характеристик.

Пояса таких лонжеронов могут изготовляться из таких же профилей, как и пояса балочных лонжеронов. Соединение стержней фермы осуществляется заклепками, узлы подкрепляются косынками.

Небольшие участки ферменных лонжеронов могут изготовляться штамповкой! Размеры таких участков определяются мощностью прессового оборудования.

  Аэродинамическая компенсация элеронов

Источник: https://aeroconstruction.ru/konstrukciya-elementov-kryla/

Аэродинамические характеристики профиля RAF-34

< Предыдущая СОДЕРЖАНИЕ Следующая > Перейти к загрузке файла

Профиль является не симметричным. Его модификации использовались в крыльях самолётов Ту-4, ТИ-28, в британском транспортном планере General Aircraft G.A.L.49 Hamilcar. Рисунок 2 — Профиль Raf-34 Рисунок 4 — Коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления профиля Рисунок 5 — Качество профиля Таблица 2 — Аэродинамические характеристики[2] б, град Cy Cx К 0 0,06 0,015 4 8 0,63 0,04 15,8 16 1,02 0,1 9,3 20 0,84 0,2 4,2 24 0,67 0,32 2,1

Обтекание крыла конечного размаха уже не является плоско-параллельным, а имеет пространственный характер, особенно вблизи его концов.

Это объясняется перетеканием потока через торцы крыла из зоны повышенного давления на нижней поверхности в зону пониженного давления на верхней поверхности.

В связи с этим перетеканием происходит перераспределение давления по поверхности крыла, что приводит к различию аэродинамических характеристик крыла конечного и бесконечного размаха.

Из-за разности давлений происходит перетекание воздушного потока через торцы крыла с нижней поверхности на верхнюю, что приводит к появлению дополнительного потока, направленного вдоль размаха крыла.

Под крылом этот поток направлен к концам крыла, а над ним — к его средней части [3,4].

Взаимодействие этого дополнительного потока с основным, обтекающим крыло, приводит к образованию вихрей, сбегающих с задней кромки. Эти вихри вызывают скос потока и приводят к появлению дополнительного сопротивления, называемого индуктивным. Это сопротивление учитывается в виде прибавки к коэффициенту лобового сопротивления.

По теореме Н.Е. Жуковского индуктивное сопротивление определяется следующим выражение [3]:

где

• — удлинение крыла;
• b=3,87м — хорда крыла;
• l=21,33м — размах крыла;
• — коэффициент, учитывающий форму крыла.
• Сравним коэффициенты лобового сопротивления с учётом индуктивного сопротивления и без него по рисунку.

Сравнение коэффициентов лобового сопротивления

Аэродинамика крыла конечного размаха с учётом механизации

1. Механизация крыла необходима для улучшения лётно-технических характеристик самолёта на режимах разбега, взлёта посадки и набора высоты.

   Механизация даёт возможности:

2. — уменьшить посадочную скорость;
3. — уменьшить длину разбега;
4. — улучшить устойчивость и управляемость на больших углах атаки.

На данном самолёте из механизации имеются щитки.

Это управляемые поверхности, прилегающие к задней поверхности крыла. При их отклонении повышается коэффициент подъёмной силы в среднем на 50%, а коэффициент лобового сопротивления на 18%.

В итоге аэродинамические коэффициенты крыла имеют следующий вид:

Коэффициенты подъёмной силы и лобового сопротивления крыла с механизацией и без неё

Качество крыла с механизацией

Источник: https://studbooks.net/2440267/tehnika/aerodinamicheskie_harakteristiki_profilya