Геометрические характеристики крыла

Они определяются формой профиля, формой в плане и видом крыла спереди.

Профилем крыла называется форма (контур) сечения крыла, получаемая от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. На Рисунок3.2 показаны формы профилей крыла.

Рисунок 3.2 Формы профилей крыла

1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламиниризированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - видный

Крылья первых самолетов представляли собой тонкие изогнутые пластины.

В 1910 – 1912 гг. Н.Е. Жуковским был теоретически разработан вогнутый профиль крыла 4, обладающий большой несущей способностью.

В дальнейшем перешли к плосковыпуклым и двояковыпуклым профилям 2,3.

S-образные профили 5 обладают лучшими характеристиками устойчивости. Ламинаризированные профили 6 обладают пониженным сопротивлением при полетах на максимальной скорости.

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны чечевицеобразные профили крыла 7, образованные пересечением дуг окружностей.

Для гиперзвуковых полетов применяются ромбовидные и клиновидные профили 8,9 , предложенные К.Э. Циолковским .

Основными характеристиками профиля крыла являются (Рисунок3.3):

- хорда;

- относительная толщина;

- относительная кривизна;

- координата максимальной толщины.

Рисунок 3.3 Геометрические характеристики профиля

Хордой b называется отрезок, соединяющий точку ребра атаки и точку ребра обтекания концевые точки профиля.

Относительная толщина – это отношение максимальной толщины профиля к его хорде , измеряемое в процентах от длины хорды:

.

Здесь: c_max- максимальная толщина. Это расстояние между верхним и нижним скатами профиля

Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых самолетов лежит в пределах 10 – 15%, а сверхзвуковых – в пределах 2,5 – 5%. Чем тоньше профиль, тем меньше сопротивление крыла. Но при таком профиле несущие свойства и прочностные характеристики крыла ухудшаются.

Координата максимальной толщины профиля . Измеряется в процентах от хорды, считая от носка хорды:

,

Для дозвуковых профилей равна 25 – 30%, для сверхзвуковых равна 50%. Эта координата показывает, где расположена точка перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентный.

Относительная кривизна (вогнутость) профиля – это отношение стрелки прогиба средней линии профиля к его хорде, измеряемое в процентах:

.

Здесь: f_max –максимальная кривизна (стрелка прогиба).

Стрелкой прогиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

Средняя линия профиля – это линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой на верхнем и нижнем обводах профиля.

Относительная кривизна профилей крыльев современных самолетов колеблется в пределах от 0% до 2%.

Относительная толщина и относительная кривизна профилей крыла являются важными характеристиками, влияющими на подъемную силу крыла

Исходя из требований аэродинамики и из конструктивных соображений крыло набирают из профилей с разной относительной толщиной. В корневых сечениях крыла из соображений прочности ставят более толстые профили, а на концах крыла – более тонкие.

Для получения нужных характеристик устойчивости кривизну профилей увеличивают от корня к концам крыла. Такие крылья называются аэродинамически закрученными.

Хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к оси фюзеляжа, которые у корня крыла больше, а на конце – меньше. Такие крылья называются геометрически закрученными. Угол, образованный так называемой средней аэродинамической хордой крыла (САХ) с осью фюзеляжа, называется углом установки крыла (Рисунок3.3-1).

Рисунок3.3-1 Угол установки крыла

Величина угла установки выбирается из условий наименьшего лобового сопротивления самолета при полете с максимальной скоростью и составляет примерно 0 – 3°.

Форма крыла в плане

Крыло в плане – это проекция крыла на горизонтальную плоскость.

Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть :

эллипсовидные (а),

прямоугольные(б),

трапециевидные ,стреловидные (г)

треугольные (д),

оживальные (е ).

е

Рисунок 3.4 Формы крыла в плане

У первых самолетов крылья в плане имели форму прямоугольника (Рисунок3.4,б). Крылья прямоугольной формы применяются и на современных самолетах.

Наилучшее аэродинамическое качество при малых скоростях имеет эллиптическое крыло(Рисунок3.4,а), но ввиду сложной формы обводов оно применяется редко.

Широкое применение во всех диапазонах скоростей нашли трапециевидные крылья (Рисунок 3.4,в).

Крылья с сильно оттянутыми назад концами называются стреловидными (Рисунок3.4,г).

Такие крылья применяются на самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

На сверхзвуковых самолетах получили применение треугольные крылья (Рисунок3.4,д) и крылья оживальной формы, с S – образной передней кромкой (Рис3.4,е).

Геометрические характеристики крыла в плане

Форма крыла в плане характеризуется следующими параметрами: размахом, площадью, удлинением, сужением, стреловидностью (3.11):

Рисунок 3.5 Геометрические характеристики крыла

Размах крыла - это расстояние между концевыми точками крыла, измеренное перпендикулярно к плоскости симметрии.

Площадь крыла S_кр ограничена контурами крыла. В площадь крыла включена также часть площади фюзеляжа, входящая в контур крыла.

Удлинение крыла - отношение квадрата размаха к площади крыла: или отношение размаха крыла к средней хорде λ= .

Для прямоугольного крыла формула удлинения имеет более простой вид – отношение размаха крыла к хорде : .

Удлинение крыла значительно влияет на аэродинамические характеристики дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. Примерное значение удлинения: ; .

Сужение крыла -это отношение корневой хорды крыла b_корн к его концевой хорде b_конц:

η = .

Для трапециевидных крыльев .

Стреловидность крыла характеризуется углом стреловидности. Угол стреловидности крыла ⁰ - это угол, образуемый при виде крыла сверху линией фокусов и перпендикуляра к плоскости симметрии (см. Рисунок3.5). Линия фокусов проходит через 0,25b профилей крыла, считая от носка. Иногда угол стреловидности определяют по передней кромке крыла. Величина угла стреловидности может достигать 60° и более.

Форма крыла спереди. Эта форма крыла характеризуется изломом, называемым «поперечным V крыла»

Угол “поперечного V” образуется при виде спереди линией фокусов и перпендикуляром к плоскости симметрии (Рисунок3.6).

Рисунок 3.6 Угол поперечного V крыла

«Поперечное V» считается прямым или положительным, если вершина угла, образованного левой и правой половинами крыла, находится внизу, и считается обратным или отрицательным, если вершина угла находится наверху.

На современных самолетах . Обратное «V» применяют обычно на крыльях, имеющих большую стреловидность в плане. С помощью угла “поперечного V” изменяется запас поперечной устойчивости самолета.

Угол атаки крыла. Величина действующей на крыло аэродинамической силы зависит от угла, под которым крыло встречает набегающий поток воздуха, см.Рисунок3.7

Рисунок 3.7 Углы атаки крыла

Углом атаки крыла α называется угол, образованный хордой профиля крыла и вектором скорости набегающего потока. Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым.

Для геометрически закрученного крыла угол атаки определяется как угол, образованный средней аэродинамической хордой крыла (САХ) и вектором скорости.

Изменяя в полете угол атаки крыла, пилот изменяет параметры полета самолета по скорости и высоте. Для этого пилот отклоняет руль высоты на горизонтальном оперении.

Дата добавления: 2014-08-04; просмотров: 3517; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!