Внешние формы крыла

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.

Форма крыла в плане

По форме в плане (рис. 3.1) крылья можно разделить на прямоугольные (а), трапециевидные (б), стреловидные (в) и треугольные (г). Геометрическими параметрами, характеризующими форму в плане, являются площадь S, размах, корневая хорда b₀, концевая хорда b_к, угол стреловидности по линии четвертей хорд c. Кроме того, форма в плане определяется и относительными параметрами: удлинением λ и сужением .

Рис. 3.1. Формы крыльев в плане

Большое влияние на характеристики крыла оказывает удлинение и сужение.

С уменьшением удлинения при полете на дозвуковых скоростях возрастает сопротивление самолета за счет индуктивного сопротивления

,

где k – коэффициент, учитывающий влияние формы крыла в плане.

На тяжелых и высотных дозвуковых самолетах, полет которых происходит на больших значениях , с целью снижения применяют крылья большого удлинения: l = 8...12.

Доля индуктивного сопротивления в общем балансе сопротивления уменьшается с ростом скорости из-за уменьшения потребных . Особенно сильно уменьшается доля индуктивного сопротивления на сверхзвуковых скоростях. Здесь основную часть сопротивления составляет волновое. Для уменьшения его величины применяют крылья малых удлинений: l = 2...2, 5.

Уменьшение удлинения благоприятно сказывается на массе крыла. С уменьшением удлинения при неизменной площади крыла из-за уменьшения плеча результирующей аэродинамической силы снижается изгибающий момент в корневых сечениях и увеличиваются их хорды, а следовательно, и строительная высота, что позволяет уменьшить площади силовых элементов, а значит, и массу конструкции.

Масса конструкции снижается и с увеличением сужения, так как при этом также уменьшается изгибающий момент и увеличиваются хорды в корневых сечениях крыла.

Увеличение сужения повышает и эффективность механизации, так как ее влияние распространяется на большую часть площади крыла.

Но увеличение сужения ухудшает характеристики устойчивости и управляемости из-за перемещения места начала срыва потока к концевым сечениям крыла.

Сужение оказывает влияние на величину максимального значения коэффициента подъемной силы достигается при l = 2...3.

Прямоугольные и трапециевидные крылья носят название прямых.

Прямоугольное крыло обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при полете на больших углах атаки. 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 докритической 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.

Трапециевидные крылья нашли широкое применение на дозвуковых самолетах. Для обеспечения потребной центровки трапециевидные крылья могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка ±10°).

На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, применяются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока над поверхностью крыла, как известно, не равна скорости полета самолета V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и превысить ее. В этих местах возникают скачки уплотнения, что вызывает так называемый волновой кризис, который сопровождается появлением волнового сопротивления, падением подъемной силы, изменением положения центра давления.

Число М = V / а, при котором на крыле появляется местная скорость, равная скорости звука, называется критическим числом Маха и обозначается .

Придание крылу стреловидной формы в плане позволяет повысить , т.е. оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей полета.

Полученное на основе экспериментов выражение для критического числа Маха стреловидного крыла записывается в виде

На рис. 3.2 показано изменение в зависимости от при различных углах стреловидности крыла.

Увеличение угла стреловидности приводит не только к росту , но и делает протекание волнового кризиса более плавным. На рис. 3.3 показано изменение коэффициента по числу М при различных углах стреловидности крыла.

Рис.3.2 Изменение в зависимости при различных углах стреловидности крыла

Рис.3.3 Изменение по числу М при различных углах стреловидности крыла.

Этими же достоинствами обладают и крылья с отрицательной стреловидностью, но они применяются редко, так как создают затруднения при компоновке и центровке самолета. Рассматривать мы будем только крылья с положительной стреловидностью.

Однако применение стреловидного крыла создает и ряд дополнительных трудностей. Основные из этих трудностей следующие.

1. Нарушение поперечной и продольной устойчивости самолета и снижение эффективности элеронов при полете на больших углах атаки из-за срыва потока, который у стреловидного крыла возникает раньше в концевых сечениях. Для предотвращения этого срыва применяются аэродинамическая и геометрическая крутка, концевые предкрылки и отклоняемые носки. Этой же цели служит применение запилов на передней кромке крыла и установка на его верхней поверхности так называемых аэродинамических гребней (рис. 3.4). Запилы и гребни препятствуют перетеканию пограничного слоя от средней части к концам крыла и тем самым затягивают срыв.

2. Снижение максимального коэффициента подъемной силы крыла.

3. Большой угол атаки, необходимый для достижения.

4. Увеличение массы крыла.

С целью уменьшения волнового сопротивления удлинение стреловидных крыльев берется обычно меньше удлинения прямых крыльев нескоростных самолетов. Кроме того, уменьшение удлинения благоприятно влияет на срывные характеристики стреловидного крыла при полете на больших углах атаки при малых скоростях. Уменьшение удлинения выгодно в весовом отношении.

Рис. 3.4 Схема установки аэродинамического гребня на крыле и устройство запилов: а- установка аэродинамического гребня; б- запил на передней кромке крыла.

Рис. 3.5 Схема крыла и изменяемой геометрии.

Стремление получить хорошие аэродинамические характеристики как при максимальной сверхзвуковой скорости, так и при дозвуковой скорости привело к созданию крыльев изменяемой геометрии. Изменение геометрии происходит вследствие изменения угла стреловидности консолей крыла (рис. 3.5).

Спрямление крыла на режиме взлета и посадки приводит к значительному увеличению его несущей способности из-за увеличения удлинения, относительной толщины профиля (по потоку) и из-за повышения эффективности механизации. Все это позволяет существенно снизить посадочную скорость и скорость отрыва и сократить благодаря этому взлетно-посадочную дистанцию.
С ростом скорости полета угол стреловидности крыла увеличивается, и на сверхзвуковой скорости крыло устанавливается в крайнем заднем положении. Увеличение угла стреловидности и происходящее при этом уменьшение удлинения приводят к снижению волнового сопротивления.

Установка крыла изменяемой геометрии будет оправдана тогда, когда вызванное этим утяжеление конструкции крыла, усложнение управления самолетом будут компенсированы улучшением его летных характеристик.

На самолетах, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями, большое распространение нашли крылья треугольной формы в плане. Эти крылья имеют малое удлинение (l < 2, 5) и набраны из тонких сверхзвуковых профилей. При малом удлинении обеспечиваются пространственность обтекания и возможность применения очень тонких профилей, что обеспечивает плавное протекание волнового кризиса, причем «пик» получается небольшим.

Для самолетов больших сверхзвуковых скоростей могут быть применены стреловидные и прямые крылья малых удлинений. Например, прямоугольное крыло малого удлинения при М ³ 2, 5 имеет даже меньшее сопротивление, чем треугольное. Но это крыло значительно уступает треугольному в весовом отношении, так как у последнего при прочих равных условиях (одинаковые площади, удлинение и профиль) изгибающий момент в корневых сечениях будет меньше, а строительная высота из-за больших хорд – больше, чем у крыла любой другой формы. Кроме того, треугольные крылья при одинаковой прочности с крыльями других форм обладают большей жесткостью.

Основные недостатки треугольных крыльев, как и всех крыльев малого удлинения, проявляются при полете на дозвуковых скоростях. Наиболее существенным из них является очень малое значение (малый наклон кривой . Из-за пространственности обтекания крыла малого удлинения концевые срывы затягиваются на очень большие углы атаки. Но использовать большие значения на посадке очень затруднительно, так как увеличение aпос потребует установки очень высокого шасси, что усложнит его уборку
и увеличит массу. При нормальном же значении посадочного угла атаки a_пос= 12...14° значение будет значительно меньше, чем у крыла большого удлинения. Поэтому треугольные крылья нуждаются в более эффективной механизации.

Форма поперечного сечения крыла (профиль)

Различают следующие формы крыльевых профилей (рис. 3.6): выпукло-вогнутые (а), плосковыпуклые (б), двояковыпуклые несимметричные (в), двояковыпуклые симметричные (г), S-образные (д), ромбовидные (е) и клиновидные (ж).

Рис. 3.6. Формы профилей

Основными геометрическими параметрами профиля являются хорда b, максимальная толщина с_max, вогнутость (стрела прогиба средней линии) f_max, радиус закругления носка.

Профиль характеризуется и относительными параметрами: относительной толщиной , относительной вогнутостью , местоположением максимальных значений толщины и вогнутости по хорде и .

Выпукло-вогнутый профиль имеет большое значение коэффициента подъемной силы, но обладает большим коэффициентом профильного сопротивления , у него значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки, применение его усложняет конструкцию крыла у задней кромки из-за малой строительной высоты и большой вогнутости. В настоящее время этот профиль на самолетах не применяется.

Плосковыпуклый профиль имеет большое значение при значительно меньшем, чем выпукло-вогнутый профиль, значении , он удобен в конструктивном отношении, но у него также значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки. Этот профиль иногда применяется на малоскоростных самолетах и планерах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет малое профильное сопротивление при сравнительно высоких значениях . Положение центра давления меняется незначительно с изменением угла атаки. В настоящее время такой профиль очень широко применяется на всех типах самолетов.

Симметричные профили в сравнении с несимметричными имеют меньшие значения . Они применяются для крыльев скоростных самолетов и, как правило, для оперения.

S-образный профиль – это профиль безмоментный с постоянным центром давления. Значения у него несколько меньше, а больше, чем у плосковыпуклого и двояковыпуклого профилей. S-образный профиль целесообразно применять на нескоростных самолетах, выполненных по схеме «бесхвостка».

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Относительные размеры и форма профилей оказывают сильное влияние на аэродинамические, массовые, жесткостные и технологические характеристики крыльев.

Чем больше относительная толщина профиля, тем меньше (при прочих равных условиях) масса крыла, больше его полезный внутренний объем и больше жесткость. Однако при этом увеличивается его аэродинамическое сопротивление, в особенности на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.

Увеличение кривизны средней линии профиля приводит к повышению коэффициента подъемной силы и коэффициента момента .

Уменьшение радиуса носка и отнесение наибольшей толщины профиля на 45...50% хорды позволяет отдалить наступление волнового кризиса до больших чисел М.

Уменьшение относительных толщины и вогнутости профиля приводит к уменьшению сопротивления и повышению .

Увеличение может быть достигнуто и применением так называемых суперкритических профилей. Суперкритический профиль (рис. 3.7) имеет больший радиус носка, тонкий сильно изогнутый хвостик, относительно плоскую верхнюю поверхность и выпуклую нижнюю поверхность. В сравнении с обычным профилем подъемная сила у суперкритического профиля образуется главным образом на хвостовой части. Такое распределение нагрузки обеспечивает меньшие скорости в точках максимальной толщины профиля, что и приводит к повышению . У суперкритического профиля в сравнении с обычным профилем той же относительной толщины повышается примерно на 0, 075.

Рис.3.7 Суперкритический профиль.

Для крыльев сверхзвуковых самолетов применяются очень тонкие профили ( = 0, 02...0, 06) с острой передней кромкой.

Относительная толщина профилей крыла вдоль размаха обычно непостоянна: большая – у корня и меньшая – к концу крыла. Благодаря этому снижается аэродинамическое сопротивление крыла и уменьшается его масса. На концах крыльев ставят часто профили с большим акр, что приводит к увеличению поперечной устойчивости и к улучшению эффективности элеронов при полетах на больших углах атаки благодаря смещению точки начала срыва потока по размаху от концов крыла к середине. Это называется аэродинамической закруткой крыла.

Для этих же целей применяют и геометрическую закрутку крыла, которая заключается в повороте концевых сечений крыла относительно корневого, уменьшающем их угол установки. Часто применяется комбинированная закрутка – комбинация положительной аэродинамической закрутки с отрицательной геометрической, что позволяет одновременно с повышением поперечной устойчивости и улучшением эффективности элеронов при полете на больших углах атаки получить на малых углах атаки ту же подъемную силу и почти то же сопротивление, которое имело бы крыло без закрутки.