Проектирование крыла

Основные геометрические параметры.

При определении аэродинамических характеристик крыла пользуются эффективным удлинением, а не геометрическим.

Эффективное удлинение определяется:

;

На сверхзвуковой скорости поток с киля:

Условие закритического обтекания:

; при 1,5М М

средняя относительная толщина крыла

критическое число маха при

=0 при М<M при

=1,4 показатель адиабаты воздуха

-угол стреловидности по степени мах толщины

Средняя относительная толщина крыла

;

-нулевая хорда ; -концевая хорда

Форма серединной поверхности :

Аэродинамическая крутка характеризуется распределением вогнутостей профиля по размаху:

Геометрическая крутка определяется законом углового поворота сечений по размаху крыла

Аэродинамические характеристики крыльев с удлинением больше 3.

Несущая способность крыльев.

Несущая способность крыльев умеренных и больших удлинений на малых дозвуковых скоростях с безотрывным обтеканием характеризуется зависимостью коэффициентов подъемной силы от угла атаки и его производной угла атаки.

-первая производная коэффициента подъёмной силы по углу атаки.



- угол атаки при

Первая производная по углу атаки определяется:

отклонение полупериметра крыла к его размаху

Относительный полупериметр:

пк -передняя кромка

зк - задняя кромка

Влияние сжимаемости воздуха при до звуковых скоростях может быть учтено с помощью дозвукового закона подобия если вместо величин и tgx подставить те же значения ,умноженные на величину

Влияние сжимаемости воздуха может быть учтено через относительный полупериметр. Для крыльев с прямолинейными кромками :

при М=1

Для крыльев с прямолинейными кромками с концевой хордой параллельная потоку величина.

Число М при котором будет максимальная

Для прямого крыла

при

при

Максимальная несущая способность крыла.

Максимальная несущая способность крыла характеризуется величиной , которая зависит: от набора профилей, от размаха крыла, кромки и формы крыла в плане. Аэродинамическая компоновка крыла должна учитывать особенности обтекания крыла.

Стреловидные крылья:

1) Корневые части крыла несут относительно меньшую нагрузку, чем концевые, а это при повышении углов атаки приводит к концевым срывам потока, если крыло плоское и не имеет крутки.

2) Пограничный слой движется и перетекает от корня к концевым сечениям и это увеличивает тенденцию стреловидного крыла к концевым срывам.

3) В следствии наклонения на верхней поверхности крыла заторможенного пограничного слоя и появляющихся концевых срывов на стреловидном крыле вызывает появление кабрирующих моментов.

Когда начинаются концевые срывы, равнодействующая перемещается вперёд, происходит изменение кабрирующего момента. Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев.

Конструктивные мероприятия по повышению несущих свойств стреловидных крыльев проводятся с целью увеличения подъёмной силы. Соответствует началу нелинейности в зависимости . Для увеличения величины потока и сдвига на большое значение углов атаки, в изменении компоновки крыла могут быть проведены следующие мероприятия:

1) Создаётся аэродинамическая крутка крыла путём установки в концевых сечениях мало несущих профилей.

2) Создаётся геометрическая крутка (установка в концевых сечениях профилей ) с отрицательным наклоном относительно корневого сечения. При увеличении концевые сечения подходят позже, срыв потока ,а суммарные при этом возрастают по сравнению с плоским крылом.

3) Для уменьшения стекания пограничного слоя к концам крыла на верхней поверхности крыла устанавливают перегородки, вместо перегородок может быть создано скачкообразное изменение хорд с изменением носка крыла (клюв). В районе клюва создаётся вихрь который препятствует преждевременному срыву пограничного слоя.

Сопротивление крыла.

Суммарное лобовое сопротивление крыла представляется следующим уравнением:

- коэффициент лобового сопротивления

- коэффициент индуктивного сопротивления

-коэффициент отвала поляры

-профильного

-волнового сопротивления

Волновое сопротивление возникает при скорости большей чем

Коэффициент профильного сопротивления вычисляется:

k - коэффициент интерференции

- относительная площадь под фюзеляжной части крыла

=0,9 для высокоплана

=0,7 для среднеплана

=0,5 для низкоплана

-относительная суммарная длинна щелей на крыле ( между закрылками и крылом и т.д.)

-относительная координата точки перехода ламинарного потока в турбулентный

и - относительные координаты местоположения максимальной толщины и вогнутости профиля

- относительная хорда предкрылка.

Лекция №12

средняя высота бугров шероховатости поверхности

Волновое сопротивление на около звуковой скорости определяется:

критическое число М при

при сверхзвуковой скорости при М > 1,2

1 для <> , для ()

при

при

Индуктивное сопротивление:

на малых скоростях

-для крыльев со сверхзвуковой для за критического обтекания

для крыльев со сверхзвуковой кромкой

для дозвуковых кромок

коэффициент подсасывающей силы

коэффициент реализации подсасывающей силы

для острых кромок

для закруглённых кромок

,

- полный эллиптический интеграл второго рода

Подсасывающая сила может быть реализована на профиле с острым носком, если он будет отогнут на угол превышающий угол атаки крыла на данном режиме полёта. С этой целью для повышения аэродинамических качеств на стреловидных и треугольных крыльях применяют коническую кромку крыла. Такая кромка эффективна на трансзвуковых скоростях. Для того, чтобы обеспечить (околозвуковые) минимальное индуктивное сопротивление необходимо применять крылья с неплоской серединной поверхностью. Закон изменения серединной поверхности определяется при решении вариационной задачи на минимум индуктивного сопротивления.

Моментные характеристики крыла.

Продольный момент крыла:

(1-ая производная)

(центр тяжести и фокус крыла относительно средней аэродинамической хорды)

- фокус профиля со средней толщиной крыла

- средняя толщина крыла .

Фокус крыла смещается во время полёта

при

на единицу угла скольжения -

-угол поперечного сечения крыла в радианах

Выбор параметров крыла на начальной стадии проектирования.

В выборе формы для дозвуковых самолётов решающим условием является режим полёта на крейсерской скорости , при числе маха .

Величина зависит от средней относительной толщины крыла т.к. величина изменяется в узких пределах и определяется условием статической и динамической прочности, то определяющим в выборе стороны крыла в плане является угол стреловидности

это позволяет выбрать предварительное значение угла стреловидности исходя из заданного числа М крейсерского полёта. В зависимости от профиля крыла принимают значения:

для норм.

скоростные профили 0,7=

суперкритические профили 0,75=

но при этом также необходимо учитывать, что коэффициент подъёмной силы стреловидных крыльев равен

уменьшается также и величина аэродинамических качеств. При компоновке самолета в корне крыла применяют зализы и наплывы. Для дозвуковых самолётов со стреловидным крылом зализ уменьшают между крылом и фюзеляжем. Передние наплывы уменьшают сопротивление крыла вследствие уменьшения серединного эффекта, т.е. стреловидное крыло свой центр тяжести имеет свойство прямого крыла соответствующее увеличением . Передние и задние наплывы позволяют при сохранении относительной толщины увеличить абсолютную строительную высоту крыла, т.е. при сохранении относительной толщины формы растут.

Относительное увеличение площади крыла за счёт наплывов может быть подсчитано по формуле:

В расчётах для дозвуковых самолётов, если площадь наплыва < 15%, то наплыв не учитывается не в площади крыла, не в определении средней аэродинамической кромки.

Если площадь переднего и заднего наплыва >15%, то площади наплывов учитываются.

Величина средней хорды определяется:

Средняя аэродинамическая хорда - это хорда прямоугольного крыла эквивалентного данному крылу по моментным характеристикам относительно поперечной оси Z, проходящей через начало корневой хорды данного крыла.

Начало средней аэродинамической хорды вычисляется:

; где х,в- текущие размеры хорды крыла и расстояние от начала хорды до оси.

Если крыло имеет большое поперечное сечение, возникает необходимость определения средней аэродинамической хорды по высоте:

Если крыло имеет геометрическую крутку, то угловое положение вычисляется:

Для трапециевидного крыла:

; ; ; ;

Если крыло составлено:

;

;

Для сверхзвуковых самолётов передние корневые наплывы большое значение. На дозвуковых скоростях положение фокуса крыла рассчитывается по средней аэродинамической хорде базового крыла, при этом полагают, что положение наплывов не влияет на положение фокуса крыла.

При переходе на звуковые скорости работает вся площадь крыла одинаково и поэтому положение фокуса меньше сдвигается назад по сравнению его со сдвигом без наплыва.

Можно так подобрать положение площади и наплыва, что положение базового крыла, без учёта наплыва на дозвуковых скоростях, и положение фокуса крыла, с наплывами на сверхзвуковых скоростях ,будет почти совпадать и величина по останется постоянной.

Примечание №3

Опорные пластины служат для установки средних и крупных заготовок обработанными плоскими поверхностями. Пластины исполнения 1 служат боковыми и верхними поверхностями.

Допустимое давление на опору 40 МПа.

Материал -сталь 20Х.

Твердость HRC 56-61, цементировать на глубину 0,8-1,2 мм.

После допуска размера Н по h6 или с припуском +0,2+0,3 мм. на шлифование. До шлифования шероховатость плоской поверхности пластины R_z 40 мкм.

С=0,6 при Н8;

с=1 при 10Н16

с=1,6 при Н?20

7. Пример условного обозначения опорной пластины исполнения 1 с размерами Н=5,L=25 и полем допуска размера Н по h6:

Пластина 7034-0451 h6 ГОСТ 4743-68

То же, с размером H_+0.2^+0.3 мм

Пластина 7034-0451 ГОСТ 4743-68