Особенности обтекания стреловидного крыла

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство Транспорта Российской Федерации

Федеральное Агенство Воздушного транспорта

Красноярский филиал ФГБОУ ВПО «Санкт - Петербургский

Государственный университет Гражданской авиации»

Доклад

По дисциплине: «Аэродинамика»

Тема: «Особенности обтекания стреловидного крыла»

Выполнил: курсант 2-го курса

Группы Л-21 Карнаухов И.Н.

Проверил: Альянов В.М.

Красноярск

2014 г.

Содержание

1. Назначение крыла и требования к нему

2. Профиль крыла

3. Основные геометрические характеристики крыла в плане

4. Форма крыльев на виде спереди

5. Конструктивные меры, применяемые для улучшения аэродинамических характеристик стреловидных и треугольных крыльев

6. Нагрузки, действующие на крыло

7. Силовые элементы крыльев самолетов

8. Механизация крыла

9. Обтекание стреловидного крыла

Выводы

1. Назначение крыла и требования к нему

Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы.

Кроме того, крыло обеспечивает поперечную, а на самолетах бесхвостовой схемы также продольную устойчивость и управляемость самолета. К крылу часто крепятся стойки шасси, могут крепиться двигатели. Внутренние его объемы используют для размещения топлива.

Под внешней формой крыла подразумевают его вид в плане и спереди, а также форму его поперечного сечения (профиль). Для современных самолетов характерно применение крыльев различных внешних форм.

Внешние формы крыла оказывают влияние не только на аэродинамические, весовые и прочностные характеристики крыла, но и на характеристики всего самолета в целом.

2. Профиль крыла

Профилем крыла называется форма сечения его плоскостью по набегающему потоку воздуха (рис. 3.1).

Наибольшее распространение получили двояковыпуклые несимметричные профили. С ростом числа М полета для крыльев применяются более тонкие профили, с меньшей кривизной, меньшим радиусом закругления носка (rН) и наименьшей толщиной.

Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые точки профиля, называется хордой профиля (b).

Кривизна профиля (fmax) определяется как расстояние между хордой и средней линией профиля; Xcmax - расстояние максимальной толщины от носка профиля.

Относительная максимальная толщина профиля определяется формулой

,

аэродинамический крыло самолет обтекание

где Сmax - максимальная толщина профиля;

b - хорда профиля.

Профили, у которых относительная толщина больше 12 %, применяются до скоростей М = 0,7; от 7 до 12 % - при М = 0,8-1,5; менее 7 % - для крыльев самолетов, летающих на больших сверхзвуковых скоростях (М > 1,5). Уменьшение относительной толщины профиля с ростом числа М является эффективным средством снижения волнового сопротивления крыла. (Волновое сопротивление возникает при достижении самолётом скорости, соответствующей критическому числу Маха, когда часть потока, обтекающего крыло самолёта, приобретает сверхзвуковую скорость. Критическое число М тем больше, чем больше угол стреловидности крыла, чем более заострена передняя кромка крыла и чем оно тоньше.)

Недостатком тонких профилей является уменьшение их несущей способности и строительной высоты крыла. Это усложняет получение хороших взлетно-посадочных характеристик, затрудняет обеспечение необходимой прочности и жесткости без значительного увеличения массы крыла, а также размещение топлива и агрегатов.

3. Основные геометрические характеристики крыла в плане

Геометрическими характеристиками крыла в плане являются: форма в плане, удлинение, сужение, стреловидность.

Удлинение крыла определяется по формуле

,

где l - размах крыла;

Sкр - площадь крыла в плане.

Увеличение удлинения ведет к увеличению аэродинамического качества крыла, но уменьшает его жесткость. У современных самолетов удлинение крыла лежит в пределах от 2 до 10.

Аэродинамическое качество определяется как отношение подъемной силы Y к лобовому сопротивлению Q или дальности планирования L к высоте полета H, на которой произойдет отказ всех двигателей:

.

Сужение крыла определяется по формуле

,

где bкорн и bконц - соответственно корневая и концевая хорды крыла.

Сужение лежит обычно в пределах от 2 до 4,5. Увеличение сужения ведет к уменьшению массы крыла, но повышает склонность к концевым срывам потока, особенно на больших углах атаки.

Стреловидность крыла определяется углом, замеряемым между линией фокусов (1/4 хорд) и перпендикуляром к плоскости симметрии ВС.

Все многообразие крыльев самолетов по форме в плане может быть сведено к трем основным типам: прямые, стреловидные, треугольные. Каждый тип крыла имеет разновидности.

Формы крыльев в плане:

I - прямые; II - стреловидные; III - треугольные;

1 - прямоугольное; 2 - трапециевидное; 3 - трапециевидное с прямой передней кромкой; 4 - трапециевидное малого удлинения; 5 - с прямой стреловидностью; 6 - с переменной стреловидностью; 7 - со спрямленным участком; 8 - с острыми концами; 9 - со срезанными концами; 10 - с обратной стреловидностью задней кромки; 11 - с переменной стреловидностью передней кромки (оживальное)

Прямые крылья характеризуются малым (до 15°) углом стреловидности, могут быть прямоугольной либо трапециевидной формы в плане.

Прямые крылья широко применяют на самолетах, летающих при скоростях М < 0,65. Они отличаются значительным удлинением (7,5-12) и сравнительно толстым профилем.

Стреловидные крылья широко применяют на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Увеличение числа М требует увеличения стреловидности, уменьшения удлинения и относительной толщины. В то же время стреловидные крылья по сравнению с прямыми имеют меньшие значения коэффициентов подъемной силы, что ухудшает взлетно-посадочные характеристики самолета.

Треугольные крылья применяют на самолетах больших сверхзвуковых скоростей. Они имеют стреловидность по передней кромке более 60°, малое удлинение (1,5-2) и большое сужение. Треугольные крылья обладают основными достоинствами стреловидного крыла. В то же время из-за малого аэродинамического качества самолеты с треугольными крыльями имеют плохие взлетно-посадочные характеристики.

4. Форма крыльев на виде спереди

На виде спереди крыло характеризуется углом, который называется углом поперечного V и образуется плоскостью хорд консоли крыла и перпендикуляром к плоскости симметрии самолета (рис. 3.3). Этот угол оказывает влияние на поперечную устойчивость и может меняться в пределах от -7 до +7°.

Придание крылу положительного V увеличивает его поперечную устойчивость, отрицательного - уменьшает.



Форма крыла (вид спереди)

Прямым крыльям, как правило, придается положительное поперечное V. Стреловидные крылья имеют отрицательное поперечное V для уменьшения слишком большой поперечной устойчивости на больших углах атаки, вызванной стреловидностью.

Крылья типа «чайка» и «обратная чайка» уменьшают сопротивление в результате благоприятной интерференции крыла с фюзеляжем, но более сложны в производстве.

5. Конструктивные меры, применяемые для улучшения аэродинамических характеристик стреловидных и треугольных крыльев

Большинство современных реактивных самолетов имеют стреловидные крылья, что связано с их высокими аэродинамическими характеристиками. Применение стреловидного крыла позволило относительно просто превзойти скорость звука. По сравнению с прямым крылом стреловидное имеет существенные недостатки, которые проявляются как при больших, так и при малых скоростях полета. Это меньшая эффективность действия механизации; применение горизонтального оперения большей площади; перетекание потока к концевым участкам крыла и отрыв его, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолета; возрастание массы и уменьшение жесткости крыла. Широкое применение стреловидного крыла стало возможным благодаря ряду аэродинамических и конструктивных мер: аэродинамической и геометрической «крутки» крыла, механизации, переменному углу стреловидности, уступу («клюву») передней кромки. Использование переменной стреловидности позволило при малой относительной толщине профиля получить большую строительную высоту крыла в корневом сечении, где разместились каналы воздухозаборников, ниши основных опор шасси, топливные баки. К комбинированному, или, как сейчас говорят, «гибридному» крылу конструкторы вновь обратились в начале 70-х годов. Особенностью обтекания такого крыла является наличие отрыва потока на острых кромках наплыва, что приводит к образованию на наплывах интенсивных устойчивых вихревых жгутов Они создают над крылом дополнительное разрежение и повышают его несущие свойства, особенно на больших углах атаки, а также дают увеличение подъемной силы на дозвуковых скоростях полета. Наличие наплыва в корневой части крыла уменьшает смещение аэродинамического фокуса назад при переходе от дозвуковой скорости к сверхзвуковой. Это приводит к уменьшению потерь на балансировку и обеспечивает сохранение необходимой устойчивости. Эффективность крыла с наплывом значительно возрастает при оснащении его отклоняемым носком (или щитком) и выдвижными закрылками.

Ряд конструктивных мер позволяет в значительной степени уменьшить недостатки крыльев самолетов, летающих на больших скоростях. Практически все меры сводятся к увеличению различными способами несущих свойств концевых участков крыла на больших углах атаки.

Основными конструктивными мерами являются установка аэродинамических гребней, крутка крыла, использование крыльев с изменяемой стреловидностью и др.



Аэродинамические гребни уменьшают перетекание пограничного слоя вдоль крыла, что устраняет утолщение этого слоя на концевых участках крыла, приводящее к его более раннему отрыву по сравнению с прямым крылом.

Крутка крыла может быть геометрической, когда хорды не лежат в одной плоскости, либо аэродинамической, когда крыло набрано из различных профилей. Закручивая концевые участки крыла в сторону уменьшения углов атаки или применяя там более несущие профили, можно значительно ослабить срывные явления.

Хорошими аэродинамическими характеристиками в широком диапазоне скоростей обладает крыло изменяемой геометрии, у которого значительная часть консоли может поворачиваться, меняя угол стреловидности (рис. 3.4). ): при прямом крыле достигалась максимальная подъемная сила, при стреловидном -- максимальная скорость.

6. Нагрузки, действующие на крыло

Крыло, обеспечивая создание практически всей подъемной силы, является высоконагруженной частью самолета. К основным нагрузкам крыла относятся аэродинамические и массовые силы.

Аэродинамическая нагрузка возникает в результате взаимодействия крыла с воздушным потоком и является распределенной.

Величина расчетной (разрушающей) аэродинамической нагрузки определяется по формуле

Раэр = Yр = G Ч n Ч f,

где G - сила тяжести самолета;

n - коэффициент эксплуатационной перегрузки;

f - коэффициент безопасности.

Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены по линии центров давления крыла (рис. 3.5).

Нагрузки, действующие на крыло

Массовые нагрузки - это силы тяжести и инерции масс конструкции самого крыла, топлива, грузов и агрегатов, расположенных внутри или прикрепленных к нему снаружи. Инерционные силы возникают при появлении ускорений в криволинейных полетах, при полете в болтанку или при ударе о землю во время посадки.

Погонные массовые нагрузки конструкции крыла распределяются по размаху так же, как и его масса. Равнодействующие погонных массовых сил приложены по линии центров тяжести крыла, которую можно считать проходящей через точки, лежащие на 42-45 % хорд от носка крыла.

7. Силовые элементы крыльев самолетов

Крылья самолетов отличаются большим разнообразием не только внешних форм, но и особенностей конструкции. Во всех случаях крыло должно быть достаточно прочным и жестким при минимальной массе.

Передавая подъемную силу на фюзеляж, крыло подвергается деформациям изгиба, кручения и сдвига которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами. Крылья различных типов обычно представляют собой наборы однотипных элементов, участвующих в восприятии внешних нагрузок и составляющих его конструктивно-силовую схему.

К продольному набору относятся лонжероны и стрингеры.

Лонжероны воспринимают изгибающий момент и поперечную силу. Лонжероны представляют собой продольные балки, состоящие из поясов и стенок (рис. 3.7). Большая часть массы лонжерона приходится на его пояса, в которых при изгибе возникают наибольшие нормальные напряжения, т.к. их материал наиболее удален от нейтральной оси.

При такой простой конструкции лонжерона достигается наиболее эффективное использование материала, а следовательно, и минимальная масса. Изгибающий момент воспринимают пояса лонжеронов, в которых возникают большие осевые усилия. Стенки лонжеронов, воспринимая практически всю поперечную силу, работают на сдвиг. Кроме того, стенки совместно с обшивкой образуют замкнутые контуры, воспринимающие крутящий момент.

Стрингеры - продольные элементы, участвующие в восприятии изгибающего момента. При этом в них действуют осевые силы сжатия или растяжения. Стрингеры подкрепляют обшивку, увеличивая ее устойчивость, воспринимают местную воздушную нагрузку и передают ее на нервюры.

Поперечный набор крыла обычно состоит из нервюр, которые по назначению делятся на нормальные и силовые (или усиленные). Нервюры придают форму профилю, подкрепляют продольные элементы и обшивку, увеличивая их устойчивость.

Обшивка образует гладкую, удобообтекаемую поверхность, герметизирует крыло. Она не только воспринимает аэродинамическую нагрузку, но и работает на кручение, а часто и на изгиб. Степень участия обшивки в восприятии изгибающего момента зависит от ее толщины.

Толщина обшивки зависит от конструкции крыла и действующих в данном сечении нагрузок. В направлении к концу крыла нагрузки и толщина обшивки обычно уменьшаются, поэтому при ее изготовлении необходимо применять листы разной или переменной толщины.

Кроме листовой, применяют обшивку, выполненную как одно целое с подкреплениями в виде ребер, выполняющих функции стрингеров. Такая конструкция получила название моноблочных панелей. Их ставят в наиболее нагруженных зонах крыла.

Силовые схемы всех крыльев принято подразделять в зависимости от способа восприятия изгибающего момента, основного силового фактора, на лонжеронные, стрингерные и моноблочные.

Лонжеронным называется крыло, у которого изгибающий момент воспринимается мощными поясами лонжеронов, а относительно слабые стрингеры служат для подкрепления тонкой обшивки.

В стрингерном крыле основную долю изгибающей нагрузки крыла берут на себя стрингеры.

Моноблочным называется крыло, у которого во всех сечениях изгибающий момент воспринимается верхней и нижней панелями, состоящими из толстой обшивки, подкрепленной набором мощных стрингеров. В полёте верхняя панель работает на сжатие, нижняя - на растяжение. Крутящий момент в моноблочном крыле воспринимается верхней и нижней панелями, а также стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения, направленные против часовой стрелки. Усилия от сдвига в вертикальной плоскости в моноблочном крыле воспринимаются стенками лонжеронов, в которых возникают касательные напряжения, направленные в полете вниз.

8. Механизация крыла

Механизация крыла является неотъемлемой частью крыльев современных самолетов. К ней относятся устройства, позволяющие изменять аэродинамические характеристики крыла на отдельных этапах полёта (рис. 3.8).

Различают два вида механизации по выполняемым функциям:

· для улучшения взлетно-посадочных характеристик (закрылки и предкрылки);

· для управления в полете (спойлеры в режиме гасителей подъемной силы и в элеронном режиме).



Механизация крыла самолета:

1 - закрылки; 2 - предкрылки; 3 - спойлеры

Простой закрылок представляет собой отклоняющийся вниз до 45° участок хвостовой части крыла. Для повышения эффективности закрылка он делается щелевым. При отклонении выдвижного закрылка между его носком и крылом образуется профилированная щель. На современных самолетах используются двух- или трехщелевые закрылки.

Предкрылки представляют собой часть носка крыла у передней кромки, которая отклоняется вниз на угол до 25° и выдвигается вперед, образуя с крылом профилированную щель. Так же, как и закрылки, предкрылки уменьшают взлетно-посадочные скорости самолета, а самое главное - увеличивают критический угол атаки.

К средствам механизации относятся спойлеры (интерцепторы), используемые как тормозные щитки, воздушные тормоза, гасители подъемной силы, элементы управления по крену и т.д. При отклонении спойлеров вверх нарушается обтекание крыла, что приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. С помощью спойлеров можно изменять вертикальную скорость снижения, уменьшать длину пробега при посадке за счет более эффективного торможения колес шасси и повышать эффективность управления по крену.

Крыло современных самолетов имеет механизацию передней и задней частей. Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки. Их работа синхронно связана с работой механизации задней части -- закрылков Наиболее эффективными и распространенными являются щелевые выдвижные закрылки, увеличивающие кривизну профиля крыла и его площадь. Щитки могут устанавливаться в носовой и задней частях крыла. Их конструкция проще, чем у закрылков, но эффективность меньше.

Элементы аэродинамической системы управления самолета: 1 -- носовые щитки; 2 -- закрылки; 3 -- цельноповоротный киль; 4 -- дифференциальный стабилизатор; 5 -- интерцепторы

Для уменьшения усилий на рычагах управления все современные самолеты имеют в системе управления бустеры -- рулевые приводы. В 70-х годах появляется электродистанционная система управления (ЭДСУ). На самолетах, оснащенных такой системой, отсутствует (или является резервной) механическая проводка управления, а сигналы управления передаются от рычагов к рулевым машинкам по электрокоммуникациям ЭДСУ имеет меньшую массу и позволяет увеличить надежность системы управления путем резервирования линии связи. В этой системе можно использовать компьютеры и быстродействующие приводы для управления статически неустойчивыми самолетами, а также снижать нагрузки при маневрировании или в полете в турбулентной атмосфере.

На дозвуковых самолетах для уменьшения нагрузок действующих на органы управления, применяются сервокомпенсаторы и серворули -- небольшие поверхности связанные в первом случае с рулями, во втором -- с рычагами управления. С их помощью облегчается или производится отклонение рулей.

9. Обтекание стреловидного крыла

Главным препятствием к увеличению скорости полета является наступление волнового кризиса на несущих поверхностях самолета.

Несущая поверхность стреловидной формы в плане позволяет отодвинуть начало волнового кризиса до скоростей, соответствующих числам Мкрит = 0,8ё0,95 (при условии выбора соответствующих профилей), за счет того, что, в отличие от прямого крыла, обтекание стреловидного крыла имеет пространственный характер.

Стреловидное крыло с углом стреловидности ч по передней кромке (рис. 7.34) можно рассматривать как составленное из профилей 1 прямое крыло, передняя кромка которого расположена под углом скольжения в=р/2-ч к направлению невозмущенного потока.

При обтекании такого крыла невозмущенный поток со скоростью V? раскладывается на два потока: текущий по нормали к передней кромке со скоростью Vn = V?cosч и текущий вдоль размаха со скоростью Vф = V?sinч. Поток со скоростью Vф, которая не изменяется вдоль размаха, не будет влиять на распределение давления по крылу и вызовет только поверхностное трение.

Поток со скоростью Vn, которая будет изменяться вследствие торможения и разгона при обтекании профиля, будет определять и поверхностное трение, и распределение давления по сечению крыла, т. е. несущую способность стреловидного крыла.

Так как скорость этого потока Vn всегда меньше скорости набегающего потока V?, то волновое сопротивление у стреловидного крыла появится на больших скоростях набегающего потока V?, чем у прямого.

Влияние стреловидности на аэродинамику крыла

Однако несущая способность стреловидного крыла меньше, чем у прямого, поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока Vn, текущая по нормали к передней кромке.

Кроме того, специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших околозвуковых скоростях полета, свойственное ему стекание пограничного слоя вдоль размаха к концевым сечениям крыла и срыв потока на концах крыла (концевой срыв) приводят к росту лобового сопротивления (и, как следствие, к снижению аэродинамического качества), а также оказывают неблагоприятное влияние на устойчивость и управляемость самолета со стреловидным крылом.

Для снижения этих неблагоприятных явлений на стреловидных крыльях применяется геометрическая и аэродинамическая крутка.

Тонкая аэродинамическая перегородка 1 на верхней поверхности крыла (рис. 7.35,а) или генераторы вихрей на передней кромке (выступ, или "зуб", 1 на рис. 7.35,б или "запил" 1 на рис. 7.35,в) формируют постоянный вихревой шнур 2 на поверхности крыла.

Аэродинамические перегородки и генераторы вихрей

Пограничный слой "наматывается" на вихревой жгут и стекает вместе с ним, не накапливаясь на концевых участках крыла, что снижает тенденцию к концевому срыву.

Выводы

Важнейшими достоинствами прямого крыла с малым удлинением в сравнении со стреловидным и треугольным (при такой же относительной толщине и удлинении) являются лучшие аэродинамические характеристики при приземлении. При сверхзвуковых скоростях полета резко увеличивается коэффициент лобового сопротивления прямого крыла. Ситуацию ухудшает и то, что при переходе через скорость звука у самолетов с прямым крылом наблюдается значительное изменение положения центра давления, а значит -- и изменение балансировки. Некоторого улучшения характеристик можно добиться при использовании крыла с небольшим удлинением и тонким сверхзвуковым профилем. Треугольное крыло обладает меньшим аэродинамическим качеством, что затрудняет достижение большого потолка и дальности. Чтобы смягчить эти недостатки, в треугольных крыльях используется передняя кромка с изломом или с плавно изменяющимся углом стреловидности вдоль размаха -- так называемое оживальное крыло; отгибаемый носок, применение стабилизатора или переднего горизонтального оперения (ПГО). Установка на самолете крыла с изменяемой стреловидностью является эффективным, но сложным и компромиссным решением Получить некоторые аналогичные характеристики реально и на самолете с фиксированным крылом. Например, сократить взлетно-посадочные дистанции можно, оснастив крыло мощной механизацией. В то же время машина с высокомеханизированным крылом в маневренном скоростном бою будет иметь преимущества перед самолетом с ИСК: при увеличении стреловидности механизация задней части крыла последнего фиксируется, к тому же такой самолет тяжелее аналогичного с фиксированным крылом. Поэтому современные машины с ИСК -- это ударные самолеты.



Формы треугольного крыла сверхзвуковых самолетов



Формы центропланов и подвижных консолей крыла изменяемой геометрии



Размещено на Allbest.ru

...