Назначение и конструкция крыла. (15 мин.)

Крыло является важнейшей частью самолета и служит для создания подъемной силы. Кроме того, крыло обеспечивает поперечную устойчивость и управляемость самолета, для чего несет на себе специальные органы управления – элероны, закрылки. Крыло также используется для крепления шасси, для размещения топлива и оборудования.

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.

Рис. 3.8. Профиль крыла

1-средняя линия, 2-хорда профиля.

Профилем крыла называется форма сечения его плоскостью по набегающему потоку воздуха (рис. 3.8). Наибольшее распространение получили двояковыпуклые несимметричные профили. Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удалённые точки профиля, называется хордой профиля (b). Кривизна профиля (f max) определяется как расстояние между хордой и средней линией профиля; Xc max – расстояние максимальной толщины от носка профиля. Относительная максимальная толщина профиля определяется формулой

где С max – максимальная толщина профиля; b – хорда профиля.

Форма крыла в плане характеризуется размахом l, площадью S удлинением λ, сужением η и стреловидностью χ.

Размахом крыла называется наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадью крыла называют площадь его проекции на плоскость хорд.

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 × n × f, где G – сила тяжести самолета; n – коэффициент эксплуатационной перегрузки; f – коэффициент безопасности. Равнодействующие погонной аэродинамической нагрузки приложены по линии центров давления крыла (рис. 3.9).

Рис. 3.9. 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.

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 (рис 3.10), которые должны восприниматься соответствующими силовыми элементами.

Рис.3.10. Сдвиг, изгиб и кручение крыла

Конструктивно-силовую схему крыла обычно образуют элементы продольного, поперечного набора и обшивка. К продольному набору относятся лонжероны, продольные стенки и стрингеры. Поперечный набор состоит из нервюр.

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. 3.11). 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.

Рис. 3.11. Конструкция лонжеронов:

1-пояса лонжерона; 2-стенка лонжерона; 3- ребра жесткости.

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.

Внешние формы крыльев характеризуются взаимным расположением крыла и фюзеляжа, профилем поперечного сечения, его видом в плане и видом спереди. При выборе формы крыла учитываются назначение самолёта, аэродинамические, конструктивные и прочностные требования. От правильного выбора внешних форм крыла во многом зависит совершенство аэродинамических и весовых характеристик самолёта в целом.

Рис. 3.12. Конструкция лонжеронного крыла

Рис. 3.13. Конструкция крыла самолета ТЛ-2000, ТЛ-3000

Сочетание крыла с фюзеляжем характеризуется положением крыла по высоте фюзеляжа и вдоль его продольной оси, а также установочным углом. В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа самолёты подразделяются на а) низкопланы, б) высокопланы и и) среднепланы.

Расположение крыла вдоль оси фюзеляжа определяется условиями обеспечения на всех режимах полёта хорошей устойчивости и управляемости самолёта.

а

б

Рис. 3.14. Расположение крыла по высоте фюзеляжа

Установочный угол крыла – угол α уст…..образованный корневой хордой крыла и продольной осью фюзеляжа.

Рис. 3.15. Установочный угол крыла

Крыло самолёта TL – 2000 Sting carbon полностью выполнено из композиционных материалов, основной и вспомогательные лонжероны (Рис. 15.) выполнены из стеклопластика, прямоугольной формы в плане, низко расположенное свободнонесущее, двухлонжеронное. Крыло самолёта состоит из левого 1 и правого 2 полукрыла (рис 3.14), которые стыкуются с фюзеляжем в районе центроплана. В зависимости от модификации в каждом полукрыле может размещаться дополнительный топливный бак ёмкостью 20 литров. На правом полукрыле, в её консольной части снизу установлен приёмник полного воздушного давления. В нижней части каждого полукрыла находятся лючки, из органического стекла обеспечивающие подход к тяге и качалке системы управления элеронами. В консоли левого и правого полукрыла под обтекателем из органического стекла расположены рулёжные фары, стробоскопы и аэронавигационные огни (А Н О).

· Профиль крыла……………………………... плосковыпуклый

· Установочный угол крыла α ……………... 3°

· Угол поперечного V крыла ψ....................... 4°

Рис. 3.16. Схема стыковки крыла и фюзеляжа TL – 2000 Sting carbon

Крыло оснащено элеронами и щитками, узлами навески, которые крепятся к вспомогательному лонжерону (Рис. 3.16.). Управление элеронами жёсткое, которое осуществляется ручкой управления в кабине пилотов. Предельное отклонение элеронов вверх 16°, вниз 11°ограничиваются регулировочными тягами.

Назначение и устройство элеронов. Элероны предназначены для обеспечения поперечной управляемости самолета. Эффективность элеронов зависит от величины их угла отклонения. При равном отклонении элерона вверх и вниз эффективность его будет различной — большей при отклонении вниз и меньшей при отклонении вверх-

Конструкция элерона (рис. 3.17. а)), обычно состоит из лонжерона, стрингеров, набора нервюр и обшивки. На участках узлов подвески в носке элерона делают вырезы. В местах приложения к конструкции сосредоточенных сил также устанавливает усиленные нервюры.

	а

		б
	Рис. 3.17. Конструкция элерона

В последнее время широкое применение получают конструкции элеронов с легким пористым или сотовым заполнителем (рис. 3.17. б). В таких конструкциях нервюры выполняются в виде стенок, без поясов. Возможны также конструкции вообще без нормальных нервюр, поскольку их функции выполняет заполнитель, работающий на сдвиг. Крепление элерона на крыле осуществляется с помощью шарнирных узлов. Обычно их делают больше двух, с целью уменьшения деформации элерона. Отклонение элерона вверх или вниз осуществляется с помощью тяги управления, соединённой через систему тяг и качалок с ручкой управления самолётом (Рис. 3.18.).

Вспомогательный лонжерон

Основной лонжерон

Рис. 3.18. Схема расположения элероно в TL – 2000 Sting carbon

Механизация крыла. Механизация крыла предназначена для увеличения подъемной силы крыла с целью уменьшения посадочной скорости. В настоящее время на самолетах применяются щитки, закрылки, подкрылки, предкрылки, отклоняемые носки крыла, реактивные закрылки, управление пограничным слоем.

Щитком называют подвижную пепрофилированную часть крыла, расположенную на нижней его поверхности, которая при необходимости через систему управления отклоняется вниз. Различают простые щитки или щитки с фиксированной осью вращения (рис.3.19. а) и сдвижные щитки или щитки со скользящей осью вращения (рис.3.19.б), при отклонении которых вниз ось вращения смещается по хорде назад.

Закрылками называют хвостовую профилированную часть крыла, отклоняемую только вниз. Различают закрылки простые (рис.3.19. в), щелевые (рис. 3.19. г) и сдвижные (рис.3.19. д). Щелевой закрылок отличается от простого за­крылка наличием профилированной щели между закрылками и задней стенкой крыла-

Подкрылком называют отклоняемую вниз и сдвигаемую назад профилированную часть нижней поверхности крыла (рис.3.19. е).

В отличие от сдвижного щитка подкрылки имеют крыльевой профиль, и при выпуске отклоняются вниз и смещаются назад, причем между носком подкрылка и крылом, образуется профилированная щель.

Предкрылком называют профилированную часть крыла, расположенную по передней кромке крыла и образующую в рабочем положении щель между предкрылком и крылом (рис. 3.19. ж). Предкрылки устанавливаются или по всему размаху крыла, или в концевой части крыла. Отклоняются принудительно или автоматически.

Управление щитками (закрылками) самолета ТЛ-2000 жесткое, которое осуществляется ручкой выпуска и уборки щитков, расположенной в кабине пилотов. Щитки (закрылки) выпускаются в два положения, первое положение соответствует взлёту – 15°, а второе посадке – 30°.

Рис. 3.19. Механизация крыла

Рис. 3.19 Схема расположения щитков TL – 2000 Sting carbon

Дата добавления: 2014-01-13