<1> о >.

щ IX X

S .

ь с а о

ё§

§.й о 3 о о о

S 5 S

03 я со со

Й 65 в S щ 5

л S о g

ill

X о)

г >.

5 ¥ II ° с с g-sr

14.5. КРЫЛЬЯ ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЙ

Для увеличения диапазона высот и скоростей полета за последние годы большое внимание уделяется крыльям изменяемой геометрии и, в частности, крыльям с изменяемой стреловидностью. Такие крылья обладают тем положительным свойством, что при изменении стреловидности от х л; 0° до х 90° у них в широком диапазоне изменяются и все другие геометрические параметры, а это вызывает желаемое изменение основных аэродинамических характеристик крыла и самолета в целом.

За характеристические размеры крыла изменяемой стреловидности могут быть приняты обш,ая теоретическая площадь (S) САХ (Ьд) и размах крыла (/) одной из возможных его конфигураций, например, при наименьшем (х = х = Xmm) или наибольшем (х = Х - Хтах) угле стреловидности поворотной консоли. Аналитические зависимости для геометрических параметров такого крыла от угла стреловидности поворотной консоли х в общем случае получить трудно. Учитывая важность этих зависимостей для проектирования самолета, они могут быть получены приближенно. Хорды консоли поворотной части будут изменяться по закону

Ьк(х) =

COS %

(14.64)

cos X cos X

где - хорда консоли при х = х = Xmm-

Поскольку строительная высота консоли не зависит от ее поворота, то относительная толщина профилей будет изменяться по закону

Ml) =

6к (X)

= Сок COS X = Ск

COS у - г

COSX

(14.65)

где Ск - относительная толщина профилей при - = i = mm-Аналогично будет изменяться и относительная вогнутость профилей.

! Основные характеристические размеры крыла могут быть выражены следующими соотношениями:

S-=S,-fS ; (14.66)

? = 2z -f/ .eCosx; (14.67)

(14.68)

где 5ц - площадь центроплана; - площадь консолей; 2Zn, - размах между шарнирами; - строительный размах консолей (двух), Ь .д и Ь;.к -средние аэродинамические хорды центроплана и консолей соответственно. Величины и Ьд.к являются функциями угла стреловидности консолей.

Другой важной характеристикой крыла является величина смещения его центра масс при повороте консолей. Это смещение

Рис. 14.16. Влияние наплывов на т* при изменении х консоли: о. в - ось вращения

В ДОЛЯХ САХ исходной конфигурации крыла можно определить по простой приближенной формуле:

ц. м. к

zh.m.k(sinx-sinx),

(14.69)

. где = mjmp = 1 - 5ц - масса поворотных консолей, отнесенная к массе всего крыла; г.м.к-к.с - расстояние от центра масс консолей до оси шарнира.

Из формулы (14.67) легко видеть, что при малых значениях % величины / (х), а стало быть и К (х), меняются мало и нет большой необходимости в уменьшении х менее 15 ... 20°. Это дает существенное конструктивное облегчение. Максимальный угол стреловидности поворотных консолей х делается в пределах 65 ...72°.

Величины Су, Схо и Схс для крыльев с изменяемой стреловидностью могут быть подсчитаны с помощью формул, приведенных в разд. 14.2 и 14.3.

На характеристики продольной устойчивости самолета с крылом изменяемой стреловидности большое влияние оказывают положение оси шарнира 2 и наличие передних корневых наплывов.

Влияние наплывов на изменение пгу при повороте консолей показано на рис. 14.16.

Следует учитывать, что упругая деформация крыла в полете (увеличение прогиба крыла и закручивание концевых сечений крыла) приводит к сдвигу фокуса крыла вперед, как это показано на рис. 14.17, где изображена зависимость сдвига фокуса крыла назад при переходе с дозвукового режима полета на сверхзвуковой режим от угла поворота консолей для жесткого и упругого крыльев.

Таким образом, подбирая форму крыла в плане с корневыми наплывами и выбирая необходимую жесткость крыла (в основном консолей) на изгиб и кручение (обеспечивая минимальный запас по Ккр т флаттера), можно получить почти неизменную величину ту во всем диапазоне скоростей (дозвуковых и сверхзвуковых).

В соответствии с формулой (14.65) при повороте консоли уменьшаются относительная толщина и относительная вогнутость профилей консоли. Это ведет к уменьшению величины Схо, в результате чего поляры самолета меняются так, как это показано на рис. 14.18.

Анализ этих поляр показывает, что поворот консолей на максимальный угол стреловидности х обеспечивает самолету с крылом изменяемой стреловидности лучшие скоростные характеристики на сверхзвуковых скоростях полета, а поворот консолей на минимальный угол % - лучшие взлетно-посадочные характеристики.

Полет на предельно малых высотах характерен тем, что число встречаемых самолетом вертикальных порывов ветра в 10* раз больще, чем при полете на высотах Н = 10 ООО...14 ООО м. Пере-

Рис. 14.17. Влияние упругой деформации крыла на положение фокуса крыла в зависимости от угла стреловидности консоли при М = 2:

- жесткое крыло;---упругие

деформации в полете учтены

Рис. 14.18. Поляры самолета при различных углах поворота консоли:

а - иа озвуковых скоростях полета; б - на сверхзвуковых скоростях полета

грузка, которую испытывает самолет при встрече с вертикальным порывом ветра, равна

Рис. 14.19. Влияние стреловидности консоли X на перегрузки самолета при вертикальном порыве воздуха

2 - mgIS

16,33р (14.70)

где 0 - коэффициент, учитывающий градиент нарастания скорости вертикального порыва Wi (обычно = = 0,88...0,95); W-, - индикаторная скорость вертикального порыва, м/с; - Индикаторная горизонтальная скорость полета, м/с; р - нагрузка на 1 площади крыла, даН/м.

Выше было показано, что удлинение крыла с изменяемой стреловидностью при увеличении угла % уменьшается и, следовательно, на основании формул (14.15) и (14.51), уменьшается величина с. Это позволяет при полете на малых высотах и при X = х = - Хшах существенно уменьшить величины перегрузок (рис. 14.19), обеспечивая при этом и повышение работоспособности экипажа и значительное увеличение ресурса самолета по усталостной прочности.

14.6. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА И ЭЛЕРОНЫ

Механизация является неотъемлемой принадлежностью крыла почти каждого современного самолета. С помощью механизации различного типа решаются следующие задачи.

1. Увеличение Су и сах крыла при взлете и посадке и при полете в условиях сильной турбулентности (применение закрылков и особенно предкрылков).

2. Предотвращение потери боковой устойчивости и управляемости и улучшение эффективности элеронов на больших углах атаки, особенно при использовании механизации, необходимой для решения задачи п. 1.

3. Кратковременное уменьшение подъемной силы крыла для увеличения крутизны снижения самолета и для повышения эффективности торможения колес при посадке (применение интерцепторов).

4. Обеспечение поперечной управляемости самолета в условиях, когда трудно предотвратить реверс элеронов (применение интерцепторов и внутренних элеронов).

14.6.1. Механизация задней кромки крыла

Для решения первой задачи применяются разнообразные виды механизации по задней кромке крыла. Наиболее употребительные из них показаны на рис. 14.20.

Рис. 14.20. Различные виды механизации крыла: а - обыкновенный щнток; б - обыкновенный закрылок; в - щелевой закрылок; ? - выдвижной щиток; д - выдвижной однощелевой закрылок; е - выдвижной многощелевой закрылок

Величина прироста подъемной силы Лс от применения этих видов механизации соответствует порядку, в котором они показаны (от а до ё). В том же порядке увеличивается сложность и масса их конструкции, уменьшается угол атаки а соответственно их сах (рис. 14.21),.а также увеличивается с, крыла и уменьшается величина аэродинамического качества.

Последнее обстоятельство особенно важно учитывать при проектировании пассажирских самолетов с двумя двигателями, когда обеспечение безопасности самолета на начальном наборе высоты связывает тяговооруженность самолета с аэродинамическим качеством выражением (см. разд. 9.5.3).

/noTp = -og-(+tg9). (14.71)

Возникает оптимизационная задача, когда появляются два противоречивых требования:

- применять максимально эффективную механизацию с целью увеличения сшах и уменьшения длины разбега и взлетной дистанции в целом (но уменьшается /Свзл);

- применять механизацию, обеспечивающую максимальную величину /(взл. чтобы обеспечить min Рпотр и уменьшить тем самым взлетную массу самолета то (но уменьшается сшах - рис. 14.22).

В результате решения такой оптимизационной задачи обычно для самолетов с тремя и четырьмя двигателями выбирается меха-