Строим  самолетэнциклопедия авиасамодельщика Soviet Ultralight and Homebuilt Aircraft Download aircraft line drawings Aircraft painting schemes www.stroimsamolet.ru   






ultralights for sale, aircraft parts



Определение геометрических размеров крыла

Выбор профиля крыла

Крыло является основной частью самолета, и от выбора его геометрических размеров в высшей степени зависят параметры всего СЛА.

Под геометрическими размерами крыла подразумевается его площадь S, размах l, удлинение , сужение , относительная толщина и кривизна профиля .

Влияние на аэродинамические характеристики крыла оказывает выбор его профиля. При этом необходимо учитывать: с одной стороны - назначение СЛА и предполагаемый диапазон скоростей его полета, с другой - прочностные свойства крыла и технологические возможности.

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным является профиль, имеющий высокое значение коэффициента подъемной силы Су на больших углах атаки крыла и высокое аэродинамическое качество К. на умеренных углах. Высокое значение Су позволяет при заданной площади крыла уменьшить скорости взлета и посадки самолета, а высокое качество обеспечивает максимальную скорость полета при заданной мощности двигателя. Мощность двигателя и качество самолета определяют и такую важную характеристику, как скороподъемность (вертикальная скорость набора высоты после взлета).

Наиболее широкое применение на СЛС находят хорошо зарекомендовавшие себя профили P-II .(рис. 1.2)



Рис. 1.2 Поляра и координаты профиля P-II-18


и P-III (рис. 1.3)



Рис. 1.3 Поляра и координаты профиля P-III-15


и другие с относительной толщиной 12...20%.

В последнее время начали применяться планерные ламинаризированные профили с очень высоким аэродинамическим качеством. Однако это качество может быть достигнуто только при достаточно высокой чистоте поверхности крыла.

Если в техническом задании есть требование получения максимальной скорости при хороших взлетно-посадочных характеристиках самолета, то необходимо применить взлетно-посадочную механизацию крыла в виде закрылков, предкрылков, зависающих элеронов. Закрылки могут быть простыми, однощелевыми, многощелевыми, выдвижными.

Щитки на СЛА обычно не применяются из-за резкого ухудшения аэродинамического качества крыла при сравнительно небольшом увеличении коэффициента подъемной силы.

Аэродинамические характеристики механизированных крыльев с взлетно-посадочной механизацией приведены в табл. 1.3.

Таблица 1.3 Аэродинамические характекристики механизированных крыльев



Следует иметь в виду, что указанные в табл. 1.3 приращения коэффициента подъемной силы будут иметь место в том случае, если механизация расположена по всему размаху крыла. Обычно она занимает только часть размаха, в этом случае приращение коэффициента максимальной подъемной силы и коэффициента сопротивления от механизации при оптимальных углах отклонения механизации приближенно можно определить по формулам:

(1.6)



Для значительного увеличения коэффициента подъемной силы на режимах взлета и посадки, при сохранении достаточно высокого аэродинамического качества на крейсерских режимах, но только для скоростных СЛС, может быть рекомендован профиль крыла GA(W)-1, координаты и аэродинамические характеристики которого соответственно представлены в табл. 1.4. и на рис. 1.4.

Таблица 1.4 Координаты профиля GA(W)-1





Рис 1.4 Поляры профиля GA(W)-1 при различных углах отклонения закрылка


Достоинством данного профиля является и то, что он обеспечивает достаточно плавный срыв потока с убранной механизацией на закритических углах атаки.

При выборе механизации необходимо учитывать, что все виды механизации (кроме предкрылка): во-первых, ухудшают аэродинамическое качество СЛА, а значит, требуют большей мощности двигателя; во-вторых, приводят к усложнению конструкции и увеличению массы крыла; в-третьих, снижают надежность СЛА.

Поэтому, несмотря на значительный выигрыш в уменьшении площади крыла, во многих случаях применение механизации на СЛА оказывается нецелесообразным.

Относительная толщина профиля выбирается в пределах 14...22%. Уменьшение относительной толщины ниже 14% нецелесообразно из-за уменьшения строительной высоты крыла, а значит, увеличения массы лонжеронов (прежде всего его полок). Кроме того, уменьшаются несущие свойства крыла, особенно на малых скоростях полета.

Крылья с относительной толщиной профиля более 18...22% уступают по аэродинамическим характеристикам более тонким профилям из-за увеличения их лобового сопротивления. Причем это ухудшение характеристик не может быть компенсировано уменьшением веса крыла, так как при очень больших строительных высотах площадь поперечного сечения: полок лонжеронов определяется не из условия прочности, а из "конструктивных соображений", в то время как вес стенок растет.

Наиболее выгодными можно считать профили с переменной относительной толщиной - 18...20% у корневой нервюры и 10...14% у концевой нервюры консоли крыла. Однако изготовление такого крыла вызывает большие технологические трудности. Исключение составляют моноблочные крылья, в конструкции которых в качестве наполнителя используется пенопласт.

Определение площади крыла

Площадь крыла является одним из наиболее характерных размеров самолета. Она определяет большинство размеров самолета, технических, весовых и геометрических параметров СЛА.

Уменьшение площади, а значит, и массы крыла, оказывает существенное влияние на уменьшение массы всего СЛА, но, как правило, требует большей мощности двигателя.

Минимально возможная площадь крыла определяется из условия обеспечения заданной скорости отрыва самолета при взлете.

Подъемную силу, создаваемую крылом в момент отрыва самолета, можно определить по формуле



а так как подъемная сила в момент отрыва самолета примерно равна его весу, то, подставив в уравнение (1.8) вместо подъемной силы Y вес самолета Go и решив уравнение относительно S, получим



Если крыло механизации не имеет или при взлете она не используется, то



Коэффициент при Су mаx, равный 0,8, вводится с учетом того, что, во-первых, подъемная сила горизонтального оперения самолета, выполненного по нормальной схеме, направлена вниз и вычитается из подъемной силы крыла; во-вторых, необходим некоторый запас по углу атаки крыла для предотвращения срыва потока при случайном увеличении угла атаки вследствие вертикальных порывов или ошибок летчика.

Выбор площади крыла при заданном весе самолета однозначно определяет такой характерный параметр, как удельная нагрузка на крыло Go/S. Для большинства СЛА, выполненных по самолетной схеме, она находится в пределах 20...50 кгс/м2. Чем больше значение отношения Go/S, тем труднее обеспечить заданные значения скоростей отрыва посадки самолета.

Для приближенных расчетов удельную нагрузку на крыло по заданной скорости отрыва можно выбрать по графику на рис. 1.6.



Рис 1.6 Зависимость удельной нагрузки на крыло от заданной скорости отрыва самолета:
1 - без механизации, 2 - простой закрылок, 3 - выдвижной закрылок, 4 - выдвижной многощелевой закрылок

Выбор удлинения крыла

Важным безразмерным параметром крыла является его удлинение - отношение размаха крыла к

При выборе удлинения крыла следует учитывать, что значение именно этого параметра оказывает наиболее сильное влияние на его аэродинамическое качество. Чем больше удлинение крыла, тем выше аэродинамическое качество крыла, а значит, и СЛА в целом.

Аэродинамическое качество СЛА, в первом приближении, можно определить, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1. 7.



Рис 1.7 К выбору удлинения крыла:
1 - рекордные планеры с ламинаризированными профилями, 2 - планеры и мотопланеры, 3 - сверхлегкие самолеты


Увеличение аэродинамического качества К, при сохранении неизменными других характеристик СЛА, позволяет снизить мощность, а значит, и массу силовой установки.

С другой стороны, увеличение удлинения крыла неизбежно вызывает увеличение массы крыла. Это объясняется тем, что при заданной площади S увеличение вызывает уменьшение хорд, а значит, и строительных высот крыла.

Если СЛА предназначен для длительных полетов, то в расчет необходимо включать и изменение потребной массы топлива.

Оптимальным можно считать такое удлинение крыла, при котором суммарная масса крыла, силовой установки и потребного запаса топлива будет минимальной.

Часто СЛА с заданной максимальной скоростью горизонтального полета проектируются под имеющийся в наличии двигатель. В этом случае минимально необходимое удлинение min определяется, исходя из энергетических возможностей выбранного двигателя.

За 1 с двигатель может выполнить работу по перемещению СЛА, равную (Н*м)



где в - КПД винта на скорости набора высоты; для винта фиксированного шага его можно принять равным 0,55...0,60 для однорежимного самолета (когда отношение Vmax/Voтр 2) и 0,50...0,55 для многорежимного самолета (когда отношение Vmax/Vотp 2).

Если максимальная скорость горизонтального полета задана техническим заданием, то потребную тягу двигателя при этой скорости легко определить, воспользовавшись формулой



Так как в установившемся горизонтальном полете потребная тяга двигателя Р равна сопротивлению самолета X, а подъемная сила Y равна весу СЛА Go, то



Минимальное удлинение крыла, обеспечивающее заданное аэродинамическое качество, можно найти, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1.7, считая величину аэродинамического качества К известной и равной Кпотр.

Выбор других параметров, определяющих форму крыла в плане

Сужение крыла (отношение корневой хорды крыла к концевой) оказывает влияние на качество, вес и характеристики устойчивости CЛА, особенно поперечной. Увеличение сужения крыла, благодаря уменьшению индуктивного сопротивления, увеличивает его аэродинамическое качество. При увеличении сужения уменьшается и вес крыла. Однако чрезмерное увеличение сужения ухудшает срывные характеристики крыла (начало срыва смещается на конец крыла), а значит, ухудшает характеристики поперечной устойчивости.

Оптимальные значения сужения крыла находятся в пределах 1,5...2 для сверхлегких самолетов и 2...4 для планеров любительской постройки.

Вместе с тем при выборе сужения крыла необходимо учитывать трудности технологического характера, связанные с изготовлением крыла. Так, если крыло имеет сужение, не равное единице, то:

  • для изготовления каждой нервюры консоли потребуется свой шаблон
  • задний лонжерон двухлонжеронного крыла либо будет иметь излом в плоскости симметрии самолета, либо криволинейные полки
  • при переменной относительной толщине крыла криволинейными будут и полки основного лонжерона
С учетом вышеизложенного для самолетов любительской постройки лучше: либо принимать сужение равным единице (рис. 1.8),



Рис 1.8 Рекомендуемые формы крыла в плане


либо выполнять сужающимися только отдельные части крыла.

Стреловидность крыла СЛА, выполненного по нормальной схеме, по основному лонжерону целесообразно выполнять равной нулю. Стреловидность по передней кромке крыла при этом не будет превышать 2...3°.

Большую стреловидность крыла могут иметь СЛА типа "летающее крыло", "бесхвостка" и другие СЛА оригинальных схем.

Отрицательную стреловидность крыла использовать нецелесообразно из-за большой трудности обеспечения достаточной жесткости крыла на кручение.

Выбор места расположения и геометрических размеров элеронов

Для увеличения эффективности элеронов их стремятся разнести как можно дальше от продольной оси самолета. Если элероны расположены на концах крыла (рис. 1.9),



Рис 1.9 К выбору геометрических размеров элеронов


то их площадь в первом приближении можно определить на основании статистики по формуле



где эл можно принять равной 0,05...0,07 для маломаневренных и 0,07...0,09 для маневренных СЛС. Однако, как будет показано ниже, относительная площадь элерона эл в полной мере эффективность элеронов характеризовать не может.

Эффективность элеронов удобнее оценивать, используя величину, называемую коэффициентом момента элеронов. Эту величину можно определить по формуле



где Sэл.э - эффективная площадь элерона - площадь крыла (рис. 1.9), расположенная впереди элерона; aэл - расстояние между центрами "тяжести" эффективных площадей элерона; lэл -размах элерона; bэл - средняя хорда элерона.

На рис. 1.10 представлены графики зависимости коэффициента поперечного момента от угла отклонения элерона эл для четырех значений = эл/. Из графиков видно, что при эл >20° величина растет очень медленно, поэтому максимальные углы отклонения элерона больше 20...25° выбирать нецелесообразно. Следует также учитывать, что увеличение относительной хорды элерона =bэл/b выше 0,20...0,25 значительного прироста не дает, поэтому нецелесообразно.



Рис 1.10 Зависимость коэффициента поперечного момента от угла отклонения элеронов


С учетом этого, приняв =0,25, формула (1.15) примет вид



Если хорда крыла остается постоянной по всему его размаху, то есть =1, то формула (1.16) примет еще более простой вид:



Малые значения коэффициента mx делают СЛА "вялым" при управлении по крену. Большие - делают управление чрезмерно чувствительным и приводят к быстрой утомляемости пилота. Оптимальными значениями можно считать:

  • 0,012...0,018 - для неманевренных СЛС
  • 0,018...0,024 - для маневренных СЛА
Указанные значения mx целесообразно увеличить на 0,003...0,005 для СЛА с верхним расположением крыла или большими углами поперечного V крыла. Потребность увеличения может возникнуть и при возросшем моменте инерции СЛА вследствие разноса масс вдоль размаха крыла: установки двигателей, топливных баков или оборудования на крыле.

Из-за малых усилий на ручке управления самолетом (РУС) применять аэродинамическую компенсацию элеронов на СЛА нецелесообразно.

Чтобы не допустить флаттер, элероны крыльев больших удлинений должны иметь полную весовую компенсацию.

по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко "Расчет и проектирование СЛА"



Владелец сайта не несет ответственность за результаты и последствия, полученные при попытках использования кем-либо данных технических и иных материалов данного сайта как руководство к действию для самостоятельного творчества.