![](/user_photo/2706_HbeT2.jpg)
- •Полная аэродинамическая сила и ее проекции
- •Выбор профиля крыла
- •Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха
- •1. Исходные данные для расчета
- •3. Расчет коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла
- •4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла
- •4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла :
- •4.4. Расчет критического числа Маха .
- •4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла :
- •5. Сводная таблица результатов расчета
Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха
В
течение последних 30
40 лет основным типом крыла для дозвуковых
магистральных
самолетов являлось стреловидное
( = 30 35°)
крыло с
удлинением
,
выполненное с сужением =3 4.
Перспективные пассажирские
самолеты, представленные на авиасалоне
МАКС
2007
(Ту - 334, Sukhoy
Superjet
100) имели удлинение
.
Прогресс в увеличении удлинения крыла
достигнут, в основном, за счет использования
композиционных материалов в конструкции
крыла.
Рис. 4. Однопанельное крыло
Сечение
крыла в плоскости симметрии называется
корневым
профилем,
а его хорда
корневой;
на концах крыла, соответственно,
концевой
профиль
и концевая
хорда
.
Расстояние от одного концевого профиля
до другого называется размахом
крыла
.
Хорда профиля крыла может изменяться
вдоль его размаха. Отношение корневой
хорды к концевой называется сужением
крыла
.
Отношение
называется удлинением
крыла.
Здесь S
площадь проекции крыла на плоскость,
перпендикулярную плоскости симметрии
крыла и содержащую корневую хорду. Если
по ходу полета концы отклонены относительно
корневого сечения, говорят о стреловидности
крыла.
На рис. 4 показан угол
между перпендикуляром к плоскости
симметрии и передней кромкой крыла
определяющий стреловидность
по передней кромке.
Говорят также об угле
стреловидности
по задней кромке,
но важнее всего
угол
(или просто )
стреловидности
по
линии фокусов,
т.е. по линии, соединяющий фокусы профилей
крыла вдоль его размаха. При нулевой
стреловидности по линии фокусов у крыла
с ненулевым сужением кромки крыла не
перпендикулярны плоскости симметрии
крыла. Тем не менее, принято считать его
прямым, а не стреловидным крылом. Если
концы крыла отклонены относительно
корневого сечения назад, то говорят о
положительной стреловидности,
если вперед
об отрицательной.
Если передняя и задняя кромки крыла не
имеют изломов, то стреловидность не
меняется вдоль размаха. В противном
случае, стреловидность может изменять
свое значение и даже знак.
Современные
стреловидные
крылья с углом стреловидности
=
35° дозвуковых магистральных самолетов,
рассчитанных
на крейсерские скорости, соответствующие
=
0,83 0,85,
имеют среднюю относительную
толщину крыла
% = 10 11%,
а сверхкритические крылья с углом
стреловидности
= 28 30°
(для перспективных самолетов) около
% = 11 12%.
Распределение толщины по размаху крыла
определяется из условий
реализации заданного полезного объема
и минимального волнового сопротивления.
С целью реализации эффекта скольжения
в бортовых сечениях стреловидных
крыльев применяют профили с "более
передним" расположением
точки максимальной толщины
,
по сравнению
с остальной частью крыла.
Геометрия
крыла сложной формы (рис. 5) задается
набором из n
панелей, для каждой из которых известны
,
,
,
,
,
,
,
.
Кроме того, для каждой из панелей задаются
соответствующие аэродинамические
характеристики профиля. От многопанельного
крыла переходят к эквивалентному
однопанельному крылу.
Площадь
S
эквивалентного однопанельного крыла
определяется выражением
,
удлинение и сужение по формулам
,
,
где
.
Остальные геометрические и аэродинамические параметры крыла и профиля определяются в соответствии с формулой
,
где
параметр
панели, y
параметр
крыла.
Например,
относительная толщина эквивалентного
однопанельного крыла определяется
выражением (
;
):
.
Рис. 5. Двухпанельное крыло
Если
корневая
и концевая хорды
расположены не в одной плоскости, то
крыло имеет геометрическую крутку (рис.
6), характеризующую углом .
Рис. 6. Концевой и корневой профили крыла при наличии геометрической крутки
Исследования
аэродинамических
моделей самолетов показали, что применение
сверхкритических
профилей в сочетании с геометрической
круткой
позволяют обеспечить
[1]. В данной работе используется
приближенная методика определения
аэродинамических характеристик
крыла, основанная на использовании
экспериментальных данных. Расчет
аэродинамических коэффициентов
и
крыла
проводится
в несколько этапов. Исходными данными
для расчета являются некоторые
геометрические и аэродинамические
характеристики профиля. Эти данные
могут быть взяты, в частности, из атласа
профилей.
По
результатам расчета аэродинамических
коэффициентов строится зависимость
и поляра
зависимость
.
Типичный
вид этих зависимостей
для малых дозвуковых скоростей
представлен, соответственно, на
рис. 7 и рис. 8.
Рис. 7. Зависимость |
Рис. 8. Поляра |