Разделы презентаций
- Разное
- Английский язык
- Астрономия
- Алгебра
- Биология
- География
- Геометрия
- Детские презентации
- Информатика
- История
- Литература
- Математика
- Медицина
- Менеджмент
- Музыка
- МХК
- Немецкий язык
- ОБЖ
- Обществознание
- Окружающий мир
- Педагогика
- Русский язык
- Технология
- Физика
- Философия
- Химия
- Шаблоны, картинки для презентаций
- Экология
- Экономика
- Юриспруденция
Геометрические характеристики крыла самолета
Содержание
- 1. Геометрические характеристики крыла самолета
- 2. Крыло является важнейшей частью конструкции самолета. На
- 3. Рис. Крыло современного пассажирского самолета:1 –
- 4. Основное назначение крыла – создание подъемной силы,
- 5. Рис. Классификация самолетов по расположению крыльев:а –
- 6. Рис. К сравнению силовых
- 7. Еще одним преимуществом биплана по сравнению с
- 8. Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) (
- 9. Рис. Boeing-727Рис. Ту-204Рис. Ил-96-300Самолет
- 10. Рис. Ил-76Т Рис. Ан-24 Примеры
- 11. Однако такая схема часто вынуждает крепить основные
- 12. Рис. Ту-16 Рис. Ту-104Примеры со
- 13. Среднее расположение крыла ( рис. ,
- 14. Форма поперечного сечения крыла (профиль) Профиль несущей
- 15. Рис. Формы профилей крыла:
- 16. Хорда (гр. Chorde – струна) – b
- 17. Рис. Суперкритический профильСуперкритический профиль (рис. ) имеет
- 18. Форма крыла в планеФорма крыла в плане
- 19. Рис. Формы крыльев в плане:1 – прямоугольное;
- 20. Оживальная форма есть промежуточная форма между конусом
- 21. Рис. Различные формы в плане несущих
- 22. Геометрическими параметрами, характеризующими форму крыла в плане,
- 23. Угол стреловидности по линии четвертей хорд –
- 24. Кроме того, форма крыла в плане определяется
- 25. Людвиг Прандтль (L. Prandtl) (1875…1953), один из
- 26. Рис. Зависимость Сy = f(α,λ)Для тяжелых
- 27. Слайд 27
- 28. У крыла при наличии большого сужения концевой
- 29. Чем больше угол атаки, тем больше разница
- 30. Рис. Влияние стреловидности на аэродинамику крылаЧисло
- 31. Рис. Влияние угла стреловидности на обтекание
- 32. Специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших
- 33. Физический смысл их применения в том, чтобы
- 34. Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней
- 35. Рис. Законцовки крыла самолета Ту-154М
- 36. Рис. Отгиб концевой части крылаС целью
- 37. Рис. Влияние формы зваконцовок крыла на образование вихревых жгутов, создающих дополнительное индуктивное сопротивление
- 38. Рис. Самолет Gulfstream G-1159Топливные баки на
- 39. Рис. Концевые крылышки, или законцовки Уиткомба, или
- 40. Рис. Влияние концевых профилированных шайб - крылышек
- 41. Рис. Концевые крылышки, винглеты или законцовки Уиткомба:а
- 42. Тем не менее преимущества, получаемые от применения
- 43. Слайд 43
- 44. Рис. Концевые крылышки, или законцовки Уиткомба, или
- 45. Рис. Формы крыльев в виде спереди:а
- 46. Самолет Chance Vought (V-166) F4U Corsair был
- 47. Рис. Самолет Ер-2 (ДБ-240)Самолет Ер-2 (ДБ-240) – дальний бомбардировщик Второй мировой войны
- 48. Рис. Схема сил, действующих на самолет
- 49. Рис. Влияние поперечного V на обтекание
- 50. Рис. Влияние поперечного V на обтекание
- 51. Рис. Влияние поперечного V на обтекание
- 52. Рис. Угол установки крыла φ0Угол установки
- 53. Рис. Конструкция крыла самолета DC-10 (McDonnell Douglas Corp.)
- 54. Рис. Схема механизации крыла самолета DC-10
- 55. Рис. Конструкция крыла самолета: 1 -
- 56. Рис. Нагрузки, действующие на крыло:1
- 57. Рис. Изгиб крылаПри изгибе крыла элементы,
- 58. Верхний пояс сжимается силой сжатия Sсж, нижний
- 59. Рис. Нагружение лонжеронРис. Нагружение нервюры
- 60. Рис. Кручение замкнутого контураРис. Сечение балкиПолный
- 61. Рис. Силовые схемы крыла:а – лонжеронная; б – кессонная; в – моноблочная
- 62. Рис. Конструкция лонжерона1 – пояса; 2 – стенка; 3 - стойка
- 63. Рис. Конструкция стрингеров
- 64. Рис. Конструкция составной нервюрыРис. Нервюра ферменнаяРис. Нервюра усиленная
- 65. Рис. Виды слоистых заполнителей Рис.
- 66. Рис. . Эпюры нормальных напряжений в
- 67. Рис. Технологические разъемы крыла:а – длинный
- 68. Рис. Конструктивные разъемы крыла по размаху:а –
- 69. Рис. Стыковочный узел сосредоточенной
- 70. Рис. Контурное соединение крыла: 1,3
- 71. Рис. Соединение частей крыла с
- 72. Использованная литература:Конструкция и прочность летательных аппаратов гражданской
- 73. Скачать презентанцию
Крыло является важнейшей частью конструкции самолета. На долю крыла приходится до 35…45% массы конструкции и до 50% лобового сопротивления летательного аппарата.
Слайды и текст этой презентации
Слайд 1Геометрические характеристики крыла самолета
Санкт-Петербург
2009
Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации
Кафедра №
24 - «Авиационной техники»
Слайд 2Крыло является важнейшей частью конструкции самолета.
На долю крыла приходится
до 35…45% массы конструкции и
до 50% лобового
сопротивления летательного аппарата.
Слайд 3Рис. Крыло современного пассажирского самолета:
1 – лонжерон; 2 –
стрингеры; 3 – закрылки; 4 – интерцепторы; 5 – элерон;
6 – обшивка; 7 – предкрылки; 8 – пилон для крепления двигателей; 9 - нервюрыКрыло представляет собой тонкостенную подкрепленную оболочку и состоит из каркаса и обшивки 6; каркас – из лонжеронов 1, стенок и стрингеров 2 (продольный набор), а также нервюр 9 (поперечный набор). На крыле расположены средства механизации (предкрылки 7 и закрылки 3) для улучшения ВПХ самолета, элероны 5 и интерцепторы 4 для управления самолетом относительно продольной оси, пилоны 8 для крепления двигателей
Слайд 4Основное назначение крыла – создание подъемной силы, потребной для всех
нормальных режимов полета, при возможно меньшей затрате тяги двигательной установки.
Кроме того, крыло играет важную роль в обеспечении устойчивости и с помощью расположенных на нем элеронов поперечной управляемости самолета.
Слайд 5Рис. Классификация самолетов по расположению крыльев:
а – бипланы; б –
низкопланы; в – среднепланы; в - высокопланы
Слайд 6Рис. К сравнению силовых схем биплана и
свободнонесущего крыла моноплана по отношению h/l
Биплан (от лат. bis
- дважды и planum - плоскость) – самолеты с двумя крыльями, расположенными одно над другим.Примеры самолетов, выполненных по бипланной схеме – По-2 или У-2, Ан-2.
Основная идея бипланной конструкции заключается в использовании большой строительной высоты бипланной коробки, характеризуемой отношением h/l (рис. ). Если крылья свободнонесущих монопланов имеют h/l = с/l = 0,015…0,025, то для бипланов h/l = с/l = 0,14…0,20. Поэтому при равной прочности и жесткости бипланная схема значительно выгодней в весовом отношении, а, кроме того, имеет малую удельную нагрузку на крыло.
.
Слайд 7Еще одним преимуществом биплана по сравнению с монопланом является меньший
размах крыльев, обеспечивающий меньшие габаритные размеры и меньший момент инерции
относительно продольной оси самолета, то есть лучшие маневренные свойства самолета.Недостатком является большое сопротивление бипланной коробки, обусловленное взаимным влиянием верхнего и нижнего крыльев и наличием в потоке элементов ферм (стоек, расчалок). Кроме того, в эксплуатации бипланная схема требует частых проверок и регулирования положения крыльев.
Слайд 8Самолет с нижним расположением крыла (низкоплан) ( рис. , б)
имеет широкое применение для пассажирских самолетов. Примеры самолетов-низкопланов – Ил-18,
Ил-62, Ил-86, Ил-96-300, Як-40, Як-42, Ту-104, Ту-134, Ту-154, Ту-204.Ту-154
Як-40
Ил-18
Як-18Т
Слайд 9Рис. Boeing-727
Рис. Ту-204
Рис. Ил-96-300
Самолет с нижним расположением
крыла (низкоплан) имеет наиболее широкое распространение для пассажирских самолетов.
Эта схема
наиболее выгодна в отношении безопасности пассажиров и экипажа при аварийной посадке с убранным шасси. У низкоплана конструктивно проще расположить оперение выше крыла, вынеся его из зоны затенения воздушным потоком, сбегающим с крыла; шасси имеет небольшую высоту , что снижает его массу и упрощает уборку. Недостатками низкоплана являются более высокое аэродинамическое сопротивление самолета в сравнении с другими схемами вследствие неблагоприятного взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа и ухудшенный обзор из окон кабины пассажиров.
Слайд 10Рис. Ил-76Т
Рис. Ан-24
Примеры самолетов с высоким
расположением крыльев – самолетов-высокопланов – Ил-76Т, Ан-24, Ан-22 «Антей», Ан-124
«Руслан», Ан-225 «Мрия».Верхнее расположение крыла (рис. г) более выгодно в отношении аэродинамического сопротивления самолета, вызванного интерференцией крыла и фюзеляжа; дает возможность приблизить фюзеляж к земле, что удобно для погрузки и выгрузки грузов. При расположении двигателей на крыле уменьшается опасность попадания в них посторонних предметов с ВПП.
Слайд 11Однако такая схема часто вынуждает крепить основные опоры на фюзеляже,
что ведет к уменьшению поперечной устойчивости самолета при движении по
аэродрому вследствие небольшого расстояния между опорами. В случае крепления основных опор на крыле они имеют большую массу и высоту, что затрудняет их уборку. В высокоплане усложнены обслуживание двигателей, установленных на крыле, заправка самолета топливом и маслом. Такая схема применяется чаще всего для грузовых сухопутных самолетов и гидросамолетов всех назначений.Рис. Ан-22 «Антей»
Рис. Ан-225 «Мрия»
Слайд 12Рис. Ту-16
Рис. Ту-104
Примеры со средним относительно фюзеляжа
расположением крыльев – самолетов-среднепланов – бомбардировщик Ту-16, который был выполнен
как среднеплан. Для сокращения сроков выполнения по разработке первого в СССР реактивного самолета и обеспечения надежности ОКБ А. Н. Туполева вели разработки на базе серийно выпускавшегося бомбардировщика Ту-16. При этом облик самолета, получившего марку Ту-104, претерпел некоторые изменения: Т-104 имел низкорасположенное крыло, диаметр фюзеляжа нового самолета был значительно увеличен.
Слайд 13Среднее расположение крыла ( рис. , в) наиболее выгодно
в аэродинамическом отношении, поскольку в этой схеме взаимное влияние крыла
и фюзеляжа создаетминимальное лобовое сопротивление.
Недостатки
Однако схема среднеплана не применяется для транспортных ВС, потому что крыло затрудняет размещение в фюзеляже пассажиров и грузов.
Рис. Як-130
Рис. Су-17.
Слайд 14Форма поперечного сечения крыла (профиль)
Профиль несущей поверхности – это
сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. Профиль – одна
из важнейших характеристик крыла, так как от него зависят аэродинамические, прочностные и другие характеристики крыла.Профиль характеризуется
формой,
относительной толщиной,
относительной вогнутостью (кривизной) и
относительным положением максимальной толщины,
радиусом носка.
Слайд 15Рис. Формы профилей крыла:
а – выпукло-вогнутые;
б – плосковыпуклые; в – двояковыпуклые несимметричные; г – двояковыпуклые
симметричные; д – S-образные; е – ромбовидные; ж - клиновидныеДля тихоходных самолетов применяются толстые профили,
для скоростных – тонкие.
Транспортные самолеты имеют крылья с относительной толщиной 10…18%.
Cmax/b - относительная толщина;
fmax/b - относительная вогнутость (кривизна);
xfmax/b - относительное положение максимальной толщины
Слайд 16Хорда (гр. Chorde – струна) – b – отрезок прямой,
соединяющий две наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля.
Максимальная
толщина – сmax – отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки верхней и нижней поверхностей профиля в направлении, перпендикулярном хорде.Вогнутость (стрела прогиба средней линии) – f max – максимальное смещение оси изгибаемого конструктивного элемента в направлении, перпендикулярном оси (хорде).
Радиус закругления носка.
Слайд 17Рис. Суперкритический профиль
Суперкритический профиль (рис. ) имеет больший радиус носка,
тонкий сильно изогнутый хвостик, относительно плоскую верхнюю поверхность и выпуклую
нижнюю поверхность. В сравнение с обычным профилем подъемная сила у суперкритического профиля образуется главным образом на хвостовой части. Такое распределение нагрузки обеспечивает меньшие скорости в очках максимальной толщины профиля, что приводит и повышению критического числа маха. У суперкритического профиля в сравнении с обычным профилем той же относительной толщины критическое число Маха повышается примерно на 0,075.
Слайд 18Форма крыла в плане
Форма крыла в плане появляется в результате
компромисса между требованиями аэродинамики, прочности, технологии и т.п. и описывается
отрезками прямых, кривых (второго и более высоких порядков) или их комбинацией.Крыльям, форма в плане которых определяется простейшими кривыми второго порядка, иногда дают названия соответствующей кривой: эллиптическое (эллипсовидное) крыло; параболическое крыло с прямой задней кромкой. Крыльям более сложных очертаний иногда дают специальные названия: серповидное (форма крыла напоминает очертания серпа), оживальное (готическое).
Слайд 19Рис. Формы крыльев в плане:
1 – прямоугольное; 2 – эллиптическое;
3, 4 - трапециевидное; 5, 6 - стреловидное; 7 –
треугольное; 8 – ромбовидное; 9 – оживальное («готическое»)
Слайд 20Оживальная форма есть промежуточная форма между конусом и полуэллипсом.
Рис. Сверхзвуковой
самолет типа "Конкорда"
Рис. Сверхзвуковой самолет типа Ту-144
Слайд 21Рис. Различные формы в плане несущих поверхностей самолетов:
а –
АНТ-5; б – По-2; в – БИЧ-3 (параболическое с прямой
задней кромкой); г – Як-40 (трапециевидное); д – Су-37 «Беркут» (стреловидное – обратной стреловидности); е – К-2 (эллипсоидное); ж – Ту-144 (оживальное – готическое); з – Ан-28 (трапециевидное); и – Ил-62 (стреловидное – прямой стреловидности)
Слайд 22Геометрическими параметрами, характеризующими форму крыла в плане, являются:
площадь –
S;
размах – l;
корневая хорда – b0;
концевая
хорда – bк; хорда (от греч. – струна) – длина отрезка линии, ограниченного носиком и хвостиком сечения крыла вертикальной плоскостью в направлении полета.
Слайд 23Угол стреловидности по линии четвертей хорд – χ; угол стреловидности
χ – угол между плоскостью, перпендикулярной к центральной (корневой) хорде,
и касательной к линии 1/4 хорд, линией фокусов крыла;у крыльев скоростных дозвуковых пассажирских самолетов угол стреловидности χ = 20…350,
у крыльев самолетов, летающих на сверхзвуковых скоростях, χ = 20…700.
Рис. Угол стреловидности
Слайд 24Кроме того, форма крыла в плане определяется и относительными параметрами:
удлинением – λ = l2/ S и
сужением – η
= b0 /bк.λ (читается «лямбда»); η (читается «эта»).
Большое влияние на характеристики крыла оказывают удлинение и сужение.
Слайд 25Людвиг Прандтль (L. Prandtl) (1875…1953), один из пионеров в изучении
аэродинамики, установил, что индуктивное сопротивление может быть уменьшено посредством применения
длинного узкого крыла (крыла большого относительного удлинения):удлинением – λ = l2/ S = l2/ b∙l = l/ b.
Слайд 26Рис. Зависимость Сy = f(α,λ)
Для тяжелых пассажирских и грузовых
самолетов, потребные значения велики, поэтому для снижения Сx и увеличения
аэродинамического качества К = Сy/Сx, определяющего экономичность и дальность полета, на этих самолетах используются крылья с большим удлинением и большой относительной толщиной (λ=6…9; с= 0,12…0,16).С уменьшением удлинения λ ухудшаются несущие свойства крыла – падает значение dСy /dα = Сαy . Это падение может быть компенсировано увеличением либо скорости полета, либо площади крыла S, что потребует дополнительных затрат массы.
Слайд 28У крыла при наличии большого сужения концевой вихрь значительно меньше,
чем у крыла, не имеющего сужения, а потому его индуктивное
сопротивление меньше.
Слайд 29Чем больше угол атаки, тем больше разница в давлениях над
верхней и под нижней поверхностями крыла. Если крыло сконструировано с
переменным углом установки профиля относительно строительной горизонтали самолета (углом заклинивания) – геометрической круткой, - то его угол атаки у законцовок меньше, чем у корневой хорды (около фюзеляжа). Следовательно большая часть подъемной силы создается на внутренних частях крыла, в о время как у законцовок генерируется меньшее значение подъемной силы.Меньшая разница в давлениях над верхней и нижней поверхностями крыла у законцовки ведет не только к снижению создаваемой здесь подъемной силы, но и уменьшает силу (мощность) концевых вихрей и тем снижает индуктивное сопротивление.
Слайд 30Рис. Влияние стреловидности на аэродинамику крыла
Число М = V/a,
при котором на крыле появляется местная скорость, равная скорости звука
– а, – называется критическим числом Маха.Придание крылу стреловидной формы в плане позволяет повысить критическое число Маха, то есть оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей полета.
Полученное на основе экспериментов выражение для критического числа маха стреловидного крыла записывается в виде
Мкр = 2∙Мχ=0 /(1 + cos χ).
Несущая поверхность стреловидной формы в плане позволяет отодвинуть начало волнового кризиса до скоростей, соответсвующих Мкр = 0,8…0,95
Слайд 31Рис. Влияние угла стреловидности на обтекание крыла при крене
со скольжением
Спроектируем вектор скорости скольжения Vz на направление, перпендикулярное оси
крыла, и направление, параллельное ей. Сложив перпендикулярную кромке крыла составляющую скорости скольжения ΔVn с перпендикулярной кромке крыла составляющей поступательной скорости Vп, увидим, что суммарная перпендикулярная кромке крыла составляющая скорости, от которой в основном зависят аэродинамические характеристики , на опущенном полукрыле увеличится (V1=Vп + ΔVn), а на поднятом полукрыле уменьшится (V2=Vп - ΔVn), а следовательно, и подъемная сила на опущенном полукрыле будет больше, чем на поднятом.Таким образом, положительная стреловидность крыла увеличивает поперечную устойчивость самолета.
Слайд 32Специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших дозвуковых 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.Срыв потока – отделение газа или жидкости, обтекающего тело, от его поверхности вследствие отрыва пограничного слоя.
Для предотвращения этого срыва применяются аэродинамическая и геометрическая крутка, концевые предкрылки и отклоняемые носки. Этой же цели служит применение запилов на передней кромке крыла и установка на его верхней поверхности так называемых аэродинамических гребней (рис. ).
Рис. Аэродинамические перегородки (1), запил (2) и вертикальная законцовка
Слайд 33Физический смысл их применения в том, чтобы преобразовать один сбегающий
вихрь большой интенсивности, создающий большое сопротивление, в систему двух или
нескольких вихрей с меньшей интенсивностью, вызывающих меньшее сопротивление (отсюда выигрыш в Сx).Рис. Аэродинамические перегородки и генераторы вихрей:
а – аэродинамическая перегородка; б – выступ или «зуб»; в – «запил»; 1 – аэродинамическая перегородка; 2 – постоянный вихревой шнур
Слайд 34Обычно крылья имеют законцовки со скругленными передней и задней частями
(рис., а).
Законцовка, показанная на рис., б, позволяет уменьшить концевой эффект
стреловидного крыла, снижает волновое сопротивление крыла и улучшает его срывные характеристики.Рис. Формы законцовок крыла:
а – обычная; б – позволяющая уменьшить концевой эффект
Слайд 36Рис. Отгиб концевой части крыла
С целью уменьшения индуктивного сопротивления
крыла применяется отгиб концевой части (рис. )..
Слайд 37Рис. Влияние формы зваконцовок крыла на образование вихревых
жгутов, создающих дополнительное индуктивное сопротивление
Слайд 38Рис. Самолет Gulfstream G-1159
Топливные баки на концах крыльев разгружают
крыло (уменьшают перерезывающие силы Q и изгибающий момент М) и
способствуют уменьшению концевых вихрей.
Слайд 39Рис. Концевые крылышки, или законцовки Уиткомба, или винглеты – принципиальные
схемы
Установка концевых профилированных шайб – законцовок Уиткомба – позволяет уменьшить
интенсивность концевых вихрей, а также индуктивное сопротивление крыла.
Слайд 40Рис. Влияние концевых профилированных шайб - крылышек Уиткомба:
1, 2 –
обдувка воздухом собственно верхней и нижней поверхностей крыла; 3 –
образование концевых вихрейобщийУстановка концевых профилированных шайб (рис.) позволяет уменьшить интенсивность концевых вихрей, а также индуктивное сопротивление крыла. Кроме того, за счет обдувки крыла искривленным потоком воздуха (из-за его перетекания на конце крыла) на шайбы действуют аэродинамические силы Rв и Rн, составляющие которых Xв и Xн направлены вперед по полету.
Слайд 41Рис. Концевые крылышки, винглеты или законцовки Уиткомба:
а – общий вид;
б – образование на крылышке аэродинамической силы – вид спереди;
в – образование на крылышке аэродинамической силы – вид сверху с проекцией силы на направление полетаКак видно из рис. , еще и при этом (когда концевая шайба имеет отгиб только вверх) создается составляющая тяги ΔР.
Но, к сожалению, при этом растет изгибающий момент в корневом сечении крыла, появляется момент на пикирование от ΔР и другие, пока мало исследованные явления.
Слайд 42Тем не менее преимущества, получаемые от применения крылышек Уиткомба, позволяют
уже сейчас использовать их на таких самолетах, как Ил-96-300, Ту-204,
а также на других современных самолетах для повышения их экономичности.Рис. Самолет Ил-96-300
Рис. Самолет Ту-204
Слайд 44Рис. Концевые крылышки, или законцовки Уиткомба, или винглеты
– фото
реальных конструкций (для A320 и для Boeing 737-700)
Слайд 45Рис. Формы крыльев в виде спереди:
а – прямые; б
– с положительным углом поперечного V; в – с отрицательным
углом поперечного V; г – типа «чайка»; д – типа «обратная чайка»; е – с углом поперечного V концевой частиСамолет Chance Vought (V-166) F4U Corsair был едва ли не лучшим палубным истребителем Второй мировой войны. Низкоплан с профилем крыла типа "чайка"
Слайд 46Самолет Chance Vought (V-166) F4U Corsair был едва ли не
лучшим палубным истребителем Второй мировой войны. Низкоплан с профилем крыла
типа "чайка"Рис. Самолет Chance Vought (V-166) F4U Corsair
Слайд 47Рис. Самолет Ер-2 (ДБ-240)
Самолет Ер-2 (ДБ-240) – дальний
бомбардировщик Второй мировой войны
Слайд 48Рис. Схема сил, действующих на самолет при скольжении
При полете
со скольжением распределение давления по поверхности крыла в общем случае
получается другим, чем при полете с тем же углом атаки, но без скольжения. В результате изменяются действующие на крыло силы.
Слайд 49Рис. Влияние поперечного V на обтекание крыла при крене
со скольжением
Рассмотрим два сечения крыла с положительным углом поперечного V,
находящихся на одинаковых расстояниях от плоскости симметрии самолета и перпендикулярные к плоскости хорд, при полете самолета с креном и скольжением (рис. ).
Слайд 50Рис. Влияние поперечного V на обтекание крыла при крене
со скольжением
Разложим вектор скорости Vz в сечения крыла 1 и
2 на две составляющие: параллельную плоскости хорд и перпендикулярную плоскости хорд. Перпендикулярные составляющие V1 и V2, суммируясь со скоростью полета V, изменяют углы атаки рассматриваемых сечений. Как видно из рисунка, угол атаки сечения 1 увеличится на величину Δα1, и станет равным α1 = α + Δα1.
Слайд 51Рис. Влияние поперечного V на обтекание крыла при крене
со скольжением
Наоборот, угол атаки сечения 2 уменьшится на величину Δα,
и будет равным α2 = α - Δα 2. Благодаря этому в пределах линейного изменения кривой Cy= f(α) подъемная сила на опущенном полукрыле станет больше подъемной силы поднятого полукрыла, что приведет к возникновению восстанавливающего момента. Отрицательный угол поперечного V, наоборот, уменьшает поперечную устойчивость самолета.
Слайд 52Рис. Угол установки крыла φ0
Угол установки крыла (угол заклинивания)
φ0
- угол между хордой крыла и базовой осью самолета
(рис. ).Углы установки крыла на транспортных самолетах выбираются из тех соображений, чтобы на крейсерских скоростях полета базовая ось самолета находилась на траектории полета и фюзеляж создавал минимальное лобовое сопротивление.
Слайд 55Рис. Конструкция крыла самолета:
1 - обшивка; 2 –
лонжерон; 3 – стрингер; 4 – нервюра; 5 – соединения
Слайд 56Рис. Нагрузки, действующие на крыло:
1 – линия центров
давления; 2 – ось жесткости; 3 – линия центров масс
Рис.
Эпюры поперечной силы, изгибающего и крутящего моментов
Слайд 57Рис. Изгиб крыла
При изгибе крыла элементы, расположенные внизу, растягиваются,
а расположенные вверху – сжимаются.
Если бы крылья были непосредственно прикреплены
с силовым шпангоутам фюзеляжа, то под действием большого изгибающего момента крыла шпангоуты фюзеляжа были бы деформированы.
Слайд 58Верхний пояс сжимается силой сжатия Sсж, нижний растягивается силой растяжения
Sраст, которые вместе приводятся к паре, равной Мизг
Рис. Изгиб
лонжерона
Слайд 60Рис. Кручение замкнутого контура
Рис. Сечение балки
Полный крутящий момент получим
суммированием ΔМкр по всему контуру:
Мкр = ∑ ΔМкр = ∑q∙1∙ρ
= q∙∑1∙ρ.Мкр = q∙2ω.
q = Мкр / 2ω..
τ = Мкр / (2ω∙δ)
Слайд 65Рис. Виды слоистых заполнителей
Рис. Слоистая обшивка с
заполнителем из гофрированного листа
Рис. Размеры сечений слоистой
и листовой обшивок Jсл/J ≈( δ h2)/4(δ 3/12) = 3(h/δ)2 раз.
Так, при толщине несущего слоя δ/2=1 мм и при h = 10 мм, это отношение равно 75, а при h = 20мм – 300.
Слайд 66Рис. . Эпюры нормальных напряжений в элементах корневого сечения
двухлонжеронного крыла и на расстоянии от него
Слайд 67Рис. Технологические разъемы крыла:
а – длинный центроплан с установленными
на нем турбовинтовыми двигателями; б – короткий центроплан;
1- центроплан; 2
– средняя часть крыла (СЧК); 3 – концевая часть крыла (КЧК); 4 вертикальная законцовка
Слайд 68Рис. Конструктивные разъемы крыла по размаху:
а – разъемное крыло с
центропланом; б – крыло с разъемом у бортов фюзеляжа; в
– крыло с разъемом в плоскости симметрии; г – неразъемное крыло
Слайд 69Рис. Стыковочный узел сосредоточенной схемы с горизонтальными
болтами, ось которых параллельна плоскости нервюры
Слайд 70Рис. Контурное соединение крыла:
1,3 – стыковочные профили;
2 – болт стыка; 4 - пояс лонжерона; 5 –
угольник стенки лонжерона
Слайд 71Рис. Соединение частей крыла с помощью закладных болтов:
1
– стрингеры; 2 – обшивка; 3 – перекрывная лента; 4
– стыковочный (закладной болт); 5 – стыковочный профиль; 6 – стенка стыковочного профиля (нервюра); 7 уплотнительная лента съемной панели крыла
Слайд 72Использованная литература:
Конструкция и прочность летательных аппаратов гражданской авиации: Учебник для
вузов гражданской авиации/ М. С. Воскобойник, П. Ф. Максютинский, К.
Д. Миртов и др.; Под общ. Ред. К. Д. Миртова, Ж. С. Черненко. – М.: Машиностроение, 1991. – 448 с.: ил.Черненко Ж. С. Сабитов Н. Г., Гаража В. В. и др. Конструкция и прочность воздушных судов: Учебное пособие / Ж. С. Черненко, Н. Г. Сабитов, В. В. Гаража, И. П. Челюканов, И. Г. Павлов. – Киев : КИИГА, 1985. – 88 с.
3. Гребеньков О. А. Конструкция самолетов: Учеб. пособие для авиационных вузов. – М.: Машиностроение, 1984. – 240 с., ил.
4. Кузнецов А. Н. Основы конструкции и технической эксплуатации воздушных судов: Учеб. для сред. Спец. Учеб. заведений. М.: Транспорт, 1990. – 294 с.
5. Кан С. Н. Прочность самолета: Учеб. пособие для авиационных техникумов. – М: Оборонгиз, 1946. - 292 с.
Якущенко В.Ф. Конструкция и прочность воздушных судов: Учебное пособие / СПбГУГА. С.-Петербург, 2009.
Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации
Кафедра № 24 - «Авиационной техники»
