Параметры крыла в плане и влияние его формы на аэродинамические коэффициенты

Параметры крыла в плане и влияние его формы на аэродинамические коэффициенты

7.1.1. Геометрические параметры несущей поверхности (крыла)

Рис. 7.4. Основные геометрические параметры крыла

Рис. 7.6. Некоторые формы (серии) профилей:

Рис. 7.7. Геометрическая крутка крыла

Рис. 7.8. Сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144 и его аналог в полете

Так, при проектировании сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 на базе легкого сверхзвукового истребителя МиГ-21 был построен самолет-аналог (рис. 7.8) с крылом сложной формы и профилировки, подобным крылу проектируемого самолета, что позволило не только смоделировать в реальном полете аэродинамику будущего Ту-144, но и решить другие проблемы.
&nbsp&nbsp&nbspЕсли в дополнение к записанным выше условиям геометрического подобия двух крыльев еще и S₁ = S₂, то крылья одинаковы.
&nbsp&nbsp&nbspСледует отметить, что не только геометрическое подобие агрегатов (частей) различных самолетов определяет аналогию их летных характеристик при одинаковых числах М полета, но также значения тяговооруженности P и удельной нагрузки на крыло p, которые, таким ообразом, также являются критериями при сравнении различных самолетов.

Источник

Форма крыла в плане

Внешние формы крыла

Аэродинамические, массовые и в определенной степени технологические характеристики крыла зависят от его внешних форм и геометрических параметров. Внешние формы крыла определяются формой в плане, формой поперечного сечения и формой в виде спереди.

По форме в плане крылья (рис.1) можно разделить на прямоугольные (1а), трапециевидные (1б), стреловидные (1в) и треугольные (1г). Геометрическими параметрами, характеризующими форму в плане, являются площадь S, размах l, корневая хорда b₀, концевая хорда b_к, угол стреловидности по линии четвертей хорд c. Кроме того, форма в плане определяется и относительными параметрами: удлинением λ = l 2 / S и сужением η = b₀ / b_к.

Большое влияние на характеристики крыла оказывает удлинение и сужение.

С уменьшением удлинения при полете на дозвуковых скоростях возрастает сопротивление самолета за счет индуктивного сопротивления

где k – коэффициент, учитывающий влияние формы крыла в плане.

На тяжелых и высотных дозвуковых самолетах, полет которых происходит на больших значениях , с целью снижения применяют крылья большого удлинения: l = 8. 12.

Доля индуктивного сопротивления в общем балансе сопротивления уменьшается с ростом скорости из-за уменьшения потребных .

На сверхзвуковых скоростях применяют крылья малых удлинений: l = 2. 2,5.

Уменьшение удлинения уменьшает массу крыла. Масса конструкции снижается и с увеличением сужения.

Сужение оказывает влияние на величину максимального значения коэффициента подъемной силы

достигается при = 2. 3.

Прямоугольные и трапециевидные крылья носят название прямых.

Прямоугольное крыло обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при полете на больших углах атаки. У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в докритической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того прямоугольное крыло проще в изготовлении.

Трапециевидные крылья нашли широкое применение на дозвуковых самолетах. Для обеспечения потребной центровки трапециевидные крылья могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка 10°).

На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, применяются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока над поверхностью крыла, как известно, не равна скорости полета самолета V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и превысить ее. В этих местах возникают скачки уплотнения, что вызывает так называемый волновой кризис, который сопровождается появлением волнового сопротивления, падением подъемной силы, изменением положения центра давления.

Число М = V / а, при котором на крыле появляется местная скорость, равная скорости звука, называется критическим числом Маха и обозначается М_*.

Придание крылу стреловидной формы в плане позволяет повысить М_*, т.е. оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей полета.

Однако применение стреловидного крыла создает и ряд дополнительных трудностей. Основные из этих трудностей следующие.

1. Нарушение поперечной и продольной устойчивости самолета и снижение эффективности элеронов при полете на больших углах атаки из-за срыва потока, который у стреловидного крыла возникает раньше в концевых сечениях. 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 аэродинамических гребней (рис.2). Запилы и гребни препятствуют перетеканию пограничного слоя от средней части к концам крыла и тем самым затягивают срыв.

2. Снижение максимального коэффициента подъемной силы крыла.

3. Большой угол атаки, необходимый для достижения C_{ya max}.

4. Увеличение массы крыла.

б – запил на передней кромке крыла. Рис.3

С целью уменьшения волнового сопротивления удлинение стреловидных крыльев берется обычно меньше удлинения прямых крыльев нескоростных самолетов. Кроме того, уменьшение удлинения благоприятно влияет на срывные характеристики стреловидного крыла при полете на больших углах атаки при малых скоростях. Уменьшение удлинения выгодно в весовом отношении.

Стремление получить хорошие аэродинамические характеристики как при максимальной сверхзвуковой скорости, так и при дозвуковой скорости привело к созданию крыльев изменяемой геометрии. Изменение геометрии происходит вследствие изменения угла стреловидности консолей крыла.

Установка крыла изменяемой геометрии будет оправдана тогда, когда вызванное этим утяжеление конструкции крыла, усложнение управления самолетом будут компенсированы улучшением его летных характеристик.

На самолетах, летающих с большими сверхзвуковыми скоростями, большое распространение нашли крылья треугольной формы в плане. Эти крылья имеют малое удлинение (l

относительной вогнутостью f = f_max / b, местоположением максимальных значений толщины и вогнутости по хорде x_c = x_cmax / b и x_f = x_fmax / b.

Плосковыпуклый профиль имеет большое значение C_{ya max} и удобен в конструктивном отношении, но у него значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки.

Этот профиль иногда применяется на малоскоростных самолетах и планерах.

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Относительные размеры и форма профилей оказывают сильное влияние на аэродинамические, массовые, жесткостные и технологические характеристики крыльев.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

Тема 4 Конструкция крыла

Основное назначение крыла – создание необходимой для полёта подъёмной силы ( Y ), кроме того, оно обеспечивает поперечную устойчивость самолёта и может быть использовано для размещения силовой установки, топливных баков, шасси, оборудования и т.п. От размеров, формы и расположения крыла относительно от других частей самолета

в большей степени зависят лётные характеристики крыла.

В общем случае крыло самолета состоит из центропланной части, консолей (левой и правой) и механизации крыла. Также крыло можно разделить на две части, левое и правое полукрыло. Часто встречается термин «крылья», но он ошибочен по отношению к моноплану.

Аэродинамические, массовые и в определенной степени технологические характеристики крыла зависят от его внешних форм и геометрических параметров. Внешние формы крыла определяются формой в плане, формой поперечного сечения и формой в виде спереди. Большое влияние на характеристики крыла оказывает удлинение и сужение.
У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине. полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в до критической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того, прямоугольное крыло проще в изготовлении.В настоящее время прямоугольные крылья применяются лишь на самолетах, у которых требование безопасности полета на малых скоростях, обеспечиваемое в первую-очередь сохранением управляемости, является одним из главных (самолеты первоначального обучения, сельскохозяйственной авиации и т.п.). Для уменьшения массы такие крылья делаются подкосными или в виде коробки крыльев биплана.

Действующие на крыло силы можно разделить на две категории: массовые, значения которых пропорциональны массе ( силы массы и инерции ), и поверхностные, значения которых пропорциональны площади поверхности,к которой они приложены. К данной категории относятся аэродинамические силы, силы реакции земли при посадке, силы взаимодействия отдельных частей самолёта При расположении двигателей на крыле на него действуют еще и силы тяги двигателей.

При анализе сил, действующих на самолёт, используют принцип Даламбера,

при которому движущееся тело можно рассмотреть как находящееся в равновесии, если в число действующих сил включить силы инерции. Аэродинамические силы – подъёмная сила и лобовое сопротивление возникает в полете в каждом сечении крыла и приложены непосредственно к его поверхности(обшивке). В связи с этим тем, что подъёмная сила ( Y ) во много раз превышаетсилу лобового сопротивления ( Ха ), то с некоторым допущением под аэродинамической нагрузкой можно понимать только нагрузку от действия подъёмной силы. Следовательно, и аэродинамическая нагрузка вдоль размаха крыла будет распределятся, как и подъёмная сила.

рис 3.1 Двухлонжеронная схема крыла

1- верхний лонжерон 2- нижний лонжерон 3- стенка лонжерона 4- стойка лонжерона

В расчетах аэродинамической нагрузки, действующей на крыло, введём следующие обозначения: q- аэродинамическая нагрузка, приходящая на 1 м 2 площади крыла;

q_в – аэродинамическая нагрузка, приходящаяся на единицу длины размаха крыла.

При расчетах крыла на прочность погонную аэродинамическую нагрузку увеличивают в n_ру раз : q_в= n_ру с_у (ρV 2 /2 )b

где: n_ру— коэффициент разрушающей перегрузки, определяемый по нормам прочности.

рис 3.2 Силовое крепление крыла и силовые элементы крыла

рис 3.3 Крепление лонжерона к элементам конструкции.

а показаны нагрузки, действующие на уз­лы стыковки двухлонжеронного крыла и на верхний узел переднего лонжерона и заднего лонжерона.

рис 3.4 Распределение нагрузок внутри крыла.

Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами крыла в плане и спереди.

Профиль крыла (рис. 4.1) — форма сечения» получаемая от

пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симмет­рии самолета.

В первоначальный период раз­вития авиации широко использовались выпукло-вогнутые профи­ли, близкие к профилю крыльев птиц. В те годы главной задачей было стремление получить воз­можно большую подъемную силу. Увеличение скорости полета за­ставило конструкторов искать формы профилей с малым лобо­вым сопротивлением. Появились плосковыпуклые и двояковыпук­лые профили, обладающие не­большим сопротивлением на до­звуковых скоростях полета.

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны двояковыпуклые симметричные профили с острыми кромками, ромбовидные, клиновидные. Очевидно, что крыло будет тем лучше, чем больше его подъемная сила и меньше ло­бовое сопротивление.

Геометрическими характерис­тиками профиля (Рис- 4.1 в) яв­ляются хорда, относительная толщина и относительная вогнутость.

Хорда профиля — отрезок прямой, соединяющей две наибо­лее удаленные точки передней и задней кромок профиля.

Относительная толщи­на профиля с отношение максимальной толщины с_тах профиля к его хорде b: ĉ= (с_тах/b) 100%. Она влияет на коэффициент лобового сопротивления.

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении тол­щины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолета ухудшаются Для современных дозвуковых самолетов относительная толщи­на профиля крыла находится в пределах 10—18%, а у сверхзвуко­вых самолетов 2,5—5%. Относительная вогнутость профиля f — отношение стрелы про­гиба средней линии профиля к его хорде

где f _max—стрела прогиба, т. е. максимальное отклонение средней линии профиля от хорды.

Средняя линия профиля — это геометрическое место точек середин перпендикулярных хорде отрезков между верхними к нижними контурами профиля.

Относительная вогнутость профилей современных самолетов колеблется в пределах 0-4%.

Форма крыла в плане (рис.4. 2.) может быть прямоугольной, эллиптической, трапециевидной, стреловидной и треугольной. Пря­моугольная форма крыла применялась на первых типах самолетов ввиду простоты изготовления. По сравнению же с прямоугольными трапециевидные крылья более выгодны, так как имеют меньшую массу.

Для полетов на дозвуковых скоростях наименьшее индуктивное сопротивление создает крыло эллипсовидной формы.

Но такое крыло сложно в производстве и поэтому редко применяется. На само­летах, летающих с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми ско­ростями, нашли применение стреловидные, треугольные крылья и крылья оживальной формы.

Параметрами, характеризующими форму крыла в плане, явля­ются размах, площадь, удлинение, сужение и стреловидность (рис.4. 2., позиция 6).

Размах крыла ℓ — наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадь крыла S — площадь его проекции на плоскость хорд. Сюда входит и часть площади, вписанной в фюзеляж само­лета и мотогондолы.

Удлинение крыла λ— это отношение квадрата размаха к площади крыла: λ= ℓ 2 /S. Эта формула справедлива для крыла любой формы в плане. Для прямоугольного крыла λ =l 2 /S = l 2 /lb =l/b.

Сужение крыла η —это отношение длины корневой хорды b_корн к длине концевой хорды b_конц.

Стреловидноеть крыла определяется углом стреловид­ности χ, т. е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпенди­куляром к плоскости симметрии самолета, и линией, соединяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25b профилей крыла, считая от носка.

Рис. 4.3. Поперечная стреловидность крыла:

а — положительная; б — отрицательная

Большинство современных самолетов при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоско­стью (рис. 2.6), который называется углом поперечного V. Этот угол считается положительным, если концы крыла приподняты, и отрицательными, если концы крыла опущены. Данный параметр, как будет видно в дальнейшем, оказывает существенное влияние на поперечную устойчивость и управляемость самолета.

СРЕДСТВА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА. НАЗНАЧЕНИЕ И ВЫПОЛНЯЕМАЯ ИМИ РАБОТА.

Увеличение взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега самолёта затрудняет расчёт и выполнение взлета и посадки, усложняет технику пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посадочных полос. Поэтому возникла настоятельная необходимость снабжать крыло специальными устройствами, которые могут увеличить его несущую способность при взлёте, посадке и маневре.

Такие устройства получили название механизации крыла,а крылья с такими устройствами называют механизированными. Кроме того, механизации крыла все шире используется для повышения маневренности самолёта. Это достигается непосредственным управлением подъёмной силой и торможением, управлением по основным каналам крена и тангажа, увеличение ресурса планера путём активного парирования перегрузок самолета в полёте.

Механизация крыла, изменяющая кривизну профиля, используется лишь при полётах на малой скорости: при заходе на посадку и взлёте. На совремённых самолётах применяют комбинации механизмов, при использовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля.

рис 5 Виды механизации крыла

1- простой щиток 2- щиток со скользящим шарниром 3- простой закрылок 4- выдвижной закрылок

5 – щелевой закрылок 6- отклоняющий вниз носок крыла 7- предкрылок 8- реактивный закрылок

рис 5.1 Конструкция закрылка

Закрылок-хвостовая часть крыла, отклоняющие от своего первоначального положения относительно оси, расположенной в носовой части закрылка. Различают следующие типы закрылков : простые, щелевые, выдвижные

применяют выдвижные двух- и даже трехщелевые закрылки, отклонение которых также сопровождается приростом площади крыла. Эффективность закрылка в большой степени зависят от отклонения закрылка, который на взлете составляет от 15º до 20º, на посадке достигает 60º. Отклонение закрылков, также как и щитков, сопровождается не только повышение Су, но и еще в большей степени приростом Сх_а (коэффициент лобового сопротивления ), поэтому аэродинамическое качество крыла уменьшается.

Конструктивнозакрылок состоитиз продольного силового набора – лонжерона 4(рис 8.1) и стрингеров. При помощи специальных навесов (2) закрылок крепится к основному каркасу крыла. В конструкцию закрылка входит также поперечный силовой набор – нервюры (7) рис 8.1

Силовую конструкцию замыкают концевые силовые нервюры- 5 с двух сторон. Для придания заданной формы поверхности обеспечивает обшивка (3) закрылка.

Предкрылок-простейший вид механизации крыла, предназначенная для управления пограничным слоем. Его устанавливают вдоль передней кромки основного крыла. Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые используют главным образом на нескоростных самолётах, и автоматическиепредкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла могут быть прижаты к нему и вписаны в контур крала( при полетах на малых углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автоматически при полетах на большом угле атаки. При этом между крылом и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щель.

рис 5.2 Схема работы предкрылка

Струя воздуха, выходящая из профилированной щели с большой скоростью, прижимает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и пограничный слой отрывается на больших углах атаки.

Коэффициент Су_мах возрастает на 40- 50% вследствие увеличения критического угла атаки крыла. Кроме того предкрылки повышают поперечную устойчивость и управляемость при при полётах на больших углах атаки крыла и самолёта.

Источник

Аэродинамика для «чайников»

К сожалению, я ненашел ни одной статьи по аэродинамики «для моделиста». Ни на форумах, ни в дневниках, ни в блогах- ни где нет нужной «выжимки» по этой теме. А вопросов возникает море, особенно у новичков, да и те, кто считает себя «уже не новичком», зачастую не утруждают себя изучением теории. Но мы это исправим!)))

Сразу скажу, сильно углубляться в эту тему не буду, иначе это получится, как минимум научный труд, с кучкой непонятных формул! И тем более я не стану пугать вас такими терминами, как «число Рейнольдса»- кому будет интересно- можете почитать на досуге.

Итак, договорились- только самое нужное для нас- моделистов. )))

Силы, действующие на самолет в полете.

В полете самолет подвергается влиянию многих сил, обусловленных наличием воздуха, но все их можно представить в виде четырех главных сил: силы тяжести, подъемной силы, силы тяги винта и силы сопротивления воздуха (лобовое сопротивление). Сила тяжести остается всегда постоянной, если не считать уменьшения ее по мере расхода горючего. Подъемная сила противодействует весу самолета и может быть больше или меньше веса, в зависимости от количества энергии, затрачиваемой на движение вперед. Силе тяги винта противодействует сила сопротивления воздуха (иначе лобовое сопротивление).

При прямолинейном и горизонтальном полете эти силы взаимно уравновешиваются: сила тяги винта равна силе сопротивления воздуха, подъемная сила равна весу самолета. Ни при каком ином соотношении этих четырех основных сил прямолинейный и горизонтальный полет невозможен.

Любое изменение любой из этих сил повлияет на характер полета самолета. Если бы подъемная сила, создаваемая крыльями, увеличилась по сравнению с силой тяжести, результатом оказался бы подъем самолета вверх. Наоборот, уменьшение подъемной силы против силы тяжести вызвало бы снижение самолета, т. е. потерю высоты.

Если равновесие сил не будет соблюдаться, то самолет будет искривлять траекторию полета в сторону преобладающей силы.

Про крыло.

Размах крыла— расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. это важная геометрическая характеристика летательного аппарата, оказывающяя влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также является одним из основных габаритных размеров летательного аппарата.

Удлинение крыла— отношение размаха крыла к его средней аэродинамической хорде. Для непрямоугольного крыла удлинение = (квадрат размаха)/площадь. Это можно понять, если за основу возьмём прямоугольное крыло, формула будет проще: удлинение = размах/хорду. Т.е. если крылоимеет размах 10 метров а хорда = 1 метр, то удлинение будет = 10.

Чем больше удлинение- тем меньше индуктивное сопротивление крыла, связанное с перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через законцовку с образованием концевых вихрей. В первом приближении можно считать, что характерный размер такого вихря равен хорде- и с ростом размаха вихрь становится всё меньше и меньше по сравнению с размахом крыла. Естественно, чем меньше индуктивное сопротивление- тем меньше и общее сопротивление системы, тем выше аэродинамическое качество. Естественно, у конструкторов возникает соблазн сделать удлинение как можно больше. И тут начинаются проблемы: наряду с применением высоких удлинений конструкторам приходится увеличивать прочность и жёсткость крыла, что влечет за собой непропорциональное увеличение массы крыла.

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла.

Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Крыло эллиптической формы в плане обладает самым высоким аэродинамическим качеством- минимально возможным сопротивлением при максимальной подъемной силе. К сожалению, крыло такой формы применяется не часто из-за сложности конструкции, низкой технологичности и плохих срывных характеристик. Однако сопротивление на больших углах атаки крыльев другой формы в плане всегда оценивается по отношению к эллиптическому крылу. Наилучший пример применения крыла такого вида- английский истребитель «Спитфайер».

Крыло прямоугольной формы в плане имеет самое высокое сопротивление на больших углах атаки. Однако такое крыло, как правило, имеет простую конструкцию, технологично и имеет очень неплохие срывные характеристики.

Крыло трапецеидальной формы в плане по величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Широко применялось в конструкциях серийных самолетов. Технологичность ниже, чем у прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла при прочих равных условиях. Истребители Bf-109 ранних серий имели трапецевидное крыло с прямыми законцовками:

Крыло комбинированной формы в плане. Как правило, форма такого крыла в плане образуется несколькими трапециями. Эффективное проектирование такого крыла предполагает проведение многочисленных продувок, выигрыш в характеристиках составляет несколько процентов по сравнению с трапецеидальным крылом.

Стреловидность крыла — угол отклонения крыла от нормали к оси симметрии самолёта, в проекции на базовую плоскость самолета. При этом положительным считается направление к хвосту.Существует стреловидность по передней кромке крыла, по задней кромке и по линии четверти хорд.

Крыло обратной стреловидности (КОС) — крыло с отрицательной стреловидностью.

Преимущества:

-Улучшается управляемость на малых полётных скоростях.
-Повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов.
-Компоновка с крылом обратной стреловидности оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение

Недостатки:
-КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки.
-Требует конструкционных материалов и технологий, обеспечивающих достаточную жёсткость конструкции.

Су-47 «Беркут» с обратной стреловидностью:

Чехословацкий планер LET L-13 с обратной стреловидностью крыла:

Нагрузка на крыло — отношение веса летательного аппарата к площади несущей поверхности. Выражается в кг/м² (для моделей- гр/дм²).Величина нагрузки на крыло определяет взлетно-посадочную скорость летательного аппарата, его маневренность, и срывные характеристики.

По-простому, чем меньше нагрузка, тем меньшая скорость требуется для полета, следовательно тем меньше требуется мощности двигателя.

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки. Или проще- Хорда — отрезок прямой, соединяющей две наиболее удаленные друг от друга точки профиля.

Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании.

Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить.

Для крыла, прямоугольного в плане, САХ равна хорде крыла.

Для трапециевидного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде, а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).

Зная величину и положение САХ на самолете и приняв ее как базовую линию, определяют относительно нее положение центра тяжести самолета, которое измеряется в % длины САХ.

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива и т. д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

Расстояние от центра тяжести до начала САХ, выраженное в процентах ее длины, называется центровкой самолета.

Профиль крыла

Профиль крыла – это одна из основных составляющих, формирующих летательный аппарат и самолет в частности, так как крыло все же его неотъемлемая часть. Совокупность некоторого количества профилей составляют целое крыло, причем по всему размаху крыла они могут быть разные. А от того, какие они будут, зависит назначение самолета и то, как он будет летать. Типов профилей достаточно много, но форма их принципиально всегда каплевидна. Этакая сильно вытянутая горизонтальная капля. Однако капля эта обычно далека от совершенства, потому что кривизна верхней и нижней поверхностей у разных типов разная, как впрочем и толщина самого профиля. Классика – это когда низ близок к плоскости, а верх выпуклый по определенному закону. Это так называемый несимметричный профиль, но есть и симметричные, когда верх и низ имеют одинаковую кривизну.

Разработка аэродинамических профилей проводилась практически с начала истории авиации, проводится она и сейчас.Делается это в специализированных учреждениях. Ярчайшим представителем такого рода учреждений в России является ЦАГИ – Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. А в США – такие функции выполняет Исследовательский центр в Лэнгли (подразделение NASA).

THE END?

Продолжение следует.

Источник