Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайте English
 
Реактивные 2 МВ Реактивные самолеты БИ-1 Конструкция

Глава II

КРЫЛЬЯ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

6. Внешние формы

По мере приближения скорости полета к скорости звука воздушное сопротивление самолета резко возрастает. В полете это явление возникает тем раньше, чем больше относительная толщина и кривизна тела (фюзеляжа и крыла), чем ближе к носу тела (фюзеляжа и крыла) находится его наибольшая толщина и чем тупее самый носок тела.

Таким образом, применение симметричных, тонких, остроносых тел (фюзеляжей и крыльев) с наибольшей толщиной, расположенной примерно на 40% длины от его носка, отдаляет момент возникновения местных скачков давления при больших скоростях и, следовательно, уменьшает сопротивление частей самолета при больших скоростях полета. На рис. 6 изображены примерные формы поперечного сечения крыла самолета для различных скоростей полета, начиная от скорости планера и кончая гипотетическим профилем крыла для полета при сверхзвуковой скорости.

Рис. 6. Профили крыла для различных скоростей полета:

а —планер, очень малая скорость полета; б — самолет с дозвуковой скоростью полета; в — самолет с околозвуковой скоростью полета; г — предполагаемый профиль самолета для сверхзвуковых скоростей

Для уменьшения волнового сопротивления выгодно делать все части самолета как можно более тонкими, хотя этому противоречат требования прочности и жесткости конструкции, а также необходимость размещения на реактивных самолетах больших запасов горючего, военных и коммерческих грузов и различного оборудования.

Рис. 7. Формы стреловидных крыльев:

а — форма с минимально эффективной стреловидностью (35°); б — максимально допустимая по условиям прочности стреловидность крыла без сужения 55°; а — допустимая стреловидность крыла с сужением, обусловливаемым прочностью 65°

Крылья реактивных самолетов имеют, как правило, симметричный профиль с относительной толщиной от 10 до 14%, т. е. они тоньше, чем крылья менее скоростных самолетов. Это обстоятельство вынуждает уменьшить размах крыла и увеличить длину его корневой хорды, что необходимо, с одном стороны, для снижения изгибающих моментов, действующих в корневом сечении крыла, а с другой стороны, для увеличения строительной высоты этого сечения крыла, что позволяет получить необходимый момент сопротивления без заметного увеличения веса крыла. Кроме того, корневую хорду крыла на реактивном самолете увеличивают иногда для обеспечения уборки в этом месте колес основного шасси самолета. Уменьшение размаха крыльев благоприятным образом сказывается и на жесткости крыла, что уменьшает опасность флаттера (см. ниже). С другой стороны, уменьшение размаха (удлинения крыла) ухудшает взлетные данные самолета, уменьшает скороподъемность и потолок самолета и, кроме того, сильно затрудняет обеспечение продольной статической устойчивости самолета. Поэтому на многих реактивных самолетах размах крыла делается обычных размеров (λ = 4,5 - 6 для истребителей и λ = 7 - 8 для бомбардировщиков).

Отдаление волнового сопротивления до больших скоростей полета можно достичь также приданием крылу стреловидной формы в плане. По данным исследований, эффективный угол стреловидности крыла по передней кромке должен быть не менее 35—45° (рис. 7). С ростом скорости самолета стреловидность должна браться большей, хотя этому противоречат соображения прочности крыла, а также резкое ухудшение аэродинамических свойств таких крыльев на малых скоростях полета. Сильное изменение распределения давления по хорде и по размаху, имеющее место у стреловидных крыльев, может вызвать значительное ухудшение характеристик устойчивости. По условиям прочности стреловидные крылья должны быть малых удлинении. Крылья очень малых удлинений оказываются выгодными также и из соображений улучшения характеристик продольной устойчивости. Угол по ребру атаки для крыла без сужения должен быть не более 55°, а для крыльев с сужением — 65° (рис. 7, б и 7, в). Меньший коэфнциент подъемной силы стреловидного крыла и одновременно большой угол атаки при значительном индуктивном сопротивлении таких крыльев на больших Cy значительно усложняют посадку самолета (скорость снижения при планировании получается чрезмерно большой; при посадке нос самолета должен быть сильно поднят вверх; высота шасси должна быть большой и т. д.).

Рис. 8. Варианты комбинаций силовой установки с крылом:

а и б - неудачные комбинации; в — удачное сочетание

Таким образом, вопрос о применении в самолетостроении крыльев с большой стреловидностью находится еще в стадии изучения и требует разрешения ряда серьезных проблем, после решения которых стреловидные крылья, повидимому, получат достаточно широкое распространение в скоростной авиации.

Нeyдачное сочетание силовой установки с крылом также может вызвать преждевременное местное возникновение волнового кризиса на крыле. На рис. 8 представлены примеры неудачных сочетаний силовых установок с крылом (рис. 8 а, б), а также пример удачной комбинации (рис. 8, в).

7. Конструкция крыла

Выбор материала конструкции крыла и самой конструктивной схемы крыла диктуется, помимо требований, общих для любого самолета (малый вес, высокая прочность, дешевизна технологического процесса, простота эксплоатации1 и ремонта), еще и некоторыми дополнительными требованиями, связанными с большими скоростями полета.

Так, деформация обшивки самолета в полете может вызвать возникновениее волнового кризиса и при малых скоростях полета. Неточности, допущенные при изготовлении крыла, могут повести к образованию одностороннего волнового кризиса и, следовательно, к появлению разворачивающих и кренящих моментов.

Главной заботой конструктора крыла является обеспечение хорошего состояния поверхности носка крыла. Очевидно, что применение толстой обшивки крыла может сыграть положительную роль, уменьшая местные деформации при сборке и повышая эксплоатационную жесткость.

Сохранение обычной схемы каркаса крыла, где элементы продольного набора, как правило, образованы двумя лонжеронами и рядом стрингеров, нельзя признать целесообразным для реактивных самолетов.

Практика показывает, что профиль крыла, даже в случае применения толстой обшивки, не имеет должной плавной кривизны, заданной теоретическими построениями. В местах крепления обшивки к стрингерам она приобретает ребристый вид, утрированно представленный на рис. 9, а.

Отсюда можно сделать два важных вывода, намечающих конструктивно-приемлемую схему крыла высокоскоростного самолета:

1. Однолонжеронная схема крыла с расположением лонжерона в месте наибольшей толщины профиля (рис. 9, б).

2. Применение бесстрингерного крыла, обшивка которого образована двумя слоями работающего материала, между которыми расположен заполнитель (рис. 9, в).

При конструировании однолонжеронного крыла оказывается рациональным:

— во-первых, отказ от каких-либо швов в обшивке носка крыла, причем толщина обшивки должна быть одинаковой по всему размаху крыла;

— во-вторых, применение более толстой обшивки в носке крыла и более тонкой за лонжероном.

Расчеты показывают, что такое распределение обшивки при сохранении общего ее веса почти не сказывается ни на общей прочности крыла, ни на жесткости кручения. Применяя подобную схему крыла, конструктор увеличивает критическую скорость флаттера за счет перемещения центра тяжести крыла в сторону носка, что чрезвычайно важно, особенно для высокоскоростных самолетов.

Примером бесстрингерной схемы может служить крыло истребителя Хейнкель-162, где между слоями наружной (3 мм) и внутренней (2 мм) фанеры помещены решетка из сосновых реек сечением 15X5 с размерами клеток 60X85 и проволочная сетка. Вес решетки этого крыла 80 кг/м³, а полный вес крыла оказался равным весу крыла первого варианта, выполненному по нормальной схеме. Применение бесстрингерной схемы позволило оставить во всем крыле всего шесть нервюр, отказаться от обычных лонжеронов, заменив их сосновыми стенками, что чрезвычайно упростило сборку крыла и, кроме того, повысило его живучесть.

Другой, чрезвычайно эффективной, мерой повышения живучести крыла является наличие во всем его объеме легкого заполнителя. Так, на одном из вариантов самолета МЕ-262 заполнителем служила ипорка (удельный вес не превышает 0,015 г/см³), причем верхняя обшивка крыла была образована фанерой фанерой толщиной 10 мм, а нижняя — фанерой толщиной 6 мм. Такая конструкция задерживала и локализовала распространение взрывной волны при поражении крыла и уменьшала размеры пробоины.

Для обеспечении приблизительно одинаковой деформации обшивки бесстрингерного крыла у корня и на его конце рекомендуется делать различные расстояния между нервюрами большие (порядка 220 мм при дуралюминовой, 160 мм при фанерной обшивке) — на конце крыла; меньшие (порядка соответственно 110—80 мм) — у корня крыла.

Бесстрингерное крыло требует более тщательного крепления - крепления обшивки в отношении прочности, чем стрингерное крыло, так как площадь приклейки на бесстрингерном крыле вследствие отсутствия стринтеров уменьшена. Так, например, крепление фанерной обшивки возможно заклепками с пропусканием последних через вкладыши из твердого дерева (рис. 10).

8. Механизация крыла

Применение мощной механизации крыла является неизбежнымм для реактивных самолетов как вследствие большей, чем у обычных самолетов, нагрузки на площадь, так и для улучшения управляемости и устойчивости самолета на режиме больших скоростей. Здесь, помимо обычных предкрылков и взлетно-посадочных щитков, возможно применение двухщелевых закрылков (рис. 11, а), предкрылков с фиксированной щелью (рис. 11,6) и пр. Характерной особенностью реактивных самолетов является увеличение хорды щитков, что позволяет использовать последние для сокращения длины послепосадочного пробега (английский истребитель «Вампир»).

Рис, 11. Механизации крыла:

а — двухщелевой закрылок; 6 — предкрылок с фиксированной щелью

В бесхвостых самолетах (Ме-163), оказывающихся наиболее рациональными для больших скоростей полета, нашли применение элевоны, т. е. такие элероны, которые могут, кроме своей основной функции, выполнять и функции руля высоты.

Следует отметить широкое применение на подавляющем большинстве реактивных самолетов тормозных щитков. Применение их вызвано необходимостью уменьшить скорости при пикировании, при послепосадочном пробеге и различном маневрировании в воздухе.

Сдувание или отсос пограничного слоя с крыла резко улучшили бы аэродинамические характеристики крыла, что особенно важно для высокоскоростных самолетов. Однако эта проблема находится пока в стадии лабораторного эксперимента.

1 Здесь и далее по тексту старая орфография при написании слова эксплуатация

Дата публикации на сайте: 15.10.2012

©AirPages
2003-