Расчет подъемной силы крыла самолета

Геометрия

Внешне профиль крыла напоминает червяка или что-то в этом роде. Являясь сложной геометрической фигурой, имеет свой набор характеристик.

На приведенном рисунке указаны основные геометрические характеристики профиля крыла самолета. Расстояние (b) называется хордой крыла, представляет собой расстояние между крайними точками спереди и сзади. Относительная толщина определяется отношением максимальной толщины профиля (Cmax) к его хорде и выражается в процентах. Координата максимальной толщины представляет собой отношение расстояние от носка до места максимальной толщины (Xc) к хорде (b) и также выражается в процентах. Средней линией является условная кривая, равноудаленная от верхних и нижних панелей крыла, а стрелкой прогиба (fmax) называется максимальное удаление средней линии от хорды. Еще один показатель – относительная кривизна — рассчитывается методом деления (fmax) на хорду (b). Традиционно все эти величины выражаются в процентах. Кроме уже упомянутых, существует радиус носика профиля, координаты наибольшей вогнутости и еще ряд других. Каждый профиль имеет свой шифр и, как правило, основные геометрические характеристики в этом шифре присутствуют.

Например, профиль В6358 имеет толщину профиля в 6 %, положение стрелки вогнутости 35 % и относительную кривизну 8 %. Система обозначений, к сожалению, не унифицирована, и разные разработчики применяют шифры каждый по-своему.

Что влияет на поднятие самолета в воздух?

Очень многие люди боятся летать на самолетах, потому что не знают, как он летает, от чего зависит его скорость, на какую высоту он поднимается и многое другое. Изучив это, некоторые меняют свое мнение. Каким же образом самолет поднимается вверх? Давайте разбираться.

Присмотревшись к крылу воздушного судна, можно увидеть, что оно не плоское. Нижняя часть гладкая, а верхняя – выпуклая. Благодаря этому, когда увеличивается скорость самолета, изменяется давление воздуха на его крыло. Так как внизу скорость потока небольшая, давление увеличивается. А поскольку вверху скорость увеличивается, давление уменьшается. За счет таких изменений самолет тянется вверх. Такая разница носит название подъемная сила крыла самолета. Этот принцип сформулировал Николай Жуковский в начале 20 века. При начальных попытках отправить судно в воздух применялся данный принцип Жуковского. Нынешние судна осуществляют полет со скоростью 180-250 км/ч.

Геометрические характеристики дельтаплана.

Рис. 14. Вид крыла в плане

Описывая форму крыла, используют следующие понятия (рис. 14):

Размах крыла — расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Местная хорда — хорда профиля в произвольном сечении Z.

Центральная хорда — местная хорда в плоскости симметрии.

Концевая хорда — хорда в концевом сечении.

Если концы крыла закруглены, то концевая хорда определяется так, как это показано на рисунке 15.

Рис. 15. Определение концевой хорды у крыла с закругленной законцовкой

Площадь крыла — площадь проекции крыла в плане или площадь проекции крыла на его базовую плоскость. Под базовой плоскостью мы будем понимать плоскость, содержащую центральную хорду и перпендикулярную плоскости симметрии крыла.

Угол стреловидности по передней кромке — угол между касательной к линии передней кромки и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде.

Местный угол крутки — угол между проекцией на плоскость, перпендикулярную центральной хорде, касательной к линии 1/4 хорд и базовой плоскостью крыла (рис. 14/2).

Рис. 14/2. Вид крыла в плане

Геометрическая крутка закладывается при проектировании ЛА и заключается в изменении углов атаки профилей разных сечений крыла (местных углов крутки). Сам профиль при этом сохраняет одинаковую форму (рис. 16).

Рис. 16. Геометрическая крутка крыла

Аэродинамическая крутка – это изменение формы профилей сечений крыла по всему размаху при одинаковых углах атаки профилей (рис. 17).

Рис. 17. Аэрдинамическая крутка крыла

Крутка считается положительной, если координата Y передней точки хорды больше координаты Y задней точки хорды. Если наоборот, координата Y передней точки хорды меньше координаты задней – крутка считается отрицательной.
Наличие крутки приводит к тому, что отдельные участки крыла устанавливаются к воздушному потоку под разными углами атаки. А это, в свою очередь, расширяет диапазон рабочих углов атаки крыла.

Местный угол поперечного V-образия крыла — угол между плоскостью хорд крыла и базовой плоскостью крыла (рис. 18).

Рис. 18. Угол поперечного V крыла

Форма трапециевидных крыльев определяется тремя параметрами:

Удлинение крыла — отношение квадрата размаха к площади крыла.

Сужение крыла — отношение длин центральной и концевой хорд.

 Угол стреловидности по передней кромке  — угол между касательной к линии передней кромки и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде. В зависимости от величины и знака угла стреловидности различают ряд форм трапециевидных крыльев (рис. 19):

Рис. 19. Формы трапециевидных крыльев.
1 – стреловидное крыло. 2 – обратной стреловидности. 3 – треугольное. 4 – нестреловидное
 

Скачать лекцию в Word форматеВернуться в раздел «Лекции»

ЗАКОНЦОВКИ КРЫЛА

Законцовки крыла служат для увеличения эффективного размаха крыла, снижая лобовое сопротивление, создаваемое срывающимся с конца стреловидного крыла вихрем и, как следствие, увеличивая подъёмную силу на конце крыла. Также законцовки позволяют увеличить удлинение крыла, почти не изменяя при этом его размах.

Применение законцовок крыла позволяет улучшить топливную экономичность у самолётов, либо дальность полёта у планёров. В настоящее время одни и те же типы самолётов могут иметь разные варианты законцовок.

Вот вкратце такова механизация крыла. Именно вкратце.На самом деле эта тема намного шире.

Если хотите блеснуть эрудицией в узком кругу, знайте! у большинства современных самолетов — ОДНО крыло! А слева и справа это полуКрылья! ))

Но сегодня я итак уже слишком много занимаю Ваше внимание. Думаю, что все еще впереди

Срыв потока

Как говорят, все хорошо в меру. Каждое крыло имеет свой предел в отношении угла атаки. Так называемый закритический угол атаки приводит к срыву потока на верхней поверхности крыла, лишая его подъемной силы. Срыв происходит неравномерно по всей площади крыла и сопровождается соответствующими, крайне неприятными явлениями типа тряски и потери управляемости. Как ни странно, это явление мало зависит от скорости, хотя она также влияет, но главная причина возникновения срыва потока – это интенсивное маневрирование, сопровождаемое закритическими углами атаки. Именно из-за этого произошла единственная катастрофа самолета Ил-86, когда летчик, желая «покрасоваться» на пустом самолете без пассажиров, резко стал набирать высоту, что окончилось трагически.

Стандартная атмосфера

Состояние воздуха, его температура и давление могут существенно различаться на разных участках земной поверхности. Соответственно, будут различаться и все характеристики летательных аппаратов при полете в том или ином месте. Поэтому для удобства и приведения всех характеристик и расчетов к единому знаменателю договорились определить так называемую стандартную атмосферу со следующими основными параметрами: давление 760 мм ртутного столба над уровне моря, плотность воздуха 1,188 кг на кубический метр, скорость звука 340,17 метра в секунду, температура +15 ℃. С увеличением высоты над уровнем моря эти параметры изменяются. Существуют специальные таблицы, раскрывающие значения параметров для разных высот. Все аэродинамические расчеты, а также определение летно-технических характеристик летательных аппаратов осуществляются с использованием этих показателей.

1.2 Маневренная нагрузка

Для определения внешних нагрузок, действующих на самолет и его отдельные агрегаты при эксплуатации, установлены основные расчетные случаи, как наиболее тяжелые случаи нагружения. Режимы и условия полёта, при которых возможны опасные нагружения отдельных частей или элементов конструкции самолета, называются расчетными случаями и обозначаются буквами. Произведя расчет на прочность и лабораторные статические испытания самолета на эти случаи, можно считать, что самолет будет достаточно прочным при условии его правильной эксплуатации.

Расчетные случаи нагружения делятся на полетные (А, А’, В, С, D, D’ и др.) и посадочные случаи (Е, Е’, и др.).

Случай А – это криволинейный полёт в вертикальной плоскости при больших и максимальных углах атаки (горка, выход из пикирования в самой нижней точке).

Случай А’ — это криволинейный полёт в вертикальной плоскости, но на небольших углах атаки (начало входа в горку).

Случай В — это криволинейный полёт (начало выхода из пикирования, и полёт с отклоненными на не больших углах элеронами).

Случай С – полёт в условиях пикирования с большим отклонением элеронов (подъёмной силы нет).

Случай D — это криволинейный полёт с отрицательными перегрузками (выход из горки и обратный выход из пикирования)

Случай D’ — это криволинейный полёт в вертикальной плоскости (начало выхода из горки и начало обратного выхода из пикирования).

В данном курсовом проекте для самолета «Су-26» рассматриваются 2 полетных случая нагружения А и В. Для каждого из них задаем коэффициент безопасности f и эксплуатационную перегрузку nэ
.

Задаем скоростной напор

q =

и угол атаки
, определяемый через коэффициент подъемной силы су
крыла.

Последние три величины связаны между собой зависимостями

q = nэ
и су
= nэ
.

При Н = 0 м, ρ = 0,125 кг·с2
/м4

q =

В таблице 1 приведены значения nэ
, су
, q , f для каждого расчетного случая. Выбираем заданные расчетные случаи, определяем все необходимые величины и сводим в таблицу 4 — Полетные случаи нагружения крыла.

Для случая А:

су
= 0,55
α = 7˚

сумах
= су
=0,55
α = 7˚

Для случая В:

qB
= qmax
, для расчета принимаем су
= 0,55:

су
= nэмах

су
= nэмах
=
.

Таблица 4 — Полетные случаи нагружения крыла

Случай нагружения

Эксплуатационная перегрузка nэ

Скоростной напор q

Коэффициент подъемной силы

су

Коэффициент безопасности f

А

пэман
=8,0

qА
= nэ
=1023,0

сумах
=0,55

1,5

А’

пэман
=8,0

qА’
=1023,0

мах
=0,55

1,5

В

0,5 пэман
=4,0

qВ
=511,5

мах
=0,28

2,0

С

qС
= 0

2,0

D

пэмин
=6,0

qD
= 767,2

сумin
=0,37

1,5

D’

пэмин
=6,0

qD’
=767,2

мin
=0,37

1,5

Метод расчета характеристик

В последнее время расчеты характеристик крыла определенного профиля осуществляются с использованием ЭВМ, которые способны проводить многофакторное моделирование поведения крыла в разных условиях. Но самым надежным способом являются естественные испытания, проводимые на специальных стендах. Отдельные сотрудники «старой школы» могут продолжать делать это вручную. Звучит метод просто угрожающе: «полный расчет крыла с использованием интегродифференциальных уравнений относительно неизвестной циркуляции». Суть метода заключается в представлении циркуляции воздушного потока вокруг крыла в виде тригонометрических рядов и в поиске коэффициентов этих рядов, которые удовлетворяют граничным условиям. Работа эта очень трудоемкая и все равно дает лишь приблизительные характеристики профиля крыла самолета.

Как управляют самолетом

Безусловно, чтобы процесс полета был безопасным и комфортным, одних крыльев и двигателя будет мало

Важно управление многотонной машиной. И очень важна точность руления в процессе взлета и посадки

У пилотов посадка считается контролируемым падением. В ее процессе происходит значительное снижение скорости, и в итоге машина теряет высоту

Важно чтобы скорость была подобрана максимально точно для обеспечения плавности падения. Именно это приводит к тому, чтобы шасси касались полосы мягко

Управление летательным аппаратом в корне отличается от управления наземным транспортным средством. Штурвал нужен, чтобы отклонять машину вверх и вниз, создавать крен. «На себя» означает набирать высоту, а «от себя» означает пикировать. Чтобы менять курс, нужно нажимать на педали, а затем с помощью штурвала корректировать наклон. Этот маневр на языке летчиков называется «разворотом» либо «виражом».

Чтобы машина могла разворачиваться, стабилизировать полет, в хвосте аппарата присутствует вертикальный киль. Над ним расположены «крылья», которые являются горизонтальными стабилизаторами. Именно благодаря им самолет не снижается и не набирает высоту самопроизвольно.

На стабилизаторы помещают рули высоты. Чтобы управление двигателем было возможным, у кресел пилотов поместили рычаги. Когда самолет взлетает, их переводят вперед. Взлетный режим означает максимальную тягу. Он нужен для того, чтобы аппарат набрал взлетную скорость.

Если тяжелая машина садится, рычаги отводятся назад. Это является режимом минимальной тяги.

Можно наблюдать, как перед тем как садиться, задние части больших крыльев опускаются вниз. Они называются закрылками и выполняют ряд задач. Когда самолет снижается, выпущенные закрылки притормаживают машину. Это не позволяет ей разгоняться.

Если самолет садится, а скорость не слишком большая, закрылки выполняют задачу создания дополнительной подъемной силы. Тогда высота теряется достаточно плавно. Когда машина взлетает, закрылки способствуют тому, чтобы самолет держался в воздухе.

Зависимость сил, действующих на крыло от угла атаки. Графики зависимости сил действующих на крыло от угла атаки.

Ранее уже говорилось о том, что величина и направление действия аэродинамической силы зависят от формы обтекаемого тела и его ориентации в потоке. Зависимость сил, действующих на крыло проще всего рассмотреть на примере пластинки, обтекаемой воздушным потоком.

Если установить пластину вдоль потока (угол атаки нуль), то обтекание будет симметричным (рис. 1, положение 0). В этом случае поток воздуха пластиной не отклоняется и подъемная сила Y равна нулю. Сопротивление X минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R минимальна и совпадает с силой сопротивления X.

Рис. 1. Пластина установлена вдоль потока

Начнем понемногу отклонять пластину. Из-за скашивания потока сразу же появляется подъемная сила Y. Сопротивление X немного увеличивается из-за увеличения поперечного сечения пластины по отношению к потоку.

По мере постепенного увеличения угла атаки и увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Здесь необходимо отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет значительно быстрее, чем сопротивление (рис. 2 и 3, положения 1 и 2).

Рис. 2. Начало отклонения пластины

Рис. 3. Увеличиваем отклонение пластины

По мере увеличения угла атаки воздушному потоку становится все труднее обтекать пластину. Подъемная сила хотя и продолжает увеличиваться, но медленнее, чем раньше. А вот сопротивление растет все быстрее и быстрее, постепенно обгоняя рост подъемной силы. В результате полная аэродинамическая сила R начинает отклоняется назад (рис. 4, положение 3).

И тут вдруг картина резко меняется. Воздушные струйки оказываются не в состоянии плавно обтекать верхнюю поверхность пластины. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила резко падает, а сопротивление увеличивается. Это явление в аэродинамике называют срыв потока. «Сорванное» крыло перестает быть крылом. Оно перестает лететь и начинает падать (рис. 5, положение 4).

Рис. 4. Полная аэродинамическая сила отклоняется назад Рис. 5. Срыв потока

Что может стать причиной отмены полета самолета?

Принято считать, что отмена того или иного рейса происходит только из-за неблагоприятной погоды либо неполадок в самом летательном устройстве. Это вовсе не так, отмена рейса может произойти по таким причинам:

  • низкая видимость, когда нет никакой гарантии, что пилот сможет посадить самолет в нужном месте. В таком случае лайнер может просто не увидеть взлетно-посадочную полосу, из-за чего может возникнуть авария;
  • техническое состояние аэропорта. Бывает, что какие-то оборудования в аэропорту перестали работать или случились неполадки в работе той или иной системы, из-за чего рейс может быть перенесен на другое время;
  • состояние самого пилота. Неоднократно случалось такое, что пилот не мог управлять рейсом в нужный момент и появлялась надобность в замене. Ни для кого не секрет, что в лайнере всегда два пилота. Именно поэтому необходимо определенное время, чтобы найти второго пилота. Таким образом, рейс может немного задержаться.

Лишь при полной подготовке и при благоприятных метеорологических условиях можно отправлять воздушное судно в полет. Решение об отправке принимает командир самолета. Он несет полную ответственность за то, чтобы самолет благополучно осуществил авиарейс.

Коэффициент бокового подъема

Коэффициент боковой подъемной силы определяет поперечные силы и моменты (момент рыскания ) аэродина; он обозначается C y . Он выражает аэродинамическую силу, создаваемую в поперечном направлении движущимся в воздухе объектом: фюзеляжем самолета при заносе или боковым рулем направления ( руль направления , закрылки направления вертикального стабилизатора ).

Это отношение подъемной силы F y к произведению динамического давления q на поверхность S:

ПРОТИВyзнак равноFyq×S{\ displaystyle C_ {y} = {\ frac {F_ {y}} {q \ times S}}}

с S: опорная поверхность (поверхность, проецируемая в плоскости xz для фюзеляжа или руля направления)

Как управляют самолетом

Безусловно, чтобы процесс полета был безопасным и комфортным, одних крыльев и двигателя будет мало

Важно управление многотонной машиной. И очень важна точность руления в процессе взлета и посадки

У пилотов посадка считается контролируемым падением. В ее процессе происходит значительное снижение скорости, и в итоге машина теряет высоту

Важно чтобы скорость была подобрана максимально точно для обеспечения плавности падения. Именно это приводит к тому, чтобы шасси касались полосы мягко

Управление летательным аппаратом в корне отличается от управления наземным транспортным средством. Штурвал нужен, чтобы отклонять машину вверх и вниз, создавать крен. «На себя» означает набирать высоту, а «от себя» означает пикировать. Чтобы менять курс, нужно нажимать на педали, а затем с помощью штурвала корректировать наклон. Этот маневр на языке летчиков называется «разворотом» либо «виражом».

Чтобы машина могла разворачиваться, стабилизировать полет, в хвосте аппарата присутствует вертикальный киль. Над ним расположены «крылья», которые являются горизонтальными стабилизаторами. Именно благодаря им самолет не снижается и не набирает высоту самопроизвольно.

На стабилизаторы помещают рули высоты. Чтобы управление двигателем было возможным, у кресел пилотов поместили рычаги. Когда самолет взлетает, их переводят вперед. Взлетный режим означает максимальную тягу. Он нужен для того, чтобы аппарат набрал взлетную скорость.

Если тяжелая машина садится, рычаги отводятся назад. Это является режимом минимальной тяги.

Можно наблюдать, как перед тем как садиться, задние части больших крыльев опускаются вниз. Они называются закрылками и выполняют ряд задач. Когда самолет снижается, выпущенные закрылки притормаживают машину. Это не позволяет ей разгоняться.

Если самолет садится, а скорость не слишком большая, закрылки выполняют задачу создания дополнительной подъемной силы. Тогда высота теряется достаточно плавно. Когда машина взлетает, закрылки способствуют тому, чтобы самолет держался в воздухе.

4.1 Подбор сечений поясов лонжеронов в растянутой зоне крыла

Площади сечений элементов продольного набора крыла определяют, исходя из осевого усилия Ν, приходящегося на панель крыла

Ν = Νобшивки
+ Νпоясов
+ Νстрингеров

Осевое усилие N определяется, исходя из величины изгибающего момента по формуле:

, (18)

(19)

где
;
— габаритные высоты соответственно первого и второго лонжеронов в рассматриваемом сечении крыла;
— коэффициент для поясов таврового сечения — учитывает разность высот и точек приложения равнодействующих осевых усилий в первом и втором лонжеронах в растянутой и сжатой панелях крыла.

мм

кг

Площадь сечения пояса первого лонжерона определяем по формуле:

, (20)

где
— коэффициент, определяющий долю осевого усилия N на пояса лонжеронов растянутой зоны; принимаем к = 0,5.

мм

Из конструктивных соображений и безопасности полета принимаем площадь сечения пояса первого лонжерона
в растянутой зоне равное 240 мм2
.

Величина изгибающего момента
в заданном сечении (0,6) определяется по эпюре
для рассматриваемого сечения крыла.

Площадь перечного сечения пояса второго лонжерона определяется обратно пропорционально квадрату отношений высот первого и второго лонжеронов, исходя из формулы

. (21)

мм,

принимаем 160 мм2
.

4.2 Подбор сечений стрингеров

При расчете площадей сечений стрингеров в растянутой зоне крыла исходим из условия, что расстояние между стрингерами (шаг стрингеров) равен 125 мм, количество стрингеров m = 5. Панель расположена между лонжеронами (рисунок 5).

Рисунок 5 — Обшивка со стрингерами

Площадь поперечного сечения стрингера определится по формуле:

, (22)

где σппч,
σ обпч,
σстрпч
– пределы прочности материалов поясов лонжеронов, обшивки и стрингеров;
— коэффициент, учитывающий неполную работу обшивки, определяется в зависимости от толщины обшивки δоб
по таблице 10: δоб
= 0,6. Так как элементы крыла изготовлены из однородного материала Д16Т, то σппч,
=σ обпч,
=σстрпч
= 42кг/мм2
.

Принимаем Fстр
= 140 мм2
.

4.4 Подбор толщин стенок лонжеронов

Подбор толщин стенок лонжеронов ведется из условия работы их на сдвиг под действием поперечной силы Qу
(с учетом конусности крыла).

Толщина стенки первого лонжерона

;
;
(30)

где Тст1
– поперечная сила, действующая на стенку первого лонжерона,

— расчетный изгибающий момент, определенный по эпюре для рассматри

ваемого сечения крыла,
— поперечная сила, определенная по эпюре для рассматриваемого сечения крыла,
— средний угол конусности крыла, равный полусумме углов конусности переднего и заднего лонжеронов.

Приближенно угол конусности крыла вычисляют по формуле

(31)

где ск
; скц
– относительные толщины корневого и концевого сечения крыла; вк;
вкц
— корневая и концевая хорды крыла.

Разрушающее касательное напряжение для стенок принимают

Толщина стенки второго лонжерона определяется аналогично

;
;
(32)

Полученные в результате расчета толщины стенок первого и второго лонжеронов округляем до ближайших, больших стандартных толщин обшивок: принимаем δст 1
= 1,5 мм, δст 2
= 1,0 мм.

Список литературы

1. Проектировочный расчет крыла самолета на прочность: Методические указания к выполнению курсового проекта по дисциплине «Расчет самолета на прочность» / Сост.: Р.И. Гусева. – Комсомольск-на-Амуре: ГОУВПО «КНАГТУ», 2006. – 26 с.

2. Летные и технико-экономические характеристики «Су-26»

3. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М.; Машиностроение, 1984. – 376 с., ил.

4. С.Н. Кан, И.А. Свердлов. Расчет самолета на прочность: Учебник для авиационных вузов. – М., Машиностроение, 1966 – 520 с., ил.

5. Шульженко М.Н., Конструкция самолетов.Изд. 3-е, перераб. и доп. – М.: Машиностроение, 1971. – 416 с.

Простейший принцип создания подъемной силы

Если в набегающий поток воздуха поместить плоский предмет, например, высунув ладонь руки из окна движущегося автомобиля, можно ощутить эту силу, что называется, «на пальцах». При повороте ладони на небольшой угол относительно воздушного потока сразу чувствуется, что помимо сопротивления воздуха, появилась еще одна сила, тянущая вверх или вниз в зависимости от направления угла поворота. Угол между плоскостью тела (в данном случае – ладони) и направлением движения воздушного потока называется углом атаки. Управляя углом атаки, можно управлять и подъемной силой. Можно легко заметить, что с увеличением угла атаки сила, толкающая ладонь вверх, будет расти, но до определенного момента. А при достижении угла, близкого к 70-90 градусам, вообще исчезнет.

Высота полета самолета

Многих интересует вопрос: какая высота полета авиалайнеров? Надо сказать, что и в этом случае конкретных данных нет. Высота может быть разной. Если же брать средние показатели, то пассажирские лайнеры летают на высоте 5-10 тыс. метров. Крупные пассажирские самолеты летают с большей высотой — 9-13 тыс. метров. Если самолет набирает высоту выше 12 тыс. метров, то он начинает проваливаться. Из-за того, что воздух разреженный, отсутствует нормальная сила подъема и имеется недостаток кислорода. Именно поэтому не стоит взлетать так высоко, поскольку есть угроза авиакатастрофы. Зачастую самолеты выше 9 тыс. метров не поднимаются. Примечательно, что и чересчур низкая высота негативно сказывается на полете. Например, ниже 5 тыс. метров нельзя летать, так как есть угроза недостатка кислорода, в результате чего снижается мощность двигателей.

Этот загадочный коэффициент

Коэффициент подъемной силы крыла – величина неоднозначная. Сложные многоступенчатые расчеты все равно проверяются экспериментальным способом. Обычно это делается в аэродинамической трубе. Для каждого профиля крыла и для каждого угла атаки его значение будет другим. А поскольку крыло само по себе не летает, а находится в составе самолета, такие испытания проводятся на соответствующих уменьшенных копиях моделей летательных аппаратов. Реже испытываются отдельно крылья. По результатам многочисленных замеров каждого конкретного крыла можно построить зависимости коэффициента от угла атаки, а также различные графики, отражающие зависимость подъемной силы от скорости и профиля того или иного крыла, а также от выпущенной механизации крыла. Образец графика приведен ниже.

По сути, этот коэффициент характеризует способность крыла преобразовать напор набегающего воздуха в подъемную силу. Обычное его значение от 0 до 2. Рекорд – 6. Пока еще человеку очень далеко до природного совершенства. Например, этот коэффициент для орла, когда он поднимается от земли с пойманным сусликом, достигает значения 14. Из приведенного графика очевидно, что увеличение угла атаки вызывает увеличение подъемной силы до определенных значений угла. После чего эффект теряется и даже идет в обратную сторону.

1.3 Нагрузки при болтанке

Величина болтаночной перегрузки определяется по формуле

, (1)

где кg
=
— коэффициент ослабления порыва;
— массовый параметр самолета; S — площадь крыла, м2
; l — размах крыла, м; bсгх
=
— средняя геометрическая хорда крыла, bсгх
= 1,567 м;
— плотность воздуха,
=0,93 кг/м3
при Н = 3000 м;
— производная коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки, рад-1
: берём приближенно
= 0,55
; W — эффективная скорость вертикального порыва, м/с; V — индикаторная скорость полета самолета, м/с.

Определяем величины болтаночной перегрузки при разных скоростях.

Скорость вертикальных воздушных порывов для однократной болтанки принимаем W = 10м/с (, с.22). Рассчитаем массовый параметр самолета при V = 69,44 м/с (250 км/ч); 80,6 м/с (290 км/ч); 86,11 м/с (310 км/ч).

кg
=

при V = 69,44 м/с (250 км/ч);

при V = 80,56 м/с (290 км/ч);

при V = 86,11 м/с (310 км/ч);

Затем строим диаграммы «скорости-перегрузки» при маневре и при болтанке — V-n (Приложение 1 и 2), которые называются диаграммами ICАО.

Условие прочности самолета должно соблюдаться при всех комбинациях воздушной скорости (скоростного напора) и перегрузок на границе и внутри области диаграмм при совершении маневров и в болтанку.

Теоретический аэродинамический контур крыла самолета «Су-26» строим согласно таблицы геометрии контура крыла и аэродинамических характеристик профиля (таблицы 2 ), необходимые расчетные данные сводим в таблицу 5.

При отсутствии продувок в области отрицательных углов атаки можем принять суmin
= -суmax
(для симметричных профилей).

2. Определение нагрузок на крыло

Приведенный метод расчета применим для двухлонжеронных стреловидных и трапециевидной формы в плане крыльев, но все нагрузки рассчитываем для настоящего крыла Су-26.

При определении величины подъемной силы Y и распределения её по размаху крыла в виде аэродинамической нагрузки
в расчет вводится полная площадь крыла, включая подфюзеляжную часть.

Таблица 5 – Геометрические характеристики профиля
NACA
– 009

,

х, м

ув
, м

— ун
, м

2,5

1,96

-1,96

46,3

36,3

-36,3

5,0

2,67

-2,67

92,6

49,5

-49,5

7,5

3,15

-3,15

139,0

58,4

-58,4

10

3,51

-3,51

185,3

65,0

-65,0

15

4,01

-4,01

278,0

74,3

-74,3

20

4,30

-4,30

370,6

79,7

-79,7

30

4,50

-4,50

556,0

83,4

-83,4

40

4,35

-4,35

741,2

80,6

-80,6

50

3,97

-3,97

926,5

73,6

-73,6

60

3,42

-3,42

1111,8

63,4

-63,4

70

2,75

-2,75

1297,1

51,0

-51,0

80

1,97

-1,97

1482,4

36,5

-36,5

90

1,09

-1,09

1667,7

20,2

-20,2

95

0,60

-0,60

1760,4

11,1

-11,1

100

1853,0

Все случаи нагружения крыла в полете отражены в Нормах прочности (Авиационные правила) и сведены к шести случаям: случаи А, А’, В, С, Д, Д’.

Случаи А, А’ характерны наибольшими изгибающими моментами и максимальными перегрузками (выход из пикирования, полет с набором высоты).

Случаи В, С отличаются большими крутящими моментами (отвесное пикирование, полет с резким отклонением элеронов).

Случаи Д, Д’ характерны отрицательными перегрузками (вход в пикирования в нижней точке).

Вся нагрузка, действующая на крыло (воздушная, сосредоточенная и массовая), преобразуется к перерезывающей (поперечной) силе Qy
, изгибающим Мх
, крутящим Мкр
моментам и осевой силе N.

В курсовом проекте необходимо определить воздушные
и инерционные нагрузки, изгибающие Мх
и крутящие моменты Мкр
и перерезывающую силу Qy
, действующие в каждом сечении крыла (рисунок 3).

q

Поделитесь в социальных сетях:ВКонтактеFacebookTwitter
Напишите комментарий