Сравнительная оценка силовых схем крыла

Кессонные и моноблочные крылья по своим качествам и конструктивным особенностям практически полностью идентичны. Поэтому часто встречается объединяющий их термин - кессонно-моноблочная силовая схема крыла. В данном разделе проводится сравнение кессонных и лонжеронных крыльев, причём всё сказанное о крыльях кессонных полностью будет относиться и к моноблочным крыльям.
Сравнение по массе конструкции. Основное отличие в массе лонжеронных и кессонных крыльев определяется разницей массы сжатых поясов лонжеронов и сжатых силовых панелей при одинаковой нагрузке. Теоретическая масса этих элементов зависит от величины их расчетных напряжений сжатия. У сжатых силовых панелей, как отмечено выше, эти напряжения всегда меньше. Однако, здесь следует учитывать, что в лонжеронном крыле к теоретической массе силовых поясов, определяемой нагрузкой, необходимо добавить массу обшивки и подкрепляющих ее стрингеров, которые хотя и не участвуют в работе на изгиб, но необходимы как чисто конструктивные элементы для образования внешней поверхности крыла и восприятия местной воздушной нагрузки. У кессонных крыльев такой конструктивной «неработающей» добавки не будет, т.к. силовая панель выполняет одновременно обе функции - и силовую, и конструктивную. Таким образом, сказать сразу какая силовая схема выгоднее по массе нельзя. Все будет определяться уровнем критических напряжений сжатой силовой панели кессонного крыла. Эти напряжения зависят от величины нагрузки, приходящейся на панель при изгибе, а нагрузка определяется размерами и массой самолета, его максимальной скоростью полета, сильно зависит от относительной толщины профиля. Практика проектирования показывает, что для скоростных, тяжелых самолетов выгоднее по массе кессонная схема, а для небольших и тихоходных самолетов - меньшую массу имеет лонжеронное крыло. Приближенно выгодность перехода от лонжеронной схемы к кессонной можно оценить по эквивалентной толщине условного пояса лонжерона постоянного сечения, площадь которой равна площади сечения реальной панели. Если эта толщина меньше 3 мм, то выгоднее по массе крыло лонжеронное, а при толщине более 3-4 мм более выгодным становится крыло кессонное.
Сравнение по жесткости. Более низкий уровень изгибных напряжений и более толстая обшивка кессонных крыльев дают меньшие деформации изгиба и кручения, т.е. эта схема обладает большей жесткостью, что особенно важно для получения требуемых характеристик аэроупругости. Кессонные крылья имеют более высокие критические скорости дивергенции крыла, реверса элеронов, флаттера.
Сравнение по удобствам компоновки и эксплуатационной технологичности. В лонжеронных крыльях достаточно просто, без заметного увеличения массы конструкции можно делать любые вырезы для размещения в них различных грузов, оборудования, вооружения, шасси. В кессонных крыльях даже небольшие вырезы существенно нарушают его силовую работу и требуют значительного увеличения массы конструкции за счет дополнительных местных усилений. Поэтому иногда по компоновочным и эксплуатационным соображениям конструктору приходится отказываться от более выгодной кессонной схемы и переходить на лонжеронную.
Живучесть кессонного крыла выше из-за распределения силового материала по большей поверхности. В таком крыле местные повреждения конструкции приводят к меньшей потере прочности, чем у лонжеронных крыльев, у которых повреждение одного пояса лонжерона может вывести из строя все крыло. Это свойство благоприятно влияет и на повышение ресурса самолета, делая его конструкцию менее чувствительной к усталостным повреждениям конструкции.
Аэродинамические качества. Толстые панели кессонных крыльев обеспечивают высокое качество поверхности, меньшие деформации и искажения заданного контура крыла под нагрузкой. Это дает меньшее сопротивление и более стабильные аэродинамические качества кессонных крыльев по сравнению с лонжеронными.

Подкосные схемы крыльев

Существуют также схемы самолётов с подкосными крыльями: АН-14, АН-28 (Рис. 3.33), ЯК-12.

Рис. 3.33. Многоцелевой грузо-пассажирский самолёт с подкосным крылом, АН-28

 

Органы управления на крыле

На концах крыла в хвостовой его части шарнирно подвешиваются элероны (Рис. 3.34.), которые обеспечивают устойчивость, управление и балансировку самолета по крену.

 

Рис. 3.34. Схема крепления элеронов к крылу

Правый и левый элероны отклоняются в противоположные стороны и за счет разницы в подъемной силе крыльев создают момент крена. У самолетов, имеющих крылья большого удлинения и высокие околозвуковые скорости полета, эффективность элеронов падает из-за проявления аэроупругого явления, получившего название реверс (обратная работа) элеронов. Суть его связана с тем, что изменения подъемной силы, вызванные отклонением элеронов, закручивают крыло и изменяют его угол атаки, что приводит к появлению новых приращений подъемной силы, которые направлены в противоположные по отношению к силам, создаваемым элеронами, сторону. В результате уменьшается кренящий момент самолета, что летчиком ощущается как снижение эффективности элеронов с ростом скорости полета. В конечном счете при определенной скорости полета, называемой критической скоростью реверса, элероны полностью перестают работать, а на более высоких скоростях создают кренящий момент обратного знака. Устранить обратную работу элеронов и уменьшить деформации кручения крыла при их отклонении можно или переносом элеронов с конца крыла в среднюю его часть, или сокращением размеров, прежде всего размаха, элеронов. В том и другом случае эффективность элеронов снижается. Компенсировать падение эффективности можно установкой дополнительных поверхностей управления по крену – интерцепторов (Рис. 3.35.). Интерцептор представляет собой щиток, шарнирно закрепленный на верхней поверхности крыла, который дополнительным приводом синхронно с идущим вверх элероном отклоняется также вверх и, вызывая интенсивный срыв потока на крыле, увеличивает кренящий момент самолета. При отклонении элерона вниз интерцептор прижат к крылу и не работает. Такие интерцепторы принято называть элеронными или элерон-интерцепторами. Их не следует путать с тормозными интерцепторами (спойлерами) - гасителями подъемной силы, которые отклоняются синхронно на левом и правом крыльях и служат для симметричного срыва подъемной силы, что в полете может использоваться для увеличения крутизны траектории снижения, а на пробеге для увеличения нагрузки на колеса шасси и более интенсивного их торможения.

А)

Б)

Рис. 3.34. Крепление интерцепторов на крыле

Механизация крыла

Улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета и, прежде всего, снижение его посадочной скорости и скорости отрыва на взлете обеспечивается применением средств механизации крыла (Рис. 3.35.).

А)

Б)

Рис. 3.35. Механизация крыла

А) 1 – предкрылки; 2 – элероны; 3 – интерцепторы элеронов; 4 - внешний закрылок; 5 – внутренний закрылок; 6 - дефлектор

Б) 1 - предкрылки, 2 - закрылки, 3 - гасители подъемной силы, 4 - тормозной щиток, 5- элерон.

К этим средствам относятся устройства, позволяющие изменять несущую способность и сопротивление крыла. Они могут устанавливаться по передней кромке крыла - предкрылок (Рис. 3.36.), отклоняемый носок, по задней кромке - щитки, закрылки (одно-, двух– (Рис. 3.37.), трехщелевые) и на верхней поверхности крыла - тормозные щитки и гасители подъемной силы.

Рис. 3.36. Предкрылок и закрылок с дефлектором на крыле

Рис. 3.37. Двухщелевой закрылок

Закрылки, щитки, предкрылки перед посадкой отклоняются (и выдвигаются) на максимальные углы, обеспечивая прирост несущей способности крыла (С_yаS) за счет увеличения кривизны профиля, некоторого увеличения площади крыла и за счет щелевого эффекта. Рост несущей способности крыла уменьшает посадочную скорость самолета. На взлете эта механизация отклоняется на меньшие углы, обеспечивая некоторое увеличение несущей способности при незначительном росте сопротивления, в результате чего сокращается длина разбега самолета. Тормозные щитки и гасители подъемной силы обычно отклоняются на пробеге, обеспечивая резкое падение подъемной силы крыла, что позволяет более интенсивно использовать тормоза колес и сокращать длину пробега. На величину посадочной скорости и скорости отрыва они не влияют. Тормозные щитки и гасители подъемной силы также могут использоваться в полете для уменьшения аэродинамического качества и увеличения угла планирования при снижении.

Стреловидные крылья

Стреловидность крыла используется для уменьшения волнового сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета.

А)

Б)

Рис. 3.38. Силовые схемы стреловидных крыльев А); Б)

Особенности силовой работы стреловидных крыльев при передаче нагрузок связаны с конструкцией их корневых частей, непосредственно прилегающих к фюзеляжу (участки 1-2-3) (Рис.3.38 а) – ж)). За пределами этих участков, в направлении к концам крыла, конструкция и силовая работа стреловидных крыльев практически не отличается от крыльев прямых.

Нервюры в стреловидных крыльях могут располагаться по потоку или перпендикулярно к одному из лонжеронов, к оси жесткости или просто к средней линии крыла. С точки зрения силовой работы крыла это безразлично. Расположение нервюр по потоку дает некоторые аэродинамические преимущества, но сильно усложняет их конструкцию, увеличивает массу за счет большей длины и снижает критические напряжения обшивки за счет увеличения длины диагонали элемента обшивки между нервюрами и стрингерами. Поэтому чаще нервюры располагают перпендикулярно к одному из лонжеронов. Различают стреловидные крылья с переломом осей продольных элементов по борту фюзеляжа (схемы а,б,ж) и с переломом в плоскости симметрии самолета, а также крылья без перелома осей силовых элементов - крылья с внутренней подкосной балкой (схема в).
Особенность силовой работы корневой части стреловидного крыла выражается в следующем:

· при переломе осей продольных элементов у борта фюзеляжа необходимо устанавливать силовую нервюру-балку 1-2 (Рис. 3.38. а,б,ж);

· для передачи крутящего момента необходима постановка силовой нервюры 2-4 (Рис. 3.38. г);

· в корневой части крыла происходит перераспределение усилий из-за большой податливости переднего лонжерона и участка силовой панели в зоне этого лонжерона, в результате чего передний лонжерон и панель в его зоне разгружаются, а задний лонжерон и прилегающий участок силовой панели - догружаются (Рис. 3.38. г);

· при переломе осей продольных элементов в плоскости симметрии самолета необходимо устанавливать силовую нервюру-стенку для восприятия сдвиговых потоков в этой плоскости от неуравновешенной составляющей изгибающих моментов левой и правой частей крыла;

· в схеме с внутренней подкосной балкой отпадает необходимость в бортовой усиленной нервюре 1-2, а в точке 1 можно использовать шарнирный стыковой узел, что обеспечивает разгрузку лонжерона на участке 1-3 (Рис. 3.38. в).

Треугольные крылья

У треугольных крыльев за счет использования малых относительных толщин и малого удлинения можно до минимума свести волновое сопротивление, что особенно важно для сверхзвуковых скоростей полета. В то же время, большие хорды в корневой части крыла обеспечивают получение в этой зоне больших строительных высот, что уменьшает массу конструкции и дает большие объемы для размещения топлива и другой полезной нагрузки. Треугольные крылья обладают большой жесткостью и менее подвержены явлениям аэроупругости. С другой стороны, большая стреловидность по передней кромке и малый размах этих крыльев уменьшают его несущую способность и снижают эффективность механизации, что отрицательно сказывается на взлетно-посадочных характеристиках самолета. Наиболее распространенные конструктивно- силовые схемы треугольных крыльев(Рис. 3.39. а) – д):

· многолонжеронное крыло с лонжеронами, перпендикулярными плоскости симметрии самолета (а);

· однолонжеронное крыло с дополнительными стенками (б);

· многолонжеронное крыло с лонжеронами, расположенными по образующим крыла (в);

· кессонное крыло с вспомогательными стенками (г);

· лонжеронное крыло с подкосной балкой (д).

 

 

Рис. 3.39. Силовые схемы треугольных крыльев

Особенности силовой работы треугольных крыльев заключаются в следующем.
Лонжероны, силовые панели, стенки, поставленные перпендикулярно плоскости симметрии самолета, обеспечивают наименьшую массу конструкции за счет передачи нагрузки с крыла на фюзеляж по кратчайшему пути. Однако в технологическом отношении такая схема сложна, т.к. пояса лонжеронов, отбортовки продольных стенок в этом случае криволинейны и имеют переменные по размаху малки.
Расположение лонжеронов по образующим линиям крыла обеспечивает прямолинейность и постоянство малок указанных элементов по размаху, что значительно упрощает их изготовление, но масса крыла такой схемы увеличивается за счет большей длины лонжеронов и необходимости постановки силовой бортовой нервюры.
Схема с подкосной балкой обеспечивает конструктивную простоту создания в крыле ниши для размещения стойки шасси.