Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха

В течение последних 30  40 лет основным типом крыла для дозвуковых магистральных самолетов являлось стреловидное ( = 30  35°) крыло с удли­нением , выполненное с сужением  =3  4. Перспективные пас­сажирс­кие самолеты, представленные на авиасалоне МАКС  2007 (Ту - 334, Sukhoy Superjet 100) имели удлинение . Прогресс в увеличении удлинения крыла достигнут, в основном, за счет использования композиционных материалов в конструкции крыла.

Рис. 4. Однопанельное крыло

Сечение крыла в плоскости симметрии называется корневым профилем, а его хорда  корневой; на концах крыла, соответственно, концевой профиль и концевая хорда . Расстояние от одного концевого профиля до другого называется размахом крыла . Хорда профиля крыла может изменяться вдоль его размаха. Отношение корневой хорды к концевой называется сужением крыла . Отношение называется удлинением крыла. Здесь S  площадь проекции крыла на плоскость, перпендикулярную плоскости симметрии крыла и содержащую корневую хорду. Если по ходу полета концы отклонены относительно корневого сечения, говорят о стреловидности крыла. На рис. 4 показан угол между перпендикуляром к плоскости симметрии и передней кромкой крыла определяющий стреловидность по передней кромке. Говорят также об угле стреловидности по задней кромке, но важнее всего  угол (или просто ) стреловидности по линии фокусов, т.е. по линии, соединяющий фокусы профилей крыла вдоль его размаха. При нулевой стреловидности по линии фокусов у крыла с ненулевым сужением кромки крыла не перпендикулярны плоскости симметрии крыла. Тем не менее, принято считать его прямым, а не стреловидным крылом. Если концы крыла отклонены относительно корневого сечения назад, то говорят о положительной стреловидности, если вперед  об отрицательной. Если передняя и задняя кромки крыла не имеют изломов, то стреловидность не меняется вдоль размаха. В противном случае, стреловидность может изменять свое значение и даже знак.

Современные стреловидные крылья с углом стреловидности  = 35° дозвуковых магистральных самолетов, рассчи­танных на крейсерские скорости, соответствующие = 0,83  0,85, имеют среднюю относи­тельную толщину крыла %  = 10   11%, а сверхкрити­ческие крылья с углом стреловидности  = 28  30° (для перспективных самолетов) около %  = 11  12%. Распределение толщины по размаху крыла определяется из условий реализации заданного полезного объема и минимального волнового сопротивления. С целью реализации эффекта скольжения в бортовых сече­ниях стреловидных крыльев применяют профили с "более передним" расположением точки максимальной толщины , по сравнению с остальной частью крыла.

Геометрия крыла сложной формы (рис. 5) задается набором из n панелей, для каждой из которых известны ,  , , , , , , . Кроме того, для каждой из панелей задаются соответствующие аэродинамические характеристики профиля. От многопанельного крыла переходят к эквивалентному однопанельному крылу.

Площадь S эквивалентного однопанельного крыла определяется выражением , удлинение и сужение по формулам

,    , где .

Остальные геометрические и аэродинамические параметры крыла и профиля определяются в соответствии с формулой

,

где   параметр панели, y  параметр крыла.

Например, относительная толщина эквивалентного однопанельного крыла определяется выражением ( ; ):

.

Рис. 5. Двухпанельное крыло

Если корневая и концевая хорды расположены не в одной плоскости, то крыло имеет геометрическую крутку (рис. 6), характеризующую углом .

Рис. 6. Концевой и корневой профили крыла при наличии геометрической крутки

Исследования аэродинамических моделей самолетов показали, что применение сверхкритических профилей в сочетании с геометрической круткой позволяют обеспечить [1]. В данной работе использует­ся приближенная методика определения аэродинамических характеристик крыла, основанная на использовании экспериментальных данных. Расчет аэродинамических коэффициентов и крыла проводится в несколько этапов. Исходными данными для расчета являются некоторые геометрические и аэродинамические характеристики профиля. Эти данные могут быть взяты, в частности, из атласа профилей.

По результатам расчета аэродинамических коэффициентов строится зависимость и поляра  зависимость . Типичный вид этих зависимостей для малых дозвуковых скоростей представлен, соответственно, на рис. 7 и рис. 8.

Рис. 7. Зависимость

Рис. 8. Поляра