Вступ
Серед низки проблем, що постали перед розробниками крила літака, найважливішою є забезпечення його максимальної аеродинамічної ефективності за допомогою різних проєктно-конструкторських рішень (рисунок 1).
Пов’язати цю проблему можна кількома шляхами: вибором певного аеродинамічного профілю, його кривизни або відносної товщини, форми крила та його геометричних параметрів за виглядом у плані та з допомогою інших конструктивних рішень [1].
Рисунок 1 – Основні геометричні параметри плоского крила за виглядом
у плані: l – розмах крила; bi – хорди крила; zi – координати зламів крила
Вирішення проблеми
Ефективним засобом підвищення ефективності крила є використання неплоского крила шляхом зменшення коефіцієнта зростання індуктивного опору В м не тільки вибором оптимальних величин звуження ŋ і координат зламу  , а й геометричної крутки місцевих хорд для забезпечення розподілу циркуляції швидкості по розмаху крила за законом, близьким до еліптичного, на основі окремого критерію [2]:
де  – відносні кути геометричної крутки і місцевих хорд простого трапецієподібного крила, які визначаються виразом
де Kɛ тр – установлювальний кут крила;
 – відносна величина кутів крутки місцевих хорд простого трапецієподібного крила по напіврозмаху крила;
 – відносна величина поточної хорди за координатою  .
Для крил, утворених кількома трапеціями за виглядом у плані, згідно з роботою [3] неважко визначити й кути геометричної скрученості місцевих хорд крил, план яких утворений двома і трьома трапеціями:
– на першій трапеції
– на другій трапеції
– на третій трапеції
Розподілені значення кутів геометричної крутки крила, утвореного за виглядом у плані трьома трапеціями, залежно від координати z показано на рис. 2.
Рисунок 2 – Значення кутів геометричної крутки по напіврозмаху крила, план якого утворений трьома трапеціями
Як бачимо, на ділянках  можуть бути взяті у вигляді лінійних залежностей, тоді як на кінцевій частині крила  потрібно ввести дві лінеаризовані ділянки зміни  для максимального наближення реальних значень до їхніх величин, показаних на закінцювальній трапеції крила.
Однак у багатьох випадках через надмірні значення  не вдається реалізувати потрібний закон розподілу кутів геометричної крутки місцевих хорд по напіврозмаху крила. Це пояснюється двома причинами:
– закони змінення потрібних значень  неможливо лінеаризувати на досить великих ділянках крила, що спричиняє серйозні технологічні труднощі під час виготовлення крила;
– аеропружність (2) істотно змінює потрібні абсолютні значення  і характер їх розподілу за координатою z.
Для розв'язання задачі в першому випадку бажано встановлювати понад два аеродинамічні профілі з метою максимального наближення практичної лінійного крутки до теоретичної.
На рисунку 3 показано фактичні параметри геометричної крутки та шифри аеродинамічних профілів деяких літаків.
– для інших форм за виглядом у плані
де ŋс – сумарне звуження крила, а bzi визначають за виразом
Як бачимо, ключову роль у визначенні кутів геометричної крутки відіграють величини місцевих хорд bzi крил різної форми.
Рисунок 3 – Відмінність величин місцевих хорд (у відсотках)
серійних літаків С-5А, Ан-124, В-747, Ан-225
щодо хорд еквівалентних еліптичних крил
Так, на рисунку 4 показано закономірності змінення відносних величин місцевих хорд за координатою z для крил простих форм, а знаками "+" і "–" позначено відхилення від оптимізованих значень.
Рисунок 4 – Закономірності змінення відносних величин
місцевих хорд крил простих форм
Для крил, напіврозмах яких утворений набором різних профілів, зазвичай, реалізуються обидва види скрученості: аеродинамічна й геометрична крутка місцевих хорд (таблиця 3).
Таблиця 3 – Закономірності змінення геометричної крутки місцевих хорд з урахуванням установлення різних профілів по розмаху крила
Такий підхід дає змогу забезпечити досить точні й ефективні закономірності аеродинамічної та геометричної крутки на основних ділянках крил літаків різного типу.
Таким чином, показані на рисунку 3 дані дають змогу повною мірою уточнити кути крутки місцевих хорд крила з урахуванням особливостей його пружності та компонування для того, щоб на крейсерському режимі польоту по всьому розмаху крила забезпечувався еліптичний закон розподілу циркуляції швидкостей.
Висновки
1. У доповіді отримано й подано необхідні залежності для формування параметрів неплоского крила, що забезпечують для крила літака транспортної категорії мінімум індуктивного опору на крейсерському режимі польоту.
2. Розв'язання задачі базується на використанні нових закономірностей геометричної скрученості місцевих хорд по напіврозмаху крила та аеродинамічної скрученості профілів в окремих частинах крила.
3. Наведено ефективність спільного використання геометричної та аеродинамічної крутки місцевих хорд в крилах літаків різного типу.
4. Отримані розрахункові залежності дають змогу уточнити розподіл повітряного навантаження по хордах і напіврозмаху неплоского крила під час його розрахунку на міцність.
Список літератури
1. Двейрін, О. З. Методологія формування предметної області модифікаційних змін у важкому транспортному літаку [Текст] / О. З. Двейрін, В. І. Рябков, Л. В. Капітанова, Д. С. Кірносов // Авіаційно-космічна техніка і технологія. 2023. № 1 (185). С. 4–11. DOI: 10.32620/aktt.2023.1.01. ISSN 1727-7337, еISSN 2663-2217.
2. Лось, О. В. Методологія погодження основних параметрів при глибоких модифікаційних змінах в літаках транспортної категорії [Текст] / О. В. Лось // Системи озброєння і військова техніка: науков.-техн. журнал Харківського нац. унту Повітряних Сил ім. Івана Кожедуба. – Харків, 2019. – Вып. 4 (60). – С. 81–85.
3. Los, A. Information Analysis of Modifications to Increase Fuel Efficiency in Regional Passenger Jets / A. Los, D. Tiniakov, L. Makarova // 2020 International Conference on Aeronautical Materials and Aerospace Engineering (AMAE 2020), 2020.05.14–05.17. China. – Режим доступу: http//www.sasse.org.
|
Голосування 
Ця робота ліцензується відповідно до Creative Commons Attribution 4.0 International License
Знайшли помилку? Виділіть помилковий текст мишкою і натисніть Ctrl + Enter