Общие сведения. Среди всех агрегатов самолета крыло занимает особое место

Среди всех агрегатов самолета крыло занимает особое место. Вместе с силовой установкой оно составляет его главный рабочий орган. Назначение крыла - создание подъемной силы, необходимой для поддержания самолета в воздухе во время полета и обеспечения его поперечной устойчивости.

На самолете Як-18Т установлено крыло, состоящее из центроплана и двух отъемных частей (консолей). Большие хорды и большая строительная высота у корня крыла и центроплана упростили размещение в крыле ног шасси.

Внутренние объемы центроплана самолета использованы для размещения главных ног шасси в убранном положении и расходного бачка топливной системы, в носовой части центроплана установлен маслорадиатор и агрегаты системы электроснабжения самолета. В хвостовой части центроплана по всему его размаху расположен тормозной щиток. Внутренние объемы консолей используются для размещения топливных баков и различного оборудования с коммуникациями.

Летно-технические и эксплуатационные данные самолета зависят от следующих основных характеристик крыла: аэродинамических, весовых, прочностных, технологических, эксплуатационных. Все указанные характеристики крыла в значительной мере зависят от его геометрических параметров.

Внешние формы крыла. Под геометрическими параметрами понимают абсолютные и относительные размеры, характеризующие форму крыла в плане, спереди и в отдельных сечениях. Геометрические параметры крыла самолета Як-18Т следующие:

 

Абсолютные геометрические параметры крыла
Площадь крыла, м2 Размах, м Размах центроплана, м Хорда центроплана, м Площадь центроплана, м2 Хорда концевая, м Средняя аэродинамическая хорда, м Поперечное V крыла (по линии ¼ хорд), град: на участке центроплана на участках консолей Угол установки крыла, град Размах элерона, м Площадь двух элеронов, м2 Размах щитка, м Площадь щитка, м2	18,78 11,16 3,6 2,0 7,22 1,06 1,74   0° 7°20’ 2° 2,5 1,82 (9,64 % SКр) 3,518 1,58
Относительные геометрические параметры крыла
Удлинение крыла, λ Сужение крыла, η Профиль крыла Относительная толщина крыла у корня, % Относительная толщина крыла	6,5 0,503 Clark YH 14,5% 9,34%

 

Как видно (см. рис. 2), форма крыла в плане самолета Як-18Т - трапециевидная с прямоугольным центропланом. Основным преимуществом такого крыла по сравнению с прямоугольным, которое также очень широко применяется на самолетах дозвуковых скоростей, является малая масса конструкции. Это объясняется увеличением хорды к корню крыла, а вместе с ней и увеличением при той же относительной толщине профиля строительной высоты крыла. Последнее кроме уже названных выше преимуществ, дает возможность более эффективно использовать силовые элементы крыла при размещении агрегатов самолета.

Форма крыла при виде спереди определяется углом ψ или углом поперечного V, т. е. углом между плоскостью хорд консоли крыла и горизонтальной плоскостью, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета.

На самолете Як-18Т поперечное V крыла выбрано из условия наиболее выгодного соотношения между степенью поперечной устойчивости и степенью устойчивости пути для учебно-тренировочного класса машин.

Необходимая величина поперечного V крыла зависит от взаимного положения крыла относительно фюзеляжа.

 

Рис. 17. Геометрические параметры профиля крыла

Самолет Як-18Т ‑ низкоплан. Низкое расположение крыла на фюзеляже вызвано в основном следующими соображениями:

· стремлением получить конструкцию меньшей массы (по статистике масса конструкции самолета - высокоплана увеличивается на 0,7 - 1,0% от взлетной массы, если основные стойки шасси крепятся к крылу;

· кроме того, для самолета высокоплана потребная площадь вертикального оперения должна быть больше на 30 - 35%, чем для низкоплана, в связи с ухудшением боковой устойчивости);

· возможностью использовать тормозной щиток во весь размах центроплана;

· удобством эксплуатации самолета.

Аэродинамические характеристики крыла в значительной степени зависят от профиля крыла - поперечного сечения крыла вертикальной плоскостью, совпадающей с хордой. На самолете Як-18Т для крыла выбран профиль Clark YH (рис. 17). Это двояковыпуклый несимметричный профиль.

Основными его параметрами являются:

· относительная толщина с > 12%;

· положение максимальной толщины профиля х_c (т. е. отношение расстояния от точки максимальной толщины профиля до его носка к хорде b);

· относительная кривизна профиля или стрела прогиба f (отношение максимального прогиба f _max к хорде b);

· расстояние от носка до точки максимальной кривизны профиля x_f, выраженное в долях хорды b.

Все эти величины выражены в процентах, и их значения для крыла самолета Як-18Т приведены в табл.4.

Таблица 4. Таблица координат профиля «Clark YH»

Хорда, %	Хорда по оси разъема c0 =14,5%; xc = 30%; bкорн. = 2000 мм; f = 3,36%; xf = 34%	Концевая хорда cк = 9,34%; xc = 30%; bконц. = 1062 мм; f = 2,15%; xf = 34%
x	Yверх.	Yнижн.	x	Yверх.	Yнижн.
0,25		20,5	17,5	2,7	7,16	6,02
0,50		30,5	24,5	5,3	10,48	8,30
0,75		38,5	30,0	8,0	13,18	10,48
1,00		44,5	34,0	10,6	15,46	11,62
1,25		50,5	36,5	13,3	17,12	12,76
1,75		61,5	42,5	13,6	20,96	14,32
2,50		75,0	48,0	26,6	25,42	16,50
3,20		87,0	53,0		29,78	18,16
5,00		111,0	60,5	53,1	37,98	20,96
7,50		136,0	68,0	79,7	46,28	23,14
10,0		155,0	73,5	106,2	52,93	25,32
15,0		183,0	78,5	159,3	62,9	26,98
20,0		202,0	78,5	212,4	68,91	26,98
30,0		214,0	76,0	318,6	73,27	25,94
40,0		209,0	72,5	424,8	71,61	24,80
50,0		191,5	68,5	531,0	65,59	23,66
60,0		162,5	65,0	637,2	55,62	22,00
70,0		122,5	58,0	743,4	41,93	19,82
80,0		81,5	48,5	849,6	28,12	16,50
85,0		61,5	39,0	902,7	20,96	13,18
90,0		41,5	29,5	955,8	14,32	9,96
95,0		22,0	16,5	1008,9	7,68	9,50
		2,0			2,18

Профиль такого типа часто применяется на дозвуковых самолетах, что объясняется его малым профильным сопротивлением и сравнительно высокими значениями C_Ymax.

Конструктивно-силовая схема крыла. Принимая во внимание требования прочности, жесткости и минимума массы конструкции, на самолете Як-18Т установлено свободнонесущее двухлонжеронное, бесстрингерное крыло ферменно-контурной конструкции с тонкой металлической и полотняной неработающей обшивками (см. рис. 18).

К продольному набору конструктивно-силовой схемы крыла относятся лонжероны, к поперечному - набор нервюр.

Стыковка центроплана с отъемными частями крыла осуществляется стальными болтами Ø 16 мм при помощи четырех узлов вильчатого типа, расположенных на торцах лонжеронов.

Щель в месте разъема крыла закрыта легкосъемной дюралюминиевой лентой толщиной 0,8 мм. Лента разрезная, стягивается болтом Ø 5 мм. От продольного перемещения вдоль крыла лента удерживается приклепанными к ней девятью П–образными ограничителями.

Стыковка центроплана с фюзеляжем неразъемная, выполнена с помощью болтов и заклепок и осуществляется в следующих местах (см. рис. 6):

· крепление передних балок лонжерона фюзеляжа 30, образующих нишу передней ноги шасси, через фитинги и вертикальные стенки с передним лонжероном центроплана 24;

· крепление нижних продольных диафрагм фюзеляжа через фитинги с передним лонжероном центроплана и диафрагмами 3 средней части центроплана;

· крепление нижних продольных диафрагм фюзеляжа с задним лонжероном центроплана и с диафрагмами средней части центроплана;

· крепление шпангоутов № 4 и 7 через кронштейны с верхними и нижними поясами переднего и заднего лонжеронов центроплана;

· крепление каркаса заднего дивана кабины самолета с помощью профилей и диафрагм к средней части центроплана.

Нагрузки, действующие на крыло, и его работа в полете. Крыло самолета представляет собой балку, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами, под действием которых оно может изгибаться и закручиваться.

 

Рис. 18. Каркас консоли крыла:
1 - передний лонжерон; 2 - крышка люка заправочной горловины топливного бака; 3 - крышка люка подхода к датчику ИД-3; 4 - контурная нервюра; 5 - швартовочный узел, 6 – законцовка; 7 - аэронавигационный огонь; 8 - распорная нервюра; 9 - концевой узел навески элерона; 10 - ленточная расчалка;	11 - средний узел навески элерона; 12 - люк подхода к среднему узлу навески элерона; 13 - обшивка; 14 - задний стыковой узел; 15 - задний лонжерон; 16 - крышка люка топливомера; 17 - передний стыковой узел; 18 - верхний угольник переднего лонжерона; 19 - боковая нервюра; 20 - верхний пояс переднего лонжерона.

 

В полете, при взлете и посадке на крыло самолета Як-18Т действуют следующие внешние нагрузки:

· распределенные по поверхности аэродинамические нагрузки от аэродинамических сил q_аэр;

· распределенные по поверхности массовые нагрузки от веса конструкции - q_ин;

· сосредоточенные нагрузки от веса агрегатов, размещенных в крыле (шасси, топливные баки, аккумуляторная батарея т. д.);

· сосредоточенные нагрузки от немассовых сил (нагрузки от шасси при посадке самолета, при разбеге и пробеге).

На неустановившихся режимах полета, например во время взлета и посадки, при выполнении пилотажа, на крыло самолета действуют еще и инерционные массовые силы.

Перечисленные нагрузки являются исходными данными для анализа напряжений в конструкции крыла и его расчета на прочность.

На рис.19 показана схема приложения погонных нагрузок и крутящих моментов, действующих на крыло. Воздушная нагрузка, действующая на полотняную и металлическую (несущую) обшивку в виде разрежения или давления, воспринимается последней как пластиной, опирающейся в данном случае на нервюры и лонжероны.

Нагрузка, воспринимаемая обшивкой, через заклепки передается на нервюры, которые в свою очередь передают свою нагрузку на лонжероны. При этом обшивка загружается и касательными усилиями от крутящего момента, возникающего из-за того, что линия центров давления и линия центров тяжести крыла не совпадает с линией центров жесткости крыла - осью, относительно которой крыло закручивается. Касательные усилия от крутящего момента m, а также усилия от крутящих моментов, создаваемых сосредоточенными грузами, суммируются от нервюры к нервюре и передаются замкнутым контуром обшивки на усиленную корневую нервюру, а с нее на опорные узлы крепления крыла к фюзеляжу. Стенки лонжеронов, нагруженные силами от нервюр, работают на сдвиг, уравновешиваясь на опорных узлах фюзеляжа (рис.20).

Кроме крутящего момента, в каждом сечении крыла действуют поперечная сила Q и изгибающий момент М_изг., создаваемые погонной нагрузкой q = q_аэр - q_ин и действием сосредоточенных грузов. Эпюры поперечных сил, изгибающих и крутящих моментов, построенные по размаху крыла, позволяют провести расчет сечений крыла на прочность.

Описанное взаимодействие элементов конструкции крыла позволяет установить их силовое назначение в конструкции. Так как обшивка крыла тонкая, а стрингеры отсутствуют, то практически весь изгибающий момент крыла и поперечная сила воспринимаются двумя лонжеронами крыла - мощными продольными балками с верхней и нижней полками. Одна из полок каждого лонжерона при этом работает на растяжение, другая - на сжатие. Стенки лонжеронов воспринимают поперечную силу и часть крутящего момента крыла, работая при этом на сдвиг.

 

Рис. 19. Погонные нагрузки и крутящие моменты, действующие на крыло	Рис. 20. Силы, нагружающие элементы конструкции крыла: S - усилия в поясах лонжеронов; τQ - касательные напряжения, уравновешивающие поперечную силу Q; τм - касательные напряжения уравновешивающие крутящий момент.

Крыло самолета не имеет стрингеров - продольных элементов, которые вместе с поясами лонжеронов и обшивкой воспринимали бы изгибающий момент. Как показали испытания подобного же крыла стрингерной конструкции, даже при наличии сильных поясов лонжеронов, уже при нагрузке около 50 - 60% от разрушающей теряют устойчивость и на панелях крыла после снятия нагрузки наблюдаются местные остаточные деформации. Нервюры, являющиеся поперечными балками, обеспечивают заданную форму профиля крыла, передают аэродинамическую нагрузку на лонжероны и подкрепляют обшивку и стенки лонжеронов.

Силовая схема крыла определила четыре основных типа нервюр: силовые, нормальные, нервюры отсеков топливных баков и распорные.

Силовые и нормальные нервюры образуют контур крыла, но если силовые нервюры воспринимают всю нагрузку, действующую на крыло, и передают ее лонжеронам, то нормальные нервюры консоли крыла воспринимают лишь незначительную нагрузку от подъемных сил, действующих на полотняную обшивку. Для подкрепления обшивки, увеличения местной прочности крыла и установки в нем агрегатов и узлов шасси, систем управления и оборудования в силовой схеме центроплана использован дополнительно к нервюрам набор диафрагм и профилей жесткости.

В силовой схеме крыла самолета Як-18Т применены два типа обшивок: тонкая металлическая и полотняная. Металлическая обшивка центроплана и топливных отсеков консолей работает на кручение. В этой части крыла имеются два контура, воспринимающие кручение (см. рис. 20), и крутящий момент распределяется между ними пропорционально их жесткостям. Кручение концевой части консоли с полотняной обшивкой воспринимается как пространственной фермой, образованной лонжеронами, распорными нервюрами и тремя парами расчалок, установленных между нервюрами в верхней и нижней плоскостях, так и носком крыла. При этом на него приходится около 80% сил кручения.

Полотняная обшивка концевой части консоли образует заданную форму крыла и воспринимает местную аэродинамическую нагрузку. Нагрузкой для элерона являются аэродинамические силы, приложенные к его обшивке в виде сил давления и разрежения. Инерционные силы элеронов ввиду их малости при расчетах не учитывались.

 

Рис 21 Кручение элерона: m - крутящий момент, Мш - шарнирный момент, R1, R2, R3 - реакции опор элеронов, r - расстояние между осью вращения и линией центров давления, р – аэродинамическая нагрузка.

 

По хорде элерона нагрузка распределяется по закону трапеции, а по его размаху - пропорционально хордам. Воздушная нагрузка воспринимается обшивкой элерона и передается ею на нервюры, которые работают на изгиб и передают нагрузку на лонжерон, создавая кручение элерона моментами m = rP (рис. 21). Лонжерон передает нагрузки от нервюр на узлы подвески и рассчитывается на изгиб как трехопорная балка, загруженная переменной нагрузкой.

Нагружение элементов конструкции элерона при кручении рассматривается при условии защемления его в сечении по нервюре № 4, к которому подходит рычаг управления. В этом сечении крутящий момент наибольший. Суммарный момент всех нагрузок уравновешивается моментом силы в тяге управления:

M_ш= S h

где S и h - сила, создаваемая движением рычага управления, и ее плечо.

Центроплан

Прямоугольный центроплан (см. рис. 6) цельнометаллической конструкции состоит из каркаса и обшивки. Каркас собран из двух лонжеронов (переднего и заднего), шести силовых нервюр, диафрагм, профилей жесткости, носков нервюр, хвостиков нервюр и носового профиля. Основными элементами каркаса являются лонжероны, к которым крепятся нервюры и диафрагмы.

Передний лонжерон центроплана 24 представляет собой клепаную балку двутаврового сечения, состоящую из стенки толщиной 1,5 мм и двух полок. Стенка изготовлена из материала Д16АТ и подкреплена вертикальными профилями. Каждая полка состоит из двух прессованных профилей Д16Т по два профиля на верхней и нижней полках. Профили малкованы по контуру центроплана. Верхняя полка усилена накладкой из материала Д16АТ толщиной 3 мм, нижняя полка - 1,5 мм. В стенке лонжерона с правой стороны имеется вырез под выходной канал масляного радиатора, а по оси самолета - вырез под коммуникации рулевого управления и самолетных систем. Вырезы подкреплены накладками и окантовками из материала Д16АМ.

На концах лонжерона установлены передние узлы стыковки 23 центроплана с консолями. Каждый узел состоит из хромансилевой накладки толщиной 2 мм и плоских ушков также из материала 30ХГСА, которые крепятся к полкам лонжерона болтами, а к стенке заклепками.

Задний лонжерон центроплана 17 представляет собой балку швеллерного сечения, изготовленную из листового материала Д16М толщиной 2 мм. Верхняя и нижняя полки балки по всей длине усилены уголковым дюралевым профилем Д16Т с размерами 38×38×3 мм. Стенка лонжерона подкреплена вертикальными профилями.

На концах заднего лонжерона установлены хромансилевые задние узлы стыковки центроплана с консолями. На заднем лонжероне центроплана установлены узлы подвески главных ног шасси и узлы крепления воздушных цилиндров - подъемников посадочного щитка. Кроме того, на нижней полке заднего лонжерона закреплена дюралевая петля подвески посадочного щитка.

Перед передним лонжероном в правой и левой частях центроплана установлено 10 носков нервюр. Они изготовлены из листового материала Д16АМ толщиной 0,8 мм, отбортованы по контуру и имеют отверстия облегчения. К переднему лонжерону носки крепятся заклепками.

Носки нервюр соединены между собой носовым профилем. За задним лонжероном в правой и левой частях центроплана установлены хвостики нервюр. Они имеют отверстия облегчения и попарно связаны между собой диафрагмами; к заднему лонжерону хвостики крепятся заклепками.

Силовые нервюры состоят из носка, изготовленного из материала Д16АМ толщиной 1 мм, сплошной средней стенки из материала Д16АТ толщиной 1,5 мм, подкрепленной у торцовой нервюры вертикальными уголками из профилей Д16Т, и хвостика, изготовленного из материала Д16АМ. Средняя часть нервюры по верхнему и нижнему контурам проклепана с уголками из профиля Д16.

Между лонжеронами с правой и левой стороны набор поперечных и продольных диафрагм швеллерного сечения образует нишу и купол 26 шасси. Диафрагмы изготовлены из материала Д16АМ.

На диафрагмах, образующих стенки ниши шасси, установлены вторые узлы подвески главных ног шасси, а также кронштейны под установку замков убранного положения главных ног 22. Стыковка диафрагм между собой и крепление их к лонжеронам осуществляются заклепками с помощью угольников. Каркас центроплана под полом кабины представляет собой поперечный набор из четырех диафрагм 3, расположенных между лонжеронами и соединенных через них с продольным набором фюзеляжа. Диафрагмы выполнены из материала Д16АМ, срезаны в верхней части по контуру пола кабины, снизу и сверху имеют вырезы под продольные профили Д16Т, на которых установлен пол кабины. Вырезы подкреплены профилями Д16Т. Крепление диафрагм к лонжеронам осуществляется заклепками. Обшивка центроплана крепится к каркасу заклепками. Она выполнена из материала Д16АТ и в местах крепления потайными заклепками подштампована.

В носке правой части центроплана на расстоянии 920 мм от оси самолета имеется вырез, в котором установлен маслорадиатор 2281-2-0. Вырез окантован обтекателем, внутренний контур которого образует канал для подвода воздуха в маслорадиатор. Обтекатель сварен из материала АМг6БМ и крепится к обшивке с помощью винтов и анкерных гаек. Для отвода воздуха из маслорадиатора используется выходной канал, который выполнен в виде плавно изогнутого сварного патрубка. Один конец, патрубка закреплен в вырезе в стенке переднего лонжерона, другой - на нижней обшивке центроплана за передним лонжероном. Выходное сечение канала на нижней обшивке закрывается управляемой створкой, с помощью которой изменяется расход воздуха на охлаждение маслорадиатора и тем самым регулируется температура масла на входе в двигатель. Створка имеет коробчатое сечение, изготовлена из материала Д16АТ и крепится к обшивке с помощью шомпольной петли.

Для удобства посадки в кабину на верхней поверхности центроплана около входных дверей приклепаны дорожки, представляющие собой рифленые ленты из материала Д16АМ. Для того чтобы подняться на крыло, с правой стороны на расстоянии 890 мм от оси самолета на центроплане установлена съемная подножка, а с левой стороны - стационарная. Правая подножка представляет собой сварную из хромансилевых труб диаметром 20 мм конструкцию, крепится к центроплану с помощью двух крючков, изготовленных из материала Ст.20 и приклепанных к хвостикам нервюр центроплана.

Левая подножка также сварена из хромансилевых труб размером 20×1 мм и крепится к четырем стальным кронштейнам, установленным на хвостиках нервюр центроплана с помощью стыковых болтов 0,5 мм (передние узлы крепления) и валиков 0,4 мм (задние узлы крепления).