крыло

Рис. 1. Различные формы крыла в плане.

крыло́ — несущая поверхность летательного аппарата, создающая основную аэродинамическую подъёмную силу. Аэродинамические, весовые и прочностные свойства К. в основном определяются его геометрическими характеристиками (профилем крыла, формой К. в плане, то есть формой крыла при виде сверху, размерами, см. Размах крыла, Хорда, Площадь крыла) и конструктивно-силовой схемой. В авиастроении используются самые разнообразии К., различающиеся формой, конструкцией и размерами. Форма крыла, его размеры в значительной степени определяются назначением летательного аппарата, но их выбор во многих отношениях остается компромиссным. Например, для достижения высокого значения аэродинамического качества К. при дозвуковых скоростях полета желательно иметь как можно большее удлинение крыла в то время как проблема снижения веса конструкции требует уменьшая удлинения.

Различают крылья фиксированной и изменяемой в полёте геометрии. Как правило, К. симметрично относительно вертикальной плоскости летательного аппарата.

Простейшим классом К. фиксированной геометрии являются трапециевидные крылья с прямолинейными передними и задними кромками (рис. 1, а). Для определения геометрии трапециевидных крыльев достаточно задать три параметра, например, удлинение λсужение η и угол стреловидности по передней кромке χ₀ (в более общем случае угол стреловидности по линии n процентов хорд χ_n). К трапециевидным К. относят, в частности, К. прямой и обратной стреловидности, а также треугольные и ромбовидные К. (рис. 1, б—д). Треугольные крылья определяются всего одним параметром, например χ₀(λ = 4/tgχ₀, η = ∞). К треугольным К. примыкают так называем готические К. с передними кромками параболической формы (рис. 1, е). Особое место в крыла теории занимает К. эллиптической формы в плане, у которого закон изменения хорд b по размаху имеет вид b = b₀(1-z²)^1/2, где z = 2z/l (b₀ — корневая хорда крыла, l — его размах). В рамках модели несущей линии Л. Прандтлем было показано, что такое К. обладает минимальным индуктивным сопротивлением при заданном удлинении. Обычно такое К. компонуется из двух полуэллипсов, имеющих общую большую ось, которая одновременно является линией ¹/₄ хорд эллиптического крыла (рис. 1, ж).

Важное практическое значение имеет класс К. сложной формы в плане, представляющих собой комбинацию исходного трапециевидного крыла с передним, а возможно и задним наплывами крыла (рис. 1, з). Форма их может быть различной. При простейшей треугольной форме наплывов для задания геометрии К. сложной формы в плане требуется как минимум пять геометрических параметров. К крыльям сложной формы в плане следует отнести также оживальное К. (рис. 1, и). К. сложной формы в плане обладают специфическими аэродинамическими свойствами и представляют авиационным конструкторам более широкие возможности для удовлетворения многочисленных и часто противоречивых практических требований, предъявляемых к крылу. Поскольку для каждого режима полёта оптимально К. с определенными параметрами, уже в 30-е гг. были предложены конструкции самолётов с К. изменяемой в полёте геометрии. Из всех предложении как естественный способ наиболее полного удовлетворения требований к многорежимным самолётам, летающим на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, а также на малых высотах, в практику авиастроения вошёл самолёт с крылом изменяемой в полёте стреловидности. При разработке таких самолётов выяснилось, что и на форму К. изменяемой стреловидности приходится налагать определенные ограничения. В частности, оказалось, что К. изменяемой стреловидности должно иметь развитую неподвижную центропланную часть, чтобы обеспечить приемлемые характеристики продольной устойчивости при изменении угла стреловидности консолей (рис. 1, к). К крыльям изменяемой геометрии следует отнести поворотное антисимметричное крыло (рис. 1, л), которое в отличие от всех остальных К. не имеет вертикальной плоскости симметрии, а также различные варианты Х-образных крыльев (рис. 1, м).

Специфическую группу составляют крылья экзотических форм в плане, к которым можно отнести, например, крылья двухпланной схемы с сомкнутыми концевыми хордами, крылья, концы которых сомкнуты с концами хвостового горизонтального оперения, кольцевое К. кольцеплана (колеоптера), крылья обратного сужения.

В ракеткой технике широко применяются крестообразные и решётчатые крылья.

Конструктивно К. обычно имеет отъёмные части, прикреплённые к центроплану или фюзеляжу летательного аппарата (рис. 2). Иногда К. может быть отдельным агрегатом планёра летательного аппарата. У К. с изменяемой в полете стреловидностью отъёмная подвижная часть крепится к неподвижной части консоли или к центроплану с помощью шарнира. Различают следующие основные зоны или части К.: носовую, центральную, хвостовую, корневую, концевую и законцовку (рис. 3). К К. иногда также относят и наплывы. В носовой части располагаются отклоняемые носки, Крюгера щитки, предкрылки, в центральной — интерцепторы, в хвостовой — элероны, закрылки, элевоны, и т. п. (см. Механизация крыла, Органы управления). Законцовка представляет собой концевой обтекатель К., к которому могут крепиться противофлаттерные грузы, аэронавигационные огни и т. п. В некоторых случаях на К. устанавливаются шайбы концевые. На поверхности многих стреловидных крыльев имеются аэродинамические перегородки.

Во внутреннем пространстве К. обычно размещаются топливо, различные коммуникации, приводы механизации К. и органов управления с проводками управления, ёмкости для жидкостей и газов, электронное и другое оборудование. В К. могут размещаться ниши для уборки стоек шасси, и, если в полёте стойки убираются в К., эти ниши закрываются специальными створками. Кроме того, в К., на К. или пилонах под К. могут устанавливаться двигатели, подвешиваться контейнеры с дополнительным оборудованием, подвесные топливные баки, вооружение.

На К. действует совокупность нагрузок, основными из которых являются: аэродинамические нагрузки, нагрузки от вибраций, акустические нагрузки, избыточное давление во внутренних полостях К., распределённые и сосредоточенные массовые силы, пропорциональные перегрузке, если на К. установлены двигатели — тяга двигателей, нагрузки, вызываемые нагревом конструкции; реакция фюзеляжа и (для военных самолётов) силы, возникающие при функционировании размещённого на К. вооружения.

Конструкция К. должна обеспечивать статическую прочность и усталостную (см. Усталость) прочность, отсутствие дивергенции (это особенно относится к К. с обратной стреловидностью), реверса органов управления и флаттера. Расчётные случаи нагружения К., коэффициент безопасности, условия обеспечении безопасности по реверсу и флаттеру предусматриваются Нормами прочности и другими нормативными документами. Для сохранения аэродинамических свойств К. в некоторых случаях лимитируются его упругие деформации (см. Аэроупругость). Одно из важнейших требований к конструкции К. — минимальная масса; существенное значение имеют требования технологичности и удобства эксплуатации.

Прочность К. определяется в основном прочностью силовой конструкции его центральной части, поскольку именно здесь осуществляется передача всех действующих на К. сил к фюзеляжу летательного аппарата и максимальны значения изгибающих моментов. Поэтому строительная высота (толщина профиля К.) в этой зоне максимальна. Силовой набор К. состоит обычно из лонжеронов, стрингеров, нервюр, панелей (или «работающей» обшивки). В зависимости от конструкции обычно различают лонжеронные, моноблочные и кессонные (см. Кессон) крылья. В лонжеронных К. преобладающая часть изгибающего момента передаётся лонжеронами, в кессонных — обшивкой или панелями. К., в котором элементы силового набора образуют однозамкнутый кессон, называется монококовым. Поскольку в носовой и хвостовой частях К. изгибающий момент обычно невелик, то они выполняются с обшивкой небольшой толщины, с панелями стрингерного или вафельного типа или же с применением сотовых конструкций (рис. 4). Существуют также сплошные металлические К. (например, у ракет). Особые конструктивные решения предусматриваются в К. гиперзвуковых самолётов, подвергающихся интенсивному аэродинамическому нагреванию (см. Горячая конструкция, Охлаждаемая конструкция).

Силовая схема К. определяет выбор и взаимное расположение элементов силового набора. Кессонную схему с большим числом лонжеронов называют стеночной; она характеризуется отсутствием нормальных нервюр и наличием мощных панелей. В нервюрной схеме много нормальных нервюр и сравнительно мало лонжеронов; панель выполняется в виде тонкой обшивки, подкреплённой стрингерами. Многолонжеронная схема с лонжеронами, параллельными размаху, часто применяется в К. малого удлинения. В небольших К. такого типа иногда используется расположение лонжеронов «звездой» (рис. 5). В К. большого удлинения применяется схема со стреловидными лонжеронами, иногда оптимальной оказывается переменная стреловидность. Употребляются различные подкосные схемы и т. д. От правильного выбора силовой схемы в значительной мере зависят жесткостные и массовые характеристики К.

В К. применяются почти все конструкционные авиационные материалы, в том числе волокнистые композиционные материалы. Применение последних не только уменьшает массу конструкции благодаря большей удельной прочности и жёсткости, но и создаёт дополнительные возможности управления жёсткостью. Соответствующий подбор направлений волокон в слоях позволяет, например, уменьшить крутильную деформацию К. и обеспечить достаточную эффективность элеронов.

Литература:
Кюхеман Д., Аэродинамическое проектирование самолётов, М., 1983.

Л. Е. Васильев, Л. Ш. Коткин.

Рис. 2. Крыло самолёта.

Рис. 3. Отъёмная часть крыла.

Рис. 4. Хвостовая часть крыла.

Рис. 5. Силовые схемы крыла.