Расчет крыла на прочность пример. Расчет подъемной силы крыла самолета. Проектирование крыльевых устройств

К сожалению, я ненашел ни одной статьи по аэродинамики "для моделиста". Ни на форумах, ни в дневниках, ни в блогах- ни где нет нужной "выжимки" по этой теме. А вопросов возникает море, особенно у новичков, да и те, кто считает себя "уже не новичком", зачастую не утруждают себя изучением теории. Но мы это исправим!)))

Сразу скажу, сильно углубляться в эту тему не буду, иначе это получится, как минимум научный труд, с кучкой непонятных формул! И тем более я не стану пугать вас такими терминами, как "число Рейнольдса"- кому будет интересно- можете почитать на досуге.

Итак, договорились- только самое нужное для нас- моделистов.)))

Силы, действующие на самолет в полете.

В полете самолет подвергается влиянию многих сил, обусловленных наличием воздуха, но все их можно представить в виде четырех главных сил: силы тяжести, подъемной силы, силы тяги винта и силы сопротивления воздуха (лобовое сопротивление). Сила тяжести остается всегда постоянной, если не считать уменьшения ее по мере расхода горючего. Подъемная сила противодействует весу самолета и может быть больше или меньше веса, в зависимости от количества энергии, затрачиваемой на движение вперед. Силе тяги винта противодействует сила сопротивления воздуха (иначе лобовое сопротивление).

При прямолинейном и горизонтальном полете эти силы взаимно уравновешиваются: сила тяги винта равна силе сопротивления воздуха, подъемная сила равна весу самолета. Ни при каком ином соотношении этих четырех основных сил прямолинейный и горизонтальный полет невозможен.

Любое изменение любой из этих сил повлияет на характер полета самолета. Если бы подъемная сила, создаваемая крыльями, увеличилась по сравнению с силой тяжести, результатом оказался бы подъем самолета вверх. Наоборот, уменьшение подъемной силы против силы тяжести вызвало бы снижение самолета, т. е. потерю высоты.

Если равновесие сил не будет соблюдаться, то самолет будет искривлять траекторию полета в сторону преобладающей силы.

Про крыло.

Размах крыла - расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии крыла, и касающимися его крайних точек. Р. к. это важная геометрическая характеристика летательного аппарата, оказывающяя влияние на его аэродинамические и лётно-технические характеристики, а также является одним из основных габаритных размеров летательного аппарата.

Удлинение крыла - отношение размаха крыла к его средней аэродинамической хорде. Для непрямоугольного крыла удлинение = (квадрат размаха)/площадь. Это можно понять, если за основу возьмём прямоугольное крыло, формула будет проще: удлинение = размах/хорду. Т.е. если крылоимеет размах 10 метров а хорда = 1 метр, то удлинение будет = 10.

Чем больше удлинение- тем меньше индуктивное сопротивление крыла, связанное с перетеканием воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю через законцовку с образованием концевых вихрей. В первом приближении можно считать, что характерный размер такого вихря равен хорде- и с ростом размаха вихрь становится всё меньше и меньше по сравнению с размахом крыла. Естественно, чем меньше индуктивное сопротивление- тем меньше и общее сопротивление системы, тем выше аэродинамическое качество. Естественно, у конструкторов возникает соблазн сделать удлинение как можно больше. И тут начинаются проблемы: наряду с применением высоких удлинений конструкторам приходится увеличивать прочность и жёсткость крыла, что влечет за собой непропорциональное увеличение массы крыла.

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать возможно большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла.

Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла.

Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Крыло эллиптической формы в плане обладает самым высоким аэродинамическим качеством- минимально возможным сопротивлением при максимальной подъемной силе. К сожалению, крыло такой формы применяется не часто из-за сложности конструкции, низкой технологичности и плохих срывных характеристик. Однако сопротивление на больших углах атаки крыльев другой формы в плане всегда оценивается по отношению к эллиптическому крылу. Наилучший пример применения крыла такого вида- английский истребитель "Спитфайер".

Крыло прямоугольной формы в плане имеет самое высокое сопротивление на больших углах атаки. Однако такое крыло, как правило, имеет простую конструкцию, технологично и имеет очень неплохие срывные характеристики.

Крыло трапецеидальной формы в плане по величине воздушного сопротивления приближается к эллиптическому. Широко применялось в конструкциях серийных самолетов. Технологичность ниже, чем у прямоугольного крыла. Получение приемлемых срывных характеристик также требует некоторых конструкторских ухищрений. Однако крыло трапецеидальной формы и правильной конструкции обеспечивает минимальную массу крыла при прочих равных условиях. Истребители Bf-109 ранних серий имели трапецевидное крыло с прямыми законцовками:

Крыло комбинированной формы в плане. Как правило, форма такого крыла в плане образуется несколькими трапециями. Эффективное проектирование такого крыла предполагает проведение многочисленных продувок, выигрыш в характеристиках составляет несколько процентов по сравнению с трапецеидальным крылом.

Стреловидность крыла — угол отклонения крыла от нормали к оси симметрии самолёта, в проекции на базовую плоскость самолета. При этом положительным считается направление к хвосту.Существует стреловидность по передней кромке крыла, по задней кромке и по линии четверти хорд.

Крыло обратной стреловидности (КОС) — крыло с отрицательной стреловидностью.

Преимущества:

Улучшается управляемость на малых полётных скоростях.
-Повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов.
-Компоновка с крылом обратной стреловидности оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение

Недостатки:
-КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки.
-Требует конструкционных материалов и технологий, обеспечивающих достаточную жёсткость конструкции.

Су-47 "Беркут" с обратной стреловидностью:

Чехословацкий планер LET L-13 с обратной стреловидностью крыла:

— отношение веса летательного аппарата к площади несущей поверхности. Выражается в кг/м² (для моделей- гр/дм²).Величина нагрузки на крыло определяет взлетно-посадочную скорость летательного аппарата, его маневренность, и срывные характеристики.

По-простому, чем меньше нагрузка, тем меньшая скорость требуется для полета, следовательно тем меньше требуется мощности двигателя.

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки. Или проще- Хорда — отрезок прямой, соединяющей две наиболее удаленные друг от друга точки профиля.

Величина и координаты САХ для каждого самолета определяются в процессе проектирования и указываются в техническом описании.

Если величина и положение САХ данного самолета неизвестны, то их можно определить.

Для крыла, прямоугольного в плане, САХ равна хорде крыла.

Для трапециевидного крыла САХ определяется путем геометрического построения. Для этого крыло самолета вычерчивается в плане (и в определенном масштабе). На продолжении корневой хорды откладывается отрезок, равный по величине концевой хорде, а на продолжении концевой хорды (вперед) откладывается отрезок, равный корневой хорде. Концы отрезков соединяют прямой линией. Затем проводят среднюю линию крыла, соединяя прямой середины корневой и концевой хорд. Через точку пересечения этих двух линий и пройдет средняя аэродинамическая хорда (САХ).

Форма крыла в поперечном сечении называется профилем крыла . Профиль крыла оказывает сильнейшее влияние на все аэродинамические характеристики крыла на всех режимах полёта. Соответственно, подбор профиля крыла - важная и ответственная задача. Впрочем, в наше время подбором профиля крыла из существующих занимаются только самодельщики.

Профиль крыла - это одна из основных составляющих, формирующих летательный аппарат и самолет в частности, так как крыло все же его неотъемлемая часть. Совокупность некоторого количества профилей составляют целое крыло, причем по всему размаху крыла они могут быть разные. А от того, какие они будут, зависит назначение самолета и то, как он будет летать. Типов профилей достаточно много, но форма их принципиально всегда каплевидна. Этакая сильно вытянутая горизонтальная капля. Однако капля эта обычно далека от совершенства, потому что кривизна верхней и нижней поверхностей у разных типов разная, как впрочем и толщина самого профиля. Классика - это когда низ близок к плоскости, а верх выпуклый по определенному закону. Это так называемый несимметричный профиль, но есть и симметричные, когда верх и низ имеют одинаковую кривизну.

Разработка аэродинамических профилей проводилась практически с начала истории авиации, проводится она и сейчас.Делается это в специализированных учреждениях. Ярчайшим представителем такого рода учреждений в России является ЦАГИ - Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. А в США - такие функции выполняет Исследовательский центр в Лэнгли (подразделение NASA).

THE END?

Продолжение следует.....

Одним из важных этапов строительства авиамодели является расчет и проектирование крыльев. Для того, чтобы правильно спроектировать крыло, необходимо учесть несколько моментов: правильно выбрать корневой и концевой профили, правильно их выбрать исходя из нагрузок, которые они обеспечивают, а также правильно спроектировать промежуточные аэродинамические профиля.

С чего начинается конструирование крыльев

В начале конструирования на кальке был сделан предварительный эскиз самолёта в натуральную величину. В ходе этого этапа я определился с масштабом модели и с размахом крыльев.

Определение размаха

Когда предварительный размах крыла был утвержден, наступило время для определения веса. Эта часть расчета имела особое значение. Первоначальный план включал в себя размах крыльев в 115 см, однако, предварительный расчет показал, что нагрузка на крыльях будет слишком высокой. Поэтому я масштабировал модель до размаха в 147 см без учета законцовок крыльев. Такая конструкция оказалась более подходящей с технической точки зрения. После расчета мне осталось сделать весовую таблицу со значениями весов. В свою таблицу я также добавил усредненные значения веса обшивок, например, вес бальзовой обшивки самолёта был определен мной, как произведение площади крыла на два (для низа и верха крыла) на вес квадратного метра бальзы. Тоже самое было сделано для хвостового оперения и рулей высоты. Вес фюзеляжа был получен путем умножения площади боковой стороны, а также верха фюзеляжа на два и на плотность квадратного метра бальзы.

В результате я получил следующие данные:

• Липа, 24 унции на кубический дюйм
• Бальза 1/32’’, 42 унции на квадратный дюйм
• Бальза 1/16’’, 85 унций на квадратный дюйм

Устойчивость

После определения веса были рассчитаны параметры устойчивости для того, чтобы убедиться, что самолёт будет устойчивым и все детали будут адекватного размера.

Для устойчивого полёта необходимо было обеспечить несколько условий:

1. Первый критерий — значение средней аэродинамической хорды (САХ). Его можно найти геометрическим путем, если добавить к корневой хорде с двух сторон концевую, а к концевой хорде с двух сторон корневую, а потом соединить крайние точки вместе. В точке пересечения и будет находится центр САХ.
2. Значение аэродинамического фокуса крыла составляет 0,25 от значения САХ.
3. Этот центр необходимо найти как для крыльев, так и для рулей высоты.
4. Далее определяется нейтральная точка самолёта: она показывает центр тяжести самолета, а также вычисляется вместе с центром давления (центром подъемной силы).
5. Далее определяется статическая граница. Этот критерий оценивает устойчивость самолёта: чем он выше, тем больше устойчивость. Однако, чем более устойчивее самолёт, тем он более маневренный и менее управляемый. С другой стороны на слишком неустойчивом самолёте тоже нельзя летать. Среднее значение этого параметра — от 5 до 15%
6. Также рассчитываются коэффициенты оперения. Эти коэффициенты используются для сравнения эффективности аэродинамики руля высоты через соотношение размеров и расстояния до крыла.
7. Коэффициент вертикального оперения обычно находится между 0,35 и 0,8
8. Коэффициент горизонтального оперения обычно между 0,02 и 0,05

Выбор правильного аэродинамического профиля

Выбор правильного профиля определяет правильное поведение самолёта в воздухе. Ниже я привожу ссылку на простой и доступный инструмент для проверки аэродинамических профилей. В качестве основы для выбора профилей я выбрал концепцию, согласно которой длина хорды на законцовке крыла равна половине длины хорды в корневой части. Наилучшее решение того, чтобы не допустить срыв потока на крыле, которое я нашел, заключалось в резком сужении крыла на законцовке без возможности сохранения управления самолётом до набора достаточной скорости. Я добился этого с помощью разворота крыла вниз на конце и через тщательный подбор корневых и концевых профилей.

В корне я выбрал аэродинамический профиль S8036 с толщиной крыла в 16% от длины хорды. Такая толщина позволила заложить лонжерон достаточной прочности, а также выдвижные шасси внутри крыла. Для концевой части был выбран профиль – S8037, который также имеет толщину в 16% от толщины хорды. Такое крыло будет уходить в срыв при большом коэффициенте подъёмной силы, а также при большем угле атаки, чем S8036 при том же числе Рейнольдса (этот термин служит для сравнения профилей разного размера: чем больше число Рейнольдса, тем больше хорда). Это значит, что при том же числе Рейнольдса в корневой части крыла срыв произойдет быстрее, чем на законцовке, но контроль за управлением сохранится. Однако, даже если длина хорды корня в два раза больше длины хорды законцовки, она имеет число Рейнольдса в два раза большее, а увеличение числа приведет к задерживанию сваливания. Именно поэтому, я развернул законцовку крыла вниз, так что оно перейдет в сваливание только после корневой части.

Ресурс для определения аэродинамических профилей: airfoiltools.com

Теория по основам конструирования крыльев

Конструкция крыла должна обеспечивать достаточную подъёмную силу для веса самолёта и дополнительных нагрузок, связанных с маневрированием. В основном это достигается с помощью использования центрального лонжерона, который имеет два пояса, верхний и нижний, каркаса, а также тонкой обшивки. Несмотря на то, что каркас крыла тонкий он обеспечивает крылья достаточной прочностью на изгиб. Также в конструкцию часто входят дополнительные лонжероны для уменьшения лобового сопротивления в передней части задней кромки. Они способны воспринимать как изгибающие нагрузки, так и увеличивать жесткость при кручении. Наконец передняя кромка может быть отодвинута назад за лонжерон для получения закрытого поперечного каркаса, который называется D-образным и служит для восприятия крутильных нагрузок. На рисунке наиболее часто встречающиеся профиля.

1. Верхнее крыло имеет лонжерон двутаврового сечения, у которого каркас располагается в центре, а также переднюю кромку с обшивкой, которая называется D – трубкой. D – трубка позволяет увеличить жесткость при кручении, и может быть добавлена к любым другим конструкциям лонжеронов, а также может быть расширена до задней кромки для создания полностью обшитого крыла. У данного крыла задний лонжерон просто является вертикальной опорой. Также имеется простая плоскость управления, проще говоря, закрылок, подвешенный шарнирно вверху. Такую конструкцию легко воспроизвести.
2. Второе крыло имеет C – образный лонжерон, который имеет усиленный основной лонжерон, лучше приспособленный для восприятия лобовых нагрузок. Крыло снабжено центральным шарниром, который уменьшает щель, а также лобовое сопротивление по сравнению с верхним шарниром.
3. У третьего профиля лонжерон в виде трубы, такие обычно делаются из пластиковых трубок, их удобно изготовлять, но если трубки непрямые или скрученные, то скрутить крыло может стать проблемой. Частично проблему можно решить, используя дополнительно D – образную трубку. Кроме того, лонжерон сделан из С – образного профиля, что значительно увеличивает жесткость крыла. Петля представляет собой округленный профиль с точкой разворота в центре закругленной передней кромки для уменьшения петельной щели и для ровных краев.
4. Четвертый профиль имеет полностью коробчатый лонжерон с каркасом как спереди, так и сзади. Зазор имеет ту же особенность, что и предыдущий профиль, и ту же самую плоскость управления. Но у него есть обтекатели сверху и снизу для скрытия щели.

Все эти конструкции крыльев являются типовыми для лонжеронов и для создания крепежных петель у радиоуправляемых самолётов. Эти конструкции без исключения являются единственным способом технической реализации закрылков и элеронов, а другие различные решения можно подогнать к ним же.

C – образный или коробчатый лонжерон?

Для своего самолёта я выбрал деревянный C – образный профиль лонжерона с прочной передней кромкой и простым вертикальным лонжероном. Полностью крыло обшито бальзой для создания жесткости при кручении и для эстетики.

Дерево было выбрано взамен пластиковой трубки поскольку самолёт спроектирован с 2 градусным внутренним углом, а соединение в виде пластиковой трубки в центре крыла не сможет долго сопротивляться изгибающим нагрузкам. C – образный профиль лонжерона является также более благоприятным по сравнению с двутавровым профилем, поскольку в лонжероне должен быть сделан слот на всю его длину для установки в решетку. Эта добавленная сложность не за счет заметного увеличения прочности и соотношения веса лонжерона. Коробчатый лонжерон также был отвергнут, поскольку он сильно увеличивает вес, однако, его не так сложно построить, а по прочности он один из лучших. Простой вертикальный лонжерон, совмещенный с петлевым обтекателем, вот таким был выбор конструкции крыла, когда остальная часть крыла обшита и достаточно прочна без каких либо дополнительных опор.

• Лонжерон. Лонжерон крыла спроектирован для восприятия изгибающей нагрузки от подъёмной силы крыла. Он не предназначен для восприятия скручивающей силы, созданной аэродинамическими силами крыла, а нагрузка ложится на обшивку крыла. Это распределение нагрузки подходит для легкой и очень эффективной нагрузки, поскольку каждая деталь занимает именно своё место.
• Полки лонжеронов крыла выполнены из броска липы размерами ¼ x ½ x 24’’. Липа была выбрана в качестве материала, поскольку хорошо обрабатывается и имеет хорошую прочность для своего веса. Кроме того, подкупает простота приобретения брусков подходящего размера в специализированных магазинах, поскольку у меня не было под рукой деревообрабатывающего станка для распиловки досок.
• Каркас крыла сделан из липового листа, толщиной 1/32”, который крепится к полкам лонжеронам сверху и снизу. Подобный каркас является необходимостью поскольку он кардинально улучшает жесткость и прочность крыльев даже при очень малом весе.
• Задняя кромка крыла/задний лонжерон выполнен из бальзового листа толщиной 1/16”, что помогает добавить жесткость при кручении, а также унифицировать нервюры крыла и крепить плоскости управления к задней части нервюр.

Проектирование нервюр с помощью AutoСAD

Оказывается, изготовление нервюр для трапециевидного крыла может стать вдохновляющим занятием. Есть несколько методов: первый метод основан на вырезании профиля крыла по трафарету сначала для корневой части, а потом для законцовки крыла. Он заключается в сочленении обоих профилей вместе с помощью болтов и вычерчивании по ним всех остальных. Этот метод особенно хорош для изготовления прямых крыльев. Основное ограничения метода – он подходит только для крыльев с незначительным сужением. Проблемы возникают из-за резкого роста угла между профилями при значительной разнице между хордой законцовки и хордой корня крыла. В этом случае во время сборки могут сложности из-за большого отхода дерева, острых углов и краёв нервюр, которые надо будет удалить. Поэтому я воспользовался своим методом: сделал свои собственные шаблоны для каждой нервюры, а затем обработал их так, чтобы получить идеальную форму крыла. Задача оказалась сложнее, чем я ожидал, поскольку шаблон корневой части отличался от законцовки кардинально, а все профиля между ними были комбинацией двух предыдущих, вместе с кручением и растяжением. В качестве программы проектирования я использовал Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, поскольку съел на этом собаку при моделировании RC моделей самолётов в прошлом. Проектирование нервюр происходит в несколько этапов.

Всё начинается с импорта данных. Самый быстрый способ для импорта аэродинамического профиля (профили можно найти в базах данных UIUC аэродинамических профилей) в AutoCAD, который я нашел, заключается в создании табличного файла в формате excel в виде таблицы с колонками координат точек профиля x и y. Единственное, что следует перепроверить — соответствуют ли первая и последняя точка друг другу: получается ли у вас замкнутый контур. Затем скопировать полученное назад в txt файл и сохранить его. После того, как это проделано, следует вернуться назад и выделить всю информацию на предмет, если вы случайно вставили заголовки. Затем в AutoCAD запускается команда «spline» и «paste» для обозначения первой точки эскиза. Жмем «enter» до конца выполнения процесса. Аэродинамический профиль в основном обрабатывается таким образом, что каждая хорда становится отдельным элементом, это весьма удобно для изменения масштаба и геометрии.

Рисование и взаимное расположение профилей в соответствие плану. Передняя кромка и лонжероны должны быть тщательно доведены до нужного размера, при этом надо помнить про толщину обшивки. На чертеже, следовательно, лонжероны должны быть нарисованы уже, чем они есть на самом деле. Желательно сделать лонжероны и переднюю кромку выше, чем они есть на самом деле, для того, чтобы рисунок лег ровнее. Также пазы на лонжеронах должны быть расположены таким образом, чтобы оставшаяся часть лонжерона уместилась в нервюрах, но осталась при этом квадратной.

На рисунке показаны основные аэродинамические профиля перед тем, как они будут разбиты на промежуточные.

Лонжерон и совместная с ним передняя кромка соединены вместе, чтобы потом их можно было исключить из построения.

Аэродинамические профили сопряжены вместе и образуют форму крыла при видимом лонжероне и передней кромке.

Лонжерон и передняя кромка удалены с помощью операции «subtract», остальные части крыла показаны.

Крыло вытягивается с помощью функции «solidedit» и «shell». Далее выделяются поочередно плоскости корневой части крыла и законцовки, удаляются, а то, что получается и есть обшивка крыла. Поэтому внутренняя часть обшивки крыла является основой для нервюр.

С помощью функции «плоскость сечения» формируются эскизы каждого профиля.

После этого под командой «плоскость сечения» выбирается создание раздела. С помощью этой команды созданные профили во всех точках профиля могут быть отображены. Для помощи в выравнивании нервюр крыльев я строго рекомендую создать на каждом сечении горизонтальную линию от задней кромки крыла до передней. Это позволит правильно выровнять крыло, если оно построено с кручением, а также сделать его прямым.

Поскольку эти шаблоны на самом деле созданы с учетом обшивки крыльев, внутренняя линия профилей является правильной линией для построения нервюр.

Теперь, когда все нервюры промаркированы с помощью команды «text», они готовы к печати. На каждой странице с нервюрами я разместил схематически коробку с площадкой, доступной для печати на принтере. Маленькие нервюры можно печатать на толстой бумаге, а для крупных аэродинамических профилей подойдет обычная бумага, которая затем усиливается перед вырезанием.

Комплектация деталей

После конструирования крыла, анализа и подбора всех необходимых для изготовления авиамодели деталей, был сделан список всего необходимого для постройки.

Основные данные F16

Таблица 1

1. Определение поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла

1.1 Определение подъёмной силы крыла

Величина подъёмной силы крыла определяется формулой:

где - полётный вес самолёта;

Эксплуатационная перегрузка;

Коэффициент безопасности;

1.2 Эпюра воздушной нагрузки на крыло

Разбиваем крыло на 10 условных сечений, и измеряем на чертеже (см приложение) длины полученных хорд bi, в дальнейшем подставляем их в формулы (3), (4), (5). Сами же подсчеты произведены в программном приложении Microsoft Excel (таблица 2.).

Распределение воздушной нагрузки на крыло в первом приближении принимается пропорциональным хордам и вычисляется по формуле:

где - величина погонной воздушной нагрузки на крыло;

Величина хорды сечения;

1.3 Эпюра нагрузки от массы крыла

Величина погонной нагрузки на крыло от его собственного веса определяется формулой:

где - вес крыла.

1.4 Эпюра нагрузки от массы топлива

Величина погонной нагрузки на крыло от веса топлива определяется формулой:

где - вес топлива.

1.5 Суммарная эпюра погонной нагрузки на крыло

Суммарная эпюра погонной нагрузки получена сложением эпюр погонной нагрузки на крыло от воздушной нагрузки, нагрузок от массы крыла и массы топлива.

1.6 Эпюра поперечных сил

Эпюра поперечных сил получена методом графического интегрирования эпюры суммарной погонной нагрузки на крыло, затем к ней прибавлены местные нагрузки от расположенных на крыле агрегатов - в данном случае на крыле нет никаких агрегатов.

1.7 Эпюра изгибающих моментов

Эпюра изгибающих моментов получена методом графического интегрирования эпюры поперечных сил.

Таблица 1.2

1.8 Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла

Величины поперечной силы и изгибающего момента в расчётном сечении крыла - в зоне - сняты с полученных эпюр поперечной силы и изгибающего момента и составляют:

2. Проектировочный расчёт крыла в зоне

2.1 Исходные данные

подъемный крыло сечение обшивка

Длина хорды в заданном сечении: .

Величина усилий в заданном сечении: ; .

Доля изгибающего момента, воспринимаемого лонжеронами: ж=50%.

Материал силовых элементов: Д16Т, .

Положения лонжеронов: 1-го; 2-го.

Редукционные коэффициенты поясов лонжеронов, стрингеров и обшивок:

при работе на растяжение: ; ; ;

при работе на сжатие: ; ; .

Число стрингеров: , шаг h=0,098м.

2.2 Расчёт основных размеров сечения

2.3 Замена кессонной части крыла прямоугольным сечением из двух поясов и двух стенок

2.4 Замена действия действием пары сил и

2.5 Подбор размеров силовых элементов нижнего пояса

2.5.1 Определение размеров нижних поясов лонжеронов

2.5.2 Форма и размеры нижних поясов лонжеронов

2.5.3 Подбор стрингеров

Подходит профиль 410018, .

2.5.4 Определение толщины обшивки

Подходит обшивка толщиной 0,8 мм.

2.6 Подбор размеров силовых элементов верхнего пояса

2.6.1 Определение размеров верхних поясов лонжеронов

2.6.2 Форма и размеры верхних поясов лонжеронов

2.6.3 Подбор стрингеров

Подходит профиль 710022, .

2.6.4 Определение толщины обшивки

Подходит обшивка толщиной 1 мм.

2.7 Толщины стенок лонжеронов

3. Расчёт размеров соединительных болтов ОЧК крыла с центропланом

3.1 Расчет болтов для лонжеронов

Продольная сила в сечении соединения ОЧК с центропланом:

Так как лонжероны (верхние) воспринимают половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов - 4 (см приложение), то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.

Предположим, болты из стали 30ХГСА - допустимое напряжение (запас прочности учтен в п.1.1), где.

3.2.Расчет болтов для фитинга обшивки

Так как обшивка воспринимает половину нагрузки, приходящей на верхний пояс, а количество болтов - 7 (см приложение), шаг 90мм, то диаметр болта определим из условия прочности по нормальным напряжениям.

Подобные документы

Техническое описание конструкции самолета "Су-26". Определение нагрузок на крыло. Определение крутящего момента и подбор толщины обшивки крыла. Подбор толщины стенок и сечений поясов лонжеронов в растянутой и сжатой зоне крыла, сечений стрингеров.

курсовая работа , добавлен 14.06.2010


Исходные геометрические характеристики элементов крыла и схема его нагружения. Задание свойств материалов для каждого элемента конструкции. Построение конечноэлементной модели и расчет ее устойчивости в Buckling Options. Перемещение лонжеронов крыла.

курсовая работа , добавлен 16.03.2012


Тактико-технические характеристики самолета Bf 109 G-2. Полетные случаи нагружения крыла при маневре. Построение эпюр внутренних силовых факторов по размаху крыла. Выбор конструктивно-силовой схемы. Подбор сечений элементов продольного набора крыла.

курсовая работа , добавлен 13.04.2012


Расчет основных элементов продольного, поперечного набора крыла самолета, элеронов, качалки, узлов крепления, обеспечение их прочности и устойчивости. Точность размеров, силовое взаимодействие с элементами конструкции, жесткие требования к стыковым узлам.

курсовая работа , добавлен 13.05.2012


Расчёт аэродинамических характеристик самолёта. Границы допустимых скоростей. Расчет нагрузок на крыло. Значения параметров расчетного сечения крыла, спроектированного по статическим нагрузкам. Зависимость веса самолета от времени в типовом полете.

дипломная работа , добавлен 15.03.2013


Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

дипломная работа , добавлен 16.03.2012


Использование композиционных материалов в конструкциях летательных аппаратов. Расчет элерона ЛА в среде COSMOS/M. Построение конечно-элементной модели для поясов и стенок лонжеронов, нервюр, стрингеров и обшивки в напряженно-деформированном состоянии.

курсовая работа , добавлен 29.06.2012


Выбор прототипа самолета по его характеристикам, являющимися исходными данными к проекту. Назначение эксплуатационной перегрузки и коэффициента безопасности. Определение нагрузок, действующих на крыло и выбор типа конструктивно-силовой схемы крыла.

методичка , добавлен 29.01.2010


Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

дипломная работа , добавлен 27.04.2012


Расчет заклепок, соединяющих пояс и стенку лонжерона, нижней и верхней проушины, стойки и опасного сечения D-D вилки. Определение суммарной силы, действующей на болт. Нахождение координаты центра масс. Связь стыка с поясом и стенкой бортовой нервюры.

В течение многих десятилетий постепенное повышение скорости хода судов достигалось в основном увеличением мощности устанавливаемых двигателей, а также улучшением обводов корпуса и усовершенствованием движителей. В наши дни судостроители - и в том числе конструкторы-любители - получили возможность использовать качественно новый путь.

Как известно, сопротивление воды движению судна можно разделить на две основные составляющие:

1) сопротивление, зависящее от формы корпуса и затраты энергии на волнообразование, и

2) сопротивление трения корпуса о воду.

С ростом скорости водоизмещающего судна сопротивление его движению резко возрастает в основном из-за увеличения волнового сопротивления. При повышении скорости хода глиссирующего судна благодаря наличию динамической силы, поднимающей корпус глиссера из воды, первая составляющая сопротивления значительно уменьшается. Еще более широкие перспективы увеличения скорости хода без повышения мощности двигателя открывает применение нового принципа движения по воде - движения на подводных крыльях. Крыло, обладая (при одинаковой подъемной силе) значительно более высокими гидродинамическими характеристиками, чем глиссирующая пластина, позволяет существенно уменьшить сопротивление судна в режиме движения на крыльях.

Границы выгодности применения различных принципов движения по воде определяются относительной скоростью движения судна, для характеристики которой используется число Фруда:

υ - скорость движения;
g - ускорение силы тяжести; g = 9,81 м/сек 2 ;
L - характерный линейный размер судна - его длина.

Считая, что L пропорциональна кубическому корню D (где D - водоизмещение судна), часто применяют число фруда по водоизмещению:

Обычно корпуса с водоизмещающими обводами обладают меньшим сопротивлением на скоростях, соответствующих числам фруда Р rD < 1; при больших значениях относительной скорости (F rD > 2, 3) для судов применяются глиссирующие обводы и целесообразна установка крыльев.

На малых скоростях хода сопротивление катера с крыльями несколько больше сопротивления глиссера (рис. 1) из-за сопротивления самих крыльев и стоек, соединяющих корпус с крыльями. Но при увеличении скорости хода благодаря постепенному выходу корпуса судна из воды его сопротивление движению начинает уменьшаться и при скорости, на которой корпус полностью отрывается от воды, достигает наименьшего значения. При этом сопротивление катера на крыльях существенно меньше сопротивления глиссера, что и позволяет при одинаковых мощностях двигателей и водоизмещениях получать более высокие скорости хода.

При эксплуатации судов на подводных крыльях выявлены и другие их преимущества перед глиссерами и прежде всего - более высокая мореходность, обусловленная тем, что при движении на крыльях корпус находится над водой и не испытывает ударов волн. При плавании с малыми скоростями крылья также оказывают благоприятное действие, уменьшая качку судна. Отрицательные качества (например, большая осадка на стоянке, громоздкость крыльев) отнюдь не снижают значения судов на крыльях, обеспечивающих высокую комфортабельность плавания в сочетании с высокой скоростью движения. Достоинства крылатых судов завоевали им широкую популярность во многих странах мира.

В настоящей статье приводятся основные понятия и зависимости из теории движения крыла в воде и методы расчета и проектирования крыльевых систем применительно к судам малого водоизмещения.

Гидродинамика подводного крыла

Простейшим примером подводного крыла может служить тонкая прямоугольная пластина, поставленная под углом к направлению ее движения. Однако для получений большей подъемной силы при меньшем сопротивлении в настоящее время применяют крылья более сложных форм. Несмотря на то, что вопросы теории и экспериментальных исследований подводного крыла во многом еще не разработаны, уже получены основные зависимости и собран обширный экспериментальный материал, позволяющие правильно оценивать влияние различных факторов на гидродинамику крыла и проектировать его конструкцию.

Форма крыла (рис. 2) определяется его размахом l, хордой b, углом стреловидности χ и углом килеватости β. Дополнительными параметрами являются площадь крыла в плане S = lb и относительное удлинение λ = l 2 /S. Для прямоугольного крыла с постоянной вдоль размаха хордой λ = l/b.

Положение крыла по отношению к потоку определяется геометрическим углом атаки профиля α, т. е. углом между хордой крыла и направлением его движения.

Основное значение для характеристики крыла имеет его профиль - сечение крыла плоскостью, перпендикулярной размаху. Профиль крыла определяется толщиной е , вогнутостью средней линии профиля f, а также углом нулевой подъемной силы α 0 . Толщина профиля переменна по хорде. Обычно максимальная толщина находится на середине хорды профиля или несколько смещена в нос. Линия, проходящая через середину толщины профиля в каждом сечении, называется средней линией кривизны или средней линией профиля. Отношения максимальной толщины и стрелки максимальной вогнутости средней линии к хорде определяют относительную толщину и вогнутость профиля и обозначаются соответственно е и f. Значения е и f и их геометрическое положение по длине хорды выражаются в ее долях.

Рассмотрим обтекание плоского крыла бесконечного удлинения при его движении в безграничной жидкости.

Поток, набегающий на крыло со скоростью υ под некоторым положительным углом атаки α, на верхней стороне профиля ускоряется, а на нижней замедляется. При этом, согласно закону Бернулли, давление на верхней стороне уменьшается, а на нижней увеличивается (по сравнению с давлением в невозмущенной жидкости). На рис. 3 приведен график, иллюстрирующий изменение безразмерного коэффициента давления:

по хорде профиля подводного крыла.
Здесь Δр = р - р o , где р - давление в соответствующей точке профиля, а р о - давление в невозмущенной жидкости.

Отрицательные значения коэффициента давления указывают на разрежение (р<Р о), положительные - на наличие давления (р>Р о).

Возникающая разность давлений создает на крыле силу, направленную вверх, т. е. подъемную силу крыла.

Как можно видеть из рисунка, площадь эпюры разрежения значительно больше площади эпюры повышенного давления. Многочисленные эксперименты показывают, что примерно 2/3 подъемной силы создается на верхней («засасывающей») стороне профиля благодаря разрежению, а около 1/3 - на нижней («нагнетающей») благодаря повышению давления.

Равнодействующая сил давлений, действующих на крыло, представляет полную гидродинамическую силу, которая может быть разложена на две составляющие:

Y - подъемную силу крыла, перпендикулярную направлению движения;
X - силу сопротивления, направление которой совпадает с направлением движения.

Точка приложения равнодействующей этих сил на профиле характеризуется моментом М относительно передней точки профиля.

Экспериментальные исследования показали, что подъемная сила Y, сила сопротивления X и их момент М выражаются зависимостями:

ρ - плотность воды (для морской воды ρ = 104, а для пресной воды ρ = 102 кг сек 2 /м 4);
υ - скорость потока, набегающего на крыло (скорость движения крыла в потоке);
b - хорда крыла;
S - площадь крыла;
С y , С x , С m - безразмерные гидродинамические коэффициенты соответственно подъемной силы, силы сопротивления и момента.

Коэффициенты С y , С x , С m являются основными характеристиками крыла, не зависящими от среды, в которой движется крыло (воздух или вода). В настоящее время нет достаточно точного метода теоретического расчета гидродинамических коэффициентов крыла (в особенности С x и С m) для различных типов профилей. Поэтому для получения точных характеристик крыла эти коэффициенты определяют экспериментально путем продувок в аэродинамических трубах или буксировок в опытовых бассейнах. Результаты испытаний приводятся в виде диаграмм зависимостей коэффициентов С y , С x , С m от угла атаки α.

Для общей характеристики крыла дополнительно вводят понятие гидродинамического качества крыла К, представляющего отношение подъемной силы к силе сопротивления:

Часто характеристики крыла приводят в виде «поляры Лилиенталя», выражающей зависимость С у от С х. На поляре отмечают экспериментальные точки и соответствующие им углы атаки. На рис. 4 и 5 приведены гидродинамические характеристики сегментного профиля «Геттинген № 608». Как можно видеть, значения гидродинамических коэффициентов определяются углом атаки крыла. На рис. 6 показано распределение давления для трех углов атаки. С увеличением угла на верхней поверхности крыла увеличивается степень разрежения, а на нижней растет избыточное давление; общая площадь эпюры давлений при α = 3° значительно больше, чем при α = 0°, что и обеспечивает возрастание коэффициента С у.

С другой стороны, с уменьшением угла атаки коэффициент Су падает почти прямолинейно вплоть до нулевого значения. Значение угла атаки, при котором коэффициент подъемной силы равен нулю, определяет угол нулевой подъемной силы α о. Угол нулевой подъемной силы зависит от формы и относительной толщины профиля. При дальнейшем уменьшении угла атаки крыла подъемная сила становится отрицательной.

До сих пор речь шла о характеристиках глубокопогруженного крыла бесконечного размаха. Реальные крылья имеют вполне определенное удлинение и работают вблизи свободной поверхности жидкости. Эти отличия накладывают существенный отпечаток на гидродинамические характеристики крыла.

Для крыла с λ = ∞ картина распределения давления в каждом сечении крыла по размаху одинакова. У крыла конечного размаха жидкость через торцы крыла перетекает из области избыточного давления в область разрежения, уравнивая давления и снижая тем самым подъемную силу. На рис. 7 показано изменение давления вдоль размаха крыла конечного удлинения. Так как перетекание жидкости имеет место в основном на крайних участках крыла, влияние его с увеличением удлинения уменьшается и практически при λ = 7÷9 характеристики крыла соответствуют бесконечному размаху (рис. 8).

Другим фактором, влияющим на работу крыла, является наличие вблизи него свободной поверхности жидкости - границы двух сред с большой разностью массовых плотностей (ρ воды ≈ 800 ρ воздуха). Влияние свободной поверхности на подъемную силу объясняется тем, что крыло, обладая определенной толщиной, поднимает слой жидкости, стесняя его тем меньше, чем ближе крыло к свободной поверхности. Это позволяет жидкости обтекать крыло с меньшей скоростью, чем при большом погружении; величины разрежений на верхней поверхности крыла снижаются.

На рис. 9 показано изменение эпюры давлений в зависимости от изменения относительной глубины погружения под свободной поверхностью для крыла сегментного профиля (под относительным погружением крыла понимается отношение расстояния от крыла до поверхности жидкости к величине хорды). Как можно видеть, влияние свободной поверхности неодинаково для засасывающей и нагнетающей сторон крыла. Многочисленными экспериментами установлено, что влияние погружения сказывается в основном на эпюре давлений над крылом, в то время как область повышенного давления почти не изменяется. Степень влияния погружения на подъемную силу крыла с увеличением погружения быстро уменьшается.

Ниже, на рис. 12, представлен график, иллюстрирующий уменьшение разрежения на верхней поверхности крыла при его приближении к свободной поверхности. Из этого графика следует, что влияние свободной поверхности мало уже при погружении, равном хорде крыла, а при h = 2 крыло можно считать глубокопогруженным. На рис. 10, а, б, в представлены гидродинамические характеристики плоского крыла сегментного профиля, имеющего удлинение λ = 5 и толщину е = 0,06 для различных относительных погружений.

Для реального крыла необходимо учесть суммарное воздействие всех факторов, перечисленных выше: формы крыла, его удлинения, относительного погружения и т. д.

Следующим параметром, от которого зависят величины сил, развивающихся на крыле, является скорость движения. С точки зрения гидродинамики крыла существует определенное значение скорости, превышение которого приводит к значительным изменениям характеристик крыла. Причиной этому является развитие на крыле явления кавитации и связанных с ней нарушений плавного обтекания профиля потоком жидкости.

С увеличением скорости движения разрежение на крыле достигает значений, при которых из воды начинают выделяться небольшие пузырьки, наполненные паром и газами. При дальнейшем увеличении скорости обтекания область кавитации расширяется и занимает значительную часть засасывающей стороны крыла, образуя на крыле большой парогазовый пузырь. В этой стадии кавитации коэффициенты подъемной силы и сопротивления начинают резко изменяться; при этом гидродинамическое качество крыла падает.

В связи с отрицательным влиянием кавитации на характеристики крыла потребовалось создание профилей особой геометрии. В настоящее время все профили подразделяются на профили, работающие в докавитационном режиме обтекания, и профили с сильно развитой кавитацией. Отметим, что все приводимые нами зависимости относятся к некавитирующим крыльям (характеристики кавитирующих профилей в настоящей статье не рассматриваются).

Для того чтобы предотвратить вредное влияние кавитации на работу крыла, необходимо при его расчете произвести проверку на возможность появления кавитации. Возникновение кавитации возможно в тех точках профиля, где давление падает несколько ниже давления насыщенных паров воды, в результате чего пары и газы получают возможность выделяться из жидкости, концентрируясь вокруг мельчайших пузырьков растворенного в воде воздуха и газов. Это условие можно записать в виде:

Коэффициент Р мин для сегментных профилей можно определить в зависимости от коэффициента подъемной силы и относительной толщины по графику Гутше, приведенному на рис. 11. График Гутше и расчет по приведенной формуле справедливы для случая движения крыла в безграничной жидкости. Но, как уже отмечалось, приближение крыла к свободной поверхности снижает величину разрежения на крыле, увеличивая тем самым значение максимальной скорости бескавитационного обтекания крыла.

В этом случае:

где значение q принимается по графику (рис. 12).

Следует отметить, что правильный выбор геометрических характеристик профилей, а также их режимов работы позволяет отдалить начало кавитации до 120-130 км/час, т. е. до высоких значений скорости движения, вполне достаточных для малых катеров и мотолодок.

На отдалении начала кавитации положительно сказывается стреловидность крыла. При этом имеет место соотношение:

Кроме кавитации, необходимо рассмотреть явление прорыва воздуха к крылу, также сильно зависящее от скорости движения крыла и вызывающее значительное изменение гидродинамических характеристик. При прорыве воздуха к крылу происходит резкое уменьшение коэффициента подъемной силы из-за падения разрежения на верхней стороне крыла до атмосферного давления, что сопровождается потерей подъемной силы и проваливанием крыла под действием нагрузки, приходящейся на него.

Возникновение прорыва воздуха в значительной степени зависит от максимальной величины разрежения на профиле и заглубления крыла. Этому явлению особенно подвержены малопогруженные крылья, которые находятся при движении очень близко к поверхности воды. Поэтому профили малопогруженных крыльев делают с острой передней кромкой, чтобы уменьшить величину пика разрежения на засасывающей стороне (рис. 13). Для глубокопогруженных элементов вероятность прорыва воздуха к крылу снижается, в связи с чем возможно применение профилей со скругленным носиком.

На практике прорыв воздуха к крылу может иногда вызываться попаданием на крыло каких-либо предметов (плавающей травы, кусков дерева и т. д.), повреждением гладкой поверхности крыла или его кромок, а также близостью кавитирующих стоек, стабилизаторов и т. п.

Проектирование крыльевых устройств

Проектирование крыльевых устройств катера складывается из последовательного решения ряда технических задач, подчас противоречащих друг другу. Так, например, увеличение относительного удлинения крыльев, оказывающее благоприятное действие на гидродинамические характеристики, ухудшает прочность конструкции и увеличивает ее габариты.

Основным качеством крыльевой системы должно быть обеспечение достаточной вертикальной, продольной и поперечной устойчивости движения катцра, т. е. сохранение постоянного равенства между нагрузкой, приходящейся на крыло, и гидродинамическими силами, возникающими на нем при движении. Все три вида устойчивости тесно связаны между собой и обеспечиваются одними и теми же способами.

В процессе разгона катера, как уже указывалось, подъемная сила крыльев возрастает; поскольку при этом вес катера остается постоянным, сохранение равенства:

возможно за счет изменения либо погруженной площади крыльев S, либо коэффициента подъемной силы С у.

Характерным примером регулирования подъемной силы изменением смоченной площади крыльев может служить широко известный «этажерочный» тип крыльевого устройства. В этом случае устройство состоит из ряда крыльев, расположенных один над другим и по очереди выходящих из воды по мере роста скорости катера. Скачкообразное изменение погруженной площади крыльев при выходе из воды очередной плоскости может быть устранено применением килеватости. Следует отметить, что «этажерочные» крыльевые устройства, обеспечивающие катеру хорошую устойчивость движения и легкий выход на крылья, имеют невысокие значения гидродинамического качества из-за взаимного влияния близко расположенных плоскостей и большого числа элементов и их сопряжений. Поэтому чаще используются крылья, имеющие более высокое качество и представляющие собой сильно килеватые крыльевые плоскости большого размаха, пересекающие поверхность воды (рис. 14). При накренении катера с таким крыльевым устройством в воду входят дополнительные площади крыльев со стороны накрененного борта, создавая восстанавливающий момент.

Другой способ обеспечения устойчивости движения катера - за счет изменения коэффициента подъемной силы крыльев - может быть осуществлен изменением угла атаки или приближением крыла к свободной поверхности воды.

Изменение угла атаки крыла производится автоматически в зависимости от скорости движения и положения катера относительно поверхности воды. Большинство существующих автоматических систем осуществляет изменение угла атаки в зависимости от изменения глубины погружения крыла. При этом угол атаки может изменяться поворотом или всего крыла, или только его части. Автоматическое управление углами атаки крыльев позволяет получить высокую устойчивость движения, однако серьезным препятствием широкому использованию автоматики является сложность конструкции крыльев и систем управления. Примером гораздо более простой и доступной для изготовления системы может служить конструкция, обеспечивающая изменение угла атаки носового крыла при помощи рычага с поплавком, глиссирующим по поверхности воды. При увеличении погружения любого из носовых крыльев система обеспечивает соответствующее увеличение углов атаки, однако достижение устойчивости движения такой системы представляет трудности.

Второй способ изменения коэффициента подъемной силы основан на том, что с увеличением скорости хода погружение крыльев уменьшается и коэффициент подъемной силы падает. Применение этого способа возможно в том случае, если расчетным режимом работы крыльев является их движение вблизи свободной поверхности. Вертикальная, продольная и поперечная устойчивость движения на малопо-груженных крыльях обычно легко обеспечивается при правильном выборе коэффициентов подъемной силы и соответствующем подборе углов атаки крыльев и вполне достаточна на режиме, когда крыло движется вблизи поверхности воды.

При крене катера на участках крыла, расположенных ближе к свободной поверхности, подъемная сила уменьшается, а на погружающихся участках (со стороны накрененного борта) - увеличивается. Благодаря этому создается восстанавливающий момент, направленный в противоположную накренению сторону. Центральные части крыла меняют погружение не так значительно и влияют на восстанавливающий момент в меньшей степени. На рис. 15 представлен график, показывающий отношение восстанавливающего момента, создаваемого концами крыла, к моменту всего крыла.

Из графика видно, что особую роль играют крайние участки крыла протяженностью примерно 1/4 размаха.

Аналитически восстанавливающий момент плоского накрененного крыла выражается формулой:

Из формулы можно сделать вывод, что восстанавливающий момент зависит от геометрических характеристик крыла - размаха l и относительного удлинения λ; увеличение их приводит к улучшению стабилизации крыла в потоке жидкости, что необходимо учитывать при проектировании крыльевых устройств.

Поперечная устойчивость движения в переходных режимах (до выхода на крыло) у катеров с малопогруженными крыльями часто бывает недостаточной. С целью увеличения устойчивости применяют дополнительные крыльевые элементы, выходящие из воды на большой скорости хода. Такими элементами могут служить дополнительные крылья, находящиеся выше основной плоскости, или глиссирующие пластины.

Устойчивость движения можно также увеличить использованием так называемых стабилизаторов, представляющих собой продолжение основной плоскости. Стабилизаторы могут быть либо такой же хорды, что и основная плоскость, либо расширяющимися к концам. Верхняя часть стабилизаторов, находящаяся вблизи свободной поверхности даже при больших погружениях основной плоскости, обеспечивает устойчивость движения катера. Угол килеватости стабилизаторов должен быть в пределах 25-35°. При (β<25° по засасывающей стороне стабилизаторов на основную плоскость может попасть атмосферный воздух; стабилизаторы с β>35° малоэффективны. Угол атаки стабилизаторов (в вертикальных сечениях) обычно такой же, что и основной плоскости, или больше его на ~0,5°. Иногда для увеличения эффективности стабилизаторов угол атаки делают переменным, начиная с 0° внизу (по отношению к основной плоскости) и до 1,5-2° у верхнего конца.

Особое значение для крыльев, работающих вблизи свободной поверхности, имеет конфигурация носика их профиля. На рис. 16 представлены получившие наибольшее рэс-пространение профили подводных крыльев, а в табл. 1 приведены ординаты для их построения.

Скоростной профиль Вальхнера со скругленным носиком обладает хорошими гидродинамическими характеристиками и высоким значением скорости начала кавитации, однако применение этого профиля ограничено элементами крыльевых устройств, находящимися на значительных (более половины хорды крыла) погружениях от поверхности воды.

Для малопогруженных элементов применяют острокромочные профили, обладающие несколько худшими характеристиками, но обеспечивающие более устойчивый режим обтекания.

Для глубокопогруженных элементов, а также для стабилизаторов крыла может быть наряду с плоско-выпуклым сегментом применен выпукло-вогнутый сегмент «луночка». Профиль типа «луночка» обладает более высоким гидродинамическим качеством, чем плоский сегмент, но сложнее в изготовлении.

В некоторых случаях для повышения гидродинамического качества сегментные профили видоизменяют, смещая положение максимальной толщины с середины профиля в носик (располагая ее на 35-40% хорды) или просто несколько приполняя носовую часть профиля.

Величину максимальной толщины профиля выбирают исходя из условий обеспечения хороших гидродинамических характеристик, прочности конструкции и отсутствия кавитации. Обычно е = 0,04÷0,07; вогнутость нижней поверхности профиля «луночка» f н - 0,02.

Для поддерживающих стоек используют двояковыпуклые сегментные профили, обладающие небольшими коэффициентами сопротивления; обычно их e = 0,05.

Основным недостатком малопогруженных крыльевых устройств является их малая мореходность: крылья часто оголяются, теряя подъемную силу. Возникающие при этом колебания катера могут быть настолько существенными, что движение на крыльях станет невозможным из-за очень сильных ударов о воду; скорость движения при этом резко снижается.

Мореходность катера на малопогруженных крыльях может быть улучшена использованием дополнительных элементов, расположенных ниже или над основной плоскостью.

В первом случае (рис. 17, а) дополнительный глубокопогруженный элемент, мало подверженный влиянию волнения и создающий постоянную подъемную силу, оказывает стабилизирующее действие на катер, уменьшая возможность проваливания крыда. Нагрузка, приходящаяся на такие элементы, может составлять до 50% от нагрузки на все устройство. Для катеров малого водоизмещения размеры глубоко-погруженной плоскости так малы, что при плавании по засоренным фарватерам такая плоскость может быть легко повреждена, поэтому целесообразно использовать мореходные элементы в виде «чайки» (рис. 17,6). Устройство «чайки» в средней части малопогруженного крыла, не снижая характеристик устойчивости, позволяет улучшить мореходность катера. Угол килеватости «чайки» выбирается в пределах 25-35°; по соображениям устойчивости размах принимается не более 0,4-0,5 от полного размаха плоскости. Несколько меньшая эффективность «чайки» (по сравнению с плоским глубокопогруженным элементом) оправдывается простотой и надежностью конструкции.

Установка дополнительных плоскостей над основной (рис. 17, в) не устраняет проваливаний крыла, однако вхождение их в воду уменьшает амплитуду продольной качки и смягчает удары корпуса о воду. Данная схема обладает несколько большим сопротивлением на полном ходу, чем схемы с глубокопогруженным элементом (из-за возможности замывания дополнительных плоскостей), однако при правильном размещении и выборе площади этих дополнительных плоскостей возможно уменьшение сопротивления катера на переходном режиме, когда они одновременно работают и как стартовые, ускоряя выход катера на крылья.

Некоторое улучшение мореходности катера можно получить благодаря стреловидности крыльев. В этом случае площадь крыла разносится поперек фронта волн, что снижает возможность одновременного оголения всей плоскости крыла. Кроме того, мореходность на волнении улучшается при увеличении угла атаки крыла на 1-1,5° по сравнению с углом атаки на тихой воде. Поэтому желательно иметь такую систему крепления крыльевого устройства к корпусу, которая позволяла бы легко менять угол атаки крыла в зависимости от состояния волнения; такая система, к тому же, значительно облегчает процесс подбора оптимальных углов атаки крыльев в период испытаний катера.

Мореходность катера в значительной степени зависит и от распределения веса катера между крыльевыми устройствами. Для наиболее распространенных в настоящее время катеров с двумя крыльями (носовым и кормовым) можно условно выделить три варианта распределения веса катера:

1) основная часть веса (более 70-75%) приходится на носовое устройство;
2) вес катера распределяется на носовое и кормовое устройства приблизительно поровну;
3) основная часть веса приходится на кормовое устройство.

В иностранных проектах катеров одинаково часто используются все три способа распределения веса; в практике же отечественного катеростроения чаще всего используют второй вариант. Как показала практика, такое распределение нагрузки обеспечивает катеру наилучшие мореходные качества.

Первым шагом при проектировании катера на подводных крыльях является определение достижимой скорости по заданной мощности двигателя (или решение обратной задачи).

Скорость катера может быть определена из формулы:

N e - потребляемая мощность имеющегося двигателя, л. с.;
η - общий пропульсивный коэффициент полезного действия механической установки, учитывающий потери при работе валопровода и гребного винта;
R - полное сопротивление катера (кг) при движении со скоростью υ (м/сек).

Полное сопротивление может быть выражено через величину гидродинамического качества К:

Тогда формулы (1), (2) приобретают вид:

Достаточно точное определение сопротивления воды движению катера на подводных крыльях расчетным путем чрезвычайно сложно. В настоящее время для этого используют результаты испытаний буксируемых моделей в опытовых бассейнах или на открытых водоемах. Модель изготовляют в точном соответствии с натурой, но в уменьшенном масштабе. При пересчете сопротивления по результатам модельных испытаний на натуру обычно считают, что значения гидродинамического качества модели и проектируемого катера при одинаковой относительной скорости (при равенстве чисел Фруда модели и натуры) на всех режимах движения равны.

Подобный пересчет гидродинамического качества может производиться и с любого принятого прототипа на проектируемый катер.

Значение общего пропульсивного коэффициента полезного действия определяется как:

Для катеров, имеющих прямую передачу двигатель - винт, η м = 0,9÷0,95. При включении в валопровод редуктора η м = (0,9÷0,95); ηηредукт = 0,8÷0,9. Для моторных лодок, имеющих угловую колонку (Z-образную передачу на винт) η м находится в пределах 0,8÷0,95 в зависимости от качества изготовления передачи.

Точное определение η р возможно только при выполнении расчета кривых действия гребного винта. Эта величина зависит от многих факторов: скорости хода; числа оборотов; принятых размеров гребного винта; взаимного расположения крыльев, выступающих частей и винта, и т. п. Отметим, что выбор и изготовление гребного винта являются сложным и очень ответственным делом.

Для хорошо подобранных и тщательно изготовленных гребных винтов η р = 0,6÷0,75 при скоростях движения 30- 50 км/час (на больших скоростях η р несколько падает).

Изготовление модели и определение ее буксировочного сопротивления сложно и дорого, поэтому при индивидуальной постройке подобный способ неприемлем. Обычно в таких случаях применяют приближенный метод, основанный на использовании статистических данных по испытаниям существующих катеров.

Поскольку данных о величинах К и η р даже для построенных катеров может не быть, приходится при определении потребной мощности или достижимой скорости по (3) и (4) использовать коэффициент пропульсивного качества К η величину которого можно подсчитать, если известны мощность, скорость хода и водоизмещение:

При использовании коэффициента пропульсивного качества, полученного таким образом, его необходимо откорректировать с учетом отличий проектируемого катера от катера-прототипа.

С ростом скорости движения до скорости, соответствующей началу кавитации на крыльях, уменьшение гидродинамического качества происходит в основном из-за увеличения сопротивления выступающих частей, брызгового и аэродинамического сопротивления (т. е. сопротивления воздуха). Величина указанных составляющих сопротивления зависит от квадрата скорости движения и площади поверхностей как выступающих частей, так и самого корпуса, смоченных водой или находящихся в воздухе.

Для существующих катеров на подводных крыльях сопротивление выступающих частей, брызговое и аэродинамическое сопротивления на скорости 60-70 км/час составляют 20-25%, а для малых катеров - до 40% полного сопротивления.

Главным вопросом проектирования катера на подводных крыльях, обладающего высоким гидродинамическим качеством, хорошими ходкостью и мореходностью, составляет выбор элементов подводных крыльев.

Исходной величиной для выбора размеров крыла является площадь его погруженной части, которая определяется из соотношения:

Коэффициент подъемной силы выбирают в пределах 0,1-0,3; в общем случае С у зависит от расчетной скорости движения. Значение коэффициента подъемной силы кормового крыла для повышения устойчивости движения принимают на 20-50% больше, чем носового.

Размеры крыла (размах l и хорду b) назначают после того, как определена площадь крыла, учитывая необходимость обеспечения достаточно высокого гидродинамического качества, поперечной устойчивости судна и прочности крыла.

Как уже отмечалось, удлинение определяет величину гидродинамического качества. Обычно принимают λ = l/b > 5. Следует иметь в виду, что увеличение размаха крыла существенно повышает поперечную устойчивость судна на ходу.

Для мелких судов обеспечение поперечной устойчивости на ходу особенно важно. Как показывает опыт эксплуатации, полный размах крыльев не должен быть менее ширины корпуса катера и менее 1,3 - 1,5 м.

Для катеров с небольшими относительными скоростями выполнение указанных требований не вызывает осложнений при обеспечении прочности крыльев. Удается применить крылья, имеющие две или три стойки из стали, алюминиевомагниевых сплавов или даже из дерева. Применение крыла с наклонными стабилизаторами (трапециевидного) позволяет уменьшить число стоек до одной-двух. Однако с ростом относительной скорости прочность крыльев становится решающим фактором. Чтобы обеспечить прочность крыльев, приходится устанавливать большое число стоек, что крайне нежелательно из-за увеличения сопротивления и дополнительной возможности прорыва воздуха на верхнюю поверхность крыла; приходится делать плоскости переменной ширины или применять схемы с отдельно стоящими крыльями.

На рис. 18 приведены кривые, показывающие изменение действующих напряжений в крыле в зависимости от расчетной скорости движения катера. Эти кривые построены для носового крыла катера водоизмещением 500 кг, имеющего два малопогруженных плоских крыла, нагрузка между которыми распределена поровну.

На графике приведены зависимости для двух случаев:

• крыло, исходя из условий обеспечения поперечной устойчивости, имеет одну плоскость (штриховые кривые);
• крыло состоит из двух отдельно стоящих крыльев, имеющих заданное удлинение (кривые, показанные сплошными линиями).

Во всех случаях принято плоское прямоугольное крыло с С у = 0,15 и относительной толщиной 6%.

Как видно из графика, при скорости более 10-12 м/сек для обеспечения прочности крыла первого варианта необходимо либо устанавливать третью стойку, что несколько снизит гидродинамическое качество, либо применять материал с повышенными механическими свойствами. В то же время для отдельно стоящих крыльев при установке по одной стойке такие же напряжения появляются на гораздо большей скорости (20-25 м/сек).

Приведенный график может быть использован для выбора материала крыльев при проектировании катеров, близких по водоизмещению. В каждом конкретном случае приходится проводить более подробные и точные расчеты прочности крыльев, рассматривая крыло как раму, состоящую из стержней-плоскостей и стоек.

Как показал опыт эксплуатации судов и испытания подводных крыльев, при движении на волнении на крыло действуют нагрузки, намного превосходящие статическую нагрузку У. Возникающие перегрузки вызываются проваливаниями при просекании крылом волны, изменением угла атаки крыла из-за появления продольной и вертикальной качки и наличия орбитальных скоростей частиц воды при волнении, а также изменением погружения крыльев. В связи с этим при расчетах прочности крыльев необходимо вводить повышенные запасы прочности:

Обычно для малопогруженных элементов принимают n = 3. Учитывая, что с увеличением погружения крыла изменение подъемной силы на нем, вызванное влиянием свободной поверхности, уменьшается, для глубокопогруженных плоскостей коэффициент запаса может быть несколько снижен.

При расчетах прочности элементов крыльев, выходящих во время движения из воды, приходится задаваться некоторой условной нагрузкой, которая может возникнуть на них при движении на волнении, с креном и т. п. При этом считается, что эта нагрузка является случайной и запас прочности уменьшается до n=1,25÷1,5.

Кроме определения основных размеров несущих плоскостей, при проектировании приходится определять высоту стоек. При этом проектант встречается с противоречащими одно другому требованиями. С одной стороны, увеличение высоты стоек крыльев улучшает мореходные качества судна, уменьшает величину сопротивления при ходе как на волнении, так и на тихой воде. С другой стороны, увеличение высоты стоек может привести к ухудшению продольной и поперечной устойчивости катера, а главное - вызывает рост сопротивления катера на режимах, предшествующих ходу на крыльях (из-за увеличения смоченной поверхности стоек, дополнительных кронштейнов гребных валов и т. д.).

Обычно при определении высоты стоек учитывают следующие соображения. Важнейшим фактором является максимальное расстояние от оси гребного винта до корпуса, определяемое условиями общего расположения на катере механической установки (двигателя, подвесного мотора) и условиями работы винта. Например, при подвесном моторе «Москва» это расстояние не превышает 230-250 мм (что соответствует высоте транца 290-300 мм); дальнейшее заглубление (понижение) мотора нецелесообразно, так как может вызвать ухудшение запуска, попадание воды в цилиндры и на свечи и т. п.

При использовании стационарных двигателей следует исходить из условий размещения двигателя по длине катера и обеспечения нормального угла наклона вала (не более 10-12°). Применение Z-образной передачи (угловой колонки) позволяет увеличить расстояние от винта до корпуса даже при установке стационарного двигателя.

Высота стоек кормового крыла h к должна быть такой, чтобы при ходе на крыльях гребной винт не оголялся и не подсасывал атмосферный воздух. Желательно располагать гребной винт под плоскостью крыла, оставляя между крылом и лопастью зазор, равный 10-15% диаметра гребного винта.

При установке подвесных моторов крыло обычно устанавливают на уровне так называемой антикавитационной плиты.

Высота стоек носового крыла h п определяется исходя из величины дифферента катера при ходе на крыльях и может быть подсчитана по формуле:

Эта формула является прибли-женной, так как не учитывает деформацию водной поверхности за носовым крылом, влияющую на угол ходового дифферента.

Для существующих моторных лодок и катеров ψ = 1÷3°. Для катеров с относительно высокими скоростями движения угол дифферента выбирают несколько меньше, так как при этом режим выхода на крылья смещается на меньшие скорости и сопротивление на «горбе» уменьшается.

Одним из основных вопросов, решаемых при проектировании катера на подводных крыльях, является выход на крылья. Для катеров с высокими относительными скоростями этот вопрос может стать основным.

При разгоне, когда подъемная сила крыльев еще мала, катер движется на корпусе. С повышением скорости подъемная сила крыльев растет, и катер начинает двигаться сначала на носовом крыле и корпусе, а при дальнейшем нарастании скорости - на обоих крыльях. В момент выхода катера на носовое крыло сопротивление воды движению достигает наибольшей величины; на кривой сопротивления этому моменту соответствует характерный «горб» (см. рис. 1). По мере выхода корпуса из воды его смоченная поверхность уменьшается и сопротивление падает. При некоторой скорости - так называемой скорости выхода на крылья - корпус полностью отрывается от воды. При выборе площадей крыльев расчетной является не только максимальная скорость, но и скорость отрыва от воды.

Подъемная сила крыльев на всех скоростях движения катера уравновешивает его вес. Поэтому если на максимальной скорости v погруженная площадь крыла S и коэффициент подъемной силы С у, а на скорости отрыва υ о площадь крыла S о и коэффициент подъемной силы С y0 , то должно выполняться следующее условие:

Вследствие того, что на максимальной скорости плоское крыло погружено мало, а на скорости отрыва его погружение гораздо больше, значение С y0 обычно в 1,5-2 раза больше, чем С у. Кроме того, в начале хода на крыльях дифферент катера обычно больше, чем на максимальной скорости, что также приводит к увеличению С y0 (приблизительно в 1,2-1,5 раза) из-за увеличения угла атаки крыла α.

Учитывая, что погруженная площадь плоского крыла остается постоянной, из приведенного выше равенства (7) можно получить, что для катера с плоским малопогруженным крылом скорость отрыва составляет:

Как показывает опыт, преодоление горба сопротивления при таком соотношении скоростей возможно только при небольших относительных скоростях движения. На рис. 19 показано изменение сопротивления катеров одинакового водоизмещения, но имеющих разные максимальные расчетные скорости движения. Как видно из приведенного графика, в то время как на максимальной скорости сопротивление остается почти постоянным, на режиме выхода на крыльях оно существенно увеличивается с ростом скорости отрыва.

Для преодоления горба сопротивления при высоких относительных скоростях движения катера с плоскими крыльями должны иметь вспомогательные глиссирующие поверхности или дополнительные крылья, либо иметь возможность изменять угол атаки основных плоскостей крыльев на ходу. Для уменьшения скорости отрыва корпуса от воды приходится существенно увеличивать суммарную площадь несущих поверхностей. Располагать дополнительные несущие поверхности следует так, чтобы они по мере роста скорости и подъема основных плоскостей постепенно выходили из воды и не создавали дополнительного сопротивления; для этого рекомендуется делать их килеватыми (угол килеватости 20- 30°) и не приближать к корпусу и основным плоскостям на расстояние, меньшее хорды крыла.

Для повышения эффективности стартовых элементов целесообразно верхние элементы устанавливать с большим углом атаки, чем нижние. Установка вспомогательных плоскостей, расположенных (при ходе на максимальной скорости) выше поверхности воды, как уже отмечалось, увеличивает мореходность и остойчивость судна.

Как видно из рис. 19, на скоростях выхода судна на крылья основную долю сопротивления составляет сопротивление корпуса. В соответствии с этим для облегчения разгона корпус судна должен иметь хорошо обтекаемые обводы, подобные обводам обычных судов, спроектированных для движения на скоростях, соответствующих режиму выхода на крылья.

В табл. 2 приведены основные элементы и сравнительные! характеристики пяти отечественных моторных лодок на подводных крыльях и крылатого шестиместного катера «Волга» (рис. 20), хорошо иллюстрирующие изложенные выше положения.

Расчет крыльевого устройства для пластмассовой моторной лодки «Л-3»

В качестве примера приведен расчет крыльев, выполненный для пластмассовой моторной лодки «Л-3» («МК-31»), основные элементы которой указаны в табл. 2. Корпус ее выполнен из стеклопластика на основе полиэфирных смол, армированных стеклотканью. Вес корпуса 120 кг. Лодка без крыльев, имея на борту четырех человек, развивает (с мотором «Москва») скорость всего около 18 км/час, поэтому для повышения скорости хода было решено установить подводные крылья (рис. 21, 22).

При проектировании крыльев, кроме основных требований по обеспечению устойчивости движения лодки, были поставлены задачи:

• обеспечить высокие скоростные качества моторной лодки при полном водоизмещении 480 кг (четыре человека на борту) при установке того же подвесного двигателя «Москва»;
• обеспечить удовлетворительную мореходность при ходе ria крыльях с полной загрузкой при высоте волны 300 мм.

Исходя из опыта испытаний и эксплуатации катеров на подводных крыльях было решено остановиться на схеме крыльевого устройства, включающей носовое плоское мало-погруженное крыло (несущее около 50% нагрузки) с мореходным глубокопогруженным элементом в виде «чайки» и плоское кормовое крыло.

Расчет площадей крыльев выполнялся в следующем порядке.

Определение расчетной скорости движения лодки . Поскольку выбранная крыльевая схема лодки подобна схеме, примененной на лодке П. Короткова, а их скорости движения близки, величину пропульсивного качества для лодки «Л-3» приняли такой же, как на лодке П. Короткова, т. е. К η = 5,45.

При этом значении К η скорость моторной лодки:

Определение размеров крыльев . Исходя из положения центра тяжести лодки и размещения кормового крыла было определено положение носового крыла по длине. Поскольку принято, что нагрузка на крылья распределяется поровну:
Для исключения отрицательного влияния носового крыла на кормовое расстояние между ними должно быть не менее 12-15 хорд носового крыла и для данной лодки составляет L к = 2,75 м.

Для получения высоких скоростных и мореходных качеств и уменьшения сопротивления на режиме выхода на крылья среднее значение коэффициента подъемной силы на носовом крыле было принято равным С yн = 0,21. При этом величина коэффициента подъемной силы малопогруженных частей крыла несколько меньше этой величины, что обеспечивает повышенную устойчивость крыла при движении; среднее значение Су глубокопогруженного элемента из-за значительного его погружения несколько больше. Коэффициент подъемной силы кормового крыла, учитывая небольшую скорость лодки, был принят равным С ук = 0,3.

При выбранных значениях C y площадь крыльев (т. е. площадь проекции крыла на горизонтальную плоскость) равна:

Для обеспечения достаточной поперечной устойчивости размах носового крыла принят l н = 1,5 м; отсюда хорда крыла:

Кормовое крыло решено было выполнить не выходящим за габариты лодки; при этом условии его размах оказался l н = 1350 мм, а хорда:

При выбранных размерах крыльев большие удлинения плоскостей λ н = 7,5 и λ к = 8,5 обеспечивают получение высокого гидродинамического качества лодки.

Для рассматриваемого случая размах «чайки» первоначально был принят равным 500 мм. Однако для того чтобы увеличить абсолютное и относительное заглубление глубоко-погруженного элемента и повысить этим мореходность крыла, было решено, сохранив площадь глубокопогруженного элемента и угол его килеватости, увеличить его размах до 600 мм за счет уменьшения средней величины хорды до 170 мм. Чтобы не изменилась площадь малопогруженных плоскостей, общий размах крыла был увеличен до 1550 мм.

Как показал расчет прочности крыльев, при движении на тихой воде напряжения в крыльях достигают величин ο = 340 кг/см 2 . При коэффициенте запаса n = 3 прочность крыльев может быть обеспечена применением материала ο T = 1200 кг/см 2 .

Для уменьшения веса крыльевого устройства в качестве материала был выбран хорошо сваривающийся антикоррозионный алюминиево-магниевый сплав марки АМг-5В, имеющий ο T = 1200 кг/см 2 .

Конструкция крыльевого устройства лодки показана на рис. 23.

Определение высот стоек крыльев . По условиям размещения двигателя на транце лодки была выбрана высота стойки кормового крыла h к = 140 мм (при этом высота выреза под струбцину мотора на транце составила 300 мм).

Задавшись величиной ходового дифферента ψ = 1°20", получили высоту стойки носового крыла:

Принятые значения коэффициентов подъемной силы несколько выше, чем на лодке П. Короткова, однако увеличения сопротивления на режиме «горба» опасаться не следует, так как относительная скорость лодки «Л-3» значительно меньше, чем лодки-прототипа. Кроме того, большая ширина днища лодки и продольные гофры-реданы несколько уменьшают сопротивление корпуса лодки на режиме выхода на крылья.

Для улучшения ходовых и эксплуатационных качеств лодки крыльевому устройству были приданы следующие конструктивные особенности:

• свободные концы носового крыла плавно скруглены, что уменьшает концевые потери на вихреобразование и этим повышает гидродинамическое качество и устойчивость движения;
• входящая кромка малопогруженных частей крыльев отогнута вниз на 1 мм, что, уменьшая угол входа крыла в воду, снижает брызгообразование при ходе на волнении, когда крыло периодически выскакивает из воды, просекая волну;
• стойки носового крыла выполнены переменного сечения: части стоек, находящиеся во время движения в воде, тоньше, а в местах соединения с корпусом - толще. Это снижает сопротивление стоек при движении, не уменьшая прочности крыла;
• стойки крыльев выше ватерлинии хода на расчетной скорости наклонены вперед, что уменьшает брызгообразование при пересечении стойками поверхности воды;
• носовое и кормовое крылья имеют крепления, позволяющие легко изменять углы установки крыльев для подбора оптимальных углов атаки при различных нагрузках лодки и в зависимости от волнения;
• конструкция крепления носового крыла предусматривает возможность установки механизма, позволяющего подбирать углы атаки крыла на ходу.

Проведенные ходовые испытания показали хорошие скоростные и мореходные качества лодки. При полной нагрузке она легко выходит на крылья и устойчиво движется со скоростью около 32 км/час. На волнении с высотой волны до 0,5 м лодка идет на крыльях без резких толчков и ударов. Лодка обладает хорошими маневренными свойствами. При уменьшенной нагрузке (один-два человека) лодка не теряет устойчивости, так как движение происходит на «чайке», а ма-лопогруженные части крыла, глиссируя по поверхности воды, хорошо стабилизируют движение. Кормовое крыло при этом настолько приближается к поверхности, что временами также глиссирует.

Приведенная схема расчета крыльевого устройства для моторной лодки «Л-3» в основном может быть применена для расчета крыльев любых моторных лодок и катеров. Однако в каждом конкретном случае могут возникнуть свои особенности, которые вызовут изменение последовательности или необходимость применения более подробных расчетов и уточнений.

Изготовление, установка и испытание крыльевого устройства

Для изготовления крыльев практически используются самые различные материалы, однако чаще всего крылья изготовляют из стали или алюминиево-магниевых сплавов сварными (и для простоты - сплошными).

Наиболее трудоемким процессом является обработка крыльев по профилю. Известно несколько способов получения заданного профиля крыла, но наиболее распространены два из них (рис. 24):

1) плоскости крыльев изготовляют из заготовок, вырезанных из трубы. Диаметр трубы-заготовки для профиля, имеющего форму кругового сегмента, может быть определен по номограмме (рис. 25). Внутреннюю поверхность трубы фрезеруют на плоскость, а наружную опиливают до нужного профиля;

2) плоскости крыльев изготовляют из листового материала. Для получения нужного профиля верхнюю поверхность прострагивают или фрезеруют по заданным ординатам, а полученные «ступеньки» опиливают вручную.

При необходимости получить выпукло-вогнутый профиль плоскость крыла изгибают или выбирают материал механическим путем.

Крылья небольших размеров при невозможности механической обработки можно изготовить опиловкой вручную.

В процессе обработки и для проверки профилей готовых крыльев и стоек обычно используют шаблоны, изготовляемые по заданным ординатам с точностью ±0,1 мм. Отклонения профиля от шаблона не должны превышать ±1°/о от максимальной толщины крыла.

После обработки плоскостей и стоек производится сборка крыльев. Для обеспечения точности сборки и предотвращения деформаций при сварке рекомендуется сборку и сварку крыльев производить в кондукторе, который можно изгототовить из металла или даже дерева. Сварные швы должны быть запилены.

Для уменьшения возможности прорыва воздуха по стойкам на верхнюю поверхность крыла, места притыкания стоек к плоскостям должны иметь плавные переходы по радиусам, причем радиус перехода в наибольшем сечении стойки не должен превышать 5% ее хорды, а наибольший радиус перехода у носиков должен быть 2-3 мм.

Собранное крыло не должно иметь отклонений, превышающих следующие величины:

• размах и хорда крыльев ±1% хорды крыла;
• хорда стоек ±1% хорды стойки;
• расхождение углов установки на правом и левом бортах («закрутка») ±10";
• перекос плоскостей по длине катера и высотам стоек ±2-3 мм.

После сборки и проверки поверхности крыльев и стоек шлифуют и полируют. Полировка уменьшает сопротивление при движении и этим увеличивает гидродинамическое качество катера.

Если для защиты крыльев от коррозии предусмотрена окраска, то после чистовой опиловки поверхность окрашивают, а затем полируют. Для окраски крыльев обычно используют различные эмали и лаки, полиэфирные и эпоксидные смолы и другие водозащитные покрытия. Во время эксплуатации лако-красочные покрытия приходится часто возобновлять, так как вода, обтекающая крыло с высокими скоростями, вызывает их быстрое разрушение.

Готовое крыло устанавливают на катер. Положение крыльев относительно корпуса должно быть выдержано в соответствии с расчетом. Горизонтальность плоскостей проверяется уровнем, а углы установки - угломерами, имеющими точность ±5".

Крепления крыльев к корпусу должны быть достаточно жесткими и прочными, чтобы обеспечить фиксацию углов атаки во время движения при действии на крыло значительных перегрузок. Кроме того, крепления должны позволять легко изменять (в пределах ±2÷3°) углы установки основных плоскостей крыльев. Для катеров, значительно отличающихся от прототипа выбранной крыльевой схемой, относительной скоростью движения или другими характеристиками.

Желательно предусмотреть возможность перестановки крыльев по высоте (для подбора оптимального положения).

Как показала практика, выполнение указанных требований по точности изготовления и установки подводных крыльев является необходимым условием; часто даже небольшие отклонения от заданных размеров могут привести к полной неудаче или излишним затратам времени и средств на исправление ошибок и доводку крыльевого устройства. Обычно катер с правильно изготовленными крыльями с самого начала легко выходит из воды и движется на крыльях; требуется лишь небольшая доводка - подбор оптимальных углов атаки для получения устойчивого движения во всем диапазоне скоростей и обеспечения наилучших ходовых и мореходных качеств.

За начальные углы установки Крыльев обычно принимают такие, при которых углы атаки крыльев относительно линии, соединяющей выходящие кромки крыльев, равны: на носовом крыле 2-2,5°, а на кормовом 1,5-2°. Во время доводочных испытаний катера, кроме уточнения углов установки крыльев, необходимо всесторонне испытать катер: установить его скоростные, мореходные и маневренные качества: убедиться в полной безопасности плавания на нем.

Перед проведением доводочных испытаний водоизмещение катера должно быть доведено до расчетного. Рекомендуется взвесить катер и определить положение его центра тяжести по длине. Кроме того, необходимо заранее проверить исправность двигателя.

Во время испытаний катера необходимо соблюдать следующие правила:

1) испытания следует проводить при тихой погоде и отсутствии волнения;

2) на катере не должно быть лишних людей; все участники испытаний должны уметь плавать и иметь индивидуальные спасательные средства;

3) катер не должен иметь начальный крен более 1°;

4) набор скорости необходимо производить постепенно: перед каждым новым увеличением скорости хода необходимо убедиться в нормальной работе рулевого устройства и достаточной поперечной устойчивости катера как на прямом курсе, так и при маневрировании. При опасных явлениях - значительных увеличивающихся кренах, зарывании корпуса в воду, потере поперечной устойчивости и управляемости - скорость хода необходимо уменьшить и выяснить причины, вызывающие эти явления;

5) перед началом разгона катера необходимо убедиться, что путь свободен и нет опасности внезапного появления на курсе судов, шлюпок, плавающих людей и предметов. Нельзя проводить испытания в местах скопления других судов и буйков или в непосредственной близости от пляжей;

6) необходимо строго соблюдать все правила вождения катеров и моторных лодок.

При испытаниях могут встретиться следующие случаи:
1. Катер не выходит на носовое крыло. Причинами этого могут быть малый угол атаки носового крыла или слишком носовая центровка катера. Для того чтобы катер вышел на носовое крыло, необходимо изменить центровку катера или, если это не дает результатов, постепенно увеличивать угол установки носового крыла (по 20"); при этом можно несколько уменьшить угол установки кормового крыла (на 10-20"). Угол атаки носового крыла следует подобрать так, чтобы катер легко выходил и устойчиво двигался на носовом крыле. При выходе на носовое крыло скорость движения должна увеличиваться.

2. Катер не выходит на кормовое крыло. Причинами могут быть малый угол атаки кормового крыла или слишком кормовая центровка. Устранить это можно теми же двумя путями: изменяя центровку катера или постепенно увеличивая угол установки кормового крыла (по 20/); если при этом катер перестанет выходить на носовое крыло, следует увеличить и его угол атаки (на 10").

3. После выхода на кормовое крыло катер плавно проваливается на носовое крыло; при этом срывы с плоскости носового крыла отсутствуют. Это явление вызывается уменьшением угла атаки носового крыла из-за уменьшения угла дифферента при ходе на крыльях. Необходимо увеличить на 10-20" угол установки носового крыла.

4. После выхода на кормовое крыло катер резко проваливается на носовое крыло; при этом на носовом крыле можно наблюдать срывы потока и оголение крыла. Угол атаки носового крыла велик и должен быть уменьшен на 5-10".

5. При ходе катера на крыльях проваливается кормовое крыло; при этом кормовое крыло идет на небольшой глубине, наблюдаются срывы. Угол атаки кормового крыла велик и должен быть уменьшен на 10-20".

6. Катер выходит на крылья с большим креном; при этом крен с ростом скорости увеличивается. Проверить совпадение углов установки крыльев по правому и левому бортам и устранить «закрутку» плоскостей. Если при наборе скорости крен уменьшается, то это говорит о том, что мала поперечная устойчивость на режиме выхода катера на крылья. Для повышения устойчивости катера при разгоне можно рекомендовать следующие меры: увеличить углы атаки носового крыла, чтобы уменьшить его погружение на выходе; уменьшить угль! атаки кормового крыла, чтобы «затянуть» (перевести на большие скорости) выход на кормовое крыло; установить дополнительные стабилизирующие элементы на носовом крыле.

7. Катер обладает недостаточной поперечной устойчивостью при маневрировании на крыльях. Устранить это явление можно теми же мероприятиями, что и в п. 6.

8. Катер обладает плохой управляемостью при ходе на крыльях. Причинами этого могут быть недостаточная эффективность руля, нежелательное соотношение площадей стоек носового и кормового крыльев и т. д. Несколько улучшить управляемость можно установкой дополнительных кильков на носовом крыле.

При обратном явлении - плохой устойчивости движения на курсе - кильки надо устанавливать на кормовом крыле. Площадь кильков подбирается экспериментально.

Разумеется, в некоторых случаях указанные мероприятия могут не привести к желаемому результату. Причины неудач могут быть самыми различными: неправильное соотношение нагрузок, площадей, коэффициентов подъемной силы, высот стоек крыльев и т. п. Для выяснения причины в каждом конкретном случае необходимо сопоставить несколько явлений, проанализировать замеры скорости движения, ходового дифферента и других величин.

После того как получено устойчивое движение на крыльях во всем диапазоне скоростей, можно приступить к подбору оптимальных углов установки крыльев. При окончательной доводке следует изменять углы атаки крыльев на очень небольшую величину (порядка 5") и все время контролировать ход доводки замерами скорости на различных режимах движения, времени разгона и других характеристик.

Когда углы установки крыльев подобраны окончательно, можно провести мореходные испытания, целью которых является определение максимальной высоты волны, при которой возможно движение катера на крыльях, и замеры скорости хода при этом. Испытания следует проводить при различных курсовых углах по отношению к бегу волн.

Если конструкция крепления носового крыла позволяет легко изменять углы атаки крыла, можно провести мореходные испытания катера при увеличенных углах установки носового крыла.

Мореходные испытания являются одновременно и проверкой прочности крыльев. После мореходных испытаний катер и крылья необходимо тщательно осмотреть. При обнаружении поломок, трещин и деформаций следует выяснить причины их появления и усилить эти конструкции.

Только после проведения всесторонних испытаний катер можно считать годным к повседневной эксплуатации. Однако не следует забывать, что всякое судно на подводных крыльях еще во многом остается экспериментальным, в связи с чем необходимо повышенное внимание к обеспечению безопасности плавания.

где -удлинение крыла,

L – размах крыла, м, L=8 м,

S – площадь крыла, м 2 , S=12 м 2.

где η - сужение крыла

b o - корневая хорда, м, b o = 5,43 м,

b k - концевая хорда, м, b k =2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 0 0

Определение нагрузок, действующих на крыло

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки. Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напораи полётной массыопределим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем n э = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно n р = 8 × 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с(отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потокуq max . max . Заданными величинами являются ,;.

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла. Значения величиниснимаем с графиков. Тогдарассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

где - вес крыла,= 0,11.

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

где - вес топлива,,кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1

Величина

По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).

Рис.1 Эпюры ,и

Построение расчетных эпюр

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающихи крутящих моментов, построенные вдоль размаха крыла.

При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Определяем реакции опор:

Эпюры,нужно строить от суммарной нагрузки

Используя дифференциальные зависимости:

получаем выражения идля любого сечения крыла:

Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:

.

Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном- ом сечении крыла

.

Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

, .

Приняв количество сечений i = 10, ∆z = 0,5 м.

С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:

где - угол стреловидности.

Результаты сведены в таблицу 2.

Таблица 2

По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).

Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):

х ж = 0,38в СЕЧ.

Тогда а = 0,2b СЕЧ, а 1 = 0,4b СЕЧ.

Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:

Полный крутящий момент будет равен:

При наличии стреловидности :.

Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определениитакже удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:

Где ; .

Таблица 3

Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .

Проектировочный расчет крыла

На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла – двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .

Определяем угол конусности крыла:

где -относительная толщина профиля.

Отсюда .

Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:

где и-высота первого и второго лонжеронов,

Модуль упругости материалов поясов.

От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:

Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:

где -площадь контура межлонжеронной части сечения.

Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:

Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:

где - разрушающее касательное напряжение.

Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров

Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:

Где высота сечения,

Число стрингеров,

Ширина межлонжеронной части крыла.

Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.

Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:

Для сжатых поясов,

- для растянутых поясов,

где принимаем равным.