Ту-154. Схема отъемной части крыла

Лист А1 Ту-154 Схема ОЧК.dwg

Часть крыла отъемная
Панель первая съемная
Балка механизма закрылка
Панель первая технологическая
Профили стыковочные
Панель вторая технологическая
Кронштейны подвески элерона
Панель вторая съемная
Панель третья съемная

Раздел 2.doc

1. Аэродинамические особенности крыла
Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем крыла используется для размещения топлива.
Крыло самолета трапециевидной формы в плане со стреловидностью около 35° по линии фокусов (14 хорд) и 37° по передней кромке. В корневой части крыла стреловидность по передней кромке равна 41°. Это компенсирует снижение числа Мкр корневых профилей по отношению к концевым из-за их большой относительной толщины.
Основным силовым элементом крыла является кессон образованный тремя лонжеронами верхними и нижними панелями. Крыло состоит из трех частей: центроплана и двух отъемных частей (имеет два разъема). Крыло снабжено трехщелевыми выдвижными закрылками предкрылками элеронами и интерцепторами.
Угол установки крыла к строительной плоскости фюзеляжа составляет + 3° в центропланной части а концевая нервюра установлена под углом —1° к строительной оси фюзеляжа так что образуется геометрическая крутка —4° на всем полуразмахе. Наличие геометрической крутки когда концевые профили опущены вниз и позже выходят на критические углы атаки приводит к появлению тенденции к первоначальному срыву потока в корневой части крыла. Появляется возможность полнее использовать подсасывающую силу в носке крыла. При этом увеличивается аэродинамическое качество и улучшаются характеристики продольной устойчивости самолета при выходе на большие углы атаки. Вследствие разгрузки концевых сечений крыла и нагружения корневых изменяется распределение подъемной силы по размаху.
Выбор трапециевидной формы для современных стреловидных крыльев предназначенных для полетов с дозвуковыми скоростями объясняется тем что у таких крыльев центр приложения воздушной нагрузки по размаху находится ближе к оси симметрии самолета чем в случае применения крыла прямой формы. Это уменьшает изгибающий момент в корневом сечении и позволяет снизить вес крыла.
При этом на самолете хорошо используется внутренний объем развитой корневой части крыла где расположены топливные кессон-баки.
При площади крыла без наплывов 180 м2 и размахе 3755 м удлинение крыла составляет 783 (с учетом наплывов крыла 703 при общей площади крыла 2015 м2). Значение удлинения крыла у Ту-154М весьма высокое и близко к оптимальному если учесть что стреловидность крыла составляет 35°. Таким образом достигается повышение аэродинамического качества самолета.
Крыло Ту-154 скомпоновано из модифицированных профилей. Средняя относительная толщина профилей составляет 10% и изменяется по размаху следующим образом. На крыле относительная толщина профиля минимальная составляет 10% и 82% по потоку; у 14-й нервюры относительная толщина 11% а в корневой части (у фюзеляжа где профиль установлен по потоку) она достигает 12%. Общее уменьшение относительной толщины по размаху способствует увеличению Мкр крыла и уменьшению лобового сопротивления.
Относительная кривизна профиля в корневой части крыла изменяется от —075 до 12% и в пределах этого значения сохраняется по всему размаху. Наличие отрицательной кривизны профиля в корневой части крыла (так называемый «перевернутый» профиль) благоприятно сказывается на интерференции крыла и фюзеляжа.
Подбором профилей и их соответствующей компоновкой сводится к минимуму присущий всем стреловидным крыльям существенный недостаток — возникновение срыва потока на больших углах атаки.
Как известно основной причиной образования срыва потока является перетекание воздуха в пограничном слое вдоль размаха к концевым сечениям. Происходит как бы отсос пограничного слоя из средней частики накопление его в концевой части крыла. Там пограничный слой «набухает» что приводит к его преждевременному отрыву. Наблюдения и снимки спектров обтекания показали что наиболее интенсивное перетекание имеет место на задней кромке крыла у аэродинамической перегородки № 2. Срыв потока в этом районе приводит к возникновению кабрирующего момента относительно центра тяжести самолета что ухудшает продольную устойчивость самолета в особенности на малых скоростях полета. Срыв потока распространяется и на зону элеронов что несколько ухудшает поперечную управляемость самолета.
Помимо срыва потока на малых скоростях полета при больших углах атаки возможен срыв и при полете на больших скоростях но на сравнительно малых углах атаки. Образование концевого срыва на больших скоростях объясняется взаимодействием скачков уплотнения с пограничным слоем при полете на больших высотах.
Увеличение угла атаки уменьшает значение Мкр. А при еще большем увеличении угла атаки за счет вертикальных порывов или за счет создания перегрузки на маневре (когда Мкр невелико) возможно раннее возникновение скачков уплотнения что способствует появлению срыва потока. При этом во всех случаях когда возникает срыв потока наблюдается характерная тряска а затем и сваливание.
Для устранения нежелательного концевого срыва помимо подбора профилей установлены ограничители перетекания пограничного слоя — аэродинамические перегородки. Перегородки поставленные на верхней поверхности крыла препятствуют перетеканию воздуха в пограничном слое по размаху крыла благодаря чему в концевых сечениях толщина пограничного слоя уменьшается. Это способствует задержке возникновения срыва потока в этих сечениях крыла до больших углов атаки. В областях крыла с внутренней стороны перегородки (ближе к фюзеляжу) происходит утолщение пограничного слоя и возникновение срыва. Таким образом за счет ограничения поперечного перетекания воздуха в пограничном слое при наличии на крыле перегородок добиваются начала срыва потока в области крыла с внутренней стороны перегородки.
Перегородки оказывают влияние не только на течение воздуха в пограничном слое но и на характер его течения вне пограничного слоя. Спектр обтекания крыла вблизи перегородок показывает что пространственное течение приводит к сужению потока в передней и расширению в задней частях сечений с внутренней стороны перегородки а также к расширению потока в передней и некоторому сужению в задней частях сечений с внешней стороны перегородки. Это вызывает увеличение разрежения (повышение Суа ) в передней части сечения с внутренней стороны и уменьшение разрежения (уменьшение Суа ) с внешней стороны перегородки.
2. Конструктивные особенности крыла
Крыло кессонной конструкции стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК) состыкованных по нервюрам № 14 (см. рис.2.1). Крыло имеет механизацию: закрылки 12 15 предкрылки 2 4 6 интерцепторы 10 13 14. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы в которые они убираются в полете а также установлены элероны 8 и аэродинамические перегородки 9.
Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым противообледенительным устройством. Теплый воздух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета.
Силовой частью крыла является кессон 3 5 воспринимающий основные нагрузки действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла на участках не обтекаемых воздушным потоком — внутри фюзеляжа внутри гон; дол шасси — они не ставятся.
Центроплан состоит из кессона носовой и хвостовой частей. На центроплане установлены внутренние закрылки внутренние предкрылки внутренние интерцепторы и шторки; на нем крепятся главные ноги шасси и их гондолы. Носок центроплана от борта фюзеляжа до предкрылка оборудован воздушно-тепловым противообледенителем.
Рис. 2.1. Схема крыла:
—носовая часть (носок) центроплана; 2—внутренний предкрылок; 3—кессон центроплана; 4—средний предкрылок; 5—кессон ОЧК; 6—внешний предкрылок; 7—концевой обтекатель; 8—элерон; 9—аэродинамическая перегородка; 10—элерон-интерцептор;
-востовая часть ОЧК; 12-внешний закрылок; 13- средний интерцептор;
-внутренний интерцептор; 15-внутренний закрылок; 16-хвостовая часть центроплана
Продольный набор кессона образован (рис. 3.2) тремя лонжеронами: передним 1 средним 5 и задним 15 и стрингерами 7; поперечный набор состоит из 29 нервюр 2. Внутренний объем выполнен герметическим и образует кессон-баки которые заполняются топливом.
Рис.2.2. Центроплан крыла:
—передний лонжерон; 2—нервюры; 3—съемный носок (первый); 4— съемный носок (второй); 5—средний лонжерон; б—внутренний предкрылок; 7— стрингеры; 8—съемная панель; 9—профили разъема; 10— внутренний закрылок; 11—внутренний интерцептор; 12— хвостовая часть; 13—нервюра № 3; 14—профиль; 15—задний лонжерон; 16—балка механизма закрылка; 17—стыковая стойка; 18—нервюра № 14; 19— узлы крепления центроплана к фюзеляжу
Лонжероны центроплана балочного типа. Они состоят из верхнего и нижнего поясов и стенки подкрепленной стойками. Стойки служат также для крепления нервюр к лонжеронам. Стенки к поясам лонжеронов и стойкам приклепываются стойки с поясами соединяются болтами.
Пояса лонжеронов изготовлены из сплава Д16А-Т1 стенки — из сплава Д16А-ТН.
Участки лонжеронов ограничивающие - кессон-баки выполнены герметичными.
В стенках переднего и среднего лонжеронов между нервюрами № 1—2 имеются технологические люки.
В плоскости бортовых нервюр № 3 лонжероны имеют стыки. В стыках установлены штампованные из сплава АК6 узлы 19 верхние части которых служат для крепления центроплана к шпангоутам фюзеляжа.
Стрингеры кессона выполнены из прессованных профилей двутаврового сечения. Материал стрингеров — алюминиевый сплав В95-Т1. Стрингеры № 12 и 25 верхней части центроплана сделаны усиленными.
Нервюры кессонной части центроплана имеют балочную конструкцию. По оси симметрии самолета расположена нулевая нервюра справа и слева от нее — нервюры № 1 затем нервюры № 2. и т. д. Заканчивается центроплан нервюрами № 14. Нервюры № 3 и 14 ограничивающие кессон-бак герметические.
Нервюры № 11 и 13 воспринимающие усилия от главных ног шасси сделаны силовыми.
Типовая нервюра состоит из верхнего и нижнего поясов и стенки подкрепленной стойками. Стенка со стойками и поясами склепывается а в некоторых случаях соединяется болтами. Стенки негерметических нервюр имеют отверстия для облегчения. Для доступа в кессон-бак в стенках нервюр № 14 сделано по два люка закрытых легкосъемными герметическими крышками.
Нервюры № 11 и задняя часть нервюр № 13 штампуются из сплава АК6 передняя часть нервюры № 13 аналогична по конструкции типовым нервюрам.
Обшивка выполнена из листов алюминиевого сплава В95А-Т1НВ (верхняя) и Д16А-Т1В (нижняя) обработанных химическим фрезерованием.
При сборке центроплана обшивка и стрингеры предварительно склепываются в панели. Верхняя поверхность кессона образована из семи технологических и двух съемных панелей; нижняя поверхность — из шести технологических панелей.
Съемные панели 5 предназначены для доступа внутрь кессона при сборке и ремонте центроплана. Эти панели проходят над средним лонжероном центроплана от нервюры № 3 до нервюры № 14. Панели по нервюрам № 14 заканчиваются профилями разъема 9 а по нервюрам № 3 — профилями стыка. Профили разъема и профили стыка изготовлены из материала Д16-Т и крепятся к панелям болтами. Панели крепятся с помощью болтов к поясам лонжеронов и к стрингерам проходящим в местах стыка панелей и соединяются между собой по профилям стыка.
Герметизация кессон-бака. Кессон-бак герметизируется самовулканизирующимися герметиками У-ЗОмэс и УТ-32 которые наносятся в три этапа: внутришовная внешовная и поверхностная герметизация. Каждый этап герметизации самостоятельно обеспечивает герметичность кессон-бака а в совокупности они повышают надежность герметизации.
Рис. 2.3. Герметизация кессон-бака:
типовая герметизация болтового соединения; б—типовая герметизация заклепочного соединения; 1— внутришовиая герметизация; 2—вне-шовная герметизация; 3—поверхностная герметизация
Внутришовная герметизация 1 (рис. 2.4) осуществлена путем нанесения пастообразного герметика У-ЗОмэс на поверхности всех соприкасающихся деталей например на поверхности прилегания стрингеров к обшивке поясов лонжеронов к обшивке и стенкам лонжеронов и т. д. Внешовная герметизация 2 достигается путем нанесения жгутиков из герметика У-ЗОмэс и кистевым покрытием герметиками УТ-32 или У-ЗОмэс болтовых и заклепочных швов изнутри кессона. Поверхностная герметизация 3 выполнена путем двукратного полива жидким герметиком УТ-32 всей внутренней поверхности кессон-бака.
Из эксплуатационных соображений все монтажи выведены за пределы кессон-бака чем исключается необходимость вскрытия его при выполнении монтажных и демонтажных работ а болты как правило поставлены головками изнутри кессона.
Отъемная часть крыла
Отъемная часть крыла (рис. 2.4) состоит из кессона 1 носовой части 15 хвостовой части 10 и концевого обтекателя 22.
На ОЧК подвешены средний 16 и внешний 17 предкрылки элерон 23 средний интерцептор 26 элерон-интерцептор 24 внешний закрылок 27 шторки 25.
Внутренняя полость кессона от нервюры № 14 до нервюры № 45 образует кессон-бак заполняемый топливом.
Кессон состоит из переднего 14 среднего 4 и заднего 11 лонжеронов стрингеров 20 нервюр 2 и обшивки. Лонжероны и стрингеры образуют продольный набор кессона нервюры — поперечный.
Рис. 2.4. Отъемная часть крыла (аэродинамические перегородки не показаны):
а—общий вид; б—сечение ОЧК по нервюре № 18; 7—кессон; 2—нервюры; 3—первая технологическая панель; 4—средний лонжерон; 5 6— стыковочные профили; 7—нервюра № 45; 8—вторая технологическая панель; 9—кронштейны подвески элерона; 10—хвостовая часть ОЧК; 11—задний лонжерон; 12—нервюра № 14; 13—профили разъема; 74—передний лонжерон; 15—носовая часть ОЧК; 16—средний предкрылок; 17—внешний предкрылок; 18—первая съемная панель; 19— вторая съемная панель; 20—стрингеры; 21—третья съемная панель; 22—концевой обтекатель; 23—элерон; 24—элерон-интерцептор; 25— шторки; 26—средний интерцептор; 27—внешний закрылок; 28— балка механизма закрылка
Лонжероны балочной конструкции состоят из верхнего и нижнего поясов и стенки подкрепленной стойками. Стойки расположены по осям нервюр и служат также для крепления нервюр к лонжеронам.
Передний и задний лонжероны являющиеся стенками кессон-бака выполнены герметичными. Средний лонжерон заканчивается у нервюры № 33 далее его пояса переходят в стрингеры.
Пояса лонжеронов выполнены из прессованных профилей В95-Т1 механически обработаны по длине для придания переменного сечения с целью уменьшения массы. У стыка с центропланом пояса имеют фитинги из сплава АК6 для крепления к фитингам лонжеронов центроплана. Фитинги к поясам и стенкам лонжеронов крепятся болтами а по среднему лонжерону — также и заклепками.
Стенки лонжеронов изготовлены из листового дуралюмина Д16А-ТН они имеют переменную толщину полученную путем химического фрезерования.
На переднем и заднем лонжеронах у нервюр № 15 и 29 имеется по два резьбовых отверстия в которые вворачиваются такелажные болты при съемке и установке ОЧК.
Стрингеры выполнены из прессованных профилей В95-Т1 двутаврового и 2-образного сечений. Путем механической обработки двутавровые стрингеры переведены к концу крыла в Z-образные и далее нижние стрингеры — в уголок.
Нервюры — балочной конструкции состоят из верхнего и нижнего поясов и стенки подкрепленной стойками.
Пояса и стойки выполнены из прессованных дуралюминовых профилей уголкового и таврового сечений.
Нервюры № 14 и 45 ограничивающие кессон-бак выполнены герметичными. В стенках этих нервюр сделано по два люка для осмотра и выполнения технологических операций по герметизации кессон-бака. Крышки люков ставятся на резиновых профилях и крепятся болтами и гайками установленными в герметических колпачках.
Обшивка выполнена из алюминиевых сплавов: Д16А-ТВ по нижней части и В95А-Т1СВ по верхней. Обшивка имеет переменную по размаху толщину полученную химическим фрезерованием. Нижняя обшивка меняется по толщине от 6 мм у разъема до 267 мм у нервюры № 27. Верхняя обшивка от 30 мм у разъема постепенно утоньшается до 22 мм у нервюры № 21 и далее до 20 мм у нервюры № 29. За нервюрой № 29 установлена обшивка толщиной 18 мм. Вдоль поясов лонжеронов в зонах стыка листов а также в зоне люков листы обшивки имеют местные утолщения.
При сборке отъемной части крыла обшивка и стрингеры склепываются предварительно в панели: одну нижнюю и пять верхних. Из пяти верхних панелей две являются технологическими и три панели (78 19 21) —съемными.
Съемные панели предназначены для доступа в кессон при сборке ОЧК и ремонтных работах. Первая панель снимается также при стыковке и отстыковке ОЧК. Съемные панели проходят над средним лонжероном ОЧК по всей длине кессона они соединяются между собой по стыковочным профилям 56 установленным на нервюрах № 21 и 33.
На съемных и технологических панелях в плоскости разъема ОЧК и центроплана установлены профили разъема 13 служащие для стыка ОЧК с центропланом. Профили разъема крепятся к верхним панелям болтами к нижней панели — болтами и стальными заклепками. Профили разъема крепятся также к фитингам лонжеронов.
Рис. 2.5. Первый съемный носок ОЧК:
и 4—профили жесткости; 2—стрингер; 3—обшивка; 5—диафрагмы
Нижняя панель крепится к нервюрам заклепками с помощью компенсаторов из прессованных профилей установленных на стрингерах панели и частично между стрингерами на обшивке.
Верхние технологические панели 3 8 крепятся к нервюрам болтами и заклепками: полки стрингеров крепятся непосредственно а обшивка — через компенсаторы посредством заклепок.
Съемные панели крепятся стальными болтами к профилю разъема стыковочным профилям нервюр № 21 33 и 45 верхнему поясу среднего лонжерона стрингерам проходящим под кромками панелей и компенсаторам на верхних поясах нервюр. На этих элементах конструкции ОЧК гайки болтов установлены в герметических колпачках. На компенсаторах верхних поясов нервюр гайки сделаны плавающими.
На каждой съемной панели по углам имеются резьбовые отверстия заглушённые болтами. При снятии панели в эти отверстия вворачиваются такелажные болты. Необходимо иметь в виду что длина такелажных болтов не должна превышать 195 мм во избежание нарушения герметичности кессон-бака в этих точках.
Герметизация кессон-бака ОЧК выполняется таким же образом как и кессон-бака центроплана (см. выше).
Носовая часть (носок) ОЧК разрезана в местах установки рельсов предкрылка на пять частей. Каждая часть носка состоит из обшивки 3 (рис. 3.5) подкрепленной диафрагмами 5 верхним 1 и нижним 4 профилями прикрепленными по кромкам обшивки. Обшивка двух внутренних частей носка дополнительно подкреплена стрингером 2.
Носок крепится к поясам переднего лонжерона ОЧК болтами и плавающими анкерными гайками. В стыках между частями носка установлены соединительные ленты; при снятии лент открывается доступ к кареткам предкрылка.
Хвостовая часть ОЧК по конструктивному выполнению делится на четыре участка. Различие в конструкции этих участков вызвано установкой на крыле закрылка элерона и интерцепторов. Два участка расположены в зоне закрылка причем первый из них находится по месту установки интерцепторов второй — между интерцепторами и элероном. Третий участок находится в зоне элерона четвертый — от элерона до конца ОЧК.
Первый участок (рис.2.6 сечение А—А) состоит из верхней 1 и нижней 5 обшивок являющихся продолжением панелей кессонной части. Верхняя обшивка подкреплена окантовочным профилем 18 балочками 20 и подкосами 21 а нижняя обшивка— косынками 22 и окантовочным профилем 23.
Второй участок (сечение Б—Б) состоит из верхней 1 и внутренней 29 обшивок и нижней съемной панели 14 подкрепленных диафрагмами 24. Нижняя панель сделана съемной для доступа к деталям управления и монтажам на заднем лонжероне ОЧК. Эта панель крепится винтами 31 к нижнему поясу заднего лонжерона диафрагмам и профилю жесткости 30. По задней кромке панели установлен резиновый профиль 19 уплотняющий щель между хвостовой частью и закрылком. На задней кромке внутренней обшивки закреплены резиновые пластины 28 во избежание соприкосновения закрылка с металлическими частями крыла.
Рис. 2.6. Хвостовая часть ОЧК:
а—вид сверху на хвостовую часть; б—вид изнутри на низ хвостовой части; 1—верхняя обшивка; 2—лючок стыковочного болта подъемника № 4; 3—лючок качалок управления элероном-интерцептором; 4—лючок рулевого привода РП-55- 5—нижняя обшивка; 6—лючок рулевых приводов РП-57 и РП-58; 7 9 10—лючки управления элероном-интерцептором: 8—лючок качалки элеронов-интерцепторов- 11—задний лонжерон ОЧК; 72—съемный обтекатель РП-55; 13— щиток подъемника; 14—съемная панель-5—шторка № 3; 16—шторка № 2; 17—шторка № 1- 18 23—окантовочные профили- 19— резиновый профиль; 20—балочка; 2—подкос; 22—косынка- 24—диафрагма- 25—лента жесткости; 26—кронштейн с роликом; 27—законцовочный профиль- 28—резиновая пластина; 29—внутренняя обшивка; 30—профиль жесткости- 31—винты
Третий участок (сечение В—В) состоит из верхней 1 нижней 5 и внутренней 29 обшивок подкрепленных диафрагмами 24 и профилями 18. Верхняя и нижняя обшивки являются продолжением панелей кессонной части. Внутренняя обшивка сделана съемной для доступа к деталям управления и монтажам; она крепится винтами 31 и анкерными гайками.
Четвертый участок состоит из верхней и нижней обшивок подкрепленных диафрагмами и стрингерами.
Концевой обтекатель (рис. 2.7) состоит из обшивки 2 подкрепленной диафрагмами 8 верхним и нижним профилями 10 передней 11 и задней 7 стенками. Задняя кромка обтекателя склеена из стеклоткани на эпоксидной смоле.
В обтекателе установлены бортовой аэронавигационный огонь прикрытый снаружи обтекателем из органического стекла и антенны радиоаппаратуры. В задней части обтекателя закреплены электростатические разрядники 6.
Концевой обтекатель съемный крепится к ОЧК винтами анкерные гайки которых установлены на поясах нервюры № 45.
-обтекатель; 2-обшивка; 3-лючок; 49-антенны радиоаппаратуры;
-концевая заделка; 6-электростатический разрядник;
—задняя стенка; 8—диафрагма; 10—продольный профиль; 11—передняя стенка
3. Аэродинамические характеристики самолета
Коэффициент аэродинамической подъемной силы характеризующий аэродинамическую подъемную силу крыла и определяющий его несущую способность является главной аэродинамической характеристикой крыла. Безразмерный коэффициент аэродинамической подъемной силы суа достаточно полно и хорошо отражает влияние геометрических параметров крыла.
Потребные значения коэффициента суа для совершения полета (взлет набор высоты горизонтальный полет и снижение) определяются в зависимости от скорости и высоты полета для рассматриваемого значения полетного веса.
Указанные режимы полета происходят обычно при отсутствии срывньгх режимов обтекания и определяются углами атаки на линейной части зависимости суа=f(α) рис. 28 а. Поведение самолета на больших углах атаки причины зарождения срыва потока и другие параметры также определяются и объясняются зависимостью коэффициента суа=f(α).
При убранных закрылках и предкрылках (поз. 1 коэффициент суа имеет нулевое значение при положительном угле атаки 280 а для нулевого угла атаки значение суа отрицательное и составляет 025. Такая особенность определяется в основном отрицательной геометрической круткой (—4°). С увеличением угла атаки сверх 28° рост значения суа до углов атаки 11—12° происходит по линейной зависимости. Прирост суа на каждый градус угла атаки () составляет 0095*. При углах α = 12° плавное обтекание крыла нарушается зарождаются зоны срыва в хвостовой части между перегородками крыла. Рост значения коэффициента суа замедляется. При угле α = 21° коэффициент суа достигает своего максимального значения 13 а при угле α >21 наблюдается уже не рост а незначительное падение коэффициента суа а. При этом развивается общий срыв потока который искажает картину обтекания и вызывает уменьшение средней величины разрежения над крылом.
При отклонении закрылков и предкрылков (поз.3. и 4) во взлетное и посадочное положения коэффициент суа возрастает как за счет увеличения кривизны профиля так и за счет увеличения общей площади крыла от сдвига закрылков назад.
Рис.2.8. Аэродинамические характеристики самолета Ту-154 М:
а- график зависимости коэффициента аэродинамической подъемной силы от угла атаки суа=f(α); б- поляры самолета для различных конфигураций при убранном шасси и без учета влияния земной поверхности:
-з=00 1-пред=00; 2-з=450 1-пред=1850 с отклоненными интерцепторами; 3-з=280 пред=1850; 4-з=450 пред=1850; 5-з=00 1-пред=00 шасси выпущено
ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА М НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Сжимаемость воздуха оказывает существенное влияние на зависимость коэффициента суа=f(α).
Увеличение числа М свыше 06 сопровождается качественными изменениями характера обтекания крыла так как возрастает скорость (число М) потока на крыле вследствие чего для одного и того же угла атаки возрастает коэффициент суа т. е. наблюдается улучшение несущих свойств крыла.
На рис.2.9 показано изменение коэффициента суа в зависимости от угла атаки α для чисел М = 06-09 полученное при испытаниях самолета на больших углах атаки.
Как видно с увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы нарастает линейно лишь до определенного угла атаки. Нарушение пропорциональности изменения коэффициента суа по углу атаки α определяется началом местного срыва обтекания на концевой части крыла Соответствующий этому явлению угол атаки αтр обычно называют углом атаки при начале тряски а суа тр начала тряски. После достижения концевыми сечениями крыла коэффициента суа мах несмотря на последующее резкое уменьшение в этих сечениях коэффициент суа крыла с увеличением угла α продолжает нарастать но в меньшей степени чем до начала срыва. Рост коэффициента суа происходит за счет продолжающегося на больших углах атаки безотрывного обтекания центральной части крыла. В зоне больших углов атаки наблюдается плавное изменение коэффициента суа особенно вблизи его максимума. Для больших чисел М критический угол атаки может достигать больших значений (например 30—35°). Угол αтр с ростом числа М уменьшается так как тряска и срыв потока начинаются раньше чем при малых значениях М; величина коэффициента суа тр с ростом числа М уменьшается.
Рис.2.9. Влияние числа М на зависимость суа=f(α) от угла α