Крило змінюємої стріловидності

    Крило змінюваної в польоті стріловидності складається з нерухомої центропланної частини і поворотною консольної частини (рис.1.11).

Рис.1.11. Крило змінюємої в польоті стріловидності.

Таке крило володіє тією позитивною властивістю, що при зміні стріловидності поворотної частини змінюються в широкому діапазоні і всі інші геометричні параметри, що викликає бажану зміну основних аеродинамічних характеристик крила і літака в цілому.

Крило змінної стріловидності характеризується тими ж геометричними параметрами, що і трапецієвидне крило, однак розрахунок деяких з них має свої особливості. Розглянемо ці особливості.

ХОРДА поворотної частини крила при зміні кута стріловидності на  буде змінюватись по закону

                                                              

де  - хорда при початковому куті стріловидності;

 - хорда при куті стріловидності зміненому на .

 

ВІДНОСНА ТОВЩИНА ПРОФІЛЮ поворотної частини крила при зміні кута стріловидності на  визначається виразом.

                                                            

де - відносна товщина профілю при початковому куті стріловидності ;

 - відносна товщина профілю при куті .

Як показали розрахунки [6], основні аеродинамічні характеристик крила змінної стріловидності наближено можуть бути визначені по еквівалентному крилу простої форми в плані (трапецієподібним крилом) з таким же подовженням λ та η звуженням, що і вихідне крило змінної стріловидності, а інші геометричні параметри усереднюються.

    СЕРЕДНІЙ КУТ СТРІЛОВИДНОСТІ ПО ПЕРЕДНІЙ КРАЙЦІ  для крила з урахуванням підфюзеляжної частини визначаються наступним співвідношенням

                                                                             

Де – кути стріловидності центропланної і консольної частин крила;

 - площі центропланної і консольної частин крила (рис.1.12,б).

Для омиваної частини крила середній кут стріловидності  визначається аналогічно

                                                                              

Де - площа центропланної частини крила, омиваної потоком.

 

СЕРЕДНІЙ КУТ СТРІЛОВИДНОСТІ ПО ЛІНІЇ 1/2 ХОРД  визначається наступним чином. Спочатку необхідно знайти кут  центропланної () та консольної () частин крила, користуючись виразом:

                                                                    

                                                                    

де  - хорда крила в місці зламу;

z - відстань від площини симетрії крила до зламу (див.рис.1.12,а).

Потім за виразом (1.34) визначити середній кут стріловидності по лінії 1/2 хорд омиваної частині крила.

                                                                  

 

СЕРЕДНЯ ВІДНОСНА ТОВЩИНА ПРОФІЛЯ  крила змінної стріловидності визначається за формулою

                                                                              

Де –  відносні товщини профілів центропланної і консольної частин крила (при зміні кута стріловидності на   значення визначається виразом (1.32));

 - площа центропланної нерухомої частини крила (або з урахуванням підфюзеляжної частини, або омиваної потоком).

Рис.1.12. До визначення геометричних параметрів крила змінної стріловидності

 

СЕРЕДНЯ АЕРОДИНАМІЧНА ХОРДА  крила змінної стріловидності (рис.1.13) розраховується за наступною формулою

                                                                            

де - середні аеродинамічні хорди центропланної і консольної частини крила (можуть бути визначені за виразом (1.16)).

Середня аеродинамічна хорда омиваної частини крила () визначається аналогічно, але у вираз (1.39) необхідно підставляти  та  (рис.1.13,б).

Рис.1.13. До визначення середньої аеродинамічної хорди крила змінної стріловидності

Координата , що визначає положення САХ крила, обчислюється за формулою

                                                                        

де ,  - координати та  (рис.1.13,а).

Координата  визначається аналогічно

                                                                         

де  - координата .

 

1.4. Геометричні параметри фюзеляжу (корпусу)

До основних геометричних параметрів фюзеляжу літака (мотогондоли, корпусу ракети і т.п.) відносяться наступні: