Крило літального апарата

Корисна модель відноситься до авіації, зокрема до літакобудування, і може бути використана при створенні та побудові літаків. Відоме крило літальних апаратів, що має вн утрішній силовий набір, який забезпечує його міцність та жорсткість. При цьому основним елементом цього набору, що забезпечує ці якості крила, є поздовжні вертикальні балки-стрінгери. [1]. Недоліком відомого крила є те, що в ньому необхідно забезпечувати дві суперечливі вимоги: з однієї сторони для забезпечення міцності та жорсткості крила його стрінгери повинні мати якнайбільшу висоту, а крило відповідно якнайбільшу товщину і якнайменшу довжину, а з другої сторони для забезпечення мінімального опору його руху в повітрі і максимальної піднімальної сили на ньому стрінгери повинні мати якнайменшу висоту, а саме крило - відповідно якнайменшу товщин у і якнайбільшу довжину. Тому звичайно компромісне рішення цієї суперечності обмежує вантажопідйомність літального апарата. Крім цього такі крила через обмежену жорсткість коливаються при польоті і тому в них можуть виникати утомленістні руйнування, що обмежує строк служби літального апарата. Відома також конструкція крила, наприклад, у малошвидкісних літаків АН-2, у яких з метою забезпечення якнайбільшої піднімальної сили його виконують біплановим, в якому верхню і нижню його паралельні частини зв'язують між собою розпірками для підвищення жорсткості. Але це підвищення також обмежене через недостатню жорсткість такого зв'язку. В основу корисної моделі поставлено задачу крило літального апарата шляхом виконання його конструкції рамною замість балочної зробити більш міцним, жорстким, утомленостійким і тим самим підвищити вантажопідйомність та строк служби літального апарата. Указана мета досягається тим, що крило літального апарата, що має внутрішній силовий набір, додатково обладнують зовнішньою плоскою силовою балкою, один кінець якої з'єднують із крилом, а другий - із корпусом літального апарата з протилежної його з'єднанню з крилом сторони, і яку розташовують площиною в напрямку руху літального апарата. Щоб зовнішня балка працювала не тільки як силова, а і створювала додаткову піднімальну силу, її виконують у ви гляді крила. Ця сукупність нових суттєвих ознак, що полягають у додатковому з'єднанні крила з корпусом літального апарата плоскою силовою балкою та у виконанні її у вигляді крила у взаємодії з відомою ознакою, що полягає у наявності у крила внутрішнього силового набору, підвищує міцність, жорсткість, утомленостійкість, а також піднімальну силу крила, що в свою чергу дозволяє суттєво підвищити вантажопідйомність та строк служби літального апарата або при тій же вантажопідйомності зменшити довжину і розмах крил, а це у свою чергу розміри ангарів для складання та тривалої стоянки і ремонту літальних апаратів або більшу кількість літальних апаратів розміщати в них. На Фіг.1 схематично зображений вид спереду на літак з пропонуємими крилами і з діючими на них зусиллями (на прикладі правого крила), а на Фіг.2 - поперечний переріз крила з осями центра ваги Х,У та сумарними площинами його силового набору та обшивки F1 та F2 . Крило має власне крило 1 із внутрішнім силовим набором - стрінгерами 2, яке зовнішньою плоскою силовою балкою 3, що у поперечному перерізу виконані також у вигляді крила, з'єднують з корпусом літака 4 з протилежної його з'єднанню з крилом 1 сторони. Одержане таким чином крило має форму рами, яка більш міцна і жорстка ніж окреме крило 1, яке без силової балки 3 працює як консольна балка і тому менш міцна і жорстка. Крило працює наступним чином. При польоті літака на крилі 1 виникає піднімальна сила у вигляді розосереджувального навантаження Р1 а на силовій балці - крилі 2 - Р2, які створюють на ньому згинаючий момент М. Цей момент має максимальне значення у поперечному перерізу близько з'єднання крила з корпусом літака і максимальні напруження в ньому визначаються по формулі [2, c. 130]: s = M/ Jx × ya , де: s - напруження; М - згинаючий момент; уa - координата точки перерізу, максимально віддаленої від головних осей центра ваги поперечного перерізу; Jx - головний момент інерції площі поперечного перерізу відносно нейтральної осі Х центра ваги поперечного перерізу. І якщо для звичайного консольного крила Jк =Jвл.к., де Jвл.к. - власний момент інерції перерізу відносно власної нейтральної осі Х центра ваги його перерізу, то для пропонуємого крила [2, c. 112]: 2 J x = Jв л.к + Jв л.сб + F × y1 + F2 × y 2 , 1 2 Де: Jвл.к та Jвл.сб - власні моменти інерції поперечних перерізів крила та силової балки відносно власних нейтральних осей Х1 та Х2 центрів ваги , F1 та F2 - сумарні площини поперечних перерізів силових наборів та обшивок крила та силової балки. Jв л.сб + F1y2 + F2 y 2 - величина, на яку збільшується головний момент інерції пропонуємого крила за рахунок 1 2 наявності в ньому силової балки-крила. Звідси видно як суттєво збільшується головний момент інерції пропонуємого крила у порівнянні із звичайним консольним крилом і відповідно зменшуються діючі напруження в ньому, які викликаються піднімальною силою крила. А розподілення піднімальної сили на дві частини, одна із яких діє на крило, а друга - на силову балку у вигляді крила, дозволяє при тій же вантажопідйомності літального апарата зменшити довжину крила, діючий на нього згинаючий момент М і відповідно діючі в ньому напруження s. Це крім згаданих вище переваг пропонуємого крила перед звичайним консольним дозволяє зменшити його товщин у і відповідно лобовий опір руху його у повітрі та завдяки цьому збільшити швидкість руху літального апарата при тій же потужності його двигунів. Джерела інформації: 1. Авторське свідоцтво СРСР 3 467570 А, кл. B64С3/18, 15-06.84, бюл. №22. 2. В.И. Феодосьев, сопротивление материалов. Государственное издательство физико-математической литературы. Москва, 1963, с. 112, 130.