Трапецевидное крыло
Эти крылья применяются почти исключительно для свободионесущих монопланов. Относительная толщина профиля такого крыла к корню повышается для увеличения высоты лонжеронов соответственно возрастанию изгибающих моментов.
Для удобства изготовления, эксплоатации и транспортирования крыло но размаху делают составным, деля его на три части (иногда и больше). Средняя часть крыла — центроплан — составляет обычно одно целое с фюзеляжем. У больших самолетов крыло не только по размаху, но и по хорде, приходится из-за соображений удобства сборки и транспортирования делить на более мелкие части.
Хорда на конце трапецевидного крыла Ьй обычно составляет от 1/5 до 2/з bц — максимальной хорды крыла (в центроплане).
С аэродинамической точки зрения наиболее выгодным является сужение, при котором m = 0,5; в этом случае индуктивное сопротивление достигает минимума и равно индуктивному сопротивлению эллиптического крыла.
Но сильно суженное крыло выгоднее в отношении распределения нагрузки но размаху, а следовательно, и удельного веса. С учетом аэродинамики и веса наивыгоднейшее сужение трапецевидного крыла будет близко к m=0,3.
Углы стреловидности или скоса Q1 и Q2 передней и задней кромок трапецевидного крыла относительно перпендикуляра к плоскости симметрии самолета обычно выбирают окончательно при центровке самолета, так как передвижение всего крыла при заранее выбранной величине скосов не всегда возможно из конструктивных соображений.
Передняя кромка трапецевидных крыльев обычно имеет положительный скос направленный назад), но встречаются самолеты с прямой передней кромкой. Горизонтальное V, получающееся при скосе передней кромки, повышает устойчивость пути.
Прямая передняя кромка нежелательна, потому что при этом лонжероны, размещенные на одинаковом проценте хорды по размаху, пришлось бы делать с изломом вперед; ось жесткости крыла вследствие этого была бы неперпендикулярна к плоскости симметрии самолета, и все крыло в целом было бы нагружено дополнительным, крутящим моментом, даже в том случае, когда точка приложения равнодействующей воздушных сил совпадала бы с центрами жесткости отдельных сечений крыла по размаху. Лонжероны центроплана обычно делают параллельными, и, таким образом, в узлах стыка центроплана с отъемными консолями имеется излом в горизонтальной плоскости.
Повышение поперечной устойчивости при больших сужениях трапецевидного крыла достигается, как уже указывалось, с помощью геометрической или аэродинамической закрутки.
Ромбовидное крыло представляет собой предельно суженное трапецевидное крыло при b=0 и m = 0.
Трапецевидное крыло с прямоугольным центропланом
Это крыло так же, как и обычное трапецевидное, применяется для свободно-несущих монопланов (фиг. 5, IV). В аэродинамическом отношении это крыло так же, как и по форме, занимает промежуточное положение между прямоугольным и трапецевидным. Срыв потока на концах и потеря поперечной устойчивости при этом крыле наступают позднее, чем при трапецевидном.
С другой стороны, концы такого крыла более нагружены, и изгибающие моменты также увеличиваются по сравнению с трапецевидным крылом.
Дополнительным параметром такого крыла является размах центроплана lц и его отношение к размаху всего крыла lц /lп. Наименьшая величина индуктивного сопротивления при различных сужениях соответствует размаху центроплана, близкому к 40% размаха всего крыла.
Коэфицнент к в формуле индуктивного сопротивления при
m = 0,65 равен 1,023; при m = 0,35 k= 1,015. Размах центроплана обычно выбирают в зависимости от ширины колеи шасси и диаметров винтов при двухмоторных схемах, а также с учетом ж.-д. габаритов, которые нужно учитывать для возможности перевозки самолета но ж. д.
Обычно размах центроплана составляет около 25—35% .
В конструктивном отношении крыло с прямоугольным центропланом проще и рациональнее, чем трапецевидное. Хорда крыла у фюзеляжа уменьшается, и вследствие этого несколько улучшается обзор вперед, вверх или вниз. Крепление крыла к фюзеляжу и конструкция лонжеронов центроплана упрощаются вследствие прямолинейности их в плане и в виде спереди ('фиг. 5, IV).
Это соображение, как уже указывалось, учитывается и при трапецевидных крыльях (фиг. 5, III). Однако в последнем случае все же неизбежен излом лонжеронов центроплана в вертикальной плоскости или же значительное уменьшение их строительной высоты в плоскости симметрии самолета (а на фиг. 5, III).
