На что влияет удлинение крыла

Удлинение и безопасность

Пилот 1: «Что вы называете удлинением крыла с коллапсом?»

Пилот 1: «Маленькое удлинение крыла»

В прошлом году организаторы соревнований Back to Grand Bornand использовали комбинацию сертификации EN и соотношения сторон для определения классов в состязаниях. Теперь организаторы Ozone Chabre Open объявили об аналогичных правилах для своих соревнований: «Классы в соревнованиях, как правило, определяются исключительно EN сертификацией (EN A, B, EN EN C, D или EN CCC). Тем не менее, последние достижения в развитии и разработке новых крыльев покпзывают, что все больше парапланов сейчас относят к классу EN B. Как результат категория EN B теперь включает в себя парапланы с низким удлинением 5.0 / 5.2 (и, следовательно, удобством в обращении и более низкой производительности) наряду с крыльями с гораздо более высокой производительностью с удлинением 6,0 или более «.

Что такое удлинение?

Но парапланы не плоские и по форме напоминают дугу, и получается, что каждое крыло имеет два разных значения для удлинения. Одним из этих значений является плоское соотношение сторон крыла, когда оно просто лежит на земле. Другое, прогнозируемое соотношение сторон крыла, когда оно летит, и оно уже ниже по значению из-за дуги крыла. Разница между этими двумя значениями принято называть уплощающий фактор крыла. В аэродинамике общепринято, что чем выше соотношение сторон крыла, тем оно более эффективно. Причина этого просто в том, что кончик вихря становится относительно меньше по сравнению с полным крылом, а кончик становится меньше и дальше от основной части крыла.

Измерение удлинения

Как вы измеряете соотношение сторон на практике? Вы не можете использовать цифры, опубликованные производителями, потому что они цитируют данные, вычисленные программнам обеспечением. Мало того, что эти данные нельзя измерить физически, чтобы проверить соотношение сторон в действительности, но и каждый дизайнер (и его программное обеспечение) вычисляет удлинение по-разному. Ошибкой будет сравнивать численные значения удлинения различных марок и ожидать, чтобы они были последовательными.

FAI, Всемирная федерация воздушного спорта Air, уже изучила эту проблему и придумала практический способ измерения удлинения для крыльев класса ССС в соревнованиях.

FAI уже точно определила удлинение в классе ССС следующим образом (см рис 1):

Какой эффект мог бы ограничивать удлинение имеют по дизайну?

За последнее десятилетие парапланы с более высокими дугами становятся более популярными из-за их лучшей управляемости. Любые ограничения на соотношение сторон распространяются только к плоской пропорции, и вполне вероятно, что эта будет стимулировать дизайнеров, чтобы сделать снова более плоскими, что, вероятнее всего снизит как управляемость так и безопасность. Таким образом, могут быть как негативные последствия ограничения в значении удлинения, но также и позитивные.

Эволюция в удлинении

Каждый год производители заявляют о технологических усовершенствованиях в конструкции параплана, которые делают крылья с высоким значением удлинения более простыми в обращении и более безопасными. Я помню, как один дизайнер рассказывал мне несколько лет назад, что никогда не может быть сделан параплан, чтобы он безопасно летал и его с соотношение сторон было выше, чем 6,0. Он имел в виду крылья для соревнований, конечно, но теперь есть крылья с сертификацией EN В соотношение сторон которых 6,0, и летать на них довольно просто и легко. Итак, мы видим эволюцию около 0,5 значений в пропорции на каждые 10 лет с точки зрения дизайна. Крыло выпущенное в 2006 году с удлинением равным 5.0 будет также безопасно, как крыло выпущенное в 2016 году с удлинением 5,5. Если будет принято правило, ограничивающее значение удлинения, то это приведет у остановке процесса эволюции в дизайне крыльев.

Как удлинение влияет на безопасность?

Планеры имеют ограниченное соотношение сторон в течение многих лет. Причина этого в первую очередь из-за структуры самого планера. Крылья соединены консольно с фюзеляжем и поэтому любое увеличение удлинения приводит к большим пролетами, и это означает, что крылья должны быть более сильным и более жестким, а это ведет к огромному увеличению веса и стоимости планера. На самом деле вес и стоимость увеличиваются в три раза, если увеличивается куполпланера, поэтому эффект от увеличения удлинения огромен. Парапланы не имеют таких ограничений: если крыло больше, то добавляются стропы, чтобы поддержать его, так что подобного ограничения удлинения для парапланеристов не существует.

Есть две основные причины, по которым удлинение влияет на безопасность параплана. Во-первых, общая управляемость и управляемость крыла хуже крыльев с более высокого значением удлинения. У большого крыло большая инерция. Хорды также уменьшены, что приводит к более короткому тормозному давлению и более высокой скорости торможения (. stall speed). У крыльев с более высоким удлинением, более вероятно, завязки галстука, т.к. их концы более тонкие, свободно двигаются и путаются в стропах.

Однако есть и некоторые недостатки уменьшения значения удлинения (помимо более низкой производительности, конечно). Крылья с низким значением удлинения скорее всего будут спирально нестабильными. Спиральная стабильность это очень важный аспект, учитываемый при оценке безопасности крыла.

Брюс Голдсмит летает с 1980 года. Он дважды был чемпионом Великобритании по дельтапланеризму, трижды чемпион Великобритании по парапланеризму и победитель чемпионата мира по парапланеризму в 2007 году. Он занимается разраблткой парапланов уже в течение 20 лет.

Источник

Аэродинамические характеристики крыла самолета

ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент C_x входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью V_cp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v₁. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и V_cp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

где λ — удлинение крыла.

Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V₁

Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к α_кр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы R_n и R_t.

Сила R_n мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что R_n = Y. Момент силы R_n относительно точки А равен

где Х_с— расстояние от центра давления до точки А.

Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой R_m. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Х_с может соответствовать изменению R_m при постоянном плече b. Величину R_m определяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу R_m при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент C_mA в формуле

Зависимость коэффициента C_mA от угла атаки α представлена на рис. 6.

Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су _max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

При полете на угле атаки, имеющем К_max модель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол атаки был равен экономическому углу.

Угол атаки нулевой подъемной силы α₀ лежит на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки С_у = 0.

Угол атаки, при котором С_х имеет наименьшее значение С_{х min} находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси С_у.

Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re Re_кpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.

Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

Источник

ВНИМАНИЕ. Обновите свой браузер! Наш сайт некорректно работает с IE 8 и более старыми версиями.

Квадрат размаха крыла делённая на площадь.
Удлинение = размах*2/S.

Это можно понять, если к примеру за основу возьмём прямоугольное крыло.
там формула будет проще удлинение = размах/хорду
Т.е. если крыло к примеру по размаху 10 метров а хорда = 1 метру, то удлинение будет = 10.
А так как в парапланеризме в частности, крылья имеют свою геометрию, т.е. не прямоугольны, то применяется для простоты исчесления вышеописанная формула.

P.S. Учитесь пользоваться Гуглом уже!

Сказала, как отрезала

сильнейший художественный образ

Ну неужели лень набрать в Гугле «удлинение крыла определение».

В результате при проектировании параплана каждый раз приходится идти на компромиссы, подбирая удлинение так, чтобы не поиметь больших проблем, но в то же время обеспечить достаточные аэродинамические характеристики.

Надо понимать, что наращивание удлинения всегда требует от конструктора целого ряда дополнительных шагов, чтобы сохранить на приемлемом уровне безопасность и манёвренность. Вот наиболее типичные шаги:

Итак, на входе имеем желание нарастить удлинение. На выходе получаем сильно нагруженный, высокоарочный, высокий аппарат со сложной внутренней структурой и небольшим числом строп. Как он себя ведёт по сравнению с более простыми аппаратами?

Источник

Несущие крылья. Часть 2. Геометрия крыла.

Терминология

Посмотрим на типовое крыло в плане:

Чтобы покончить с основными терминами, посмотрим на крыло вдоль линии полета:

У большинства крыльев его концы на таком виде находятся выше корневого сечения, и крыло напоминает по форме латинскую букву V. Такую особенность называют поперечным V крыла и измеряют в градусах. Если концы выше – то положительное V, если ниже корневого сечения, то отрицательное V крыла. Если у крыла на данном виде две или даже три точки излома, то говорят о двойном или тройном V крыла. У самолета

есть еще продольное V, но его рассмотрение выходит за рамки данной статьи.

Удлинение

Мы начинаем рассмотрение геометрических характеристик крыла с важнейшей: удлинения крыла. На заре авиации, когда еще не было аэродинамики как науки, а самолеты уже летали, наиболее талантливые конструкторы интуитивно понимали роль удлинения крыла в создании подъемной силы. Выдающиеся по грузоподъемности самолеты были созданы тогда русским конструктором Сикорским. Они имели удлинение крыла более 10 и превосходно летали. А, к примеру, известный русский конструктор Можайский, не понял значения удлинения крыла, и его самолеты не полетели. Почему так важно удлинение крыла?

В первой части статьи мы рассматривали обтекание профиля в плоскости сечения. Подъемная сила крыла создается за счет небольшого подпора давления на нижней поверхности крыла и большого разряжения на верхней. Разница давления создается динамически – набегающим потоком. Естественно, что воздух, как и всякий газ стремится выровнять давление. Но как? Верхняя и нижняя поверхности разделены твердым крылом, – здесь газу не пройти. Вокруг передней кромки крыла – мешает скоростной напор набегающего воздуха в передней части нижней поверхности крыла. Вокруг задней кромки – сдерживает линии обратного тока воздуха скоростной напор на верхней поверхности крыла. Когда его не хватает, – происходит отрыв пограничного слоя и давление начинает выравниваться, – быстро падает подъемная сила крыла. Этот случай рассмотрен в первой части статьи. Как же воздух может выравнивать давление под и над крылом?

Маленькое лирическое отступление. В родном НИИ, где автор работает всю жизнь, в среде аспирантов и соискателей распространена байка, приписываемая профессору, сказавшему однажды: «Двигать науку вперед – трудно, назад – нельзя. Значит, будем двигать ее вбок». Посмотрим, что происходит с разницей давлений на краю крыла:

Как видите, воздух с нижней поверхности, где давление избыточно, начинает свое движение вбок, и обогнув вокруг края крыла, попадает на верхнюю поверхность. Разница давления уменьшается и падает подъемная сила крыла. Поскольку крыло движется в потоке, все это происходит динамически. К моменту прихода большей части воздуха на верхнюю поверхность крыла – оно уже уходит вперед и остается закрученный в вихрь воздух. При движении крыла оно оставляет за собой вихревые жгуты по концам крыла.

В первой части статьи мы говорили о лобовом сопротивлении и двух его составляющих – профильном сопротивлении и индуктивном. В диапазоне рабочих углов атаки профильное сопротивление почти не меняет своего значения. Индуктивное же, пропорционально квадрату С _y, что хорошо видно на графике:

Как и разряжение на верхней поверхности крыла, вихревые жгуты по концам крыла можно увидеть собственными глазами на аэрошоу при показательном пилотаже сверхзвуковых самолетов. Когда самолет резко маневрирует, с концов крыльев срываются жгуты белой пелены из конденсата влаги, содержащейся в воздухе:

Итак, стало понятно, что для получения возможно большого аэродинамического качества крыла, надо увеличивать его удлинение. Это была миска меда. Сейчас добавим туда много ложек дегтя.

Первая ложка – конструктивная. При увеличении удлинения у крыла фиксированной площади уменьшается его хорда и строительная высота лонжерона. Одновременно увеличивается длина плеча приложения подъемной силы консоли крыла к корневому сечению лонжерона. Получается, что при увеличении удлинения вдвое, требования к прочности лонжерона увеличиваются вчетверо. Сразу отметим, что в большой авиации чаще всего главной причиной снижения удлинения крыла является именно прочностные возможности его лонжерона.

Вторая ложка – тоже конструктивная. Для того, чтобы по размаху крыла обеспечить одинаковый угол атаки всех профилей, необходимо иметь достаточно жесткое на кручение крыло. Чем его удлинение больше, тем труднее обеспечить требуемую жесткость. Помимо раздрая в углах атаки и связанного с ним снижения аэродинамического качества, в мягком на кручение крыле возможны резонансные явления, получившие название флаттера. Рассматривать его сейчас не будем, упомянув лишь, что из-за этого явления погибли сотни пилотов в большой авиации. Две модели самолетов автора тоже разрушались в воздухе из-за него же.

Третья ложка – аэродинамическая. Крыло повышенного удлинения снижает маневренные качества самолета по крену. Подробнее его причины рассмотрены в следующей главе о сужении крыла.

Четвертая ложка – тоже аэродинамическая. При равной площади увеличение удлинения приводит к пропорциональному снижению хорды крыла и, соответственно, числа Re его обтекания. Поэтому, увеличивая удлинение в погоне за аэродинамическим качеством, у медленно летающих моделей можно неожиданно получить при росте удлинения резкое снижение аэродинамического качества крыла. Это когда число Re попадает в область докритического обтекания. Борются с этим, как уже упоминалось в первой части статьи, размещением на крыле турбулизаторов.

Каков диапазон применяемых удлинений крыла в авиации? Он очень широк. Для сверхзвуковых маневренных самолетов крыло часто имеет удлинение меньше 1. У некоторых неманевренных, например у Конкорда и Ту-144, удлинение крыла тоже менее 1. Это специфика сверхзвука и здесь разбирать ее не будем. Пример приведен лишь для копиистов, которые должны понимать, что на модельных скоростях такие крылья обладают очень плохими несущими способностями и надо максимально снижать удельную нагрузку на крыло у копий самолетов с минимальным удлинением.

Максимальное известное автору удлинение – чуть более 50 имеет немецкий планер «Эта». В бескомпромиссной борьбе за аэродинамическое качество его конструкторы смогли сделать достаточно жесткое крыло такого фантастического удлинения. В указанном диапазоне укладываются все летающие на сегодня крылья.

О моделях. Помимо копий, малые удлинения крыльев – около 4, характерны для фан-флаев. Эти модели имеют низкую нагрузку на крыло и несущие свойства крыла для них второстепенны. Пилотажные самолеты имеют удлинения 5 – 6. Такие же удлинения характерны и для учебно-тренировочных моделей. Планеры, у которых аэродинамическое качество – важнейший параметр, имеют удлинения от 10 для пилотажных и маневренных моделей до 20 у кроссовых радиопланеров. Здесь многое определяется предназначением планера. Для классов F3Jи F3F, где важны маневренные качества, удлинение обычно не превышает 15. Интересно, что при большем удлинении планер может проиграть состязание в термических потоках в силу снижения способности оставаться в узком термическом потоке. В книге DasThermikbuchfuerModellfliger приведен пример сравнения двух планеров применительно к среднеевропейским термикам. Получается, что у планера Bocian, имеющего удлинение крыла 16, скороподъемность в потоке будет меньше, чем у планера Pionyr с удлинением 9, за счет большего радиуса виража. Имея аэродинамическое качество на 40% больше, первый планер уступит второму по скороподъемности в термике на 23%! Тоже и у моделей планеров. Во многих скоростных и гоночных спортивных видах моделей удлинение жестко задано техническими требованиями к ним и конструкторы не вольны его выбирать.

Сужение

Задачи, для решения которых применяют сужение крыла, существенно различаются для самолетов разного назначения. У самолетов с высоким аэродинамическим качеством крыло, как правило, большого удлинения > 8. Для равномерного распределения погонной подъемной силы вдоль размаха консоль должна быть эллиптической в плане. Однако, эллипс нетехнологичен. Применяя трапециевидное крыло с сужением, достигают близкого к эллиптическому крылу распределения подъемной силы вдоль размаха крыла.

Для парителей сужение крыла влияет и на характер обтекания разных участков крыла. На маленьких скоростях, где весьма критично полетное число Рейнольдса, необходимо помнить, что при сужении 2 число Re корневого и концевого профилей крыла тоже отличается вдвое.

На крыльях большого удлинения, сужение крыла облегчает построение лонжерона свободно несущего крыла. Из-за сужения, при профиле по размаху равной относительной толщины, в корневой части строительная высота лонжерона получается существенно больше, что способствует оптимизации его конструкции по весу. Все отмеченное важно для неманевренных самолетов (планеры, бомбардировщики, грузо-пассажирские).

Для маневренных самолетов, класса пилотажки или истребителя, сужение крыла преследует совсем другие цели. У этих самолетов удлинение крыла, как правило, около 5?6 и меньше. В условиях ближнего воздушного боя очень важна высокая угловая скорость по крену и высокое угловое ускорение по крену. Сначала разберем, почему они важны.

В ближнем бою побеждает самолет, способный двигаться по криволинейным траекториям меньшего радиуса кривизны. Т.е. при равной скорости – с большими перегрузками. Но перегрузки большого значения возможны только в плоскости симметрии крыла. Поэтому для преследования задача упрощается и догоняющий пилот может упреждать движение цели, поскольку все многообразие движений сводится к одной плоскости. Скомпенсировать этот факт возможно только быстрым поворотом самолета по крену (а вместе с ним и упомянутой плоскости). Если у догоняющего самолета скорость и ускорение по крену меньше, он не способен долго продержаться в хвосте для прицельной стрельбы. Соответственно, наоборот, при большей угловой скорости по крену, есть все предпосылки догнать цель и сблизиться для прицельной стрельбы.

Угловая скорость по крену

Во время вращения самолета вокруг продольной оси на крыло действует демпфирующий момент, противодействующий вращению. Возникает этот момент из-за разных местных углов атаки консолей крыла. Действительно, скорость набегающего потока векторно складывается с линейной скоростью конца консоли, направленной по касательной в плоскости, перпендикулярной оси самолета. Допустим, самолет вращается по часовой стрелке и в рассматриваемый момент консоли крыла горизонтальны. Правая консоль движется вниз, левая – вверх. Местный угол атаки профиля крыла на конце правой консоли увеличивается и подъемная сила на конце правой консоли растет. На левой консоли местный угол атаки ее конца уменьшается, или даже становится отрицательным – это зависит от соотношения линейной скорости самолета, скорости его вращения и размаха крыла. Из-за разницы местных углов атаки возникает момент по крену, тормозящий вращение самолета. Причем основной вклад в создание этого демпфирующего момента вносят концы консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная. Потому что линейно к концу консоли нарастает плечо силы, и линейно же нарастает компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, а значит и С _y и подъемную силу. В результате, крыло с сужением 2 должно было бы иметь вчетверо меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом. В действительности, процессы несколько сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление уменьшает эффект от сужения. В теории крыла доказано, что при переходе от прямоугольного крыла к крылу с сужением демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла. Т.е. демпфирующий момент прямоугольного крыла вдвое больше равного ему по площади и размаху треугольного крыла. А это значит, что при одинаковых элеронах и угле их отклонения крыло с сужением будет вращаться по крену с большей угловой скоростью.

Особенно заметно влияние сужения на угловую скорость по крену у треугольного крыла – МИГ-21 во Вьетнаме в ближнем бою абсолютно превосходил фантом F-4, в т.ч. из-за дикой маневренности по крену. Впервые с этим явлением столкнулись на испытаниях Ла-250, имеющего треугольное крыло, да еще малого удлинения. Испытатели справились с ним только после установки системы гиростабилизации по крену. Система была, между прочим, гидромеханическая, без электроники.

Угловое ускорение по крену

Здесь сужение сильно влияет на момент инерции самолета относительно продольной оси, который, практически равен моменту инерции крыла. При вычислении момента инерции берется интеграл от произведения элементарной погонной массы на квадрат расстояния от оси. Допустим, у нас крыло с сужением 2. Тогда погонная масса на конце крыла будет вчетверо меньше, чем у корня (площадь профиля с вдвое меньшей хордой меньше вчетверо). В этом случае момент инерции крыла с сужением 2 будет теоретически в 16 раз меньше равного ему прямоугольного крыла. На практике разница меньше, из-за, к примеру, одинаковой по размаху толщины обшивки. Тем не менее, крыло с сужением будет набирать угловую скорость по крену во много раз быстрее. Кстати, гасить угловую скорость по крену такое крыло будет тоже быстрее, что важно для точного выхода пилотажки из серии бочек или из штопора.

Для тренировочных моделей излишняя маневренность по крену крайне вредна, потому что требует от пилота высокой квалификации и автоматизма в управлении моделью по крену.

Помимо сужения, на указанные характеристики еще сильнее влияет относительное удлинение крыла. Настолько сильно, что при большом удлинении отмеченные зависимости уже не столь значимы. Вместе с тем, большие удлинения характерны для неманевренных самолетов. Поэтому динамические характеристики там и не важны.

Стреловидность

С приходом большой авиации в эпоху околозвуковых и сверхзвуковых скоростей несущее крыло приобрело стреловидность. Эта геометрическая характеристика позволила снизить эффект резкого роста С _x на околозвуковых скоростях. Собственно, другого положительного свойства стреловидность не давала, ухудшая практически все аэродинамические характеристики, и создавая еще больше проблем конструкторам.

В авиации малых скоростей, к которой относятся и все летающие модели, стреловидность по аэродинамическим соображениям не применяется, за одним исключением, – на самолетах-бесхвостках.

Зачем стреловидность в бесхвостках?

В первой части статьи уже упоминалось, что для обеспечения продольной устойчивости самолета без стабилизатора существует два способа. Первый – применение стабилизирующегося S-образного профиля на крыле – рассмотрен там же. Напомним, что этому способу присущ сильный недостаток, – узкий полетный диапазон С _y, из-за чего приходится резко снижать нагрузку на крыло.

Второй способ обеспечения продольной устойчивости бесхвостки заключается в комбинации стреловидного крыла с отрицательной круткой концевого профиля. В этом случае, концевые участки крыла, всегда находятся на меньших углах атаки, чем корневые участки крыла. У большинства профилей поляра в диапазоне полетных углов атаки образована параболой (выпуклая кривая). Поэтому элементарные приращения подъемной силы при увеличении угла атаки на концах крыла (сзади) будут больше, чем у корневой части (спереди), что и обеспечивает продольную балансировку.

Нужно учитывать при построениях, что таким способом можно найти САХ только у крыла без крутки. Для стреловидного крыла с круткой, аэродинамически подобного прямоугольного крыла вообще не построить.

У моделей-копий стреловидность крыла, – один из наиболее важных формообразующих факторов, которым нельзя пренебречь, воспринимаемый, поэтому конструкторами как неизбежное зло. Почему, собственно, зло?

Во-первых, у стреловидного крыла сумма длин консолей крыла больше его размаха. Значит, при одинаковой длине консолей (и весе) стреловидное крыло будет иметь меньшее удлинение, чем прямое. Соответственно – меньшее аэродинамическое качество.

Во-вторых, при положительной стреловидности обтекающий крыло воздух приобретает небольшую скорость, направленную вдоль консоли к ее концу:

При этом направление скорости потока усиливает эффект образования концевого вихря, что дополнительно снижает аэродинамическое качество крыла. При отрицательной (обратной) стреловидности, наоборот, скос потока снижает концевой эффект и повышает качество крыла. Зато возникает масса проблем обеспечения крутильной устойчивости конструкции крыла для борьбы с флаттером. Флаттер – явление сложное, погубившее тысячи пилотов на заре авиации. Здесь мы его рассматривать не будем, отметив лишь, что для крыла обратной стреловидности (КОС) добиться устойчивости по флаттеру приемлемыми по стоимости способами до сих пор не смогли даже в большой авиации.

В-третьих, в конструкции стреловидного крыла, в полете помимо изгибных моментов по лонжерону, возникают сопоставимые по величине крутильные моменты, требующие от конструктора принятия дополнительных мер (а это дополнительный вес) по обеспечению крутильной жесткости крыла.

Несмотря на сплошные недостатки, стреловидность все же встречается и у низкоскоростных самолетов. Тому есть пара причин. Первая – как ни странно, но конструкторы в большой авиации, как и моделисты иногда промахивались в расчетах центровки. Чтобы переделывать не весь самолет, в небольших пределах можно переместить фокус всего крыла, придав его консолям небольшую стреловидность. Именно так менялась стреловидность консолей у самого массового самолета Великой Отечественной войны, штурмовика ИЛ-2. По тем же причинам известный польский планер «Бланик» получил небольшую обратную стреловидность:

Вторая причина – стреловидность крыла используется как один из способов повышения поперечной устойчивости самолета. При возникновении крена на крыло, самолет начинает скольжение в сторону крена. При положительной стреловидности консоли крыла оказываются в разных условиях обтекания:

Как видно из рисунка, эквивалентный размах консоли, в сторону которой идет крен и скольжение, больше, чем у другой. Значит и подъемная сила на ней становится больше, что и выправляет крен самолета. В отличие от других способов обеспечения поперечной устойчивости, стреловидность не нарушает симметрии самолета в прямом и перевернутом полетах, что особенно ценно у пилотажных самолетов. Впрочем, чрезмерная устойчивость там тоже вредна. Поэтому большинство пилотажек имеет небольшую стреловидность крыла.

Крутка

В главе про удлинение крыла показано, что даже у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху меняются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Чтобы снизить его отрицательные последствия, надо установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчетной скорости полета. Чтобы расширить диапазон оптимизации применяют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на конце менее несущий профиль. Он обладает меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. В случае хорошего согласования поляр можно сделать крыло, обладающее более широким диапазоном скоростей высокого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке. Однако такой способ сложнее в проектировании.

Помимо повышения аэродинамического качества крыла, крутки применяют и для других целей. В главе про стреловидность уже приводился пример использования крутки для обеспечения продольной устойчивости бесхвостки.

Крутка крыльев широко применяется у свободнолетающих моделей для разных целей. В классе F1 модель должна летать кругами. Чтобы получить круги без скольжения, применяют разные углы установки консолей, – это тоже крутка. Иногда, у моделей F1В применяют положительную крутку на ушках крыла. Проигрывая по качеству, такое крыло обладает свойством самоцентрирования в термическом потоке. Летая на субкритических углах атаки, при попадании ушка в находящийся сбоку от траектории полета восходящий поток, обтекание выходит на закритический угол и срывается.

Появляется одновременно момент по крену и по курсу, «доворачивающий» модель в поток. Какая крутка крыла свободнолетающей модели, положительная или отрицательная, оптимальна, зависит в основном от тактики спортсмена.

Крутка крыла приводит к ассиметрии аэродинамики самолета. Тем не менее, есть пример использования аэродинамической крутки на пилотажке. Это модель «Funtana» известного теперь и в Москве Себастьяна Сильвестри:

На этой модели он применил значительное сужение крыла при постоянной вдоль размаха строительной высоте лонжерона. В результате относительная толщина профиля на конце крыла в разы больше, чем у корня. Такая аэродинамическая крутка не нарушает симметрии самолета. Ее достоинство в том, что срыв обтекания при больших углах атаки на концах крыла происходит гораздо позже, чем у корневого сечения. Это позволяет сохранить эффективность управления по крену уже при начавшемся у корня крыла срыве обтекания, – очень полезно для чистого исполнения таких фигур 3D пилотажа как «лифт».

Поперечное V

Механизм влияния поперечного V крыла на устойчивость самолета по крену достаточно прост, но почему-то и здесь весьма распространены среди моделистов заблуждения. Поэтому разберем его поподробнее.

Допустим самолет с положительным V крыла в прямом полете получил небольшой крен на одну из консолей. Поскольку изначально крыло находилось под некоторым углом атаки к горизонту, то углы атаки консолей накрененного крыла с положительным V уже не будут равны. Приподнятое крыло будет иметь меньший угол атаки, чем слегка опущенное. За счет разности углов атаки консолей различается и соответствующая их подъемная сила. Эта разность образует момент, стремящийся восстановить крен.

Кроме того, при накрененном крыле силы, действующие на каждую консоль, будут выглядеть так:

От чего зависит величина необходимого угла V крыла?

Для моделей, не управляемых по крену, необходим большой угол V крыла для устойчивого полета. Но слишком большое V снижает аэродинамическое качество крыла. Почему?

Посмотрим на крыло в полете без крена:

Из рисунка легко увидеть, что подъемная сила крыла с углом излома в cos раз меньше прямого плоского крыла из тех же консолей. Соответственно, в cos раз уменьшается и аэродинамическое качество. Чтобы не так сильно снижать качество при обеспечении устойчивости по крену делают крыло из центроплана и ушек:

Конструктивно оно сложнее, зато обладает большим аэродинамическим качеством при равной с одинарным V крыла поперечной устойчивости.

Поскольку мы заговорили о поперечной устойчивости (по крену), нельзя не упомянуть о ее взаимосвязи с путевой устойчивостью (по курсу) самолета. Эта взаимосвязь выражается в том, что не любое сочетание путевой и поперечной устойчивости обеспечивает нормальный полет самолета.

Остановимся на этом подробнее.

Если же путевая устойчивость для данной поперечной слишком велика, то возникает другая проблема. Когда самолет введен в установившейся вираж, характер обтекания консолей крыла существенно различается. Внешняя консоль движется по большему радиусу, чем внутренняя. Соответственно, линейная скорость обтекания воздухом внешней консоли больше, чем внутренней. Значит, подъемная сила внешней консоли больше, чем внутренней, что создает момент, стремящийся увеличить крен самолета внутрь виража. Если пилот не вмешивается, то самолет затягивает во все более узкий вираж, переходящий в воронкообразную спираль. У грамотно спроектированного самолета, когда его киль не слишком велик, доворачивающий момент компенсируется в установившемся вираже скольжением самолета на внутреннюю консоль. То есть, продольная ось самолета не совпадает с касательной к его траектории на вираже. Нос самолета слегка развернут наружу виража. Такое скольжение создает момент, компенсирующий описанный выше доворачивающий момент. В этом случае самолет самостоятельно, без участия пилота способен выполнять установившейся вираж.

Заключение

В двух статьях о несущем крыле, даны лишь основные тезисы классической теории крыла. Совершенно не упомянуты процессы на крыльях очень малых удлинений, нетиповой конфигурации, к примеру, кольцевое крыло. Опущены также тезисы современной теории вихревого обтекания безмоментных крыльев и роль корневых наплывов крыла у самолетов интегральной компоновки. Авторы надеются, что статьи побудят людей творческих обратиться к более серьезной литературе по аэродинамике крыла, с уже знакомой им терминологией и основными понятиями.

Источник