Доля индуктивйого сопротивления в общем балансе сопротивления уменьшается с ростом скорости из-за уменьшения потребных Су. . Особенно сильно уменьшается доля индуктивного сопротивления на сверхзвуковых скоростях. Здесь основную часть сопротивления составляй- волновое. Дчя уменьшения его величины применяют крылья малых удлинений;

Уменьшение удлинения благоприятно сказывается на массе крыла. С уменьшением удлинения при неизменной площади крыла из-за уменьшения плеча результирующей аэроданамической силы снижается изгибающий момент в корневых, сечениях и увеличгГваются их хорды, а следовательно, и строительная высота, что позволяет уменьшить площади силовых элементов, а значит,и массу конструкции.

Масса конструкции снижается и с увеличением сужения, так как при этом также уменьшается изгибающий момент и увеличиваются хорды в корневых сечениях крыла.

Увеличение сужения повышает и эффективность механизации, так как ее влияние распространя*ется на большую часть площади крыла.

Но увеличение сужения ухудшает характеристики устойчивости и управляемости из-за перемещения места начала срыва потока к концевым сечениям крыла. - ,

Сужение оказывает влияние на величину максимального значения коэффициента подъемной силы. Су niax Достигается при т?=2. 3.

Прямоугольньхе и трапециевидные крьья носЯт название прямых.

Прямоугольное крало обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при полете на больших углах атаки, У прямоугольного крыла максимальное значение коэффициента подъемной силы получается на середине. полуразмаха, и даже при наступлении срыва потока в этой зоне концы крыла еще работают в докритической области, благодаря чему обеспечивается поперечная устойчивость и сохраняется эффективность элеронов. Кроме того, прямоугольное крыло проще в изготовлении.

В настоящее время прямоугольные крьшья применяются лишь на самолетах, у которых требование безопасности полета на малых скоростях, обеспечиваемое в первую-рчередь сохранением управляемости, является одним из главных (самолеты первоначального обучения,еельеко-хозяйствениой авиации и т.п.), Для уменьшения массы такие крылья делаются подкосными или в виде коробки крьшьев биплана.

Трапециевидные крылья нащли широкое применение на дозвуковых самолетах. Для обрспечения потребной центровки трапециевидные крьшья могут иметь небольшой угол стреловидности (порядка ± 10 ) .

На самолетах, летающих с околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, применяются стреловидные крылья. Скорость воздушного потока . над поверхностью крыла; как известно, не. равна скорости полета самолета V, а выше ее. При какой-то скорости полета местная скорость в некоторых точках над поверхностью крыла может достигнуть скорости звука а и превысить ее, В этих местах возникают скачки уплотнения, чтовызывает так называемый волновой кризис, который ропровождается появлением волнового сопротивления, падением подъемной силы, изменением положения центра давления. .

Число м=: V/e, при котором на крыле появляется местная скорость, равная скорости звука, называется критическим числом маха и обозначается м..

придание крылу стреловидной формы в плане позволяет повысить 14 , ,

о,/ о,г o,j 0,4 Q,s cj,.

рис. 2.2. изменение м,в зависимости от Й1с. 2.3. изменение коэффициента Сх по Су прн различнвгх углах стреловидное- числу м при различных углах стреловид-ти крыла но ста крыла

Т.е. оттянуть возникновение волнового кризиса до больших скоростей полета.

Полученное на основе экспериментов выражение для критического числа Маха стреловидного крьша записывается в виде

1 -f COSX

На рис, 2.2 показано изменение Мв зависимости от Су при различных

углах стреловидности крьша, .

Увеличение угла стреловидности приводит не только к росту М, но и делает протекание волнового кризиса более плавным. На рис. 2.3 показано изменение коэффициента по числу М при различных углах стреловидности крыла.

Этими же достоинствами обладают и крьшья с отрицательной стреловидностью, но они применяются редко, так как создают затруднения при компоновке и центровке самолета. Рассматривать мы будем только крылья с положительной стреловидностью.

Однако применение стреловидного крьша создает и ряд дополнительных трудностей. Основные из этих трудностей следующие,

1. Нарушение поперетаой и продольной устойчивости самолета и сниже-ние эффективности эл.еронов при полете на больших углах атаки из-за срыва потбка, который у стреловидного крыла возникает раньше в концевых сечениях. Для предотвращения этого срыва Г5)именяются аэродинамическая Ч и геометрическая крутка, концевые предкрылки и отклоняемые носки. Этой же цели служит применение запилов на передней кромке крьша и установка на его верхней поверхности так называемых аэродинамических гребней (рис. 2.4) . Запилы и гребни препятствуют перетеканию пограничного слоя от средней части к концам крыла и тем самым затягивают срыв.

2. Снижение максимального, коэффициента подъемной силы крьша.

3. Большой угол атаки, необходимый для достижения Су max-

4. Увеличение массы крьша.

С целью уменьшения волнового сопротивления удлинение стреловвд-ных крьшьев берется обычно меньше удлинения прямых крьшьев нескоростных самолетов. Кроме того, уменьшение удоинения благоприятно влияет на срывные характеристики стреловидного крьша при попете на боль--ших углах атаки при малых скоростях. Уменьшение удлинения выгодно в весовом отношении.

noBepHtjmo Рис. 2.4. Схема установки аэродинамического гребня на крыле н устройство за--лилов:

УТг::1>. а - установка аэродинамического гребня;

б - запил на передней кромке крьша

ась поборота крыла

Рис. 2,5. Схема крыла изменяемой геометрии

* #

Стремление получить хорошие аэродинамические характеристики как при максимальной сверхзвуковой скорости, так и при дозвуковой скорости привело к созданию крыльев изменяемой геометрии. Изменение геометрии происходит вследствие изменения угла стреловидности консолей крьша (рис, 2.5).

Спрямление крыла на режиме взлета и посадки приводит к значительному увеличению его несущей способности из-за увеличения удлинения, относительной толщины профиля (по потоку) и из-за повышения эффективности механизации. Все это позволяет существенно снизить посадочную скорость й скорость отрыва и сократить благодаря этому взлетно-посадочную дистанцию.. С ростом скорости полета угол стреловидности крьша увеличивается, и на сверхзвуковой скорости крыло устанавливается в крайнем заднем положении. Увеличение угла стреловидности и происходящее при этом уменьи1ение Удлинения приводят к снижению волнового сопротивления.

Установка крыла изменяемой геометрии будет оправдана тогда, когда вызванное этим утяжеление, конструкции крьша, усложнение управления самолетом будут компенсированы здгучшением его летных характеристик.

На самолетах, летающих с большими (жерхзвуковыми скоростями, большое распространение нашли крьшья треугрльной формы в плане. Эти крьшья имеют малое уддшение (X < 2,5) и набраны из тонких сверхзвуковых профилей. При малом удлинении обеспечиваются пространственность обтекания и возможность применения очень тонких профилей,что обеспечивает плавное протекание волнового кризиса, причем пик Сх получается небольшим. .

Для самолетов больших сверхзвуковых скоростей могут быть применены стреловидные и прямые коьшья малых удлинений. Так, например, прямоугольное крьшо малого удаинения при М> 2,5 имеет даже меньшее сопротивление, чем треугольное. Но это крьшо значительно уступает треугольному в весовом отношении, так как у последнего при прочих равных условиях (одинаковые площади, удлинение и профиль) изгибающий момент в корневых сечениях будет меньше, а строительная высота из-за больших хорд - больше, чем у крьша любой другой формы. Кроме того, треугольные крьшья при одинаковой прочности с крьшьями других форм обладают большей жесткостью.

Основные недостатки треугольных 1рьшьев, как и всех крьшьев малого удлинения, проявляются при полете на довуковых скоростях. На-

иболее существенным из них является очень малое значение с (малый наклон кривой Су={{а)). Из-за пространственности обтекания крьша малого удлинения концевые срывы затяпйаются на очень большие \ггпы атаки. Но использовать большие значения Су на посадке очень затруднительно, так как увеличение Опос потребует установки очень высокого шасси, что усложнит его уборку и увеличит массу. При нормальном же значении посадочного угла атаки апос= 12...14° значение Су будет значительно меньше, чем у крьша большого удлинения. Поэтому треугольные-крылья нуждаются в более эффективной мехашзации.

, ФОРМА ПОПЕРЕЧНОГО СЕЧЕНИЯ КРЫЛА (ПЮФИЛЬ)

Различают следующие формы крыльевых профилей (рис. 2.6): выпукло-вогнутые (я), плосковыпуклые (б), двояковыпуклые несимметричные (в), двояковыпуклые симметричные (г),S-образные (d), ромбовидные (е) и клиновидные (ж). , .

Основными геометрическими параметрами профиля являются.хорда Ь, максимальная толщина Сщзх, вогнутость (стрела прогиба средней линии) Гща.х,-радиус закругления носка.

Профиль ха)актеризуется и относительными параметрами: относительной толщиной c = Cmax/b, относительной вогнутостью f=fmax/b, местоположением максимальных значений толщины и вогнутости по хорде х.-= max/bHf =fmax./b-

Выпукло-вогнутый профиль имеет большое значение коэффициента подъемной силы, но обладает большим коэффициентом профильного сопротивления Схз р, у него значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки, применение его усложняет конструкцию крьша у задней кромки из-за малой строительной высоты и большой вогнутости. В нactoящee время этот профиль на самолётах не применяется.

Плосковыпуклый профиль имеет большое значение Су max при значительно меньшем, чем выпукло-вогнутый профиль, значении Сх р, он удобен в конструктивном отношении, но у него также значительно меняется положение центра давления при изменении угла атаки. Этот профиль иногда применяется на малоскоростных самолета) и планерах.

Рис. 2.6. Формы Профилей

Двояковыпуклый несимметричный профиль имеет малое профильное сопротивление Сх р при сравнительно высоких значениях Суптах Положение центра давления меняется незначительно с изменением угла атаки. В настоящее время такой профиль очень широко применяется на всех типах самолетов,

Симметричные профили в сравнении с несимметричными имеют меньшие значения Су max - Они применяются для крьшьев скоростных самолетов Hj как правило, для оперения.

S-образный, профиль - это профиль безмоментный с постоянным центром давления. Значения Су ах У него несколько меньше, а Сх, р больше, чем у плосковьшуклого и двояковыпуклого профилей. Зюбразный профиль. целесообразно применять на нескбростных самолетах, выполненных по схеме бесхвостка . i

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крьшьев самолетов, летающих с большими сверхзвуковыми и гиперзвукевыми скоростями..

Относительные размеры и форма профилей оказывают сильное влияние на аэродинамические, массовые, жесткостные и технологические характеристики крыльев.

Чем больше относительная толщина профиля, тем меньше (при прочих равных условиях) масса крыла, больше его полезный внутренний объем и больше жесткость. Однако нри этом увеличивается его аэродинамическое сопротивление, в особенности на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. , .

Увеличение кривизны средней линии профиля приводит к повышению коэффициента подъемной силы Суахи коэффициента момента Сщ

Уменьшение радиуса носка и отнесение наибольшей толщины профиля на 45...50% хорды позволяет отдалить наступление волнового кризиса до больших чисел м.

Уменьшение относительных толщины и вогнутости профиля приводит к уменьшению сопротивления и повышению М.

Увеличение М, может быть достигнуто и применением так называемых суперкритических профилей. Суперкритический профиль (рис. 2.7) имеет больший радиус носка, тонкий сильно изогнутый хвостик, относительно плоскую верхнюю поверхность и выпуклую нижнюю поверхность. В сравнении с обычным профилем подъемная сила у суперкритического профиля Образуется главным образом на хвостовой части. Такое распределение нагрузки обеспечивает меньшие скорости в точках максимальной толщины профиля, что и приводит к повышению У суперкритического профиля в сравнеши с обычным профилем той же относительной толщины повышается примерно на 0,075.

. Для крьшьев сверхзвуковых самолетов применяются очень тонкие профили (с= 0,02...0,06) с острой передаей кромкой.

Относительная толщина профилей крьша вдоль размаха обычно непостоянна: большая .- у корня и меньшая - к концу крьша. Благодаря этому снижается аэродинамические сопротивление крьша и уменьшается его масса. На концах крьшьев ставят часто профили с большим ар, что приводит к увеличению поперечной устойчивости и к улучшению эффективности элеронов при полетах на больших углах атаки благодаря смещению

Рис. 2.8. Формы крьшьев в виде спереди

Рис. 2.7. Суперкритический профиль

Рис. 2.9. Силы, действующие на самолет при крене

ТОЧКИ начала срыва потока по размаху от концов крьша к середине. Это назьюается аэродинамической закружой крьша.

Для этих же целей применяют и геометрическую закрутку крьша, которая заключается в повороте концевых сечений крьша относительно корневого, угеньшающем их угол установки. Часто применяется комбинированнаязакрутка-комбинация положительной аэродинамической закрутки с отрицательной геометрической, что позволяет одаовременно с повыше-нием поперечной устойчивости и улучшением эффективности элеронов при полете на больших углах атаки получить на малых углах атаки туже подъемную силу и почти то же сопротивление, которое имело бы крьшо без закрутки.

ФОРМА КРЫЛА ВВИДЕ СПЕРЕДИ

По форме в виде спереди (рис. 2.8) различают крьшья прямые (а), с положительным углом поперечного V (б), с отрицательным углом поперечного V (в), типа чайка (г), типа обратная чайка {д), с углом поперечного V концевой части (е)

Поперечное V крьша, характеризуемоеуглом ф - углом между плоскостью хорд крьша и плоскостью,-перпендикулярной к плоскости сим.< метрни самолета и проходящей через корневую хорду, обеспечивает попе-речную устойчивость самолета.

Рассмотрим влияние поперечного V крыла на поперечную устойчивость самолета.

Пусть самолет, летйщий прямолинейно и горизонтально, внезапно накренится (рис 29). Такой крен самолета может произойти вследствие горизонтального порьша ветра, допущенной при пилотировании ошибки и пр. При крене появляется боковая сила Z, представляющая собой равнодействующую подъемной силы Ya и силы тяжести G. Под влиянием боковой силы Z начинается скольжение в сторону опущенного крьша со скоростью V..