Несущие крылья. часть 2. геометрия крыла.

  • Терминология
  • Удлинение
  • Сужение
  • Угловая скорость по крену
  • Угловое ускорение по крену
  • Стреловидность
  • Крутка
  • Поперечное V
  • Заключение

Терминология

взглянуть на типовое крыло в плане:

Сечение крыла в плоскости симметрии именуется корневым профилем, а его хорда – корневойb кр. На финишах крыла соответственно концевой профиль и концевая хордаb кц. Расстояние от одного концевого профиля до другого именуется размахом крылаl. Хорда профиля крыла возможно различная на протяжении его размаха.

Отношение корневой хорды к концевой именуется сужением крылаn. Отношение площади крыла к его размаху именуют средней геометрической хордойb ср, а отношение размаха крыла к bср – удлинением крылаL. В случае если по ходу полета финиши крыла отклонены довольно корневого сечения, говорят о стреловидности крыла. На рис.1 продемонстрирована B – стреловидность по передней кромке – угол между перпендикуляром к передней и плоскости симметрии кромкой крыла.

Правомерно кроме этого сказать о стреловидности по задней кромке, но ответственнее всего – стреловидность по линии фокусов, т.е. линии, соединяющей фокусы профилей крыла на протяжении его размаха. Разумеется, что при нулевой стреловидности по линии фокусов у крыла с ненулевым сужением кромки не перпендикулярны плоскости симметрии крыла. Однако, принято вычислять его прямым, а не стреловидным крылом.

В случае если финиши крыла отклонены довольно корневого сечения назад, — говорят о хорошей стреловидности, в случае если вперед – об отрицательной. В случае если крыло в плане образовано задней кромками и прямыми передней, то стреловидность не изменяется на протяжении размаха. В случае если же это не верно, то стреловидность может изменять собственный значение а также символ.

Дабы покончить с главными терминами, взглянуть на крыло на протяжении линии полета:

У многих крыльев его финиши на таком виде находятся выше корневого сечения, и крыло напоминает по форме латинскую букву V. Такую особенность именуют поперечнымV крыла и измеряют в градусах. В случае если финиши выше – то положительноеV, в случае если ниже корневого сечения, то отрицательноеV крыла. В случае если у крыла на данном виде две либо кроме того три точки излома, то говорят о двойном либо тройномV крыла. У самолета

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

В случае если в половине крыла хорды всех его профилей по размаху лежат в одной плоскости и профиль во всех сечениях один, — говорят о плоском крыле. В случае если нет – то имеет место геометрическая крутка крыла. В этом случае угол атаки концевых профилей больше ( хорошая крутка) либо меньше ( отрицательная крутка), чем у корневого профиля крыла.

В случае если на протяжении размаха крыла изменяется его профиль – говорят об аэродинамической крутке. Крутка крыла отличается от его перекоса приблизительно тем же, чем разведчик отличается от шпиона. Первое нужно и полезно, а второе приходит само и приносит одни неприятности.

Удлинение

Мы начинаем рассмотрение геометрических черт крыла с серьёзной: удлинения крыла. На заре авиации, в то время, когда еще не было аэродинамики как науки, а самолеты уже летали, самые талантливые конструкторы интуитивно осознавали 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, например, русский конструктор Можайский, не осознал значения удлинения крыла, и его самолеты не полетели. Из-за чего так принципиально важно удлинение крыла?

В первой части статьи мы разглядывали обтекание профиля в плоскости сечения. Подъемная сила крыла создается за счет маленького подпора давления на нижней поверхности крыла и громадного разряжения на верхней. Отличие давления создается динамически – набегающим потоком.

Конечно, что воздушное пространство, как и каждый газ пытается выровнять давление. Но как? Верхняя и нижняя поверхности поделены жёстким крылом, – тут газу не пройти. Около передней кромки крыла – мешает скоростной напор набегающего воздуха в передней части нижней поверхности крыла.

Около задней кромки – сдерживает линии обратного тока воздуха скоростной напор на верхней поверхности крыла. В то время, когда его не достаточно, – происходит отрыв пограничного слоя и давление начинает выравниваться, – скоро падает подъемная сила крыла. Данный случай рассмотрен в первой части статьи.

Как же воздушное пространство может сглаживать давление под и над крылом?

Мелкое лирическое отступление. В родном НИИ, где создатель трудится всю жизнь, в среде соискателей и аспирантов распространена байка, приписываемая доктору наук, сообщившему в один раз: «Двигать науку вперед – тяжело, назад – запрещено. Значит, будем двигать ее вбок». Посмотрим, что происходит с отличием давлений на краю крыла:

Как видите, воздушное пространство с нижней поверхности, где давление избыточно, начинает собственный перемещение вбок, и обогнув около края крыла, попадает на верхнюю поверхность. Отличие давления значительно уменьшается и падает подъемная сила крыла. Потому, что 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 воздушное пространство.

При перемещении крыла оно оставляет за собой вихревые жгуты по финишам 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 практически не меняет собственного значения. Индуктивное же, пропорционально квадрату С y, что прекрасно видно на графике:

При С y равном нулю – индуктивное сопротивление также равняется нулю. Основной вклад в индуктивное сопротивление вносят отраженные на рисунке 3 вихревые жгуты. Очень распространено среди моделистов еще одно заблуждение в области аэродинамики, что эти вихревые жгуты, — единственные виновники индуктивного сопротивления. Это не верно. Кроме того крыло нескончаемого размаха все равно владеет индуктивным сопротивлением, но значительно меньшим по полной величине.

У крыла два финиша. Интенсивность отсоса энергии в концевой вихревой жгут зависит от погонной подъемной силы крыла, определяемой разностью давлений. Из этого очевидное ответ: потому, что финиша всего два, нужно уменьшить погонную подъемную силу, т.е. расширить размах крыла при той же его площади. А это и свидетельствует повышение удлинения крыла.

Приближенно можно считать, что концевой жгут очень сильно снижает погонную подъемную силу на расстоянии до двух хорд от финиша крыла. Исходя из этого для крыльев удлинения 4 и меньше, краевые эффекты радикально воздействуют на подъемную силу и индуктивное сопротивление крыла, в громаднейшей мере определяя аэродинамическое уровень качества крыла в целом.

Как и разряжение на верхней поверхности крыла, вихревые жгуты по финишам крыла возможно заметить собственными глазами на аэрошоу при показательном пилотаже сверхзвуковых самолетов. В то время, когда самолет быстро маневрирует, с финишей крыльев срываются жгуты белой пелены из конденсата жидкости, содержащейся в воздухе:

Несущие крылья. часть 2. геометрия крыла.

Итак, стало ясно, что для получения вероятно громадного аэродинамического качества крыла, нужно увеличивать его удлинение. Это была миска меда. на данный момент добавим в том направлении большое количество ложек дегтя.

Первая ложка – конструктивная. При повышении удлинения у крыла фиксированной площади значительно уменьшается его строительная высота и хорда лонжерона. В один момент возрастает протяженность плеча приложения подъемной силы консоли крыла к корневому сечению лонжерона.

Получается, что при повышении удлинения в два раза, требования к прочности лонжерона возрастают в четыре раза. Сходу напомним, что в громадной авиации значительно чаще основной обстоятельством понижения удлинения крыла есть как раз прочностные возможности его лонжерона.

Вторая ложка – также конструктивная. Чтобы по размаху крыла обеспечить однообразный угол атаки всех профилей, нужно иметь достаточно твёрдое на кручение крыло. Чем его удлинение больше, тем тяжелее обеспечить требуемую жесткость. Кроме раздрая в углах атаки и связанного с ним понижения аэродинамического качества, в мягком на кручение крыле вероятны резонансные явления, названные флаттера.

Разглядывать его на данный момент не будем, упомянув только, что вследствие этого явления погибли много пилотов в громадной авиации. Две модели самолетов автора также разрушались в воздухе из-за него же.

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

Четвертая ложка – также аэродинамическая. При равной площади повышение удлинения ведет к пропорциональному понижению хорды крыла и числа Re его обтекания. Исходя из этого, увеличивая удлинение в погоне за аэродинамическим качеством, у медлительно летающих моделей возможно нежданно взять при росте удлинения падение аэродинамического качества крыла.

Это в то время, когда число Re попадает в область докритического обтекания. Борются с этим, как уже упоминалось в первой части статьи, размещением на крыле турбулизаторов.

Каков диапазон используемых удлинений крыла в авиации? Он весьма широк. Для сверхзвуковых маневренных самолетов крыло довольно часто имеет удлинение меньше 1. У некоторых неманевренных, к примеру у Конкорда и Ту-144, удлинение крыла также менее 1. Это специфика сверхзвука и тут разбирать ее не будем.

Пример приведен только для копиистов, каковые должны осознавать, что на модельных скоростях такие крылья владеют весьма нехорошими несущими свойствами и нужно максимально снижать удельную нагрузку на крыло у копий самолетов с минимальным удлинением.

Большое известное автору удлинение – чуть более 50 имеет германский планер «Эта». В бескомпромиссной борьбе за аэродинамическое уровень качества его конструкторы смогли сделать достаточно твёрдое крыло для того чтобы фантастического удлинения. В указанном диапазоне укладываются все летающие на сегодня крылья.

О моделях. Кроме копий, малые удлинения крыльев – около 4, свойственны для фан-флаев. Эти модели имеют низкую нагрузку на крыло и несущие особенности крыла для них второстепенны.

Пилотажные самолеты имеют удлинения 5 – 6. Такие же удлинения свойственны и для учебно-тренировочных моделей. Планеры, у которых аэродинамическое уровень качества – наиболее значимый параметр, имеют удлинения от 10 для пилотажных и маневренных моделей до 20 у кроссовых радиопланеров. Тут очень многое определяется назначением планера. Для классов F3Jи F3F, где ответственны маневренные качества, удлинение в большинстве случаев не превышает 15.

Примечательно, что при большем удлинении планер может проиграть состязание в термических потоках в силу понижения свойства 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 уровень качества на 40% больше, первый планер уступит второму по скороподъемности в термике на 23%! Также 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 ответа которых используют сужение крыла, значительно различаются для самолетов различного назначения. У самолетов с высоким аэродинамическим качеством крыло, в большинстве случаев, громадного удлинения8. Для равномерного распределения погонной подъемной силы на протяжении размаха консоль должна быть эллиптической в плане. Но, эллипс нетехнологичен.

Используя трапециевидное крыло с сужением, достигают близкого к эллиптическому крылу распределения подъемной силы на протяжении размаха крыла.

Для парителей сужение крыла воздействует и на темперамент обтекания различных участков крыла. На мелких скоростях, где очень критично полетное число Рейнольдса, нужно не забывать, что при сужении 2 число Re корневого и концевого профилей крыла также отличается в два раза.

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

Для маневренных самолетов, класса пилотажки либо истребителя, сужение крыла преследует совсем другие цели. У этих самолетов удлинение крыла, в большинстве случаев, около 5?6 и меньше. В условиях ближнего воздушного боя крайне важна высокая угловая скорость по крену и высокое угловое ускорение по крену.

Сперва разберем, из-за чего они серьёзны.

В ближнем бою побеждает самолет, талантливый двигаться по криволинейным траекториям меньшего радиуса кривизны. Т.е. при равной скорости – с громадными перегрузками. Но перегрузки громадного значения вероятны лишь в плоскости симметрии крыла. Исходя из этого для преследования задача упрощается и догоняющий пилот может упреждать перемещение цели, потому, что все многообразие перемещений сводится к одной плоскости.

Скомпенсировать данный факт вероятно лишь стремительным поворотом самолета по крену (а вместе с ним и упомянутой плоскости). В случае если у догоняющего самолета ускорение и скорость по крену меньше, он не может продолжительно продержаться в хвосте для прицельной стрельбы. Соответственно, напротив, при большей угловой скорости по крену, имеется все предпосылки догнать цель и сблизиться для прицельной стрельбы.

Угловая скорость по крену

На протяжении вращения самолета около продольной оси на крыло действует демпфирующий момент, противодействующий вращению. Появляется данный момент из-за различных местных углов атаки консолей крыла. Вправду, скорость набегающего потока векторно складывается с линейной скоростью финиша консоли, направленной по касательной в плоскости, перпендикулярной оси самолета. Допустим, самолет вращается по часовой стрелке и в разглядываемый момент консоли крыла горизонтальны.

Правая консоль движется вниз, левая – вверх. Местный угол атаки профиля крыла на финише правой консоли возрастает и подъемная сила на финише правой консоли растет. На левой консоли местный угол атаки ее финиша значительно уменьшается, либо кроме того делается отрицательным – это зависит от соотношения линейной скорости самолета, скорости его размаха и вращения крыла.

Из-за отличия местных углов атаки появляется момент по крену, тормозящий вращение самолета. Причем главный вклад в создание этого демпфирующего момента вносят финиши консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная.

По причине того, что линейно к концу консоли увеличивается плечо силы, и линейно же увеличивается компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, соответственно и С y и подъемную силу. В следствии, крыло с сужением 2 должно было бы иметь в четыре раза меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом.

В конечном итоге, процессы пара сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление сокращает 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 в два раза больше равного ему по размаху и площади треугольного крыла.

А это значит, что при угле и одинаковых элеронах 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 полностью превосходил фантом F-4, в т.ч. из-за дикой маневренности по крену. В первый раз с этим явлением столкнулись на опробованиях Ла-250, имеющего треугольное крыло, к тому же малого удлинения. Испытатели совладали с ним лишь по окончании установки совокупности гиростабилизации по крену.

Совокупность была, кстати, гидромеханическая, без электроники.

Угловое ускорение по крену

Тут сужение очень сильно воздействует на момент инерции самолета довольно продольной оси, что, фактически 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 финише крыла будет в четыре раза меньше, чем у корня (площадь профиля с в два раза меньшей хордой меньше в четыре раза).

В этом случае момент инерции крыла с сужением 2 будет теоретически в 16 раз меньше равного ему прямоугольного крыла. На практике отличие меньше, из-за, например, однообразной по размаху толщины обшивки. Однако, крыло с сужением будет набирать угловую скорость по крену многократно стремительнее.

Кстати, гасить угловую скорость по крену такое крыло будет также стремительнее, что принципиально важно для правильного выхода пилотажки из серии бочек либо из штопора.

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

Кроме сужения, на указанные чертей еще посильнее воздействует относительное удлинение крыла. Так очень сильно, что при громадном удлинении отмеченные зависимости уже не столь значимы. К тому же, громадные удлинения свойственны для неманевренных самолетов.

Исходя из этого динамические характеристики в том месте и не ответственны.

Стреловидность

С приходом громадной авиации в эру околозвуковых и сверхзвуковых скоростей несущее крыло купило стреловидность. Эта геометрическая черта разрешила снизить эффект резкого роста С x на околозвуковых скоростях. Фактически, другого хорошего свойства стреловидность не давала, ухудшая фактически все аэродинамические характеристики, и создавая еще больше неприятностей конструкторам.

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

Для чего стреловидность в бесхвостках?

В первой части статьи уже упоминалось, что для обеспечения продольной устойчивости самолета без стабилизатора существует два метода. Первый – использование стабилизирующегося S-образного профиля на крыле – рассмотрен в том месте же. Отметим, что этому методу свойствен сильный недочёт, – узкий полетный диапазон С y, почему приходится быстро снижать нагрузку на крыло.

Второй метод обеспечения продольной устойчивости бесхвостки содержится в комбинации стреловидного крыла с отрицательной круткой концевого профиля. В этом случае, концевые участки крыла, постоянно находятся на меньших углах атаки, чем корневые участки крыла. У многих профилей поляра в диапазоне полетных углов атаки образована параболой (выпуклая кривая).

Исходя из этого элементарные приращения подъемной силы при повышении угла атаки на финишах крыла (позади) будут больше, чем у корневой части (спереди), что и снабжает продольную балансировку.

У самолетов простой схемы стреловидное крыло постоянно затрудняет расчет продольной балансировки. Исходя из этого довольно часто при расчетах применяют аэродинамически эквивалентное прямоугольное крыло. Наряду с этим размах его принимают равным размаху стреловидного крыла, а хорду – именуют средней аэродинамической хордой крыла, либо кратко, — САХ.

У стреловидного крыла без сужения САХ находится ровно на полуразмахе крыла, а ее протяженность равна хорде крыла. У стреловидного крыла с сужением расчет положения САХ значительно чаще ведут методом графических построений, понятных из рисунка:

Необходимо учитывать при построениях, что таким методом возможно отыскать САХ лишь у крыла без крутки. Для стреловидного крыла с круткой, аэродинамически аналогичного прямоугольного крыла по большому счету не выстроить.

У моделей-копий стреловидность крыла, – один из самые важных формообразующих факторов, которым нельзя пренебречь, принимаемый, исходя из этого конструкторами как неизбежное зло. Из-за чего, фактически, зло?

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

Во-вторых, при хорошей стреловидности обтекающий крыло воздушное пространство получает маленькую скорость, направленную на протяжении консоли к ее финишу:

Наряду с этим направление скорости потока усиливает эффект образования концевого вихря, что дополнительно снижает аэродинамическое уровень качества крыла. При отрицательной (обратной) стреловидности, напротив, скос потока снижает концевой эффект и повышает уровень качества крыла. Но появляется масса неприятностей обеспечения крутильной устойчивости конструкции крыла для противодействия флаттеру . Флаттер – явление сложное, погубившее тысячи пилотов на заре авиации.

Тут мы его разглядывать не будем, отметив только, что для крыла обратной стреловидности (КОС) добиться устойчивости по флаттеру приемлемыми по цене методами до сих пор не смогли кроме того в громадной авиации.

Потому, что мы упомянули крыло обратной стреловидности, нельзя умолчать о его влиянии на аэродинамику самолета. Оно совсем мало. Упорные попытки в боевой авиации применять КОС обусловлены вовсе не аэродинамикой, а радиолокационной заметностью самолета.

Самый отражающими радиолокационную волну у самолета являются кромки крыльев. А у самолета с КОС на большей части ракурсов фронтальной полусферы его облучения отраженная волна экранируется фюзеляжем. Однако, конструктивные неприятности до сих пор не вывели эти самолеты из стадии экспериментальных образцов. У американцев это был Х-29, а у нас – «Беркут» КБ Сухого:

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

Не обращая внимания на целые недочёты, стреловидность все же видится и у низкоскоростных самолетов. Тому имеется пара обстоятельств. Первая – как ни необычно, но конструкторы в громадной авиации, как и моделисты время от времени промахивались в расчетах центровки.

Дабы переделывать далеко не весь самолет, в маленьких пределах возможно переместить фокус всего крыла, придав его консолям маленькую стреловидность. Как раз так изменялась стреловидность консолей у самого массового самолета ВОВ, штурмовика ИЛ-2. По тем же обстоятельствам узнаваемый польский планер «Бланик» взял маленькую обратную стреловидность:

Вторая обстоятельство – стреловидность крыла употребляется как один из способов увеличения поперечной устойчивости самолета. При происхождении крена на крыло, самолет начинает скольжение в сторону крена. При хорошей стреловидности консоли крыла выясняются в различных условиях обтекания:

Как видно из рисунка, эквивалентный размах консоли, в сторону которой идет скольжение и крен, больше, чем у второй. Значит и подъемная сила на ней делается больше, что и выправляет крен самолета. В отличие от вторых способов обеспечения поперечной устойчивости, стреловидность не нарушает симметрии самолета в прямом и перевернутом полетах, что особенно полезно у пилотажных самолетов.

Но, чрезмерная устойчивость в том месте также вредна. Исходя из этого большая часть пилотажек имеет маленькую стреловидность крыла.

Крутка

В главе про удлинение крыла продемонстрировано, что кроме того у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху изменяются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Дабы снизить его отрицательные последствия, нужно установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна лишь на одной расчетной скорости полета.

Дабы увеличить диапазон оптимизации используют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на финише менее несущий профиль. Он владеет меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. При хорошего согласования поляр возможно сделать крыло, владеющее более широким диапазоном скоростей большого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке.

Но таковой метод сложнее в проектировании.

Кроме увеличения аэродинамического качества крыла, крутки используют и для других целей. В главе про стреловидность уже приводился пример применения крутки для обеспечения продольной устойчивости бесхвостки.

Крутка крыльев активно используется у свободнолетающих моделей для различных целей. В классе F1 модель обязана летать кругами. Чтобы получить круги без скольжения, используют различные углы установки консолей, – это также крутка. Время от времени, у моделей F1В используют хорошую крутку на ушках крыла.

Проигрывая по качеству, такое крыло владеет 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 в один момент момент по крену и по курсу, «доворачивающий» модель в поток. Какая крутка крыла свободнолетающей модели, хорошая либо отрицательная, оптимальна, зависит по большей части от тактики спортсмена.

Крутка крыла ведет к ассиметрии аэродинамики самолета. Однако, имеется пример применения аэродинамической крутки на пилотажке. Это модель «Funtana» известного сейчас и в Москве Себастьяна Сильвестри:

На данной модели он применил большое сужение крыла при постоянной на протяжении размаха строительной высоте лонжерона. В следствии относительная толщина профиля на финише крыла в разы больше, чем у корня. Такая аэродинамическая крутка не нарушает симметрии самолета.

Ее преимущество в том, что срыв обтекания при громадных углах атаки на финишах крыла происходит значительно позднее, чем у корневого сечения. Это разрешает сохранить эффективность управления по крену уже при начавшемся у корня крыла срыве обтекания, – крайне полезно для чистого выполнения таких фигур 3D пилотажа как «лифт».

Поперечное V

Механизм влияния поперечного V крыла на устойчивость самолета по крену достаточно несложен, но почему-то и тут очень распространены среди моделистов заблуждения. Исходя из этого разберем его поподробнее.

Допустим самолет с хорошим V крыла в прямом полете взял маленькой крен на одну из консолей. Потому, что изначально крыло пребывало под некоторым углом атаки к горизонту, то углы атаки консолей накрененного крыла с хорошим V уже не будут равны. немного поднятое крыло будет иметь меньший угол атаки, чем легко опущенное.

За счет разности углов атаки консолей различается и соответствующая их подъемная сила. Эта разность образует момент, стремящийся вернуть крен.

Помимо этого, при накрененном крыле силы, действующие на каждую консоль, будут смотреться так:

Горизонтальная сила F 4 приводит к скольжению самолета на левую консоль, — самолет начинает лететь мало боком. Условия обтекания левой консоли практически не изменяются, а вот угол атаки правой, немного поднятой консоли, значительно уменьшается. В следствии F 2 делается меньше F 1, что еще додаёт момент, ликвидирующий показавшийся крен.

Эта компонента появляется не сразу после получения крена, а лишь спустя некое время, нужное для развития скольжения самолета влево, но она намного больше по величине, чем первая. Обычно моделисты говорят лишь об одной из этих компонент, в то время как в конечном итоге они трудятся совместно. Обе компоненты связаны с косым обтеканием крыла в крене.

Лишь первая появляется сходу, а вторая – с задержкой.

От чего зависит величина нужного угла V крыла?

В первую очередь, — от назначения модели. На пилотажке, которая должна вести себя одинаково в прямом и перевернутом полете использование V крыла исключено.

Для моделей, не управляемых по крену, нужен громадный угол V крыла для устойчивого полета. Но через чур большое V снижает аэродинамическое уровень качества крыла. Из-за чего?

взглянуть на крыло в полете без крена:

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

Центральная часть крыла, — самый несущая, тут нет концевых эффектов понижения С y. Ее делают прямой. А утраты в качестве на ушках меньше, чем у сопоставимого по поперечной устойчивости крыла с одинарным V. Еще более распространено у свободников три точки излома крыла:

Конструктивно оно сложнее, но владеет громадным аэродинамическим качеством при равной с одинарным V крыла поперечной устойчивости.

У моделей, управляемых по крену, но непилотажных, например, у тренера, делают угол ? от 5 до 10 градусов, в зависимости от степени «дубовости» обучаемого. Кроме прямого проигрыша в качестве из-за V крыла, имеется еще один, добавочный источник утрат. Наклон к концу консоли вызывает кроме этого поперечный скос потока, подобный обрисованному в главе про стреловидность.

Данный скос кроме этого содействует концевому вихреобразованию, что дополнительно снижает уровень качества крыла.

Потому, что мы заговорили о поперечной устойчивости (по крену), нельзя не упомянуть о ее связи с путевой устойчивостью (по курсу) самолета. Эта связь выражается в том, что не любое сочетание путевой и поперечной устойчивости снабжает обычный полет самолета.

Остановимся на этом подробнее.

В первом приближении путевая устойчивость самолета определяется величиной киля, — вертикальной части оперения. Чем удлинение и площадь киля больше, — тем больше путевая устойчивость. Поперечная же устойчивость самолета определяется V – крыла, и обеспечивается в основном в ходе бокового скольжения на опустившуюся консоль крыла.

На протяжении развития скольжения киль снабжает его демпфирование. В случае если путевая устойчивость (грубо – площадь киля) через чур мелка, то демпфирование процесса скольжения не хватает. В этом случае, кроме того по окончании выправления первоначально взятого крена, самолет еще некое время продолжает скольжение в том же направлении. Оно порождает новый крен самолета, но уже на другую консоль.

Вместо того, дабы возвратиться к обычному полету, самолет начинает раскачиваться как маятник с возрастающей амплитудой. Так, при чрезмерной поперечной устойчивости и недостаточной путевой, имеет место колебательная (маятниковая) неустойчивость полета самолета.

В случае если же путевая устойчивость для данной поперечной через чур громадна, то появляется вторая неприятность. В то время, когда самолет введен в установившейся вираж, темперамент обтекания консолей крыла значительно 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 формирует момент, стремящийся расширить крен самолета вовнутрь виража. В случае если пилот не вмешивается, то самолет затягивает во все более узкий вираж, переходящий в воронкообразную спираль.

У грамотно спроектированного самолета, в то время, когда его киль не через чур велик, доворачивающий момент компенсируется в установившемся вираже скольжением самолета на внутреннюю консоль. Другими словами, продольная ось самолета не сходится с касательной к его траектории на вираже. Шнобель самолета легко развернут наружу виража.

Такое скольжение формирует момент, компенсирующий обрисованный выше доворачивающий момент. В этом случае самолет самостоятельно, без участия пилота способен делать установившейся вираж.

Итак, в случае если V крыла через чур громадно, а киль мелок, — возможно взять колебательную (маятниковую) неустойчивость полета. В случае если же V крыла мало, а киль велик, — возможно взять спирально неустойчивый полет. Диапазон допустимых соотношений во многом зависит от степени аэродинамического совершенства самолета.

При громадном миделе фюзеляжа самолет очень сильно демпфирован, и указанные неустойчивости смогут не показаться ни при каком соотношении поперечной и путевой устойчивости.

У модели с громадными элеронами процессы неустойчивого полета неизменно может выправить пилот. Но в то время, когда модель летит лишь «на ручке», — это утомляет пилота и снижает наслаждение от пилотирования.

Заключение

В двух статьях о несущем крыле, даны только главные тезисы хорошей теории крыла. Совсем не упомянуты процессы на крыльях малых удлинений, нетиповой конфигурации, например, кольцевое крыло. Опущены кроме этого тезисы современной теории вихревого обтекания безмоментных крыльев и роль корневых наплывов крыла у самолетов интегральной компоновки.

Авторы сохраняют надежду, что статьи побудят людей творческих обра

Рандомные статьи:

Центр давления профиля крыла итд


Похожие статьи, которые вам понравятся:

  • Несущие крылья. часть 1. профиль крыла.

    Терминология Картина обтекания профиля Размер имеет значение! Скоко совершенно верно в граммах? Уровень качества профиля, поляра Для малых скоростей Для…

  • Лопасти несущего винта

    Серьёзным элементом конструкции модели вертолета являются лопасти несущего винта. Их весовые и аэродинамические характеристики определяют летные качества…

  • Основы аэродинамики

    Влияя на крыло, воздушный поток не считая горизонтальной силы лобового сопротивления, направленной назад, вызывает поперечную вертикальную силу, которая…

  • С крылом… на лыжах

    Парус — одно из старейших изобретений человечества, сыгравших воистину революционную роль в развитии мореплавания. Тысячелетия эксплуатации сделали…

Комментирование и размещение ссылок запрещено.

Комментарии закрыты.