Крило літака. Призначення та основні характеристики

Крило — поверхня літака, що несе, призначена для створення аеродинамічної підйомної сили, необхідної для забезпечення польоту і маневрів літака на всіх режимах, передбачених ТТТ (Тактико-технічні вимоги). Крило бере участь у забезпеченні поперечної стійкості та керованості літака та може бути використане для кріплення шасі, двигунів, для розміщення палива, озброєння тощо.

Аеродинамічна якість крила тим більша, чим більша підйомна сила і менший лобовий опір.

Підйомна сила та лобовий опір крила залежать від геометричних характеристик крила. Геометричні характеристики крила в основному зводяться до характеристик крила в плані та характеристик профілю крила.

Геометричні характеристики крила зводяться в основному до характеристик форми крила в плані та до характеристик профілю крила. Крила сучасних літаків формою у плані може бути (Рис. 7):

еліпсоподібні (а), прямокутні (б), трапецієподібні (в), стрілоподібні (г) та трикутні (д)

Найкращою в аеродинамічному відношенні є еліпсоподібна форма, але таке крило складно у виробництві, тому рідко застосовується. Прямокутне крило менш вигідне з погляду аеродинаміки, але значно простіше у виготовленні.Трапецієподібне крило за аеродинамічними характеристиками краще прямокутного, але дещо складніше у виготовленні.

Стрілоподібні і трикутні у плані крила в аеродинамічному відношенні на дозвукових швидкостях поступаються трапецієподібним та прямокутним, але на навколозвукових та надзвукових мають значні переваги.Тому такі крила застосовуються тільки на літаках, що літають на навколозвукових та надзвукових швидкостях.

Розмахом крила L називається відстань між кінцями крила по прямій лінії. Площа крила у плані Sкр обмежена контурами крила.

Площа трапецієподібного та стрілоподібного крил обчислюється як площі двох трапецій.

Подовженням крила λ називається відношення розмаху крила до середньої хорди λ= L / bcp . Для сучасних надзвукових і навколозвукових літаків подовження крила вбирається у 2- 5. Для літаків малих швидкостей величина подовження може досягати 12-15, а планерів до 25. Звуженням крила η називається відношення осьової хорди до кінцевої хорди η= b ₀/ b_k . Для дозвукових літаків звуження крила зазвичай не перевищує 3, а навколозвукових і надзвукових воно може змінюватися в широких межах.

Кутом стріловидності χ називається кут між лінією передньої кромки крила та поперечною віссю літака. Стріловидність також може бути виміряна по лінії фокусів (що проходить на відстані 1/4 хорди від ребра атаки) або по іншій лінії крила. Для навколозвукових літаків вона сягає 45°, а надзвукових - до 60°.

Кутом поперечного V крила називається кут між поперечною віссю літака та нижньою поверхнею крила (Рис. 8). У сучасних літаків кут поперечного V коливається від +5 ° до -15 °.

Профілем крила називається форма його поперечного перерізу. Профілі можуть бути (рис. 10): симетричними та несиметричними. Несиметричні у свою чергу можуть бути двоопуклими, плоскопуклими, увігнутипуклими і .S-подібними. Сочевицеподібні та клиноподібні можуть застосовуватися для надзвукових літаків.

На сучасних літаках застосовуються в основному симетричні та двоопуклі несиметричні профілі.

Основними характеристиками профілю є: хорда профілю, відносна товщина, відносна кривизна (рис. 11).

Хордою профілю b називається відрізок прямий, що з'єднує дві найвіддаленіші точки профілю.

Відносною товщиною профілю з називається відношення максимальної товщини Cmax до хорди, виражене у відсотках: C =С max *100% / b

Відносною кривизною профілю f називається відношення максимальної кривизни f до хорди, виражене у відсотках

Друзі! Запрошуємо вас до обговорення. Якщо ви маєте свою думку, напишіть нам у коментарі.

Несучі крила. Частина 2. Геометрія крила.

Перетин крила в площині симетрії називається кореневим профілем, а його хорда - кореневий b _кр. На кінцях крила відповідно кінцевий профіль і кінцева хорда b _кц. Відстань від одного кінцевого профілю до іншого називається розмахом крила l. Хорда профілю крила може бути різною вздовж його розмаху. Ставлення кореневої хорди до кінцевої називається звуженням крила n. Відношення площі крила до його розмаху називають середньою геометричною хордою b _ср, а відношення розмаху крила до bср - подовженням крила L. Якщо під час польоту кінці крила відхилені щодо кореневого перерізу, говорять про стріловидність крила. На рис.1 показано B - стріловидність по передній кромці – кут між перпендикуляром до площини симетрії та передньою кромкою крила. Правомірно також говорити про стріловидність по задній кромці, але найважливіше – стріловидність по лінії фокусів, тобто. лінії, що з'єднує фокуси профілів крила вздовж його розмаху.Вочевидь, що з нульової стреловидности по лінії фокусів у крила з ненульовим звуженням кромки не перпендикулярні площині симетрії крила. Проте прийнято вважати його прямим, а не стрілоподібним крилом. Якщо кінці крила відхилені щодо кореневого перерізу назад, - говорять про позитивної стрілоподібності, якщо вперед - про негативною. Якщо крило у плані утворено прямими передньою та задньою кромками, то стрілоподібність не змінюється вздовж розмаху. Якщо це не так, то стрілоподібність може змінювати своє значення і навіть знак.

Щоб покінчити з основними термінами, подивимося на крило вздовж лінії польоту:

У більшості крил його кінці на такому вигляді знаходяться вище кореневого перерізу, і крило нагадує формою латинську літеру V. Таку особливість називають поперечним V крила і вимірюють у градусах. Якщо кінці вище – то позитивне Vякщо нижче кореневого перерізу, то негативне V крила. Якщо у крила на даному виді дві або навіть три точки зламу, то говорять про подвійний або потрійний V крила. У літака

є ще поздовжнє V, та його розгляд виходить поза рамки цієї статті.

Якщо в половині крила хорди всіх його профілів за розмахом лежать в одній площині і профіль у всіх перерізах один, - говорять про плоскому крилі. Якщо ні – то має місце геометрична крутка крила. У цьому випадку кут атаки кінцевих профілів більший ( позитивна крутка) або менше ( негативна крутка), ніж у кореневого профілю крила. Якщо вздовж розмаху крила змінюється його профіль – говорять про аеродинамічній крутці. Крутка крила відрізняється від його перекосу приблизно тим самим, ніж розвідник відрізняється від шпигуна.Перше бажано та корисно, а друге приходить саме і приносить одні неприємності.

Подовження

Ми починаємо розгляд геометричних характеристик крила з найважливішою: подовження крила. конструктором Сікорським. Вони мали подовження крила більше. 10 і чудово літали. А, наприклад, відомий російський конструктор Можайський, не зрозумів значення подовження крила, і його літаки не полетіли

Підйомна сила крила створюється за рахунок невеликого підпору тиску на нижній поверхні крила і великого розрядження на верхній. Але як? Верхня і нижня поверхні розділені твердим крилом, - тут газу не пройти. Навколо передньої кромки крила – заважає швидкісний напір набігаючого повітря в передній частині нижньої поверхні крила. падає підйомна сила крила. Цей випадок розглянутий у першій частині статті. вирівнювати тиск під і над крилом?

Маленький ліричний відступ.У рідному НДІ, де автор працює все життя, серед аспірантів і претендентів поширена байка, приписувана професору, який одного разу сказав: «Двигати науку вперед – важко, назад – не можна. Значить, рухатимемо її вбік». Подивимося, що відбувається з різницею тисків на краю крила:

Як бачите, повітря з нижньої поверхні, де тиск надмірно, починає свій рух убік, і обійшовши навколо краю крила, потрапляє на верхню поверхню. Різниця тиску зменшується та падає підйомна сила крила. Оскільки крило рухається у потоці, все це відбувається динамічно. До моменту приходу більшої частини повітря на верхню поверхню крила – воно вже йде вперед і залишається закручене у вихор повітря. Під час руху крила воно залишає за собою вихрові джгути по кінцях крила.

У першій частині статті ми говорили про лобовий опір та дві його складові – профільний опір та індуктивний. У діапазоні робочих кутів атаки профільний опір майже не змінює свого значення. А індуктивне, пропорційно квадрату С _y, що добре видно на графіку:

При З _y рівному нулю - індуктивний опір теж дорівнює нулю. Головний внесок у індуктивний опір роблять відбиті малюнку 3 вихрові джгути. Дуже поширена серед модельістів ще одна помилка в галузі аеродинаміки, що ці вихрові джгути – єдині винуватці індуктивного опору. Це негаразд. Навіть крило нескінченного розмаху все одно має індуктивний опір, але набагато менший за абсолютною величиною. У крила два кінці. Інтенсивність відсмоктування енергії в кінцевий вихровий джгут залежить від погонної підйомної сили крила, що визначається різницею тисків.Звідси очевидне рішення: оскільки кінця два, треба зменшити погонну підйомну силу, тобто. збільшити розмах крила за тієї ж його площі. А це означає збільшення подовження крила. Наближено вважатимуться, що кінцевий джгут сильно знижує погонную підйомну силу з відривом до двох хорд від кінця крила. Тому для крил подовження 4 і менше, крайові ефекти радикально впливають на підйомну силу та індуктивний опір крила, найбільшою мірою визначаючи аеродинамічний якість крила в цілому.

Як і розрядження на верхній поверхні крила, вихрові джгути по кінцях крила можна побачити на власні очі на аерошоу при показовому пілотажі надзвукових літаків. Коли літак різко маневрує, з кінців крил зриваються джгути білої пелени з конденсату вологи, що міститься в повітрі:

Отже, стало зрозуміло, що для отримання можливої ​​великої аеродинамічної якості крила, треба збільшувати його подовження. То була миска меду. Зараз додамо туди багато ложок дьогтю.

Перша ложка – конструктивна. При збільшенні подовження у крила фіксованої площі зменшується його хорда та будівельна висота лонжерону. Одночасно збільшується довжина плеча докладання підйомної сили консолі крила до кореневого перерізу лонжерону. Виходить, що при збільшенні подовження вдвічі вимоги до міцності лонжерону збільшуються вчетверо. Відразу зазначимо, що у великій авіації найчастіше головною причиною зниження подовження крила є міцнісні можливості його лонжерона.

Друга ложка теж конструктивна. Для того щоб по розмаху крила забезпечити однаковий кут атаки всіх профілів, необхідно мати досить жорстке на крутіння крило.Чим його подовження більше, тим важче забезпечити необхідну жорсткість. Крім роздратування в кутах атаки і пов'язаного з ним зниження аеродинамічної якості, в м'якому на крутіння крилі можливі резонансні явища, що отримали назву флаттера. Розглядати його зараз не будемо, згадавши лише, що через це явище загинули сотні пілотів у великій авіації. Дві моделі літаків автора теж руйнувалися в повітрі через нього.

Третя ложка – аеродинамічна. Крило підвищеного подовження знижує маневрені якості літака по крену. Докладніше його причини розглянуто у наступному розділі про звуження крила.

Четверта ложка теж аеродинамічна. При рівній площі збільшення подовження призводить до пропорційного зниження хорди крила і відповідно числа Re його обтікання. Тому, збільшуючи подовження в гонитві за аеродинамічною якістю, у моделей, що повільно літають, можна несподівано отримати при зростанні подовження різке зниження аеродинамічної якості крила. Це коли число Re потрапляє у область докритичного обтікання. Борються з цим, як згадувалося в першій частині статті, розміщенням на крилі турбулізаторів.

Який діапазон застосовуваних подовжень крила в авіації? Він дуже широкий. Для надзвукових маневрених літаків крило часто має подовження менше 1. У деяких неманеврених, наприклад, у Конкорда і Ту-144, подовження крила теж менше 1. Це специфіка надзвуку і тут розбирати її не будемо. Приклад наведений лише для копіістів, які повинні розуміти, що на модельних швидкостях такі крила мають дуже погані здатності, що несуть, і треба максимально знижувати питоме навантаження на крило у копій літаків з мінімальним подовженням.

Максимальне відоме автору подовження – трохи більше ніж 50 має німецький планер «Ця». У безкомпромісній боротьбі за аеродинамічну якість його конструктори змогли зробити досить тверде крило такого фантастичного подовження. У зазначеному діапазоні укладаються всі крила, що літають на сьогодні.

Про моделі. Крім копій, малі подовження крил – близько 4, характерні для фан-флаїв. Ці моделі мають низьке навантаження на крило і несучі властивості крила для них другорядні. Пилотажні літаки мають подовження 5 - 6. Такі ж подовження характерні і для навчально-тренувальних моделей. Планери, у яких аеродинамічна якість – найважливіший параметр, мають подовження від 10 для пілотажних та маневрених моделей до 20 у кросових радіопланерів. Тут багато що визначається призначенням планера. Для класів F3Jі F3F, де важливі маневрені якості, подовження зазвичай не перевищує 15. Цікаво, що при більшому подовженні планер може програти змагання в термічних потоках через зниження здатності залишатися у вузькому термічному потоці. У книзі DasThermikbuchfuerModellfliger наведено приклад порівняння двох планерів стосовно середньоєвропейських терміків. Виходить, що планер Bocian, що має подовження крила 16, скоропідйомність в потоці буде менше, ніж у планера Pionyr з подовженням 9, за рахунок більшого радіусу віражу. Маючи аеродинамічну якість на 40% більше, перший планер поступиться другому за швидкістю в терміці на 23%! Теж і у моделей планерів. У багатьох швидкісних та гоночних спортивних видах моделей подовження жорстко задано технічними вимогами до них і конструктори не вільні його вибирати.

Звуження

Завдання, на вирішення яких застосовують звуження крила, істотно різняться для літаків різного призначення. У літаків з високою аеродинамічною якістю крило, як правило, великого подовження > 8. Для рівномірного розподілу погонної підйомної сили вздовж розмаху консоль повинна бути еліптичною в плані. Проте, еліпс нетехнологічний. Застосовуючи трапецієподібне крило зі звуженням, досягають близького до еліптичного крила розподілу підйомної сили вздовж розмаху крила.

Для парителів звуження крила впливає і характер обтікання різних ділянок крила. На невеликих швидкостях, де дуже критично польотне число Рейнольдса, потрібно пам'ятати, що при звуженні 2 число Re кореневого і кінцевого профілів крила теж відрізняється вдвічі.

На крилах великого подовження, звуження крила полегшує побудову лонжерона вільного крила. Через звуження, при профілі по розмаху рівної відносної товщини, в кореневій частині будівельна висота лонжерону виходить значно більше, що сприяє оптимізації його конструкції за вагою. Все це важливо для неманеврених літаків (планери, бомбардувальники, вантажно-пасажирські).

Для маневрених літаків, класу пілотажки чи винищувача, звуження крила переслідує зовсім інші цілі. У цих літаків подовження крила, зазвичай, близько 5?6 і менше. В умовах ближнього повітряного бою дуже важлива висока кутова швидкість по крену та високе кутове прискорення по крену. Спершу розберемо, чому вони важливі.

У ближньому бою перемагає літак, здатний рухатися криволінійними траєкторіями меншого радіусу кривизни. Тобто. за рівної швидкості – з великими навантаженнями. Але навантаження великого значення можливі лише у площині симетрії крила.Тому для переслідування завдання спрощується і пілот, що наздоганяє, може попереджати рух мети, оскільки все різноманіття рухів зводиться до однієї площини. Скомпенсувати цей факт можна лише швидким поворотом літака по крену (а разом з ним і згаданої площини). Якщо у літака, що наздоганяє, швидкість і прискорення по крену менше, він не здатний довго протриматися в хвості для прицільної стрільби. Відповідно, навпаки, за більшої кутової швидкості по крену, є всі передумови наздогнати мету і зблизитися для прицільної стрільби.

Кутова швидкість по крену

Під час обертання літака навколо поздовжньої осі на крило діє демпфуючий момент, що протидіє обертанню. Виникає цей момент через різні місцеві кути атаки консолей крила. Справді, швидкість потоку, що набігає, векторно складається з лінійною швидкістю кінця консолі, спрямованої по дотичній в площині, перпендикулярної осі літака. Припустимо, літак обертається за годинниковою стрілкою і в момент консолі крила горизонтальні. Права консоль рухається вниз, ліва – вгору. Місцевий кут атаки профілю крила на кінці правої консолі збільшується, і підйомна сила на кінці правої консолі зростає. На лівій консолі місцевий кут атаки її кінця зменшується, або навіть стає негативним – це залежить від співвідношення лінійної швидкості літака, швидкості його обертання та розмаху крила. Через різницю місцевих кутів атаки виникає момент по крену, що гальмує обертання літака. Причому основний внесок у створення цього моменту, що демпфує, вносять кінці консолей. Залежність погонного моменту, що демпфує, ділянки крила від відстані до поздовжньої осі літака - квадратична.Тому що лінійно до кінця консолі наростає плече сили, і лінійно ж наростає компонент лінійної тангенціальної швидкості, векторна сума якої зі швидкістю літака і визначає місцевий кут атаки, а значить і С _y та підйомну силу. В результаті, крило зі звуженням 2 мало б мати вчетверо менший демпфуючий момент по крену в порівнянні з прямокутним крилом. Насправді, процеси дещо складніші, т.к. вище не враховано зміну розподілу погонної підйомної сили за розмахом крила. Це зменшує ефект від звуження. Теоретично крила доведено, що з переході від прямокутного крила до крила з звуженням демпфуючий момент пропорційний величині (n+3)/(2(n+1)), де n – звуження крила. Тобто. демпфуючий момент прямокутного крила вдвічі більший за площу і розмах трикутного крила. А це означає, що при однакових елеронах і вугіллі їх відхилення крило зі звуженням обертатиметься по крену з більшою кутовою швидкістю.

Особливо помітно вплив звуження на кутову швидкість по крену у трикутного крила – МІГ-21 у В'єтнамі у ближньому бою абсолютно перевершував фантом F-4, у т.ч. через дику маневреність по крену. Вперше з цим явищем зіткнулися на випробуваннях Ла-250, що має трикутне крило, та ще й малого подовження. Випробувачі впоралися з ним лише після встановлення системи гіростабілізації по крену. Система була, між іншим, гідромеханічною, без електроніки.

Кутове прискорення по крену

Тут звуження сильно впливає на момент інерції літака щодо поздовжньої осі, який практично дорівнює моменту інерції крила. При обчисленні моменту інерції береться інтеграл від елементарної погонної маси на квадрат відстані від осі.Припустимо, у нас крило зі звуженням 2. Тоді погонна маса на кінці крила буде вчетверо менша, ніж у кореня (площа профілю з удвічі меншою хордою менша вчетверо). В цьому випадку момент інерції крила зі звуженням 2 буде теоретично в 16 разів менше рівного прямокутного йому крила. На практиці різниця менша, через, наприклад, однакову за розмахом товщину обшивки. Тим не менш, крило зі звуженням буде набирати кутову швидкість по крену набагато швидше. До речі, гасити кутову швидкість по крену таке крило буде теж швидше, що важливо для точного виходу пілотажки з серії бочок або штопора.

Для тренувальних моделей зайва маневреність по крену вкрай шкідлива, тому що вимагає від пілота високої кваліфікації та автоматизму в керуванні моделлю по крену.

Крім звуження, на зазначені характеристики ще більше впливає відносне подовження крила. Настільки сильно, що з великому подовженні зазначені залежності не настільки значущі. Водночас великі подовження характерні для неманеврених літаків. Тому динамічні характеристики там і не є важливими.

Стріловидність

З приходом великої авіації в епоху навколозвукових та надзвукових швидкостей несуче крило набуло стрілоподібності. Ця геометрична характеристика дозволила знизити ефект різкого зростання _x на навколозвукових швидкостях. Власне, іншої позитивної якості стрілоподібність не давала, погіршуючи практично всі аеродинамічні характеристики, і створюючи ще більше проблем конструкторам.

В авіації малих швидкостей, до якої відносяться і всі моделі, що літають, стріловидність з аеродинамічних міркувань не застосовується, за одним винятком, - на літаках-безхвостках.

Навіщо стрілоподібність у безхвостках?

У першій частині статті згадувалося, що для забезпечення поздовжньої стійкості літака без стабілізатора існує два способи. Перший – застосування S-подібного профілю, що стабілізується, на крилі – розглянутий там же. Нагадаємо, що цьому способу властивий сильний недолік - вузький польотний діапазон С _y, через що доводиться різко знижувати навантаження на крило

Другий спосіб забезпечення поздовжньої стійкості безхвостки полягає в комбінації стрілоподібного крила з негативною круткою кінцевого профілю. У цьому випадку кінцеві ділянки крила завжди знаходяться на менших кутах атаки, ніж кореневі ділянки крила. Більшість профілів поляра в діапазоні польотних кутів атаки утворена параболою (опукла крива). Тому елементарні збільшення підйомної сили при збільшенні кута атаки на кінцях крила (ззаду) будуть більшими, ніж у кореневої частини (спереду), що і забезпечує поздовжнє балансування.

У літаків звичайної схеми стрілоподібне крило завжди ускладнює розрахунок поздовжнього балансування. Тому часто при розрахунках використовують аеродинамічно еквівалентне прямокутне крило. При цьому розмах його приймають рівним розмаху стрілоподібного крила, а хорду називають середньою аеродинамічною хордою крила, або коротко, - САХ. У стрілоподібного крила без звуження САХ знаходиться рівно на напіврозмаху крила, а її довжина дорівнює хорді крила. У стрілоподібного крила із звуженням розрахунок положення САХ найчастіше ведуть шляхом графічних побудов, зрозумілих із малюнка:

Потрібно враховувати при побудовах, що у такий спосіб можна знайти САХ лише біля крила без крутки.Для стрілоподібного крила з круткою аеродинамічно подібного прямокутного крила взагалі не побудувати.

У моделей-копій стрілоподібність крила – один з найбільш важливих формотворчих факторів, яким не можна знехтувати, що сприймається, тому конструкторами як неминуче зло. Чому, власне, зло?

По-перше, у стрілоподібного крила сума довжин консолей крила більша за його розмах. Отже, при однаковій довжині консолей (і вазі) стрілоподібне крило матиме менше подовження, ніж пряме. Відповідно – менша аеродинамічна якість.

По-друге, при позитивній стріловидності повітря, що обтікає крило, набуває невелику швидкість, спрямовану вздовж консолі до її кінця:

При цьому напрям швидкості потоку посилює ефект утворення кінцевого вихору, що додатково знижує аеродинамічна якість крила. При негативній (зворотній) стріловидності, навпаки, скіс потоку знижує кінцевий ефект та підвищує якість крила. Проте виникає маса проблем забезпечення крутильної стійкості конструкції крила для боротьби з флаттером. Флаттер - явище складне, що занапастило тисячі пілотів на зорі авіації. Тут ми його розглядати не будемо, зазначивши лише, що для крила зворотної стріловидності (КОС) домогтися стійкості за флаттером прийнятними за вартістю способами досі не змогли навіть у великій авіації.

Оскільки ми згадали крило зворотної стріловидності, не можна промовчати про його вплив на аеродинаміку літака. Воно зовсім невелике. Наполегливі спроби в бойовій авіації використовувати КОС зумовлені зовсім не аеродинамікою, а помітністю радіолокації літака. Найбільш відбивають хвилю радіолокації у літака є кромки крил.А у літака з КОС на більшій частині ракурсів фронтальної півсфери його опромінення відбита хвиля екранується фюзеляжем. Проте конструктивні проблеми досі не вивели ці літаки зі стадії експериментальних зразків. » КБ Сухого:

По-третє, в конструкції стрілоподібного крила, в польоті крім згинальних моментів по лонжерону, виникають порівняні за величиною крутильні моменти, що вимагають від конструктора вживання додаткових заходів (а це додаткова вага) забезпечення крутильної жорсткості крила.

Незважаючи на суцільні недоліки, стрілоподібність все ж таки зустрічається і в низькошвидкісних літаків. перемістити фокус всього крила, надавши його консолям невелику стрілоподібність. біля наймасовішого літака Великої Вітчизняної війни, штурмовика ІЛ-2.

Друга причина - стріловидність крила використовується як один зі способів підвищення поперечної стійкості літака.

Як видно з малюнка, еквівалентний розмах консолі, в бік якої йде крен і ковзання, більше, ніж у іншої.На відміну від інших способів забезпечення поперечної стійкості, стрілоподібність не порушує симетрії літака у прямому та перевернутому польотах, що особливо цінно у пілотажних літаків. Втім, надмірна стійкість там також шкідлива. Тому більшість пілотажок має невелику стрілоподібність крила.

Крутка

У розділі про подовження крила показано, що у прямого плоского крила умови обтікання профілю по розмаху змінюються, зокрема. через кінцеве вихроутворення. Щоб знизити його негативні наслідки, треба встановити профіль кінцевого перерізу під меншим кутом атаки, ніж у кореневого, - тобто. застосувати негативну крутку крила. Геометрична крутка оптимальна лише з однієї розрахункової швидкості польоту. Щоб розширити діапазон оптимізації застосовують аеродинамічну крутку крила – ставлять на кінці менш несучий профіль. Він має меншу кривизну, і його поляра проходить нижче за поляри кореневого профілю. У разі хорошого узгодження поляр можна зробити крило, що має ширший діапазон швидкостей високої аеродинамічної якості, ніж при геометричній крутці. Однак такий спосіб складніший у проектуванні.

Крім підвищення аеродинамічної якості крила, крутки застосовують і для інших цілей. На чолі про стріловидність вже наводився приклад використання крутки для забезпечення поздовжньої стійкості безхвості.

Крутка крил широко застосовується у вільнолітаючих моделей для різних цілей. У класі F1 модель має літати колами. Щоб отримати кола без ковзання, застосовують різні кути установки консолей – це теж крутка. Іноді у моделей F1В застосовують позитивну крутку на вушках крила.Програючи за якістю, таке крило має властивість самоцентрування в термічному потоці. Літаючи на субкритичних кутах атаки, при попаданні вушка в східний потік, що знаходиться збоку від траєкторії польоту, обтікання виходить на закритий кут і зривається.

З'являється одночасно момент по крену і курсу, «довертає» модель в потік. Яка крутка крила вільнолітаючої моделі, позитивна чи негативна, оптимальна, залежить переважно від тактики спортсмена.

Крутка крила призводить до асиметрії аеродинаміки літака. Тим не менш, є приклад використання аеродинамічної крутки на пілотажку. Це модель "Funtana" відомого тепер і в Москві Себастьяна Сільвестрі:

На цій моделі він застосував значне звуження крила при постійній вздовж розмаху будівельної висоті лонжерону. В результаті відносна товщина профілю на кінці крила в рази більша, ніж у кореня. Така аеродинамічна крутка не порушує симетрію літака. Її перевага в тому, що зрив обтікання при великих кутах атаки на кінцях крила відбувається набагато пізніше, ніж у кореневого перерізу. Це дозволяє зберегти ефективність управління по крену вже при зриві обтікання, що почалося біля кореня крила, - дуже корисно для чистого виконання таких фігур 3D пілотажу як «ліфт».

Поперечне V

Механізм впливу поперечного V крила на стійкість літака по крену досить простий, але чомусь і тут дуже поширені серед моделей помилки. Тому розберемо його докладніше.

Допустимо літак із позитивним V крила у прямому польоті отримав невеликий крен на одну з консолей.Оскільки спочатку крило знаходилося під деяким кутом атаки до горизонту, то кути атаки консолей накрененного крила з позитивним V вже не будуть рівними. Підняте крило матиме менший кут атаки, ніж трохи опущене. За рахунок різниці кутів атаки консолей відрізняється і відповідна їхня підйомна сила. Ця різниця утворює момент, що прагне відновити крен.

Крім того, при нахиленому крилі сили, що діють на кожну консоль, виглядатимуть так:

Горизонтальна сила F ₄ викликає ковзання літака на ліву консоль, - літак починає летіти трохи боком. Умови обтікання лівої консолі майже не змінюються, а ось кут атаки правої, піднятої консолі зменшується. В результаті F ₂ стає менше F ₁, Що ще додає момент, що усуває крен, що з'явився. Ця компонента з'являється не відразу після отримання нахилу, а лише через деякий час, необхідний для розвитку ковзання літака вліво, зате вона значно більша за величиною, ніж перша. Найчастіше моделісти говорять лише про один із цих компонентів, тоді як насправді вони працюють разом. Обидві компоненти пов'язані з косим обтіканням крила в крені. Тільки перша виникає одразу, а друга – із затримкою.

Від чого залежить величина необхідного кута V крила?

Насамперед, - від призначення моделі. На пілотажку, яка повинна поводитися однаково в прямому і перевернутому польоті, застосування V крила виключено.

Для моделей, що не керуються по крену, необхідний великий кут V крила для стійкого польоту. Але надто велика V знижує аеродинамічна якість крила. Чому?

Подивимося на крило в польоті без крену:

З малюнка легко побачити, що підйомна сила крила з кутом зламу в cos разів менша за пряме плоске крило з тих же консолей. Відповідно, у cos разів зменшується і аеродинамічна якість. Щоб не так сильно знижувати якість при забезпеченні стійкості по крену роблять крило з центроплану та вушок:

Центральна частина крила - найбільш несуча, тут немає кінцевих ефектів зниження С _y. Її роблять прямою. А втрати як на вушках менше, ніж у порівнянного по поперечній стійкості крила з одинарним V. Ще більш поширене у вільників три точки зламу крила:

Конструктивно воно складніше, зате має велику аеродинамічну якість при рівній з одинарним V крила поперечної стійкості.

У моделей, керованих по крену, але непілотажних, наприклад, у тренера, роблять кут? від 5 до 10 градусів, залежно від ступеня «дубовості» того, хто навчається. Крім прямого програшу як з-за V крила, є ще одне, додаткове джерело втрат. Нахил до кінця консолі викликає також поперечний скіс потоку, аналогічний описаному на чолі про стріловидність. Цей скіс також сприяє кінцевому вихровуванню, що додатково знижує якість крила.

Оскільки ми заговорили про поперечну стійкість (по крену), не можна не згадати про її взаємозв'язок з дорожньою стійкістю (за курсом) літака. Цей взаємозв'язок виявляється у тому, що не будь-яке поєднання колійної та поперечної стійкості забезпечує нормальний політ літака.

Зупинимося на цьому детальніше.

У першому наближенні колійна стійкість літака визначається величиною кіля - вертикальної частини оперення. Чим площа і подовження кіля більше, тим більше шляхова стійкість.Поперечна ж стійкість літака визначається V - крила, і забезпечується більшою мірою в процесі бокового ковзання на консоль крила, що опустилася. У результаті розвитку ковзання кіль забезпечує його демпфування. Якщо колійна стійкість (грубо – площа кіля) дуже мала, то демпфування процесу ковзання недостатньо. У цьому випадку навіть після виправлення спочатку отриманого крену літак ще деякий час продовжує ковзання в тому ж напрямку. Воно породжує новий крен літака, але вже на іншу консоль. Замість того, щоб повернутися до нормального польоту, літак починає розгойдуватися як маятник зі зростаючою амплітудою. Таким чином, при надмірній поперечній стійкості та недостатній колійній, має місце коливальна (маятникова) нестійкість польоту літака.

Якщо ж колійна стійкість для даної поперечної занадто велика, виникає інша проблема. Коли літак введений в віраж, що встановилася, характер обтікання консолей крила істотно відрізняється. Зовнішня консоль рухається більшим радіусом, ніж внутрішня. Відповідно, лінійна швидкість обтікання повітрям зовнішньої консолі більша, ніж внутрішньої. Значить, підйомна сила зовнішньої консолі більша, ніж внутрішньої, що створює момент, що прагне збільшити крен літака всередину віражу. Якщо пілот не втручається, то літак затягує у вужчий віраж, що переходить у лійкоподібну спіраль. У грамотно спроектованого літака, коли його кіль не дуже великий, момент, що довертає, компенсується в віражі, що встановився, ковзанням літака на внутрішню консоль. Тобто поздовжня вісь літака не співпадає з дотичною до його траєкторії на віражі.Ніс літака злегка розгорнути назовні віраж. Таке ковзання створює момент, що компенсує описаний вище момент, що довертає. У цьому випадку літак самостійно, без участі пілота здатний виконувати віраж, що встановилася.

Отже, якщо V крила занадто велике, а кіль малий, можна отримати коливальну (маятникову) нестійкість польоту. Якщо ж V крила мало, а кіль великий, можна отримати спірально нестійкий політ. Діапазон допустимих співвідношень залежить від ступеня аеродинамічного досконалості літака. При великому міделі фюзеляжу літак сильно демпфований, і зазначені нестійкості можуть не з'явитися при жодному співвідношенні поперечної та колійної стійкості.

У моделі з великими елеронами процеси нестійкого польоту може виправити пілот. Але коли модель летить тільки «на ручці», це стомлює пілота і знижує задоволення від пілотування.

Висновок

У двох статтях про несе крило, дано лише основні тези класичної теорії крила. Цілком не згадані процеси на крилах дуже малих подовжень, нетипової конфігурації, наприклад, кільцеве крило. Опущено також тези сучасної теорії вихрового обтікання безмоментних крил та роль кореневих напливів крила у літаків інтегрального компонування. Автори сподіваються, що статті спонукають людей творчих звернутися до більш серйозної літератури з аеродинаміки крила, з уже знайомою ним термінологією та основними поняттями.