Особенности аэродинамической компоновки и основные аэродинамические характеристики

Лекция 31

Тема 12. Особенности аэродинамической        компоновки и основные аэродинамические характеристики современных и перспективных летательных аппаратов

12.1. Анализ преимуществ и недостатков различных аэродинамических схем летательных аппаратов

Во все времена истории развития авиации, особенно в настоящее время, вопросы выбора аэродинамической компоновки самолетов и вертолетов весьма сложны и противоречивы. Это объясняется рядом обстоятельств.

         1.Современные летательные аппараты летают в широком диапазоне высот и скоростей (Н=0...30 км, М=0...3 и более). А законы обтекания летательного аппарата в целом и его отдельных частей при различных условиях полета требует зачастую  взаимно исключающего выбора форм и размеров частей летательного аппарата. Например, для полета самолета на малых дозвуковых скоростях крыло должно быть большого удлинения, малой стреловидности, с хорошо закругленным носком, а для сверхзвуковых скоростей оно должно иметь малое удлинение, большую стреловидность и острый носок.

         2.Широкий круг задач, решаемых современными и перспективными летательными аппаратами.

         3.Противоречивость требований к аэродинамической компоновке. Так, удовлетворение требований минимального лобового сопротивления на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях путем уменьшения удлинения и увеличения стреловидности крыла приводит к ухудшению его несущих свойств и противоречит требованию по увеличению подъемной силы на взлете и посадке.

         Поэтому одновременно все требования к компоновке летательного аппарата удовлетворить невозможно и принимается компромиссное решение, при котором удовлетворяются наиболее важные требования, определяющие основные свойства летательного аппарата по его предназначению.

Рекомендуемые материалы

         К основным общим требованиям к аэродинамической компоновке летательных аппаратов относятся следующие:

         - уменьшение лобового сопротивления;

         - обеспечение необходимых несущих свойств;

         - увеличение аэродинамического качества;

         - получение необходимых моментных характеристик;

         - обеспечение защиты от кинетического нагрева;

         - обеспечение приемлемых взлетно-посадочных характеристик;

         - уменьшение потерь тяги в воздушно-газовом тракте двигателей и другие.

         К перспективным самолетам в настоящее время предъявляется еще ряд специфических требований, такие, например, как:

         - создание автоматических систем подавления аэроупругих колебаний элементов конструкции;

         - обеспечение малой радиозаметности;

         - обеспечение возможности непосредственного управления подъемной и боковой силами и другие.

         Применительно к вертолетам аэродинамическая компоновка характеризуется:

         - количеством и расположением несущих и рулевых винтов (компоновочные схемы вертолетов по этому признаку рассмотрены в теме 7);

         - формой фюзеляжа;

         - расположением силовой установки;

         - наличием, расположением и формами крыла и оперения;

         -количеством и формами выступающих в поток элементов конструкции.

Маневренные самолеты

         Важнейшим требованием к компоновке маневренных самолетов является их способность энергично изменения траектории полета.

         Поэтому для выполнения этого требования на маневренных самолетах используются следующие пути:

         1.Установка крыла сложной формы в плане с консольной частью малой стреловидности и наплывом большой стреловидности.

         В этом случае консольная часть обеспечивает:

         -сравнительно высокие несущие свойства;

         -приемлемую эффективность органов поперечного управления;

         -высокую эффективность взлетно-посадочной механизации.

         Наплыв позволяет:

         -увеличить подъемную силу, особенно на больших углах атаки, за счет "полезного отрыва";

         -увеличить  и С_{у макс} за счет затягивания отрыва потока в концевых сечениях (вихри с наплыва играют роль "жидких перегородок");

         -стабилизировать положение аэродинамического фокуса при переходе на сверхзвуковые скорости.

         2.Выполнение несущего фюзеляжа.

         3.Интегральная схема соединения частей, которая позволяет:

         -уменьшить сопротивление трения за счет уменьшения омываемой поверхности;

         -увеличить несущие свойства;

         -уменьшить волновое сопротивление за счет уменьшения степени деформации потока в местах сочленений;

         -увеличить внутренний полезный объем;

         -уменьшить радиозаметность.

         4.Дифференциальное правило площадей, что уменьшает лобовое сопротивление на трансзвуковых скоростях при увеличении угла атаки.

         5.Двухкмлевое оперение "дифференциально отклоняемый стабилизатор.

         6.Применение систем непосредственного управления подъемной и боковой силами.

         7.Применение адаптивных крыльев.

         8.Уменьшение или обеспечение отрицательного запаса продольной статической устойчивости.

         9.Применение энергетических систем улучшения аэродинамических характеристик (УПС, струйная и струйно-эжекторная механизация, отклонение вектора тяги и др.).

         10.Применение крыльев обратной стреловидности.

         11.Использование схемы "утка".

         12.Использование силовых установок большой мощности для обеспечения большой тяговооруженности.

          Неманевренные самолеты

         Характерными представителями неманевренных самолетов являются самолеты дальней авиации и военно-транспортные самолеты.

         Для них основным требованием является обеспечение большой дальности полета. Для его выполнения на этих самолетах выполняются мероприятия по обеспечению высокого аэродинамического качества, для чего в первую очередь стараются уменьшить лобовое сопротивление (чистота поверхности, плавные обводы и др.).

         На самолетах дальней авиации может использоваться крыло изменяемой стреловидности, интегральная схема. Двигатели обычно размещаются в гондолах под крылом, а средства поражения - внутри фюзеляжа.

         На самолетах ВТА выполняется отгиб вверх хвостовой части ( лобовое сопротивление и обеспечивается удобство загрузки). Для этих же целей выполняется и верхнее расположение крыла.

                Для обеспечения эксплуатации с грунта на самолетах ВТА выполняется мощная взлетно-посадочная механизация, Т-образное хвостовое оперение, которое кроме этого не мешает выброске грузов парашютным способом.

12.1.1.Нормальная схема

 получила наибольшее распространение. Более подробно данная схема рассматривалась в теме 4. В данной схеме  горизонтальное и вертикальное оперение  расположены позади крыла.

 Основные достоинства (доработай):

- удобство пилотирования ЛА на режимах взлета и посадки;

- хорошая реализация маневренных свойств и характеристик;

- удобство в расположении груза и пассажиров;

- умеренное лобовое сопротивление .

Однако она имеет и недостатки:

- имеются потери подъемной силы на балансировку,

- горизонтальное оперение находится в зоне возмущенного потока от крыла.

12.1.2. Cхема «бесхвостки»

Первое упоминание о самолете такой схемы относится к 1865г.,когда французский исследователь Шарль де Луврие разработал проект самолета "Аэронав" ( увеличенный вариант воздушного змея).

У такой схемы отсутствует горизонтальное оперение, а у ее разновидности "летающее крыло" практически отсутствует и фюзеляж. Органы управления по тангажу ( руль высоты) расположены на задней кромке крыла и обычно комплексируются с элеронами (называются элевонами).

В конце XIX века в России было создано два проекта бесхвостых самолетов - Ф. Р. Гешвендом и В. А. Татариновым.

В предвоенные годы в СССР были созданы целый ряд ЛА типа "бесхвостки". Это самолеты и планеры Б.И. Черановсаого (БИЧ - почти три десятка),ДБ-ЛК Беляева, К-12 "Жар-птица" К.А. Калинина, ХАИ-АВИА-ВНИТО-3, ХАИ-4, "Стрела", САМ-5 А.С. Москалева, БОК-5 Чижевского.

Всего в мире было построено более 100 самолетов такой схемы. К последним можно отнести следующие:

- F-16XL (США);

- "Мираж-2000" (Франция);

- ТУ-144 (СССР);

- "Конкорд" (Англия-Франция);

- SR-71 (США);

- В-2 (США );

- "Кфир" (Израиль )

- Дракен J-35.

Основное достоинство: наименьшее по сравнению с другими схемами лобовое сопротивление.

Недостатки:

- трудности в управлении;

- сложности в использовании механизации на взлете и посадке;

- наибольшие потери подъемной силы на балансировку.

12.1.3. Интегральная схема

Под интегральной схемой понимается плавный переход от крыла к фюзеляжу с образованием в центропланной части единой несущей системы крыло-фюзеляж.

С целью сохранения постоянной относительной толщины в корневых сечениях хорда крыла удлиняется и образуется так называемый наплыв с весьма большой стреловидностью по передней кромке (рис.1).

         Такое сечение крыла и фюзеляжа приводит к образованию дополнительных внутренних объемов при меньшей площади омываемой поверхности обшивка. С точки зрения аэродинамики это прежде всего дает уменьшение сопротивления трения.

         Как известно, коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе С_хо состоит из двух слагаемых

                              

где С_хтр. – коэффициент сопротивления трения, обусловленный вязкостью воздуха;

         С_{х давл.}- коэффициент сопротивления давления, обусловленный силами нормального давления.

При дозвуковых скоростях полета сопротивление давления обычно  мало. Оно определяется лишь местным отрывом потока в зонах с большой диффузорностью и, особенно, за донным срезом фюзеляжа. Обычно плавные обводы фюзеляжа, наличие зализов в местах сочленения отдельных частей самолета и плавное кормовое сужение практически исключают сопротивление давления и величина С_хо в основном определяется трением. Поэтому интегральная схема выгодна при М<1, так как за счет снижения площади омываемой поверхности уменьшается величина С_{х тр.}. В сочетании со специальными мероприятиями по гладкой обшивки, сведением к минимуму щелей между подвижными и неподвижными частями крыла на современных самолетах удается получить сравнительно низкое значение С_хо на дозвуковой скорости (порядка 0,01).

         При переходе на сверхзвуковую скорость редко возрастает сопротивление давления, которое при М>М_кр. называется волновым. С точки зрения получения малого волнового сопротивления нужно, чтобы площади поперечных сечений самолета вдоль оси Х изменялись плавно, без резкого нарастания или уменьшения. Интегральная схема способствует этому, но, с другой стороны, приводит к увеличению миделя поэтому заметного выигрыша в волновом сопротивлении эта схема (по сравнению с обычной) не дает. Анализ зависимостей коэффициента С_хо по числу М ряда самолетов интегральной схемы показывает, что при переходе на сверхзвуковую скорость коэффициент С_хо возрастает не менее, чем в 2 раза, и с ростом числа М убывает незначительно. Это менее благоприятно, чем на лучших  образцах традиционной неинтегральной схемы (например, МиГ-21 и др.).

12.1.4. Самолеты с передним расположением горизонтального оперения

При данной схеме горизонтальное оперение расположено перед крылом.

Именно по этой схеме был выполнен самолет братьев Райт "Флаер" (США), совершивший первый в мире управляемый полет и самолет Сантос-Дюмона "14 бис", совершивший первый официально зарегистрированный полет в Европе ( 1906г).

К настоящему времени создано более 30 типов самолетов данной схемы ( не считая множества ультралегких ЛА, созданных самодельщиками в 80-х годах.

Вот некоторые примеры:

- Канар-1бис Шиукова (1912г.);

- "Фокке-Вульф" 19 а ( Германия, 1927г.);

- SS-4 "Амброзини" (Италия, 1939 г);

- XP-55 "Асендер" ( США, 1943г.),

- J7W-1 "Шинден" (Япония, 1945г),

- МиГ-8 (СССР, 1945г.);

- AJ-37 "Вигген" (Швеция, 1967г.);

- "Рафаль" (Франция, 1986r);

- "Лави" (Израиль, 1986г.);

- JAS-39 "Гриппен" ( Швеция,1988г);

- "Мираж"-4000 (Франция,1979г.);

- Х-29А фирмы "Грумман" (США, работы ведутся с 1981г.);

- Еврофайтер-2000 -ЕАР;

- Су-37 "Беркут".

Достоинства:

- -отсутствуют потери подъемной силы на балансировку;

- -высокая маневренность

- естественная противоштопорная защита (срыв раньше на ПГО).

Недостатки:

- продольная неустойчивость;

- нахождение крыла в возмущенном ГО потоке;

- на некоторых режимах сильно изменяются путевая устойчивость и управляемость.

Следует заметить, что именно схема "утка" была присуща многим в своем роде "первым" ЛА:

- первый успешно летавший в мире самолет (1903г.);

- первый гидросамолет (1910г.);

- первый ракетоплан (1926г.);

- первый мускололет, совершивший маневр в воздухе ("Кондор", 1977г.);

- первый самолет, использовавший для полета энергию солнца (I980г.);

- первый строящийся в настоящее время реактивный самолет с крылом обратной стреловидности.

Достижение науки и техники последних лет - выявление благоприятного влияния близкорасположенного ПГО на аэродинамику крыла, создание систем искусственной устойчивости и т.п. позволяют значительно улучшить характеристики самолетов схе­мы "утка" и открывают новые перспективы развития самолетов этой схемы.

12.1.5. Конвертопланы. Самолеты вертикального взлета и посадки

Конвертопланы - это летательные аппараты, способные осуществлять вертикальные взлет и посадку (как это делают вертолеты) и длительный высокоскоростной горизонтальный полет, характерный для обычных самолетов.

Под термином самолеты вертикального взлета и посадки обычно подразумевают не все конвертопланы. К ним обычно относят ЛА, которые имеют самолетную схему и которые осуществляют взлет и посадку, находясь в горизонтальном положении.

На этих ЛА для осуществления переходных режимов типа взлета используется тяга воздушных винтов, вентиляторов или реактивных двигателей, после чего производится изменение направления вектора тяги к горизонтальному направлению.

Кроме этих ЛА к конвертопланам относятся ЛА с вертикальным положением на взлете и посадке, а также комбинированные ЛА, имеющие несущие винты как на вертолетах и самолетные винты.

Многие конвертопланы успешно летали, но серийно выпускались только английский "Харриер" и советские Як-38 и Як-141. Это объясняется высокой стоимостью, технической сложностью, ограниченным радиусом действия и малой полезной нагрузкой таких ЛА.

Все конвертопланы сталкиваются со специфической проблемой управляемости на режимах взлета, посадки и переходных от висения к горизонтальному полету и наоборот, когда обычные аэродинамические органы управления неэффективны.

Поэтому конвертопланы должны располагать второй системой управления, роль которой в зависимости от схемы и силовой установки могут выполнять:

1. струйная (реактивная) система управления, в которую входят установленные на законцовках крыла и в других точках ЛА сопла и быстродействующие клапаны;

2. система управления вектором тяги, состоящая из нескольких воздушных винтов для создания и непосредственного управления подъемной силой,

3. поверхности управления, установленные в струе от винтов или ТРД.

До того, как на конвертопланах стали использовать мощные ГТД, простейший подход к их созданию состоял в использовании вертолетного несущего винта в комбинации с самолетными винтами и крылом.

Вот два характерных примера, таких ЛА.

Конвертоплан ХV-1 фирмы "Макдоннел", совершивший первый полет в апреле 1955г. Самолетный винт на нем приводился в движение поршневым двигателем. Несущий винт имел реактивный компрессорный привод. Причем с набором горизонтальной скорости подача воздуха в реактивные сопла на законцовках лопастей отключалась, и винт работал в режиме авторотации, как на автожирах. Он имел крыло размахом почти 8 м. Достигал скорости 322 км/ч. Другой представитель этого класса ЛА - британский "Ротодйн" фирмы "Фэйри", совершивший первый полет в ноябре 1957г. Это был самый тяжелый из конвертопланов (взлетная масса.15т.) Он имел крыло с остановленными на нем двумя ТВД и несущий винт с реактивным компрессорным приводом, также отключающимся в горизонтальном полете.

Представителями класса конвертопланов с вертикальным положением корпуса при взлете и посадке можно назвать американские JIA:

1. "Пого" фирмы "Конвэр". Совершил первый полет 2 августа 1954г, став первым самолетом вертикального взлета и посадки.

2. "Салмон" фирмы "Локхид" (1954).

3. "Вертиджет" X-13 фирмы "Райтан" (1955).

На первых двух из этих аппаратов на взлете и посадке использовались управляющие поверхности обычного типа, находящиеся в струе соосных воздушных винтов, а на X-13, имевшем реактивный двигатель, управление осуществлялось поворотом сопла. Но эти аппараты себя не оправдали и дальнейшие работы по таким самолетам были прекращены. Среди конвертопланов с поворотным крылом (вместе с двигателями) наиболее удачным был XC-I42A, разработанный совместно американскими фирмами "Воут", "Райан" и "Хиллер" (1964).

Было построено 5 таких аппаратов, но серийное производство так и не было развернуто. Для выполнения задач, под которые он конструировался, более экономичным оказалось делать более тяжелые скоростные вертолеты.

Целый ряд конвертопланов выполнялось с поворотными двигателями на законцовках крыла:

- Х-100 фирм "Кертис" и "Райт" (1960) - два двигателя;

- X-I9 этих же фирм (1964) - 4 двигателя;

- Х-22А фирмы "Белл" (1966) - 4 винта в кольцевых каналах;

- XV-3 фирмы "Белл" (1955)- два винта большого диаметра-10,1м.

К самолетам вертикального взлета и посадки, использующими поворот реактивных двигателей или сопел можно отнести:

- экспериментальный аппарат фирмы "Белл" (1954);

- британский "Харриер" ( I960), имеет поворотные сопла и реактивные рули;

- советский Як-36М (1970) - опытный образец и его модификация Як-38 (серийно с 1974) - имеет подъемные двигатели, подъемно-маршевый двигатель с поворотными соплами и реактивные рули. Был выпущен 231 самолет, за 15 лет эксплуатации потеряно 36 самолетов (в 31 случае летчики катапультировались). С 1983г. выпускается модификация Як-38М.

12.1.6. Самолеты с крыльями нетрадиционных форм

Иногда к этому классу относят самолеты с треугольными крыльями, хотя по наличию и расположению горизонтального оперения они относятся к одной из основных схем: нормальной, "утка" или "бесхвостка" (упоминавшиеся уже самолеты МиГ-21, "Мираж"-4000, SR-71 и другие). Выделение этих самолетов в отдельную группу обусловлено тем, что для треугольного крыла характерна повышенная жесткость и малый размах, что позволяет уменьшить его массу. Кроме того, за счет большой длины корневой хорды при заданной из аэродинамических соображений относительной толщине крыла его физическая толщина получается большой, что позволяет размещать в крыле дополнительно топливо, оборудование и т.д. и таким образом снизить аэродинамическое сопротивление за счет уменьшения размеров фюзеляжа.

Другой разновидностью нетрадиционных форм крыла являются самолеты типа "тандем", которые имеют две пары крыльев, примерно близкой площади, расположенный одно за другим, что позволяет уменьшить размах крыльев при сохранении их необходимой площади.

Первым таким самолетом был самолет "Аэродром" профессора Лэнгли (1903 г). В дальнейшем было создано еще несколько десятков подобных самолетов. Самым удачным и наиболее широко применявшимся был появившийся на рынке легких самолетов в 1980г. самолет "Квики" (конструкторы Джуит, Шихэн, Рутан).

Однако подобные схемы все-таки не нашли широкого применения, хотя в настоящее время и разрабатывается самолет тандем АТТТ фирмой "БИЧ эркрафт". Дело в том, что при такой схеме увеличивается масса самолета и возникают проблемы с продольной устойчивостью и управляемостью на больших скоростях.

Разновидностью тандемной схемы или схемы биплана являются самолеты-полипланы, имеющие больше двух пар крыльев. Например, во время первой мировой войны была весьма распространена схема "триплан".

Рекордсменом полипланной схемы можно назвать 7-план француза          д Эквили ( 1909г).

Другой нетрадиционной формой крыла являются так называемые "летающие блины" с крыльями круглой или близкой к круглой формой. Например, "Фарман-1020" (1934г), американские "Нимут Парасол" (1934г), планер "Эрап" (1932г), Y-173 (1942г.) и его развитие - истребитель XF-5V-1 (1943г).

Другие нетрадиционные формы крыльев:

- кольцевые - тандем "Гиводан" (Франция, 1909 г);

- арочные - CCW-1 (США,1942), ССW-2 (I943), CCW-5 (I953)$

- изменяемой в полете стреловидности ( огромное количество, например,МиГ-23, МиГ-27, Ту-22М, Ту-160);

- обратной стреловидности - немецкий "Юнкерс-287" (1945), Х-29 "Грумман" (1984);

- антисимметричные - AD-1 (США, 1979), F-8 (США, 1985),

- Х-образные - преобразуемые ЛА "Х-Уинг", проекты которых были разработаны фирмами "Локхид" и "Сикорский" (80-е годы).

12.2. Непосредственное управление аэродинамическими силами

         Традиционный принцип управления самолетом заключается в том, что для изменения его траектории в вертикальной или горизонтальной плоскостях необходимо изменять его пространственное положение относительно вектора скорости полета, т.е. соответственно углы атаки или скольжения. С этой целью летчик отклоняет органы управления (руля) и создает моменты, которые, поворачивают самолет относительно центра масс. По мере поворота самолета изменяются его углы атаки или скольжения и возникают дополнительные подъемная или боковая силы, которые в нужном направлении изменяют траекторию полета самолета. При этом не только изменяется пространственная ориентация самолета относительно направления полета, что, например, может затруднить наведение на цель, но и возникает эффект обратной траекторной управляемости, суть которого рассмотрим   на примере движения самолета.

         Для перевода самолета из режима горизонтального полета в набор высоты необходимо увеличить подъемную силу и, следовательно, угол атаки самолета. Для этого летчик берет ручку управления «на себя» и отклоняет руль высоты (стабилизатор). При этом на горизонтальном оперении появляется дополнительная подъемная сила, направленная вниз, создающая момент на увеличение угла атаки, но одновременно уменьшающая общую подъемную силу. Самолет, теряя высоту, начинает вращаться относительно центра масс. Только через некоторое время, называемое временем запаздывания, по мере роста угла таки, а следовательно, и подъемной силы самолет начнет увеличивать высоту полета. Время запаздывания и потеря высоты тем больше, чем больше момент инерции самолета. Аналогичным недостатком обладает традиционное управление самолетом и в боковом движении.

         Эти недостатки можно устранить путем применения на самолете принципа непосредственного управления подъемной (НУПС) и боковой (НУБС) силами. Сущность непосредственного управления силами состоит в следующем. На  самолете, кроме традиционных рулей, расположенных, например, на хвостовом оперении, т.е. сзади центра масс, устанавливаются  дополнительные органы управления в носовой части, т.е. впереди центра масс. Для изменения траектории полета основные и дополнительные органы управления отклоняются одновременно и таким образом, чтобы на самолете возникали только дополнительные (управляющие) силы, а моменты относительно центра масс оказывались сбалансированными (не возникали). Самолет, при этом будет перемещаться в пространстве (вверх-вниз, влево-вправо) только поступательно, без изменения своего углового положения (без вращения). Заметим, что в некоторых случаях непосредственное управление силами может сопровождаться созданием не только сил, но и моментов.

         Для НУПС наряду с рулем высоты (полностью отклоняемым стабилизатором) могут использоваться закрылки, элевоны, флапероны, интерцепторы, спойлеры, поворотное переднее горизонтальное оперение, поворот половин крыла или их концевых частей, выдув струй, поворот вектора тяги и др., а для НУБС наряду с рулем направления могут применяться дополнительный поворотный передний киль (декиль), выдув струй в носовой части фюзеляжа и т.п.

Рис.11.1

         Совместно с традиционными органами управления и изменения силы тяги дополнительные органы НУПС и НУБС обеспечивают независимое изменение положения самолета по рем угловым и трем линейным координатам (рис.11.1).

         НУПС обеспечивает выполнение таких важных режимов маневрирования в вертикальной плоскости, как вертикальный маневр при постоянном угле атаки для обеспечения непосредственного управления траекторным углом (рис.11.2,а), сохранение прямолинейной траектории при изменении положения оси фюзеляжа (рис.11.2,б), поступательное перемещение в вертикальной плоскости при постоянном угле тангажа без создания момента тангажа (рис.11.2,в).

Рис.11.2. Различные виды траекторных перемещений  при продольном движении самолета

С помощью НУБС можно осуществить три новых режима маневрирования в горизонтальной плоскости: горизонтальный маневр без скольжения и крена (рис.11.3,а), сохранение прямолинейной траектории при изменении положения оси фюзеляжа (рис.11.3,б), поступательное перемещение в горизонтальной плоскости при сохранении  курсового угла без создания момента рысканья (рис.11.3,в).

         Кроме указанных преимуществ, непосредственное управление силами позволяет повысить интенсивность традиционных маневров как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскостях, снизить воздействие на самолет атмосферных порывов, улучшить характеристики самолета как платформы для оружия и в полете с отслеживанием рельефа местности.

Однако применение НУПС и НУБС предполагает разработку, создание и установку на самолете сложной автоматической системы управления и изменение  манеры пилотирования самолетом.

Рис.11.3.Различные виды траекторных перемещений при боковом движении самолета

                  

12.3. Особенности аэродинамики самолетов с крыльями обратной стреловидности, адаптивными и асимметричными.

         В последние годы в связи с поисками путей улучшения маневренных свойств самолетов проявляется повышенный интерес к крылу обратной стреловидности. Проведенные исследования выявили ряд положительных аэродинамических свойств самолетов с таким крылом.

         Как известно, подъемная сила обычного стреловидного крыла ограничена концевым срывом потока, что препятствует использованию больших углов атаки. Крыло обратной стреловидности имеет более благоприятное распределение подъемной силы по размаху (рис.11.4),

Рис.11.4 Распределение коэффициента по полуразмаху крыльев прямой

 (c>0) и обратной (c<0) стреловидности

Не склонно к концевому срыву потока и имеет меньший изгибающий момент. На передних кромках крыла обратной стреловидности могут образоваться устойчивые носовые вихри (рис.11.5) и реализуется эффект полезного отрыва потока. В результате увеличивается критический угол атаки и максимальная подъемная сила, улучшается устойчивость и управляемость самолета, в частности, по крену. Из-за более благоприятного распределения подъемной силы по размаху и более плавного изменения площади поперечных сечений по длине самолета крыло обратной стреловидности на дозвуковых скоростях имеет меньшее лобовое сопротивление, а следовательно, большее аэродинамическое качество, чем крыло прямой стреловидности (рис.11.6).

Рис.11.5 Образование устойчивых вихревых структур при обтекании крыла обратной стреловидности

В лекции "21 Болеутоляющие средства" также много полезной информации.

Рис.11.6

         Все это позволяет заметно улучшить летно-технические характеристики самолета с крылом обратной стреловидности: улучшить взлетно-посадочные и маневренные характеристики, увеличить дальность полета, уменьшить скорость сваливания, получит хорошие противоштопорные характеристики, уменьшить массу и стоимость  самолета. В частности, согласно оценкам специалистов преимущества крыла обратной стреловидности в совокупности позволяет уменьшить на 20% размеры самолета по сравнению с истребителем обычной схемы.

         Однако крыло обратной стреловидности не лишено недостатков. Оно склонно к раннему срыву потока в корневых сечениях. Этот срыв аналогичен концевому срыву на обычных стреловидных крыльях, но охватывает большую площадь ( в корневых сечениях самые большие хорды) и приводит к падению эффективности закрылков. Из-за малой стреловидности передних кромок  крыло обратной стреловидности имеет большее волновое сопротивление на сверхзвуковых скоростях, а следовательно, меньшее аэродинамическое качество (рис.1.7). При изгибе под нагрузкой в полете оно закручивается на увеличение углов атаки сечений, т.е. склонно к дивергенции. Чтобы предотвратить дивергенцию, приходится увеличивать жесткость, а следовательно, массу крыла, в  результате при применении обычных материалов преимущества крыла обратной стреловидности сводятся на нет. Поэтому оно до сих пор не применялось, хотя его достоинства известны давно. Специалисты считают, что применение композиционных материалов с направленными свойствами позволит успешно решить эту проблему.

         С целью повышения аэродинамического качества в широком диапазоне чисел М исследуется возможность создания самолета с антисимметричным крылом, которое в полете способно целиком поворачиваться относительно фюзеляжа и сочетает свойства крыльев прямой, обратной и изменяемой в полете стреловидности. Исследования показывают, что самолет с антисимметричным крылом при оптимальном для каждого числа М угле стреловидности имеет большее аэродинамическое качество, чем с обычным стреловидным крылом  (рис.1.8). К достоинствам полностью поворотного крыла относятся большая жесткость, меньшая масса, меньшее смещение фокуса при повороте, чем у крыла

изменяемой в полете стреловидности. При повороте крыла продольная балансировка практически не  нарушается, так как поворот одной половины крыла назад, а другой вперед не изменяет положения фокуса. Возникающий при этом момент крена, вызванный не симметрией обтекания левой и правой половин, легко парируется отклонением элеронов на 1…2^0.

Рис.11.7. Зависимость К_мах(М) для самолетов  с обычным (1) и антисимметричным (2) крыльями