Крыло самолёта: различия между версиями

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Интерактивная навигация по истории
[отпатрулированная версия][непроверенная версия]
← Предыдущая правка
Содержимое удалено Содержимое добавлено
ВизуальныйВики-текст
Нет описания правки
Мелкие оформительские правки
 
(не показаны 93 промежуточные версии 45 участников)
Строка 1: Строка 1:
{{другие значения|Крыло}}
{{Другие значения|Крыло}}
{{К переименованию|2018-10-12|Крыло летательного аппарата|}}{{К объединению|2024-01-24|Конфигурация крыла самолёта}}[[Файл:B737-800 wing EZ-A004.JPG|мини|Консоль крыла [[Boeing 737 Next Generation|Боинга 737-800]]]]'''Крыло''' в [[Авиация|авиационной]] [[техника|технике]] — несущая поверхность, имеющая в сечении по направлению потока профилированную форму и предназначенная для создания [[Подъёмная сила|аэродинамической подъёмной силы]]. Крыло самолёта может иметь различную форму в плане, а по размаху — различную форму сечений в плоскостях, параллельных плоскости симметрии самолёта, а также различные углы крутки сечений в указанных плоскостях{{sfn|Микеладзе, Титов|1990|с=13}}.


⚫
== История исследования ==
[[Файл:B737-800 wing EZ-A004.JPG|мини|right|Консоль крыла Боинга 737—800]]
⚫
Первые теоретические исследования и важные результаты для крыла бесконечного размаха проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными [[Жуковский, Николай Егорович|Н. Жуковским]], [[Чаплыгин, Сергей Алексеевич|С. Чаплыгиным]], немецким [[Кутта, Мартин Вильгельм|М. Куттой]], английским [[Ланчестер, Фредерик Уильям|Ф. Ланчестером]]. Теоретические работы для реального крыла начаты немцем [[Людвиг Прандтль|Л. Прандтлем]].
Крыло в [[Авиация|авиационной]] [[техника|технике]] — поверхность для создания [[подъёмная сила|подъёмной силы]].


⚫
Среди полученных ими результатов можно отметить:
== Части крыла самолёта ==
⚫
* [[Теорема Жуковского]], [[:en:Kutta–Joukowski theorem]]
Крыло можно разделить на три части: левую и правую полуплоскости или консоли и центроплан. [[Фюзеляж]] может быть сделан несущим (например, на самолётах Т-50 [[ПАКФА]], [[F-35]],[[Су-27]]). Полуплоскости в свою очередь делятся на [[наплыв крыла]] (если таковой есть), в некоторых случаях уши{{Нет АИ|19|1|2014}} и законцовку. Часто встречается выражение «крылья», но оно ошибочно по отношению к [[моноплан]]у, так как крыло одно и состоит из двух полуплоскостей. В редких случаях и моноплан может иметь 2 крыла, например, [[Ту-144]] имел дополнительное убирающееся переднее крыло.
⚫
* [[Постулат Жуковского — Чаплыгина]], [[:en:Kutta condition]]
* Lanchster-Prandtle [[:en:lifting-line theory]]


== Принцип действия ==
== Принцип действия ==
[[Файл:C17-Vortex.JPG|thumb|Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.]]
[[Файл:C17-Vortex.JPG|thumb|Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.]]
{{main|Подъёмная сила}}
Подъёмная сила крыла создаётся за счёт разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Давление же воздуха зависит от распределения скоростей воздушных потоков вблизи этих поверхностей.
Подъёмная сила крыла создаётся за счёт изменения направления потока воздуха<ref name="HowPlanesFly">University of Michigan Engineering, [https://youtube.com/watch?v=aa2kBZAoXg0 ''How Planes Fly. This talk covers common misconceptions, including equal transit-time theory and the Venturi effect, and presents some explanations that appeal to physical intuition, including flow turning and streamline curvature''] {{Wayback|url=https://youtube.com/watch?v=aa2kBZAoXg0 |date=20210611154757 }}{{ref-en}}</ref><ref>{{cite web|url=https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/lift1.html |language=en |title=What is Lift? |publisher=NASA Glenn Research Center |quote=Lift occurs when a moving flow of gas is turned by a solid object. The flow is turned in one direction, and the lift is generated in the opposite direction, according to Newton's Third Law of action and reaction. |date=2000-08-16 |access-date=2021-06-29 |archive-url=https://web.archive.org/web/20210609005620/https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/lift1.html |archive-date=2021-06-09}}</ref>.


Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз («скос потока»), согласно [[третий закон Ньютона|третьему закону Ньютона]], толкая крыло вверх. Данная упрощенная модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.
Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона, предложенная им в ''[[Математические начала натуральной философии|Principia Mathematica]]'' для предельно разряжённой среды с несталкивающимися друг с другом частицами (т. е. для среды, в которой длина свободного пробега много больше размера крыла): частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз согласно [[третий закон Ньютона|третьему закону Ньютона]], толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы<ref>{{cite web|url=https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/wrong2.html |language=en |title=Incorrect lift theory #2 |publisher=NASA Glenn Research Center |quote=If we make lift predictions based on this theory, using a knowledge of air density and the number of molecules in a given volume of air, the predictions are totally inaccurate when compared to actual measurements. |date=2000-08-16 |access-date=2021-06-29 |archive-url=https://web.archive.org/web/20210504190213/https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/wrong2.html |archive-date=2021-05-04}}</ref>. В данном случае неправомерно использование этой модели для среды, в которой длина свободного пробега много меньше характерных размеров крыла.


В другой распространённой, но неверной модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно [[закон Бернулли|закону Бернулли]]<ref name="SeeHowItFlies">John S. Denker, [http://www.av8n.com/how/htm/airfoils.html ''See How It Flies'', chapter 3]{{ref-en}}</ref>: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх. Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым [[профиль (аэродинамика)|профилем]]: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части — верхнюю и нижнюю, — при этом, вследствие выпуклости крыла, верхняя часть потока должна пройти больший путь, нежели нижняя. Для обеспечения неразрывности потока скорость воздуха над крылом должна быть больше, чем под ним, из чего следует, что давление на верхней стороне профиля крыла ниже, чем на нижней; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Однако данная модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояковыпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние.
В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно [[закон Бернулли|закону Бернулли]]<ref name="SeeHowItFlies">John S. Denker, [http://www.av8n.com/how/htm/airfoils.html ''See How It Flies'', chapter 3] {{Wayback|url=http://www.av8n.com/how/htm/airfoils.html |date=20070927023345 }}{{ref-en}}</ref>: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Модель также неверна из-за неправильной односторонней связи скорости потока и разряжения<ref name="HowPlanesFly"></ref><ref>{{cite book |last=McLean |first=Doug |date=2012 |title=Understanding Aerodynamics: Arguing from the Real Physics |chapter=7.3.3.12 |isbn=978-1119967514 |language=en}} {{YouTube|id=QKCK4lJLQHU|t=13m26s|title=Doug McLean, Common Misconceptions in Aerodynamics. University of Michigan Engineering}}{{ref-en}}</ref><ref>{{cite web|url=https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/wrong3.html |language=en |title=Incorrect lift theory #3 |publisher=NASA Glenn Research Center |quote=The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle. |date=2000-08-16 |access-date=2021-06-29 |archive-url=https://web.archive.org/web/20210627143356/https://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/wrong3.html |archive-date=2021-06-27}}</ref>. В реальности имеем взаимосвязь [[угол атаки|угла атаки]], разряжения и скорости потока.


Для устранения этих недостатков [[Жуковский, Николай Егорович|Н. Е. Жуковский]] ввёл понятие [[циркуляция скорости|циркуляции скорости потока]]; в [[1904 год в авиации|1904 году]] им была сформулирована [[теорема Жуковского]]. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах.
Для более точных вычислений [[Жуковский, Николай Егорович|Н. Е. Жуковский]] ввёл понятие [[циркуляция скорости|циркуляции скорости потока]]; в [[1904 год в авиации|1904 году]] им была сформулирована [[теорема Жуковского]]. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах. Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают [[вязкость]] воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно ([[экранный эффект]]).
⚫
[[Файл:Aircraft flaps.svg|thumb|Положение закрылков (сверху вниз):
<br />1) Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)<br />2) Наибольшая площадь крыла (взлёт)<br />3) Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)<br />4) Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)]]
Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают [[вязкость]] воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции).
Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно ([[экранный эффект]]).


Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля ([[эффект Коанда]]).
Также в приведённых объяснениях не раскрывается механизм передачи энергии от крыла к потоку, то есть совершения работы самим крылом. Хотя верхняя часть воздушного потока действительно имеет повышенную скорость, геометрическая длина пути не имеет к этому отношения — это вызвано взаимодействием слоёв неподвижного и подвижного воздуха и верхней поверхности крыла. Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля ([[эффект Коанда]]). Благодаря поступательному движению, крыло совершает работу по разгону этой части потока. Достигнув точки отрыва у задней кромки, воздух продолжает своё движение вниз по инерции вместе с массой, отклонённой нижней поверхностью крыла, что в сумме вызывает скос потока и возникновение реактивного импульса. Вертикальная часть этого импульса и вызывает подъёмную силу, уравновешивающую силу тяжести, горизонтальная же часть уравновешивается лобовым сопротивлением.


На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую [[турбулентность|нестационарным]], процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от [[угол атаки|угла атаки]], скорости и плотности потока ([[число Маха|числа Маха]]) и от целого ряда других факторов.
Обтекание крыла является сложным трёхмерным нелинейным и, зачастую, [[турбулентность|нестационарным]], процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от [[угол атаки|угла атаки]], скорости и плотности потока ([[число Маха|числа Маха]]) и от целого ряда других факторов. Для расчёта подъёмной силы используются [[уравнения Навье — Стокса]]<ref name="HowPlanesFly"></ref> (т.е. в расчёте учитываются вязкость, сохранение массы и импульса).

== Расположение крыла ==
[[File:Расположение крылаH.jpg|thumb|Изображение высокоплана, низкоплана, среднеплана]]
Положение крыла относительно фюзеляжа определяется его расположением по длине и высоте фюзеляжа, а также углом установки относительно его продольной оси. Расположение крыла по высоте фюзеляжа может быть различным: высоким, средним и низким. В соответствии с этим самолёт называют [[высокоплан]]ом, [[среднеплан]]ом и [[низкоплан]]ом. Вариант расположения зависит от формы фюзеляжа, назначения самолёта, типа и расположения двигателей и др. [[Угол установки крыла]] выбирают так, чтобы он был равен углу атаки на наиболее характерном режиме полёта. При этом фюзеляж расположен по потоку и имеет наименьшее сопротивление. На некоторых самолётах угол установки крыла может меняться<ref>{{статья |автор= |заглавие= «Variable Incidence» |оригинал= |ссылка= |автор издания= |издание=Flight |тип= |место= |издательство= |год=1946 |месяц=апреля |число=25 |том= |выпуск= |номер= |страницы=409 |isbn= |issn= |doi= |bibcode= |arxiv= |pmid= |язык= |ref=Flight |archiveurl=https://web.archive.org/web/20131112201614/http://www.flightglobal.com/pdfarchive/view/1946/1946%20-%200797.html |archivedate=20131112201614}}</ref>.


== Форма крыла ==
== Форма крыла ==
{{TODO}}{{См. также|Конфигурация крыла самолёта}}
⚫
{{TODO}}

Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).
Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).


=== Прямое крыло ===
=== Прямое крыло ===
[[Файл:Navy ZBGM-110.jpg|240px|мини|справа|Пример аппарата с прямым крылом]]
Основным достоинством [[Прямое крыло|прямого крыла]] является его высокий [[Подъёмная сила|коэффициент подъёмной силы]] даже при малых [[угол атаки|углах атаки]]. Это позволяет существенно увеличить удельную [[Нагрузка на крыло|нагрузку на крыло]], а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Ещё одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.
Основным достоинством [[Прямое крыло|прямого крыла]] является его высокий [[Подъёмная сила|коэффициент подъёмной силы]] даже при малых [[угол атаки|углах атаки]]. Это позволяет существенно увеличить удельную [[Нагрузка на крыло|нагрузку на крыло]], а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Ещё одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.


Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента [[Лобовое сопротивление (аэродинамика)|лобового сопротивления]] при превышении критического значения числа Маха.
Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента [[Лобовое сопротивление (аэродинамика)|лобового сопротивления]] при превышении критического значения числа Маха.

Прямое крыло очень чувствительно к турбулентности атмосферы, в связи с чем на тихоходных самолётах (особенно бипланах) и планёрах с прямым крылом хорошо ощущается эффект «воздушных ям».


=== Стреловидное крыло ===
=== Стреловидное крыло ===
Строка 39: Строка 47:
[[Стрела|Стреловидное]] крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.
[[Стрела|Стреловидное]] крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.


; Достоинства:
Достоинства:
* увеличение скорости, при которой наступает [[волновой кризис]], и как следствие — меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крылом<ref name="Aerod-134A">Аэродинамика самолёта Ту-134А. Лигум. Т. И. Москва, «Транспорт», 1975</ref>;
* увеличение скорости, при которой наступает [[волновой кризис]], и как следствие — меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крылом<ref name="Aerod-134A">Аэродинамика самолёта Ту-134А. Лигум. Т. И. Москва, «Транспорт», 1975</ref>;
* медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки, а следовательно лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы.
* медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки, а следовательно лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы.


; Недостатки:
Недостатки:
* пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;
* пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;
* увеличение поперечной статистической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;
* увеличение поперечной статической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;
* отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта;
* отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта;
* увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;
* увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;
* возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла.
* возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла.
Для избавления от отрицательных моментов используется [[крутка крыла]], механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.
Для решения этих проблем используется [[крутка крыла]], механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.


Примеры применения:
Примеры применения: [[Су-7]], [[Боинг 737]], [[Ту-134]] и другие.
[[Су-7]], [[Боинг 737]], [[Ту-134]] и др.


==== Оживальное крыло ====
==== Крыло с наплывом (оживальное) ====
[[Файл:Wing ogival delta.svg|right|thumb|Оживальное крыло]]
[[Файл:Wing ogival delta.svg|right|thumb|Оживальное крыло]]
Вариация ''стреловидного крыла''.
Вариация ''стреловидного крыла''.
Действия крыла [[Оживальная форма|оживальной формы]] можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая пленка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, увеличивая тем самым коэффициент подъёмной силы.
Действие крыла [[Оживальная форма|оживальной формы]] можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая плёнка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, повышая тем самым коэффициент подъёмной силы.
Маневренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.
Манёвренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.


Примеры применения: [[Ту-144]], [[Конкорд (самолёт)|Конкорд]]
Примеры применения: [[Конкорд (самолёт)|Конкорд]], [[Boom Overture]].

⚫
==== Сверхкритическое крыло ====
Интересный пример модификации ''стреловидного крыла''. Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %.


=== Обратной стреловидности ===
=== Обратной стреловидности ===
Строка 70: Строка 74:
Крыло с отрицательной [[Стреловидность крыла|стреловидностью]] (то есть со скосом вперёд).
Крыло с отрицательной [[Стреловидность крыла|стреловидностью]] (то есть со скосом вперёд).


; Преимущества:
Преимущества:
* позволяет улучшить управляемость на малых скоростях полёта;
* позволяет улучшить управляемость на малых скоростях полёта;
* повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов;
* повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов;
Строка 76: Строка 80:
* позволяет уменьшить радиолокационную заметность самолёта{{нет АИ|6|07|2015}} в передней полусфере;
* позволяет уменьшить радиолокационную заметность самолёта{{нет АИ|6|07|2015}} в передней полусфере;


; Недостатки:
Недостатки:
* КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки;
* КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки;
* требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции;
* требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции;


Примеры применения: серийный гражданский [[HFB-320 Hansa Jet]], экспериментальный истребитель [[Су-47|Су-47 «Беркут»]].
''Примеры применения'': серийный гражданский [[HFB-320 Hansa Jet]], экспериментальный истребитель [[Су-47|Су-47 «Беркут»]].


=== Треугольное крыло ===
=== Треугольное крыло ===
[[Треугольник|Треугольное]] (''дельтавидное'' {{lang-en|delta-wing}} — получило наименование по начертанию греческой буквы [[Дельта (буква)|дельта]]) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется при скоростях свыше M = 2.
[[Треугольник|Треугольное]] (''дельтавидное'' {{lang-en|delta-wing}} — получило наименование по начертанию греческой буквы [[Дельта (буква)|дельта]]) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется на самолетах, спроектированных для полета на скоростях свыше M = 2.


; Преимущества:
Преимущества:
* Имеет малое относительное удлинение
* Имеет малое относительное удлинение


; Недостатки:
Недостатки:
* Возникновение и развитие [[волновой кризис|волнового кризиса]];
* Возникновение и развитие [[волновой кризис|волнового кризиса]];
* Большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия.
* Большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия.


Примеры применения: [[МиГ-21]], [[HAL Tejas]], [[Dassault Mirage 2000|Mirage 2000]] (малой относительной толщины); [[Gloster Javelin]], [[Avro Vulcan]] (большой относительной толщины), [[Avro Canada CF-105 Arrow]], [[Saab 37 Viggen]], сверхзвуковые пассажирские [[Lockheed L-2000]], [[Boeing-2707-300]]<ref>[http://www.testpilot.ru/usa/boeing/2707/b2707_3.htm Boeing-2707-300 — сверхзвуковой пассажирский самолёт]</ref>
''Примеры применения'': [[МиГ-21]], [[HAL Tejas]], [[Dassault Mirage 2000|Mirage 2000]] (малой относительной толщины); [[Gloster Javelin]], [[Avro Vulcan]] (большой относительной толщины), [[Avro Canada CF-105 Arrow]], [[Saab 37 Viggen]], сверхзвуковые пассажирские [[Lockheed L-2000]], [[Boeing-2707-300]]<ref>{{Cite web |url=http://www.testpilot.ru/usa/boeing/2707/b2707_3.htm |title=Boeing-2707-300 — сверхзвуковой пассажирский самолёт |access-date=2012-02-22 |archive-date=2016-12-23 |archive-url=https://web.archive.org/web/20161223233201/http://www.testpilot.ru/usa/boeing/2707/b2707_3.htm |deadlink=no }}</ref>.


=== Трапециевидное крыло ===
=== Трапециевидное крыло ===
⚫
{{TODO}}
[[Трапеция|Трапециевидное]] крыло.
[[Трапеция|Трапециевидное]] крыло.


; Преимущества:
Преимущества:

⚫
{{TODO}}
''Примеры применения'': [[McDonnell Douglas F/A-18 Hornet|F/A-18]], [[Northrop/McDonnell Douglas YF-23]]
''Примеры применения'': [[McDonnell Douglas F/A-18 Hornet|F/A-18]], прототип [[Northrop/McDonnell Douglas YF-23|YF-23]].


=== Эллиптическое крыло ===
=== Эллиптическое крыло ===
[[Эллипс|Эллиптическое]] крыло<ref>[https://mash-xxl.info/info/321665/ Крыло эллиптическое] {{Wayback|url=https://mash-xxl.info/info/321665/ |date=20190720201302 }} в Энциклопедия по машиностроению XXL</ref><ref>[https://stimul.online/news/letayushchee-krylo-i-ellipticheskiy-samolet/ Летающее крыло и эллиптический самолет] {{Wayback|url=https://stimul.online/news/letayushchee-krylo-i-ellipticheskiy-samolet/ |date=20190720201304 }} // 27.06.2017</ref>.
[[Эллипс|Эллиптическое]] крыло. [http://aerochayka.ru/DISK/Теория/Аэродинамика/AD0204.HTM <!-- «Битая» ссылка-->]


Преимущества: имеет наибольшее [[аэродинамическое качество]] среди всех известных типов крыла<ref>[http://books.sernam.ru/book_wg.php?id=76 § 74. Крыло с минимальным индуктивным сопротивлением] {{Wayback|url=http://books.sernam.ru/book_wg.php?id=76 |date=20181225123916 }} в учебнике "Механика жидкости и газа"</ref>.
; Преимущества:


Недостатки: весьма сложно в изготовлении.
Эллиптическое крыло имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла.{{нет АИ|11|10|2012}}


Примеры применения: [[К-7 (самолёт)|К-7]] (СССР)
''Примеры применения'': [[К-7 (самолёт)|К-7]] (СССР), [[Supermarine Spitfire]].
{{TODO}}
{{TODO}}


=== Крыло арочного типа ===
=== Крыло арочного типа ===
[[Файл:Изделие 181.JPG|thumb|100px|Крыло арочного типа на самолёте [[Изделие 181]]]]
[[Файл:Изделие 181.JPG|320x320px|Крыло арочного типа на самолёте [[Изделие 181]]|справа|безрамки]]
Автором [[Арка|арочного]] типа крыла является [[американский]] конструктор Уиллард Кастер, который в 1930-х — 1950-х годах разработал и построил несколько экспериментальных самолётов, на которых применил изобретённую им аэродинамическую схему. Её основной особенностью, по замыслу Кастера, была способность полукруглого крыла создавать, благодаря своей форме, дополнительную статическую подъёмную силу. Однако доказать воплощение концепции до жизнеспособных характеристик Кастеру не удалось, и арочное крыло не получило распространения в [[Авиастроение|авиастроении]].


Кастер утверждал, что аппарат с таким крылом способен взлетать и подниматься почти вертикально, или зависать, сохраняя скорость железнодорожного транспортного средства.
{{TODO}}


=== Толщина крыла ===
=== Толщина крыла ===
Строка 120: Строка 126:


; Толстое крыло
; Толстое крыло
⚫
Толстым считается крыло, имеющее профиль относительной толщиной более 12%.Толстое крыло позволяет отодвинуть момент [[Срыв потока|срыва]] в [[Штопор (авиация)|штопор]] ([[сваливание]]), и лётчик может маневрировать с большими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов<ref>[http://porco.ru/content/view/1333/ Откуда есть пошёл самолёт-истребитель, ч. 3]{{Недоступная ссылка|date=Октябрь 2018 |bot=InternetArchiveBot }} <!-- «Битая» ссылка--></ref>.


⚫
''Примеры'': <!-- АК-1 «Латышский стрелок»,--> [[ТБ-4]] (АНТ-16), [[АНТ-20]], [[К-7 (самолёт)|К-7]], [[Boeing]] Model 299, {{нп3|Boeing XB-15}}
⚫
Толстое крыло позволяет отодвинуть момент [[Срыв потока|срыва]] в [[Штопор (авиация)|штопор]] ([[сваливание]]), и лётчик может маневрировать с бо́льшими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов.<ref>[http://porco.ru/content/view/1333/ Откуда есть пошёл самолёт-истребитель, ч. 3] <!-- «Битая» ссылка--></ref>


⚫
== Сверхкритическое крыло ==
⚫
''Примеры'': <!-- АК-1 «Латышский стрелок»,--> [[ТБ-4]] (АНТ-16), [[АНТ-20]], [[К-7 (самолёт)|К-7]], [[Boeing]] Model 299, {{нп3|Boeing XB-15}}<!-- + ещё какой-то немецкий, Юнкерс вроде, где можно было ходить в крыле -->
{{копивио
| url = https://vk.com/wall-19736146_2298
| date = 2020-06-27
}}
[[Файл:NASA-LANGLEY MS(1)-0313.png|справа|безрамки|352x352пкс]]
Суперкритический профиль (С. П.), дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое [[число Маха]]. Чтобы увеличить скорость, нужно уменьшать сопротивление профиля крыла путём уменьшения его толщины («сплющить» профиль), но при этом надо сохранить его весовые и прочностные характеристики. Решение нашёл американский инженер Ричард Уиткомб. Он предложил сделать сужающуюся подрезку на нижней поверхности задней части крыла (небольшой плавный отгиб «хвостика» крыла вниз). Расширяющийся в подрезке поток компенсировал смещение аэродинамического фокуса. Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %. Такие профили стали называть сверхкритическими (суперкритическими). Достаточно быстро они эволюционировали в сверхкритические профили 2-го поколения — передняя часть приближалась к симметричной, а подрезка усиливалась. Однако дальнейшее развитие в этом направлении остановилось — ещё более сильная подрезка делала заднюю кромку слишком тонкой с точки зрения прочности. Другим недостатком сверхкритического крыла 2-го поколения был момент на пикирование, который приходилось парировать нагрузкой на горизонтальное оперение. Раз нельзя подрезать сзади — нужно подрезать спереди: решение было столь же гениально, сколько и просто ― применили подрезку в передней нижней части крыла и уменьшили её в задней. [http://3.bp.blogspot.com/-FyNBVxdXl3A/UpiWOzuj1zI/AAAAAAAAApY/i1cwoJ6hb44/s1600/55.gif Здесь] краткая история эволюции аэродинамических профилей в картинках. Сверхкритические профили применяются в пассажирской авиации, обеспечивая наилучшее соотношение экономичности, веса конструкции и скорости полёта.


== Механизация крыла ==
== Механизация крыла ==
Строка 129: Строка 142:
{{main|Механизация крыла}}
{{main|Механизация крыла}}
* 1 — [[законцовка крыла]]
* 1 — [[законцовка крыла]]
* 2, 3 — корневые [[элерон]]ы
* 2, 3 —корневые и концевые [[элерон]]ы
* 4 — обтекатели механизма привода закрылков
* 4 — обтекатели механизма привода закрылков
* 5, 6 — [[предкрылок|предкрылки]]
* 5, 6 — [[предкрылок|предкрылки]]
Строка 136: Строка 149:
* 9 — [[интерцептор]]
* 9 — [[интерцептор]]
* 10 — интерцептор/спойлер
* 10 — интерцептор/спойлер
⚫
{{-}}
<br clear="all" />


=== Закрылки ===
[[Файл:Aircraft flaps.svg|thumb|left|Закрылки]]
⚫
Положение закрылков (сверху вниз)
* 1 — Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)
* 2 — Наибольшая площадь крыла (взлёт)
* 3 — Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)
* 4 — Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)
=== Складывающееся крыло ===
=== Складывающееся крыло ===
[[Image:Lifted_wing_Yak-38.jpg|thumb|250px|Сложенная правая консоль крыла [[Як-38]]]]
[[Файл:Lifted wing Yak-38.jpg|thumb|250px|Сложенная правая консоль крыла [[Як-38]]]]
К конструкции со складывающимся крылом прибегают в том случае, когда хотят уменьшить габариты при стоянке воздушного судна. Наиболее часто такое применение встречается в палубной авиации ([[Су-33]], [[Як-38]], [[McDonnell Douglas F/A-18 Hornet|F-18]], [[Bell V-22 Osprey]]), но и рассматривается иногда для пассажирских ВС ([[КР-860]]).
К конструкции со складывающимся крылом прибегают в том случае, когда хотят уменьшить габариты при стоянке воздушного судна. Наиболее часто такое применение встречается в палубной авиации ([[Су-33]], [[Як-38]], [[McDonnell Douglas F/A-18 Hornet|F-18]], [[Bell V-22 Osprey]]), но и рассматривается иногда для пассажирских ВС ([[КР-860]], [[Boeing 777X]]).


{{TODO}}
{{TODO}}
Строка 151: Строка 171:
Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, [[Нервюра (техника)|нервюры]] и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры.
Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, [[Нервюра (техника)|нервюры]] и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры.
Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции.
Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции.
В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются.
В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются на самолётах, но широко распространены на [[дельтаплан]]ах.


=== Лонжеронное крыло ===
=== Лонжеронное крыло ===
[[Файл:Wing_structure.jpg|thumb|Лонжероны выделены красным цветом]]
[[Файл:Wing structure.jpg|thumb|Лонжероны выделены красным цветом]]
[[Файл:Wikitrip_to_MAI_museum_2016-02-02_173.JPG|thumb|Фрагмент крыла поршневого истребителя [[Ла-5]], вертикально на фото идут нервюры]]
[[Файл:Wikitrip to MAI museum 2016-02-02 173.JPG|thumb|Фрагмент крыла поршневого истребителя [[Ла-5]], вертикально на фото идут нервюры]]
Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — [[лонжерон]]ов, которые воспринимают [[изгибающий момент]].<ref name="Zhit">[http://mexalib.com/view/17314 Конструкция самолётов. Житомирский Г. И. М.: Машиностроение, 1991— 400 с: ил. — ISBN 5-217-01519-5; ББК 39.53я73 Ж 74; УДК 629.73.02 (075.8)]</ref> Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов тем, что панели обшивки с [[Стрингер (судно)|стрингерным]] набором крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на [[шпангоут]]ы [[фюзеляж]]а самолёта с помощью моментных узлов.<ref name="Shul">[http://mexalib.com/view/28243 Конструкция самолётов. Шульженко М. Н. 1971, М., Машиностроение, 3-е издание]</ref>
Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — [[лонжерон]]ов, которые воспринимают [[изгибающий момент]]<ref name="Zhit">{{Cite web |url=http://mexalib.com/view/17314 |title=Конструкция самолётов. Житомирский Г. И. М.: Машиностроение, 1991—400 с: ил. — ISBN 5-217-01519-5; ББК 39.53я73 Ж 74; УДК 629.73.02 (075.8) |access-date=2016-09-15 |archive-date=2016-12-12 |archive-url=https://web.archive.org/web/20161212105647/http://mexalib.com/view/17314 |deadlink=no }}</ref>. Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов тем, что панели обшивки с [[Стрингер (судно)|стрингерным]] набором крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на [[шпангоут]]ы [[фюзеляж]]а самолёта с помощью моментных узлов<ref name="Shul">{{Cite web |url=http://mexalib.com/view/28243 |title=Конструкция самолётов. Шульженко М. Н. 1971, М., Машиностроение, 3-е издание |access-date=2016-09-15 |archive-date=2016-12-19 |archive-url=https://web.archive.org/web/20161219170302/http://mexalib.com/view/28243 |deadlink=no }}</ref>.


=== Кессонное крыло ===
=== Кессонное крыло ===
Строка 162: Строка 182:
Кессонная конструкция крыла требует наличия [[центроплан]]а, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.
Кессонная конструкция крыла требует наличия [[центроплан]]а, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.


== Геометрические характеристики крыла ==
⚫
== История исследования ==
Геометрические характеристики — перечень параметров, понятий и терминов используемых для проектирования крыла и определения наименований его элементов{{sfn|Микеладзе, Титов|1990|с=}}:
⚫
Первые теоретические исследования и важные результаты были проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными [[Жуковский, Николай Егорович|Н. Жуковским]], [[Чаплыгин, Сергей Алексеевич|С. Чаплыгиным]] и немецким [[Кутта|М. Куттой]].
: ''Размах крыла'' (L) — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла. [ГХС 1990(с.55)]

: ''Хорда несущей поверхности крыла'' — отрезок прямой, взятый в одном из сечений крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта, и ограниченный передней и задней точками профиля.
⚫
Среди полученных ими результатов можно отметить:
: ''Местная хорда крыла'' (b(z)) — отрезок прямой на профиле крыла, соединяющий переднюю и заднюю точки контура профиля в заданном сечении по размаху крыла.
⚫
* [[Теорема Жуковского]]
: ''Длина местной хорды крыла'' (b(z)) — длина отрезка линии, проходящей через заднюю и переднюю точки аэродинамического профиля в местном сечении по размаху крыла.
⚫
* [[Постулат Жуковского — Чаплыгина]]
: ''Центральная хорда крыла'' (b<sub>0</sub>) — местная хорда крыла в базовой плоскости самолёта, получаемая продолжением линии передней и задней кромок крыла до пересечения с этой плоскостью. [ГХС 1990(с.54)]
: ''Длина центральной хорды крыла'' (b<sub>0</sub>) — длина отрезка между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолёта. [ГХС 1990(с.54)]
: ''Бортовая хорда крыла '' (b<sub>б</sub>) — хорда по линии разъёма крыла и фюзеляжа в сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта. [ГХС 1990(с.54)]
: ''Концевая хорда крыла '' (b<sub>к</sub>) — хорда в концевом сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.
: ''Базовая плоскость крыла'' — плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта. [ГХС 1990(с.43)]
: ''Площадь крыла'' (S) — площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла, включая подфюзеляжную часть крыла и наплывы крыла. [ГХС 1990(с.55)]
: ''Контрольное сечение крыла'' — условное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости крыла (z = const). [ГХС 1990(16)]
: ''Кривизна крыла'' — переменное отклонение средней линии аэродинамических профилей от их хорд; характеризуется относительной вогнутостью профиля (отношением максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды). [ГХС 1990(16)]
: ''Срединная поверхность крыла'' — образуемая совокупностью всех средних линий профилей крыла по размаху; обычно задаётся некоторыми законами изменения вогнутости профиля и крутки крыла по размаху; при постоянной величине крутки крыла и нулевой кривизне профилей из которых составлено крыло, срединная поверхность представляет собой плоскость. [ГХС 1990(16)]
: ''Удлинение крыла '' (λ) — относительный геометрический параметр, определяемый как отношение: λ = L²/S;
: ''Сужение крыла '' (η) — относительный геометрический параметр крыла, определяемый как отношение: η = b<sub>0</sub>/b<sub>к</sub>;
: ''Геометрическая крутка крыла'' — поворачивание хорд крыла по его размаху на некоторые углы (по закону φ<sub>кр</sub> = f(z)), которые отсчитываются от плоскости, за которую обычно принимают базовую плоскость крыла (при условии если угол заклинения крыла по бортовой хорде равен нулю). Применяется для улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости на крейсерском режиме полёта и при выходе на большие углы атаки.
: ''Местный угол геометрической крутки крыла (φкр(z))'' — угол между местной хордой крыла и его базовой плоскостью, причём угол φ<sub>кр</sub>(z) считается положительным, когда передняя точка местной хорды выше задней очки той же хорды крыла.


== См. также ==
== См. также ==
Строка 178: Строка 211:
{{примечания}}
{{примечания}}


== Ссылки ==
== Литература ==
* {{h|Микеладзе, Титов|1990|3=В. Г. Микеладзе, В. М. Титов. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолётов и ракет., Москва. Машиностроение. 1990.}}
* [http://www.npr.org/templates/story/story.php?storyId=3875411 Demystifying the Science of Flight] — Audio segment on NPR’s Talk of the Nation Science Friday{{ref-en}}
* {{Книга:Житомирский - Конструкция самолётов|часть=Глава 2. Крыло|страницы=44—95}}


{{Нет сносок}}
{{Нет сносок|дата=2013-02-17}}
{{Компоненты летательного аппарата}}
{{Компоненты летательного аппарата}}


[[Категория:Аэродинамика]]
[[Категория:Аэродинамика]]
[[Категория:Конструкция летательных аппаратов]]
[[Категория:Конструкция летательных аппаратов]]
[[Категория:Устройство самолёта]]

Текущая версия от 01:52, 9 октября 2024

У этого термина существуют и другие значения, см. Крыло.
Консоль крыла Боинга 737-800

Крыло в авиационной технике — несущая поверхность, имеющая в сечении по направлению потока профилированную форму и предназначенная для создания аэродинамической подъёмной силы. Крыло самолёта может иметь различную форму в плане, а по размаху — различную форму сечений в плоскостях, параллельных плоскости симметрии самолёта, а также различные углы крутки сечений в указанных плоскостях[1].

История исследования

[править | править код]

Первые теоретические исследования и важные результаты для крыла бесконечного размаха проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными Н. Жуковским, С. Чаплыгиным, немецким М. Куттой, английским Ф. Ланчестером. Теоретические работы для реального крыла начаты немцем Л. Прандтлем.

Среди полученных ими результатов можно отметить:

Принцип действия

[править | править код]
Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.
Основная статья: Подъёмная сила

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт изменения направления потока воздуха[2][3].

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона, предложенная им в Principia Mathematica для предельно разряжённой среды с несталкивающимися друг с другом частицами (т. е. для среды, в которой длина свободного пробега много больше размера крыла): частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы[4]. В данном случае неправомерно использование этой модели для среды, в которой длина свободного пробега много меньше характерных размеров крыла.

В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли[5]: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Модель также неверна из-за неправильной односторонней связи скорости потока и разряжения[2][6][7]. В реальности имеем взаимосвязь угла атаки, разряжения и скорости потока.

Для более точных вычислений Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах. Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда).

Обтекание крыла является сложным трёхмерным нелинейным и, зачастую, нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока (числа Маха) и от целого ряда других факторов. Для расчёта подъёмной силы используются уравнения Навье — Стокса[2] (т.е. в расчёте учитываются вязкость, сохранение массы и импульса).

Расположение крыла

[править | править код]
Изображение высокоплана, низкоплана, среднеплана

Положение крыла относительно фюзеляжа определяется его расположением по длине и высоте фюзеляжа, а также углом установки относительно его продольной оси. Расположение крыла по высоте фюзеляжа может быть различным: высоким, средним и низким. В соответствии с этим самолёт называют высокопланом, среднепланом и низкопланом. Вариант расположения зависит от формы фюзеляжа, назначения самолёта, типа и расположения двигателей и др. Угол установки крыла выбирают так, чтобы он был равен углу атаки на наиболее характерном режиме полёта. При этом фюзеляж расположен по потоку и имеет наименьшее сопротивление. На некоторых самолётах угол установки крыла может меняться[8].

Форма крыла

[править | править код]
См. также: Конфигурация крыла самолёта

Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).

Прямое крыло

[править | править код]
Пример аппарата с прямым крылом

Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Ещё одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.

Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха.

Прямое крыло очень чувствительно к турбулентности атмосферы, в связи с чем на тихоходных самолётах (особенно бипланах) и планёрах с прямым крылом хорошо ощущается эффект «воздушных ям».

Стреловидное крыло

[править | править код]
Разрезная схема левой консоли Space Shuttle
Основная статья: Стреловидность крыла

Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.

Достоинства:

  • увеличение скорости, при которой наступает волновой кризис, и как следствие — меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крылом[9];
  • медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки, а следовательно лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы.

Недостатки:

  • пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;
  • увеличение поперечной статической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V;
  • отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта;
  • увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;
  • возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла.

Для решения этих проблем используется крутка крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.

Примеры применения: Су-7, Боинг 737, Ту-134 и другие.

Оживальное крыло

[править | править код]
Оживальное крыло

Вариация стреловидного крыла. Действие крыла оживальной формы можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая плёнка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, повышая тем самым коэффициент подъёмной силы. Манёвренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.

Примеры применения: Конкорд, Boom Overture.

Обратной стреловидности

[править | править код]
Основная статья: Крыло обратной стреловидности
Крыло обратной стреловидности

Крыло с отрицательной стреловидностью (то есть со скосом вперёд).

Преимущества:

  • позволяет улучшить управляемость на малых скоростях полёта;
  • повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов;
  • компоновка КОС оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение;
  • позволяет уменьшить радиолокационную заметность самолёта[источник не указан 3458 дней] в передней полусфере;

Недостатки:

  • КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки;
  • требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции;

Примеры применения: серийный гражданский HFB-320 Hansa Jet, экспериментальный истребитель Су-47 «Беркут».

Треугольное крыло

[править | править код]

Треугольное (дельтавидное англ. delta-wing — получило наименование по начертанию греческой буквы дельта) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется на самолетах, спроектированных для полета на скоростях свыше M = 2.

Преимущества:

  • Имеет малое относительное удлинение

Недостатки:

  • Возникновение и развитие волнового кризиса;
  • Большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия.

Примеры применения: МиГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малой относительной толщины); Gloster Javelin, Avro Vulcan (большой относительной толщины), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, сверхзвуковые пассажирские Lockheed L-2000, Boeing-2707-300[10].

Трапециевидное крыло

[править | править код]

Трапециевидное крыло.

Преимущества:

Примеры применения: F/A-18, прототип YF-23.

Эллиптическое крыло

[править | править код]

Эллиптическое крыло[11][12].

Преимущества: имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла[13].

Недостатки: весьма сложно в изготовлении.

Примеры применения: К-7 (СССР), Supermarine Spitfire.

Крыло арочного типа

[править | править код]
Крыло арочного типа на самолёте Изделие 181
Крыло арочного типа на самолёте Изделие 181

Автором арочного типа крыла является американский конструктор Уиллард Кастер, который в 1930-х — 1950-х годах разработал и построил несколько экспериментальных самолётов, на которых применил изобретённую им аэродинамическую схему. Её основной особенностью, по замыслу Кастера, была способность полукруглого крыла создавать, благодаря своей форме, дополнительную статическую подъёмную силу. Однако доказать воплощение концепции до жизнеспособных характеристик Кастеру не удалось, и арочное крыло не получило распространения в авиастроении.

Кастер утверждал, что аппарат с таким крылом способен взлетать и подниматься почти вертикально, или зависать, сохраняя скорость железнодорожного транспортного средства.

Толщина крыла

[править | править код]

Крыло также характеризуется относительной толщиной (соотношение толщины к ширине), у корня и на концах, выраженной в процентах.

Толстое крыло

Толстым считается крыло, имеющее профиль относительной толщиной более 12%.Толстое крыло позволяет отодвинуть момент срыва в штопор (сваливание), и лётчик может маневрировать с большими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов[14].

Примеры: ТБ-4 (АНТ-16), АНТ-20, К-7, Boeing Model 299, Boeing XB-15[англ.]

Сверхкритическое крыло

[править | править код]

Суперкритический профиль (С. П.), дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое число Маха. Чтобы увеличить скорость, нужно уменьшать сопротивление профиля крыла путём уменьшения его толщины («сплющить» профиль), но при этом надо сохранить его весовые и прочностные характеристики. Решение нашёл американский инженер Ричард Уиткомб. Он предложил сделать сужающуюся подрезку на нижней поверхности задней части крыла (небольшой плавный отгиб «хвостика» крыла вниз). Расширяющийся в подрезке поток компенсировал смещение аэродинамического фокуса. Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %. Такие профили стали называть сверхкритическими (суперкритическими). Достаточно быстро они эволюционировали в сверхкритические профили 2-го поколения — передняя часть приближалась к симметричной, а подрезка усиливалась. Однако дальнейшее развитие в этом направлении остановилось — ещё более сильная подрезка делала заднюю кромку слишком тонкой с точки зрения прочности. Другим недостатком сверхкритического крыла 2-го поколения был момент на пикирование, который приходилось парировать нагрузкой на горизонтальное оперение. Раз нельзя подрезать сзади — нужно подрезать спереди: решение было столь же гениально, сколько и просто ― применили подрезку в передней нижней части крыла и уменьшили её в задней. Здесь краткая история эволюции аэродинамических профилей в картинках. Сверхкритические профили применяются в пассажирской авиации, обеспечивая наилучшее соотношение экономичности, веса конструкции и скорости полёта.

Механизация крыла

[править | править код]
Основные части механизации крыла
Основная статья: Механизация крыла

Закрылки

[править | править код]
Закрылки

Положение закрылков (сверху вниз)

  • 1 — Наибольшая эффективность (набор высоты, горизонтальный полёт, снижение)
  • 2 — Наибольшая площадь крыла (взлёт)
  • 3 — Наибольшая подъёмная сила, высокое сопротивление (заход на посадку)
  • 4 — Наибольшее сопротивление, уменьшенная подъёмная сила (после посадки)

Складывающееся крыло

[править | править код]
Сложенная правая консоль крыла Як-38

К конструкции со складывающимся крылом прибегают в том случае, когда хотят уменьшить габариты при стоянке воздушного судна. Наиболее часто такое применение встречается в палубной авиации (Су-33, Як-38, F-18, Bell V-22 Osprey), но и рассматривается иногда для пассажирских ВС (КР-860, Boeing 777X).

См. также: Палубная авиация

Конструктивно-силовые схемы крыла

[править | править код]

По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.

Ферменное крыло

[править | править код]

Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры. Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции. В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются на самолётах, но широко распространены на дельтапланах.

Лонжеронное крыло

[править | править код]
Лонжероны выделены красным цветом
Фрагмент крыла поршневого истребителя Ла-5, вертикально на фото идут нервюры

Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент[15]. Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов тем, что панели обшивки с стрингерным набором крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на шпангоуты фюзеляжа самолёта с помощью моментных узлов[16].

Кессонное крыло

[править | править код]

В кессонном крыле основную нагрузку воспринимают как лонжероны, так и обшивка. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют моноблочной. Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой. Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.

Геометрические характеристики крыла

[править | править код]

Геометрические характеристики — перечень параметров, понятий и терминов используемых для проектирования крыла и определения наименований его элементов[17]:

Размах крыла (L) — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла. [ГХС 1990(с.55)]
Хорда несущей поверхности крыла — отрезок прямой, взятый в одном из сечений крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта, и ограниченный передней и задней точками профиля.
Местная хорда крыла (b(z)) — отрезок прямой на профиле крыла, соединяющий переднюю и заднюю точки контура профиля в заданном сечении по размаху крыла.
Длина местной хорды крыла (b(z)) — длина отрезка линии, проходящей через заднюю и переднюю точки аэродинамического профиля в местном сечении по размаху крыла.
Центральная хорда крыла (b0) — местная хорда крыла в базовой плоскости самолёта, получаемая продолжением линии передней и задней кромок крыла до пересечения с этой плоскостью. [ГХС 1990(с.54)]
Длина центральной хорды крыла (b0) — длина отрезка между точками пересечения передней и задней кромок крыла базовой плоскостью самолёта. [ГХС 1990(с.54)]
Бортовая хорда крыла (bб) — хорда по линии разъёма крыла и фюзеляжа в сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта. [ГХС 1990(с.54)]
Концевая хорда крыла (bк) — хорда в концевом сечении крыла, параллельном базовой плоскости самолёта.
Базовая плоскость крыла — плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта. [ГХС 1990(с.43)]
Площадь крыла (S) — площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла, включая подфюзеляжную часть крыла и наплывы крыла. [ГХС 1990(с.55)]
Контрольное сечение крыла — условное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости крыла (z = const). [ГХС 1990(16)]
Кривизна крыла — переменное отклонение средней линии аэродинамических профилей от их хорд; характеризуется относительной вогнутостью профиля (отношением максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды). [ГХС 1990(16)]
Срединная поверхность крыла — образуемая совокупностью всех средних линий профилей крыла по размаху; обычно задаётся некоторыми законами изменения вогнутости профиля и крутки крыла по размаху; при постоянной величине крутки крыла и нулевой кривизне профилей из которых составлено крыло, срединная поверхность представляет собой плоскость. [ГХС 1990(16)]
Удлинение крыла (λ) — относительный геометрический параметр, определяемый как отношение: λ = L²/S;
Сужение крыла (η) — относительный геометрический параметр крыла, определяемый как отношение: η = b0/bк;
Геометрическая крутка крыла — поворачивание хорд крыла по его размаху на некоторые углы (по закону φкр = f(z)), которые отсчитываются от плоскости, за которую обычно принимают базовую плоскость крыла (при условии если угол заклинения крыла по бортовой хорде равен нулю). Применяется для улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости на крейсерском режиме полёта и при выходе на большие углы атаки.
Местный угол геометрической крутки крыла (φкр(z)) — угол между местной хордой крыла и его базовой плоскостью, причём угол φкр(z) считается положительным, когда передняя точка местной хорды выше задней очки той же хорды крыла.

См. также

[править | править код]

Примечания

[править | править код]
  1. ↑ Микеладзе, Титов, 1990, с. 13.
  2. ↑ 1 2 3 University of Michigan Engineering, How Planes Fly. This talk covers common misconceptions, including equal transit-time theory and the Venturi effect, and presents some explanations that appeal to physical intuition, including flow turning and streamline curvature Архивная копия от 11 июня 2021 на Wayback Machine (англ.)
  3. ↑ What is Lift? (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «Lift occurs when a moving flow of gas is turned by a solid object. The flow is turned in one direction, and the lift is generated in the opposite direction, according to Newton's Third Law of action and reaction.» Дата обращения: 29 июня 2021. Архивировано 9 июня 2021 года.
  4. ↑ Incorrect lift theory #2 (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «If we make lift predictions based on this theory, using a knowledge of air density and the number of molecules in a given volume of air, the predictions are totally inaccurate when compared to actual measurements.» Дата обращения: 29 июня 2021. Архивировано 4 мая 2021 года.
  5. ↑ John S. Denker, See How It Flies, chapter 3 Архивная копия от 27 сентября 2007 на Wayback Machine (англ.)
  6. ↑ McLean, Doug. 7.3.3.12 // Understanding Aerodynamics: Arguing from the Real Physics : [англ.]. — 2012. — ISBN 978-1119967514. Doug McLean, Common Misconceptions in Aerodynamics. University of Michigan Engineering на YouTube (англ.)
  7. ↑ Incorrect lift theory #3 (англ.). NASA Glenn Research Center (16 августа 2000). — «The theory is based on an analysis of a Venturi nozzle. But an airfoil is not a Venturi nozzle.» Дата обращения: 29 июня 2021. Архивировано 27 июня 2021 года.
  8. ↑ «Variable Incidence» // Flight. — 1946. — 25 апреля. — С. 409. Архивировано 12 ноября 2013 года.
  9. ↑ Аэродинамика самолёта Ту-134А. Лигум. Т. И. Москва, «Транспорт», 1975
  10. ↑ Boeing-2707-300 — сверхзвуковой пассажирский самолёт. Дата обращения: 22 февраля 2012. Архивировано 23 декабря 2016 года.
  11. ↑ Крыло эллиптическое Архивная копия от 20 июля 2019 на Wayback Machine в Энциклопедия по машиностроению XXL
  12. ↑ Летающее крыло и эллиптический самолет Архивная копия от 20 июля 2019 на Wayback Machine // 27.06.2017
  13. ↑ § 74. Крыло с минимальным индуктивным сопротивлением Архивная копия от 25 декабря 2018 на Wayback Machine в учебнике "Механика жидкости и газа"
  14. ↑ Откуда есть пошёл самолёт-истребитель, ч. 3 (недоступная ссылка)
  15. ↑ Конструкция самолётов. Житомирский Г. И. М.: Машиностроение, 1991—400 с: ил. — ISBN 5-217-01519-5; ББК 39.53я73 Ж 74; УДК 629.73.02 (075.8). Дата обращения: 15 сентября 2016. Архивировано 12 декабря 2016 года.
  16. ↑ Конструкция самолётов. Шульженко М. Н. 1971, М., Машиностроение, 3-е издание. Дата обращения: 15 сентября 2016. Архивировано 19 декабря 2016 года.
  17. ↑ Микеладзе, Титов, 1990.

Литература

[править | править код]
  • В. Г. Микеладзе, В. М. Титов. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолётов и ракет., Москва. Машиностроение. 1990.
  • Житомирский Г. И. Глава 2. Крыло // Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. — М.: Машиностроение, 1991. — С. 44—95. — 400 с: ил. — ISBN 5-217-01519-5.
Источник — https://ru.wikipedia.org/ruwiki/w/index.php?title=Крыло_самолёта&oldid=140662709