Крыло (самолёт)

A319-100

Крыло в авиационной технике — поверхность для создания подъёмной силы.

Части крыла самолета

В общем случае крыло самолета состоит из центропланной части, консолей(левой и правой) и механизации крыла.

Принцип действия

Крыло, обтекаемое потоком воздуха, создает в нём возмущения, приводящие к отклонению воздушной массы потока вниз. Согласно закону сохранения импульса, это приводит к возникновению подъемной силы, направленной в противоположную сторону, т.е вверх.^[1]

Одним из популярных 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»), толкая крыло вверх. Данная модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью игнорирует обтекание верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

В другой популярной модели возникновение подъемной силы приписывается разности давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли. Обычно рассматривается крыло с плоско-выпуклым профилем: нижняя поверхность плоская, верхняя — выпуклая. Набегающий поток разделяется крылом на две части — верхнюю и нижнюю, — при этом верхняя часть вынуждена проходить более длинный путь, чем нижняя, вследствие выпуклости крыла. Исходя из условия о неразрывности потока, делается заключение, что скорость потока сверху крыла должна быть больше, чем снизу, что вызывает разность давлений и подъёмную силу. Однако, данная модель противоречит закону сохранения импульса, так как поток после крыла считается невозмущённым и неотклонённым. Кроме того, эта модель не объясняет возникновение подъёмной силы на двояко-выпуклых симметричных или на вогнуто-выпуклых профилях, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковую длину.

Для устранения этих недостатков идеализации необходимо искусственно вводить циркуляцию скорости потока, что приводит к теореме Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и позволяет получать правильные результаты при расчётах.

Одной из главных проблем 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). Так как этот перенос происходит со скоростью звука, то при расчёте дозвукового обтекания необходимо учитывать полное поле скоростей потока. Например, существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом и возвращающая часть импульса обратно — см. экранный эффект.

Также в приведённых объяснениях не раскрывается детальный 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 Коанды. 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.

В реальности, обтекание крыла является очень сложным трехмерным нелинейным и зачастую нестационарным процессом. Подъемная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока, числа Маха и от множества других факторов.

Различные формы крыла

Одной из самых важных проблем требующих решение при конструировании новых самолетов: выбор оптимальной формы крыла, его параметров - геометрических, аэродинамических, прочностных и т.д.

Прямое крыло

Основным достоинством крыла является его высокий коэффициент подъемной 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 взлета и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолетах с реактивными двигателями.

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

Стреловидное крыло

Данный вид крыла получил широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям. Недостатки:

• пониженая несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации;
• увеличение поперечной статистической устойчивости по мере возврастания угла струловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и попереченой устойчивостями самолета 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 астях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолета;
• увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения;
• возрастание массы и уменьшение жесткости крыла.

Для исбавления от отрицательных моментов используется "крутка" крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность

Крыло с наплывом

Варииация стреловидного крыла. Маневренность ограничивается прежде всего статистической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамичностью характеристикам самолета. Действия крыла с наплывом можно описать как: спиральный поток вихрей, срабатывающихся 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 подъемнной силы.

Сверхкритическое крыло

интересный пример модификации стреловидного крыла. Используя упрощенные профили 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%

Треугольное крыло

Треугольное крыло жестче и легче как прямого, так и стреловидного, чаще всего используется при скорости свыше M=2 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.

Основные элементы механизации консоли крыла

основные части механизации крыла

• 1 - законцовка крыла
• 2 - концевой элерон
• 3 - корневой элерон
• 4 - обтекатели механизма привода закрылков
• 5 - предкрылок
• 6 - предкрылок
• 7 - корневой трехщелевой закрылок
• 8 - внешний трехщелевой закрылок
• 9 - интерцептор
• 10 - интерцептор/воздушный тормоз

История исследования

Первые теоретические исследования и важные результаты были проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными Н. Жуковским, С. Чаплыгиным и немецким М. Куттой.

Среди полученных ими результатов можно отметить:

• Теорема Жуковского
• Постулат Жуковского — Чаплыгина

См. также

• Профиль (аэродинамика)

Примечания

1. ↑ John S. Denker, See How It Flies, chapter 3(англ.)

Ссылки

• Demystifying the Science of Flight — Audio segment on NPR’s Talk of the Nation Science Friday(англ.)