Почему не пошла изменяемая геометрия крыла

Почему не «пошла» изменяемая геометрия крыла?

В истории авиации можно найти огромное количество примеров, когда вроде бы интересные инженерные решения вначале захватывают умы авиаконструкторов, а затем по различным причинам исчезают без следа. И ярким тому примером является крыло обратной стреловидности .

Другой пример — изменяемая стреловидность крыла, которая привлекала конструкторов давно, и лишь технологические ограничения не позволяли применить эту схему ранее.

Дело в том, что постоянное повышение скорости полета привело к тому, что самолеты вплотную подошли к скорости звука, а затем и превысили ее. И тут возникла проблема. На малых скоростях полета, в частности при взлете и посадке, лучше всего работает крыло с небольшой стреловидностью или вообще прямое, обеспечивая большую подъемную силу. Но на околозвуковых скоростях скачкообразно увеличивается коэффициент лобового сопротивления, из-за чего прямое крыло не может быть применено.

Но стреловидное крыло также обладает некоторыми недостатками, в частности, плохой управляемостью и устойчивостью, и небольшой подъемной силой.

Крыло с изменяемой стреловидностью решает все эти проблемы. Оно состоит из центроплана и поворотной части крыла. При взлете крыло устанавливается на минимальный угол стреловидности, а при повышении скорости угол становится все больше и больше.

Первым в мире самолетом с изменяемой стреловидностью стал американский F-111 , запущенный в производство в 1967 году. Если считать все страны, то всего моделей самолетов с изменяемой стреловидностью крыла было выпущено чуть меньше пары десятков – больше всего в СССР, чуть меньше – в США.

Вероятно, говорить о том, что изменяемая стреловидность крыла "не пошла", не совсем корректно, но по сути очень близко к этой фразе. Эта технология не стала очередным этапом в эволюции крыла, не развилась дальше, дав дорогу более современным воплощениям. А стала тупиковой ветвью среди множества попыток создать идеальную аэродинамику, о которой конструкторы не вспоминают уже много десятилетий.

Один из последних таких самолетов – Ту-160 . Несмотря на хорошие летные качества, подобное решение имеет существенные недостатки, в частности высокую стоимость, сложную конструкцию и значительно большую массу, что для боевого самолета означает уменьшение полезной нагрузки, то есть, вооружения.

Достижения в области компьютерных систем управления полетом и новых конструкционных материалов привели к тому, что сегодня разработчики могут весьма тщательно адаптировать стационарное крыло к любым скоростям полета, устраняя необходимость применения изменяемой стреловидности. Вместо этого применяются управляемые компьютером закрылки и предкрылки, которые автоматически приспосабливают профиль крыла к текущему режиму полета.

Ниже приведены некоторые боевые самолеты СССР и США с изменяемой геометрией.

В начале 1970-х годов над огромным воздушным пространством Советского Союза стал летать удивительный боевой самолет – Су-17. Это был первый советский истребитель-бомбардировщик с крылом изменяемой стреловидности. Диапазон изменения стреловидности лежал в пределах 30-63 градусов. При этом неподвижная часть крыла по длине была чуть меньше половины подвижной части.

Этот тактический фронтовой бомбардировщик начал эксплуатироваться с 1975 года. Сегодня он продолжает бороздить небо, хотя производство было завершено в 2009 году. Этот самолет во многом повторяет знаменитый F-111, о чем вспоминает в своих мемуарах О.С.Самойлович, руководивший разработкой воздушного судна.

Стреловидность крыла могла изменяться в пределах от 16 до 69 градусов в зависимости от режима полета.

МиГ-23

Многоцелевой истребитель начал эксплуатироваться одновременно с Су-17. Стреловидность могла изменяться в пределах от 16 до 72 градусов с несколькими предустановленными положениями.

Миг-27

Сверхзвуковой истребитель-бомбардировщик, судьба которого повернулась несколько неожиданно: в СССР он вышел из эксплуатации еще 30 лет назад, зато до сих пор является основным истребителем-бомбардировщиков индийских ВВС.

Стреловидность регулируется в тех же пределах, что и на МиГ-23 – от 16 до 72 градусов.

Ту-22М

Один из самых засекреченных во времена «холодной» войны дальних ракетоносцев СССР. Стреловидность подвижной части крыла регулируется от 20 до 65 градусов.

Ту-160

Красавец «Белый лебедь», один из самых мощных и больших стратегических ракетоносцев, имеющих самую большую взлетную массу в мире среди бомбардировщиков. На Ту-160 установлено несколько десятков мировых рекордов, и он также имеет крыло изменяемой стреловидности. Диапазон изменения – от 20 до 65 градусов.

Американский самолет, ставший первым серийным самолетом с изменяемой геометрией крыла. Первый полет совершил в 1964 году, в 1998 году был выведен из эксплуатации в связи с появлением более совершенных моделей.

Диапазон изменения стреловидности составил 16 — 72,5 градусов.

F-14 Tomcat

Многоцелевой истребитель 4-го поколения, выпущенной компанией Grumman на замену знаменитых «Фантомов». Стреловидность изменяется от 20 до 68 градусов и полностью контролируется компьютером, поддерживая оптимальное значение для данного режима полета.

B-1 Lancer

Сверхзвуковой стратегический бомбардировщик, до сих пор находящийся в эксплуатации американских ВВС. Диапазон изменения стреловидности – от 15 до 67,5 градусов.

Источник

Угол установки крыла

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Смотреть что такое «Угол установки крыла» в других словарях:

угол установки крыла — Угол установки крыла. угол установки крыла — угол φ0 между центральной хордой крыла и базовой осью самолёта (см. рис.). В зависимости от аэродинамической компоновки самолёта этот угол может быть как положительным, так и отрицательным. Обычно … Энциклопедия «Авиация»

угол установки крыла — (φ0) Угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета. [ГОСТ 22833 77] Тематики характеристики самолета геометрические Обобщающие термины геометрические характеристики крыла … Справочник технического переводчика

Угол установки крыла — 54. Угол установки крыла φ0 Угол между центральной хордой крыла и базовой осью самолета Источник: ГОСТ 22833 77: Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

угол атаки — Рис. 1. Угол атаки профиля. угол атаки — 1) У. а. профиля — угол α между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (рис. 1, см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим… … Энциклопедия «Авиация»

Угол атаки — 1) У. а. профиля угол (α) между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению… … Энциклопедия техники

ГОСТ 22833-77: Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения — Терминология ГОСТ 22833 77: Характеристики самолета геометрические. Термины, определения и буквенные обозначения оригинал документа: 3. Базовая ось самолета ORXR Прямая, расположенная в базовой плоскости самолета, проходящая через базовую точку… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

МиГ-9 — в музее ВВС в Монино, 2011 год. Тип … Википедия

МИГ-9 — Назначение: истребитель Первый полёт: 22 октября 1946 года Производитель … Википедия

Источник

Особенности конструкции крыльев с изменяемой в полёте стреловидностью

Крыло с изменяемой в полете стреловидностью позволяет объединить в одном крыле преимущества прямого крыла (хорошие взлётно-посадочные характеристики, высокое аэродинамическое качество и большая дальность полета, хорошая маневренность) и крыла стреловидного (меньшее сопротивление при полете на больших сверхзвуковых скоростях). Однако дополнительное увеличение массы при использовании такого крыла составляет 3. 4 % от взлетной массы самолета, поэтому оно целесообразно, если выигрыш в ЛТХ в соответствии с назначением самолета компенсирует эти затраты.

Поворотные части крыльев изменяемой геометрии имеют, как правило, моноблочную конструкцию. Особенностью конструкции является переход от моноблока к узлу поворота.

Примерная конструктивно-силовая схема этой части крыла показана на рисунке 1.

Проушины между собой соединяются стенками 1, сходящимися к центру узла поворота. В поперечном направлении стенки подкрепляются диафрагмами 2.

Наиболее ответственной частью конструкции крыла изменяемой геометрии является узел поворота. Он должен обеспечить передачу всех нагрузок с поворотной части крыла во всем диапазоне изменения ее углов стреловидности. Узел поворота должен вписываться в обводы крыла и иметь возможно меньшие габаритные размеры, обладать высокой жесткостью, обеспечивать простоту монтажа и демонтажа поворотной части крыла, иметь малое трение и быть надежным в эксплуатации, при этом масса его должна быть по возможности меньшей.
Узел поворота может быть выполнен по схеме с ползунами (рис.2) по схеме вильчатого соединения с одной

проушиной (рис.3), или с двумя проушинами (рис. 4).

Каждая из этих схем имеет свои достоинства и свои недостатки. Схема с ползунами, перемещающимися

в направляющих, позволяет разместить узел поворота в тонком крыле, упрощает передачу сил с крыла на центроплан, обеспечивая несколько путей передачи нагрузок. К недостаткам следует отнести меньшую, чем

в других схемах, жесткость, значительный объем, занимаемый в центроплане узлом поворота, необходимость усиления конструкции в местах крепления направляющих.

Достоинствами схем с вильчатым соединением являются относительная простота конструкции, небольшой объем и несколько меньшая масса. Несмотря на необходимость некоторого утолщения крыла в месте установки шарнира и относительно большие нагрузки в его подшипниках, эти схемы нашли наибольшее распространение.

Схему с одной проушиной целесообразно применять на крыльях с малой строительной высотой, а схему

с двумя проушинами – на более толстых крыльях.
В схемах с двумя проушинами целесообразно верхнюю и нижнюю проушины разместить так, чтобы их плоскости пересекались по линии, на которой лежит осредненный центр давления поворотной части крыла (рис.5).

В этом случае момент воспринимается как бы ферменной конструкцией, благодаря чему уменьшаются поперечные нагрузки на проушины. При изменении угла стреловидности происходит и изменение наклона плоскости поворотной части крыла. Для компенсации этого наклона в узле должны быть установлены сферические подшипники.

Из схем с вильчатым соединением чаще применяется схема с одной проушиной. Конструктивная схема такого узла показана на рисунке 6.

Источник

Профилей адаптивного крыла

Плосковыпуклый профиль проще в изготовлении, имеет большое значение с_уа_mах и коэффициента профильного сопротивления с_хар. Применяется на планерах, малоскоростных самолетах.

Двояковыпуклый несимметричный профиль широко применяется в крыльях самолетов различного назначения, так как при высоких значениях с_уаmах имеет малое значение с_хари сравнительно стабильное положение центра давления (ЦД).

Симметричный профиль имеет меньшее значение с_уаm_ах, применяется в крыльях сверхзвуковых самолетов и для оперения.

S-образный профиль является безмоментным, он имеет постоянное положение центра давления (ЦД). Хуже по значениям с_уаmахи с_хар. Применяется на самолетах типа «бесхвостка».

Ромбовидные и клиновидные профили применяются для крыльев самолетов с большими сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями.

Суперкритический профиль служит для повышения критических значений М_кр.

Он имеет большой радиус носка, почти плоскую верхнюю и выпуклую нижнюю поверхности и тонкий изогнутый хвостик.

Распределение давлений по профилю приводит к уменьшению скоростей в сечениях с максимальной толщиной профиля, отсюда и увеличение значений М_крит (на 0,07. 0,08).

Так как ЦД в таком профиле смещен в его хвостовую часть, то он создает большой пикирующий момент, требующий для балансировки отклонения рулей высоты (стабилизатора).

В разных условиях полета нужны разные соотношения С_уаи С_ха.например, на взлете и посадке нужна большая кривизна f , а в полете на крейсерском режиме, наоборот — меньшая. на маневре (для повышения несущей способности крыла) также нужна большая кривизна.

Решением этого вопроса может стать применение адаптивного крыла, которое в соответствии с режимом полета могло бы менять свою кривизну (см. рис. 6.13) и приводить к перераспределению давления не только в сечении крыла, но и по размаху. Последнее может использоваться, например, для уменьшения изгибающих моментов на маневре, когда к корневому сечению смещается точка приложения равнодействующей аэродинамических сил, для управления углами закрутки сечений крыла с целью недопущения концевых срывов на больших углах атаки и т. д.

До конца 40-х годов основными являлись сравнительно толстые несущие профили с закругленной передней кромкой. Параметры этих профилей следующие:`с = 0,1. 0,18;` х_с= 0,25. 0,30; `f = 0. 0,035.

Крылья с такими профилями имеют высокие значения с_утахи сравнительно небольшое профильное сопротивление, которое при дозвуковом обтекании мало зависит от толщины профиля. Профили этого типа (серии NACA = 230, NACA= = 24, ClarkYH и др.) применялись и на современных легких нескоростных самолетах.

Стремление уменьшить сопротивление крыла и увеличить скорости полета привело к появлению ламинаризированных профилей, контур которых имеет уменьшенный радиус кривизны носка и сдвинутую назад (до`х_с = 0,4. 0,5) максимальную толщину. Ламинаризированные профилинашли широкое применение в околозвуковых самолетах.

Однако местные искажения профиля (волнистость обшивки, выступы на стыках листов обшивки) и шероховатость поверхности существенно ухудшают аэродинамические характеристики таких крыльев. Поэтому технология их производства усложняется. На участках крыла, обдуваемых винтами, ламинарного пограничного слоя не существует.

Результатом развития ламинаризированных профилей стал суперкритический профиль, характерными признаками которого являются очень малая кривизна верхнего обвода и отгиб вниз хвостовой части, необходимый для повышения с_у (рис. 8.11, ж). В этом случае М_крит увеличивается на 15. 18% по сравнению с обычным ламинаризированным профилем такой же толщины.

При использовании крыла с суперкритическим профилем возможно:

— увеличение М_крейс до 0,98 без существенного прироста при этом волнового сопротивления (при этом в аэродинамической компоновке самолета должно применяться правило площадей);

— уменьшение угла стреловидности χкрыла и увеличение относительной толщины`спри сохранении числа М_крейс на современном уровне (М_крейс = 0,70. 0,85). Рост`с позволяет уменьшить массу крыла.

Уменьшение угла χ при заданных S и η приводит к росту размаха крыла l увеличению λ и снижению c_xi.

Для крыльев сверхзвуковых самолетов применяются специальные более тонкие симметричные профили с`с = 0,02. 0,05;`х_с> 0,5;`f= 0. Они имеют высокие значения М_крит и небольшое волновое сопротивление при переходе через скорость звука.

Клиновидный профиль крыла применяется на гиперзвуковых летательных аппаратах (М>5).

Сцелью улучшения аэродинамических характеристик, устойчивости и управляемости самолета, а также для уменьшения массы крыла, применяется набор по размаху крыла профилей разных типов с различными `с,`f,`х_си`х_f . Это так называемая аэродинамическая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

Влияние параметров профиля на характеристики крыла

Пара-	Изменение характеристик самолета при увеличении параметра
метр	Положительное	Отрицательное
`с	1. Увеличение с_{у тах} при увеличении `с до 14% 2. Уменьшение массы крыла 3. Увеличение внутреннего объема крыла	1. Увеличение с_{х тiт} 2. Уменьшение М_крит
f	1. Увеличение с_{у тах}	1. Увеличение с_{х тiт} 2. Уменьшение М_крит 3. Увеличение с_m0
`х_с	1. Уменьшение с_{у тах} (ламинарного профиля) 2. Увеличение М_крит	1. При`x_c>0,5 возможен преждевременный срыв пограничного слоя с хвостовой части профиля и увеличение с_х
х_f	1. Увеличение М_крит	—

Взаимное расположение крыльев биплана

Бипланная схема позволяет получить компактные (с малым размахом) несущие поверхности крыла при невысокой удельной нагрузке на них.

Бипланная схема находит применение на самолетах сельскохозяйственной авиации и спортивных пилотажных самолетах. Для бипланной коробки крыльев характерны параметры, показанные на рис. 8.13, и отношение площадей крыльев S_B/S_H.

Рис. 8.14. Геометрические характеристики коробки крыльев биплана

Сужение верхнего и нижнего крыльев обычно равно единице. Относительная толщина профилей постоянна по размаху. Для обеспечения требуемой поперечной устойчивости оба крыла или одно из них (обычно нижнее) имеет y > 0.

Источник