Аэродинамическая схема «утка»

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО ( ) до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Су_max=2, что позволило создать ПГО с . Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь . В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.

Идеальная аэродинамическая схема самолёта

Поиск идеальной аэродинамической схемы самолёта – есть важнейшая народно-хозяйственная задача, успешное решение которой обеспечит формирование облика транспортных самолётов с предельными лётно-техническими характеристиками.

Идеальной назовём аэродинамическую схему самолёта, которая обеспечивает:

- максимально возможный диапазон лётных скоростей;

- абсолютную противоштопорную устойчивость самолёта.

Другими словами, в отличие от других аэродинамических схем идеальная аэродинамическая схема должна обеспечивать независимую (бескомпромиссную) оптимизацию самолёта по критериям аэродинамического совершенства и безопасности полёта.

В предыдущем разделе были рассмотрены две наиболее сильно конкурирующие между собой аэродинамические схемы самолётов: «классика» и «утка». От какой же из этих двух схем оттолкнуться для поиска идеальной аэродинамической схемы?

Выше показано, что только «утка» позволяет исключить потери на балансировку. Значит, необходимо оптимизировать «утку».

Рассмотрим балансировку схемы «утка».

На рис. 4 показана несущая система «утки», состоящая из крыла с площадью S_кр и ПГО с площадью S_пго, а также параметры, необходимые для расчёта продольной статической устойчивости «утки». Несущие поверхности находятся на межфокусном расстоянии L_мф. Отметим, что несущая система имеет пикирующий момент M_z0, не зависящий от угла атаки, с коэффициентом m_z0. Необходимо сказать, что в данном примере производные коэффициентов подъёмной силы крыла и оперения самолёта равны между собой:  Кроме того, мы не будем учитывать влияние на балансировку и устойчивость самолёта скоса потока от ПГО (производная угла скоса потока ПГО по углу атаки самолёта ε^α = 0).

Отметим, что ручка управления самолётом при движениях «от себя – на себя» отклоняет серворуль ФГО. Статически устойчивая флюгерная несущая система «ФГО + серворуль» самостоятельно ориентируется в набегающем потоке, обеспечивая балансировку самолёта в продольном канале, а углы атаки ГО и самолёта в отличие от классической схемы «утка» больше не являются взаимозависимыми параметрами.

Надо сказать, что данное техническое решение известно давно и успешно используется как в авиации (самонастраивающиеся пропеллеры и ветряки), так и в судостроении (подруливающие устройства яхт). Аэродинамический смысл работы ФГО на «утке» прост: оперение не создаёт дестабилизирующий момент и предназначается только для балансировки самолёта.

Следует обратить особое внимание на тот факт, что использование ФПГО позволяет «отвязать» балансировку «утки» от её устойчивости в продольном канале, что до предела облегчает задачу аэродинамической компоновки самолётов схемы «утка».

Мы доказали, что схема «утка с ФГО», или «флюгерная утка», обеспечивает при всех равных условиях тотальное превосходство над любой аэродинамической схемой по скоростным и взлётно-посадочным характеристикам и позволяет реализовать наибольший диапазон лётных скоростей самолёта.

Теперь докажем, что самолёты, скомпонованные по схеме «флюгерная утка» обладают абсолютной противоштопорной устойчивостью.

Доказательство безопасности полётов на «флюгерных утках» приведём на примере лёгкого двухместного самолёта ЮАН-4 «Quick Bird», заходящего на посадку со скоростью, близкой к минимальной. Общий вид самолёта показан на рис.

Полное лобовое сопротивление.

Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета. Граница 2 минимальной скорости полета V_min определится из уравнения горизонтального полетаY_a = G  как

Граница 3 максимальной скорости полетаV_maxопределится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета X_a=P как

где:

	-	удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателя P
p	-	удельная нагрузка на крыло самолета, Па
	-	минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте

   Наивыгоднейшая скорость полетаV_нв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета K_max и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, посколькуP=1/K_a     Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемностьV_y, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.    Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолетаН_т, на котором V_max = V_min, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, V_y= 0.    Практический потолок самолетаН_п определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например V_y = 0,5 м/с.    Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.    Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.

Полное сопротивление самолёта является суммой индуктивного и вредного сопротивлений.

На рисунке показано изменение полного сопротивления самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте в зависимости от приборной скорости.

На малых скоростях доминирует индуктивное сопротивление, а на больших – вредное. Минимальное полное сопротивление достигается при равенстве индуктивного и вредного сопротивлений. Эта скорость называется наивыгоднейшей (V_MD). Она является точкой отсчёта при определении лётных характеристик самолёта, таких как дальность и продолжительность полёта, угол набора высоты и планирования, взлетные и посадочные характеристики.

При полёте на наивыгоднейшей скорости самолёт обладает максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полёту на наивыгоднейшем угле атаки (около 4).

_{Визуализация следа:} http://www.youtube.com/watch?v=47oJYhwJsJE&feature=player_embedded

Обратите внимание, как изменяется Су в диапазоне отрицательных углов атаки. Линейный рост довольно быстро заканчивается, а критический угол атаки наступает гораздо раньше, чем при положительных углах и при намного меньшем абсолютном значении Су.

Отсюда становится понятным, почему при несимметричном профиле крыла прямая и обратная петли самолета, столь сильно отличаются по величине минимального радиуса. Для симметричного профиля линия Су для отрицательных углов повторяет зеркально линию для положительных углов. Поэтому на пилотажных самолетах применяют чаще всего симметричные профили.

Для профиля с скругленной передней кромкой точка разделения верхнего и нижнего пограничных слоев при изменении угла атаки перемещается по образующей носика. Поэтому переход к срыву потока при увеличении угла атаки здесь происходит позже и более плавно.

Для острого носика такое перемещение приводит к локальному резкому повышению скорости обтекания в месте большой крутизны носика. Такое повышение провоцирует более ранний отрыв пограничного слоя сразу от носика профиля. На графиках Cy=f(a) это выражается так:

S-образные

Как видно, у таких профилей кривизна меняет вдоль хорды свой знак. В передней части прояфиля он выпуклый вверх, в задней – вниз. Такие профили еще называют S-образными, потому что средняя линия профиля напоминает латинскую букву S. Чем замечательны эти профили? У обычного несимметричного профиля при увеличении угла атаки точка приложения аэродинамической силы R смещается по хорде профиля вперед. При этом момент крыла, способствующий подъему носа самолета, увеличивается с ростом угла атаки. Крыло с таким профилем само по себе, без оперения устойчивым быть не может. У S-профилей наоборот. В диапазоне летных углов атаки увеличение этого угла приводит к смещению точки приложения аэродинамической силы по хорде профиля назад. В результате появляется момент на пикирование, стремящийся вернуть угол атаки к первоначальному значению.

К сожалению, у S-профилей значительно более низкие предельные значения Су. Это заставляет конструктора самолета при равной с обычной аэродинамической схемой скорости полета делать у самолета гораздо меньшую нагрузку на крыло, то есть значительно увеличивать площадь крыла.

На некоторых самолетах успешно используют управление пограничным слоем. Для этого в верхней обшивке крыла делаются два ряда отверстий – в районе максимального разряжения и недалеко от задней кромки крыла, где разряжение невелико. За счет разности давлений часть воздуха через второй ряд отверстий отсасывается и подается внутри полости крыла на передний ряд, - в зону максимального разряжения. Подача дополнительного воздуха в эту зону оттягивает срыв потока на большие углы атаки, за счет чего достигается большее значение Су. Попутно отметим, что сдув и отсос пограничного слоя широко используется на больших самолетах (истребителях) при взлетно-посадочных режимах.

Крутка

В описании про удлинение крыла показано, что даже у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху меняются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Чтобы снизить его отрицательные последствия, надо установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчетной скорости полета. Чтобы расширить диапазон оптимизации применяют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на конце менее несущий профиль. Он обладает меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. В случае хорошего согласования поляр можно сделать крыло, обладающее более широким диапазоном скоростей высокого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке. Однако такой способ сложнее в проектировании.

_{АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

_{ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ и АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

... В конце 60-х годов в ЦАГИ и в ряде ОКБ начались проработки и изучение новых направлений в развитии боевой авиации. ... В аэродинамике были открыты новые возможности значительного увеличения несущих свойств самолета при достаточно малом приращении сопротивления. Это новое направление исследований ЦАГИ основывалось на рациональном использовании специально индуцируемых вихрей на верхней поверхности крыла, т.е. на "управлении" вихрями. Образование этих вихрей производилось за счет заостренных наплывов, расположенных в корневой части крыла. ..." "... Дальнейшие расчетные и экспериментальные исследования выявили ... еще целый ряд важных свойств крыльев сложной формы в плане: - при дозвуковых скоростях несущие свойства крыльев сложной формы в плане имеют нелинейный благоприятный характер и сохраняются до больших углов атаки, поэтому располагаемая подъемная сила у таких крыльев значительно выше, чем у исходных крыльев, что обеспечивает возможность достижения лучших взлетно-посадочных и маневренных характеристик; ..." "... Использование узких треугольных крыльев или других форм в плане в качестве наплывов, устанавливаемых перед тонким крылом умеренного удлинения и стреловидности (с=5-6%, лямбда=2,5-5, Хпк=30-40 град.), изменяет характер обтекания консоли при углах атаки, превышающих критические для крыла без наплыва; кромочный вихрь (вихрь, сходящий с передней кромки консолей крыла) под воздействием вихря с наплыва смещается к концевым сечениям крыла, в результате чего зона безотрывного обтекания консолей существенно расширяется. На частях консоли и центроплана, лежащих под вихрем с наплыва, возникают зоны разрежения; разрежение имеет место и на частях консоли, подверженных влиянию кромочного вихря. Регулярное течение на большей части верхней поверхности крыла наблюдается до альфа=34 град. ..."

Концевые перетекания.

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления. Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Чем больше скорость, тем меньше индуктивное сопротивление. Это происходит, потому что вертикальные скорости, индуцированные вихрем, накладываясь на возросшую поступательную скорость (по треугольнику) дают меньшее изменение местного угла атаки. Соответственно меньше наклон вектора подъёмной силы назад, а значит и меньше индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости.

Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость.

При С _y равном нулю – индуктивное сопротивление тоже равно нулю. Главный вклад в индуктивное сопротивление вносят вихревые жгуты. Весьма распространено заблуждение в области аэродинамики, что эти вихревые жгуты, - единственные виновники индуктивного сопротивления.

Это не так. Даже крыло очень большого размаха все равно обладает индуктивным сопротивлением, но гораздо меньшим по абсолютной величине. У крыла два конца. Интенсивность отсоса энергии в концевой вихревой жгут зависит от погонной подъемной силы крыла, определяемой разностью давлений. Отсюда очевидное решение: поскольку конца всего два, надо уменьшить погонную подъемную силу, т.е. увеличить размах крыла при той же его площади. А это и означает увеличение удлинения крыла. Приближенно можно считать, что концевой жгут сильно снижает погонную подъемную силу на расстоянии до двух хорд от конца крыла. Поэтому для крыльев удлинения 4 и меньше, краевые эффекты радикально влияют на подъемную силу и индуктивное сопротивление крыла, в наибольшей мере определяя аэродинамическое качество крыла в целом.

Как и разряжение на верхней поверхности крыла, вихревые жгуты по концам крыла можно увидеть собственными глазами при пилотаже сверхзвуковых самолетов. Когда самолет резко маневрирует, с концов крыльев срываются жгуты белой пелены из конденсата влаги, содержащейся в воздухе

ИТОГО факторы, влияющие на индуктивное сопротивление:

- Величина подъёмной силы. Чем больше сила тяжести самолёта и перегрузка, тем больше подъёмная сила, соответственно больше индуктивное сопротивление. (Перегрузкой называется отношение подъёмной силы к силе тяжести самолёта). Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату подъёмной силы.

- Скорость самолёта. Чем больше скорость, тем меньше индуктивное сопротивление. Это происходит, потому что вертикальные скорости, индуцированные вихрем, накладываясь на возросшую поступательную скорость (по треугольнику) дают меньшее изменение местного угла атаки. Соответственно меньше наклон вектора подъёмной силы назад, а значит и меньше индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости.

- Удлинение крыла. Концевые вихри на крыле большого удлинения влияют на относительно меньшую часть крыла. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально удлинению крыла.

Из вышесказанного можно сделать вывод, что крылья большого удлинения требуются для самолётов, которые большую часть лётного времени проводят на режимах больших потребных С_у. К этой категории относятся транспортные самолёты.

На рисунке показано влияние удлинения крыла график подъёмной силы. Чем больше удлинение, тем меньше требуется угол атаки для производства той же подъёмной силы и увеличивается чувствительность на изменение угла атаки.

На следующем рисунке показана зависимость лобового сопротивления крыла от подъёмной силы при различных значениях удлинения крыла. Из него видно, что крыло с большим удлинением имеет меньшее сопротивление, поскольку индуктивное сопротивление очень зависит от удлинения крыла. При больших удлинениях крыла сопротивление мало изменяется при росте подъёмной силы, но на больших С_у (малых приборных скоростях) сопротивление начинает резко увеличиваться.

Использование крыльев большого удлинения на самолётах ограничено следующими факторами:

- Большой изгибающий момент крыла. Его уменьшают, размещая в крыле топливо и навешивая на крыло двигатели.

- Уменьшение располагаемых угловых скоростей крена (особенно на малых скоростях). При кренении самолёта на опускающемся полукрыле местные углы атаки увеличиваются, а на поднимающемся – уменьшаются. Возникает разность подъёмных сил полукрыльев, препятствующая кренению (демпфирующий момент). Чем больше удлинение крыла, тем на большую величину будет увеличиваться угол атаки в районе законцовки крыла при той же угловой скорости крена, следовательно, будет больше демпфирующий момент.

- Уменьшение расстояния от земли до законцовки крыла при создании крена на взлёте или посадке.

Формула индуктивного сопротивления: X_i = ½ V²C_{x i}S,

где ½ V²– скоростной напор; C_{x i} - коэффициент индуктивного сопротивления; S - площадь крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы и удлинения крыла: C_xi = С_у²/.

Рассмотрим, как меняется индуктивное сопротивление по скорости. Допустим, скорость выросла в два раза, значит, скоростной напор увеличится в четыре раза (½ V²). Значит, для сохранения подъёмной силы С_ууменьшится в четыре раза (Y = ½ V²C_yS). Это приведет к уменьшению коэффициента индуктивного сопротивления в шестнадцать раз (С_у²/). Подставляя изменившиеся значения скоростного напора и C_xIв формулу индуктивного сопротивления, получим, что оно уменьшится в четыре раза.

Методы уменьшения индуктивного сопротивления:

Плоские пластины, расположенные на концах крыльев ограничивают развитие концевого вихря, не производя подъёмной силы, а значит, не увеличивая изгибающий момент крыла. Тем не менее, они повышают вредное сопротивление самолёта, что на больших скоростях может свести на нет эффект уменьшения сопротивления.

Форма законцовки крыла влияет на силу концевого вихря. На Боинге-787 используется загнутая назад законцовка крыла.

Топливные баки на законцовках крыльев играют ту же роль, что и плоские пластины, но при этом ещё, за счёт веса топлива, уменьшают изгибающий момент крыла.

Крылышки (загнутые вверх законцовки крыла, winglets). Они спрофилированы и установлены так, что производят небольшую силу, направленную вперед (отрицательное сопротивление). Крылышки частично блокируют поток воздуха от нижней поверхности крыла к верхней, уменьшая силу концевого вихря. Кроме того, маленький вихрь с законцовки взаимодействует с концевым вихрем крыла и ослабляет его.

Влияние веса самолёта на полное лобовое сопротивление.

При уменьшении веса самолёта уменьшается потребная подъёмная сила, а значит, и индуктивное сопротивление. Общее сопротивление также уменьшается, и точка минимального сопротивления смещается влево (см. рисунок).

Таким образом, при уменьшении силы тяжести самолёта наивыгоднейшая скорость уменьшается, и наоборот. При увеличении перегрузки (при развороте) наивыгоднейшая скорость также увеличивается (из-за роста индуктивного сопротивления).

Изменение высоты полёта не влияет на полное сопротивление самолёта, если не изменяется приборная скорость. Истинная скорость при этом будет меняться в соответствии с изменениями плотности воздуха.

Влияние конфигурации самолёта на полное лобовое сопротивление.

Выпуск шасси, тормозных щитков, механизации крыла увеличивает вредное сопротивление самолёта, но не оказывает существенного влияния на индуктивное сопротивление. В результате полное сопротивление самолёта повышается, и наивыгоднейшая скорость самолёта уменьшается по сравнению с наивыгоднейшей скоростью для чистой конфигурации.

винглет

Компания API разрабатывает новый тип так называемых спироидных законцовок крыла. Это из раздела мечтаний о том, чтобы крыло вообще никогда не кончалось. Ожидаемый эффект от такой конструкции – 10% топливной экономии без особых массовых затрат. Пока с таким крылом летает только опытный Falcon 50.

Так называемые спироиды на крыле самолета Falcon 50.

Специальные законцовки могут применяться не только на крыле самолета, но и на плоскости, вобщем-то родственной по физическому смыслу. Это лопасти воздушных винтов, причем не обязательно винтов авиационых. Неавиационные – это винты мощных ветрогенераторов На фото законцовка одной их лопастей.

Законцовка лопасти ветрогенератора.

Винты транспортника Hercules с законцовками по принципу raked wingtips.

Вертолет Agusta Westland AEW101. Хорошо видны специальные законцовки лопастей.

Итак, стало понятно, что для получения возможно большого аэродинамического качества крыла, надо увеличивать его удлинение.

Но при увеличении удлинения у крыла фиксированной площади уменьшается его хорда и строительная высота лонжерона. Одновременно увеличивается длина плеча приложения подъемной силы консоли крыла к корневому сечению лонжерона. Получается, что при увеличении удлинения вдвое, требования к прочности лонжерона увеличиваются вчетверо. Сразу отметим, что в большой авиации чаще всего главной причиной снижения удлинения крыла является именно прочностные возможности его лонжерона.

Для того, чтобы по размаху крыла обеспечить одинаковый угол атаки всех профилей, необходимо иметь достаточно жесткое на кручение крыло. Чем его удлинение больше, тем труднее обеспечить требуемую жесткость. Помимо раздрая в углах атаки и связанного с ним снижения аэродинамического качества, в мягком на кручение крыле возможны резонансные явления, получившие название флатера

Крыло повышенного удлинения снижает маневренные качества самолета по крену.

При равной площади увеличение удлинения приводит к пропорциональному снижению хорды крыла и, соответственно, числа Re его обтекания. Поэтому, увеличивая удлинение в погоне за аэродинамическим качеством, можно неожиданно получить при росте удлинения резкое снижение аэродинамического качества крыла. Это когда число Re попадает в область докритического обтекания. Борются с этим, как уже упоминалось в первой части статьи, размещением на крыле турбулизаторов.

Для сверхзвуковых маневренных самолетов крыло часто имеет удлинение меньше 1. У некоторых неманевренных, например, у Конкорда и Ту-144, удлинение крыла тоже менее 1. Это специфика сверхзвука и здесь разбирать ее не будем.

Максимальное известное удлинение – чуть более 50 имеет немецкий планер «Эта».

Для DA 40 удлинение крыла 10,53

		К	G/F, кг/м2	λ= l2/F
Планер (2005 г)		57		50
U-2		28	200	10
Альбатрос		20
Ту-134А		18,5
Боинг 747		17
МиГ-29		10,4	399	3,39
Ан-2		10	76
DA 40		9,7	84	10,5
DA 42			104	11
МиГ – 21		7	375	2,2
воробей		4

G/ F(DA 40) = 1150/13,54 = 84 кг/м²

Начнем с того, что наше романтическое название "аэродинамическое качество" в западной литературе носит простое название L/D - lift-to-drag ratio, т.е. это просто-напросто отношение подъемной силы к сопротивлению, или, еще проще, в скоростной системе координат отношение вертикальной силы к горизонтальной. Рассмотрим зависимость К=f(Cy). При Су=0, очевидно, К=0. Сопротивление растет обычно квадратично по Су, поэтому, начиная с некоторого Су, рост Сх обгоняет рост Су. Таким образом в зависимости K=f(Cy) есть максимум, который и называется просто maximum of lift-to-drag ratio. Для современных гражданских магистральных самолетов значение Су, соответствующего Кмах лежит в пределах 0.5 - 0.6. Всегда найдется тот угол атаки, на котором реализуется данный Су. Опять же, в западной литературе нет названия "наивыгоднейший угол атаки" и т.д. и т.п. Он просто называется угол атаки, на котором реализуется maximum of L/D. И все, не надо огород городить. Максимальное аэродинамическое качество - важный параметр самолета, но выпячивание его одного может привести к неверным выводам. Во-первых, для максимизации дальности самолета необходимо максимизировать выражение (K*M/Ce), т.е. более важным для аэродинамика является произведение К*М. Поэтому, например Кмах=16 при М=0.78 лучше, чем Кмах= 16.5 при М=0.75 (RRJ и Ту-334). Кмах обычно чуть уменьается с М=0 до Мкрейс, но произведение Кмах*М растет. Признаком хорошо спроектированной компоновки как раз является достижение максимума К*М при заданном Мкрейс. Во-вторых, расход топлива конечно обратно пропорционален качеству, но и прямо пропорционален весу самолета. Давайте, при том же фюзеляже, увеличим крыло в 2 раза. Максимальное аэродинамическое качество вырастет, но самолет то станет только хуже. Старые советские самолеты имели, как правило, переразмеренное крыло; частично из-за того, что наши аэродромы хуже западных, и нужно снижать посадочную скорость, частично из-за худщих характеристик механизации. Поэтому они выгядят "летучими", и по значению Кмах часто не уступают, а то и превосходят западные аналоги (например Ту-204 по сравнению с Б-757). В то же время, Боинги - эти "бочонки с маленькими крылышками" - имеют лучшую топливную эффективность из-за меньшего веса. (Посмотрите в форуме большую ветку о сравнении Ту-204, Б-737 и А-321). Путаница по качеству происходит еще и потому, что в летных испытаниях его не так-то легко определить. Обычно определяют расход топлива на установившемся горизонтальном участке, но тяга установленного двигателя в натурных условиях тоже может отличаться от паспортных характеристик. Есть еще методика полета с двигателями на "малом газу", но она еще менее точна. Вот и спорят, например, аэродинамики и двигателисты (последние примеры - Ту-334 и Ан-148), кто же из них недодал обещанного.

турбулизирующие накладки (маленькие треугольные полоски).

На больших углах атаки накладки будут способствовать отделению потока, но не будут влиять на эффективность крыла на крейсерском режиме полёта.

Экранный эффект

КМ имел длину 92 м, высоту 22 м и размах крыла 37 м. На переднем пилоне размещалось 8 турбореактивных двигателей тягой по 10 тс каждый для старта. На киле стояли еще два таких же двигателя для поддержания крейсерского режима. Масса экраноплана достигала 544 тонн.

При полёте в непосредственной близости от поверхности развитие концевых вихрей крыла значительно ослабляется. Соответственно уменьшаются скосы потока перед и за крылом. Это эффект «экрана» земли – подъёмная сила возрастает, индуктивное сопротивление падает. Также меняется балансировка самолёта из-за смещения центра давления и изменения местных углов атаки стабилизатора.

Влияние экранного эффекта зависит от расстояния между крылом и поверхностью. Значительное уменьшение индуктивного сопротивления происходит при высоте над поверхностью не более половины размаха крыла.

При размахе 13,54 метров индуктивное сопротивление уменьшится на высоте 10 м

на 6 %, на высоте 1,5 м – на 45% !!!

В связи с этим можно сказать, что низкопланы более подвержены эффекту экрана земли, чем высокопланы.

На самолётах с низкорасположенным стабилизатором экранный эффект меняет его местный угол атаки из-за уменьшения скоса потока за крылом. Высокорасположенный стабилизатор, как правило, находится вне зоны влияния скоса потока.

Уменьшение скоса потока приводит к появлению пикирующего момента, а увеличение – кабрирующего.

Скос потока за крылом меняется не только от экранного эффекта земли, но и при изменении положения механизации крыла. Поэтому понимание его влияния очень важно для усвоения основ полёта.

Рассматривая угол атаки стабилизатора, необходимо помнить о местном угле атаки, то есть об угле между линией хорды и направлением местного потока воздуха, который также меняется при возникновении экранного эффекта.

Увеличивающийся скос потока уменьшает угол атаки стабилизатора и наоборот.

Предположим, что самолёт входит в зону действия экранного эффекта земли с постоянным С_у и приборной скоростью. При этом произойдёт:

- уменьшение скоса потока приведёт к увеличению местного угла атаки крыла, что потребует уменьшения угла тангажа самолёта для сохранения постоянной подъёмной силы. Если тангаж самолёта не меняется, то подъёмная сила увеличится, и самолет замедлит или прекратит снижение. Этому будет также способствовать уменьшение индуктивного сопротивления самолёта.

-уменьшение сопротивления приведет к замедлению темпа гашения скорости (на посадке), что может выразиться в «перелёте».

- если перед входом в зону влияния экрана земли самолёт находился на углах атаки близких к критическим, то эффект экрана может привести к развитию срыва потока с крыла.

- уменьшение скоса потока увеличивает местный угол атаки стабилизатора. Аэродинамическая сила на стабилизаторе (направленная вниз) уменьшается и возникает пикирующий момент. Чтобы сохранить неизменный тангаж самолёта пилот должен взять штурвал «на себя».

- из-за экранного эффекта земли местное давление в районе приёмников статического давления, как правило, повышается, что приводит к занижению показаний приборной скорости и барометрической высоты.

При выходе из зоны экрана земли эффект будет противоположный:

- подъёмная сила уменьшится и увеличится индуктивное сопротивление. Для сохранения С_у потребуется увеличение угла атаки.

- увеличение скоса потока приведет к появлению кабрирующего момента тангажа.

- местное давление в районе приёмников статического давления уменьшится, что приведёт к завышению показаний скорости и барометрической высоты.

- из-за экранного эффекта возможно преждевременное отделение самолёта от земли на малой скорости с последующим повторным касанием ВПП, из-за уменьшения подъёмной силы при выходе из зоны экрана.

- кабрирующий момент при выходе из зоны экрана может способствовать созданию чрезмерного угла тангажа или удару хвостом самолёта о ВПП на взлёте.

_{МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА (9.10)}

Использование механизации крыла.

Чтобы эффективно использовать механизацию крыла, экипаж должен правильно производить уборку и выпуск.

Уборка после взлёта.

Предположим, что после взлёта самолёт находится на режиме, соответствующем точке А, графикаC_y=f(). Если при этом убрать закрылки не увеличив скорости, то коэффициент подъёмной силы уменьшится до точки С, подъёмная сила уменьшится и самолёт начнёт снижаться. Поэтому, прежде чем убрать закрылки, следует разогнать самолёт (соответственно уменьшитьC_y и угол атаки до точки В). В процессе уборки закрылков угол атаки будет вновь увеличен при сохранении скорости и коэффициентаC_y. Это позволяет сохранить подъёмную силу.

Таким образом, пилот не должен начинать уборку закрылков, пока самолёт не набрал соответствующую приборную скорость.

В процессе уборки закрылков происходят три важных процесса:

• изменение распределения давления по крылу даёт кабрирующий момент. Но уменьшение скоса потока вниз за крылом увеличивает угол атаки стабилизатора, давая пикирующий момент. Направление результирующего момента тангажа зависит от того, влияние какого процесса на самолёт окажется выше.

• уборка закрылков приведёт к уменьшению лобового сопротивления и увеличению ускорения самолёта. (Переход от точки В к точке С на графиках поляр).

• уборка закрылков обычно выполняется ступенчато. В процессе уменьшения угла отклонения закрылков угол атаки крыла должен быть увеличен, для сохраненияC_y.

Если самолёт медленно набирает скорость во время уборки закрылков, то угол атаки должен быть увеличен существенную величину, чтобы не допустить снижения. Эта ситуация типична для взлёта с большим весом в условиях разреженной атмосферы.

Тем не менее, большинство современных транспортных самолётов довольно быстро разгоняются в процессе уборки закрылков, поэтому потребное увеличение угла атаки малозаметно.

Выпуск закрылков перед посадкой.

Предположим, что самолёт летит горизонтально и находится на режиме, соответствующем точке А. Если закрылки будут выпущены без соответствующего уменьшения угла атаки, то C_y увеличится до величины, соответствующей точке С и самолёт перейдёт в набор высоты («вспухнет»).

При выпуске закрылков из точки А, угол атаки должен быть уменьшен до величины, соответствующей точке В, чтобы сохранить постоянствоC_y.

Из точки В, графика C_y=f(), скорость самолёта должна быть уменьшена до величины, соответствующей точке С.

ЭКЗОТИКА – посадочные устройства http://www.youtube.com/watch?v=WKCl3lfAx1Q&feature=related

ДВИЖЕТЕЛЬ=ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ

Боковые составляющие центробежных сил «А» и «В» создают момент относительно оси изменения угла установки лопасти, стремясь уменьшить шаг винта. Поскольку центр давления расположен впереди оси изменения угла установки лопасти, то полная аэродинамическая сила создаёт момент, стремящийся увеличить шаг винта. Аэродинамический момент противодействует центробежному скручивающему моменту, но слабее его. В случае авторотации винта аэродинамический скручивающий момент стремится уменьшить шаг винта (см. рисунок внизу). Для воздушного винта фиксированного шага существует только одна скорость при которой лопасти будут обтекаться под наиболее выгодным углом атаки и к. п. д. винта будет максимальным. (при постоянной угловой скорости вращения) При дальнейшем уменьшении скорости самолёта угол атаки лопастей увеличивается. Тяга винта увеличивается, но произведение тяги на скорость (тяговая мощность) начинают падать. На нулевой скорости тяга винта максимальна, но винт не производит полезной работы, поэтому его к. п. д. снова равен нулю.

где  - коэффициент тяги винта, учитывающий форму лопасти в плане, форму профиля и угла атаки, определяется экспериментально.

Показан двухлопастной винт. Если его вращать, как показано стрелкой, то лопасти будут перемещаться относительно воздуха. Винт, вращаясь, приводит в движение воздух, работает как вентилятор — гонит воздух вперед или назад, смотря по тому, в какую сторону его вращают.

Чтобы понять, как это происходит, разобьем мысленно лопасть на несколько элементов. Один из них на нашем рисунке очерчен жирными линиями, остальные намечены пунктиром. Такой элемент представляет собой маленькое крылышко, которое, когда мы вращаем винт на месте, движется со скоростью U и под некоторым углом атаки а к направлению своего движения. При этом, как и на всякое крыло, на элемент лопасти будут действовать силы Рэ и Qэ.

Сила Pэ — это сила тяги нашего элемента лопасти. Если сложить силы тяги, действующие на все элементы лопастей винта, то получим общую силу тяги винта Рэ.

Таким образом, можно сделать следующий вывод: чтобы винт давал силу тяги, его надо вращать и тем быстрее, чем большая тяга нам нужна.

Каким образом достигается это вращение? На рис.видно, что каждый элемент лопасти встречает при своем вращении противодействие воздуха в виде сил Qэ. Винт сам вращаться не может, а надо его вращать при помощи силы. И так как сила Qэ, тем больше, чем быстрее вращается винт, то и сила, а точнее, вращающий момент должен быть тем больше, чем больше оборотов мы хотим получить.

ВИНТ ФИКСИРОВАННОГО ШАГА

ВИШ

Тяга винта

Мощность, потребная на вращение винта

Относительная поступь винта

КПД винта

Нагрузка на винт

Здесь:

- коэффициент тяги винта

- коэффициент мощности винта

- плотность воздуха

- обороты винта

- диаметр винта

• - скорость самолета

Аналитически здесь много не насчитаешь, потому что главное, это как ведут себя коэффициенты тяги и мощности винта, а также их отношение, определяющее КПД винта. Эти параметры устанавливаются эмпирически путем снятия продувкой в аэродинамической трубе характеристик конкретных винтов. Поэтому рассмотрим их качественное изменение в зависимости от разных параметров. Начнем с КПД. Для типового винта график выглядит так:

Обратите внимание, относительная поступь - величина безразмерная и равна единице при скорости полета 1м/сек, оборотах винта 60 об/мин и его диаметре 1 метр. Теперь надо объяснить, почему график выглядит так. При нулевой поступи КПД равен нулю, потому что винт не совершает никакой работы - самолет стоит на месте. При поступи 1,6 данный винт также не совершает работы, потому что его шаг таков, что лопасти движутся с нулевым углом атаки (т.е. перпендикулярно потоку) и не образуют никакой тяги. Для винтов с другим шагом общий вид графика такой же, но он пропорционально сжат (при меньшем шаге) или растянут (при большем шаге) по оси . При скольжении 20-30% (для данного винта в области =1.1 - 1.4 ) КПД винта максимален и может достигать значения 0,8. Это наиболее выгодная область с точки зрения использования мощности двигателя. Интересно, что в этой области КПД меняется незначительно, т.е. при понижении скорости в этом диапазоне тяга пропорционально возрастает, что положительно сказывается на устойчивости полета по скорости. При скольжении менее 15 - 20% КПД начинает резко падать, потому что угол атаки лопасти снижается, соответственно падает лопасти винта и снижается его тяга. В диапазоне относительной поступи от 0 до 0,9 КПД винта почти линейно зависит от скорости, что указывает на почти неизменную его тягу !!!. Т.е. вопреки расхожему мнению, тягу правильно подобранного винта в полете можно довольно точно определить по статической тяге с небольшими поправками. Если поточнее посмотреть на эту часть графика, то он несколько выпуклый в левой половине. Это происходит потому, что тяга винта несколько уменьшается при снижении скорости вследствии увеличения нагрузки на винт B (см. формулу, там скорость в знаменателе, да еще и в квадрате). Типовая зависимость при изменении B от нуля до 10 выглядит так:

Падение коэффициента тяги связано с изменением характера потока воздуха перед винтом при снижении скорости. Но нам важна не причина, а то, что правильно подобранный винт в статике дает тягу, меньшую тяги при максимуме КПД, не более чем на 15 %.

Теперь о том, что такое правильно подобранный винт. Вернемся к графику КПД. Если на нем нанести семейство графиков винтов, различающихся только шагом, то они будут напоминать имеющийся, но сжатый, либо растянутый по оси , как это упоминалось выше. Правда максимум КПД при уменьшении шага тоже уменьшается. Значение максимума 0,8 имеет место в случае, если оптимальное скольжение винта попадает на относительную поступь величиною около единицы. Это и есть один из критериев правильно подобранного винта.

УСТОЙЧИВОСТЬ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ

ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА

Вес самолета складывается из веса пустого самолета (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива,грузов, экипажа.Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, называемую центром тяжести.

ПОЛЕЗНЫЙ СОВЕТ Пересчет кг. в фунты и наоборот. Килограммы умножаем на 2, прибавляем 1/10 результата и получаем вес в фунтах. Фунты делим на 2, отнимаем 1/10 результата и получаем килограммы

Положение центра тяжести (ц. т.) на самолете обычно определяется методом двойного взвешивания.

Компоновка самолета, когда с одним пилотом центровка предельно передняя, а с двумя пилотами - предельно задняя, порочна в принципе. Самолеты с таким расположением мест в кабине должны компоноваться так, что бы места в кабине пассажиров располагалась в центре тяжести снаряженного самолета. В этом случае, их наличие или их отсутствие серьезного влияния на центровку не оказывает.

Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент относительно которой остается постоянным при небольших изменениях угла атаки.

Аэродинамический фокус – это точка приложения приращения подъемной силы, вызванного изменением угла атаки.

Потери на продольную балансировку

Продольная устойчивость зависит от центровки самолета

φZ_воZ_фюзM_{z фюз} M_воβ

Руль высоты с аэродинамической и весовой компенсацией

Триммерная пластина

ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ

Восстанавливающий момент при скольжении: затенение консоли крыла+влияние поперечного «V»

Влияние углов атаки на поперечную устойчивость (снижение устойчивости на больших углах атаки)

Механизм влияния поперечного V крыла на устойчивость самолета по крену.

Допустим самолет с положительным V крыла в прямом полете получил небольшой крен на одну из консолей. Поскольку изначально крыло находилось под некоторым углом атаки к горизонту, то углы атаки консолей накрененного крыла с положительным V уже не будут равны. Приподнятое крыло будет иметь меньший угол атаки, чем слегка опущенное. За счет разности углов атаки консолей различается и соответствующая их подъемная сила. Эта разность образует момент, стремящийся убрать крен.

Кроме того, при накрененном крыле силы, действующие на каждую консоль, будут выглядеть так:

Горизонтальная сила F ₄ вызывает скольжение самолета на левую консоль, - самолет начинает лететь немного боком. Условия обтекания левой консоли почти не меняются, а вот угол атаки правой, приподнятой консоли, уменьшается. В результате F ₂ становится меньше F₁, что еще добавляет момент, устраняющий появившийся крен. Эта компонента появляется не сразу после получения крена, а только спустя некоторое время, необходимое для развития скольжения самолета влево, зато она значительно больше по величине, чем первая. Зачастую говорят только об одной из этих компонент, тогда как в действительности они работают вместе. Обе компоненты связаны с косым обтеканием крыла в крене. Только первая возникает сразу, а вторая – с задержкой.

От чего зависит величина необходимого угла V крыла?

Прежде всего, - от назначения самолета. Для пилотажного самолета, который должен вести себя одинаково в прямом и перевернутом полете применение V крыла исключено.

Для обычных самолетов необходим угол V крыла для устойчивого полета. Но слишком большое V снижает аэродинамическое качество крыла. Почему?

Посмотрим на крыло в полете без крена:

Из рисунка легко увидеть, что подъемная сила крыла с углом излома в (cos ) раз меньше прямого плоского крыла из тех же консолей. Соответственно, в (cos ) раз уменьшается и аэродинамическое качество.

Помимо прямого проигрыша в качестве из-за V крыла, есть еще один, добавочный источник потерь. Наклон к концу консоли вызывает также поперечный скос потока, аналогичный описанному в главе про стреловидность. Этот скос также способствует концевому вихреобразованию, что дополнительно снижает качество крыла.

Поскольку мы заговорили о поперечной устойчивости (по крену), нельзя не упомянуть о ее взаимосвязи с путевой устойчивостью (по курсу) самолета. Эта взаимосвязь выражается в том, что не любое сочетание путевой и поперечной устойчивости обеспечивает нормальный полет самолета.

Остановимся на этом подробнее.

В первом приближении путевая устойчивость самолета определяется величиной киля, - вертикальной части оперения. Чем площадь и удлинение киля больше, - тем больше путевая устойчивость. Поперечная же устойчивость самолета определяется V – крыла, и обеспечивается в большей степени в процессе бокового скольжения на опустившуюся консоль крыла. В ходе развития скольжения киль обеспечивает его демпфирование. Если путевая устойчивость (грубо – площадь киля) слишком мала, то демпфирование процесса скольжения недостаточно. В этом случае, даже после выправления первоначально полученного крена, самолет еще некоторое время продолжает скольжение в том же направлении. Оно порождает новый крен самолета, но уже на другую консоль. Вместо того, чтобы вернуться к нормальному полету, самолет начинает раскачиваться как маятник с возрастающей амплитудой. Таким образом, при чрезмерной поперечной устойчивости и недостаточной путевой, имеет место колебательная (маятниковая) неустойчивость полета самолета.

Если же путевая устойчивость для данной поперечной слишком велика, то возникает другая проблема. Когда самолет введен в установившейся вираж, характер обтекания консолей крыла существенно различается. Внешняя консоль движется по большему радиусу, чем внутренняя. Соответственно, линейная скорость обтекания воздухом внешней консоли больше, чем внутренней. Значит, подъемная сила внешней консоли больше, чем внутренней, что создает момент, стремящийся увеличить крен самолета внутрь виража. Если пилот не вмешивается, то самолет затягивает во все более узкий вираж, переходящий в воронкообразную спираль. У грамотно спроектированного самолета, когда его киль не слишком велик, доворачивающий момент компенсируется в установившемся вираже скольжением самолета на внутреннюю консоль. То есть, продольная ось самолета не совпадает с касательной к его траектории на вираже. Нос самолета слегка развернут наружу виража. Такое скольжение создает момент, компенсирующий описанный выше доворачивающий момент. В этом случае самолет самостоятельно, без участия пилота способен выполнять установившейся вираж.

Итак, если V крыла слишком велико, а киль мал, - можно получить колебательную (маятниковую) неустойчивость полета. Если же V крыла мало, а киль велик, - можно получить спирально неустойчивый полет. Диапазон допустимых соотношений сильно зависит от степени аэродинамического совершенства самолета. При большом миделе фюзеляжа самолет сильно демпфирован, и указанные неустойчивости могут не появиться ни при каком соотношении поперечной и путевой устойчивости.

У самолета с большими элеронами процессы неустойчивого полета всегда может выправить пилот. Но когда самолет летит только «на ручке», - это утомляет пилота и снижает удовольствие от пилотирования.