Рис: 6.10. Формы крыльев при виде спереди

На рис. 6.10 показаны крылья с разными значениями поперечного V:

а) = 0; б)  > 0; в)  <0 и г) с двойным углом поперечного V типа «чайка».

Значение и знак угла поперечного V крыла -  определяют поперечную устойчивость самолета.

Они выбираются из условия получения необходимого соотноше­ния между поперечной и путевой устойчивостью, в зависимости от угла стреловидности, взаимного расположения крыла и фюзеля­жа по высоте и параметров вертикального оперения.

Положительное V увеличивает поперечную устойчивость, отрицательное V — уменьшает.

При избы­точной поперечной устойчивости самолет обладает колебательной неустойчивостью (рыскание и крен).

Недостаточная поперечная устойчивость определяет спиральную неустойчивость. Самолет в этом случае входит в крутую спираль при появлении бокового скольжения.

У высокопланов с прямым крылом χ = 0  = 1...2,5°; у низкопланов с χ = 0  = 5 ... 7°; у низкопланов с χ = 35°  = - 1,5...- 3 °.

Для уменьшения устойчивости крыльев с большой стреловидностью делают обратное V.

Отрицательные углы поперечного V стреловидных крыльев с Х>0 объясняются стремлением снизить чрезмерную поперечную устойчивость самолета.

Выбор угла  определяется также компоновочными требова­ниями, например необходимостью удалить от земли двигатели, установленные на пилонах под крылом, уменьшить высоту шасси и др. Эти требования обусловливают изменение  по размаху крыла (схема чайки с большим значением корневых частей и схем обратной чайки).

Профили сечений крыла

Форму профиля сечения крыла (рис. 6.11) определяют очертания его верхнего и нижнего обводов и следующие безразмерные параметры:

- относительная толщина

с = с/b;

- относительное положение максимальной толщины по хорде

х_с = х_с/b;

- относительная вогнутость (кривизна)

f = f/b;

- относительное положение максимальной вогнутости по хорде x_f = x_f/b;

- относительный радиус кривизны передней кромки

r = r/b.

Рис. 6.11. Геометрические характеристики профиля сечений крыла

1 — аэродинамическая хорда; 2 — геометри­ческая хорда; 3 — средняя линия; с — макси­мальная толщина; f — максимальная вогну­тость; r — радиус кривизны передней кромки; b — длина хорды; c_х, x_i — расстояния от носка до максимальной толщины и максимальной вог­нутости профиля

Профили сечений крыла задаются по полету или перпендикулярно линии фокусов. Длина хорды b измеряется в соответствии с расположением сечения.

На рис. 6.12 показаны формы поперечных сечений крыла современных само­летов:

- плосковыпуклый (рис. 6. 12, а);

- двояковыпуклый несимметричный (рис. 6.12, б);

- симметричный (рис. 6.12, в);

- s-образный (рис. 6.12, г);

- ромбо­видный (рис. 6.12, д);

- клиновидный (рис. 6.12, е);

- суперкритический (рис. 6.12, ж).

Рис. 6.12. Формы профилей крыла Рис. 6.13.Изменяемые формы профилей адаптивного крыла

Плосковыпуклый профиль проще в изготовлении, имеет большое значение с_уаmах 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_хар и сравнительно стабильное поло­жение центра давления (ЦД).

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

S-образный профиль является безмоментным, он имеет постоянное положение центра давления (ЦД). Хуже по значениям с_уаmах и 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_уа и 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_утах и 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 профили нашли 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. 6.11, 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 χ крыла и увеличение отно­сительной толщиныс при 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).

С целью 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_с их_f . Это так называемая аэродинамичес­кая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

Таблица 6.2

Влияние параметров профиля на характеристики крыла

Пара-	Изменение характеристик самолета при увеличении параметра
метр	Положительное	Отрицательное
с	1. Увеличение су тах при увеличении с до 14% 2. Уменьшение массы крыла 3. Увеличение внутреннего объема крыла	1. Увеличение сх тiт 2. Уменьшение Мкрит
f	1. Увеличение су тах	1. Увеличение сх тiт 2. Уменьшение Мкрит 3. Увеличение сm0
хс	1. Уменьшение су тах (ламинарного профиля) 2. Увеличение Мкрит	1. Приxc>0,5 возможен прежде­временный срыв пограничного слоя с хвостовой части профиля и увеличение сх
хf	1. Увеличение Мкрит	—

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. 6.13, и отношение площадей крыльев S_B/S_H.

Рис. 6.14. 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  > 0.