6.3 Предотвращение концевого срыва

Если не принимать специаль­ных мер, то срыв потока с трапе­циевидных крыльев (χ ≥ 0, η> 1) при выходе самолёта на большие углы атаки начинается на концах крыла (рис. 6.15) и бывает обычно несимметричным. Это ведет к резкому ухудшению устой­чивости и управляемости самолета, потере эффективности элеронов, входу самолета в штопор и другим явлениям, причем, чем больше сужение и стреловидность крыла, тем на меньших углах атаки возникает срыв.

Рис. 6.15. Срыв потока на крыльях раз­личной формы при увеличении угла атаки

Нестреловидные крылья

Для предотвращения срыва потока с трапециевидных нестре­ловидных крыльев принимаются следующие конструктивные меры:

- ограничивается сужение ;

- производится специальный подбор профилей крыла и углов установки - аэродинамическая и геометрическая крутка;

- на крыле устанавливаются предкрылки длиной, превышающей длину элерона, открываемые на больших углах атаки системой управления или автоматически (под действием воздушных сил);

- крылу придается небольшая обратная стреловидность, при кото­рой срыв потока начинается у его корня и проявляется менее резко.

Р ассмотрим крутку крыла подробнее (рис. 6.16, 6.17). Корневой профиль симметричный; ему соответствует кривая 3 на рис. 6.16 и α_оз = 0, т.е. геометрическая и аэродинамическая хорды (при обтекании профиля потоком, параллельным этой хорде с_у = 0) совпадают (хорда 2 на рис. 6.17).

Рис. 6.16 Сравнение зависимостей c_y = f(α) для различных профилей

1. — для концевого профиля;

2 — для концевого профиля при отрицательной геомет­рической крутке, 3 — для корневого профиля.

Р ис 6 17 Крыло с аэродинамиче- ской и геометрической круткой

1— геометрическая хорда концевого сечения, 2 — геометрическая и аэродинамическая хорды корневого сечения, 3 — аэродинамическая хорда концевого сечения

Для предотвращения концевого срыва у конца крыла устанавли­вают более несущие профили — с большей вогнутостью и с более высоким с_{у тах}.

Такой профиль имеет с_у = 0 при α₀₁ (кривая 1 на рис. 6.16), а его аэродинамическая хорда 3 (см. рис. 6.17) расположена под углом φ_А=|α_оз| к геометрической / (это так называемая аэродинамическая крутка).

При отрицательной геометрической крутке геометрическая хор­да 1 концевого профиля повернута на угол φ _г = - φ_А < 0. Аэродина­мические хорды корневого и концевого сечений должны быть примерно параллельны. При этом α_крит концевого сечения увеличится (см. рис. 6.16) и у концевого профиля обра­зуется значительный запас углов атаки до а_крит по сравнению с корневым профилем.

Стреловидные крылья

Характерное для крыла с прямой стреловидностью (χ > 0) перетекание пограничного слоя (от корня к концу крыла) вызывает концевой срыв потока на сравнительно небольших углах атаки, что приводит к появлению не только поперечных, но и продольных дестабилизирующих моментов.

Для предотвращения концевых срывов потока со стреловидных крыльев, наряду с уже рассмотренными мерами, принимаются специальные меры по задержанию движения пограничного слоя к концу крыла. При этом обеспечивается стекание потока в корневой и средней частях крыла.

Для этого:

- на верхней поверхности крыла устанавливаются аэродинами­ческие перегородки, плоскость которых параллельна плоскости симметрии самолета (рис. 6.18). Высота этих перегородок состав­ляет 2...4% от размера местной хорды крыла;

- обеспечивается образование своеобразной вихревой перегородки, выполняющей роль аэродинамических перегородок. Генератором этих вихрей может быть "зуб" — выступ на передней кромке крыла или "запил" — щель в носке крыла. Иногда применяется сочетание "зуба" и "запила" (рис. 6.19).

Рис 6 18. Расположение аэродинами- Рис. 6.19 Сочетание зуба и запила ческих перегородок на самолете с треугольным крылом

СПРАВКА

Греческий алфавит и произношение отдельных букв

Α α – альфа; Β β – бета; Γ γ – гамма; Δ δ – дельта; Ε ε – эпсилон; Ζ ζ – дзета; Η η – эта; Θ θ – тета; Ι ι – йота; Κ κ – каппа; Λ λ – лямбда; Μ μ – ми; Ν ν – ни; Ξ ξ – кси; Ο ο – омикрон; Π π – пи; Ρ ρ – ро; Σ σ – сигма; Τ τ – тау; Υ υ – ипсилон; Φ φ – фи; Χ χ – хи; Ψψ –пси; Ω ω – омега.

ВОПРОСЫ

1. В чем заключается назначение крыла?

2. Опишите конструкцию крыла.

3. Какая доля массы и полного лобового сопротивления самолета приходится на крыло?

4. Какие требования предъявляются к крылу?

5. Опишите аэродинамические требования к крылу.

6. Опишите компоновочные требования к крылу.

7. Опишите требования к прочности и жесткости крыла.

8. Опишите эксплуатационные и технологические требования к крылу.

9. Опишите Внешние формы крыла.

10. Укажите параметры крыла, которые характеризуют крыло при виде в плане. Как они определяются?

11. Проанализируйте таблицу 6.1. Опишите изменение характеристик самолета при увеличении каждого из параметра крыла λ, η, χ, .

12. Опишите работу стреловидного крыла. Объясните эффект стреловидности. Укажите положительные и отрицательные свойства стреловидного крыла.

13. Для чего служат законцовки и отгиб крыла?

14. Опишите работу концевых профи­лированных шайб (крылышки Уиткомба).

15. Укажите преимущества и недостатки треугольного крыла.

16. Опишите влияние параметров формы крыла при виде спереди на летные характеристики самолета.

17. К чему может привести избыточная поперечная устойчивость самолета?

18. Опишите профили сечений крыла. Приведите характеристики различных профилей. Укажите область их применения, а также преимущества и недостатки.

19. Проанализируйте с помощью табл. 6.2 изменение характеристик самолета при увеличении параметров сечения крыла с, f, х_с, х_f.

20. Опишите особенности расположения крыльев биплана.

21. Проанализируйте влияние некоторых параметров профиля на характеристики крыла.

22. Опишите явление концевого срыва и меры по его предотвращению (нестреловидные и стреловидные крылья).

23. Что такое крутка крыла?

Приложение