2. 2. Механизация крыла

Крыло является одной из главных частей самолета. При своем поступательном движении в воздухе крыло создает подъемную силу, необходимую для полета самолета, а также обеспечивает его поперечную устойчивость и управляемость.

Опытными исследованиями установлено, что аэродинамические силы через их коэффициенты могут быть выражены следующим образом:

(2.1)

где R – полная аэродинамическая сила; Y – подъемная сила; X – сила лобового сопротивления; c_R, c_y, c_x – соответственно коэффициенты полной аэродинамической силы, подъемной силы и силы лобового сопротивления; S – площадь крыла в плане; – скоростной напор.

Коэффициенты c_R, c_y, c_x зависят от формы профиля, формы крыла в плане, состояния поверхности крыла, положения его относительно набегающего потока.

Полная аэродинамическая сила, подъемная сила, лобовое сопротивление и их коэффициенты связаны следующими зависимостями:

(2.2)

Аэродинамическое совершенство крыла характеризуется аэродинамическим качеством K, равным отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению или, что равнозначно отношению коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления

(2.3)

Крыло может быть использовано для размещения силовой установки, топливных баков, шасси, оборудования. От того, насколько хорошо спроектировано крыло как в аэродинамическом отношении (с точки зрения размеров, формы и взаимного расположения его относительно других частей самолета), так и в массовом отношении, будут зависеть летные данные самолета.

Для получения больших скоростей полета увеличивают нагрузку на единицу площади крыла и стреловидность, уменьшают удлинение и относительную толщину. Но все это значительно ухудшает взлетно-посадочные характеристики. Так, посадочная скорость современных пассажирских самолетов превышает 200 км/ч. Увеличение взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега затрудняет расчет и выполнение взлета и посадки усложняет технику пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посадочных полос поэтому возникла настоятельная необходимость снабжать крыло самолета специальными устройствами, которые могут увеличить несущую способность при посадке, взлете и маневре. Такие устройства получили название механизации крыла, а крылья с такими устройствами называют механизированными. Кроме того, механизация крыла все шире начинает использоваться для повышения маневренности самолета. Это достигается непосредственным управлением подъемной силы и торможением, управлением по основным каналам крена и тангажа, увеличением ресурсов планера путем активного парирования перегрузок самолета в полете и перераспределения нагрузок на крыле.

Минимальная скорость горизонтального полета соответствует полету на критическом угле атаки при c_y = c_{y max}:

(2.4)

где G – сила веса самолета; c_{y max} – максимальный коэффициент подъемной силы.

Уменьшение скорости V_min, как видно из формулы, возможно при увеличении площади крыла S или c_{y max}. Увеличение площади крыла ведет не только к снижению V_min, но и вследствие увеличения лобового сопротивления к уменьшению максимальной скорости полета, что, очевидно, невыгодно. Можно идти по пути изменения площади крыла в полете. В таком случае на взлете и посадке площадь крыла должна увеличиваться, а при полете на максимальной скорости уменьшаться. Уменьшить минимальную скорость полета можно увеличением с_{y max}, причем это достигается либо увеличением кривизны профиля, либо управлением пограничным слоем на верхней поверхности крыла. Коэффициент с_у растет по мере увеличения вогнутости крыла. Но следует иметь в виду, что увеличение кривизны профиля вызывает увеличение коэффициента лобового сопротивления с_х. Поэтому механизация крыла, изменяющая кривизну профиля, используется лишь при полетах на малой скорости: при заходе на посадку и на взлете. На современных самолетах часто применяют комбинации механизмов, при использовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля, а также осуществляется управление пограничным слоем крыла.

Щиток – простейшая механизация крыла (рис. 2.2), представляющая собой отклоняемую поверхность (пластину), расположенную в нижней задней части крыла. В неотклоненном положении щиток вписывается в контур крыла. Максимальный угол отклонения щитка равен 55…60 градусов, хорда щитка составляет, примерно, 25 процентов от хорды крыла. Коэффициент подъемной силы при отклонении щитков растет вследствие увеличения вогнутости профиля, что приводит к увеличению разряжения на верхней поверхности крыла из-за отсоса воздуха в область пониженного давления за щитком и повышения давления под крылом вследствие торможения воздуха. При больших углах отклонения щитка сильно возрастает лобовое сопротивления крыла, а следовательно, значительно сокращается длина посадочной дистанции. Это влечет за собой уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла планирования самолета.

Рис. 2.2. Виды механизации крыла:

1 – простой щиток; 2 – щиток со скользящим шарниром; 3 – простой закрылок; 4 – выдвижной закрылок; 5 – щелевой закрылок; 6 – отклоняющийся вниз носок крыла; 7 – предкрылок; 8 – реактивный закрылок; 9 – сдувание пограничного слоя; 10 – отсос пограничного слоя.

Несколько сложнее устройство щитка со скользящим шарниром, который одновременно с отклонением вниз перемещается назад, увеличивая площадь крыла. Этот щиток дает большой прирост коэффициента подъемной силы.

Щитки могут размещаться и на верхней поверхности крыла. Они называются еще интерцепторами, спойлерами или пластичными элеронами. В полете в нерабочем положении щитки находятся заподлицо с верхним обводом крыла либо перемещаются внутри крыла. Отклоняясь вверх, они существенно и практически мгновенно изменяют аэродинамические силы – уменьшают подъемную и увеличивают лобовое сопротивление. Это позволяет использовать щитки для управления по крену. В этом случае они отклоняются вверх вместе с элероном и уменьшают подъемную силу полукрыла и тем самым создают дополнительный управляющий момент. Одновременное отклонение интерцептора вверх используется для увеличения вертикальной скорости снижения. Эффективно применение интерцепторов при торможении на пробеге. Они не только увеличивают лобовое сопротивление, но и уменьшают подъемную силу крыла, позволяя более энергично использовать тормоза колес шасси.

Закрылок – хвостовая часть крыла, отклоняющаяся от своего первоначального положения относительно оси, расположенной в носовой части закрылка. Различают следующие типы закрылков: простые, щелевые, выдвижные.

Максимальная подъемная сила у крыла с закрылком повышается в основном вследствие увеличения вогнутости крыла при отклонении закрылка вниз. При отклонении щелевых закрылков между закрылком и крылом образуется профилированная щель, через которую из области более высокого давления нижней части крыла воздух устремляется в области пониженного давления на верхней части крыла. Направленная струя воздуха сдувает пограничный слой с верхней стороны закрылка. Одновременно происходит отсос пограничного слоя с верхней части крыла. Для получения еще больших значений c_{у max} применяют выдвижные двух- и даже трехщелевые закрылки, отклонение которых сопровождается также приростом площади крыла. Эффективность закрылка зависит от угла отклонения, который при взлете обычно не превышает 20 градусов, а на посадке достигает 60 градусов. Отклонение закрылков, также как и щитков, сопровождается не только повышением с_у, но еще и в большой степени приростом с_х, поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.

Выдвижной закрылок перемещается обычно по конической поверхности с помощью специальных кареток по рельсам дугообразной формы. Отклоняются закрылки винтовыми механизмами с приводом от электро- или гидродвигателей.

На тонких крыльях сверхзвуковых самолетов получил распространение отклоняющийся вниз носок крыла. Срыв струй у профилей с острой передней кромкой наступает при сравнительно небольших углах атаки. Срыв потока уменьшает диапазон летных углов атаки, с_{у max} и сильно увеличивает сопротивление профиля. Отклоняющийся вниз носок крыла или выдвижной щиток, расположенный в носовой части крыла (щиток Крюгера), позволяет сохранить плавность обтекания тонких профилей до сравнительно больших углов атаки. Максимальный угол отклоняемого носка крыла составляет 15…20 градусов.

Прирост коэффициента подъемной силы при применении некоторых видов механизации крыла и отклонения их на угол  следующий (табл. 2.1):

Таблица 2.1

Вид механизации		, град.
Обыкновенный щиток	0,9…1	55
Выдвижной щиток	1,0…1,2	50
Закрылки	0,85…1,0	50
Выдвижные щелевые закрылки	1,5…1,7	30
Отклоняемые носки крыла	0,4…0,5	20

Сущность работы реактивных закрылков заключается в том, что струя выпускных газов турбореактивных или турбовинтовых двигателей либо струя сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров этих двигателей, через систему каналов вытекает из длинной узкой щели, расположенной вдоль задней кромки крыла, вниз под углом и действует подобно обычному закрылку, изменяя характер обтекания крыла. Помимо этого он создает и некоторую реактивную тягу Р. Рекомендуемое избыточное давление газов, истекающих из щели, составляет 0,15…0,17 МПа. Подъемная сила крыла в таком случае складывается из подъемной силы, возникающей под действием аэродинамических сил, и вертикальной составляющей реакции газов Y. Коэффициент полной подъемной силы с_{у п} складывается из коэффициентов подъемной силы от действия аэродинамических сил с_у и вертикальной составляющей реакции газов с_{у р}. При реактивном закрылке с_{у max} может достигать 10…15, т.е. в четыре-пять раз больше, чем при обычном закрылке. Возможна такая конструкция струйного закрылка, когда газовая струя направлена под углом к направлению полета. Если струя направлена параллельно хорде, то струйный закрылок действует как реактивный двигатель, создавая лишь горизонтальную тягу. При отклонении струи на угол 40…50 градусов вертикальная составляющая тяги может достигать 70…80% от полной тяги двигателей.

Управлением пограничным слоем. Максимальное значение коэффициента подъемной силы крыла достигается на критическом угле атаки. Дальнейшему росту с_у препятствует начинающийся отрыв пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Управлением пограничным слоем называют искусственное сдувание или его отсасывание с верхней поверхности крыла (оперения). В результате отсасывания или сдувания пограничного слоя поток прижимается к верхней поверхности крыла, увеличивается разрежение над крылом, и, следовательно, значительно возрастает коэффициент с_у и критический угол атаки.

Предкрылок – простейший вид механизации крыла, предназначенный для управления пограничным слоем. Его устанавливают вдоль передней кромки основного крыла. Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые используют главным образом на нескоростных самолетах, и автоматические предкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла могут быть прижаты к нему и вписаны в его контур (при полете на малых углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автоматически при полете на большом угле атаки. При этом между крылом и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щель. Струя воздуха, выходящая из щели с большой скоростью, прижимает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и пограничный слой отрывается на больших углах атаки. Коэффициент с_{у max} возрастает на 40…50% вследствие увеличения критического угла атаки. Предкрылки повышают поперечную устойчивость и управляемость при полетах на больших углах атаки.

Управление пограничным слоем возможно и путем принудительного отсоса либо сдувания пограничного слоя через специальные отверстия и щели в обшивке или пористые поверхности, расположенные в соответствующих местах крыла. Для отсоса и сдувания пограничного слоя применяют насосы и компрессоры с приводом от вспомогательных двигателей или используют компрессоры турбореактивных и турбовинтовых основных двигателей.

Элероны (рули крена) расположены на концевой части крыла (рис. 1.1). Принцип действия их заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастает, а правой уменьшается. В результате возникает момент, накреняющий самолет. Создать достаточную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Ввиду малой толщины крыла и особенно его концевых участков при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов, что резко снижает эффективность элеронов. Увеличение жесткости концевых участков крыла приводит к увеличению массы конструкции. В последнее время появились самолеты с так называемыми внутренними элеронами. Если обычные элероны устанавливают вдоль концевой части крыла, то внутренние располагают ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов вследствие уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффективность внутренних элеронов при полете на малых скоростях снижается. Однако на большой скорости полета внутренние элероны более эффективны. Возможна одновременная установка внешних и внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоростях работают внешние элероны, а на больших скоростях – внутренние. Внутренние элероны крыла при взлете и посадке могут использоваться как закрылки. При этом они отклоняются на правой или левой половинах крыла одновременно вниз на одинаковый угол.

Элероны, занимая сравнительно большую часть размаха крыла, создают трудности при размещении механизации крыла по всему размаху, вследствие чего эффективность последней снижается. Стремление повысить эффективность средств механизации самолета привело к созданию интерцепторов, позволяющих уменьшить длину элерона и вследствие этого увеличить размах закрылков.

На некоторых самолетах интерцепторы используются как тормозные щитки – спойлеры, которые одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления или в процессе прерванного взлета. На других самолетах интерцепторы для торможения выдвигаются на некоторую часть полного хода, а оставшаяся часть хода может быть использована для поперечной управляемости. Высота полностью выдвинутого интерцептора составляет 5…10% хорды крыла, а длина – 10…35% полуразмаха. Для сохранения большей плавности обтекания крыла и уменьшения срывного сопротивления интерцепторы иногда делают не сплошными вдоль размаха, а гребенчатыми. Эффективность таких прерывателей несколько меньше, чем сплошных, но зато вследствие ослабления срывных явлений уменьшается сопутствующая им тряска оперения.

На самолетах без горизонтального оперения органы управления на крыле, используемые для обеспечения продольной и поперечной управляемости, работают как в элеронном режиме, так и в режиме рулей высоты, и называются элевонами. В этом случае их площадь и углы отклонения больше, чем у самолетов обычной схемы, т.к. меньше плечо от центра масс самолета до элевонов.