В начале 60х Ричард Кляйн решил сделать бумажный самолетик , способный выдерживать довольно сильный ветер , высоко подниматься и хорошо планировать . После долгих экспериментов он достиг поставленной цели . Однажды Ричард показал полет своего самолетика Флойду Фогельману . Оценив полет , два друга решили запатентовать свое изобретение - «ступенчатый профиль » крыла . В одном из полетов на поле , где в свое время совершили свой полет братья Райт , самолетик пролетел 122 метра .
Аэродинамические профили Кляйна-Фогельмана модифицированные КФм (в англоязычной литературе KFm ) представляют собой целое семейство профилей , объединенных наличием «ступеньки », или нескольких . Каждый из профилей имеет свои особенности и оптимальную область применения .
На настоящий момент имеется 8 профилей КФм. Рассмотрим эти профили
|
КФм-1 Толщина профиля 7-9%. Ступенька на 40% хорды . Низкая скорость сваливания , очень стабильный полет , неплохая подъемная сила , простота изготовления . Хороший профиль для большинства моделей , хотя немного уступает КФм-2 |
|
|
КФм-2 Толщина 7-9%. Ступенька на 50%. Более высокая подъемная сила , низкая скорость сваливания , стабильный центр давления . Очень прост в изготовлении , отлично подходит для большинства малых и среднеразмерных пенолетов (до 1,2-1,5м ). |
|
|
КФм-3 Толщина 9-12%. Ступеньки на 50% и 75% хорды . Более сложен в изготовлении , но обладает высокими летными характеристиками - высокой подъемной силой , низкой скоростью сваливания и механической прочностью . Отличный профиль для тяжелых моделей и планеров. |
|
|
КФм-4 Толщина 6-9%. Ступеньки на 50% хорды . Простой в изготовлении , быстрый и маневренный профиль обладает более высокой скоростью сваливания по сравнению с другими профилями КФм. Отличный выбор для пилотажных моделей . Очень практичен на летающих крыльях - позволяет летать на них медленно. |
|
|
КФм-5 Ступенька на 40-50% хорды . Добавление ступеньки на выпукло-вогнутых профилях повышает подъемную силу и в тоже время повышает жесткость крыла . Применим на верхнепланах. |
|
|
КФм-6 Толщина 9-12%. Ступеньки на 25% и 50%. Прост в изготовлении . Обладает хорошими летными характеристиками на низких скоростях, в тоже время быстр и маневренен. Невысокая скорость сваливания . Отлично подходит для летающих крыльев любых размеров. Хорош для «вторых» моделей , после тренера. |
|
|
КФм-7, КФм-8 Эти профили находятся в стадии разработки. Стоит поэкспериментировать с бОльшим количеством ступеней. |
В то время как большинство «обычных» профилей делаются более толстыми при необходимости увеличить подъемную силу, или более тонкими для уменьшения лобового сопротивления, профили КФм позволяют одновременно улучшить обе эти характеристики.
Так каким же образом это происходит?!
Непосредственно за ступенькой образуется устойчивый вихрь, который как бы становится частью профиля . Поток воздуха, обтекая этот комбинированный (частично жесткий, частично «воздушный») профиль , создает подъемную силу. А так как на части профиля (на участке вихря) поток воздуха трется о воздух, то лобовое сопротивление крыла с профилем КФм получается заметно ниже сопротивления аналогичного крыла с «обычным» профилем. Таким образом, аэродинамическое качество крыла с профилем КФм выше. Более того, наличие вихря препятствует срыву потока, тем самым увеличивая критический угол атаки.
Чем же профили Кляйна-Фогельмана могут быть интересны авиамоделистам?
Во-первых, эффективность профилей КФм проявляется на малых числах Рейнольдса (т.е. малых скоростях и размерах), характерных для малых авиамоделей. Во-вторых, изготовление профилей КФм довольно просто, особенно при строительстве из листовых материалов (например, потолочной плитки). Более того, в большинстве случаев, применение КФм повышает жесткость крыла .
Конечно, все это выглядит очень заманчиво, но моделист «не поверит, пока не проверит». Моделисты провели серию экспериментов для оценки характеристик профилей КФм. В частности, Рич Томсон (RICH THOMPSON) провел сравнение(обсуждение на rcgroups.com) крыла на одном самолете. При этом были проведены полеты на следующих крыльях (обратите внимание, как создан профиль ):
|
Плоское крыло |
Симметричный двуяковыпуклый профиль | Плоско-выпуклый профиль Clark |
| КФм-1 | КФм-2 | КФм-3 |
| КФм-4 (но ступеньки на 40% хорды ) |
Полетные качества модели были оценены по пятибалльной системе, результаты приведены в таблице:
|
Показатель |
Плоское |
Двояко выпуклое |
Плоско-выпуклое |
КФМ-1 |
КФМ-2 |
КФМ-3 |
КФМ-4 |
|
Максимальная скорость полета |
3 |
||||||
|
Обратный полет |
5 |
||||||
|
Срывные характеристики |
5 |
||||||
|
Чувствительность по рулю высоты |
5 |
||||||
|
Медленный полет |
4 |
||||||
|
Чувствительность по элеронам |
3 |
||||||
|
Плавность полета |
4 |
||||||
|
Полет на больших углах атаки |
5 |
||||||
|
Планирование |
2 |
||||||
|
Курсовая устойчивость |
4 |
||||||
|
ОБЩИЙ БАЛЛ |
40 |
Победителем среди оцененных профилей явился профиль КФм-2 (ступенька на 50% хорды на верхней стороне).
Учитывая все вышесказанное, крыло с данным профилем стоит опробовать в своей новой модели. Качество его не вызывает сомнений, а простота изготовления (из потолочной плитки и подобных материалов) играет важную роль при самостоятельном изготовлении авиамодели.
Не упустите возможность, создайте новую модель с участием профиля-победителя, качество его превосходно, а стоимость материала не «ударит по карману» - и мир в семье и любимое занятие не пострадает!
Акбар Авлияев (akbaraka)
ПОЛЯРА КРЫЛА
Для различных расчетов летных характеристик крыла особенно важно знать одновременное изменение С у и С х в диапазоне летных углов атаки. Для этой цели строится график зависимости коэффициента С у отС х, называемый полярой.
Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления Q. Определив величины сил Y и Q для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты. Из формулы подъемной силы и силы лобового сопротивления находим:
Такой расчет производится для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу.
Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения С у , а на горизонтальной - С х . Масштабы для С у и С х обычно берутся разные.
Принято для С у брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для С х , так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения С у в несколько раз больше, чем диапазон изменения С х . Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.
Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы С R и j , где j - угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы С у и С х взять одинаковыми).
Рис. 27 Принцип построения поляры крыла
Рис. 28 Поляра крыла
Если из начала координат (Рис. 27), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С y и С х . лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов атаки - так называемая поляра крыла.
Так как коэффициенты С y и С х пропорциональны аэродинамическим силам, то нетрудно убедиться, что угол, заключенный между векторами С r и С y , представляет собой угол качества q. Угол качества q можно непосредственно замерять на поляре, построенной в равных масштабах С y и С х, а поскольку поляры построены, как правило, на разномасштабных коэффициентах С y и С х , то угол качества определяется из отношения
Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля (Рис. 28). По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.
Угол нулевой подъемной силыa о находится на пересечении поляры с осью С х . При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (С y = 0).
Для крыльев современных самолетов обычно a о =
Угол атаки, на котором С х имеет наименьшую величину a C х.мин . находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С y . Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.
Наивыгоднейший угол атаки a наив . Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью С y и касательной, проведенной из начала координат, т. е. угол качества , на этом угле атаки, согласно формуле (2.19), будет минимальным. Поэтому для определения a наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать a наив . Для современных крыльев a наив лежит в пределах 4 - 6°.
Критический угол атаки a крит . Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С х . Точка касания и будет соответствовать a крит . Для крыльев современных самолетов a крит = 16-30°.
Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (a 1 иa 2 ) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше К макс .
ПОЛЯРА САМОЛЕТА
Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла С y равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше С х крыла на величину С х вр , т. е.
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины С х вр к С х крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С х вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей С y =f(a) и С х =f(a), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.
Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.
Угол атаки нулевой подъемной силы a самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле a 0 подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.
Рис. 29 Поляры крыла и самолета
Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными закрылками
Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину () находится проведением параллельно оси С y касательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.
Наивыгоднейший угол атаки (a наив) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как
то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.
Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.
Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М
Критический угол атаки самолета (a крит) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла.
На Рис. 32 изображены поляры самолета в трех вариантах:
- закрылки убраны;
- закрылки выпущены во взлетное положение (d 3 = 20°);
- закрылки выпущены в посадочное положение (d 3 = 45°).
Выпуск закрылков во взлетное положение (d 3 = 15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.
При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (d 3 = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы.
Ранее нами были рассмотрены поляры крыла и самолета для таких скоростей полета (чисел М), когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь. Однако при достижении таких чисел М, при которых сжимаемостью уже нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.
(2.23)
где Су сж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости;
Су несж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Су сж.
До чисел все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси С х . Смещение поляр вправо (на большие С х ) обусловлено ростом коэффициента профильного сопротивления за счет влияния сжимаемости воздуха, а при дальнейшем увеличении числа (М > 0,75 - 0,8) за счет появления волнового сопротивления (Рис. 31).
Увеличение наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так как при одном и том же угле атаки в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорционально Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемости начинает уменьшаться.
МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА
На современных самолетах с целью получения высоких летно-тактических характеристик, в частности для достижения больших скоростей полета, значительно уменьшены и площадь крыла и его удлинение. А это отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве самолета и особенно на взлетно-посадочных характеристиках.
Для удержания самолета в воздухе в прямолинейном полете с постоянной скоростью необходимо, чтобы подъемная сила была равна весу самолета - Y = G . Но так как
(2.24)
Из формулы (2.24) следует, что для удержания самолета в воздухе на наименьшей скорости (при посадке, например) нужно, чтобы коэффициент подъемной силы С y был наибольшим. Однако С y можно увеличивать путем увеличения угла атаки только до a крит . Увеличение угла атаки больше критического приводит к срыву потока на верхней поверхности крыла и к резкому уменьшению С y , что недопустимо. Следовательно, для обеспечения равенства подъемной силы и веса самолета необходимо увеличить скорость полета .
Вследствие указанных причин посадочные скорости современных самолетов довольно велики. Это сильно усложняет взлет и посадку и увеличивает длину пробега самолета.
С целью улучшения взлетно-посадочных характеристик и обеспечения безопасности на взлете и особенно посадке необходимо посадочную скорость по возможности уменьшить. Для этого нужно, чтобы С y был возможно больше. Однако профили крыла, имеющие большое Су макс, обладают, как правило, большими значениями лобового сопротивления Сх мин , так как у них большие относительные толщина и кривизна. А увеличение Сх. мин , препятствует увеличению максимальной скорости полета. Изготовить профиль крыла, удовлетворяющий одновременно двум требованиям: получению больших максимальных скоростей и малых посадочных - практически невозможно.
Поэтому при проектировании профилей крыла самолета стремятся в первую очередь обеспечить максимальную скорость, а для уменьшения посадочной скорости применяют на крыльях специальные устройства, называемые механизацией крыла.
Применяя механизированное крыло, значительно увеличивают величину Су макс , что дает возможность уменьшить посадочную скорость и длину пробега самолета после посадки, уменьшить скорость самолета в момент отрыва и сократить длину разбега при взлете. Применение механизации улучшает устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки. Кроме того, уменьшение скорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращает расходы на строительство взлетно-посадочных полос.
Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета путем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cу макс .
Суть механизации крыла состоит в том, что с помощью специальных приспособлений увеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла), вследствие чего изменяется картина обтекания. В результате получается увеличение максимального значения коэффициента подъемной силы.
Эти приспособления, как правило, выполняются управляемыми в полете: при полете на малых углах атаки (при больших скоростях полета) они не используются, а применяются лишь на взлете, на посадке, когда увеличение угла атаки не обеспечивает получения нужной величины подъемной силы.
Существуют следующие виды механизации крыла: щитки, закрылки, предкрылки, отклоняемые носки крыла, управление пограничным слоем, реактивные закрылки .
Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положении примыкает к нижней, задней поверхности крыла. Щиток является одним из самых простых и наиболее распространенных средств повышения Су макс.
Увеличение Су макс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла, которое можно условно свести к увеличению эффективного угла атаки и вогнутости (кривизны) профиля.
При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком. Пониженное давление в этой зоне распространяется частично на верхнюю поверхность профиля у задней кромки и вызывает отсос пограничного слоя с поверхности, лежащей выше по течению. За счет отсасывающего действия щитка предотвращается срыв потока на больших углах атаки, скорость потока над крылом возрастает, а давление уменьшается. Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крылом за счет увеличения эффективной кривизны профиля и эффективного угла атаки a эф .
Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность относительных давлений над крылом и под крылом, а следовательно, и коэффициент подъемной силы Су .
На Рис. 36 показан график зависимости С y от угла атаки для крыла с различным положением щитка: убранное, взлетное d щ = 15°, посадочное d щ = 40°.
При отклонении щитка вся кривая Су щ = f(a) смещается вверх почти эквидистантно кривой Су = f (a) основного профиля.
Из графика видно, что при отклонении щитка в посадочное положение (d щ = 40°) приращение Су составляет 50-60%, а критический угол атаки при этом уменьшается на 1-3°.
Для увеличения эффективности щитка конструктивно его выполняют таким образом, что при отклонении он одновременно смещается назад, к задней кромке крыла. Тем самым увеличиваются эффективность отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла и протяженность зоны повышенного давления под крылом.
При отклонении щитка одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличивается и коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается.
Закрылок . Закрылок представляет собой отклоняющуюся часть задней кромки крыла либо поверхность, выдвигаемую (с одновременным отклонением вниз) назад из-под крыла. По конструкции закрылки делятся на простые (нещелевые), однощелевые и многощелевые .
Рис. 33 Профиль крыла со щитком, смещающимся назад
Рис. 34 Закрылки: а - нещелевой; б - щелевой
Нещелевой закрылок увеличивает коэффициент подъемной силы С y за счет увеличения кривизны профиля. При наличии между носком закрылка и крылом специально спрофилированной щели эффективность закрылка увеличивается, так как воздух, проходящий с большой скоростью через сужающуюся щель, препятствует набуханию и срыву пограничного слоя. Для дальнейшего увеличения эффективности закрылков иногда применяют двухщелевые закрылки, которые дают прирост коэффициента подъемной силы С y профиля до 80%.
Увеличение Су макс крыла при выпуске закрылков или щитков зависит от ряда факторов: их относительных размеров, угла отклонения, угла стреловидности крыла. На стреловидных крыльях эффективность механизации, как правило, меньше, чем у прямых крыльев. Отклонение закрылков, так же как и щитков, сопровождается не только повышением С y , но в еще большей степени приростом С x , поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.
Критический угол атаки при выпущенных закрылках незначительно уменьшается, что позволяет получить С умакс при меньшем подъеме носа самолета (Рис. 37).
Рис. 35 Профиль крыла с щитком
Рис. 36 Влияние выпуска щитков на кривую Су=f(a)
Рис. 37 Поляра самолета с убранными и выпущенными щитками
Предкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (Рис. 38).
Предкрылки бывают фиксированные и автоматические.
Фиксированные предкрылки на специальных стойках постоянно закреплены на некотором удалении от носка профиля крыла. Автоматические предкрылки при полете на малых углах атаки плотно прижаты к крылу воздушным потоком. При полете на больших углах атаки происходит изменение картины распределения давления по профилю, в результате чего предкрылок как бы отсасывается. Происходит автоматическое выдвижение предкрылка (Рис. 39).
При выдвинутом предкрылке между крылом и предкрылком образуется суживающаяся щель. Увеличиваются скорость воздуха, проходящего через эту щель, и его кинетическая энергия. Щель между предкрылком и крылом спрофилирована таким образом, что воздушный поток, выходя из щели, с большой скоростью направляется вдоль верхней поверхности крыла. Вследствие этого скорость пограничного слоя увеличивается, он становится более устойчивым на больших углах атаки и отрыв его отодвигается на большие углы атаки. Критический угол атаки профиля при этом значительно увеличивается (на 10°-15°), а Cу макс увеличивается в среднем на 50% (Рис. 40).
Обычно предкрылки устанавливаются не по всему размаху, а только на его концах. Это объясняется тем, что, кроме увеличения коэффициента подъемной силы, увеличивается эффективность элеронов, а это улучшает поперечную устойчивость и управляемость. Установка предкрылка по всему размаху значительно увеличила бы критический угол атаки крыла в целом, и для его реализации на посадке пришлось бы стойки основных ног шасси делать очень высокими.
Рис. 38 Предкрылок
Рис. 39 Принцип действия автоматического предкрылка: а - малые углы атаки; б – большие углы атаки
Фиксированные предкрылки устанавливаются, как правило, на нескоростных самолетах, так как такие предкрылки значительно увеличивают лобовое сопротивление, что является помехой для достижения больших скоростей полета.
Отклоняемый носок (Рис. 41) применяется на крыльях с тонким профилем и острой передней кромкой для предотвращения срыва потока за передней кромкой на больших углах атаки.
Изменяя угол наклона подвижного носка, можно для любого угла атаки подобрать такое положение, когда обтекание профиля будет безотрывным. Это позволит улучшить аэродинамические характеристики тонких крыльев на больших углах атаки. Аэродинамическое качество при этом может возрастать.
Искривление профиля отклонением носка повышает Су макс крыла без существенного изменения критического угла атаки.
Рис. 40 Кривая Су =f (a) для крыла с предкрылками
Рис. 41 Отклоняемый носок крыла
Управление пограничным слоем (Рис. 42) является одним из наиболее эффективных видов механизации крыла и сводится к тому, что пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либо сдувается с его верхней поверхности.
Для отсоса пограничного слоя или для его сдувания применяют специальные вентиляторы либо используют компрессоры самолетных газотурбинных двигателей.
Отсасывание заторможенных частиц из пограничного слоя внутрь крыла уменьшает толщину слоя, увеличивает его скорость вблизи поверхности крыла и способствует безотрывному обтеканию верхней поверхности крыла на больших углах атаки.
Сдувание пограничного слоя увеличивает скорость движения частиц воздуха в пограничном слое, тем самым предотвращает срыв потока.
Управление пограничным слоем дает хорошие результаты в сочетании с щитками или закрылками.
Рис. 42 Управление пограничным слоем
Рис. 43 Реактивный закрылок
Реактивный закрылок (Рис. 43) представляет струю газов, вытекающую с большой скоростью под некоторым углом вниз из специальной щели, расположенной вблизи задней кромки крыла. При этом струя газа воздействует на поток, обтекающий крыло, подобно отклоненному закрылку, вследствие чего перед реактивным закрылком (под крылом) давление повышается, а позади его понижается, вызывая увеличение скорости движения потока над крылом. Кроме того образуется реактивная сила Р , создаваемая вытекающей струёй.
Эффективность действия реактивного закрылка зависит от угла атаки крыла, угла выхода струи и величины силы тяги Р . Их используют для тонких, стреловидных крыльев малого удлинение Реактивный закрылок позволяет увеличить коэффициент подъемной силы Cу макс в 5-10 раз .
Для создания струи используются газы, выходящие из турбореактивного двигателя.
Полная аэродинамическая сила и ее проекции
При расчете основных летно-технических характеристик самолета, а также его устойчивости и управляемости необходимо знать силы и моменты, действующие на самолет.
Аэродинамические силы, действующие на поверхность самолета (давление и трение), можно привести к главному вектору аэродинамических сил , приложенному в центре давления (рис. 1), и паре сил, момент которых равен главному моменту аэродинамических сил относительно центра масс летательного аппарата.
Рис. 1. Полная аэродинамическая сила и ее проекции в двумерном (плоском) случае
Аэродинамическую силу обычно задают проекциями на оси скоростной системы координат (ГОСТ 20058-80). При этом проекцию на ось , взятую с обратным знаком, называют силой лобового сопротивления , проекцию на ось - аэродинамической подъемной силой , проекцию на ось - аэродинамической боковой силой . Эти силы могут быть выражены через безразмерные коэффициенты лобового сопротивления , подъемной силы и боковой силы , соответственно:
; ; ,
где - скоростной напор, Н/м 2 ; - воздушная скорость, м/с; r - массовая плотность воздуха, кг/м 3 ; S - площадь крыла самолета, м 2 . К основным аэродинамическим характеристикам относят также аэродинамическое качество
.
Аэродинамические характеристики крыла , , зависят от геометрических параметров профиля и крыла, ориентации крыла в потоке (угла атаки a и скольжения b), параметров подобия (чисел Рейнольдса Re и Маха ),высоты полета H , а также от других параметров. Числа Маха и Рейнольдса являются безразмерными величинами и определяются выражениями
где a – скорость звука, n - кинематический коэффициент вязкости воздуха в м 2 /с, – характерный размер (как правило полагают , где – средняя аэродинамическая хорда крыла).Для определения аэродинамических характеристик самолета иногда используются более простые, приближенные методы. Самолет рассматривается как совокупность отдельных частей: крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателей и т.д. Определяются силы и моменты, действующие на каждую из отдельных частей. При этом используются известные результаты аналитических, численных и экспериментальных исследований. Силы и моменты, действующие на самолет, находятся как сумма соответствующих сил и моментов, действующих на каждую из его частей, с учетом их взаимного влияния.
Согласно предлагаемой методике, расчет аэродинамических характеристик крыла производится, если заданы некоторые геометрические и аэродинамические характеристики профиля крыла.
Выбор профиля крыла
Основные геометрические характеристики профиля задаются следующими параметрами. Хордой профиля называется отрезок прямой, соединенной две наиболее удаленные точки профиля. Хорда делит профиль на две части: верхнюю и нижнюю. Наибольший перпендикулярный хорде отрезок, заключенный между верхним и нижним обводами профиля, называется толщиной профиля c (рис. 2). Линия, соединяющая середины отрезков, перпендикулярных хорде и заключенных между верхним и нижним обводами профиля, называется средней линией . Наибольший перпендикулярный хорде отрезок, заключенный между хордой и средней линией профиля, называется кривизной профиля f . Если , то профиль называется симметричным .
Рис. 2. Профиль крыла
b - хорда профиля; c - толщина профиля; f - кривизна профиля; - координата максимальной толщины; - координата максимальной кривизны
Толщину c
и кривизну профиля f
, а также координаты и , как правило измеряют в относительных единицах , , , или в процентах 
, 
, 
, 
.
Выбор профиля крыла связан с удовлетворением различных требований, предъявляемых к самолету (обеспечение требуемой дальности полета, высокой топливной эффективности,крейсерской скорости , обеспечение безопасных условий взлета и посадки и др.). Так, для легких самолетов с упрощенной механизацией крыла следует обращать особое внимание на обеспечение максимального значения коэффициента подъемной силы, особенно на режиме взлета и посадки. Как правило, такие самолеты имеют крыло с большим значением относительной толщины профиля % = 12 ¸ 15%.
Для дальних самолетов с высокой дозвуковой скоростью полета, у которых увеличение на взлетно-посадочных режимах достигается благодаря механизации крыла, упор делается на достижение лучших характеристик на крейсерском режиме, в частности, на обеспечение режимов .
Для нескоростных самолетов выбор профилей производится из серии стандартных (обычных) профилей NACA или ЦАГИ, которые при необходимости могут быть модифицированы на этапе эскизного проектирования самолета.
Так, профили NACA с четырехзначными обозначениями могут быть использованы на легких тренировочных самолетах, а именно для концевых сечений крыла и хвостового оперения. Например, профили NACA2412 (относительная толщина % = 12%, координата максимальной толщины % = 30%, относительная кривизна % = 2%, координата максимальной кривизны % = 40%) и NACA4412 ( % = 12%, % = 30%, % = 4%, % = 40%) имеют достаточно высокое значение и плавные срывные характеристики в районе критического угла атаки .
Пятизначные профили NACA (серии 230) обладают наибольшей подъемной силой из всех стандартных серий, но их срывные характеристики менее благоприятны.
Профили NACA с шестизначным обозначением ("ламинарные") имеют низкое профильное сопротивление в узком диапазоне значений коэффициента . Эти профили очень чувствительны к шероховатости поверхности, загрязнениям, наростам .
Классические (обычные) профили, используемые на самолетах с малыми дозвуковыми скоростями, отличаются достаточно большими местными возмущениями (разряжениями) на верхней поверхности и, соответственно, небольшими значениями критического числа Маха . Критическое число Маха является важным параметром, определяющим величину лобового сопротивления самолета (при > на поверхности летательного аппарата появляются области местных сверхзвуковых течений и дополнительное волновое сопротивление).
Активный поиск путей повышения крейсерской скорости полета (без увеличения сопротивления самолета) привел к необходимости изыскать способы дальнейшего повышения по сравнению с классическими скоростными профилями. Таким способом повышения является уменьшение кривизны верхней поверхности, что приводит к снижению возмущений на значительной части верхней поверхности. При малой искривленности верхней поверхности сверхкритического профиля уменьшается доля создаваемой им подъемной силы. Для компенсации этого явления производится подрезка хвостового участка профиля путем плавного изгиба его вниз (эффект "закрылка"). В связи с этим, средняя линия суперкритических профилей имеет характерный S - образный вид, с отгибом вниз хвостового участка. Для суперкритических профилей, как правило, характерно наличие отрицательной кривизны в носовой части профиля. В частности, на авиасалоне МАКС 2007 в экспозиции ОАО ²Туполев² был представлен макет самолета ТУ-204-100СМ с усеченным крылом, что позволяет получить представление о геометрических характеристиках профиля в корневой части крыла. Из представленного ниже фото (рис. 3.) видно наличие у профиля ²брюшка² и достаточно плоской верхней части, характерных для суперкритических профилей. Сверхкритические профили по сравнению с обычными скоростными профилями позволяют повысить примерно на = 0,05 ¸ 0,12 или увеличить толщину на % = 2,5 ¸ 5%. Применение утолщенных профилей позволяет увеличить удлинение lкрыла на = 2,5 ¸ 3 или уменьшить угол стреловидности c крыла примерно на = 5 ¸ 10° при сохранении значения .
Рис. 3. Профиль крыла самолета ТУ-204-100СМ
Использование сверхкритических профилей в компоновке стреловидных крыльев является одним из основных направлений совершенствования аэродинамики современных транспортных и пассажирских самолетов .
Следует отметить, что при несомненном преимуществе сверхкритических профилей, по сравнению с обычными, некоторыми недостатками их являются повышение значения коэффициента момента на пикирование и тонкая хвостовая часть профиля.
Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха
В течение последних 30 ¸ 40 лет основным типом крыла для дозвуковых магистральных самолетов являлось стреловидное (c = 30 ¸ 35°) крыло с удлинением , выполненное с сужением h = 3 ¸ 4. Перспективные пассажирские самолеты, представленные на авиасалоне ²МАКС - 2007² (Ту - 334, Sukhoy Superjet 100) имели удлинение . Прогресс в увеличении удлинения крыла достигнут, в основном, за счет использования композиционных материалов в конструкции крыла.
Рис. 4. Однопанельное крыло
Сечение крыла в плоскости симметрии называется корневым профилем , а его хорда - корневой ; на концах крыла, соответственно, концевой профиль и концевая хорда . Расстояние от одного концевого профиля до другого называется размахом крыла . Хорда профиля крыла может изменяться вдоль его размаха. Отношение корневой хорды к концевой называется сужением крыла h. Отношение называется удлинением крыла . Здесь S - площадь проекции крыла на плоскость, перпендикулярную плоскости симметрии крыла и содержащую корневую хорду. Если по ходу полета концы отклонены относительно корневого сечения, говорят о стреловидности крыла . На рис. 4 показан угол между перпендикуляром к плоскости симметрии и передней кромкой крыла определяющий стреловидность по передней кромке . Говорят также об угле стреловидности по задней кромке , но важнее всего - угол (или просто c) стреловидностипо линии фокусов , т.е. по линии, соединяющий фокусы профилей крыла вдоль его размаха. При нулевой стреловидности по линии фокусов у крыла с ненулевым сужением кромки крыла не перпендикулярны плоскости симметрии крыла. Тем не менее, принято считать его прямым, а не стреловидным крылом. Если концы крыла отклонены относительно корневого сечения назад, то говорят о положительной стреловидности , если вперед - об отрицательной . Если передняя и задняя кромки крыла не имеют изломов, то стреловидность не меняется вдоль размаха. В противном случае, стреловидность может изменять свое значение и даже знак.
Современные стреловидные крылья с углом стреловидности c= 35° дозвуковых магистральных самолетов, рассчитанных на крейсерские скорости, соответствующие = 0,83 ¸ 0,85, имеют среднюю относительную толщину крыла % = 10 ¸ 11%, а сверхкритические крылья с углом стреловидности c = 28 ¸ 30° (для перспективных самолетов) около % = 11 ¸ 12%. Распределение толщины по размаху крыла определяется из условий реализации заданного полезного объема и минимального волнового сопротивления. С целью реализации эффекта скольжения в бортовых сечениях стреловидных крыльев применяют профили с "более передним" расположением точки максимальной толщины ,по сравнению с остальной частью крыла.
Расположены не в одной плоскости, то крыло имеет геометрическую крутку (рис. 6), характеризующую углом j.
Рис. 6. Концевой и корневой профили крыла при наличии геометрической крутки
Исследования аэродинамических моделей самолетов показали, что применениесверхкритических профилей в сочетании с геометрической круткой позволяют обеспечить . В данной работе используется приближенная методика определения аэродинамических характеристик крыла, основанная на использовании экспериментальных данных. Расчет аэродинамических коэффициентов и крыла проводится в несколько этапов. Исходными данными для расчета являются некоторые геометрические и аэродинамические характеристики профиля. Эти данные могут быть взяты, в частности, из атласа профилей.
По результатам расчета аэродинамических коэффициентов строится зависимость и поляра - зависимость . Типичный вид этих зависимостей для малых дозвуковых скоростей представлен, соответственно, на рис. 7 и рис. 8.
Суперкритический профиль крыла
Суперкритический профиль крыла позволяет повысить эффективность самолёта в трансзвуковой области чисел М.
Из-за того, что воздушный поток не получает того же разгона над более плоской верхней поверхностью, по сравнению с обычным профилем, скачок уплотнения образуется на более высоком числе М. Образовавшийся скачок получается более слабым и маленьким. Это приводит к ослаблению градиента повышения давления на задней части профиля и повышает несущие свойства крыла.
Преимущества суперкритического профиля:
Благодаря ослаблению скачков уплотнения можно использовать меньший угол стреловидности крыла для самолёта с заданным крейсерским числом М. Таким образом ослабить проблемы, связанные со стреловидностью;
Большая относительная толщина профиля позволяет увеличить прочность и жёсткость крыла при неизменном весе конструкции. Также это позволяет создавать крылья большего удлинения, что уменьшает индуктивное сопротивление крыла;
Увеличивается внутренний объём крыла для размещения топлива и др.
Использование суперкритического профиля крыла позволяет:
Увеличить полезную загрузку. Если не изменять крейсерское число М, расход топлива уменьшится, что позволит взять больше полезной нагрузки, практически не увеличив лобовое сопротивление самолёта по сравнению с самолётом с традиционным профилем крыла.
Увеличить крейсерское число М. При сохранении той же полезной нагрузки, крейсерское число М может быть увеличено, практически без увеличения лобового сопротивления.
Недостатки суперкритического профиля
S - образная кривизна профиля хороша для больших чисел М, но далека от идеала для полёта на малых скоростях. С У МАХ уменьшается, требуя хорошо развитой механизации крыла для обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик;
Задняя кромка профиля имеет положительную кривизну и создаёт больше подъёмной силы, что приводит к возникновению большого пикирующего момента крыла. Для его компенсации требуется большее балансировочное отклонение горизонтального оперения, что создаёт дополнительное лобовое сопротивление.
Скоростная тряска, вызванная срывом за скачком уплотнения, может вызвать сильную вибрацию.
Аэродинамический нагрев
Воздух нагревается при сжатии и в результате трения. Воздух сжимается в зонах торможения перед самолётом и на скачках уплотнения и испытывает трение в пограничном слое.
При движении через воздух поверхность самолёта нагревается. Это происходит на всех скоростях, но нагрев становится существенным только на больших числах М.
На рисунке показано, как меняется температура поверхности самолёта при изменении числа М полёта. На М = 1,0 прирост температуры составляет около 40°С. При росте числа М более 2,0 температура повышается настолько, что в конструкции из традиционных алюминиевых сплавов начнутся необратимые изменения. Поэтому для самолётов с М ≥ 2,0 используются титановые сплавы или нержавеющая сталь.
Угол Маха
Если истинная скорость самолёта больше местной скорости звука, то источник звуковых волн давления движется быстрее, чем производимые им возмущения.
Рассмотрим объект, движущийся со скоростью V в направлении от А к D (см. рисунок ниже). Когда тело находилось в точке А, оно стало источником возмущения. Волна давления распространяется сферически с местной скоростью звука, но тело обогнало волну и по дороге также являлось источником звуковых волн давления. Распространение волн из точек А, В и С нарисовано соответствующими окружностями. Тело находится в точке D. Проведём касательную к этим окружностям DЕ. Данная касательная представляет собой границу распространения звуковых волн в момент нахождения тела в точке D.
Отрезок АЕ представляет местную скорость звука (а), АD – истинную скорость (V).
М = V / а (на рисунке М = 2,6).
Угол АDЕ называется углом Маха, обозначается µ.
sin µ = a / V = 1 / M.
Чем больше число М, тем угол Маха более острый. При М 1,0 µ = 90°.
Конус Маха
В трёхмерном пространстве звуковые волны распространяются сферически. Если их источник движется со сверхзвуковой скоростью, то они, накладываясь, образуют конус возмущений.
Угол полураствора конуса равен µ.
На рисунке изображён конус возмущений от объекта, движущегося с числом М 5,0.
Зона влияния
При движении со сверхзвуковой скоростью конус Маха представляет собой предел распространения звуковых возмущений от самолёта. Всё, находящееся снаружи конуса, находится вне влияния возмущений. Пространство внутри конуса называется зоной влияния самолёта.
У реального самолёта конус Маха начинается косым скачком уплотнения, угол которого несколько больше угла Маха. Это связано с тем, что первоначальная скорость распространения скачка уплотнения больше, чем местная скорость звука.
Головной скачек уплотнения
Рассмотрим сверхзвуковой поток, приближающийся к передней кромке крыла. Чтобы обойти вокруг кромки воздуху надо развернуться на большой угол. На сверхзвуковой скорости это невозможно на такой маленькой дистанции. Скорость потока резко затормозится до дозвуковой скорости и перед передней кромкой образуется прямой скачок уплотнения.
Позади скачка воздух заторможен и в состоянии обойти вокруг передней кромки. Вскоре после этого поток вновь разгоняется до сверхзвуковой скорости.
Скачок уплотнения перед самолётом называется головным скачком уплотнения. Он прямой в непосредственной близости с передней кромкой, далее от неё он переходит в косой скачок.
Как видно из рисунка на задней кромке крыла тоже образуется скачок уплотнения, но так как число М потока за крылом больше единицы, то этот скачек косой.
Волны разрежения
В предыдущем тексте было показано, как сверхзвуковой поток может обойти препятствие с торможением до дозвуковой скорости и образованием скачка уплотнения. При этом поток теряет энергию.
Рассмотрим, как сверхзвуковой поток огибает выпуклый угол.
Сначала рассмотрим дозвуковое обтекание.
При обтекании выпуклого угла скорость дозвукового потока резко уменьшается, а давление увеличивается. Неблагоприятный градиент давления приводит к отрыву пограничного слоя.
Сверхзвуковой поток может без отрыва обойти выпуклый угол за счёт расширения. При этом скорость потока увеличивается, а давление, плотность и температура понижаются. Поведение сверхзвукового потока, при пересечении волны разрежения, полностью противоположно прохождению скачка уплотнения.
На следующем рисунке показана серия волн разрежения при обтекании профиля сверхзвуковым потоком.
После прохода через головной скачек уплотнения, сжатый сверхзвуковой поток свободен для расширения и следует вдоль контура поверхности. Поскольку в потоке не возникает резких изменений параметров, волны расширения не похожи на скачки уплотнения.
При прохождении через волны расширения в потоке происходят следующие изменения:
Скорость и число М увеличиваются;
Направление потока изменяется для следования поверхности;
Статическое давление падает;
Плотность уменьшается;
Поскольку изменения не скачкообразные, то энергия потока не уменьшается.
Звуковой хлопок
Интенсивность скачков уплотнения уменьшается по мере удаления от летящего самолёта, но энергии звуковых волн давления может оказаться достаточно, чтобы создать громкий хлопок для наблюдателя на земле. Такие звуковые хлопки – неотъемлемый атрибут сверхзвуковых полётов. Звуковая волна движется вдоль земной поверхности с путевой скоростью пролетающего самолёта.
Методы улучшения управляемости в трансзвуковом диапазоне
Как уже было показано, эффективность традиционных рулевых поверхностей уменьшается в трансзвуковом диапазоне числе М. Некоторого улучшения можно добиться, используя генераторы вихрей.
Тем не менее, коренного улучшения управляемости можно добиться используя:
Цельноповоротный стабилизатор;
Интерцепторы-элероны.
Эти управляющие поверхности рассматривались в главе 11.
Зуда рулевых поверхностей можно избежать путём установки узких полосок вдоль задней кромки, использованием демпферов проводки управления или увеличения жесткости контура управления (усилия от поверхности замыкаются на силовом приводе).
Из-за возрастания и большого изменения шарнирных моментов на рулевых поверхностях в трансзвуковом диапазоне, система управления обеспечивается рулевыми приводами и механизмами искусственного создания усилий на органах управления.
Следующая таблица описывает основные свойства волновых форм сверхзвукового потока.
| Косой скачек | Прямой скачек | Волны разрежения |
|
 |  |  |
|
| Геометрия Скачка | Плоскость скачка Наклонена более, чем На 90° от направления Движения потока | Плоскость скачка Перпендикулярна Направлению Движения потока | |
| Изменение Направления Потока | В сторону на Набегающий Поток | Не меняется | В сторону от Набегающего Потока |
| Изменение Скорости Потока | Уменьшается, но Остаётся Сверхзвуковой | Уменьшается до Дозвуковой | Увеличивается |
| Изменение Давления и Плотности | Увеличивается | Значительно Увеличивается | Уменьшается |
| Изменение Потока | Уменьшается | Значительно Уменьшается | Не меняется |
| Изменение Температуры | Увеличивается | Увеличивается | Уменьшается |
Стреловидное крыло – итоги
Угол стреловидности – это угол между линией, построенной по 25% длин хорд крыла, и перпендикуляром к корневой нервюре крыла.
Цель создания стреловидности – увеличить М КРИТ. Все остальные свойства стреловидного крыла – побочные и чаще всего негативные. Но положительный эффект увеличения М КРИТ перевешивает все недостатки.
Побочные свойства стреловидного крыла
Усиливается тенденция к срыву потока на больших углах атаки первоначально в районе законцовок крыла. Для борьбы с этим используются аэродинамические гребни на верхней и нижней поверхности крыла и запилы по передней кромке (уменьшается перетекание потока от корня крыла к законцовкам).
Концевой срыв потока может вызывать срывной подхват по углу атаки – главный недостаток стреловидного крыла.
В свою очередь срывной подхват может привести к глубокому сваливанию (superstall).
Самолёты, которые демонстрируют тенденцию к подхвату на больших углах атаки, должны быть оборудованы устройством, активно предотвращающим выход на режим сваливания (толкатель штурвала).
При пилотировании самолёта на углах атаки близких к сваливанию, управление по крену следует выполнять отклонениями элеронов с координированными отклонениями руля направления. Управление одним рулём направления может давать чрезмерные кренящие моменты. (При назначении скорости V SR демонстрируется адекватное поперечное управление при использовании элеронов).
По сравнению с прямым крылом, та же самая секция крыла стреловидного крыла аэродинамически менее эффективна.
На том же самом угле атаки С У будет меньше.
С У МАКС будет меньше и будет достигаться на большем угле атаки.
Градиент наклона кривой C Y = f (α) будет меньше.
Стреловидное крыло требует установки сложной механизации крыла, предкрылков и закрылков, чтобы добиться приемлемых взлётно-посадочных характеристик.
(Менее эффективный вид предкрылков устанавливают в корневой части стреловидного крыла для обеспечения первоначального срыва в корне крыла)
Киль и стабилизатор на самолётах со стреловидным крылом также делают стреловидными, чтобы не допустить развития срыва на оперении раньше, чем на крыле. (При увеличении угла стреловидности растёт максимально-допустимый угол атаки).
По сравнению с прямым крылом, стреловидное крыло достигает требуемого коэффициента подъёмной силы на большем угле атаки, что особенно заметно при полётах на малых скоростях.
Более пологий наклон зависимости C Y = f (α) играет положительную роль при полётах в условиях турбулентности – самолёт становится менее чувствительным к кратковременным изменениям угла атаки; меньшее изменение перегрузки возникает при попадании в один и тот же вертикальный порыв.
Стреловидное крыло незначительно увеличивает путевую устойчивость.
Стреловидное крыло значительно (как правило, чрезмерно) увеличивает поперечную устойчивость.
При полете на числе М > М КРИТ, стреловидное крыло создаёт пикирующий момент (явление затягивания в пикирование), для противодействия которому на самолёте устанавливается система Mach trim.
Ось вращения элеронов на стреловидном крыле не перпендикулярна набегающему потоку, что уменьшает эффективность управления самолётом.
Одним из важных этапов строительства авиамодели является расчет и проектирование крыльев. Для того, чтобы правильно спроектировать крыло, необходимо учесть несколько моментов: правильно выбрать корневой и концевой профили, правильно их выбрать исходя из нагрузок, которые они обеспечивают, а также правильно спроектировать промежуточные аэродинамические профиля.
С чего начинается конструирование крыльев
В начале конструирования на кальке был сделан предварительный эскиз самолёта в натуральную величину. В ходе этого этапа я определился с масштабом модели и с размахом крыльев.
Определение размаха
Когда предварительный размах крыла был утвержден, наступило время для определения веса. Эта часть расчета имела особое значение. Первоначальный план включал в себя размах крыльев в 115 см, однако, предварительный расчет показал, что нагрузка на крыльях будет слишком высокой. Поэтому я масштабировал модель до размаха в 147 см без учета законцовок крыльев. Такая конструкция оказалась более подходящей с технической точки зрения. После расчета мне осталось сделать весовую таблицу со значениями весов. В свою таблицу я также добавил усредненные значения веса обшивок, например, вес бальзовой обшивки самолёта был определен мной, как произведение площади крыла на два (для низа и верха крыла) на вес квадратного метра бальзы. Тоже самое было сделано для хвостового оперения и рулей высоты. Вес фюзеляжа был получен путем умножения площади боковой стороны, а также верха фюзеляжа на два и на плотность квадратного метра бальзы.
В результате я получил следующие данные:
- Липа, 24 унции на кубический дюйм
- Бальза 1/32’’, 42 унции на квадратный дюйм
- Бальза 1/16’’, 85 унций на квадратный дюйм
Устойчивость
После определения веса были рассчитаны параметры устойчивости для того, чтобы убедиться, что самолёт будет устойчивым и все детали будут адекватного размера.
Для устойчивого полёта необходимо было обеспечить несколько условий:
- Первый критерий — значение средней аэродинамической хорды (САХ). Его можно найти геометрическим путем, если добавить к корневой хорде с двух сторон концевую, а к концевой хорде с двух сторон корневую, а потом соединить крайние точки вместе. В точке пересечения и будет находится центр САХ.
- Значение аэродинамического фокуса крыла составляет 0,25 от значения САХ.
- Этот центр необходимо найти как для крыльев, так и для рулей высоты.
- Далее определяется нейтральная точка самолёта: она показывает центр тяжести самолета, а также вычисляется вместе с центром давления (центром подъемной силы).
- Далее определяется статическая граница. Этот критерий оценивает устойчивость самолёта: чем он выше, тем больше устойчивость. Однако, чем более устойчивее самолёт, тем он более маневренный и менее управляемый. С другой стороны на слишком неустойчивом самолёте тоже нельзя летать. Среднее значение этого параметра — от 5 до 15%
- Также рассчитываются коэффициенты оперения. Эти коэффициенты используются для сравнения эффективности аэродинамики руля высоты через соотношение размеров и расстояния до крыла.
- Коэффициент вертикального оперения обычно находится между 0,35 и 0,8
- Коэффициент горизонтального оперения обычно между 0,02 и 0,05
Выбор правильного аэродинамического профиля
Выбор правильного профиля определяет правильное поведение самолёта в воздухе. Ниже я привожу ссылку на простой и доступный инструмент для проверки аэродинамических профилей. В качестве основы для выбора профилей я выбрал концепцию, согласно которой длина хорды на законцовке крыла равна половине длины хорды в корневой части. Наилучшее решение того, чтобы не допустить срыв потока на крыле, которое я нашел, заключалось в резком сужении крыла на законцовке без возможности сохранения управления самолётом до набора достаточной скорости. Я добился этого с помощью разворота крыла вниз на конце и через тщательный подбор корневых и концевых профилей.
В корне я выбрал аэродинамический профиль S8036 с толщиной крыла в 16% от длины хорды. Такая толщина позволила заложить лонжерон достаточной прочности, а также выдвижные шасси внутри крыла. Для концевой части был выбран профиль – S8037, который также имеет толщину в 16% от толщины хорды. Такое крыло будет уходить в срыв при большом коэффициенте подъёмной силы, а также при большем угле атаки, чем S8036 при том же числе Рейнольдса (этот термин служит для сравнения профилей разного размера: чем больше число Рейнольдса, тем больше хорда). Это значит, что при том же числе Рейнольдса в корневой части крыла срыв произойдет быстрее, чем на законцовке, но контроль за управлением сохранится. Однако, даже если длина хорды корня в два раза больше длины хорды законцовки, она имеет число Рейнольдса в два раза большее, а увеличение числа приведет к задерживанию сваливания. Именно поэтому, я развернул законцовку крыла вниз, так что оно перейдет в сваливание только после корневой части.
Ресурс для определения аэродинамических профилей: airfoiltools.com
Теория по основам конструирования крыльев
Конструкция крыла должна обеспечивать достаточную подъёмную силу для веса самолёта и дополнительных нагрузок, связанных с маневрированием. В основном это достигается с помощью использования центрального лонжерона, который имеет два пояса, верхний и нижний, каркаса, а также тонкой обшивки. Несмотря на то, что каркас крыла тонкий он обеспечивает крылья достаточной прочностью на изгиб. Также в конструкцию часто входят дополнительные лонжероны для уменьшения лобового сопротивления в передней части задней кромки. Они способны воспринимать как изгибающие нагрузки, так и увеличивать жесткость при кручении. Наконец передняя кромка может быть отодвинута назад за лонжерон для получения закрытого поперечного каркаса, который называется D-образным и служит для восприятия крутильных нагрузок. На рисунке наиболее часто встречающиеся профиля.
- Верхнее крыло имеет лонжерон двутаврового сечения, у которого каркас располагается в центре, а также переднюю кромку с обшивкой, которая называется D – трубкой. D – трубка позволяет увеличить жесткость при кручении, и может быть добавлена к любым другим конструкциям лонжеронов, а также может быть расширена до задней кромки для создания полностью обшитого крыла. У данного крыла задний лонжерон просто является вертикальной опорой. Также имеется простая плоскость управления, проще говоря, закрылок, подвешенный шарнирно вверху. Такую конструкцию легко воспроизвести.
- Второе крыло имеет C – образный лонжерон, который имеет усиленный основной лонжерон, лучше приспособленный для восприятия лобовых нагрузок. Крыло снабжено центральным шарниром, который уменьшает щель, а также лобовое сопротивление по сравнению с верхним шарниром.
- У третьего профиля лонжерон в виде трубы, такие обычно делаются из пластиковых трубок, их удобно изготовлять, но если трубки непрямые или скрученные, то скрутить крыло может стать проблемой. Частично проблему можно решить, используя дополнительно D – образную трубку. Кроме того, лонжерон сделан из С – образного профиля, что значительно увеличивает жесткость крыла. Петля представляет собой округленный профиль с точкой разворота в центре закругленной передней кромки для уменьшения петельной щели и для ровных краев.
- Четвертый профиль имеет полностью коробчатый лонжерон с каркасом как спереди, так и сзади. Зазор имеет ту же особенность, что и предыдущий профиль, и ту же самую плоскость управления. Но у него есть обтекатели сверху и снизу для скрытия щели.
Все эти конструкции крыльев являются типовыми для лонжеронов и для создания крепежных петель у радиоуправляемых самолётов. Эти конструкции без исключения являются единственным способом технической реализации закрылков и элеронов, а другие различные решения можно подогнать к ним же.
C – образный или коробчатый лонжерон?
Для своего самолёта я выбрал деревянный C – образный профиль лонжерона с прочной передней кромкой и простым вертикальным лонжероном. Полностью крыло обшито бальзой для создания жесткости при кручении и для эстетики.
Дерево было выбрано взамен пластиковой трубки поскольку самолёт спроектирован с 2 градусным внутренним углом, а соединение в виде пластиковой трубки в центре крыла не сможет долго сопротивляться изгибающим нагрузкам. C – образный профиль лонжерона является также более благоприятным по сравнению с двутавровым профилем, поскольку в лонжероне должен быть сделан слот на всю его длину для установки в решетку. Эта добавленная сложность не за счет заметного увеличения прочности и соотношения веса лонжерона. Коробчатый лонжерон также был отвергнут, поскольку он сильно увеличивает вес, однако, его не так сложно построить, а по прочности он один из лучших. Простой вертикальный лонжерон, совмещенный с петлевым обтекателем, вот таким был выбор конструкции крыла, когда остальная часть крыла обшита и достаточно прочна без каких либо дополнительных опор.
- Лонжерон. Лонжерон крыла спроектирован для восприятия изгибающей нагрузки от подъёмной силы крыла. Он не предназначен для восприятия скручивающей силы, созданной аэродинамическими силами крыла, а нагрузка ложится на обшивку крыла. Это распределение нагрузки подходит для легкой и очень эффективной нагрузки, поскольку каждая деталь занимает именно своё место.
- Полки лонжеронов крыла выполнены из броска липы размерами ¼ x ½ x 24’’. Липа была выбрана в качестве материала, поскольку хорошо обрабатывается и имеет хорошую прочность для своего веса. Кроме того, подкупает простота приобретения брусков подходящего размера в специализированных магазинах, поскольку у меня не было под рукой деревообрабатывающего станка для распиловки досок.
- Каркас крыла сделан из липового листа, толщиной 1/32”, который крепится к полкам лонжеронам сверху и снизу. Подобный каркас является необходимостью поскольку он кардинально улучшает жесткость и прочность крыльев даже при очень малом весе.
- Задняя кромка крыла/задний лонжерон выполнен из бальзового листа толщиной 1/16”, что помогает добавить жесткость при кручении, а также унифицировать нервюры крыла и крепить плоскости управления к задней части нервюр.
Проектирование нервюр с помощью AutoСAD
Оказывается, изготовление нервюр для трапециевидного крыла может стать вдохновляющим занятием. Есть несколько методов: первый метод основан на вырезании профиля крыла по трафарету сначала для корневой части, а потом для законцовки крыла. Он заключается в сочленении обоих профилей вместе с помощью болтов и вычерчивании по ним всех остальных. Этот метод особенно хорош для изготовления прямых крыльев. Основное ограничения метода – он подходит только для крыльев с незначительным сужением. Проблемы возникают из-за резкого роста угла между профилями при значительной разнице между хордой законцовки и хордой корня крыла. В этом случае во время сборки могут сложности из-за большого отхода дерева, острых углов и краёв нервюр, которые надо будет удалить. Поэтому я воспользовался своим методом: сделал свои собственные шаблоны для каждой нервюры, а затем обработал их так, чтобы получить идеальную форму крыла. Задача оказалась сложнее, чем я ожидал, поскольку шаблон корневой части отличался от законцовки кардинально, а все профиля между ними были комбинацией двух предыдущих, вместе с кручением и растяжением. В качестве программы проектирования я использовал Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, поскольку съел на этом собаку при моделировании RC моделей самолётов в прошлом. Проектирование нервюр происходит в несколько этапов.
Всё начинается с импорта данных. Самый быстрый способ для импорта аэродинамического профиля (профили можно найти в базах данных UIUC аэродинамических профилей) в AutoCAD, который я нашел, заключается в создании табличного файла в формате excel в виде таблицы с колонками координат точек профиля x и y. Единственное, что следует перепроверить — соответствуют ли первая и последняя точка друг другу: получается ли у вас замкнутый контур. Затем скопировать полученное назад в txt файл и сохранить его. После того, как это проделано, следует вернуться назад и выделить всю информацию на предмет, если вы случайно вставили заголовки. Затем в AutoCAD запускается команда «spline» и «paste» для обозначения первой точки эскиза. Жмем «enter» до конца выполнения процесса. Аэродинамический профиль в основном обрабатывается таким образом, что каждая хорда становится отдельным элементом, это весьма удобно для изменения масштаба и геометрии.
Рисование и взаимное расположение профилей в соответствие плану. Передняя кромка и лонжероны должны быть тщательно доведены до нужного размера, при этом надо помнить про толщину обшивки. На чертеже, следовательно, лонжероны должны быть нарисованы уже, чем они есть на самом деле. Желательно сделать лонжероны и переднюю кромку выше, чем они есть на самом деле, для того, чтобы рисунок лег ровнее. Также пазы на лонжеронах должны быть расположены таким образом, чтобы оставшаяся часть лонжерона уместилась в нервюрах, но осталась при этом квадратной.
На рисунке показаны основные аэродинамические профиля перед тем, как они будут разбиты на промежуточные.
Лонжерон и совместная с ним передняя кромка соединены вместе, чтобы потом их можно было исключить из построения.
Аэродинамические профили сопряжены вместе и образуют форму крыла при видимом лонжероне и передней кромке.
Лонжерон и передняя кромка удалены с помощью операции «subtract», остальные части крыла показаны.
Крыло вытягивается с помощью функции «solidedit» и «shell». Далее выделяются поочередно плоскости корневой части крыла и законцовки, удаляются, а то, что получается и есть обшивка крыла. Поэтому внутренняя часть обшивки крыла является основой для нервюр.
С помощью функции «плоскость сечения» формируются эскизы каждого профиля.
После этого под командой «плоскость сечения» выбирается создание раздела. С помощью этой команды созданные профили во всех точках профиля могут быть отображены. Для помощи в выравнивании нервюр крыльев я строго рекомендую создать на каждом сечении горизонтальную линию от задней кромки крыла до передней. Это позволит правильно выровнять крыло, если оно построено с кручением, а также сделать его прямым.
Поскольку эти шаблоны на самом деле созданы с учетом обшивки крыльев, внутренняя линия профилей является правильной линией для построения нервюр.
Теперь, когда все нервюры промаркированы с помощью команды «text», они готовы к печати. На каждой странице с нервюрами я разместил схематически коробку с площадкой, доступной для печати на принтере. Маленькие нервюры можно печатать на толстой бумаге, а для крупных аэродинамических профилей подойдет обычная бумага, которая затем усиливается перед вырезанием.
Комплектация деталей
После конструирования крыла, анализа и подбора всех необходимых для изготовления авиамодели деталей, был сделан список всего необходимого для постройки.
