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_хари 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_уаmахи 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_уаи 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_утахи 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 профилинашли 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. 8.11, 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 χкрыла и увеличение отно­сительной толщины`спри сохранении числа М<sub>крейс</sub> на современном уровне (М<sub>крейс</sub> = 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).

Сцелью 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<sub>с</sub>и`х_f . Это так называемая аэродинамическая крутка крыла, которая иногда в сочетается с геометрической круткой.

Таблица 8.2

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. 8.13, и отношение площадей крыльев S_B/S_H.

Рис. 8.14. 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 y > 0.