Используемые термины.

Профиль – контур, позволяющий получить подъёмную силу с относительно высокой эффективностью.

Линия хорды – прямая линия, соединяющая наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля.

Хорда – длина линии хорды.

Угол установки крыла – угол между хордой крыла и горизонтальной осью самолета. Этот угол фиксирован для крыла, но может быть переменным для стабилизатора.

Средняя линия – линия, соединяющая переднюю и заднюю кромки и равноудалённая от верхней и нижней границы профиля.

Максимальная кривизна профиля – максимальное расстояние между средней линией и линией хорды. Это расстояние выражается в процентах от длины хорды. Также указывается координата точки максимальной кривизны от передней кромки, тоже выраженная в процентах от хорды. Если средняя линия выше линии хорды – кривизна считается положительной и наоборот. У симметричных профилей кривизна равна нулю.

Толщина профиля. Толщина и координата точки максимальной толщины профиля выражаются в процентах от длины хорды. Эти величины имеют очень большое влияние на характеристики воздушного потока.

Радиус закругления передней кромки – оказывает существенное влияние на первоначальное обтекание профиля.

Невозмущённый поток воздуха (Relative). Имеет три характеристики:

- Направление. Воздух движется в направлении противоположном направлению движения центра масс самолета, независимо от направления продольной оси самолёта.

- Состояние. Воздух находится в невозмущённом присутствием самолёта состоянии.

- Скорость потока определяется истинной (TAS) скоростью самолёта.

Если поток воздуха не соответствует всем трём пунктам, то это уже местный, возмущённый поток (Effective).

Угол атакипрофиля(a) – угол между хордой крыла и направлением невозмущённого потока.Если поток уже возмущённый, то этот угол называют эффективным углом атаки профиля.

Угол атакикрыла(a) – угол между хордой профиля в корневой части крыла и направлением невозмущённого потока.

Результирующая сила – полная аэродинамическая сила, действующая на профиль.

Центр давления (СР) – точка на хорде, через которую действует подъёмная сила.

Если угол атаки плоско-выпуклого профиля отрицательный, предположим -5°, центр давления расологается на задней кромке крыла, вслед­ствие чего подъемная сила уменьшается вместе с силой лобового сопротивления. Когда угол атаки меняется от 0° до положительного угла, например, +5°, центр давления перемещается вперед, подъемная сила, а также и сила лобового сопротивле­ния значительно увеличиваются.

Если мы поставим движущееся крыло под углом атаки +10°, то центр давления не­медленно переместится в переднюю часть крыла, и подъемная сила, а также сила лобо­вого сопротивления достигнут большой величины.

Подъёмная сила – поперечная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Лобовое сопротивление – продольная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Экспериментальные и теоретические исследования А. летательных аппаратов показали, что для самолётов с хорошо обтекаемыми формами основным источником сопротивления является трение воздуха об обтекаемую поверхность, обусловленное его вязкостью. Самый естественный способ снижения сопротивления трения заключался в уменьшении площади трения (прежде всего площади крыльев). Это привело к отказу от бипланной схемы и переходу к свободнонесущему моноплану с повышенной удельной нагрузкой на крыло. С целью дальнейшего уменьшения сопротивления трения начались работы по созданию ламинарных профилей крыла, обладавших пониженным профильным сопротивлением.

Поперечное V

Крыло обратной стреловидности. Его влиянии на аэродинамику самолета совсем невелико. Упорные попытки в боевой авиации использовать КОС обусловлены вовсе не аэродинамикой, а радиолокационной заметностью самолета. Наиболее отражающими радиолокационную волну у самолета являются кромки крыльев. А у самолета с КОС на большей части ракурсов фронтальной полусферы его облучения отраженная волна экранируется фюзеляжем. Тем не менее, конструктивные проблемы до сих пор не вывели эти самолеты из стадии экспериментальных образцов. У американцев это был Х-29, а у нас – «Беркут» КБ Сухого:

В конструкци стреловидного крыла, в полете помимо изгибных моментов по лонжерону, возникают сопоставимые по величине крутильные моменты, требующие от конструктора принятия дополнительных мер (а это дополнительный вес) по обеспечению крутильной жесткости крыла.

Несмотря на сплошные недостатки, стреловидность все же встречается и у низкоскоростных самолетов. Тому есть пара причин. Первая – как ни странно, но конструкторы в большой авиации иногда промахивались в расчетах центровки. Чтобы переделывать не весь самолет, в небольших пределах можно переместить фокус всего крыла, придав его консолям небольшую стреловидность. Именно так менялась стреловидность консолей у самого массового самолета Великой Отечественной войны, штурмовика ИЛ-2. По тем же причинам известный польский планер «Бланик» получил небольшую обратную стреловидность:

Наилучшей в аэродинамическом отношении является эллипсовидная форма, но такое крыло сложно в производстве, поэтому редко применяется. Прямоугольное крыло менее выгодно с точки зрения аэродинамики, но значительно проще в изготовлении. Трапециевидное крыло по аэродинамическим характеристикам лучше прямоугольного, но несколько сложнее в изготовлении.

Стреловидные и треугольные в плане крылья в аэродинамическом отношении на дозвуковых скоростях уступают трапециевидным и прямоугольным, но на околозвуковых и сверхзвуковых имеют значительные преимущества. Поэтому такие крылья применяются только на самолетах, летающих на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.

Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется хорда такого прямоугольного крыла, которое имеет одинаковые с данным крылом площадь, величину полной аэродинамической силы и положение центра давления (ЦД) при равных углах атаки.

По мере увеличения угла атаки, коэффициент подъемной силы растет почти пропорционально. При этом подпор на нижней образующей профиля растет не сильно, а разряжение на верхней образующей растет в разы. Если внимательно посмотреть на распределение давления по верху профиля, можно заметить большой перепад давления с задней половины профиля на переднюю, то есть перепад направлен навстречу потоку обтекания. Пока он не слишком велик, скоростной напор обтекающего воздуха справляется с ним. Но, начиная с некоторого угла атаки, этот перепад становится причиной возникновения обратного тока воздуха вдоль второй половины верхней образующей профиля:

В точке В происходит отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. За точкой отрыва возникает вихревое обтекание с линиями обратного тока. Происходит срыв потока. При дальнейшем небольшом увеличении угла атаки Су вначале слегка возрастает. Но точка отрыва быстро перемещается вперед по верхней образующей, после чего Су начинает падать. Угол атаки, на котором достигается перегиб кривой Су, называется критическим углом атаки.

Видео срыва: http://www.youtube.com/watch?v=skH3MSKMSqQ&feature=player_embedded#!

Разница скоростей, с которой движутся частицы воздуха вокруг крыла, вызывает своеобразное явление «подсасыва­ния», величину которого можно выразить в килограммах, как подъемную силу. То не пустота (вакуум), а разность атмосферного давления, создающаяся над и под крылом. На современных самолетах эта разница едва ли превосходит 1%. Даже при этой малой разнице каждый квадратный метр крыльев может нор­мально поднять тяжесть в 200 кг и более.

G/ F(DA 40) = 1150/13,54 = 84 кг/м²

Если бы разность давления между нижней и верхней поверхностями крыла равнялась 50% атмосферного давления, тогда каждый квадратный метр поверхности крыла мог бы поднять тяжесть в 5т на уровне моря.