Крыло самолёта

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от , проверенной 28 марта 2021; проверки требуют .

Крыло в авиационной технике — несущая поверхность, имеющая в сечении по направлению потока профилированную форму и предназначенная для создания аэродинамической подъёмной силы. Крыло самолёта может иметь различную форму в плане, а по размаху — различную форму сечений в плоскостях, параллельных плоскости симметрии самолёта, а также различные углы крутки сечений в указанных плоскостях[1].

Геометрические характеристики — перечень параметров, понятий и терминов используемых для проектирования крыла и определения наименований его элементов[2]:

Размах крыла (L) — расстояние между двумя плоскостями, параллельными базовой плоскости самолёта и касающимися концов крыла. [ГХС 1990(с.55)]
Хорда несущей поверхности крыла — отрезок прямой, взятый в одном из сечений крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости самолёта, и ограниченный передней и задней точками профиля.
Местная хорда крыла (b(z)) — отрезок прямой на профиле крыла, соединяющий переднюю и заднюю точки контура профиля в заданном сечении по размаху крыла.
Длина местной хорды крыла (b(z)) — длина отрезка линии, проходящей через заднюю и переднюю точки аэродинамического профиля в местном сечении по размаху крыла.
Базовая плоскость крыла — плоскость, содержащая центральную хорду крыла и перпендикулярная базовой плоскости самолёта. [ГХС 1990(с.43)]
Площадь крыла (S) — площадь проекции крыла на базовую плоскость крыла, включая подфюзеляжную часть крыла и наплывы крыла. [ГХС 1990(с.55)]
Контрольное сечение крыла — условное сечение крыла плоскостью, параллельной базовой плоскости крыла (z = const). [ГХС 1990(16)]
Кривизна крыла — переменное отклонение средней линии аэродинамических профилей от их хорд; характеризуется относительной вогнутостью профиля (отношением максимального отклонения средней линии от хорды к длине хорды). [ГХС 1990(16)]
Срединная поверхность крыла — образуемая совокупностью всех средних линий профилей крыла по размаху; обычно задаётся некоторыми законами изменения вогнутости профиля и крутки крыла по размаху; при постоянной величине крутки крыла и нулевой кривизне профилей из которых составлено крыло, срединная поверхность представляет собой плоскость. [ГХС 1990(16)]
Удлинение крыла (λ) — относительный геометрический параметр, определяемый как отношение: λ = L²/S;

Крыло можно разделить на три части: левую и правую полуплоскости или консоли и центроплан. У легких самолётов, например Cessna-152, Як-12 и даже более крупного L-410 крыло имеет цельную конструкцию без разделения на части. Фюзеляж может быть сделан несущим (например, на самолётах Су-27, F-35, Су-57). Полуплоскости в свою очередь могут включать наплыв крыла и законцовку. Часто встречается выражение «крылья», но оно ошибочно по отношению к моноплану, так как крыло одно и состоит из двух полуплоскостей. В редких случаях и моноплан может иметь 2 крыла, например, Ту-144 имел дополнительное убирающееся переднее крыло.

Дым показывает движение воздуха, обусловленное взаимодействием крыла с воздухом.

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт изменения направления потока воздуха [3][4].

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы[5].

В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли[6]: на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Модель также неверна из-за неправильной односторонней связи скорости потока и разряжения[3][7][8]. В реальности имеем взаимосвязь угла атаки, разряжения и скорости потока.

Для более точных вычислений Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах. Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда).

На самом деле, обтекание крыла является очень сложным трёхмерным нелинейным, и зачастую нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока (числа Маха) и от целого ряда других факторов. Для расчёта подъёмной силы используются уравнения Навье — Стокса[3] (т.е. в расчёте учитываются вязкость, сохранение массы и импульса).

Положение крыла относительно фюзеляжа определяется его расположением по длине и высоте фюзеляжа, а также углом установки относительно его продольной оси. Расположение крыла по высоте фюзеляжа может быть различным: высоким, средним и низким. В соответствии с этим самолет называют высокопланом, среднепланом и низкопланом. Вариант расположения зависит от формы фюзеляжа, назначения самолета, типа и расположения двигателей и др. Угол установки крыла выбирают так, чтобы он был равен углу атаки на наиболее характерном режиме полета. При этом фюзеляж расположен по потоку и имеет наименьшее сопротивление.

Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).

Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Ещё одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.

Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха.

Прямое крыло очень чувствительно к турбулентности атмосферы в связи с чем на тихоходных самолётах (особенно, бипланах) и планёрах с прямым крылом хорошо ощущается эффект «воздушных ям».

Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.

Для избавления от отрицательных моментов используется крутка крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.

Вариация стреловидного крыла. Действия крыла оживальной формы можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая плёнка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, увеличивая тем самым коэффициент подъёмной силы. Манёвренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.

Примеры применения: серийный гражданский HFB-320 Hansa Jet, экспериментальный истребитель Су-47 «Беркут».

Треугольное (дельтавидное англ. delta-wing — получило наименование по начертанию греческой буквы дельта) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется при скоростях свыше M = 2.

Примеры применения: МиГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малой относительной толщины); Gloster Javelin, Avro Vulcan (большой относительной толщины), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, сверхзвуковые пассажирские Lockheed L-2000, Boeing-2707-300[10]

Преимущества: имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла.[13]

Автором арочного типа крыла является американский конструктор Уиллард Кастер, который в 1930-х — 1950-х годах разработал и построил несколько экспериментальных самолётов, на которых применил изобретённую им аэродинамическую схему. Её основной особенностью, по замыслу Кастера, была способность полукруглого крыла создавать, благодаря своей форме, дополнительную статическую подъёмную силу. Однако доказать воплощение концепции до жизнеспособных характеристик Кастеру не удалось, и арочное крыло не получило распространения в авиастроении.

Кастер утверждал, что аппарат с таким крылом способен взлетать и подниматься почти вертикально, или зависать, сохраняя скорость железнодорожного транспортного средства.

Крыло также характеризуется относительной толщиной (соотношение толщины к ширине), у корня и на концах, выраженной в процентах.

Толстое крыло позволяет отодвинуть момент срыва в штопор (сваливание), и лётчик может маневрировать с бо́льшими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансов.[14]

Примеры: ТБ-4 (АНТ-16), АНТ-20, К-7, Boeing Model 299, Boeing XB-15  (англ.)

Суперкритический профиль (С. П.), дозвуковой профиль крыла, позволяющий при фиксированном значении коэффициентов подъёмной силы и толщины профиля существенно повысить критическое число Маха. Чтобы увеличить скорость, нужно уменьшать сопротивление профиля крыла путём уменьшения его толщины («сплющить» профиль), но при этом надо сохранить его весовые и прочностные характеристики. Решение нашёл американский инженер Ричард Уиткомб. Он предложил сделать сужающуюся подрезку на нижней поверхности задней части крыла (небольшой плавный отгиб «хвостика» крыла вниз). Расширяющийся в подрезке поток компенсировал смещение аэродинамического фокуса. Использование уплощённых профилей с изогнутой задней частью позволяет равномерно распределить давление вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15 %. Такие профили стали называть сверхкритическими (суперкритическими). Достаточно быстро они эволюционировали в сверхкритические профили 2-го поколения — передняя часть приближалась к симметричной, а подрезка усиливалась. Однако дальнейшее развитие в этом направлении остановилось — ещё более сильная подрезка делала заднюю кромку слишком тонкой с точки зрения прочности. Другим недостатком сверхкритического крыла 2-го поколения был момент на пикирование, который приходилось парировать нагрузкой на горизонтальное оперение. Раз нельзя подрезать сзади — нужно подрезать спереди: решение было столь же гениально, сколько и просто ― применили подрезку в передней нижней части крыла и уменьшили её в задней. краткая история эволюции аэродинамических профилей в картинках. Сверхкритические профили применяются в пассажирской авиации, обеспечивая наилучшее соотношение экономичности, веса конструкции и скорости полёта.

К конструкции со складывающимся крылом прибегают в том случае, когда хотят уменьшить габариты при стоянке воздушного судна. Наиболее часто такое применение встречается в палубной авиации (Су-33, Як-38, F-18, Bell V-22 Osprey), но и рассматривается иногда для пассажирских ВС (КР-860, Boeing 777X).

По конструктивно-силовой схеме крылья делятся на ферменные, лонжеронные, кессонные.

Конструкция такого крыла включает пространственную ферму, воспринимающую силовые факторы, нервюры и обшивку, передающую аэродинамическую нагрузку на нервюры. Не следует путать ферменную конструктивно-силовую схему крыла с лонжеронной конструкцией, включающей лонжероны и (или) нервюры ферменной конструкции. В настоящее время крылья ферменной конструкции практически не применяются на самолётах, но широко распространены на дельтапланах.

Фрагмент крыла поршневого истребителя Ла-5, вертикально на фото идут нервюры

Лонжеронное крыло включает один или несколько продольных силовых элементов — лонжеронов, которые воспринимают изгибающий момент.[15] Помимо лонжеронов, в таком крыле могут присутствовать продольные стенки. Они отличаются от лонжеронов тем, что панели обшивки с стрингерным набором крепятся к лонжеронам. Лонжероны передают нагрузку на шпангоуты фюзеляжа самолёта с помощью моментных узлов.[16]

В кессонном крыле основную нагрузку воспринимают как лонжероны, так и обшивка. В пределе лонжероны вырождаются до стенок, а изгибающий момент полностью воспринимается панелями обшивки. В таком случае конструкцию называют моноблочной. Силовые панели включают обшивку и подкрепляющий набор в виде стрингеров или гофра. Подкрепляющий набор служит для обеспечения отсутствия потери устойчивости обшивки от сжатия и работает на растяжение-сжатие вместе с обшивкой. Кессонная конструкция крыла требует наличия центроплана, к которому крепятся консоли крыла. Консоли крыла стыкуются с центропланом при помощи контурного стыка, обеспечивающего передачу силовых факторов по всей ширине панели.

Первые теоретические исследования и важные результаты для крыла бесконечного размаха проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными Н. Жуковским, С. Чаплыгиным, немецким М. Куттой, английским Ф. Ланчестером. Теоретические работы для реального крыла начаты немцем Л. Прандтлем.