Суперкритичний профіль крила
Суперкритичний профіль крила дозволяє підвищити ефективність літака в трансзвуковой області чисел М.
Через те, що повітряний потік не отримує того ж розгону над більш плоскою верхньою поверхнею, в порівнянні зі звичайним профілем, стрибок ущільнення утворюється на більш високому числі М. Утворився стрибок виходить більш слабким і маленьким. Це призводить до ослаблення градієнта підвищення тиску на задній частині профілю і підвищує несучі властивості крила.
Переваги суперкритичного профілю:
- завдяки ослабленню стрибків ущільнення можна використовувати менший кут стріловидності крила для літака з заданим крейсерським числом М. Таким чином послабити проблеми, пов'язані зі стреловидностью;
- велика відносна товщина профілю дозволяє збільшити міцність і жорсткість крила при незмінному вазі конструкції. Також це дозволяє створювати крила більшого подовження, що зменшує індуктивний опір крила;
- збільшується внутрішній обсяг крила для розміщення палива і ін.
Використання суперкритичного профілю крила дозволяє:
- збільшити корисну завантаження. Якщо не змінювати крейсерське число М, витрата палива зменшиться, що дозволить взяти більше корисного навантаження, практично не збільшивши лобове опір літака в порівнянні з літаком з традиційним профілем крила.
- збільшити крейсерське число М. При збереженні тієї ж корисного навантаження, крейсерське число М може бути збільшено, практично без збільшення лобового опору.
Недоліки суперкритичного профілю
- S - образна кривизна профілю хороша для великих чисел М, але далека від ідеалу для польоту на малих швидкостях. СУ МАХ зменшується, вимагаючи добре розвиненою механізації крила для забезпечення прийнятних злітно-посадочних характеристик;
- задня кромка профілю має позитивну кривизну і створює більше підйомної сили, що призводить до виникнення великої пікіруючого моменту крила. Для його компенсації потрібна більша балансувальне відхилення горизонтального оперення, що створює додаткове лобове опір.
- швидкісна тряска, викликана зривом за стрибком ущільнення, може викликати сильну вібрацію.
Повітря нагрівається при стискуванні і в результаті тертя. Повітря стискається в зонах гальмування перед літаком і на скачках ущільнення і відчуває тертя в прикордонному шарі.
При русі через повітря поверхню літака нагрівається. Це відбувається на всіх швидкостях, але нагрів стає істотним тільки на великих числах М.
На малюнку показано, як змінюється температура поверхні літака при зміні числа М польоту. На М = 1,0 приріст температури становить близько 40 ° С. При зростанні числа М більше 2,0 температура підвищується настільки, що в конструкції з традиційних алюмінієвих сплавів почнуться незворотні зміни. Тому для літаків з М ≥ 2,0 використовуються титанові сплави або нержавіюча сталь.
Якщо справжня швидкість літака більше місцевої швидкості звуку, то джерело звукових хвиль тиску рухається швидше, ніж вироблені їм обурення.
Розглянемо об'єкт, що рухається зі швидкістю V в напрямку від А до D (див. Малюнок нижче). Коли тіло знаходилося в точці А, воно стало джерелом обурення. Хвиля тиску поширюється сферически з місцевою швидкістю звуку, але тіло обігнало хвилю і по дорозі також було джерелом звукових хвиль тиску. Поширення хвиль з точок А, В і С намальовано відповідними колами. Тіло знаходиться в точці D. Проведемо дотичну до цих колах DЕ. Дана дотична є кордон поширення звукових хвиль в момент знаходження тіла в точці D.
Відрізок АЕ являє місцеву швидкість звуку (а), А D - справжню швидкість (V).
М = V / а (на малюнку М = 2,6).
Кут АDЕ називається кутом Маха, позначається μ.
sin μ = a / V = 1 / M.
Чим більше число М, тим кут Маха гостріший. При М 1,0 μ = 90 °.
У тривимірному просторі звукові хвилі поширюються сферично. Якщо їх джерело рухається з надзвуковою швидкістю, то вони, накладаючись, утворюють конус збурень.
Кут полураствора конуса дорівнює μ.
На малюнку зображений конус збурень від об'єкта, що рухається з числом М 5,0.
При русі з надзвуковою швидкістю конус Маха є межа поширення звукових збурень від літака. Все, що знаходиться зовні конуса, знаходиться поза впливом збурень. Простір усередині конуса називається зоною впливу літака.
У реального літака конус Маха починається косим стрибком ущільнення, кут якого трохи більше кута Маха. Це пов'язано з тим, що первісна швидкість поширення стрибка ущільнення більше, ніж місцева швидкість звуку.
Головний скачок ущільнення
Розглянемо надзвуковий потік, що наближається до передній крайці крила. Щоб обійти навколо кромки повітрю треба розвернутися на великий кут. На надзвукової швидкості це неможливо на такій маленькій дистанції. Швидкість потоку різко загальмується до дозвуковій швидкості і перед переднім краєм утворюється прямий стрибок ущільнення.
Позаду стрибка повітря загальмований і в змозі обійти навколо передньої кромки. Незабаром після цього потік знову розганяється до надзвукової швидкості.
Стрибок ущільнення перед літаком називається головним стрибком ущільнення. Він прямий в безпосередній близькості з передньою кромкою, далі від неї він переходить в косою стрибок.
Як видно з малюнка на задній кромці крила теж утворюється стрибок ущільнення, але так як число М потоку за крилом більше одиниці, то цей скачок косою.
У попередньому тексті було показано, як надзвуковий потік може обійти перешкоду з гальмуванням до дозвуковій швидкості і освітою стрибка ущільнення. При цьому потік втрачає енергію.
Розглянемо, як надзвуковий потік огинає опуклий кут.
Спочатку розглянемо дозвуковое обтікання.
При обтіканні опуклого кута швидкість дозвукового потоку різко зменшується, а тиск збільшується. Несприятливий градієнт тиску призводить до відриву прикордонного шару.
Надзвуковий потік може без відриву обійти опуклий кут за рахунок розширення. При цьому швидкість потоку збільшується, а тиск, щільність і температура знижуються. Поведінка надзвукового потоку, при перетині хвилі розрідження, повністю протилежно проходженню стрибка ущільнення.
На наступному малюнку показана серія хвиль розрідження при обтіканні профілю надзвуковим потоком.
Після проходу через головний скачок ущільнення, стиснений надзвуковий потік вільний для розширення і слід уздовж контуру поверхні. Оскільки в потоці не виникає різких змін параметрів, хвилі розширення не схожі на скачки ущільнення.
При проходженні через хвилі розширення в потоці відбуваються такі зміни:
- швидкість і число М збільшуються;
- напрямок потоку змінюється для проходження поверхні;
- статичний тиск падає;
- оскільки зміни не стрибкоподібні, то енергія потоку не зменшується.
Інтенсивність стрибків ущільнення зменшується в міру віддалення від літака, що летів, але енергії звукових хвиль тиску може виявитися досить, щоб створити гучний хлопок для спостерігача на землі. Такі звукові удари - невід'ємний атрибут надзвукових польотів. Звукова хвиля рухається уздовж земної поверхні з шляховий швидкістю пролітає літака.
Методи поліпшення керованості в трансзвуковом діапазоні
Як вже було показано, ефективність традиційних рульових поверхонь зменшується в трансзвуковом діапазоні числі М. Деякого поліпшення можна добитися, використовуючи генератори вихорів.
Проте, докорінного поліпшення керованості можна домогтися використовуючи:
Ці керуючі поверхні розглядалися в розділі 11.
Свербіння рульових поверхонь можна уникнути шляхом установки вузьких смужок уздовж задньої кромки, використанням демпферов проводки управління або збільшення жорсткості контуру управління (зусилля від поверхні замикаються на силовий привід).
Через зростання і великого зміни шарнірних моментів на рульових поверхнях в трансзвуковом діапазоні, система управління забезпечується керманичами приводами і механізмами штучного створення зусиль на органах управління.
Наступна таблиця описує основні властивості хвильових форм надзвукового потоку.
Стрілоподібне крило - підсумки
Кут стреловидности - це кут між лінією, побудованої по 25% довжин хорд крила, і перпендикуляром до кореневої нервюрі крила.
Мета створення стрілоподібності - збільшити М КРИТ. Всі інші властивості стреловидного крила - побічні і найчастіше негативні. Але позитивний ефект збільшення М КРИТ переважує всі недоліки.
Побічні властивості стреловидного крила
Посилюється тенденція до зриву потоку на великих кутах атаки спочатку в районі законцовок крила. Для боротьби з цим використовуються аеродинамічні гребені на верхній і нижній поверхні крила і запили по передній кромці (зменшується перетікання потоку від кореня крила до закінцівки).
Кінцевий зрив потоку може викликати сривной підхоплення по куту атаки - головний недолік стреловидного крила.
У свою чергу сривной підхоплення може привести до глибокого звалювання (superstall).
Літаки, які демонструють тенденцію до підхопив на великих кутах атаки, повинні бути обладнані пристроєм, активно запобігає вихід на режим звалювання (штовхач штурвала).
При пілотуванні літака на кутах атаки близьких до звалювання, управління по крену слід виконувати відхиленнями елеронів з координованими відхиленнями керма напряму. Управління одним кермом напрямку може давати надмірні крениться момент. (При призначенні швидкості VSR демонструється адекватне поперечне управління при використанні елеронів).
У порівнянні з прямим крилом, та ж сама секція крила стреловидного крила аеродинамічний менш ефективна.
На тому ж самому куті атаки СУ буде менше.
СУ МАКС буде менше і буде досягатися на більшому куті атаки.
Градієнт нахилу кривої CY = f (α) буде менше.
Стрілоподібне крило вимагає установки комплексної механізації крила, предкрилков і закрилків, щоб домогтися прийнятних злітно-посадочних характеристик.
(Менш ефективний вид предкрилков встановлюють в кореневій частині стреловидного крила для забезпечення початкового зриву в корені крила)
Кіль і стабілізатор на літаках із стрілоподібним крилом також роблять стрілоподібними, щоб не допустити розвитку зриву на оперенні раніше, ніж на крилі. (При збільшенні кута стреловидности росте максимально-допустимий кут атаки).
У порівнянні з прямим крилом, стреловидное крило досягає необхідного коефіцієнта підйомної сили на більшому куті атаки, що особливо помітно при польотах на малих швидкостях.
Більш пологий нахил залежності CY = f (α) грає позитивну роль при польотах в умовах турбулентності - літак стає менш чутливим до короткочасних змін кута атаки; менша зміна перевантаження виникає при попаданні в один і той же вертикальний порив.
Стрілоподібне крило незначно збільшує шляхову стійкість.
Стрілоподібне крило значно (як правило, надмірно) збільшує поперечну стійкість.
При польоті на числі М> МКРІТ. стреловидное крило створює пікіруючий момент (явище затягування в пікірування), для протидії яким на літаку встановлюється система Mach trim.
Вісь обертання елеронів на стріловидну крила не перпендикулярна набігаючого потоку, що зменшує ефективність керування літаком.