Некоторые соображения относительно вихревой подьемной силы

Теория генерирующего подьемную силу вихря не новая. "Несущий вихрь" наблюдался во время испытаний срывных характеристик бесхвостого планера Каспера, показанного на Рис.1



Размах крыла планера 14,93 м, площадь крыла 15,2 кв. м, хорда крыла 0,976 м, длина планера 3,8 м, масса пустого 205 кг, полетная масса 297 кг, нагрузка на крыло 19Б3 кг/кв. м.

Для визуализации потока на срывных режимах использовались нити, распределенные по площади крыла, покрывающей 70% хорды и 70% размаха. При скорости полета 64,4 км/ч нити на крыле искривлялись вверх по потоку и скорость вихревых стоков увеличивалась до 11 км/ч. При этом ручка управления была в переднем положении, но когда ручка мягко берется на себя, наблюдается уменьшение скорости вихревого стока. По вариометру (индикатору вертикальной скорости) пилот определил что скорость вихревых стоков равна 3,66 км/ч при скорости полета 48,2 км/ч. Нити искревлены вперед, указывая сильное течение против направления полета. Это испытание проводилось несколько раз и эффект сохранялся.

Для получения большей информации четыре ряда нитей были приклеены от центра крыла к его концам, а также установлены три вариометра и индикатор угла атаки. При скорости полета 64,4 км/ч ряд нитей в хвостовой части крыла начинает искривляться вверх по потоку, указывая на начало отрыва. Скорость вихревых стоков увеличивается до 11 км/ч как и ранее.

Когда ручка управления мягко берется на себя, нити второго и третьего рядов от хвостовой части профиля начинают разворачиваться против направления течения. Нити переднего ряда, расположенные на 25% хорды, направлены вдоль потока по касательной к закругленной передней кромке. Скорость полета уменьшается до 32,2 км/ч. Индикатор угла атаки показывает 35 градусов и, что удивительно, скорость на вариометре падает до 1,83 км/ч, при нормальном полете скорость вихревого стока в два раза выше.

Показания всех трех приборов совпадают. При повторении маневра наблюдается та же картина. Время и уменьшение высоты при выполнении маневра соответствуют низкой скорости вихревого стока. Нет сомнения в том, что неизвестный механизм удерживает планер в устойчивом положении, не смотря на то, что интенсивность вихревого стока и скорость срывного течения уменьшаются в два раза.

Появление добавочной подьемной силы при больших углах атаки и малых скоростях обьяснили формированием большого вихря после срыва, как показано на Рис.2.



Реализуя этот механизм, по видимому можно улучшить аэродинамические характеристики самолетов на малых скоростях полета. Средний диапазон скоростей хорошо изучен за последние годы, течения при больших скоростях интенсивно изучаются в данное время, но исследования в области малых скоростей отсутствуют. Имея схему формирования вихря в полете, необходимо изучить свойства вихря, чтобы с успехом использовать это на практике. Множество книг и отчетов по различным аспектам вихревых течений отражают, главным образом, некоторые частные ситуации. Необходимо представить теоретический фон для данной работы по исследованию вихревого течения и его приложения к самолетам, чтобы улучшать и регулировать характеристики самолета при помощи вихря.

На РИс.3 вихрь представлен в виде спирали с начальной скоростью на входе V_t, направленной по касательной к плоскостям угла, на выходе скорость V_a направлена вдоль оси.



Следует заметить, что вихрь может начинаться с другого конца, но осевая или тангенциальная силы должны быть при этом существенными, чтобы вызвать движение всей цепи эффектов, оканчивающейся после соответствующего периода времени формированием полностью развитого вихря, который удовлетворяет следующим требованиям:

1. скорость входа должна быть равна скорости выхода
2. тангенциальная компонента скорости (V_t) пропорциональна отношению внешнего радиуса к внутреннему (r₀/r_j) в кольцеобразной части вихря и удовлетворяет закону сохранения количества движения при угловом перемещении.

3. диаметр ядра определяется из равенства радиальной компоненты количества движения, связанной с падением давления, количеству движения центробежных сил, связанных с тангенциальной компонентой скорости входа.
4. вихрь может начинаться с тангенциального течения, а оканчиваться осевым и наоборот.
5. увеличение или уменьшение скорости течения на любом конце вихря вызывает увеличение или уменьшение внутренней тангенциальной компоненты скорости.
6. разрыв течения в любой точке вызывает вихрь, затухающий вниз по потоку от возмущения.

Давление в вихре уменьшается от величины на внешнем радиусе до значения, соответствующего увеличивающейся компоненте тангенциальной скорости. Аналогичная картина наблюдается при адиабатическом расширении, когда тепло передается от внутренней поверхности к внешней. Поток охлаждается, когда достигает ядра, а тепло, остающееся в вихре, передается обьему воздуха. Таким образом, длина вихревого шнура увеличивается неограниченно при ограничении роста тангенциальной скорости. Этот механизм производит передачу энергии при урагане или пылевой буре. Используя этот принцип, можно охлаждать газы, тангенциально вдувая их вблизи закрытого конца трубы. Внутри трубы формируется замкнутая вихревая система. У дальнего конца трубы нагретый газ выпускают из отверстия у внешней поверхности трубы, а охлажденный газ выпускают из отверстия, расположенного в центре (Рис.3). На самолетах с треугольным крылом при больших углах атаки вихрь формируется вдоль передней кромки крыла, вызывая течение вдоль размаха, скорость которого больше скорости полета самолета. Суммарная подьемная сила в этом случае почти на 100% выше, чем на крыльях без вихря при максимальном угле атаки и, кроме того, не наблюдается срыва, когда угол атаки растет.

На прямом или стреловидном крыле самолета при высоких углах атаки (30-35) у вершины профиля на верхней поверхности наблюдается резкий отрыв (Рис.4)



Профиль теперь действует как препятствие в свободном воздушном потоке, формируя вихрь вдоль верхней поверхности, который увеличивает подьемную силу при срывных режимах потенциального течения. Так как направление переднего течения в вихре у поверхности крыла совпадает с направлением полета, сила сопротивления меняет знак и теперь помогает переднему течению. Устойчивость крыла увеличивается так как центр давления смещается относительно центра тяжести к хвостовой части профиля. Наиболее важным условием генерирования вихря является отрыв потока у вершины передней кромки. Большой угол атаки благоприятен отрыву, но имеются и другие средства, приводящие к успеху. Направляющий предкрылок может использоваться у передней кромки, чтобы искривлять течение у передней кромки и формировать вихрь. Однако размер этого вихря будет изменяться под действием порывов ветра и переменность скорости воздуха воздействует на обтекание крыла. Для стабилизации течения можно использовать различные конфигурации закрылка вдоль задней кромки, который ограничивает размер вихря и устойчивость по отношению к внешним возмущениям. Течение будет устойчивым по отношению к слегка меньшему вихрю, циркулирующему вдоль врехней поверхности крыла с минимальным изменением интенсивности. Размер вихря и генерируемая им подьемная сила ограничены, таким образом, несколько меньшим значением по отношению к максимально возможному, но вихрь будет иметь постоянный размер и очень устойчив.

Дальнейшее увеличение подьемной силы может быть получено за счет перетекания воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю у кормовой части при помощи щелей. Струя высокого давления, которая вытекает из щели в переднем направлении, движентся вдоль верхней поверхности, увеличивая массу и скорость воздуха, циркулирующего в вихре между верхней поверхностью крыла и внешним потенциальным течением. Эта саморегулирующаяся система будет автоматически увеличивать завихренность согласно изменению давления и течения вдоль нижней поверхности. Скорость потока на нижней поверхности крыла при этом должна уменьшаться, а давление, и, следовательно, подьемная сила увеличиваются.

Используя измерения, сделанные на планере, можно спроектировать новое летающее крыло для малых скоростей, при наличии вихря возможно в десять раз увеличить подьемную силу по сравнению с "чистым" крылом как иллюстрируется на Рис.5



Птицы, существование которых зависит от управления полетом, хорошо осведомлены о величине вихревой подьемной силы и используют ее, чтобы достигать высокого качества и малых скоростей в момент приземления. Птицы принимают специальную форму крыла для приземления, которая очень сильно отличается от самолетов (Рис.6)



Вместо увеличения кривизны профиля при помощи закрылков, как это делается на самолетах, птицы изменяют профиль задней кромки (он становится S-образным) и кривизну концевой части крыла. В дополнение к этому конец крыла перестает быть твердым профилем и оказывается подобным жалюзи из отделяющихся друг от друга перьев, разворачивающее течение вверх. В противоположность этому закрылки на самолетах разворачивают течение вниз. Согласно теории потенциального течения птицы не производят более высокой подьемной силы, но разрушают циркуляционное обтекание, вдувая воздух сквозь щелипротив внешнего потока. Казалось бы, механизм поперечного течения у вершины крыла птиц является вредным, но результаты противоречат этому выводу. Крыло птицы при такой "вредной" конфигурации производит подьемную силу нужной величины при скорости движения вперед, равной нулю. Птицы, таким образом, используют другое аэродинамическое явление. Проанализировав форму концов крыла птиц, установили, что течение у вершины крыла направлено против внешнего потока. Обратное течение организуется за счет выдува с задней кромки вперед и на некотором расстоянии от крыла сливается с внешним потоком. Это явление наблюдалось различными аэродинамиками, но не было понято. В картинках приземления птиц видно нарушение обтекания сзади крыла, связанное с обратным течением. Однако это имеет место при очень высоких углах атаки, превышающих так называемые критические. К сожалению, обычные самолеты не могут достичь углов атаки больших, чем критические (примерно 20 градусов). Поэтому формирование вихря вдоль крыла самолета невозможно, но птица, управляя моментом тангажа соответствующим изменением подьемной силы, не ограничена углом срыва и может генерировать вихрь при приземлении. Картина приземления выглядит следующим образом. Птица определяет место приземления (первая фаза), пикирует к нему (вторая фаза), разворачивается под углом 70 градусов тангажа (третья фаза), парит некоторое время и мягко опускается в выбранном месте (четвертая фаза). ПЕрвая и вторая фазы не являются новыми, любой самолет делает это. Третью и четвертую фазы реализовать на самолетах невозможно.

При выполнении третьей фазы скорость передвижения птицы вперед почти равна нулю. Это так называемое условие потери скорости при сильном срыве стока, когда самолеты становятся неуправляемыми в плоскости тангажа, крена или рысканья. Птица, передвигая крылья вперед, может преодолеть пикирующий момент за счет размаха крыла и наклоненного вниз хвоста. Перья крыла распускатся и изгибаются вверх, чтобы генерировать вихрь и улучшать продольную устойчивость. Если добавочная энергия не сообщается, вихрь будет постепенно затухать, подьемная сила, вызываемая вихрем, медленно уменьшается и птица мягко опускается в намеченном месте.

Теперь, когда известен механизм приземления птиц, возникает вопрос, каким образом этот механизм можно воспроизвести на самолетах. Нельзя пока использовать перья у конца крыла, чтобы генерировать вихрь, либо изгибать концы крыла вверх, чтобы увеличивать поперечную устойчивость при низких скоростях. Управляемые поверхности у концов стреловидных крыльев самолета позволяют смещать центр давления вперед и обеспечивают устойчивый полет практически при любом угле атаки, если избавиться от хвостового оперения. Возможные сейчас средства генерирования вихря у вершины крыла самолета на уровне плоского течения показаны на Рис.7



Первый шаг заключается в разрушении потенциального течения при высоких углах атаки. Это можно осуществить, изменяя профиль крыла за счет предкрылка, отклоненного вверх. На следующем этапе следует создать большую разность давлений между нижней и верхней поверхностями крыла, чтобы поддерживать вихрь у задней кромки. Это сделано посредством разрезного закрылка с щелью по оси шарнира. Эта щель подпитывает вихрь даже при нулевой скорости движения вперед за счет струи высокого давления, движущейся вперед вдоль верхней поверхности.

В природе не наблюдались птицы с поперечным хвостом. Некоторые не имеют хвостов, подобно утке или гусю, другие имеют хвосты переменных размеров, которые сгибаются во время планирования. Оказывается возможным устойчивое планирование самолета без хвоста. В этом случае вес самолета уменьшается, фюзеляж будет слегка нагружен, а сопротивление уменьшается. Бесхвостый планер оказывается более эффективным. Было предложено несколько проектов летающих крыльев и в 1958 году построен планер Каспера.

Летающие крылья устойчивы, но в то же время очень маневрены и используют непосредственно подьемную силу вихря. Полет такого аппарата и возникновение дополнительной подьемной силы за счет вихря происходит естественно, устойчивостьхорошая для этих двух фаз течения.До некоторой степени мысли, принципы и механизмы, которые положены в основу при постройке этих летающих крыльев основаны на большом успехе обычных компоновок и являются шагом в направлении создания самолета, пригодного для больших, средних и малых скоростей полета и способного приземлиться при очень низких скоростях с большей безопасностью по сравнению с обычными самолетами.

При проектировании принималось во внимание четыре фактора - устойчивость, управляемость, подьемная сила и скорость. Первые два требования противоречивы.

Часто думают, что маятник - пример устойчивости, но эта система возвращает возмущенное тело в первоначальное состояние под действием внешних сил. ОТклоненный маятник пересекает нулевое положение с большой скоростью и движется в противоположном направлении, затем после мгновенной остановки, цикл повторяется. В случае маятника существенны только вертикальные силы (вес и реакция подвески), все другие силы равны нулю. При этом нарушается требование, что проекция сил на координатной плоскости должны равняться нулю. Однако, если на движение маятника наложить две связи, то круговое движение мгновенно становится частью устойчивой системы. Как только положение такого маятника изменится, он будет стремиться вернуться в состояние, когда силы реакции каждой связи будут сбалансированы.

Не следует делать такой же ошибки, используя колебательные системы для построения искуственного затухания, гашения путевых колебаний и увеличения устойчивости систем. Скорее мы должны искать устойчивость, скажем, для встречи с конусом системы заправки топливом в полете при движении вдоль постоянной траектории и должны модифицировать характеристику устойчивости посредством системы контроля, чтобы отклонить машину в другую, равноустойчивую модель движения.

Устойчивость летающего крыла Каспера основана на V-образной схеме, когда силы, действующие на любой стороне, сбалансированы системой контроля, постоянно сохраняющей устойчивость крыла.

Устойчивость по тангажу

Основной источник неустойчивости по тангажу связан с моментом m_z, который на обычных профилях крыла самолета имеет положительное значение. ИМеется тип профилей, с так называемой внутренней устойчивостью по тангажу, когда значения m_z отрицательны. Это S-образный (с круткой) профиль, используемый на лопастях вертолета, в этом случае нельзя полагаться на горизонтальное оперение для обеспечения динамической устойчивости. Почему такой профиль не используется на фиксированном крыле самолета является загадкой. S-образный профиль приемлем для низких и высоких скоростей, переход от ламинарного режима течения в пограничном слое к турбулентному в этом случае затягивается, аэродинамическое качество K и устойчивость увеличиваются. Птицы используют исключительно этот тип профиля.

Самолеты типа летающее крыло, использующие S-образный профиль устойчивы по тангажу без горизонтального оперения. Стабилизирующий момент такого крыла создает общую подьемную силу во много раз большую, чем сила, действующая на оперении. Кроме того, с увеличением подьемной силы уменьшается сопротивление. У обычного же самолета нагрузка на стабилизатор, направленная вниз, уменьшает полезную нагрузку и принуждает использовать для крыла более толстые профили, которые имеют большее сопротивление. Следует заметить, что сопротивление горизонтального оперения достаточно велико.

Нагрузка на стабилизатор и руль высоты генерируется только при постоянной скорости самолета, при уменьшении скорости устойчивость и управляемость уменьшаются, и при малой высоте полета возможна авария.

Для устойчивости по тангажу птицы используют S-образный профиль с фиксированным центром давления, положительной стреловидностью и отрицательной круткой крыла. Стабилизирующим фактором является подьемная сила. Величина подьемной силы не зависит от скорости полета. Даже при углах атаки 90 градусов (вертикальный спуск) генерируется подьемная сила для стабилизации и управления.Если при порыве ветра носик профиля поднимается вверх, большая подьемная сила генерируется у конца. При отрицательной крутке крыла с положительной стреловидностью центр давления смещается к хвостовой части и носик профиля возвращается в начальное положение. В случае противоположного направления порыва ветра стабилизирующий момент имеет другой знак. Схема управления птицы по тангажу показана на Рис.8



Все силы и моменты, действующие на птицу, находятся в равновесии при определенном угле атаки. При изменении положения сил относительно друг друга устанавливается новый угол атаки, при котором снова возникает равновесие. Центр давления лежит выше центра тяжести вдоль вертикальной линии. Чтобы изменить положение висящей картины (Рис.8) можно предложить три способа:

1. нажать пальцем на конец рамки
2. подвесить какой нибудь предмет на конце
3. изменить положение подвески

Конструкторы самолетов используют способ 1, применяя хвостовое оперение для приложения силы, парашютисты используют способ 2, изменяя вес, птицы используют третий способ. Они передвигают крылья вперед, сдвигая центр давления вперед по отношению к центру тяжести, принимают больший угол атаки, при котором центры давления и тяжести снова лежат на одной линии. Медленно летящая птица держит крылья впереди, а при большой скорости передвигает их назад. Такое регулирование не ограничено скоростью полета и дает возможность птицам летать при углах атаки, больших 20 градусов. Система, использующая для управления подьемную силу должна быть очень чуствительна и требует точного перемещения крыльев. Эта проблема решена у птиц простым и элегантным путем. Крыло тяжелее у корня, чем у конца, но подьемная сила выше у конца из за отрицательного сужения крыла птицы. Передвигая крылья вперед или назад, птица смещает центр давления относительно центра тяжести, что соотвествует перемещению крыльев при снижении скорости. Это ослабляет чуствительность и реакция на изменение момента тангажа сглаживается.

Поперечная устойчивость и управляемость

Поперечная, или устойчивость по крену на самолете обеспечивается поперечным V крыла. Для самолетов с прямым (нестреловидным) крылом такая система устойчива и не нуждается в искусственном улучшении. Однако для стреловидных крыльев поперечное V крыльев недостаточно для обеспечения устойчивости по крену, так как поперечное V изменяется с изменением угла атаки - увеличивается при низких углах атаки и уменьшается до отрицательных значений при высоких углах атаки. Таким образом, при взлете и посадке, когда необходима наибольшая устойчивость по крену, этот способ непригоден.

Птицы преодолевают это затруднение, распуская концы крыла и изгибая концы перьев вверх, что увеличивает поперечное V, в то же время крылья перемещаются вперед, что увеличивает поперечное V дополнительно. Таким способом птица увеличивает устойчивость по крену при высоких углах атаки. Птица управляет поперечной устойчивостью, закручивая конец крыла в направлении желаемого крена. Этот маневр подобно перемещению элерона на самолете (иногда, при низких скоростях птицы закручивают также хвост). Используя лищь закручивание конца крыла, птица не имеет вредного рысканья, что является иногда проблемой на самолетах при высоких углах атаки. Закручивая конец крыла, птица также производит большее сопротивление на нем, что вызывает поворот вокруг этого конца крыла. Это позволяет птице поворачивать без вертикального оперения. Каждый поворот очень хорошо координирован единственной поверхностью, являющейся неотьемлимой частью крыла, дополнительное сопротивление при этом не возникает.

Устойчивость по тангажу и управляемость планера Каспера

При помощи S-образного профиля получена устойчивая система, когда центр давления не смещается вдоль хорды при изменении угла атаки. Стреловидные крылья с умеренной отрицательной круткой обеспечивают соответствующую устойчивость по тангажу. Установкой треугольных шайб у концов крыла осуществляется компенсация сдвига центра тяжести и дополнительно увеличивается устойчивость по тангажу. Установка рулей высоты у концов крыла приводит к дополнительной отрицательной крутке крыла при высоких углах атаки, увеличивая устойчивость по тангажу при низких скоростях. Когда рули высоты не задействованы, они являются частью крыла и не вызывают дополнительного сопротивления. Управление по тангажу и крену при помощи рулей высоты иллюстрируется на Рис.9



Элевоны предназначены для двух целей. ОНи генерируют силы позади центра тяжести, как и обычный руль высоты, но это только часть их действия. Изменяя профиль конца крыла, элевоны перераспределяют нагрузку на крыле, сдвигая центр давления.Этот эффект более сильный, чем регулирование центром давления у птиц, обеспечиваемое перемещением крыльев назад и вперед.Особенно важен факт, что момент тангажа, возникающий из за перемещения центра давления, не зависит от скорости полета. Таким образом полностью сохраняется управляемость по тангажу при нулевой поступательной скорости полета (вертикальный спуск). Потеря управляемости при так называемой критической скорости полностью исключается.

Устойчивость по крену и управляемость планера Каспера

При наличии рулей высоты у концов крыла возникает проблема управления по крену. Простейшее решение этой проблемы можно получить, если использовать рули высоты как элероны. Однако, при этом возникает рысканье в направлении, противоположном желаемому крену. Это явление известно как "вредное рысканье". Для борьбы с этой неустойчивостью на самолете имеется киль, но аппараты типа летающее крыло полностью подвержены вредному рысканью, что приводит к невозможности использования нормальных элеронов для управления по крену. Вместо этого используются концевые интерцепторы или разрезные закрылки. Но они мешают установке рулей высоты, которые жизненно необходимы для независимого от скорости полета управления по тангажу.

Элерон, отклоненный вниз, особенно на высоких углах атаки, вызывает в три раза большее сопротивление, чем при отклонении вверх на тот же угол. Необходимо сделать перемещение элерона дифференциальным, но в случае бесхвостого самолета этого недостаточно. Имеется существенное уменьшение сопротивления на отклоненном вниз элероне и увеличение на отклоненном вверх элероне. Уменьшение сопротивления на отклоненном вниз элероне связано со срывом на задней кромке закрылка, который отклоняется вверх, когда элерон перемещается вниз. Сопротивление увеличивается на отклоненном вверх элероне, когда закрылок также отклоняется вверх.

Механизм взаимодействия можно представить в виде двух тангенциальных окружностей. Когда ось вращения элерона является центром большего радиуса, а радиус закрылка меньше, закрылок всегда отклоняется в одном направлении, невзирая на отклонение элерона вверх или вниз. Закрылок такого типа в случае, когда элерон используют как руль высоты, увеличивает реакцию при отклонении вверх и уменьшает при отклонении вниз, уравнивая чувствительность по тангажу независимо от скорости.

Любой орган управления самолета выполняет основную цель, но при этом возникают вторичные и третичные эффекты, которые могут быть полезными или вредными. В последнем случае конструктор должен оценить приемлемость конструкции для получения желаемого эффекта. Так как управление по тангажу представляет наибольшую важность, необходимо сдерживать вторичные эффекты руля высоты на обычном хвостовом оперении и сравнить их с подобными эффектами на крыла Каспера.

Для самолета обычной схемы силы сопротивления возникают на всех элементах конструкции, не смотря на то, используются они или нет. Силы ослабевают с падением скорости до предела, пока самолет управляем. Силы, действующие на руль высоты вызывают дополнительные изгибающие и крутящие моменты на крыльях.

На планере Каспера имеются элементы конструкции, которые не производят сопротивления, если не используются. Дополнительный эффект смещения центра давления не зависит от скорости полета, и таким образом обеспечивается полная управляемость при низких скоростях. При расположении рулей высоты у концов крыла силы, возникающие при маневре, противоположны перегрузкам, при этом ослабляется изгибающий момент.

Можно заметить, что изгибающий момент крыла с рулями высоты в четыре раза меньше, чем без них. Это означает, что получается в четыре раза большая перегрузка, чем на обычном самолете при одном и том же значении изгибающего момента. Этот эффект не существует на перпендикулярной консоли крыла, а высокий изгибающий момент, генерируемый прямоугольным крылом, явился одной из самых главных причин перехода к непрямоугольному крылу, как только консольное крыло было принято.

Для крыла с рулями высоты у концов распределение подьемной силы, соответствующее прямоугольной форме крыла, представлено на Рис. 10. Для случая, когда рули высоты расположены впритык с профилем: 1 - момент, 2 - парабола, 3 - сдвиг, 4 - кубическая парабола.



Как только рули отклоняются вверх, распределение подьемной силы принимает треугольную форму, которая подобна нагрузке на трапециевидном крыле, увеличивая дополнительно напряжение от изгиба. Это воздействие, уменьшая нагрузку на руль высоты, уменьшает изгибающий момент до 1/6 - 1/8 от моментастандартного консольного крыла. Это означает, что если на крыло с рулями высоты у конца нагрузка от порывов ветра равна 3,5 единиц, крыло может выдержать эксплуатационную перегрузку 25 единиц. УЧитывая пределы выносливости человеческого организма по перегрузкам, следует проектировать нагрузки на крыло с рулями высоты у конца порядка 3,5, которые обычно имеют место при акробатических упражнениях.Другой полезный эффект заключается в том, что крыло не закручивается, когда ручка управления берется на себя.

Известно, что для классических самолетов эффективность рулей высоты снижается с уменьшением скорости, так как силы на оперении зависят от скорости. Для стреловидного крыла, как показано выше, момент тангажа, направленный вверх, состоит из двух слагаемых. Первое слагаемое зависит от момента тангажа сил, направленных вниз на руле высоты и, следовательно, является функцией скорости. Второе слагаемое связано со смещением центра давления, которое не зависит от скорости полета, так как при вертикальном спуске возникает подьемная сила, которую можно рассматривать как сопротивление при угле атаки 90 градусов. Критическая скорость придумана человеком, в природе ее не существует. Птицы никогда не испытывают влияние критических углов атаки, а самолеты с рулями высоты на треугольных крыльях приземляются при углах атаки порядка 45 градусов. Треугольное крыло есть не что иное, как крыло с большой стреловидностью, ситуация подобна существующей на аппаратах типа летающее крыло.

Путевая устойчивость и управляемость птиц и планера Каспера

Путевая устойчивость классических самолетов обеспечивается вертикальным оперением. Принцип его действия подобен флюгеру с плоской пластиной на конце. Это неустойчивая колебательная система. Единственно верную стабилизацию осуществляет пилот с помощью руля направления при порывистом ветре. Что это так, доказано на тяжелых транспортных самолетах, когда пилоты не могут использовать демпфирующее устройство, что заставляет проектировщиков заботиться от этом. Птицы используют стреловидное крыло, чтобы обеспечить путевую устойчивость. Однако это происходит при высокой скорости полета, когда при низких углах атаки увеличивается поперечное V крыла, чем обеспечивается устойчивость по крену и рысканью. При низкой скорости полета такая система становится неустойчивой. Чтобы улучшить устойчивость по крену, концы крыла у птицы автоматически распускаются и изгибаются вверх, увеличивая поперечное V, первое, самое длинное перо изгибается наибольшим образом, каждое следующее меньше, формируя концевую шайбу. Дополнительно птица распускает хвост, принимая V-образную конфигурацию. В результате этих изменений полет птицы происходит с достаточной устойчивостью по крену и рысканью. Чтобы исполнить вираж, птица закручивает конец внутреннего крыла, который вначале действует как элерон, уменьшая подьемную силу, а затем как руль направления, который связан длинным плечом с центром тяжести. Как видно, за счет одного перемещения птица совершает координированный вираж, для выполнения которого на самолете используются две контрольных поверхности - элерон и руль направления.

Простейший способ получения оптимальных характеристик полета упругого самолета заключается в использовании разрезного вертикального оперения V-образной формы. Но при этом увеличивается сопротивление и возникают трудности с размещением руля направления.Используя наблюдение за птицами, можно расположить кили у концов крыла в форме концевых шайб. Потери на сопротивление трения компенсируются уменьшением индуктивного сопротивления, возрастает подьемная сила. Наклон килей внутрь на 4 градуса обеспечивает необходимую устойчивость по отношению к рысканью формируя V-образную систему показанную на Рис. 11



Если расположить руль направления у задней кромки обеспечить аэродинамическую балансировку впереди, можно получить приемущества системы управления птиц. Рули направления перемещаются независимо, обеспечивая момент рысканья для виража. В то же время при аэродинамической балансировке руля направления получают эффект интерцептора, обеспечивая нужный момент по крену. Рули направления, будучи независимыми, могут выполнять функции как тормозных щитков, так и интерцепторов. Для увеличения путевой устойчивости (при болтанке) следует использовать педали управления рулем направления. ОТклоняя рули на различные углы, можно компенсировать реакции горизонтального оперения и обеспечить полет без сноса или скольжения.

Рули направления на концах крыла занимают в три-четыре раза меньшую площадь, чем поверхности обычного хвостового оперения. Это обьясняется тем обстоятельством, что управляющие органы работают в невозмущенном потоке, тогда как обычное хвостовое оперение подвержено действию турбулентного потока, образующегося при обтекании комбинации фюзеляж-крыло, а также от винта.Рули направления у концов крыла, кроме того, эффективны при штопоре в противоположность обычному хвостовому рулю, так как они взаимодействуют с невозмущенным потоком (конец крыла лежит в спокойной атмосфере при штопоре). Руль направления не находится в области возмущенного следа за рулем высоты, как часто это бывает в случае самолетов обычной схемы. Руль направления у конца крыла оказывает также стабилизирующее воздействие на вираже, особенно при высоких углах атаки.

Проблема устойчивости по крену и рысканью при нулевой скорости полета решена простым способом. Как показано выше, крыло Каспера имеет вертикальные концевые шайбы и рули направления. Наклоняя концевые шайбы в пределах 45 градусов от вертикали, увеличивают устойчивость по крену. ОДнако для сохранения балансировки руля направления на крыле ось его вращения также должна иметь наклон. Анализируя вторичный эффект этой модификации, установили, что руль направления в отклоненном положении стремится отклонить крыло в нужном направлении. Эта компонента составляет 25% общего сопротивления руля направления.

Устанавливая концевые рули направления под углом 45 градусов к вертикали и под углом 4 градуса внутрь при положительном угле атаки, получают аэродинамическую силу, перпендикулярную к поверхности. Наклоненный руль и примыкающий стабилизатор действуют подобно трубке Вентури, увеличивая скорость воздуха, сходящего с конца крыла, что предотвращает формирование концевых вихрей. На больших углах атаки, когда устойчивость по крену стреловидного крыла уменьшается, наклоненные концевые шайбы стабилизируют самолет. Когда руль направления отклонен, появляется дополнительная сила, действующая подобно интерцептору. Таким образом, наряду с функциями рулей направления получается хорошая стабилизация по крену, что дает возможность обходиться без элеронов.

В.А.Каспер "Some ideas of vortex lift" in SAE Prepr №750547
перевод В.А.Солопов
Источник: альманах Аэромастер