Характеристики крыла конечного размаха

Обтекание крыла безконечного размаха (профиля) одинаково во всех плоскостях, перпендикулярных размаху крыла. На крыле конечного размаха величина равнодействующей сил нормального давления, а следовательно и подьемная сила в сечении, изменяется по размаху: в центральных сечениях крыла она больше, на концах - меньше. Величина подьемной силы, возникающей в сечении крыла, однозначно определяется циркуляцией скорости:



У крыла конечного размаха величина циркуляции изменяется вдоль размаха по закону, зависящему от формы крыла в плане. Это обстоятельство, отличающее обтекание крыла от обтекания профиля (где Г(Z) = const) обуславливает различие в угле наклона зависимостей и величинах для профиля и крыла, а также появление дополнительного сопротивления, связанного с образованием подьемной силы.

Подьемная сила

Безотрывное обтекание

При безотрывном (плавном) обтекании коэффициент подьемной силы крыла конечного размаха, так же, как и профиля пропорционален углу атаки:



Но величина производной (отношения приращения коэффициента подьемной силы к соответствующему приращению угла атаки) в данном случае зависит не только от свойств профиля, но и от формы крыла в плане.

Форма крыла в плане определяется следующими основными параметрами:





Величина производной может быть определена по формуле:



где



- производная коэффициента подьемной силы профиля крыла (по атласу профиля),
A - коэффициент, определяемый по графикам:



Линейный участок зависимости кроме угла наклона определяется еще и величиной угла атаки при нулевой подьемной силе , определяемой по формуле:



где - угол атаки, соответствующий нулевой подьемной смле используемого профиля, - слагаемое, зависящее от крутки крыла, которое в случае равномерной крутки по размаху может быть определено следующим образом:



где - угол закрутки концевого сечения крыла относительно корневого, град. (больше нуля, если геометрический угол атаки концевого сечения меньше, чем корневого).

Обтекание с отрывом потока

При увеличении угла атаки более 13-16 градусов на верхней поверхности крыла появляются очаги срывного обтекания, в которых разрежение значительно снижается по сравнению с тем, что было при безотрывном обтекании. Дальнейший рост угла атаки способствует расширению зоны срывного обтекания. Участок зависимости соответствующий этому режиму имеет форму выпуклой кривой:



Угол атаки, при котором достигается максимальное значение коэффициента подьемной силы, называется критическим. Обтекание крыла в окресностях критического угла атаки характерно нестационарностью поля течения, пульсацией нагрузок, возникновением тряски, появлением значительных кренящих моментов из за несимметричности обтекания.

Эта область углов атаки ограничивает диапазон эксплуатационных значений подьемной силы крыла.

Место возникновения очага отрыва и скорость его распространения по крылу, характеризуемая отношением приращения площади крыла со срывным режимом обтекания к изменению угла атаки, вызывающего это приращение, в значительной мере определяют поведение летательного аппарата на режиме сваливания.

Если отрыв потока возникает в корневых сечениях крыла и развивается достаточно медленно (зависимость в этом случае будет иметь вид "а" на рисунке), то сваливание, которому будет предществовать предупредительная тряска, вероятнее всего произойдет с опусканием носа и переходом в пикирование с набором скорости. Если же скорость распространения отрыва по крылу оказывается высокой (зависимость зависимость имеет вид "б" ), то наличие незначительной геометрической ассимметрии крыла, либо появление скольжения на режиме околокритических углов атаки приводит к существенной ассимметрии структуры обтекания левой и правой консолей крыла. При этом возникают значительные моменты крена и рысканья. Сваливание в этом случае обычно происходит на крыло с тенденцией к развитию штопорного вращения.

Для обеспечения благоприятных характеристик летательного аппарата на режиме сваливания при проектировании крыла следует придерживаться следующих рекомендаций:

• Величина сужения крыла не должна превосходить 2
• Угол стреловидности по линии четвертей хорд должен составлять 0 - (-10^o) Отрицательное значение угла стреловидности означает, что концы крыла занимают более переднее положение, чем его корневое сечение
• Трапециевидное крыло может иметь отрицательную крутку 0 - (-5^o)
• Профиль крыла должен соответствовать зависимости с пологой формой пика максимального коэффициента подьемной силы (как зависимость "а" на рисунке)
  
  

по материалам:
"Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки", Том 1, СибНИИА