Трикутне крило
Прагнення зменшення маси і підвищення жорсткості крила змушує зменшувати його подовження і збільшувати звуження. Така тенденція одночасно з великим кутом стрілоподібності призводить до трикутної форми крила. Практичне застосування отримали трикутні крила з кутом стріловидності 55-70 °. Поряд із «чисто трикутним» використовуються також крила з усіченими кінцями, а також з невеликим негативним або позитивним кутом стрілоподібності задньої кромки. Щодо аеродинаміки ці крила трохи відрізняються один від одного, а відрізняються лише конструктивними особливостями. Трикутне крило має практично такі ж аеродинамічні характеристики, як і стрілоподібне, зате воно позбавлене деяких недоліків останнього. Застосування трикутного крила визначається головним чином міцністю та конструктивними міркуваннями. Трикутне крило жорсткіше і легше як прямого, так і стрілоподібного (при тих же параметрах їхня маса становить 8-11% порівняно з 12-15% злітної маси літака). Завдяки великій хорді у кореневому перерізі у трикутному крилі можливе використання профілів меншої відносної товщини. Крім того, велика будівельна висота у кореневій частині дозволяє краще використовувати внутрішній об'єм крила та спрощує передачу навантажень на фюзеляж.
Недоліками трикутного крила є виникнення та розвиток хвильової кризи і приблизно така сама, як у стрілоподібної, залежність аеродинамічних характеристик від швидкості польоту. Крім того, для трикутного крила характерні дещо більший опір і різкіше падіння максимальної аеродинамічної якості при зміні кута атаки, що ускладнює досягнення великої стелі та радіусу дії. Крім того, великі значення коефіцієнта підйомної сили трикутного крила можнаотримати лише на таких великих кутах атаки, які недосяжні при висотах шасі, що використовуються в даний час (на звичайних для приземлення кутах атаки коефіцієнт підйомної сили трикутного крила на 30-40% менше, ніж у прямого, а можливість механізації такого крила з метою збільшення коефіцієнта підйомної сили при посадці обмежена малим розмахом). Названі недоліки посилюються у міру збільшення кута стріловидності передньої кромки і найгостріше виявляються під час приземлення. Для отримання прийнятних посадкових характеристик літака з трикутним крилом питоме навантаження на крило не повинно бути великим, а кут стріловидності передньої кромки обмежується значеннями 60-65 °. З цього випливає, що переваги трикутного крила найкраще виявляються при великих (надзвукових) швидкостях польоту, коли висока жорсткість конструкції та мала відносна товщина профілю мають визначальний вплив на льотно-технічні характеристики літака. Діапазон швидкостей, в якому оптимально трикутне крило, поширюється від швидкості звуку до М
2. Великі швидкості вимагають збільшення кута стріловидності передньої кромки більше кутів, що використовуються в даний час 60-65° ціною відмови від хороших характеристик передньої кромки з помірним кутом стріловидності і закругленим носком при дозвукових швидкостях.
Отже, переваги трикутного крила особливо привабливі для надзвукових літаків, де воно знайшло таке ж широке застосування, що й стрілоподібне (створено 38 типів літаків з трикутним крилом, у тому числі чотири з оживальним – модифікацією трикутного). Це стало можливим завдяки розробці багатьох ефективних способів пом'якшення недоліків трикутного крила.
Мал. 1.21. Радянський літак з трикутнимкрилом та трикутним горизонтальним оперенням, показаний у День авіації 1967 р.
Крім конструктивних заходів, характерних для стрілоподібного крила, в трикутних крилах використовується, наприклад, передня кромка зі зламом або з кутом стріловидності, що плавно змінюється, вздовж розмаху (так було створено оживальне крило, описане в розділі, присвяченій пасажирським літакам). Застосовується також відгин шкарпетки профілю. Злам передньої кромки трикутного крила здійснено, наприклад, у літаку «Дракен», а відгин шкарпетки профілю-в літаку F-102A (роботи проводилися в розрахунку на літак В-58).
Розробка літака «Дракен» розпочато 1949 р., тобто. у той час, коли в експлуатації ще не було винищувачів зі стрілоподібним крилом. Перші з них (МіГ-15, F-86, J29) випущені пізніше, а із надзвукових літаків з ракетним двигуном на той час були облітані лише Х-1 та D-588-II. У цій ситуації конструкторський колектив розглянув безліч варіантів нового літака, причому найменша увага приділялася компонуванням з трикутним крилом без горизонтального оперення-всі перебували ще під враженням катастроф перших літаків з таким компонуванням (це були XF-92A та AYR0 707).
Зазвичай у процесі проектування нового літака передусім розробляється його аеродинамічна схема, та був відповідна їй компоновочная схема, що забезпечує розміщення екіпажу, рухової установки, палива, устаткування й озброєння. Зазвичай це досягається шляхом послідовних наближень із застосуванням компромісних рішень. Шведські конструктори, проектуючи літак «Дракен», надійшли навпаки, виходячи з того міркування, що в першу чергу потрібно визначити найкраще відносне розташування тих частин літака, які в жодному разі не можна розміщувати одну заінший, та був становище тих, які можна помістити спереду, ззаду чи всередині перших. До перших зараховувалися повітрозабірники, двигун, крило і оперення, а до других - кабіна пілота, паливні баки, шасі, озброєння, обладнання тощо. Шляхом оптимізації компонування можна отримати найменший перетин літака. При цьому поперечні перерізи повітряних каналів та двигуна виявляються визначальними. Крісло пілота, електроніка та інше обладнання були розміщені перед двигуном, а паливні баки, головні стійки шасі та частина озброєння – у консолях крила, за повітрозабірниками. Оскільки літак з малим опором форми повинен мати і малий інтерференційний опір, було прийнято схему середньоплану і враховано правило площ. В результаті було визначено діаметр і довжину фюзеляжу, а також місце розташування та мінімальний розмах крила.
Наступним кроком був вибір профілю та форми крила з мінімальним опором при надзвуковій швидкості польоту. Величина повного аеродинамічного опору складається з опору тертя (в принципі такого ж, як і при дозвуковій швидкості) хвильового, індуктивного та інтерференційного опорів. Хвильовий опір прямо пропорційно квадрату площі поперечного перерізу і обернено пропорційно площі крила, а опір тертя пропорційно площі крила. Вважається, що зменшення хвильового опору має відбуватися при зменшенні площі крила в плані, так і його поперечного перерізу. Оскільки в крилі розміщуються паливо, озброєння та шасі, то зменшити перетин крила можна було лише у його кінцевих частинах. Так вийшов злам передньої кромки (з великим кутом стріловидності в кореневих частинах крила), який виявився придатним як для надзвукових швидкостей польоту, так і дляшвидкість приземлення. Справа в тому, що трикутне крило такого типу характеризується меншим поперечним перерізом при оптимальній несучій поверхні, великим внутрішнім об'ємом і великим кутом стріловидності прифюзеляжних частин, ближчим положенням центру тяжкості крила щодо центру тиску, більш сприятливим розподілом площі поперечного перерізу в поздовжньому повітрозабірників до носа літака
Застосування зламу передньої кромки крила призвело до того, що при малій відносній товщині профілю отримана велика будівельна висота крила, що дозволяє розмістити в ньому повітряні канали, а також паливні баки, шасі та частину обладнання.
Мал. 1.22. Характерні форми трикутного крила надзвукових літаків (крім ХВ-70А, масштаб 1:200).
Зменшення ж кута стріловидності кінцевих частин крила сприяло безвідривному обтіканню при малих швидкостях (великих кутах атаки). З цієї точки зору аеродинамічна схема літака "Дракен" оригінальна; вона вплинула на вибір схем таких літаків, як YF-12 (SR-71), Ту-144, «Конкорд» і навіть F-16, YF-17 та F-18. Великий кут стріловидності передньої кромки крила в прифюзеляжній частині забезпечує мале опір літака в польоті з надзвуковими швидкостями, а також незначну зміну положення центру тиску літака при переході через швидкість звуку, а отже, і стабільність балансування на різних режимах польоту.
Застосування трикутного крила зі збільшеним кутом стріловидності у кореневих частинах та малим питомим навантаженням дозволило літаку «Дракен» приземлятися зі швидкістю 215 км/год, незважаючи на відсутність механізації.
Зовсім інша концепція використана в процесіпроектування літака В-58 Вважалося, що при високих швидкостях найкращі характеристики забезпечує трикутне крило з прямолінійною передньою кромкою, яке має велике критичне число Маха, а також мале опір хвиль. Проблема ж погіршення несучих властивостей такого крила при малих швидкостях, особливо обмеження кутів атаки, що використовуються явищем зриву потоку, вирішена іншим шляхом.
Таблиця 5. Геометричні параметри надзвукових літаків
Мал. 1.23. Шведський винищувач «Дракен» J35 у польоті.
На підставі проведених досліджень встановлено, що хороші результати в цьому відношенні дає конічна крутка перерізів крила, тобто відгин, що поступово збільшується від кореневого до кінцевого перерізу передньої кромки крила донизу. Така крутка затягує зрив потоку в кінцевих перерізах крила до великих кутів атаки і забезпечує сприятливіший розподіл підйомної сили вздовж розмаху крила, наближаючи його до ідеального (еліптичного). Крім того, напрямок вектора підйомної сили при цьому наближається до вертикального, завдяки чому зменшується горизонтальна складова рівнодіючої аеродинамічної сили. Правда, при малих кутах атаки опір крила з конічною круткою дещо більший (внаслідок локального відриву потоку на нижній поверхні). Приріст опору виявляється незначним, якщо крутка (як і закруглення передньої кромки) поєднується з великим кутом стріловидності. Крім того, завдяки кривизні, що збільшується, відігнутій передній частині профілю кінці крила працюють при менших локальних кутах атаки, ніж кореневі частини. Внаслідок цього відрив потоку на кінцях крила виникає при більшому куті атаки літака, що суттєво покращує його льотні якості (ефективністьелеронів), а також розподіл навантаження на крило вздовж розмаху (аналогічний ефект виходить при використанні аеродинамічної або геометричної турбулізації).