Крыло с трехзвенным закрылком и предкрылком

При малых углах отклонения закрылка в основном увеличивается подъемная сила без существенного роста сопротивления и достигается высокое аэродинамическое качество самолета. Такие углы отклонения выгодно применять при взлете в условиях высоких температур, когда, несмотря на увеличение длины разбега, удается получить нормируемый градиент набора высоты. Кроме того, меньшее сопротивление на разбеге позволяет достичь значительного ускорения.

Носок крыла неизменной формы не может быть оптимальным одновременно для крейсерского режима, взлета и посадки. Поэтому принято исходный профиль крыла выбирать для крейсерского режима полета, а необходимое изменение формы носка крыла при взлете (также на посадке) осуществляется предкрылками и щитками Крюгера. Т.е., идя по пути создания эффективной механизации крыла с одновременным получением высокого аэродинамического качества и устанавливая двигатели с высоким значением тяги, добиваются улучшения взлетных характеристик самолетов.

На стреловидном крыле, имеющем трехзвенный щелевой закрылок, щиток Крюгера и предкрылок, было получено значение Сумакс=3,1(Х=28°) при максимальном угле отклонения закрылков. Это, в свою очередь, позволяет достичь и достаточно больших значений Суамакс = 1,8/2,2 при меньших углах отклонения (10-15°), в соответствующем взлетному положении закрылков. Снижаются значения безопасных взлетных скоростей V2 и длина разбега.

Увеличение подъемной силы крыла при отклонении закрылков вызывается изменением циркуляции вокруг крыла с возрастанием скорости потока, обтекающего верхнюю поверхность крыла.

При больших углах атаки у носка профиля крыла возникает срыв потока на верхней поверхности, для борьбы, с которым применяются предкрылки или отклоняющиеся передние кромки крыла. Щелевые предкрылки, через внутреннюю щель которых проходит дополнительный поток воздуха, сдвигают зону срыва потока к задней кромке крыла, поэтому срыв потока затягивается на большие углы атаки. При открытии щитков Крюгера увеличивается эффективная аэродинамическая кривизна профиля в его носовой части, вследствие чего увеличиваются несущие характеристики профиля. Т.к. при этом возрастает и подсасывающая сила, а сопротивление крыла при открытии щитка растет незначительно, аэродинамическое качество крыла существенно не меняется.

Существует достаточно большое количество способов увеличения Суа, а следовательно, уменьшения скорости отрыва и длины разбега самолета. На рисунке представлена схема механизации стреловидного крыла, используемая на различных этапах полета.

Как из нее видно, щиток Крюгера установлен в корневой части крыла, а трехпозиционный предкрылок в концевой. В крейсерском полете щиток Крюгера, предкрылки и закрылки убраны. На взлете закрылки отклонены на 5°, но значительно сдвинуты назад, щиток Крюгера полностью открыт, а предкрылок установлен во взлетное положение. При больших углах отклонения закрылков на посадке предкрылок устанавливается в предельное нижнее положение с образованием щели, чем достигаются наибольшие значения Суа. Трехзвенный закрылок в убранном положении сдвинут, а в выпущенном его звенья раздвигаются, образуя профилированные щели. При этом увеличивается кривизна профиля, площадь крыла и проявляется щелевой эффект, заключающийся в том, что поток воздуха затягивает срыв потока с носовой части каждого звена.

Для самолетов с большой дальностью полета особенное значение приобретает реактивный закрылок, который представляет собой щель вдоль задней кромки крыла, через которую под некоторым углом к хорде вытекает струя воздуха, отводимая от компрессора реактивного двигателя. При этом так меняется характер обтекания крыла, что возникает значительное увеличение подъемной силы вследствие отсоса струей газов пограничного слоя с верхней поверхности крыла и реакции вытекающей струи газов. Сила реакции вытекающей струи раскладывается на составляющие Ny и Nх. Составляющая Ny увеличивает подъемную силу крыла, а горизонтальная составляющая реакция струи газа Nx компенсирует потерю тяги за счет расхода воздуха, сжатого компрессором.

Управление пограничным слоем (УПС) осуществляется отсасыванием или сдувом. Оно также целесообразно на самолетах большой дальности полета, т.к. для них снижение лобового сопротивления особенно важно. Срыв потока крыла снижает Cyamax. При помощи отсоса при сдувании пограничного слоя можно отодвинуть начало срыва на большие углы атаки. Это дает возможность увеличить подъемную силу крыла, снизить взлетную, а также посадочную скорости самолета и сократить длину разбега (пробега) самолета. На рисунке показана схема самолета с системой УПС.

На самолете предусматривается отсасывание пограничного слоя на крыле и оперении. В крыле от основного распределительного трубопровода отходят насадки, связанные с общей сборной камерой, из которой воздух через щель выдувается на верхние поверхности закрылков и элеронов. Посадочная скорость самолета и взлетная дистанция уменьшаются на 20-25%, а посадочная дистанция - на 50%.

Ламинаризация обтекания самолета путем отсоса пограничного слоя может увеличить аэродинамическое качество, по меньшей мере, на 30%.

Дата добавления: 2015-08-05