Крило літака

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
Різновиди крил літальних апаратів

Крило́ літака́ — тримальна поверхня, несиметрично обтічний профіль для створення аеродинамічної підйомної сили перпендикулярно до вектора руху літального апарату, що забезпечує політ літака. Крило бере участь у забезпеченні поперечної стійкості й керованості літака.

Крило може використовуватися для кріплення двигунів, опор шасі, для розміщення палива, обладнання, озброєння та іншої корисної навантаження. Крило має володіти високою несною здатністю і мінімальним аеродинамічним опором на основних режимах польоту, мати достатню міцність і жорсткість при найменшій масі конструкції, а також хороші технологічні та експлуатаційні якості.

В аеродинамічній схемі «літаюче крило» крило є єдиним конструктивним елементом літального апарату.

Частини крила літака[ред.ред. код]

Крило можна розділити на три частини: ліву і праву півплощини або консолі і центроплан. Фюзеляж може бути зроблений несучим (наприклад, на літаках F-35,Су-27). Півплощини в свою чергу можуть включати наплив крила і вінглет. Часто зустрічається вираз «крила», але він помилковий по відношенню до моноплану, так як крило одне і складається з двох напівплощин. У рідкісних випадках і моноплан може мати 2 крила, наприклад, Ту-144 мав додаткове забирається переднє крило.

Принцип дії[ред.ред. код]

Дим показує рух повітря, який обумовлений взаємодією крила з повітрям.

Підйомна сила крила створюється за рахунок різниці тисків повітря на нижній та верхній поверхнях. Тиск повітря залежить від розподілу швидкостей повітряних потоків поблизу цих поверхонь.

Одним з поширених пояснень принципу дії крила є ударна модель Ньютона: частинки повітря, стикаючись з нижньою поверхнею крила, що стоїть під кутом до потоку, пружно відскакують вниз («скіс потоку»), згідно з третім законом Ньютона, штовхаючи крило вгору. Дана спрощена модель враховує закон збереження імпульсу, але повністю нехтує обтіканням верхній поверхні крила, внаслідок чого вона дає занижену величину піднімальної сили.

В інший поширеній, але невірній моделі виникнення підйомної сили пояснюється різницею тисків на верхній і нижній сторонах профілю, яка виникає відповідно до закону Бернуллі[1]: на нижній поверхні крила швидкість протікання повітря виявляється нижче, ніж на верхній, тому підйомна сила крила спрямована знизу вгору. Зазвичай розглядається крило з плоско-опуклим профілем: нижня поверхня пласка, верхня — опукла. Потік який набігає розділяється крилом на дві частини — верхню і нижню, — при цьому, внаслідок опуклості крила, верхня частина потоку повинна пройти більший шлях, ніж нижня. Для забезпечення нерозривності потоку швидкість повітря над крилом повинна бути більшою, ніж під ним, з чого випливає, що тиск на верхній стороні профілю крила нижче, ніж на нижній; цією різницею тисків обумовлюється підйомна сила. Проте дана модель не пояснює виникнення підйомної сили на двоякоопуклих симетричних або на вогнуто-опуклих профілях, коли потоки зверху і знизу проходять однакову відстань.

Для усунення цих недоліків М. Є. Жуковський ввів поняття циркуляції швидкості потоку; в 1904 році ним була сформульована теорема Жуковського. Циркуляція швидкості дозволяє врахувати скіс потоку і отримувати значно більш точні результати при розрахунках.

Положення закрилків (зверху вниз):
1) Найбільша ефективність (набір висоти, горизонтальний політ, зниження)
2) Найбільша площа крила (зліт)
3) Найбільша підйомна сила, високий опір (захід на посадку)
4) Найбільший опір, зменшена підйомна сила (після посадки)

Одним з головних недоліків вищенаведених пояснень є те, що вони не враховують в'язкість повітря, тобто перенесення енергії та імпульсу між окремими шарами потоку (що і є причиною циркуляції). Істотний вплив на крило може надати поверхня землі, яка «відбиває» збурення потоку, викликані крилом, і повертає частину імпульсу назад (екранний ефект).

Також в наведених поясненнях не розкривається механізм передачі енергії від крила до потоку, тобто здійснення роботи самим крилом. Хоча верхня частина повітряного потоку дійсно має підвищену швидкість, геометрична довжина шляху не має до цього відношення — це викликано взаємодією шарів нерухомого та рухомого повітря і верхньої поверхні крила. Потік повітря, який рухається вздовж верхньої поверхні крила, «прилипає» до неї і намагається слідувати вздовж цієї поверхні навіть після точки перегину профілю (ефект Коанда). Завдяки поступальному руху, крило здійснює роботу по розгону цієї частини потоку. Досягнувши точки відриву біля задньої кромки, повітря продовжує свій рух вниз по інерції разом з масою, яка відхилена нижньою поверхнею крила, що в сумі викликає скіс потоку і виникнення реактивного імпульсу. Вертикальна частина цього імпульсу і викликає підйомну силу, врівноважуючу силу тяжіння, горизонтальна частина врівноважується лобовим опором.

Насправді, обтікання крила є дуже складним тривимірним нелінійним, і часто нестаціонарним, процесом. Підйомна сила крила залежить від його площі, профілю, форми в плані, а також від кута атаки, швидкості та щільності потоку (числа Маха) і від цілого ряду інших факторів.

Форма крила[ред.ред. код]

Одна з основних проблем при конструюванні нових літаків — вибір оптимальної форми крила і його параметрів (геометричних, аеродинамічних, міцнісних тощо).

Пряме крило[ред.ред. код]

Основною перевагою прямого крила є його високий коефіцієнт підйомної сили навіть при малих кутах атаки. Це дозволяє істотно збільшити питоме навантаження на крило, а значить зменшити габарити і масу, не побоюючись значного збільшення швидкості зльоту і посадки. Даний тип крила застосовується у дозвукових і колозвукових літаках з реактивними двигунами. Ще однією перевагою прямого крила є технологічність виготовлення, що дозволяє здешевити виробництво.

Недоліком, який зумовлює непридатність такого крила при звукових швидкостях польоту, є різке збільшення коефіцієнта лобового опору при перевищенні критичного значення числа Маха.

Стрілоподібне крило[ред.ред. код]

Розрізна схема лівої консолі Спейс Шаттл

Стрілоподібне крило отримало широке розповсюдження завдяки різним модифікаціям і конструкторських рішень.

Переваги
  • збільшення швидкості, при якій настає хвильова криза, і як наслідок — менший опір на трансзвукових швидкостях порівняно з прямим крилом[2];
  • повільне зростання підйомної сили в залежності від кута атаки, а отже краща стійкість до турбулентності атмосфери.
Недоліки
  • знижена несна здатність крила, а також менша ефективність дії механізації;
  • збільшення поперечної статистичної стійкості в міру зростання кута стрілоподібності крила і кута атаки, що ускладнює отримання належного співвідношення між подорожньою і поперечною стійкостями літака і змушує застосовувати вертикального оперення з великою площею поверхні, а також надавати крилу або горизонтальному оперенню негативного кута поперечного V;
  • відрив потоку повітря в кінцевих частинах крила, що призводить до погіршення поздовжньої і поперечної стійкості і керованості літака;
  • збільшення скосу потоку за крилом, що приводить до зниження ефективності горизонтального оперення;
  • зростання маси і зменшення жорсткості крила.

Для позбавлення від негативних моментів використовується крутка крила, механізація, змінний кут стрілоподібності уздовж розмаху, зворотнє звуження крила або від'ємна стрелоподібність.

Приклади застосування: Су-7, Боїнг 737, Ту-134 тощо.

Крило з напливом (оживальне)[ред.ред. код]

Оживальне крило

Варіація стрелоподібного крила. Дії крила ожівальної форми можна описати як спіральний потік вихорів, які зриваються з гострої передньої кромки великої стрілоподібності в навколофюзеляжній частині крила. Вихрова плівка викликає також утворення великих областей низького тиску і збільшує енергію прикордонного шару повітря, збільшуючи тим самим коефіцієнт підйомної сили. Маневреність обмежується насамперед статичною і динамічною міцністю конструкційних матеріалів, а також аеродинамічними характеристиками літака.

Приклади застосування: Ту-144, Конкорд

Зворотної стрілоподібності[ред.ред. код]

Крило зворотної стрілоподібності

Крило з негативною стрілоподібністю (тобто зі скосом вперед).

Переваги
  • дозволяє поліпшити керованість на малих швидкостях польоту;
  • підвищує аеродинамічну ефективність у всіх областях льотних режимів;
  • компонування КНС оптимізує розподіл тиску на крило і переднє горизонтальне оперення;
  • дозволяє зменшити радіолокаційну помітність літака в передній півсфері;
Недолік
  • КНС особливо схильне аеродинамічній дивергенції (втрати статичної стійкості) при досягненні певних значень швидкості та кутів атаки;
  • вимагає конструкційних матеріалів і технологій, які дозволяють створити достатню жорсткість конструкції;

Приклади застосування: серійний цивільний HF-320 Hansa Jet, експериментальний винищувач Су-47 «Беркут».

Трикутне крило[ред.ред. код]

Трикутне (дельтоподібне англ. delta-wing — дістало назву за виглядом грецької літери дельта) крило жорсткіше і легше за пряме і стрілоподібне та найчастіше використовується при швидкостях понад M=2.

Переваги
  • Має мале відносне подовження
Недоліки
  • Виникнення і розвиток хвильової кризи;
  • Великий опір і більш різке падіння максимальної аеродинамічної якості при зміні кута атаки, що ускладнює досягнення більшої стелі і радіуса дії.

Приклади застосування: МіГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малої відносної товщини); Gloster Javelin, Avro Vulcan (великий відносної товщини), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, надзвукові пасажирські Lockheed L-2000, Boeing-2707-300[3]

Трапецієподібне крило[ред.ред. код]

Крило трапецієподібне в плані по величині повітряного опору наближається до еліптичного. Широко застосовувалося в конструкціях серійних літаків. Технологічність нижче, ніж у прямокутного крила. Отримання прийнятних зривних характеристик також вимагає деяких конструкторських хитрувань. Однак крило трапецієподібної і правильної конструкції забезпечує мінімальну масу крила при інших рівних умовах. Винищувачі Bf-109 ранніх серій мали трапецієролдібне крило з прямими закінцівками.

Приклади застосування: F/A-18, Northrop/McDonnell Douglas YF-23

Еліптичне крило[ред.ред. код]

Крило еліптичної форми в плані має найвищу аеродинамічну якість — мінімально можливий опір при максимальній підйомній силі. На жаль, крило такої форми застосовується не часто через складність конструкції, низьку технологічність і погані зривні характеристики. Однак опір на великих кутах атаки крил іншої форми в плані завжди оцінюється по відношенню до еліптичного крила. Найкращий приклад застосування крила такого виду — англійський винищувач "Спітфайер".

Приклади застосування: К-7 (СРСР)

Крило аркового типу[ред.ред. код]

Крило аркового типу на літаку Виріб 181

Автором арочного типу крила є американський конструктор Уіллард Кастер, який у 30-50-хх рр. ХХ століття розробив і побудував кілька експериментальних літаків, на яких застосував винайдену ним аеродинамічну схему. Її основною особливістю, за задумом Кастера, була здатність напівкруглого крила створювати, завдяки своїй формі, додаткову статичну підйомну силу. Однак довести втілення концепції до життєздатних характеристик Кастеру не вдалося, і аркове крило не отримало розповсюдження в авіабудуванні.

Кастер стверджував, що апарат з таким крилом здатен злітати і підніматися майже вертикально, або зависати, зберігаючи швидкість залізничного транспортного засобу.

Товщина крила[ред.ред. код]

Крило також характеризується відносною товщиною (співвідношення товщини до ширини), біля кореня і на кінцях, яка виражена у відсотках.

Товсте крило

Товсте крило дозволяє відсунути момент зриву в штопор (звалювання), і льотчик може маневрувати з великими кутами і перевантаженням. Головне — цей зрив на такому крилі розвивається поступово, зберігаючи плавне обтікання потоку на більшій частині крила. При цьому, льотчик отримує можливість розпізнати небезпеку трясці аероплана яка виникає і може вчасно вжити заходів. Літак же з тонким крилом різко і раптово втрачає підйомну силу майже на всій площі крила, не залишаючи йому шансів.[4]

Приклади: ТБ-4 (АНТ-16), АНТ-20, К-7, Боїнг Model 299, Boeing XB-15

Надкритичне крило[ред.ред. код]

NASA-LANGLEY MS(1)-0313.png

Суперкритичний профіль (С. П.), дозвуковий профіль крила, який дозволяє при фіксованому значенні коефіцієнтів піднімальної сили і товщини профілю істотно підвищити критичне число Маха. Щоб збільшити швидкість, потрібно зменшувати опір профілю крила шляхом зменшення його товщини ("сплющити" профіль), але при цьому треба зберегти його вагові та міцнісні характеристики. Рішення знайшов американський інженер Річард Уїткомб. Він запропонував зробити підрізування яке звужується на нижній поверхні задній частині крила (невеликий плавний відгин "хвостика" крила вниз). Потік у підрізанні який розширюється компенсував зміщення аеродинамічного фокусу. Використання сплощених профілів з вигнутою задньою частиною дозволяє рівномірно розподілити тиск уздовж хорди профілю і тим самим призводить до зміщення центру тиску назад, а також збільшує критичне число Маха на 10-15%. Такі профілі стали називати надкритичними (суперкритиними). Досить швидко вони еволюціонували в надкритичні профілі 2-го покоління — передня частина наближалася до симетричної, а підрізування посилювалося. Однак подальший розвиток у цьому напрямку зупинився - ще більш сильне підрізування робило задню крайку занадто тонкою з точки зору міцності. Іншим недоліком надкритичного крила 2-го покоління був момент на пікірування, який доводилося парирувати навантаженням на горизонтальне оперення. Раз не можна підрізати ззаду — потрібно підрізати спереду: рішення було настільки ж геніально, скільки і просто — застосували підрізання в передній нижній частині крила і зменшили її в задній. Тут коротка історія еволюції аеродинамічних профілів в картинках. Надкритичні профілі застосовуються в пасажирській авіації, забезпечуючи найкраще співвідношення економічності, ваги конструкції і швидкості польоту.

Механізація крила[ред.ред. код]

1 — Вінглет.
2 — Елерон.
3 — Високошвидкісний елерон
4 — Балки закрилок.
5 — Предкрилок Крюгера (англ.).
6 — Передкрилки.
7 — Закрилок.
8 — Закрилок.
9 — Інтерцептор.
10 — Спойлер.

Крило яке складається[ред.ред. код]

Складена права консоль крила Як-38

До конструкції з крилом яке складається вдаються в тому випадку, коли хочуть зменшити габарити під час стоянки повітряного судна. Найбільш часто таке застосування зустрічається в палубної авіації (Су-33, Як-38, F-18, Bell V-22 Osprey), але і розглядається іноді для пасажирських ПС (КР-860).

Конструктивно-силові схеми крила[ред.ред. код]

За конструктивно-силовими схемами крила діляться на фермові, лонжеронні, кесонні.

Ферменне крило[ред.ред. код]

Конструкція такого крила включає просторову ферму, яка сприймає силові фактори, нервюри і обшивку та передає аеродинамічне навантаження на нервюри. Не слід плутати ферменну конструктивно-силову схему крила з лонжеронною конструкцією, яка включає лонжерони і (або) нервюри фермової конструкції. В даний час крила фермової конструкції практично не застосовуються.

Лонжеронне крило[ред.ред. код]

Лонжерони виділені червоним кольором
Фрагмент крила поршневого винищувачі Ла-5, вертикально на фото йдуть нервюри

Лонжеронне крило включає один або кілька поздовжніх силових елементів — лонжеронів, які сприймають згинальний момент[5] Крім лонжеронів, в такому крилі можуть бути поздовжні стінки. Вони відрізняються від лонжеронів тим, що панелі обшивки зі стрінгерним набором кріпляться до лонжеронів. Лонжерони передають навантаження на шпангоути фюзеляжу літака за допомогою моментних вузлів[6].

Кесонне крило[ред.ред. код]

У кесонном крилі основне навантаження сприймають як лонжерони, так і обшивка. В межі лонжерони вироджуються до стінок, а згинальний момент повністю сприймається панелями обшивки. У такому разі конструкцію називають моноблочною. Силові панелі включають обшивку і підкріплювальний набір у вигляді стрингерів або гофра. Підкріплювальний набір служить для забезпечення відсутності втрати стійкості обшивки від стиснення і працює на розтяг-стиск разом з обшивкою. Кесонна конструкція крила вимагає наявності центроплана, до якого кріпляться консолі крила. Консолі крила стикуються з центропланом за допомогою контурного стику, що забезпечує передачу силових факторів по всій ширині панелі.

Див. також[ред.ред. код]

Примітки[ред.ред. код]

Посилання[ред.ред. код]

Література[ред.ред. код]

Авіація Це незавершена стаття з авіації.
Ви можете допомогти проекту, виправивши або дописавши її.