Всего на сайте:
248 тыс. 773 статей

Главная | Авиация, Авиастроение

Анализ графика подъёмной силы. 4 страница  Просмотрен 510

 

Вес. Сильный дождь формирует плёнку воды на поверхности самолёта, увеличивающую его вес на 1 ¸ 2%, что увеличивает скорость сваливания.

Аэродинамический эффект. Пленка воды искажает профиль, повышает шероховатость поверхности и меняет обтекание самолёта. Су мах уменьшается, увеличивая скорость сваливания.

Лобовое сопротивление. Плёнка воды увеличивает вредное сопротивление самолёта. Легкий дождь – на 5%, средний – на 20%, сильный – до 30%. Увеличение сопротивления требует повышения тяги двигателей.

Импульс. Дополнительным эффектом, не связанным со скоростью сваливания, является потеря количества движения (импульса) самолёта при столкновении с массой падающей воды. Противодействие этому требует дополнительной тяги двигателей. Падающий проливной дождь не только мешает продвижению самолёта, но и увлекает его вниз. Возникает эффект подобный попаданию самолёта в нисходящий сдвиг ветра (будет рассмотрен позднее).

 

Сваливание самолёта типа «утка».

На самолётах нормальной аэродинамической схемы горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчивость и продольное управление самолётом. Поэтому при срыве потока с крыла, если на горизонтальном оперении нет срыва, то самолёт устойчив и управляем по тангажу.

На самолётах аэродинамической схемы «утка» переднее горизонтальное оперение обеспечивает продольную управляемость, а крыло – продольную устойчивость. Поэтому при срыве потока на крыле самолёт теряет продольную устойчивость, а при срыве потока на переднем горизонтальном оперении – теряется продольная управляемость и уменьшается Сумах (поскольку подъёмная сила на горизонтальном оперении направлена вверх).

 

Штопор.

 

Самолёт, находящийся в сваливании, может перейти в штопор. Наиболее важные характеристики штопора:

- самолёт снижается по крутой спиральной траектории, вращаясь относительно вертикальной оси;

- угол атаки обоих полукрыльев значительно выше критического угла атаки;

- самолёт с большой угловой скоростью вращается вокруг вертикальной оси;

- при взгляде сверху, самолёт описывает спираль вокруг вертикальной оси с радиусом обычно менее чем полуразмах крыла;

- самолёт в штопоре может находиться в положение «вверх кабиной» или перевёрнутом.

 

Штопор является одним из самых сложных манёвров. Штопор можно определить, как усугубленное сваливание, приведшее к авторотации, которая поддерживается аэродинамическими силами и не прекратится без специального вмешательства. В штопоре полукрылья имеют разную степень срыва потока.

 

Основные причины штопора.

 

Прежде чем самолёт войдёт в штопор, должно произойти сваливание. Если при этом срыв потока на одном полукрыле разовьётся больше, чем на другом, то самолёт начнёт крениться и появится скольжение в сторону опускающегося крыла.

Непреднамеренный вход в штопор происходит при превышении критического угла атаки при маневрировании со скольжением. Это происходит, когда нет координации в отклонении элеронов и руля направления (crossed-controls).

Координация действий рулями очень важна, особенно при полёте на малой скорости и больших углах атаки. Большинство пилотов в состоянии координировано пилотировать самолёт в нормальной обстановке, но при отвлечении внимания эта способность ухудшается. Потеря координации действий рулями может произойти, например, при маневрировании, чтобы избежать столкновения с другим самолётом или с препятствиями на взлёте (посадке).

Штопор также может развиться при боковой разбалансировке самолёта, вызванной несимметричным отказом двигателя или несимметричной выработкой топлива.

 

Три фазы штопора.

 

Зарождающийся штопор – от начала сваливания и вращения до полного развития штопора.

Установившийся штопор – угловая скорость вращения, поступательная и вертикальные скорости стабилизировались.

Вывод из штопора – силы, работающие на вывод из штопора, становятся больше сил, удерживающих самолёт в штопоре.

 

Если при сваливании самолёта одно полукрыло потеряет больше подъёмной силы, чем другое, то оно начнёт опускаться. Это приведёт у увеличению местных углов атаки на опускающемся полукрыле (усилению срыва потока) и уменьшению местных углов на поднимающемся полукрыле. Возникший крен и разница лобовых сопротивлений полукрыльев приводят к скольжению самолёта на опущенное полукрыло. Это также усугубляет дисбаланс подъёмных сил полукрыльев, поскольку внутреннее полукрыло тормозится, а на внешнем - скорость увеличивается. Как и в обычном сваливании, нос самолёта опускается. По мере того, как начинают действовать силы инерции, вращение стабилизируется.

При непреднамеренном попадании в штопор жизненно важно начать вывод как можно раньше. Многие самолёты выходят из установившегося штопора с большим трудом. Самолёт может выполнить несколько витков, прежде чем усилия по выводу начнут действовать.

Вывод из зарождающегося штопора требует меньше высоты и времени. Каждый самолёт имеет индивидуальные характеристики штопора, которые могут сильно варьироваться в зависимости от конфигурации, загрузки и прочих факторов.

 

Влияние веса и центровки на штопор.

 

Полная масса самолёта и её распределение влияют на характеристики штопора. Большая масса обычно означает более медленное вращение в зарождающемся штопоре, но в дальнейшем вращение может усиливаться.

Более высокий вращательный момент увеличивает время и потерю высоты на выводе из штопора более загруженного самолёта.

Центровка самолёта играет ещё более важную роль в поведении самолёта в штопоре:

- передняя центровка делает самолёт более устойчивым, потребные усилия для создания единицы перегрузки относительно велики, что делает менее вероятным резкое пилотирование. В стриммированном состоянии самолёт стремится самостоятельно вернуться в горизонтальный полёт. Но скорость сваливания при передней центровке имеет большее значение.

- при задней центровке самолёт менее устойчив, уменьшаются потребные усилия на единицу перегрузки, что позволяет легче вывести самолёт на сваливание. При попадании в штопор, более задняя центровка даёт более плоский штопор.

- Если центр тяжести выходит за задний предел, или при входе в штопор тяга двигателей не была своевременно убрана, то наиболее вероятен переход в плоский штопор. Плоский штопор характеризуется около нулевыми значениями тангажа и крена и расположением оси вращения недалеко от центра тяжести. Хотя потеря высоты за один виток штопора меньше, чем у нормального штопора, но из-за экстремальной угловой скорости вращения (часто превышающей 400° в секунду), самолёт теряет высоту очень быстро. Направление набегающего потока на самолёт практически вертикально снизу, что создаёт большие закритические углы атаки на крыле. И, что более важно, такое обтекание делает рули высоты и направления неэффективными, что делает вывод из штопора невозможным.

 

Вывод из штопора.

 

Вывод из сваливания заключается в уменьшении угла атаки, что восстанавливает обтекание крыла. Вывод из штопора дополнительно включает в себя остановку вращения. Чрезвычайно сложная аэродинамика штопора обуславливает широкое разнообразие методов вывода для различных самолётов. Не существует универсальной методики вывода из штопора для всех самолётов.

Для некоторых самолётов достаточно убрать режим работы двигателя и снять усилия с органов управления. Для других же, наоборот, требуются строго определённые движения органами управления, выполненные строго по времени или привязанные к определённым моментам вращения.

Всегда следуйте рекомендациям Руководства по лётной эксплуатации своего самолёта.

Далее описана наиболее распространённая процедура вывода из нормального (не перевёрнутого) штопора:

- уменьшить режим двигателя до малого газа. Это позволяет уменьшить потерю высоты на выводе и уменьшает вероятность развития плоского штопора. Также это уменьшает вероятность асимметричной тяги на многодвигательных самолётах. Крутящий или гироскопический момент двигателя и винта может увеличивать угол атаки или угловую скорость вращения на однодвигательных самолётах, усиливая штопор.

- установить элероны нейтрально. Отклонённые элероны могут способствовать входу в плоский штопор или росту угловой скорости вращения в нормальном штопоре.

- отклонить руль направления полностью против вращения. Направление вращения определяется визуально или по гироскопическому указателю поворота. Не используйте указатель скольжения («шарик»), поскольку его показания ненадёжны и зависят от местоположения в кабине.

- энергично переместите штурвал в нейтральное положение. На некоторых самолётах достаточно только ослабить тянущие усилия, в то время как на других требуется полное отклонение от себя.

Эти четыре пункта можно выполнять одновременно.

- Удерживать рули в рекомендованном положении до остановки вращения.

- Когда вращение прекратится установить руль направления нейтрально. Задержка с выполнением этого пункта может вызвать штопор в другую сторону.

- Вывести самолёт из пикирования плавным движением штурвала на себя. Чрезмерные тянущие усилия на штурвале могут привести к повторному сваливанию или превышению ограничений по перегрузке и поломке самолёта. Вялый вывод из пикирования может привести к превышению ограничений по приборной скорости. По этой же причине убирается тяга при попадании в штопор. После вывода увеличить режим двигателям для восстановления нормального полёта (контроль ограничений по двигателю).

 

Особые случаи сваливания.

 

Сваливание при полёте со скольжением. Скольжение может быть вызвано отклонением руля направления в сторону, противоположную отклонению элеронов, или при чрезмерном отклонении руля направления в сторону дачи элеронов. Это вызовет отклонение «шарика» на индикаторе скольжения от нейтрали.

Сваливание при скольжении происходит с незначительными предупредительными явлениями или вовсе без них. Одно из полукрыльев срывается намного раньше другого, что создаёт резкий кренящий момент. В этом случае следует воздержаться от «инстинктивной» реакции остановить кренение элеронами.

В течение всего полёта, и особенно на малых скоростях, отклонения руля направления должны быть координированными с отклонением элеронов для обеспечения полёта без скольжения.

 

Сваливание на манёвре происходит при перетягивании штурвала на себя при выполнении маневрирования с перегрузкой более 1. Обычно оно происходит более резко, чем сваливание с горизонтального полёта.

Часто это происходит неожиданно, поскольку сваливание происходит на большей скорости.

 

Повторное сваливание может произойти при выводе из первоначального сваливания. Это обычно случается при попытке ускорить выход из сваливания не дождавшись уменьшения угла атаки или не дав самолёту достаточно времени на набор необходимой скорости, прежде чем набирать потерянную высоту.

Переведя двигатели на полную мощность, уменьшите тянущие усилия на штурвале, чтобы дать возможность самолёту набрать скорость и, затем, плавным движением на себя набирайте потерянную высоту.

 

Сваливание большого самолёта. В процессе подготовки и тренировки пилотов на больших самолётах не отрабатывается полное сваливание. Для ознакомления с особенностями самолёта отрабатывается только приближение к сваливанию (до срабатывания предупредительной сигнализации).

На самолётах с реактивными двигателями при срабатывании механизма тряски штурвала:

- плавно опустить нос самолёта на горизонт или немного ниже;

- одновременно установить максимальный режим двигателям;

- устранять кренение поперечным управлением;

- убрать шасси, установить заданную конфигурацию.

На многомоторных винтовых самолётах действия те же, но с учётом особенности, что при увеличении режима работы двигателей на самолёт будут действовать крутящие моменты от винтов и изменившейся обдувки крыла. Для пилота важно соблюдать координацию отклонений руля направления и элеронов при парировании кренящих и разворачивающих моментов, вызванных изменением режима работы двигателей. Следует избегать развития скольжения при сваливании и выходе из него.

 

Сваливание маленького самолёта. Для одномоторного винтового самолёта есть особенности в поведении на сваливании в зависимости от режима работы двигателя.

При сваливании на малой тяге двигателя, действия такие же, как при сваливании большого самолёта (см. выше).

Поведение самолёта на сваливании при высоком режиме работы двигателя имеет свои сложности. Большой угол тангажа и малая скорость, характерные для такого рода сваливания, заметно усиливают влияние крутящего момента от винта. Поэтому пилоту требуется отклонением руля направления и элеронов компенсировать этот момент, чтобы не допустить развития скольжения. В противном случае сваливание легко переходит в штопор. Также при опускании носа на сваливании на самолёт будет действовать гироскопический момент винта, разворачивающий нос влево (при вращении винта по часовой стрелке).

Неожиданное сваливание на высоком режиме двигателя (взлёт, уход на второй круг), когда внимание пилота отвлечено, может легко перейти в штопор. Очень важно, чтобы действия по выводу были начаты при первых признаках сваливания. (Штурвал/ручку от себя, элероны нейтрально, убирать кренение рулём направления).

 

Сваливание в развороте с набором высоты или снижением.

 

Когда самолёт выполняет координированный разворот с постоянным креном, то скорость обтекания внутреннего полукрыла меньше, чем внешнего (движется по меньшему радиусу) и, поэтому, создаёт меньшую подъёмную силу. Поэтому самолёт стремится увеличить угол крена (спиральный момент крена). Для сохранения крена пилоту необходимо опускать элерон на внутреннем крыле, и чем меньше скорость, тем больше потребный угол отклонения элеронов. Из-за отклоненного элерона местный угол атаки внутреннего полукрыла больше и может достигнуть критического значения первым. Руль направления должен постоянно удерживать нулевое скольжение (шарик в центре).

В развороте с набором высоты на однодвигательном винтовом самолёте компенсация крутящего момента от винта требует дополнительного отклонения руля направления и элеронов. Например, при вращении пропеллера по часовой стрелке на координированном развороте влево с набором высоты может потребоваться отклонение руля направления и элеронов вправо. Если самолет выйдет на сваливание, то крен и скольжение будут развиваться бурно из-за больших отклонений рулей.

 

Выводы: В любой конфигурации, пространственном положении, на любом режиме двигателей при попадании в сваливание пилот должен уменьшить угол атаки, установить максимальный режим двигателю, чтобы уменьшить потерю высоты на выводе, и не допускать скольжения самолёта, чтобы уменьшить вероятность попадания в штопор. «Держите шарик в центре».

 

Скоростная тряска (Волновой срыв).

На скоростях полёта более 0,4 М начинает проявляться сжимаемость воздуха, что влияет на поведение самолёта.

На больших высотах полёта реактивные транспортные самолёты имеют крейсерские скорости полёта немного большие М критического. И поэтому имеют на крыле небольшой скачок уплотнения. Если самолёт будет далее увеличивать скорость, то скачок резко усиливается, возрастает перепад давления. Создаётся резкий неблагоприятный градиент давления в районе скачка, что приводит к отрыву пограничного слоя (волновой срыв). Отделённый поток, попадая на стабилизатор, вызывает очень сильную вибрацию самолёта (скоростная тряска).

Поскольку эта тряска может повредить конструкцию самолёта, то устанавливается специальная сигнализация, предупреждающая пилота о превышении максимально-допустимой скорости полёта (VMO/MMO). Индикация максимально-допустимой скорости и скорости начала скоростной тряски выводится на приборы пилотам, кроме этого используют звуковую трещотку (clacker), легко отличимую по звуку от другой звуковой сигнализации.

Таким образом, существуют два вида аэродинамической тряски, вызванные полётом на малых (low speed buffet) и слишком больших скоростях (high speed buffet). Любая тряска конструкции нежелательна, поскольку приводит к ослаблению конструкции самолёта и дискомфорту пассажиров. На больших высотах полёта (36 000 – 42 000 футов), разница по скорости между этими двумя трясками может уменьшаться всего до 15 узлов.

Примечание: В процессе сертификационных испытаний проверяются расчетные максимальные скорости полёта и устанавливаются значения максимально-допустимых скоростей. При этом обеспечивается запас по скорости, который позволяет пилоту при непреднамеренном превышении ограничения вернуть самолёт в нормальный полёт без проявления нежелательных явлений (Затягивание в пикирование, потеря эффективности управления, проблемы с устойчивостью и т.

п.).

 

Глава 8 Механизация крыла

 

Скорости взлёта и посадки.

 

Механизация крыла предназначена для уменьшения потребных взлётных и посадочных дистанций. Это позволяет увеличить вес (полезную нагрузку) самолёта при заданной длине ВПП.

Взлётная дистанция зависит от безопасной скорости взлёта V2, которую самолёт должен занять на высоте 35 футов над ВПП, а посадочная – от скорости пролёта торца ВПП VАТ, которую самолёт имеет на высоте 50 футов. V2 не может быть больше 1,2 VS1, а VАТ не может быть меньше 1,3 VS0. Скорость сваливания определяется максимальным коэффициентом подъёмной силы крыла Сумах. Таким образом, чтобы получить минимально возможные дистанции, требуется иметь максимально возможный Сумах.

 

Повышение Сумах.

Один из главных факторов, влияющих на Сумах крыла, это кривизна профиля. Поэтому для взлёта и посадки желательно иметь изогнутый профиль крыла. В то же время, в крейсерском полёте изогнутый профиль создаёт большое сопротивление. Обычно в крейсерском полёте используется гладкое крыло с профилем малой кривизны, а на взлёте и посадке для увеличения кривизны профиля используют шарнирные передние и задние кромки крыла (flaps).

На низкоскоростных профилях обычно используют только отклоняемую заднюю кромку крыла – закрылки. На скоростных профилях, где передняя кромка может быть симметричной или даже с отрицательной кривизной, кроме этого используют ещё и отклоняемую переднюю кромку (предкрылки).

В англоязычной литературе шарнирные предкрылки называют flaps, а выдвижные – slats, закрылки же, в любом случае – flaps.

 

Закрылки.

 

 

Простые закрылки. Имеют простую конструкцию, дают хороший прирост Сумах, но относительно высокое лобовое сопротивление. Используются на не скоростных самолётах, когда не требуются очень короткие дистанции взлёта и посадки.

 

Разделяющиеся закрылки формируются из задней части нижней поверхности крыла. Верхняя поверхность не изменяется при выпуске закрылков, что позволяет затянуть отделение пограничного слоя на большие углы атаки. Но сопротивление такого закрылка больше, чем простого, из-за образовавшегося разрыва между верхней и нижней поверхностью.

 

Щелевые закрылки. Когда выпускается щелевой закрылок, то между ним и крылом образуется щель. Через эту щель воздух из зоны высокого давления под крылом, ускоряясь, выходит над закрылком, увеличивая кинетическую энергию пограничного слоя. Это задерживает отделение пограничного слоя с закрылка. Щелевые закрылки дают больший прирост Сумах, чем простые и разделяющиеся закрылки и намного меньшее лобовое сопротивление. Недостатком является сложность конструкции.

 

Закрылки Фаулера выдвигаются назад, а затем отклоняются вниз. Первоначально увеличивается площадь крыла, а затем кривизна. Закрылки Фаулера могут быть щелевыми. Из-за двойного эффекта, данные закрылки дают наибольший прирост подъёмной силы из всех перечисленных. Также наименьший прирост лобового сопротивления из-за щелей и уменьшения отношения толщины профиля к длине хорды. Недостатком является большой момент тангажа из-за удлинения хорды назад.

Харлан Фаулер был инженером, работающим на ВВС США. В личное время и за свои деньги он разработал свой вид закрылков, которые впервые были установлены на Локхиде 14 в 1937 году. Из современных самолётов закрылки Фаулера установлены на Боинге 727.

 

На рисунке показана сравнительная зависимость Cy=f(a) для вышеперечисленных видов закрылков при одном том же угле отклонения закрылка. Следует заметить, что максимальный прирост подъёмной силы у разных типов закрылков происходит при разных углах отклонения закрылка.

 

На рисунке показано изменения прироста подъёмной силы в зависимости от угла выпуска закрылков. Из него видно, что прирост подъёмной силы увеличивается при увеличении угла отклонения закрылка до определённого оптимального угла, а затем уменьшается.

 

Сумах и критический угол атаки.

 

На сравнительных графиках Cy=f(a) видно, что выпуск закрылков увеличивает Сумах, но уменьшает критический угол атаки. Это происходит потому, что выпуск закрылков увеличивает местный угол атаки.

 

Обычно график Cy=f(a) изображают, используя угол атаки основной (не отклоняемой) секции крыла. Поэтому, как видно из рисунка, когда крыло с выпущенным закрылком будет находиться на критическом угле атаки, угол атаки основной секции крыла будет значительно меньше.

 

Лобовое сопротивление.

 

На рисунке показаны сравнительные поляры для различных видов закрылков при одном заданном угле отклонения закрылка.

Из рисунка видно, что сопротивление различных видов закрылков сильно отличается. Наибольшее сопротивление у разделяющихся закрылков и наименьшее – у закрылков Фаулера.

На взлёте, лобовое сопротивление уменьшает ускорение самолёта, поэтому закрылки должны давать минимальное сопротивление. На посадке, лобовое сопротивление помогает остановке самолёта и поэтому благоприятно. При заходе на посадку повышенное лобовое сопротивление увеличивает устойчивость по скорости. Прирост лобового сопротивления тем больше, чем больше угол отклонения закрылков.

Аэродинамическое качество.

При выпуске закрылков одновременно увеличиваются подъёмная сила и лобовое сопротивление, но в разных пропорциях. Хотя подъёмная сила больше сопротивления, но растёт быстрее и, поэтому, аэродинамическое качество уменьшается. Чтобы найти точку максимального аэродинамического качества, нужно провести касательную к поляре из начала координат. Тангенс угла наклона касательной (или секущей в любой точке графика) будет равен аэродинамическому качеству.

Аэродинамическое качество определяет эффективность самолёта и влияет на лётные характеристики, такие как, дальность полёта, углы наклона траектории набора высоты и планирования. При выпущенной механизации дальность полёта и угол наклона траектории набора высоты уменьшаются, а угол наклона траектории планирования увеличивается.

 

Момент тангажа.

При выпуске закрылков меняется расположение центра давления на крыле и скос потока в районе стабилизатора. Оба эти процесса влияют на результирующий момент тангажа от выпуска закрылков.

Движение задней кромки крыла вызывает изменение картины распределения давления по всему профилю, но наибольшие изменения происходят в районе самих закрылков. При их выпуске центр давления крыла смещается назад, что дает пикирующий момент относительно центра тяжести самолёта. В случае закрылков Фаулера, сдвиг закрылка назад приводит к ещё большему пикирующему моменту.

Местный угол атаки стабилизатора зависит от скоса потока за крылом. При выпуске закрылков скос потока увеличивается, что приводит к увеличению отрицательной подъёмной силы стабилизатора – кабрирующему моменту.

Знак результирующего момента тангажа зависит от того, какой из указанных моментов окажется выше. Это зависит от вида закрылков, их расположения на крыле и расположения стабилизатора относительно крыла. Например, при высокорасположенном стабилизаторе эффект скоса потока мал и самолёт при выпуске закрылков будет испытывать пикирующий момент.

 

Изменение угла тангажа при выпуске закрылков.

 

Для сохранения горизонтального полёта подъёмная сила должна быть равна весу самолёта. При выпуске закрылков на постоянной скорости, подъёмная сила будет возрастать и необходимо уменьшить угол атаки для сохранения прямолинейности полёта. Таким образом, самолёт с выпущенными закрылками будет лететь с меньшим углом тангажа. Это благоприятно для посадки, поскольку улучшается обзор из кабины вперёд. Но если угол тангажа самолёта при снижении по глиссаде отрицательный, это может спровоцировать посадку на переднюю стойку.

 

Предкрылки.

 

Предкрылки бывают двух видов:

- шарнирно отклоняемая вперёд нижняя поверхность передней кромки (flaps);

- выдвигаемая вперёд передняя кромка крыла с образованием щели (slats).

 

Передняя кромка профиля крыла скоростного самолёта обычно имеет малую кривизну и маленький радиус закругления. Это может вызывать отделение пограничного слоя непосредственно за передней кромкой на довольно малых углах атаки. Этого явления можно избежать, используя предкрылок, увеличивающий кривизну профиля в районе передней кромки.

 

Предкрылок Крюгера – это часть нижней поверхности передней части крыла, которая может, вращаясь, формировать новую переднюю кромку крыла.

Чтобы способствовать первоначальному срыву потока в средней части стреловидного крыла, предкрылки Крюгера (как менее эффективные) устанавливают у корня крыла.

 

Чтобы улучшить эффективность предкрылка, кривизна его поверхности может увеличиваться в процессе выпуска (см. рисунок).

 

В отличие от закрылков, рассмотренный вид предкрылков не имеет промежуточных выпущенных положений. Он либо полностью выпущен, либо полностью убран.

 

Влияние шарнирных предкрылков на подъёмную силу.

 

Главный эффект от отклонения шарнирного предкрылка заключается в увеличении критического угла атаки и соответствующего ему Cy мах. Кроме этого происходит небольшое увеличение подъёмной силы на более низких углах атаки из за увеличения кривизны профиля крыла.

 

Щелевые предкрылки.

 

Щелевой предкрылок, при выпуске, образует профилированный проход для воздуха между нижней и верхней поверхностями крыла. На некоторых самолётах такая щель может быть постоянной частью конструкции крыла.

 

 

При выпуске щелевого предкрылка кинетическая энергия пограничного слоя увеличивается, и отделение пограничного слоя затягивается на большие углы атаки. Срыв потока начнётся при угле атаки приблизительно 25°, когда усилившийся неблагоприятный градиент давления пересилит кинетическую энергию пограничного слоя.

Если щель является постоянной конструкцией крыла, то на больших скоростях полёта это приведёт к дополнительному лобовому сопротивлению. Поэтому, как правило, щелевые предкрылки делают убирающимися и выпускающимися. Выпуск/уборка предкрылков происходит обычно одновременно с выпуском/уборкой закрылков и управление обоими механизмами осуществляется от одного органа управления.

 

На рисунке показаны сравнительные цифры для чистого крыла и с выпущенным щелевым предкрылком.

Выпуск предкрылка продлевает график Cy=f(a) на большие углы атаки. На больших углах предкрылок сам создаёт подъёмную силу благодаря своей кривизне. Если рассмотреть картину распределения давления по профилю, то видно, что выпущенный предкрылок сглаживает пик разрежения, чем уменьшает неблагоприятный градиент давления на нисходящей части профиля.

Предыдущая статья:Анализ графика подъёмной силы. 3 страница Следующая статья:Анализ графика подъёмной силы. 5 страница
page speed (0.0154 sec, direct)