Крыло

З пляцоўкі Вікіпедыя
Jump to navigation Jump to search
Кансоль крыла Боінга 737-800

Крыло ў авіяцыйнай тэхніцы - паверхня для стварэння пад'ёмнай сілы.

Часткі крыла самалёта[правіць | правіць зыходнік]

Крыло можна падзяліць на тры часткі: левую і правую паўплоскасці або кансолі і цэнтраплан. Фюзеляж можа быць зроблены апорным (пад'ёмным) (напрыклад, на самалётах Т-50 ПАКФА, F-35, Су-27). Паўплоскасці у сваю чаргу дзеляцца на наплыў крыла (калі такі ёсць) і заканцоўку. Часта сустракаецца выраз «крылы», але ён памылковы ў адносінах да манаплана, так як крыло адно і складаецца з дзвюх паўплоскасцяў. У рэдкіх выпадках і манаплан можа мець 2 крыла, напрыклад, Ту-144 меў дадаткова хаваемае пярэдняе крыло.

Прынцып дзеяння[правіць | правіць зыходнік]

Дым паказвае рух паветра, абумоўлены ўзаемадзеяннем крыла з паветрам.

Пад'ёмная сіла крыла ствараецца за кошт розніцы ціскаў паветра на ніжняй і верхняй паверхнях. Ціск жа паветра залежыць ад размеркавання хуткасцяў паветраных патокаў ля гэтых паверхняў.

Адным з распаўсюджаных тлумачэнняў прынцыпу дзеяння крыла з'яўляецца ўдарная мадэль Ньютана: часціцы паветра, сутыкаючыся з ніжняй паверхняй крыла, размешчанага пад вуглом да патоку, пругка адскокваюць ўніз («скос патоку»), згодна з трэцім законам Ньютана, штурхаючы крыло ўверх. Дадзеная спрошчаная мадэль улічвае закон захавання імпульсу, але цалкам грэбуе абцяканнем верхняй паверхні крыла, з прычыны чаго яна дае заніжаную велічыню пад'ёмнай сілы.

У іншай распаўсюджанай, але няслушнай мадэлі ўзнікненне пад'ёмнай сілы тлумачыцца рознасцю ціскаў на верхнім і ніжнім баках профілю, якая ўзнікае згодна з законам Бернулі: на ніжняй паверхні крыла хуткасць праходжання паветра аказваецца ніжэй, чым на верхняй, таму пад'ёмная сіла крыла накіравана знізу ўверх. Звычайна разглядаецца крыло з плоска-пукатым профілем: ніжняя паверхня плоская, верхняя - пукатая. Набягаючы струмень падзяляецца крылом на дзве часткі - верхнюю і ніжнюю, - пры гэтым, з прычыны пукатасці крыла, верхняя частка патоку павінна прайсці большы шлях, чым ніжняя. Для забеспячэння непарыўнасці патоку хуткасць паветра над крылом павінна быць больш, чым пад ім, з чаго вынікае, што ціск на верхнім баку профілю крыла ніжэй, чым на ніжнім; гэтай рознасцю ціскаў абумоўліваецца пад'ёмная сіла. Аднак дадзеная мадэль не тлумачыць ўзнікненне пад'ёмнай сілы на дваякапукатых сіметрычных або на ўвагнута-пукатых профілях, калі патокі зверху і знізу праходзяць аднолькавую адлегласць.

Для ліквідацыі гэтых недахопаў М. Я. Жукоўскі ўвёў паняцце цыркуляцыі хуткасці патоку; ў 1904 годзе ім была сфармуляваная тэарэма Жукоўскага. Цыркуляцыя хуткасці дазваляе ўлічыць скос патоку і атрымліваць значна больш дакладныя вынікі пры разліках.

Становішча закрылкаў (зверху ўніз): 1) Найбольшая эфектыўнасць (набор вышыні, гарызантальны палёт, зніжэнне) 2) Найбольшая плошча крыла (ўзлёт) 3) Найбольшая пад'ёмная сіла, высокі супраціў (заход на пасадку) 4) Найбольшы супраціў, паменшаная пад'ёмная сіла (пасля пасадкі)

Адным з галоўных недахопаў вышэйпрыведзеных тлумачэнняў з'яўляецца тое, што яны не ўлічваюць вязкасці паветра, то бок перанос энергіі і імпульсу паміж асобнымі слаямі патоку (што і з'яўляецца прычынай цыркуляцыі). Істотны ўплыў на крыло можа аказаць паверхня зямлі, якая "адбівае" абурэнні патоку, выкліканыя крылом, і вяртае частку імпульсу назад (экранны эфект).

Таксама ў прыведзеных тлумачэннях не раскрываецца механізм перадачы энергіі ад крыла патоку, гэта значыць здзяйснення работы самім крылом. Хоць верхняя частка паветранага патоку сапраўды мае падвышаную хуткасць, геаметрычная даўжыня шляху не мае да гэтага дачынення - гэта выклікана узаемадзеяннем слаёў нерухомага і рухомага паветра і верхняй паверхні крыла. Струмень паветра, які прастуе ўздоўж верхняй паверхні крыла, «прыліпае» да яе і імкнецца прытрымлівацца руху ўздоўж гэтай паверхні нават пасля пункту перахілу профілю (эфект Каанда). Дзякуючы паступальнаму руху, крыло здзяйсняе работу па разгоне гэтай частцы патоку. Дасягнуўшы пункту адрыву ля задняй абзы, паветра працягвае свой рух ўніз па інерцыі разам з масай, адхіленай ніжняй паверхняй крыла, што ў суме выклікае скос патоку і ўзнікненне рэактыўнага імпульсу. Вертыкальная частка гэтага імпульсу і выклікае пад'ёмную сілу, якае ўраўнаважвае сілу цяжару, гарызантальная ж частка ўраўнаважваецца лабавым супрацівам. 

Насамрэч, абцяканне крыла з'яўляецца вельмі складаным трохмерным нелінейным, і часцяком нестацыянарным, працэсам. Пад'ёмная сіла крыла залежыць ад яго плошчы, профілю, формы ў плане, а таксама ад вугла атакі, хуткасці і шчыльнасці патоку (ліка Маха) і ад цэлага шэрагу іншых фактараў.

Форма крыла[правіць | правіць зыходнік]

Адна з асноўных праблем пры канструяванні новых самалётаў - выбар аптымальнай формы крыла і яго параметраў (геаметрычных, аэрадынамічных, моцнасных і г. д.).

Прамое крыло[правіць | правіць зыходнік]

Асноўнай вартасцю (перавагай) прамога крыла з'яўляецца яго высокі каэфіцыент пад'ёмнай сілы нават пры малых вуглах атакі. Гэта дазваляе істотна павялічыць удзельную нагрузку на крыло, а значыць паменшыць габарыты і масу, не асцерагаючыся значнага павелічэння хуткасці ўзлёту і пасадкі. Дадзены тып крыла ўжываецца ў дагукавых і калягукавых самалётах з рэактыўнымі рухавікамі. Яшчэ адной перавагай прамога крыла з'яўляецца тэхналагічнасць вырабу, якая дазваляе зрабіць таннейшым вытворчасць.

Недахопам, які прадвызначае непрыдатнасць такога крыла пры гукавых хуткасцях палёту, з'яўляецца рэзкае павелічэнне каэфіцыента лабавога супраціву пры перавышэнні крытычнага значэння ліку Маха.

Стрэлападобнае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Разразная схема левай кансолі Space Shuttle

Стрэлападобнае крыло атрымала шырокае распаўсюджванне дзякуючы розным мадыфікацыям і канструктарскім рашэнням.

Перавагі
  • павелічэнне хуткасці, пры якой надыходзіць хвалевы крызіс, і як вынік - меншы супраціў на трансгукавых хуткасцях у параўнанні з прамым крылом; 
  • марудны рост пад'ёмнай сілы ў залежнасці ад вугла атакі, што азначае лепшую ўстойлівасць да турбулентнасці атмасферы.
Недахопы
  • паніжаная апорная (пад'ёмная) здольнасць крыла, а таксама меншая эфектыўнасць дзеяння механізацыі; 
  • павелічэнне папярочнай статыстычнай устойлівасці па меры росту вугла стрэлападобнасці крыла і вугла атакі, што ускладняе атрыманне належнай суадносіны паміж напрамкавай і папярочнай устойлівасцямі самалёта і змушае ўжываць вертыкальнае (старчаковае) апярэнне з вялікай плошчай паверхні, а таксама надаваць крылу або гарызантальнаму апярэнню адмоўны вугал папярочнага V
  • адрыў патоку паветра ў канцавых частках крыла, што прыводзіць да пагаршэння падоўжнай і папярочнай устойлівасці і кіравальнасці самалёта; 
  • павелічэнне скосу патоку за крылом, якое прыводзіць да зніжэння эфектыўнасці гарызантальнага апярэння; 
  • ўзрастанне масы і памяншэнне калянасці (цвёрдасці) крыла. 

Для выдалення гэтых адмоўных момантаў выкарыстоўваецца крутка крыла, механізацыя, пераменны вугал стрэлападобнасці ўздоўж размаху, адваротнае звужэнне крыла альбо адмоўная стрэлападобнасць

прыклады ужывання: Су-7

Крыло з наплывам (ажывальнае)[правіць | правіць зыходнік]

Ажывальнае крыло

Варыяцыя стрэлападобнага крыла. Работу крыла ажывальнай формы можна апісаць як спіральны паток віхораў, якія зрываюцца з вострай пярэдняй абзы вялікай стрэлападобнасці на каляфюзеляжнай частцы крыла. Віхоравая плёнка выклікае таксама стварэнне шырокіх абласцей нізкага ціску і павялічвае энергію памежнага слою паветра, павялічваючы тым самым каэфіцыент пад'ёмнай сілы. Манеўранасць абмяжоўваецца перш за ўсё статычнай і дынамічнай моцнасцю канструкцыйных матэрыялаў, а таксама аэрадынамічнымі характарыстыкамі самалёта.

Прыклады ўжывання: Ту-144, Канкорд

Звышкрытычнае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Цікавы прыклад мадыфікацыі стрэлападобнага крыла. Выкарыстанне сплошчаных профіляў з выгнутай задняй часткай дазваляе раўнамерна размеркаваць ціск ўздоўж хорды профілю і тым самым прыводзіць да зруху цэнтра ціску назад, а таксама павялічвае крытычны лік Маха на 10-15%.

Прыклады ўжывання: АН-225 «Мрыя».

Адваротнай (адмоўнай) стрэлападобнасці[правіць | правіць зыходнік]

Крыло адваротнай стрэлападобнасці

Крыло з адмоўнай стрэлападобнасцю КАС (то бок, са скосам наперад).

Перавагі
  • дазваляе палепшыць кіравальнасць на малых хуткасцях палёту; 
  • павышае аэрадынамічную эфектыўнасць ва ўсіх абласцях лётных рэжымаў; 
  • кампанаванне КАС аптымізуе размеркаванне ціску на крыло і пярэдняе гарызантальнае апярэнне
  • дазваляе паменшыць радыёлакацыйную прыкметнасць самалёта ў пярэдняй паўсферы;
Недахопы
  • КАС вельмі схільнае да аэрадынамічнай дывергенцыі (страта статычнай устойлівасці) пры дасягненні пэўных значэнняў хуткасці і вуглоў атакі; 
  • патрабуе асобых канструкцыйных матэрыялаў і тэхналогій, якія дазваляюць стварыць дастатковую калянасць канструкцыі;

Прыклады ўжывання: серыйны цывільны HFB-320 Hansa Jet, эксперыментальны знішчальнік Су-47 «Беркут».

Трохкутнае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Трохкутнае (дэльтападобнае, англ. Deltawing - атрымала найменне па напісанні грэцкай літары дэльта) крыло больш цвёрдае і лягчэйшае за прамое і стрэлападобнае крылы. Часцей за ўсё выкарыстоўваецца пры хуткасцях звыш M = 2.

Перавагі
  • Мае малое адноснае падаўжэнне
Недахопы

Прыклады ўжывання: МиГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малой адноснай таўшчыні); Gloster Javelin, Avro Vulcan (вялікай адноснай таўшчыні), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, звышгукавыя цывільныя Lockheed L-2000, Boeing-2707-300[1]

Трапецападобнае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Перавагі

Прыклады ўжывання: F/A-18, Northrop/McDonnell Douglas YF-23

Эліптычнае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Перавагі

Эліптычнае крыло мае найбольшую аэрадынамічную якасць сярод усіх вядомых тыпаў крыла.

Прыклады ўжывання: К-7 (СССР)

Крыло арачнага тыпу[правіць | правіць зыходнік]

Крыло арачнага тыпу на самалёт Выраб 181

Таўшчыня крыла[правіць | правіць зыходнік]

Крыло таксама характарызуецца адноснай таўшчынёй (суадносіны таўшчыні да шырыні), у кораня і на канцавінах, якая адлюстроўваецца ў адсотках.

Тоўстае крыло

Тоўстае крыло дазваляе адсунуць момант зрыву ў штопар (звальванне), і лётчык можа манеўраваць з вялікімі вугламі і перагрузкай. Галоўнае - гэты зрыў на такім крыле развіваецца паступова, захоўваючы плаўнае абцяканне патоку на большай частцы крыла. Пры гэтым, лётчык атрымлівае магчымасць распазнаць небяспеку па ўзнікаючай трасяніне аэраплана і своечасова прыняць меры. Самалёт жа з тонкім крылом рэзка і раптоўна губляе пад'ёмную сілу амаль на ўсёй плошчы крыла, не пакідаючы пілоту шанцаў.[2]

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

Механізацыя крыла[правіць | правіць зыходнік]

Асноўныя часткі механізацыі крыла
  • 1 — заканцоўка крыла
  • 2 — канцавы элерон
  • 3 — карнявы элерон
  • 4 — абцякальнікі механізму прывода закрылкаў
  • 5 — перадкрылак
  • 6 — перадкрылак
  • 7 — карнявы (ці ўнутраны) трохшчылінны закрылак
  • 8 — знешні трохшчылінны закрылак
  • 9 — інтэрцэптар
  • 10 — інтэрцэптар/спойлер

Складваемае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Да канструкцыі са складваемым крылом звяртаюцца ў тым выпадку, калі хочуць паменшыць габарыты пры стаянцы паветранага судна (лятака). Найбольш часта такое ўжыванне сустракаецца ў палубнай авіяцыі (Су-33, Як-38, F-18, Bell V-22 Osprey), але і разглядаецца часам для пасажырскіх лятакоў (КР-860).

Канструктыўна-сілавыя схемы крыла[правіць | правіць зыходнік]

Па канструктыўна-сілавой схеме крылы дзеляцца на ферменыя, ланжэронныя, кесонныя.

Ферменае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Канструкцыя такога крыла ўключае прасторавую ферму, успрымаючую сілавыя фактары, нервюры і абшыўку, якая перадае аэрадынамічную нагрузку на нервюры. Не варта блытаць ферменую канструктыўна-сілавую схему крыла з ланжэроннай канструкцыяй, у якую ўваходзяць ланжэроны і (або) нервюры ферменай канструкцыі. У цяперашні час крылы ферменай канструкцыі практычна не ўжываюцца.

Ланжэроннае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Ланжэроннае крыло ўключае адзін або некалькі падоўжных сілавых элементаў - ланжэронаў, якія ўспрымаюць выгінальны момант[3]. Акрамя ланжэронаў, у такім крыле могуць прысутнічаць падоўжныя сценкі. Яны адрозніваюцца ад ланжэронаў тым, што панэлі абшыўкі з стрынгерным наборам мацуюцца да ланжэронаў. Ланжэроны перадаюць нагрузку на шпангоўты фюзеляжа самалёта з дапамогай маментных вузлоў.

Кесоннае крыло[правіць | правіць зыходнік]

Кесоннае крыло ўспрымае ўсе асноўныя сілавыя фактары з дапамогай кесона, які ўключае ланжэроны і сілавыя панэлі абшыўкі. У ліміце ланжэроны выраджаюцца да сценак (калі рухацца ад кораня да канцавіны крыла, яны ператвараюца ў сценкі), а выгінальны момант цалкам ўспрымаецца панэлямі абшыўкі. У такім выпадку канструкцыю называюць манаблочнай. Сілавыя панэлі ўключаюць абшыўку і ўмацавальны набор у выглядзе стрынгераў або гофры. Умацавальны набор служыць для забеспячэння адсутнасці страты ўстойлівасці абшыўкі ад сціску і працуе на расцяг-сціск разам з абшыўкай. Кесонная канструкцыя крыла патрабуе наяўнасці цэнтраплана, да якога мацуюцца кансолі крыла. Кансолі крыла стыкуюцца з цэнтрапланам пры дапамозе контурнага стыку, які забяспечвае перадачу сілавых фактараў па ўсёй шырыні панэлі.

Гісторыя даследавання[правіць | правіць зыходнік]

Першыя тэарэтычныя даследаванні і важныя вынікі былі праведзены на мяжы XIX-XX стагоддзяў рускімі навукоўцамі Н. Жукоўскім, С. Чаплыгіным і нямецкім М. Кутта.

Сярод атрыманых імі вынікаў можна адзначыць:

Гл. таксама[правіць | правіць зыходнік]

  • Профіль крыла (аэродынаміка)

Зноскі[правіць | правіць зыходнік]

  1. Boeing-2707-300 - Сверхзвуковой пассажирский самолет
  2. Откуда есть пошёл самолёт-истребитель, ч. 3
  3. Житомирский, 1991

Спасылкі[правіць | правіць зыходнік]

Літаратура[правіць | правіць зыходнік]

  • Житомирский Г. И. Глава 2. Крыло // Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. — М.: Машиностроение, 1991. — С. 44-95. — 400 с: ил. ISBN 5-217-01519-5; ББК 39.53я73 Ж 74; УДК 629.73.02 (075.8).