Несучі крила. Частина 2. Геометрія крила
Термінологія
Типове крило в плані:
Перетин крила в площині симетрії називається кореневим профілем, а його хорда — кореневої bкр. На кінцях крила відповідно кінцевий профіль та кінцева хорда bкц. Відстань від одного кінцевого профілю до іншого називається розмахом крила l. Хорда профілю крила може бути різна уздовж його розмаху. Відношення кореневої хорди до кінцевої називається звуженням крила n. Відношення площі крила до його розмаху називають середньої геометричної хордою bср, а відношення розмаху крила до bср — подовженням крила L.
Якщо за ходом польоту кінці крила відхилені щодо кореневого перетину, говорять про стрілоподібність крила. На мал. 1 показана B — стрілоподібність по передній кромці — кут між перпендикуляром до площини симетрії і передньою кромкою крила. Правомірно також говорити про стрілоподібність по задній кромці, але найважливіше — стрілоподібність по лінії фокусів, тобто лінії, що з'єднує фокуси профілів крила вздовж його розмаху. Очевидно, що при нульовій стріловидності по лінії фокусів у крила з ненульовим звуженням крайки не перпендикулярні площині симетрії крила. Проте, прийнято вважати його прямим, а не стрілоподібним крилом. Якщо кінці крила відхилені щодо кореневого перетину назад, — говорять про позитивну стрілоподібність, якщо вперед — про негативну. Якщо крило в плані утворено прямими передньою і задньою крайками, то стрілоподібність не змінюється уздовж розмаху. Якщо ж це не так, то стрілоподібність може змінювати своє значення і навіть знак.
Щоб покінчити з основними термінами, подивимося на крило уздовж лінії польоту:
У більшості крил його кінці на такому вигляді знаходяться вище кореневого перетину, і крило нагадує за формою латинську букву V. Таку особливість називають поперечним V крила і вимірюють у градусах. Якщо кінці вище, то позитивне крила. Якщо нижче кореневого перетину, то негативне V крила. Якщо у крила на даному виді дві або навіть три точки зламу, то говорять про подвійне або потрійне V крила. У літака є ще поздовжнє V, але його розгляд виходить за рамки даної статті.
Якщо в половині крила хорди всіх його профілів за розмахом лежать в одній площині і профіль у всіх перетинах один, говорять про плоске крило. Якщо ні, то має місце геометрична крутка крила. У цьому випадку кут атаки кінцевих профілів більше (позитивна крутка) або менше (негативна крутка), ніж у кореневого профілю крила. Якщо уздовж розмаху крила змінюється його профіль — говорять про аеродинамічну крутку. Крутка крила відрізняється від його перекосу приблизно тим же, чим розвідник відрізняється від шпигуна. Перше бажано і корисно, а друге приходить само і приносить одні неприємності.
Подовження
Ми починаємо розгляд геометричних характеристик крила з найважливішої: подовження крила. На зорі авіації, коли ще не було аеродинаміки як науки, а літаки вже літали, найбільш талановиті конструктори інтуїтивно розуміли роль подовження крила в створенні підйомної сили. Видатні за вантажопідйомністю літаки були створені тоді конструктором Сікорським. Вони мали подовження крила більше 10 і чудово літали. А, наприклад, відомий конструктор Можайський, не зрозумів значення подовження крила, і його літаки не полетіли. Чому так важливо подовження крила?
У першій частині статті ми розглядали обтікання профілю в площині перетину. Підйомна сила крила створюється за рахунок невеликого підпору тиску на нижній поверхні крила і великого розрядження на верхній. Різниця тиску створюється динамічно — потоком, що набігає. Природно, що повітря, як і всякий газ прагне вирівняти тиск. Але як? Верхня і нижня поверхні розділені твердим крилом — тут газу не пройти. Навколо передньої кромки крила — заважає швидкісний напір повітря, що набігає в передній частині нижньої поверхні крила. Навколо задньої кромки — стримує лінії зворотного потоку повітря швидкісний натиск на верхній поверхні крила. Коли його не вистачає, відбувається відрив прикордонного шару і тиск починає вирівнюватися — швидко падає підйомна сила крила. Цей випадок розглянуто в першій частині статті.
Як же повітря може вирівнювати тиск під і над крилом? Подивимося, що відбувається з різницею тисків на краю крила:
Як бачите, повітря з нижньої поверхні, де тиск надлишковий, починає свій рух убік, і обігнувши навколо краю крила, потрапляє на верхню поверхню. Різниця тиску зменшується і падає підйомна сила крила. Оскільки крило рухається в потоці, все це відбувається динамічно. До моменту приходу більшої частини повітря на верхню поверхню крила — воно вже йде вперед і залишається закручене в вихор повітря. При русі крила воно залишає за собою вихрові джгути по кінцях крила.
У першій частині статті ми говорили про лобовий опір та двох його складових — профільний опір і індуктивний опір. В діапазоні робочих кутів атаки профільний опір майже не змінює свого значення. Індуктивний — пропорційно квадрату Сy, що добре видно на графіку:
При Сy рівному нулю — індуктивний опір теж дорівнює нулю. Головний внесок в індуктивний опір вносять відображені на мал. 3 вихрові джгути.
Досить поширена серед моделістів ще одна помилка в області аеродинаміки, що ці вихрові джгути — єдині винуватці індуктивного опору. Це не так. Навіть крило нескінченного розмаху все одно має індуктивний опір, але набагато менший за абсолютною величиною. У крила два кінця. Інтенсивність відсмоктування енергії в кінцевий вихровий джгут залежить від погонної підйомної сили крила, яка визначається різницею тисків. Звідси очевидне рішення: оскільки кінця всього два, треба зменшити погонну підйомну силу, тобто збільшити розмах крила при тій же його площі. А це і означає збільшення подовження крила.
Наближено можна вважати, що кінцевий джгут сильно знижує погонну підйомну силу на відстані до двох хорд від кінця крила. Тому для крил подовження 4 і менше, крайові ефекти радикально впливають на підйомну силу і індуктивний опір крила, в найбільшій мірі визначаючи аеродинамічну якість крила в цілому.
Як і розрядження на верхній поверхні крила, вихрові джгути по кінцях крила можна побачити на власні очі на аерошоу при показовому пілотажі надзвукових літаків. Коли літак різко маневрує, з кінців крил зриваються джгути білій завіси з конденсату вологи, що міститься в повітрі.
Отже, стало зрозуміло, що для отримання найбільшої аеродинамічної якості крила, треба збільшувати його подовження. Це була миска меду. Зараз додамо туди багато ложок дьогтю.
Перша ложка — конструктивна. При збільшенні подовження у крила фіксованої площі зменшується його хорда і будівельна висота лонжерона. Одночасно збільшується довжина плеча прикладення підйомної сили консолі крила до кореневого перетину лонжерона. Виходить, що при збільшенні подовження вдвічі, вимоги до міцності лонжерона збільшуються вчетверо. Відразу відзначимо, що у великій авіації найчастіше головною причиною зниження подовження крила є саме міцністні можливості його лонжерона.
Друга ложка — теж конструктивна. Для того, щоб за розмахом крила забезпечити однаковий кут атаки всіх профілів, необхідно мати досить жорстке на кручення крило. Чим його подовження більше, тим важче забезпечити необхідну жорсткість. Крім роздраю в кутах атаки і пов'язаного з ним зниження аеродинамічної якості, в м'якому на кручення крилі можливі резонансні явища, що отримали назву флатера. Розглядати його зараз не будемо, згадавши лише, що через це явище загинули сотні пілотів у великій авіації. Дві моделі літаків автора теж руйнувалися в повітрі через нього ж.
Третя ложка — аеродинамічна. Крило підвищеного подовження знижує маневрені якості літака по крену. Детальніше його причини розглянуті в наступному розділі про звуження крила.
Четверта ложка — теж аеродинамічна. При рівній площі збільшення подовження призводить до пропорційного зниження хорди крила і, відповідно, числа Re його обтікання. Тому, збільшуючи подовження в гонитві за аеродинамічною якістю, у повільно літаючих моделей можна несподівано отримати при зростанні подовження різке зниження аеродинамічної якості крила. Це коли число Re потрапляє в область докритичного обтікання. Борються з цим, як уже згадувалося в першій частині статті, розміщенням на крилі турбулізаторів.
Який діапазон застосовуваних подовжень крила в авіації? Він дуже широкий. Для надзвукових маневрених літаків крило часто має подовження менше 1. У деяких неманевренних, наприклад у Конкорда і Ту-144, подовження крила теж менше 1. Це специфіка надзвуку і тут розбирати її не будемо. Приклад наведено лише для копіїстів, які повинні розуміти, що на модельних швидкостях такі крила мають дуже погані несучі здібності і треба максимально знижувати питоме навантаження на крило у копій літаків з мінімальним подовженням.
Максимальне відоме автору подовження — трохи більше 50 має німецький планер «Ета». У безкомпромісній боротьбі за аеродинамічну якість його конструктори змогли зробити досить жорстке крило такого фантастичного подовження. У зазначеному діапазоні укладаються всі літаючі на сьогодні крила.
Про моделі. Крім копій, малі подовження крил — близько 4, характерні для фан-флаєв. Ці моделі мають низьке навантаження на крило і несучі властивості крила для них другорядні. Пілотажні літаки мають подовження 5-6. Такі ж подовження характерні і для навчально-тренувальних моделей. Планери, у яких аеродинамічна якість — найважливіший параметр, мають подовження від 10 для пілотажних і маневрених моделей до 20 у кросових радіопланерів. Тут багато що визначається призначенням планера. Для класів F3J і F3F, де важливі маневрені якості, подовження зазвичай не перевищує 15. Цікаво, що при більшому подовженні планер може програти змагання в термічних потоках в силу зниження здатності залишатися у вузькому термічному потоці.
В книзі DasThermikbuchfuerModellfliger наведено приклад порівняння двох планерів стосовно до середньоєвропейських терміків. Виходить, що у планера Bocian, що має подовження крила 16, скоропідйомність в потоці буде менше, ніж у планера Pionyr з подовженням 9, за рахунок більшого радіусу віражу. Маючи аеродинамічну якість на 40% більше, перший планер поступиться другому по скоропідйомності в терміках на 23%! Теж і у моделей планерів. У багатьох швидкісних і гоночних спортивних видах моделей подовження жорстко задано технічними вимогами до них і конструктори не вільні його вибирати.
Звуження
Завдання, для вирішення яких застосовують звуження крила, істотно розрізняються для літаків різного призначення. У літаків з високим аеродинамічним якістю крило, як правило, великого подовження >8. Для рівномірного розподілу погонної підйомної сили уздовж розмаху консоль повинна бути еліптичною в плані. Однак, еліпс нетехнологічний. Застосовуючи трапецієподібне крило з звуженням, досягають близького до еліптичного крила розподілу підйомної сили уздовж розмаху крила.
Для парителів звуження крила впливає і на характер обтікання різних ділянок крила. На маленьких швидкостях, де вельми критично польотне число Рейнольдса, необхідно пам'ятати, що при звуженні 2 число Re кореневого і кінцевого профілів крила теж відрізняється вдвічі.
На крилах великого подовження, звуження крила полегшує побудова лонжерона вільно несучого крила. Через звуження, при профілі за розмахом рівній відносній товщини, в кореневій частині будівельна висота лонжерона виходить істотно більше, що сприяє оптимізації його конструкції за вагою. Все зазначене важливо для неманевренних літаків (планери, бомбардувальники, вантажно-пасажирські).
Для маневрених літаків, класу пілотажкі або винищувача, звуження крила переслідує зовсім інші цілі. У цих літаків подовження крила, як правило, близько 5-6 і менше. В умовах ближнього повітряного бою дуже важлива висока кутова швидкість по крену і високе кутове прискорення по крену. Спочатку розберемо, чому вони важливі.
В ближньому бою перемагає літак, здатний рухатися по криволінійних траєкторіях меншого радіуса кривизни. Тобто при рівній швидкості — з великими перевантаженнями. Але перевантаження великого значення можливі тільки в площині симетрії крила. Тому для переслідування завдання спрощується і наздоганяючий пілот може випереджати рух цілі, оскільки все різноманіття рухів зводиться до однієї площини. Компенсувати цей факт можливо тільки швидким поворотом літака по крену (а разом з ним і згаданої площині). Якщо у наздоганяючого літака швидкість і прискорення по крену менше, він не здатний довго протриматися в хвості для прицільної стрільби. Відповідно, навпаки, при більшій кутової швидкості по крену, є всі передумови наздогнати мету і зблизитися для прицільної стрільби.
Кутова швидкість по крену
Під час обертання літака навколо поздовжньої осі на крило діє демпфуючий момент, який протидіє обертанню. Виникає цей момент з-за різних місцевих кутів атаки консолей крила. Дійсно, швидкість потоку, що набігає, векторно складається з лінійної швидкості кінця консолі, спрямованої по дотичній в площині, перпендикулярній осі літака.
Припустимо, літак обертається за годинниковою стрілкою і в даний момент консолі крила горизонтальні. Права консоль рухається вниз, ліва — вгору. Місцевий кут атаки профілю крила на кінці правої консолі збільшується і підйомна сила на кінці правої консолі зростає. На лівій консолі місцевий кут атаки її кінця зменшується, або навіть стає негативним — це залежить від співвідношення лінійної швидкості літака, швидкості його обертання і розмаху крила. Через різницю місцевих кутів атаки виникає момент по крену, що гальмує обертання літака. Причому основний внесок в створення цього демпфуючого моменту вносять кінці консолей.
Залежність погонного демпфуючого моменту ділянки крила від відстані до поздовжньої осі літака — квадратична. Тому що лінійно до кінця консолі наростає плече сили, і лінійно ж наростає компонента лінійної тангенціальної швидкості, векторна сума якої зі швидкістю літака і визначає місцевий кут атаки, а значить і Сy, і підйомну силу. В результаті крило з звуженням 2 повинно було б мати вчетверо менший демпфуючий момент по крену в порівнянні з прямокутним крилом.
В дійсності, процеси дещо складніше, так як вище не враховано зміна розподілу погонної підйомної сили за розмахом крила. Це явище зменшує ефект від звуження.
В теорії крила доведено, що при переході від прямокутного крила до крила з звуженням демпфуючий момент пропорційний величині (n + 3)/(2(n + 1)), де n — звуження крила. Тобто демпфуючий момент прямокутного крила вдвічі більше рівного йому по площі і розмаху трикутного крила. А це означає, що при однакових елеронах і куті їх відхилення крило з звуженням буде обертатися по крену з більшою кутовою швидкістю.
Особливо помітно вплив звуження на кутову швидкість по крену у трикутного крила — МіГ-21 у В'єтнамі в ближньому бою абсолютно перевершував фантом F-4, в т. ч. через дику маневреність по крену. Вперше з цим явищем зіткнулися на випробуваннях Ла-250, що має трикутне крило, та ще малого подовження. Випробувачі впоралися з ним тільки після установки системи гіростабілізаціі по крену. Система була, між іншим, гідромеханічна, без електроніки.
Кутове прискорення по крену
Тут звуження сильно впливає на момент інерції літака відносно поздовжньої осі, який, практично дорівнює моменту інерції крила. При обчисленні моменту інерції береться інтеграл від добутку елементарної погонної маси на квадрат відстані від осі. Припустимо, у нас крило з звуженням 2. Тоді погонна маса на кінці крила буде вчетверо менше, ніж у кореня (площа профілю з удвічі меншою хордою — менше вчетверо). У цьому випадку момент інерції крила з звуженням 2 буде теоретично в 16 разів менше рівного йому прямокутного крила. На практиці різниця менше, через, наприклад, однакову за розмахом товщину обшивки. Проте, крило з звуженням буде набирати кутову швидкість по крену в багато разів швидше. До речі, гасити кутову швидкість по крену таке крило буде теж швидше, що важливо для точного виходу пілотажки з серії бочок або з штопора.
Для тренувальних моделей зайва маневреність по крену вкрай шкідлива, тому що вимагає від пілота високої кваліфікації і автоматизму в управлінні моделлю по крену.
Крім звуження, на зазначені характеристики ще сильніше впливає відносне подовження крила. Настільки сильно, що при великому подовженні відмічені залежності вже не такі значущі. Разом з тим, великі подовження характерні для неманевренних літаків. Тому динамічні характеристики там і не важливі.
Стрілоподібність
З приходом великої авіації в епоху навколозвукових і надзвукових швидкостей несуче крило набуло стрілоподібність. Ця геометрична характеристика дозволила знизити ефект різкого зростання Сх на навколозвукових швидкостях. Власне, іншої позитивної властивості стрілоподібність не давала, погіршуючи практично всі аеродинамічні характеристики, і створюючи ще більше проблем конструкторам.
В авіації малих швидкостей, до якої відносяться і всі літаючі моделі, стрілоподібність з аеродинамічних міркувань не застосовується, за одним винятком — на літаках-безхвостках.
Навіщо стрілоподібність в безхвостках?
У першій частині статті вже згадувалося, що для забезпечення поздовжньої стійкості літака без стабілізатора існує два способи. Перший — застосування S-образного профілю, що стабілізується, на крилі — розглянуто там же. Нагадаємо, що цьому способу притаманний сильний недолік — вузький польотний діапазон Су, через що доводиться різко знижувати навантаження на крило.
Другий спосіб забезпечення поздовжньої стійкості безхвостки полягає в комбінації стрілоподібного крила з негативною круткою кінцевого профілю. В цьому випадку, кінцеві ділянки крила, завжди знаходяться на менших кутах атаки, ніж кореневі ділянки крила. У більшості профілів поляра в діапазоні польотних кутів атаки утворена параболою (опукла крива). Тому елементарні прирощення підйомної сили при збільшенні кута атаки на кінцях крила (ззаду) будуть більше, ніж у кореневої частини (спереду), що і забезпечує поздовжнє балансування.
У літаків звичайної схеми стрілоподібне крило завжди ускладнює розрахунок поздовжнього балансування. Тому часто при розрахунках використовують аеродинамічно еквівалентне прямокутне крило. При цьому розмах його приймають рівним розмаху стрілоподібного крила, а хорду — називають середньою аеродинамічною хордою крила, або коротко — САХ. У стрілоподібного крила без звуження САХ знаходиться рівно на напіврозмаху крила, а її довжина дорівнює хорді крила. У стрілоподібного крила зі звуженням розрахунок положення САХ найчастіше ведуть шляхом графічних побудов, зрозумілих з малюнка:
Потрібно враховувати при побудовах, що таким способом можна знайти САХ тільки у крила без крутки. Для стрілоподібного крила з круткою, аеродинамічно подібного прямокутного крила взагалі не побудувати.
У моделей-копій стрілоподібність крила — один з найбільш важливих формоутворюючих факторів, яким не можна знехтувати, тому сприймається конструкторами як неминуче зло. Чому, власне, зло?
По-перше, у стрілоподібного крила сума довжин консолей крила більше його розмаху. Значить, при однаковій довжині консолей (і вазі) стрілоподібне крило буде мати менше подовження, ніж пряме. Відповідно — менша аеродинамічна якість.
По-друге, при позитивній стрілоподібності обтікаюче крило повітря набуває невелику швидкість, спрямовану уздовж консолі до її кінця:
При цьому напрямок швидкості потоку підсилює ефект утворення кінцевого вихору, що додатково знижує аеродинамічну якість крила. При негативній (зворотній) стрілоподібності, навпаки, скіс потоку знижує кінцевий ефект і підвищує якість крила. Зате виникає маса проблем забезпечення крутильної стійкості конструкції крила для боротьби з флатером. Флатер — явище складне, що загубило тисячі пілотів на зорі авіації. Тут ми його розглядати не будемо, зазначивши лише, що для крила зворотної стрілоподібності (КЗС) домогтися стійкості по флатеру прийнятними за вартістю способами досі не змогли навіть у великій авіації.
Оскільки ми згадали крило зворотної стрілоподібності, не можна промовчати про його вплив на аеродинаміку літака. Воно зовсім невелике. Наполегливі спроби в бойовій авіації використовувати КЗС обумовлені зовсім не аеродинамікою, а радіолокаційною помітністю літака. Найбільш відображаючими радіолокаційну хвилю у літака є кромки крил. А у літака з КЗС на більшій частині ракурсів фронтальної півсфери його опромінення відбита хвиля екранується фюзеляжем. Проте, конструктивні проблеми досі не вивели ці літаки зі стадії експериментальних зразків. Це був американський Х-29 і російський «Беркут» КБ Сухого.
По-третє, в конструкції стрілоподібного крила, в польоті крім згинальних моментів по лонжерону, виникають порівняні за величиною крутильні моменти, що вимагають від конструктора прийняття додаткових заходів (а це додаткова вага) щодо забезпечення крутильної жорсткості крила.
Незважаючи на суцільні недоліки, стрілоподібність все ж зустрічається і у низькошвидкісних літаків. Тому є пара причин. Перша — як не дивно, але конструктори у великій авіації, як і моделісти, іноді промахувалися в розрахунках центрування. Щоб переробляти не весь літак, в невеликих межах можна перемістити фокус всього крила, надавши його консолям невелику стрілоподібність. Саме так змінювалася стрілоподібність консолей у наймасовішого літака Великої Вітчизняної війни, штурмовика ІЛ-2. З тих же причин відомий польський планер «Бланік» отримав невелику зворотню стрілоподібність.
Друга причина — стрілоподібність крила використовується як один із способів підвищення поперечної стійкості літака. При виникненні крену на крило, літак починає ковзання в бік крену. При позитивній стрілоподібності консолі крила виявляються в різних умовах обтікання:
Як видно з малюнка, еквівалентний розмах консолі, в бік якої йде крен і ковзання, більше, ніж у іншої. Значить і підйомна сила на ній стає більше, що і виправляє крен літака. На відміну від інших способів забезпечення поперечної стійкості, стрілоподібність не порушує симетрії літака в прямому і перевернутому польотах, що особливо цінується у пілотажних літаків. Втім, надмірна стійкість там теж шкідлива. Тому більшість пілотажок має невелику стрілоподібність крила.
Крутка
У розділі про подовження крила показано, що навіть у прямого плоского крила умови обтікання профілю за розмахом змінюються, в т. ч. через кінцеве вихроутворення. Щоб знизити його негативні наслідки, треба встановити профіль у кінцевого перетину під меншим кутом атаки, ніж у кореневого, тобто застосувати негативну крутку крила. Геометрична крутка оптимальна тільки на одній розрахунковій швидкості польоту. Щоб розширити діапазон оптимізації застосовують аеродинамічну крутку крила — ставлять на кінці менш несучий профіль. Він має меншу кривизну, і його поляра проходить нижче поляри кореневого профілю. У разі хорошого узгодження поляр можна зробити крило, що має більш широкий діапазон швидкостей високої аеродинамічної якості, ніж при геометричній крутці. Однак такий спосіб складніше в проектуванні.
Крім підвищення аеродинамічної якості крила, крутки застосовують і для інших цілей. У розділі про стрілоподібність вже наводився приклад використання крутки для забезпечення поздовжньої стійкості безхвостки.
Крутка крил широко застосовується у вільнолітаючих моделей для різних цілей. У класі F1 модель повинна літати колами. Щоб отримати кола без ковзання, застосовують різні кути установки консолей — це теж крутка. Іноді, у моделей F1В застосовують позитивну крутку на вушках крила. Програючи за якістю, таке крило має властивість самоцентрування в термічному потоці.
Літаючи на субкритичних кутах атаки, при попаданні вушка в висхідний потік, що знаходиться збоку від траєкторії польоту, обтікання виходить на закритий кут і зривається. З'являється одночасно момент по крену і по курсу, «повертаючи» модель в потік. Яка крутка крила вільнолітаючій моделі, позитивна чи негативна, оптимальна, залежить в основному від тактики спортсмена.
Крутка крила призводить до асиметрії аеродинаміки літака. Тим не менш, є приклад використання аеродинамічної крутки на пілотажі. Це модель «Funtana» Себастьяна Сильвестрі.
На цій моделі він застосував значне звуження крила при постійній вздовж розмаху будівельній висоті лонжерона. В результаті відносна товщина профілю на кінці крила в рази більше, ніж у кореня. Така аеродинамічна крутка не порушує симетрії літака. Її перевага в тому, що зрив обтікання при великих кутах атаки на кінцях крила відбувається набагато пізніше, ніж у кореневого перетину. Це дозволяє зберегти ефективність управління по крену при зриві обтікання, що вже почалося біля кореня крила, — дуже корисно для чистого виконання таких фігур 3D пілотажу як «ліфт».
Поперечне V
Механізм впливу поперечного V крила на стійкість літака по крену досить простий, але чомусь і тут вельми поширені серед моделістів помилки. Тому розберемо його детальніше.
Припустимо, літак з позитивним V крила в прямому польоті отримав невеликий крен на одну з консолей. Оскільки спочатку крило знаходилося під деяким кутом атаки до горизонту, то кути атаки консолей крила, що накренився, з позитивним V вже не будуть рівні. Підняте крило матиме менший кут атаки, ніж злегка опущене. За рахунок різниці кутів атаки консолей різниться і відповідна їх підйомна сила. Ця різниця утворює момент, який прагне відновити крен.
Крім того, при накрененому крилі сили, що діють на кожну консоль, будуть виглядати так:
Горизонтальна сила F4 викликає ковзання літака на ліву консоль — літак починає летіти трохи боком. Умови обтікання лівої консолі майже не змінюються, а ось кут атаки правої, піднесеної консолі, зменшується. В результаті F2 стає менше F1, що ще додає момент, що усуває крен, що з'явився. Ця компонента з'являється не відразу після отримання крену, а тільки через деякий час, необхідний для розвитку ковзання літака вліво, зате вона значно більше за величиною, ніж перша.
Часто моделісти говорять тільки про одну з цих компонент, тоді як в дійсності вони працюють разом. Обидві компоненти пов'язані з косим обтіканням крила в крен. Тільки перша виникає відразу, а друга — із затримкою.
Від чого залежить величина необхідного кута V крила?
Перш за все від призначення моделі. На пілотажці, яка повинна вести себе однаково в прямому і перевернутому польоті, застосування V крила виключено.
Для моделей, не керованих по крену, необхідний великий кут V крила для стійкого польоту. Але занадто велике V знижує аеродинамічну якість крила. Чому?
Подивимося на крило в польоті без крену:
З малюнка легко побачити, що підйомна сила крила з кутом зламу в cos разів менше прямого плоского крила з тих же консолей. Відповідно, в cos раз зменшується і аеродинамічна якість. Щоб не так сильно знижувати якість при забезпеченні стійкості по крену роблять крило з центроплана і вушок:
Центральна частина крила найбільш несуча, тут немає кінцевих ефектів зниження Сy. Її роблять прямою. А втрати в якості на вушках менше, ніж у порівнянного за поперечною стійкістю крила з одинарним V. Ще більш поширене у вільників три точки зламу крила:
Конструктивно воно складніше, зате має велику аеродинамічну якість при рівній з одинарним V крила поперечної стійкості.
У моделей, керованих по крену, але непілотажних, наприклад, у тренера, роблять кут від 5 до 10 градусів, в залежності від ступеня «дубовості» учня. Крім прямого програшу в якості через V крила, є ще одне, додаткове джерело втрат. Нахил до кінця консолі викликає також поперечний скіс потоку, аналогічний описаному в розділі про стрілоподібність. Цей скіс також сприяє кінцевому вихорутворенню, що додатково знижує якість крила.
Оскільки ми заговорили про поперечну стійкість (по крену), не можна не згадати про її взаємозв'язок з шляховою стійкістю (за курсом) літака. Цей взаємозв'язок виражається в тому, що не будь-яке поєднання шляхової і поперечної стійкості забезпечує нормальний політ літака.
Зупинимося на цьому докладніше.
В першому наближенні шляхова стійкість літака визначається величиною кіля — вертикальної частини оперення. Чим площа і подовження кіля більше, тим більше шляхова стійкість. Поперечна ж стійкість літака визначається V крила, і забезпечується більшою мірою в процесі бічного ковзання на консоль, що опустилася, крила. В ході розвитку ковзання кіль забезпечує його демпфірування.
Якщо шляхова стійкість (грубо — площа кіля) занадто мала, то демпфірування процесу ковзання недостатньо. У цьому випадку, навіть після виправлення спочатку отриманого крену, літак ще деякий час продовжує ковзання в тому ж напрямку. Воно породжує новий крен літака, але вже на іншу консоль. Замість того, щоб повернутися до нормального польоту, літак починає розгойдуватися як маятник зі зростаючою амплітудою.
Таким чином, при надмірній поперечній стійкості і недостатньої шляхової, має місце коливальна (маятникова) нестійкість польоту літака.
Якщо ж шляхова стійкість для даної поперечної занадто велика, то виникає інша проблема. Коли літак введений в усталений віраж, характер обтікання консолей крила істотно різниться. Зовнішня консоль рухається по більшому радіусу, ніж внутрішня. Відповідно, лінійна швидкість обтікання повітрям зовнішньої консолі більше, ніж внутрішньої. Значить, підйомна сила зовнішньої консолі більше, ніж внутрішньої, що створює момент, який прагне збільшити крен літака всередину віражу. Якщо пілот не втручається, то літак затягує у все більш вузький віраж, що переходить у воронкоподібну спіраль.
У грамотно спроектованого літака, коли його кіль не надто великий, крутний момент компенсується в усталеному віражі ковзанням літака на внутрішню консоль. Тобто, поздовжня вісь літака не збігається з дотичною до його траєкторії на віражі. Ніс літака злегка розгорнутий назовні віражу. Таке ковзання створює момент, що компенсує описаний вище крутний момент. В цьому випадку літак самостійно, без участі пілота здатний виконувати усталений віраж.
Отже, якщо V крила занадто велике, а кіль малий, можна отримати коливальну (маятникову) нестійкість польоту. Якщо ж V крила мало, а кіль великий, можна отримати спірально нестійкий політ. Діапазон допустимих співвідношень сильно залежить від ступеня аеродинамічної досконалості літака. При великому міделі фюзеляжу літак сильно демпфований, і зазначені нестійкості можуть не з'явитися ні при якому співвідношенні поперечної і шляхової стійкості.
У моделі з великими елеронами процеси нестійкого польоту завжди може виправити пілот. Але коли модель летить тільки «на ручці», це стомлює пілота і знижує задоволення від пілотування.
Перша частина статті Несучі крила. Профіль крила >>>
