Треугольное крыло

Стремление к уменьшению массы и повышению жесткости крыла принуждает уменьшать его удлинение и увеличивать сужение. Такая тенденция одновременно с большим углом стреловидности приводит к треугольной форме крыла. Практическое применение получили треугольные крылья с углом стреловидности 55-70°. Наряду с «чисто треугольным» используются также крылья с усеченными концами, а также с небольшим отрицательным или положительным углом стреловидности задней кромки. В отношении аэродинамики эти крылья незначительно отличаются друг от друга, а разнятся лишь конструктивными особенностями. Треугольное крыло имеет практически такие же аэродинамические характеристики, как и стреловидное, но зато оно избавлено от некоторых недостатков последнего. Применение треугольного крыла определяется главным образом прочностными и конструктивными соображениями. Треугольное крыло жестче и легче как прямого, так и стреловидного (при тех же параметрах их масса составляет 8-11% по сравнению с 12-15% взлетной массы самолета). Благодаря большой хорде в корневом сечении в треугольном крыле возможно использование профилей меньшей относительной толщины. Кроме того, большая строительная высота в корневой части позволяет лучше использовать внутренний объем крыла и упрощает передачу нагрузок на фюзеляж.

Недостатками треугольного крыла являются возникновение и развитие волнового кризиса и примерно такая же, как у стреловидного, зависимость аэродинамических характеристик от скорости полета. Кроме того, для треугольного крыла характерны несколько большее сопротивление и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большого потолка и радиуса действия. Кроме того, большие значения коэффициента подъемной силы треугольного крыла можно получить лишь на таких больших углах атаки, которые недостижимы при используемых в настоящее время высотах шасси (на обычных для приземления углах атаки коэффициент подъемной силы треугольного крыла на 30-40% меньше, чем у прямого, а возможность механизации такого крыла с целью увеличения коэффициента подъемной силы при посадке ограничена малым его размахом). Названные недостатки усугубляются по мере увеличения угла стреловидности передней кромки и острее всего проявляются во время приземления. Для получения приемлемых посадочных характеристик самолета с треугольным крылом удельная нагрузка на крыло не должна быть большой, а угол стреловидности передней кромки ограничивается значениями 60-65°. Из этого следует, что достоинства треугольного крыла лучше всего проявляются при больших (сверхзвуковых) скоростях полета, когда высокая жесткость конструкции и малая относительная толщина профиля оказывают определяющее влияние на летно-технические характеристики самолета. Диапазон скоростей, в котором треугольное крыло оптимально, распространяется от скорости звука до М ~ 2. Большие скорости требуют увеличения угла стреловидности передней кромки больше используемых в настоящее время углов 60-65° ценой отказа от хороших характеристик передней кромки с умеренным углом стреловидности и закругленным носком при дозвуковых скоростях.

Следовательно, достоинства треугольного крыла особенно привлекательны для сверхзвуковых самолетов, где оно нашло столь же широкое применение, что и стреловидное (создано 38 типов самолетов с треугольным крылом, в том числе четыре с оживальным – модификацией треугольного). Это стало возможным благодаря разработке множества эффективных способов смягчения недостатков треугольного крыла.

Рис. 1.21. Советский самолет с треугольным крылом и треугольным горизонтальным оперением, показанный в День авиации 1967 г.

Помимо конструктивных мер, характерных для стреловидного крыла, в треугольных крыльях используется, например, передняя кромка с изломом или с плавно изменяющимся углом стреловидности вдоль размаха (так было создано оживальное крыло, описанное в главе, посвященной пассажирским самолетам). Применяется также отгиб носка профиля. Излом передней кромки треугольного крыла осуществлен, например, в самолете «Дракен», а отгиб носка профиля-в самолете F-102A (работы проводились в расчете на самолет В-58).

Разработка самолета «Дракен» была начата в 1949 г., т.е. в то время, когда в эксплуатации еще не было истребителей со стреловидным крылом. Первые из них (МиГ-15, F-86, J29) выпущены позднее, а из сверхзвуковых самолетов с ракетным двигателем к тому времени были облетаны только Х-1 и D-588-II. В этой ситуации конструкторский коллектив рассмотрел множество вариантов нового самолета, причем наименьшее внимание уделялось компоновке с треугольным крылом без горизонтального оперения-все находились еще под впечатлением катастроф первых самолетов с такой компоновкой (это были XF-92A и AYR0 707).

Обычно в процессе проектирования нового самолета прежде всего разрабатывается его аэродинамическая схема, а затем соответствующая ей компоновочная схема, обеспечивающая размещение экипажа, двигательной установки, топлива, оборудования и вооружения. Обычно это достигается путем последовательных приближений с использованием компромиссных решений. Шведские конструкторы, проектируя самолет «Дракен», поступили наоборот, исходя из того соображения, что в первую очередь нужно определить наилучшее относительное расположение тех частей самолета, которые ни в коем случае нельзя размещать одну за другой, а потом уже положение тех, которые можно поместить спереди, сзади либо внутри первых. К первым причислялись воздухозаборники, двигатель, крыло и оперение, а ко вторым-кабина пилота, топливные баки, шасси, вооружение, оборудование и т. п. Путем оптимизации компоновки можно получить наименьшее миделево сечение самолета. При этом поперечные сечения воздушных каналов и двигателя оказываются определяющими. Кресло пилота, электроника и другое оборудование были размещены перед двигателем, а топливные баки, главные стойки шасси и часть вооружения-в консолях крыла, за воздухозаборниками. Поскольку самолет с малым сопротивлением формы должен иметь и малое интерференционное сопротивление, была принята схема среднеплана и учтено правило площадей. В результате были определены диаметр и длина фюзеляжа, а также местоположение и минимальный размах крыла.

Следующим шагом был выбор профиля и формы крыла с минимальным сопротивлением при сверхзвуковой скорости полета. Величина полного аэродинамического сопротивления складывается из сопротивления трения (в принципе такого же, как и при дозвуковой скорости), волнового, индуктивного и интерференционного сопротивлений. Волновое сопротивление прямо пропорционально квадрату площади поперечного сечения и обратно пропорционально площади крыла, а сопротивление трения пропорционально площади крыла. Считается, что уменьшение волнового сопротивления должно происходить при уменьшении как площади крыла в плане, так и его поперечного сечения. Поскольку в крыле размещаются топливо, вооружение и шасси, то уменьшить сечение крыла можно было только в его концевых частях. Так получился излом передней кромки (с большим углом стреловидности в корневых частях крыла), который оказался подходящим как для сверхзвуковых скоростей полета, так и для скорости приземления. Дело в том, что треугольное крыло такого типа характеризуется меньшим поперечным сечением при оптимальной несущей поверхности, большим внутренним объемом и большим углом стреловидности прифюзеляжных частей, более близким положением центра тяжести крыла относительно центра давления, более благоприятным распределением площади поперечного сечения в продольном направлении и оптимальным выдвижением воздухозаборников к носу самолета.

Применение излома передней кромки крыла привело к тому, что при малой относительной толщине профиля получена большая строительная высота крыла, позволяющая разместить в нем воздушные каналы, а также топливные баки, шасси и часть оборудования.

Рис. 1.22. Характерные формы треугольного крыла сверхзвуковых самолетов (кроме ХВ-70А, масштаб 1 :200).

Уменьшение же угла стреловидности концевых частей крыла благоприятствовало безотрывному обтеканию при малых скоростях (больших углах атаки). С этой точки зрения аэродинамическая схема самолета «Дракен» оригинальна; она оказала влияние на выбор схем таких самолетов, как YF-12 (SR-71), Ту-144, «Конкорд» и даже F-16, YF-17 и F-18. Большой угол стреловидности передней кромки крыла в прифюзеляжной части обеспечивает малое сопротивление самолета в полете со сверхзвуковыми скоростями, а также незначительное изменение положения центра давления самолета при переходе через скорость звука, а следовательно, и стабильность его балансировки на различных режимах полета.

Применение треугольного крыла с увеличенным углом стреловидности в корневых частях и малой удельной нагрузкой позволило самолету «Дракен» приземляться со скоростью 215 км/ч, несмотря на отсутствие механизации.

Совершенно иная концепция использована в процессе проектирования самолета В-58. Считалось, что при высоких скоростях наилучшие характеристики обеспечивает треугольное крыло с прямолинейной передней кромкой, которое имеет большое критическое число Маха, а также малое волновое сопротивление. Проблема же ухудшения несущих свойств такого крыла при малых скоростях, особенно ограничение используемых углов атаки явлением срыва потока, разрешена другим путем.

Рис. 1.23. Шведский истребитель «Дракен» J35 в полете.

На основании проведенных исследований установлено, что хорошие результаты в этом отношении дает коническая крутка сечений крыла, т. е. постепенно увеличивающийся от корневого до концевого сечения отгиб передней кромки крыла книзу. Такая крутка затягивает срыв потока в концевых сечениях крыла до больших углов атаки и обеспечивает более благоприятное распределение подъемной силы вдоль размаха крыла, приближая его к идеальному (эллиптическому). Кроме того, направление вектора подъемной силы при этом приближается к вертикальному, благодаря чему уменьшается горизонтальная составляющая равнодействующей аэродинамической силы. Правда, при малых углах атаки сопротивление крыла с конической круткой несколько больше (вследствие локального отрыва потока на нижней поверхности). Прирост сопротивления оказывается незначительным, если крутка (как и закругление передней кромки) сочетается с большим углом стреловидности. Кроме того, благодаря увеличивающейся кривизне отогнутой передней части профиля концы крыла работают при меньших локальных углах атаки, чем корневые части. Вследствие этого отрыв потока на концах крыла возникает при большем угле атаки самолета, что существенно улучшает его летные качества (эффективность элеронов), а также распределение нагрузки на крыло вдоль размаха (аналогичный эффект получается при использовании аэродинамической или геометрической турбулизации).