ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Элементы разрезного крыла из "Расчет и конструирование планера " Сущность конструкции разрезного крыла состоит в том, что при соответствующих режимах полета элементы разрезного крыла (см. ниже) создают в носовой и хвостовой части крыла щели. Действие щели в разрезном крыле следующее. [c.43] Пограничный слой, проходя через узкую щель из области повышенного в область пониженного давления (т. е. на верхнюю поверхность крыла), увеличивает свою скорость (теорема Бернулли), а следовательно, и кинетическую энергию. Увеличенная стторость воздушного потока создает большое разрежение над крылом, а увеличенная кинетическая энергия пограничного слоя мешает образованию возвратного тока пограничного слоя, являющегося причиной срыва обтекания. Вследствие этого у крыла увеличивается критический угол и растет подъемная сила. При.менением разрезного крыла можно затянуть срыв обтекания до углов в 25—30° и получить увеличение подъемной силы в 1,5 раза. [c.43] Предкрылок представляет собой нгоольшое крылышко, установленное впереди основного профиля крыла оно может быть расположено по всему размаху крыла или на части его. Увеличение подъемной силы в крыле с предкрылком на больших углах атаки сопровождается увеличением лобового сопротивления на малых углах атаки, т. е. работа крыла в нормальном полете ухудшается. [c.43] Характеристика крыла видна из фиг. 32, где изображена поляра Лилиенталя и аэродинамическии спектр обтекания разрезного крыла с открытой и закрытой щелями. При закрытой щели критический угол атаки равен 18° я Су = 0,73, при открытом предкрылке а = 34°, Сд = 1,1. [c.44] Щитки-закрыл-к и имеют отгибающуюся часть, которая сделана в виде щитка, расположенного на нижней поверхности крыла у задней его кромки при отклонении щитка кривизна верхней поверхности крыла не нарушается. Шарнир щитка закрылка может быть или неподвижным или перемещаться назад к задней кромке крыла одновременно с отклонением щитка вниз. Щиток с скользящим шарниром известен под названием ц а п (фиг. 34). [c.46] Щиток-закрылок обладает рядом преимуществ перед щелевым закрылком 1) в прижатом состоянии он не создает дополнительного лобового Сопротивления, 2) дает довольно высокий Су и 3) сильно увеличивает лобовое сопротивление, давая возможность крутого планирования при посадке. [c.46] Опыты в аэродинамической трубе с щитками-закрылками показывают, что при открытии щитка между задними кромками крыла и щитка образуется зона пониженного давления. Пониженное давление у задней кромки крыла создает отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла, затягивая момент образования обратного течения в пограничном слое, что обеспечивает плавное обтекание профиля на больших углах атаки, чем у исходного профиля. Отсюда следует, что первой причиной повышения Су является увеличенное разрежение на верхней поверхности крыла. Второй причиной, как и в крыле Со щелевым закрылком, будет повышенное давление на нижней поверхности профиля. [c.46] Изменение картины распределения давления по хорде дужки в разрезных крыльях связано с изменением характера перемещения давления при изменении углов атаки. [c.46] Необходимо отметить, что вряд ли в планерах явится необходимость применения предкрылков и закрылков по всему размаху, так как устройство концевых предкрылков и закрылков на части размаха крыла дает вполне удовлетворительные результаты. Хорошую поперечную устойчивость и управляемость на больших углах атаки можно получить применением концевых предкрылков, а закрылки, занимающие часть размаха, обеспечат необходимое снижение посадочной скорости. [c.47] Предкрылки и закрылки обычно устанавливаются на уже спроектированном крыле с данным профилем. При этом получение необходимого эффекта от разрезного крыла будет зависеть от выбора размеров и форм предкрылка и закрылка. [c.47] Таким образом выбор, профиля разрезного крыла ничем не отличается от выбора профиля неразрезного крыла, и задача будет сводиться к определению рациональных размеров предкрылков и закрылков, а именно размаха и хорды предкрылков и закрылков, формы их щели и положения в открытом состоянии. [c.47] Влияние длины предкрылка на увеличение Су видно из диаграммы продувок профиля P-11-b (с предкрылками длиной в 100, 75, 50 и 25% размаха, фиг. 35). НаибольшунГэффективность в отношении Су дает предкрылок по всему размаху, при котором приращение подъемной Силы составляет 46,8% исходного профиля. Предкрылок длиной в 50% размаха дает незначительное (4%) приращение подъемной силы по сравнению с исходным профилем. [c.47] Постановка концевых предкрылков, как было выше указано, имеет целью сохранение поперечной устойчивости на больших углах атаки. Концевые предкрылки могут работать автоматически, т. е. [c.48] Для получения наибольшего эффекта предкрылок должен быть расположен от концов крыла не дальше 3% величины размаха. Предкрылок может быть рационально применен лишь на углах атаки, при которых у исходного профиля начинается срыв обтекания, так как на прямолинейном участке кривой Су =/(а) предкрылок ухудшает работу крыла. Следовательно, для разных профилей и удлинений получим и разные значения углов атаки а, при которых выгодно применение предкрылка в среднем значения углов будут колебаться в пределах 10—14°. [c.48] Длина концевых предкрылков должна обеспечить нормальную устойчивость и управляемость на больших углах атаки. Поэтому на длину концевых предкрылков оказывает влияние характер падения подъемной силы на закритических углах атаки чем падение резче, тем длина предкрылка должна быть больше, и наоборот. [c.48] На практике длина концевых предкрылков колеблется в пределах от 14 до 25% полного размаха такой широкий предел указывает на необходимость тщательного определения длины концевых предкрылков в каждом отдельном случае. Выбор длины предкрылка с запасом не рекомендуется, так как иногда для регулировки момента открытия предкрылка приходится делать щель между задним ребром предкрылка и основным профилем, что при излишней длине предкрылка вызовет понижение общего Су и увеличение С крыла при закрытых предкрылках. [c.49] При падении С на критических углах атаки, соответствующих основному профилю, длина предкрылка должна быть увеличена. [c.49] В крыле с сильно суживающейся хордой срыв обтекания наступает одновременно по всему размаху, в то время как в крыле прямоугольном концы крыла благодаря большому скосу потока дольше сохраняют плавное обтекание, чем середина крыла. Следовательно, крыло с эллиптическим распределением подъемной силы (или близко к нему приближающимся) является неустойчивым в поперечном направлении на больших углах атаки. В крыльях же с большой длиной скругленной концевой части невозможно правильно разместить предкрылки по размаху. [c.49] образом в описанных крыльях установка концевых предкрылков не даст желаемого результата. [c.49] Вернуться к основной статье