Результаты исследований по увеличению аэродинамического качества и эффективности крыла: обзор

Основное назначение крыла самолета (летательного аппарата) – это создание подъемной силы. Кроме того, крыло обеспечивает продольную устойчивость, поперечную устойчивость, управляемость самолета (летательного аппарата) на всех режимах полета. Крыло также может использоваться для размещения в нем различных агрегатов и грузов (двигателей, привода, топлива и др.).

Высокие летные данные, при заданных двигателях, для самолета достигаются выбором таких внешних форм крыла, его профиля и механизации крыла, при которых самолет (летательный аппарат) имеет на основных расчетных режимах полета наименьшее аэродинамическое сопротивление, наибольшее значение аэродинамического качества и максимальное значение подъемной силы на взлете и на посадке (для самолетов и других крылатых летательных аппаратов).

Так как профиль крыла определяет его форму в сечении, то к основным требованиям, которые предъявляются к крылу самолета, можно добавить и требования к профилю крыла, а также более общие требования, учитывающие специфику и назначение самолета (летательного аппарата).

Форма крыла в плане и его параметры - площадь крыла, размах крыла, стреловидность крыла, относительное удлинение крыла, сужение крыла, а также положение срединной поверхности крыла, относительная толщина и форма профиля крыла, закрутка крыла (геометрическая крутка, аэродинамическая крутка), поперечная форма крыла - оказывают решающее влияние на аэродинамические, весовые и прочностные характеристики как самого крыла, так и всего самолета (летательного аппарата) в целом.

Требования, предъявлямые к крылу самолета (летательного аппарата) разные для различных самолетов и летательных аппаратов (в зависимости от назначения самолета и его конструктивной схемы).
При проектировании крыла самолета (летательного аппарата) учитывается целый комплекс требований, предъявляемых к самолету (летательному аппарату). В сочетании с другими частями самолета (летательного аппарата), для всех крыльев надо стремиться обеспечить следующие параметры:

– Наименьшее аэродинамическое сопротивление крыла (наименьшее значение коэффициента аэродинамического сопротивления C_x).
– Максимально большую подъемную силу крыла на режимах взлета, маневра и посадки (максимально большие значения коэффициентов аэродинамической подъемной силы C_ymax на режимах взлета, маневра и посадки самолета).
– Заданную (требуемую) продольную устойчивость, поперечную устойчивость и хорошую управляемость на всех режимах полета самолета (летательного аппарата).

– Наибольшее (максимальное) аэродинамическое качество крыла на требуемых режимах полета самолета (например, на режимах крейсерского полета) K = C_y / C_x = max.
– Обеспечение (требование) необходимой прочности и жесткости крыла на всех режимах эксплуатации самолета (летательного аппарата).
– Обеспечение (требование) минимального веса крыла самолета (летательного аппарата) при заданных прочности, жесткости, надежности и живучести крыла.
– Другие требования, предъявляемые к крылу проектируемого самолета (летательного аппарата), в зависимости от специфики эксплуатации, которые смогут соответствовать назначению самолета (летательного аппарата).

Выбор геометрических параметров крыла конструктор осуществляет на основе компромиссов между его основными характеристиками: аэродинамическими, весовыми, прочностными (показателями прочности) и объемными. Например, для транспортных дозвуковых самолетов на этапе выбора формы крыла основным условием является обеспечение полета на крейсерской скорости при числе М меньшем, или примерно равном М'_крит (т.е. М_{крейсерский} ≤ М'_крит).

Результаты исследований по увеличению аэродинамического качества Профиля крыла "бесконечного" размаха показаны в Таблице 1.

Таблица 1


.	Прирост аэродинамического качества ПРОФИЛЯ "бесконечного" изолированного крыла delta K, где K = C_y / C_x
Условное обозначение профиля крыла	Диапазон скоростей полета	V до 0.32¹ M	V = 0.57-0.84 M	V = 0.84-1.12² M	V = 1.83-1.91 M	V = 2.43-2.53 M
- 1 -	- 2 -	- 3 -	- 4 -	- 5 -	- 6 -
Профиль крыла ПД-21300147-03-08-1	4.8-7.1³ %	4.3-6.1 %	1.4-3.4⁴ %	–	–
Профиль крыла ПТ-21309147-08-1-03	2.1-4.3³ %	5.6-8.4 %	7.1-9.8⁴ %	–	–
Профиль крыла ПС-07475057-18-1-08-03	1.4-2.8³ %	2.2-3.9 %	3.2-5.9⁴ %	3.5-6.3 %	2.9-5.7 %
Примечания. ¹ При испытаниях измерялись - подъемная сила, - лобовое сопротивление и - продольный момент в следующих диапазонах углов атаки: от – 6^о до + 28^о ^* при углах отклонения закрылков 0^о; от – 8^о до + 28^о ^* при углах отклонения закрылков 15^о; от – 10^о до + 28^о ^* при углах отклонения закрылков 30^о и выпущенных предкрылках. ² При испытаниях дозвуковых профилей крыльев - трансзвуковой диапазон скоростей ограничивали скоростью V= 1.04 M. ³ В зависимости от местных аэродинамических особенностей крыла. ⁴ В диапазоне чисел М= 0.86-0.91. Профили крыльев типа ПД-21300147-03-08-1 и ПТ-21309147-08-1-03 сравнивались с профилем крыла самолета Ту-204 (для сравниваемых моделей - угол стреловидности крыла составлял 28^о по линии 1/4 хорд). Профили крыльев типа ПС-07475057-18-1-08-03 (сверхзвуковые профили крыла) сравнивались с профилем крыла самолета МиГ-21. Для исследуемых моделей - углы стреловидности крыла составляли 43^о и 57^о по передней кромке крыла, средняя относительная толщина профиля крыльев составляла 5 %, форма профиля исследуемых крыльев соответствовала форме профиля эталонного крыла, площади исследуемых крыльев равнялись площади эталонного крыла. В качестве эталона было изготовлено 2 разных по форме крыла: – крыло в плане - трапеция с углом стреловидности 43^о по передней кромке крыла; – крыло в плане - треугольник с углом стреловидности 57^о по передней кромке крыла (геометрическое подобие крыла самолета МиГ-21). * до + 36^о для сверхзвуковых профилей типа ПС-07475057-18-1-08-03. Большая часть результатов испытаний профилей крыльев в таблице не показана.

Результаты исследований по увеличению аэродинамического качества К рыла "конечного" размаха в зависимости от Геометрических параметров КРЫЛА показаны в Таблице 2.

Таблица 2


.	Прирост аэродинамического качества "конечного" изолированного КРЫЛА, в зависимости от Геометрических параметров КРЫЛА (вариаций формы крыла)delta K, где K = C_y / C_x
Условное обозначение формы крыла в плане	Диапазон скоростей полета	V до 0.32 M	V = 0.57-0.84 M	V = 0.84-1.12¹ M	V = 1.83-1.91 M	V = 2.43-2.53 M
- 1 -	- 2 -	- 3 -	- 4 -	- 5 -	- 6 -
Форма крыла в плане КД-0208-03-08-1	16-21² %	12-16 %	6-9³ %	–	–
Форма крыла в плане КТ-1017-08-1-03	11-16² %	19-25 %	23-29³ %	–	–
Форма крыла в плане КС-1803-18-1-08-03	7-11² %	9-14 %	15-19³ %	17-22² %	16-21² %
Примечания. ¹ При испытаниях дозвуковых крыльев трансзвуковой диапазон скоростей ограничивали скоростью V= 1.04 M. ² В зависимости от местных аэродинамических особенностей крыла. ³ В диапазоне чисем М= 0.86-0.91. Формы крыльев типа КД-0008-03-08-1 и КТ-1017-08-1-03 сравнивались с формой крыла самолета Ту-204 (для сравниваемых моделей - угол стреловидности крыла составлял 28^о по линии 1/4 хорд, форма профиля исследуемых крыльев соответствовала форме профиля эталонного крыла, площади исследуемых крыльев равнялись площади эталонного крыла). Формы крыльев типа КС-1803-18-1-08-03 сравнивались с формой крыла самолета МиГ-21. Для исследуемых моделей - углы стреловидности крыла составляли 43^о и 57^о по передней кромке крыла, средняя относительная толщина профиля крыльев составляла 5 %, форма профиля исследуемых крыльев соответствовала форме профиля эталонного крыла, площади исследуемых крыльев равнялись площади эталонного крыла. В качестве эталона было изготовлено 2 разных по форме крыла: – крыло в плане - трапеция с углом стреловидности 43^о по передней кромке крыла; – крыло в плане - треугольник с углом стреловидности 57^о по передней кромке крыла (геометрическое подобие крыла самолета МиГ-21). На серии сверхзвуковых крыльев типа КС-1807-18-1-08-03 был замечен аэродинамический ИКС-эффект (результаты испытаний этой серии сверхзвуковых крыльев в таблице не показаны). Во время исследований и поисков оптимальных аэродинамических форм крыла (оптимальных аэродинамических конфигураций крыла) - использовали нетрадиционные технологии, которые дали толчек для создания теоретических основ для проектирования рациональных форм крыла в плане (результаты испытаний этой серии крыльев в таблице не показаны). С небольшими изменениями в переходных сечениях крыла.

Исследования по увеличению аэродинамического качества крыла "конечного" размаха, за счет вариаций формы крыла в плане показали, что индуктивное сопротивление "конечного" изолированного крыла может быть существенно снижено за счет применения оптимальной формы крыла в плане. И это значит, что аэродинамическое качество изолированного крыла может быть существенно увеличено.

Исследования по увеличению аэродинамического качества крыла "конечного" размаха, за счет вариаций формы крыла в плане, дали лучшие результаты для нетрадиционных форм крыльев, чем при использовании привычных "классических" форм крыльев - трапецевидных и треугольных крыльев для самолетов (летательных аппаратов) эквивалентного класса.

В таблицах 1 и 2 показаны результаты испытаний только малой части удачных вариантов профилей крыла и вариантов крыльев различных форм. Дальнейшие исследования по совершенствованию аэродинамического качества крыла продолжаются сейчас параллельно с вариациями формы изолированного крыла "конечного" размаха при различных комбинациях:
– в комбинации с фюзеляжами гипотетической формы, максимально соответствующей формам реальных фюзеляжей самолетов аналогов (летательных аппаратов);
– с учетом вариаций разных профилей крыла вдоль размаха крыла, вариаций положений срединной поверхности вдоль хорды крыла и ее относительной вогнутости, вариаций относительной толщины крыла, крутки крыла вдоль его размаха;
– и также с учетом вариаций местной аэродинамики, некоторых новых аэродинамических эффектов и других особенностей крыла.

Во время научно-исследовательских работ по увеличению аэродинамического качества крыла "конечного" размаха, при сверхзвуковых потоках обтекания некоторых конфигураций крыльев (на серии сверхзвуковых крыльев типа КС-1807-18-1-08-03), было обнаружено интересное физическое явление, обозначенное как
" Аэродинамический ИКС-эффект ".

Аэродинамический ИКС-эффект обнаружили случайно, после обработки результатов очередных продувок модели крыла в свсверхзвуковой аэродинамической трубе, как слабые колебания силы аэаэродинамического сопротивления при почти постоянной подъемной силе кркрыла.

Но при детальном изучении аэродинамического ИКС-эффекта, на определенных режимах трансзвукового и сверхзвукового обтекания, было отмечено снижение аэродинамического сопротивления крыла “конечного" размаха дополнительно на 16-17 %. Однако этот эффект ототсутствовал у крыльев традиционной формы. И подтвердить его на моделях традиционных крыльев не удалось. Для подтверждения экспериментов были спроектированы и изготовлены еще 4 модели сверхзвуковых нетрадиционных крыльев. Но аэродинамический ИКС-эффект проявился только на одном из них, как снижение аэродинамического сопротивления крыла "конечного" размаха дополнительно на 19-21 %. Это почти соответствует снижению аэроаэродинамического сопротивления у другого, ранее исследованного, сверхзвукового крыла "конечного" размаха, у которого этот результат состсоставил 16-17 %.

Полностью аэродинамический ИКС-эффект не был изучен из-за возможностей аэродинамической трубы, в которой проходили испытания. Кроме того, для системного изучения аэродинамического ИКС-эффекта было необходимо разработать новые программы испытаний, учитывающие особенности условий возникновения новых аэродинамических явлений.

После этого, попытались использовать нетрадиционные технологии. Именно нетрадиционные технологии дали толчок для создания теоретических основ проектирования рациональных форм крыла в плане и хороший результат.

Условия, при которых аэродинамический ИКС-эффект мог проявиться, были не однозначны.

Поэтому, в общем отчете об аэродинамическом ИКС-эффекте не упоминалось и снижение аэродинамического сопротивления крыла от возникновения аэродинамического ИКС-эффекта на сверхзвуковых скоростях официально не было зарегистрировано.

Во время исследовательских работ и испытаний моделей крыльев в аэаэродинамических трубах, кроме аэродинамического ИКС-эффекта, было обнаружено также много других новых аэродинамических явлений, кокоторые также потребовали всестороннего изучения.

Большое внимание уделялось исследованиям возможностей взлетно-посадочной механизации крыла, а также методам аэродинамики и технологиям, которые позволяют обеспечивать очень короткий взлет и посадку самолета. Здесь были достигнуты хорошие результаты, были созданы новые конструкции аэродинамических поверхностей крыла. Новые достижения в аэродинамике малых скоростей позволяют создавать самолеты с коротким взвзлетом и посадкой, а также обеспечивать хорошую устойчивость и управляемость при малых скоростях полета. На взлетно-посадочных режимах пополета (а также на критических режимах полета) важную роль играют рули управления и оперение самолета. Новые аэродинамические явления и эффекты позволили увеличить аэродинамическое качество крыла самолета на 28-37 % (при обеспечении заданной прочности и жесткости крыла, а также с учетом минимального удорожания технологии производства крыла самолета). Но при этом, рост аэродинамического качества самолета в целом не превышал 19-31 % (для исследуемых аэродинамических схем моделей самолетов, без учета местной аэродинамики крыла). Однако, многие из обнаруженных аэродинамических явлений относятся к местной аэродинамике крыла. Рост аэродинамического качества изолированного крыла самолета, за счет использования новых аэродинамических эффектов, только от местной аэродинамики крыла составил 3-9 %, а в совокупности не превышал 10-12 % для исследуемых аэродинамических схем моделей крыла.

В результате аэродинамических исследований изолированного крыла самолета (летательного аппарата), для основного набора моделей крыльев, оказалось невозможным достигнуть увеличения заданных показателей аэродинамического качества самолета. Но для некоторых моделей фюзеляжа с крылом - суммарный рост аэродинамического качества достиг 31-38 % (на основных расчетных режимах).

Решение задачи " Способы повышения аэродинамического качества самолета на 35-40 %, при его высокой экономической эффективности " перешло к новому этапу – этапу рационального аэродинамического проектирования всего самолета в комплексе, с учетом прочности самолета и его весовых параметров.
Теперь необходимо было проектировать весь самолет (летательный аппарат) в полном комплексе, как единое целое, а геометрическая форма крыла являлась главным элементом - крыло проектировалось в расчете на достижение максимальных характеристик самолета в заданных диапазонах скоростей. Причем, при дозвуковых скоростях обтекания теоретическое распределение давления на крыле при расчетных условиях должно было оставаться практически без скачков.

Дополнительно отметим, что увеличение аэродинамического качества крыла самолета не всегда означает увеличение его эффективности.

Во-первых – это связано с тем, что самолет может использоваться на нескольких различных режимах полета. А это означает, что необходимо несколько различных аэродинамических конфигураций крыла. Но так как крыло - жесткая конструкция, то изменить его аэродинамическую конфигурацию в полете - очень сложная проблема. И авиационные конструкторы постоянно ищут решения этой проблемы. В настоящее время для изменения аэродинамической конфигурации крыла самолета в полете применяют следующие решения:
• закрылки (щитки) и предкрылки различных видов – для взлетно-посадочной аэродинамической конфигурации крыла, а также при полетах с большими углами атаки;
• крыло изменяемой стреловидности (крыло изменяемой геометрии) – для достижения рациональной аэродинамической конфигурации крыла при различных режимах полета (при различных скоростях полета и при различных видах маневра самолета);
• адаптивное крыло – для достижения рациональной аэродинамической конфигурации крыла при различных режимах полета (при различных скоростях полета и при различных видах маневра самолета).
Некоторые конструктивные варианты не меняют аэродинамическую конфигурацию крыла самолета, но позволяют при различных скоростях полета и при различных видах маневра эффективно использовать отдельные элементы крыла, различные аэродинамические поверхности и различные аэродинамические эффекты, например:
• концевые шайбы, аэродинамические гребни и другие аэродинамические поверхности;
• крыло переменной стреловидности (с изломами по передней и/или по задней кромкам крыла) – для достижения рациональной аэродинамической конфигурации разных участков крыла при различных режимах полета (при различных скоростях полета и при различных видах маневра самолета);
• управление пограничным слоем (для предотвращения или сдвига срыва потока на некоторых режимах полета);
• другие технические решения.

Во-вторых, на практике, часто бывает более выгодно сделать дешевое, надежное и простое в эксплуатации крыло, чем очень сложное и дорогое крыло.
Формула: Цена - Качество - Эффективность — является основным критерием при выборе определенного технического решения. Поэтому, в каждом конкретном случае могут быть приняты различные технические решения.