Křídlo v letecké technice je nosná plocha, která má profilovaný tvar v příčném řezu ve směru proudění a je určena k vytvoření aerodynamického vztlaku . Křídlo letadla může mít různý tvar v půdorysu a z hlediska rozpětí - různý tvar řezů v rovinách rovnoběžných s rovinou symetrie letadla a také různé úhly natočení řezů v těchto rovinách [1] .
Geometrické charakteristiky - seznam parametrů, pojmů a pojmů používaných pro návrh křídla a určování názvů jeho prvků [2] :
Rozpětí křídel (L) - vzdálenost mezi dvěma rovinami rovnoběžnými se základní rovinou letadla a dotýkajícími se konců křídla. [GHS 1990(str.55)] Tětiva nosné plochy křídla je úsečka přímá úsečka vedená v jedné z částí křídla rovinou rovnoběžnou se základní rovinou letadla a ohraničená předním a zadním bodem profilu. Místní tětiva křídla (b(z)) je přímkový segment na profilu křídla spojující přední a zadní bod obrysu profilu v daném úseku podél rozpětí křídla. Délka místní tětivy křídla (b (z)) je délka úsečky procházející zadním a předním bodem profilu křídla v místním řezu podél rozpětí křídla. Středová tětiva křídla (b 0 ) je lokální tětiva křídla v základní rovině letadla, získaná pokračováním linie náběžné a odtokové hrany křídla až k průsečíku s touto rovinou. [GHS 1990(str.54)] Délka středové tětivy křídla (b 0 ) je délka segmentu mezi průsečíky náběžné a odtokové hrany křídla se základní rovinou letadla. [GHS 1990(str.54)] Palubní tětiva křídla (b b ) - tětiva podél linie oddělení křídla a trupu v části křídla rovnoběžné se základní rovinou letadla. [GHS 1990(str.54)] Koncová tětiva křídla (b až ) - tětiva v koncové části křídla, rovnoběžná se základní rovinou letadla. Referenční rovina křídla je rovina obsahující středovou tětivu křídla a kolmá na referenční rovinu letadla. [GHS 1990(str. 43)] Plocha křídla (S) - plocha průmětu křídla na základní rovinu křídla, včetně břišní části křídla a nástavců křídla. [GHS 1990(str.55)] Řídicí řez křídla je podmíněný řez křídlem rovinou rovnoběžnou se základní rovinou křídla (z = konst). [GHS 1990(16)] Zakřivení křídla - proměnná odchylka osy profilů křídel od jejich tětiv; vyznačující se relativní konkávností profilu (poměr maximální odchylky středové čáry od tětivy k délce tětivy). [GHS 1990(16)] Střední plocha křídla - tvořená souhrnem všech průměrných čar profilů křídla podél rozpětí; obvykle dané některými zákony změny konkávnosti profilu a kroucení křídla podél rozpětí; při konstantní hodnotě zkroucení křídla a nulovém zakřivení profilů, ze kterých je křídlo složeno, je střední plocha rovina. [GHS 1990(16)] Poměr stran křídla (λ) je relativní geometrický parametr definovaný jako poměr: λ = L²/S; Zúžení křídla (η) je relativní geometrický parametr křídla, definovaný jako poměr: η = b 0 /b ku ; Geometrické zkroucení křídla je natočení tětiv křídla po jeho rozpětí o některé úhly (podle zákona φ kr = f (z)), které se měří od roviny, která se obvykle bere jako základní rovina. křídla (za předpokladu, že úhel zaklínění křídla podél palubní tětivy je roven nule) . Slouží ke zlepšení aerodynamických vlastností, stability a ovladatelnosti při cestovním letu a při dosahování vysokých úhlů náběhu. Lokální úhel geometrického zkroucení křídla (φkr(z)) je úhel mezi lokální tětivou křídla a jeho základní rovinou a úhel φkr (z) je považován za kladný, když je přední bod lokální tětivy výše než zadní bod téže tětivy křídla.Křídlo lze rozdělit na tři části: levou a pravou polorovinu nebo konzoly a středovou část. U lehkých letadel, jako jsou Cessna-152 , Jak-12 a dokonce i větší L-410, má křídlo jednodílnou konstrukci bez rozdělení na části. Trup lze vyrobit jako nosič (např. na letounech Su-27 , F-35 , Su-57 ). Poloroviny zase mohou zahrnovat příliv a špičku křídla . Výraz „křídla“ se často vyskytuje, ale ve vztahu k jednoplošníku je chybný , protože křídlo je jedno a skládá se ze dvou polorovin. Ve vzácných případech může mít jednoplošník také 2 křídla, například Tu-144 měl přídavné zatahovací přední křídlo.
Vztlaková síla křídla vzniká změnou směru proudění vzduchu [3] [4] .
Jedním z nejběžnějších vysvětlení principu křídla je Newtonův dopadový model, navržený jím v Principia Mathematica pro extrémně řídké médium s částicemi, které se navzájem nesrážejí (tj. pro médium, ve kterém je střední volná dráha mnohem větší než velikost křídla): částice vzduchu, narážející do spodní plochy křídla pod úhlem k proudění, se elasticky odrážejí dolů podle třetího Newtonova zákona a tlačí křídlo nahoru. Tento zjednodušený model bere v úvahu zákon zachování hybnosti, ale zcela zanedbává obtékání horní plochy křídla, v důsledku čehož dává podhodnocenou velikost vztlaku [5] . V tomto případě je nezákonné používat tento model pro médium, ve kterém je střední volná dráha mnohem menší než charakteristické rozměry křídla.
V jiném zjednodušeném modelu je výskyt vztlaku vysvětlován rozdílem tlaků na horní a spodní straně profilu, ke kterému dochází podle Bernoulliho zákona [6] : na spodní ploše křídla je rychlost proudění vzduchu nižší než na horní, takže zdvih křídla směřuje zdola nahoru; Tento tlakový rozdíl je zodpovědný za zvedací sílu. Model je nesprávný také kvůli nesprávnému jednosměrnému vztahu mezi průtokem a zředěním [3] [7] [8] . Ve skutečnosti máme vztah mezi úhlem náběhu , zředěním a rychlostí proudění.
Pro přesnější výpočty zavedl N. E. Žukovskij pojem cirkulace rychlosti proudění ; v roce 1904 formuloval Žukovského větu . Rychlostní cirkulace vám umožňuje vzít v úvahu sklon proudění a získat mnohem přesnější výsledky ve výpočtech. Jedním z hlavních nedostatků výše uvedených vysvětlení je, že neberou v úvahu viskozitu vzduchu, tedy přenos energie a hybnosti mezi jednotlivými vrstvami proudění (což způsobuje cirkulaci). Povrch země může mít významný vliv na křídlo, "odrážet" poruchy proudění způsobené křídlem a vracet část hybnosti zpět ( přízemní efekt ).
Proud vzduchu po horní ploše křídla se k ní "přilepí" a snaží se po této ploše následovat i za bodem ohybu profilu ( Coanda efekt ).
Ve skutečnosti je proudění kolem křídla velmi složitý trojrozměrný nelineární a často nestacionární proces. Vztlaková síla křídla závisí na jeho ploše, profilu, půdorysném tvaru, dále na úhlu náběhu , rychlosti a hustotě proudění ( Machovo číslo ) a na řadě dalších faktorů. Pro výpočet zdvihové síly se používají Navier-Stokesovy rovnice [3] (tj. výpočet bere v úvahu viskozitu, zachování hmotnosti a hybnosti).
Poloha křídla vzhledem k trupu je určena jeho umístěním podél délky a výšky trupu a také montážním úhlem vzhledem k jeho podélné ose. Umístění křídla podél výšky trupu může být různé: vysoké, střední a nízké. V souladu s tím se letoun nazývá hornoplošník , střední křídlo a dolnoplošník . Možnost umístění závisí na tvaru trupu, účelu letadla, typu a umístění motorů atd. Úhel zástavby křídla je volen tak, aby se rovnal úhlu náběhu v nejtypičtějším režimu letu. V tomto případě je trup umístěn po proudu a má nejmenší odpor.
Jedním z hlavních problémů při konstrukci nového letounu je volba optimálního tvaru křídla a jeho parametrů (geometrické, aerodynamické, pevnostní atd.).
Hlavní výhodou rovného křídla je jeho vysoký koeficient vztlaku i při malých úhlech náběhu . To vám umožní výrazně zvýšit specifické zatížení křídla , a tím snížit velikost a hmotnost, bez obav z výrazného zvýšení rychlosti vzletu a přistání. Tento typ křídla se používá u podzvukových a transsonických letadel s proudovými motory. Další výhodou rovného křídla je vyrobitelnost, která umožňuje snížit náklady na výrobu.
Nevýhodou, která předurčuje nevhodnost takového křídla při zvukových rychlostech letu, je prudký nárůst součinitele odporu při překročení kritické hodnoty Machova čísla.
Přímé křídlo je velmi citlivé na atmosférické turbulence, a proto je efekt „vzduchových kapes“ dobře cítit na pomalu se pohybujících letounech (zejména dvouplošníky) a kluzácích s rovným křídlem.
Šikmé křídlo se rozšířilo díky různým úpravám a konstrukčním řešením.
výhody:
nedostatky:
K odstranění negativních momentů se používá kroucení křídla , mechanizace, proměnný úhel vychýlení podél rozpětí, zpětné zúžení křídla nebo negativní vychýlení.
Příklady použití: Su-7 , Boeing 737 , Tu-134 atd.
Influx wing (zvíře)Variace zameteného křídla . Působení ogiválního křídla lze popsat jako spirálový tok vírů odlamujících se od ostré náběžné hrany velkého sweepu v blízkotrupové části křídla. Vírový film také způsobuje tvorbu rozsáhlých oblastí nízkého tlaku a zvyšuje energii mezní vrstvy vzduchu, čímž zvyšuje koeficient vztlaku. Manévrovatelnost je omezena především statickou a dynamickou pevností konstrukčních materiálů a také aerodynamickými charakteristikami letadla.
Příklady použití: Tu-144 , Concorde
Křídlo s negativním sweepem (tj. se zkosením dopředu).
výhody:
nedostatky:
Příklady použití : sériový civilní HFB-320 Hansa Jet , experimentální stíhačka Su-47 Berkut .
Trojúhelníkové ( anglicky delta -formoval delta-wing - svůj název dostal z řeckého písmene delta ) křídlo je tužší a lehčí než rovné i šikmé a nejčastěji se používá při rychlostech nad M = 2.
výhody:
nedostatky:
Příklady použití : MiG-21 , HAL Tejas , Mirage 2000 (malá relativní tloušťka); Gloster Javelin , Avro Vulcan (velkorozchodná), Avro Canada CF-105 Arrow , Saab 37 Viggen , Lockheed L-2000 nadzvukový dopravní letoun , Boeing-2707-300 [10]
Lichoběžníkové křídlo.
výhody:
Příklady použití : F/A-18 , prototyp YF-23 .
Výhody: má nejvyšší poměr vztlaku a odporu ze všech známých typů křídel [13] .
Nevýhody: velmi náročná na výrobu.
Příklady použití : K-7 (SSSR), Supermarine Spitfire .
Autorem typu obloukového křídla je americký konstruktér Willard Custer, který ve 30. až 50. letech minulého století vyvinul a postavil několik experimentálních letadel, na kterých aplikoval jím vynalezené aerodynamické schéma. Jeho hlavním rysem, jak jej koncipoval Custer, byla schopnost půlkruhového křídla vytvářet díky svému tvaru dodatečný statický vztlak. Casterovi se však nepodařilo prokázat, že koncept má životaschopný výkon, a klenuté křídlo se v leteckém průmyslu neprosadilo .
Custer tvrdil, že plavidlo s takovým křídlem bylo schopné vzlétnout a stoupat téměř svisle nebo se vznášelo při udržování rychlosti železničního vozidla.
Křídlo je také charakterizováno relativní tloušťkou (poměr tloušťky k šířce), u kořene a na koncích, vyjádřené v procentech.
tlusté křídloTlusté křídlo umožňuje přesunout moment přetažení do vývrtky ( stall ) a pilot může manévrovat s velkými úhly a přetížením. Hlavní je, že se tento stáj na takovém křídle vyvíjí postupně, při zachování plynulého obtékání proudění po většině křídla. Pilot zároveň dostává příležitost rozpoznat nebezpečí vznikajícím otřesem letounu a včas zasáhnout. Letoun s tenkým křídlem náhle a náhle ztratí vztlak téměř po celé ploše křídla a pilotovi nezůstane žádná šance [14] .
Příklady : TB-4 (ANT-16), ANT-20 , K-7 , Boeing Model 299, Boeing XB-15
Supercritical airfoil (S.P.), podzvukový profil křídla, který umožňuje při pevné hodnotě koeficientů vztlakové síly a tloušťky profilu výrazně zvýšit kritické Machovo číslo . Pro zvýšení rychlosti je nutné snížit odpor profilu křídla zmenšením jeho tloušťky („zploštit“ profil), ale zároveň je nutné zachovat jeho hmotnostní a pevnostní charakteristiky. Řešení našel americký inženýr Richard Whitcomb. Navrhl udělat na spodní ploše zadní části křídla zužující se podřez (malé hladké ohnutí „ocasu“ křídla dolů). Rozšiřující se proudění v podříznutí kompenzovalo posun aerodynamického zaměření. Použití zploštělých profilů se zakřivenou zadní částí umožňuje rovnoměrné rozložení tlaku podél profilové tětivy a tím vede k posunutí středu tlaku dozadu a také zvyšuje kritické Machovo číslo o 10-15%. Takové profily se začaly nazývat superkritické (superkritické). Poměrně rychle se vyvinuly v nadkritické profily 2. generace - přední část se blížila k symetrii a zesílilo podříznutí. Další vývoj v tomto směru se ale zastavil - ještě silnější ořez udělalo odtokovou hranu příliš tenkou, co se týče pevnosti. Další nevýhodou superkritického křídla 2. generace byl střemhlavý moment, který bylo nutné odrazit se zatížením na vodorovné ocasní ploše. Vzhledem k tomu, že nemůžete řezat vzadu, musíte řezat vepředu: řešení bylo stejně důmyslné jako jednoduché - použili lem v přední spodní části křídla a zmenšili ho vzadu. Zde je stručná historie vývoje nosných ploch na obrázcích. V osobním letectví se používají nadkritické profily, které poskytují nejlepší poměr hospodárnosti, konstrukční hmotnosti a rychlosti letu.
Poloha klapky (shora dolů)
Konstrukce skládacího křídla se používá, když chtějí zmenšit rozměry při zaparkování letadla. Nejčastěji se taková aplikace nachází v letectví na bázi letadlových lodí ( Su-33 , Jak-38 , F-18 , Bell V-22 Osprey ), ale někdy se s ní počítá i pro osobní letadla ( KR-860 , Boeing 777X ) .
Podle konstrukčního energetického schématu jsou křídla rozdělena na příhradové, nosníkové, kesonové.
Konstrukce takového křídla zahrnuje prostorový příhradový nosník, který vnímá silové faktory, žebra a plášť, který přenáší aerodynamické zatížení na žebra. Konstrukčně-výkonové schéma vazníku křídla by nemělo být zaměňováno s nosnou konstrukcí, včetně nosníků a (nebo) žeber konstrukce vazníku. V současné době se příhradová křídla prakticky nepoužívají na letadlech, ale jsou široce používána na závěsných kluzácích .
Nosník křídla obsahuje jeden nebo více podélných silových prvků - nosníky , které vnímají ohybový moment [15] . Kromě nosníků mohou být v takovém křídle přítomny podélné stěny. Od nosníků se liší tím, že k nosníkům jsou připevněny opláštěné panely se sadou podélníků . Nosníky přenášejí zatížení na rámy trupu letadla pomocí momentových uzlů [16] .
U kesonového křídla přebírají hlavní zatížení jak nosníky, tak potah. V limitu se nosníky degenerují ke stěnám a ohybový moment je zcela zachycen plášťovými panely. V tomto případě se konstrukce nazývá monoblok . Napájecí panely obsahují opláštění a výztužnou sadu ve formě podélníků nebo vln . Výztužný set slouží k tomu, aby nedocházelo ke ztrátě stability kůže kompresí a funguje v tahu-kompresi společně s kůží. Konstrukce kesonového křídla vyžaduje středovou část , ke které jsou připevněny konzoly křídla. Křídlové konzoly jsou spojeny se středovou částí pomocí obrysového spoje, který zajišťuje přenos silových faktorů po celé šířce panelu.
První teoretické studie a důležité výsledky pro křídlo s nekonečným rozpětím provedli na přelomu 19. a 20. století ruští vědci N. Žukovskij , S. Chaplygin , Němec M. Kutta a Angličan F. Lanchester . Teoretické práce na skutečném křídle zahájil Němec L. Prandtl .
Mezi výsledky, které získali, patří:
