О стреловидности крыла…

Здравствуйте!

Сегодня поговорим о конструктивно-техническом приеме, который помогает самолету улучшить свои скоростные возможности и стать действительно быстрым и стремительным.

Скорость… Традиционная стихия любого летательного аппарата и один из самых его важнейших параметров. Стремление летать быстрее существовало всегда со времени полетов первых аэропланов, и авиаторы за достаточно короткий срок добились немалых успехов в этом увлекательном деле.

Однако, не все в нем было просто. В небо поднимались аппараты тяжелее воздуха и для получения от них требуемых характеристик необходимо было обеспечить наиболее выгодное взаимодействие их с окружающей воздушной средой. В этом направлении происходило постоянное совершенствование конструкции самолетов и их силовых установок.

Достижение высоких скоростей опирается на два противоположных (по направлению воздействия на самолет) фактора: высокая тяга двигателя и низкое аэродинамическое сопротивление. На заре развития авиации ни то, ни другое не обладало уровнем, достаточным для обеспечения хотя бы относительно большой скорости.

Но авиация развивалась достаточно быстро, скоростные возможности летательных аппаратов росли, и не за горами было уже достижение скорости звука. Внешний вид «когда-то аэропланов» довольно быстро менялся, и становилось понятно, что в скором времени он изменится кардинально.

О сопротивлении…

Как известно, аэродинамическое сопротивление в целом – это сумма нескольких составляющих, каждая из которых имеет различные причины возникновения, характер и темпы изменения в зависимости от условий взаимодействия какой-либо аэродинамической поверхности или элемента конструкции с воздушным потоком.

Главенствующей (не иначе) поверхностью такого типа в период расцвета поршневой авиации было прямое крыло, как классическое, так и с некоторыми изменениями. Для такого крыла актуальными тогда составляющими аэродинамического сопротивления были:

— профильное, включающее в себя помимо сопротивления давления (или собственно профильного), зависящего от формы поверхности, ее толщины и кривизны также и сопротивление трения, являющееся следствием определенной вязкости воздушной среды.

— сопротивление, возникающее в результате интерференции (взаимовлияния) частей конструкции самолета. Например, крыла и фюзеляжа (описано здесь).

Эти два типа аэродинамического сопротивления еще иногда называют паразитным сопротивлением. Далее:

— индуктивное сопротивление, являющееся следствием процессов образования подъемной силы при обтекании профиля крыла воздушным потоком и формирования за ним вихревого жгута. Наиболее ощутимо на малых скоростях полета. Подробнее об этом я писал здесь.

Учет силы сопротивления в описанном объеме был вполне достаточным для успешной эксплуатации поршневых самолетов в традиционном скоростном диапазоне тогдашней авиации, то есть где-то примерно до 500 км/ч максимум. Но положение дел не могло долго оставаться на таком уровне.

Прямокрылые поршневые истребители конца войны уже подбирались к 700-километровому рубежу. Росла интенсивность освоения реактивной авиации. Достижение скорости звука казалось вполне реальной задачей. Но не все было так просто на самом деле…

Главным препятствием здесь стал так называемый звуковой барьер. Почему так называемый? Потому что на самом деле в реальном физическом смысле его нет. О нем и о сути сверхзвукового обтекания крыла я более подробно уже писал в другой статье. Барьера нет, но есть явления, формирующие представления о нем. Главное среди них – это волновой кризис, а также его предпосылки и последствия, проявляющиеся в росте волнового сопротивления.

Волновое сопротивление — это четвертая составляющая сопротивления аэродинамического, (следствие сжимаемости воздуха) которая на малых, традиционных  для поршневой авиации скоростях не проявляется, а на трансзвуковых , то есть скоростях, близких к скорости звука (в районе М=1) испытывает бурный рост с увеличением числа М и значительно увеличивает общее сопротивление летательного аппарата.

Происходит это из-за возникновения скачков уплотнения, часто многочисленных, (или ударных волн – отсюда и название «волновое сопротивление») на крыле и элементах конструкции с ростом скорости летательного аппарата. На образование этих скачков тратится энергия, забираемая от кинетической энергии движения самолета. Также турбулизируется поток в районе их образования. Все в месте это называется волновым кризисом.

В результате резкого роста сопротивления и увеличения опасности разрушения конструкции из-за тряски при турбулизации сложилось представление о некоем непреодолимом барьере, препятствующем достижению звуковых и сверхзвуковых скоростей.

Первые признаки возникновения волнового сопротивления могут появляться уже на скоростях полета более 500 км/ч. Это именно только первые признаки, ведь фактическая скорость звука (М=1) значительно выше (около 1220 км/ч у земли). Но из-за различной конфигурации и кривизны элементов конструкции (в частности профиля крыла) местная скорость обтекания может меняться и на определенных участках поверхности достигать значения близкой к звуковой со всеми вытекающими отсюда последствиями.

Стреловидность в помощь…

Для «затягивания» возникновения волнового кризиса и смещения его в сторону больших скоростей, уменьшения волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях и обеспечения облегченного перехода на сверхзвук прорабатывались различные технические варианты как для крыла, так и для других элементов конструкции самолетов (фюзеляж, подвески, оперение), которые могли бы использовать околозвуковые и сверхзвуковые скорости для своего полета.

Стреловидность крыла – основной из таких вариантов, применяемый практически на всех самолетах, летающих на скоростях выше 600 км/ч, в том числе на всем огромном парке современной реактивной коммерческой авиации.

Это важно для таких самолетов, потому что в отличии от другого технического решения для больших скоростей, крыла из тонких и острых профилей с минимальным изменением кривизны поверхности, стреловидность не является препятствием для полезного использования внутреннего пространства крыла.

Тонкопрофильное крыло обычно применяется в военной авиации в сочетании со стреловидностью.

Итак, определение стреловидности крыла… Стреловидностью называют отклонение крыла в плане от перпендикуляра к продольной оси самолета. Иначе говоря, стреловидность присутствует, если концевой профиль отведен вперед или назад по отношению к корневому профилю.

Если назад – стреловидность прямая (или положительная). Если вперед – обратная (или отрицательная). Угол стреловидности χ измеряется либо по передней кромке – между ней и перпендикуляром к продольной оси самолета, либо по линии одной четверти хорд – между тем же перпендикуляром и линией проведенной через точки хорд профилей, расположенные на расстоянии четверти длины каждой хорды от носка профиля.

Стреловидность по передней кромке используется при расчетах параметров сверхзвукового полета, стреловидность по линии ¼ хорд – для оценки устойчивости и управляемости самолета.

Скоростные дозвуковые самолеты (в т.ч. пассажирские лайнеры) обычно имеют прямую стреловидность от 20° до 35° (Ту-95 – стреловидность 35° по линии 1/4 хорд). Сверхзвуковые от 20° до 70° и более (МиГ-25 – стреловидность по передней кромке 41°, МиГ-23 – максимальная стреловидность по передней кромке 72°).

В расчетах также рассматривается стреловидность по задней кромке крыла. Оперение скоростного самолета (стабилизатор, киль) также  имеет некоторую стреловидность, для того, чтобы процессы трансзвукового и сверхзвукового обтекания развивались на них одновременно с крылом. Принципы здесь те же.

Как это начиналось….

Началось использование стреловидного крыла еще на заре развития авиации даже до Первой Мировой войны. При этом цели его применения были совершенно другие, нежели возможность полетов на околозвуковых скоростях.

Тогда в процессе освоения (как теоретического, так и практического ) находились различные конструкции и схемы летательных аппаратов. Одной из таких схем была так называемая «бесхвостка» или летающее крыло. У такого типа ЛА отсутствует стабилизатор и для обеспечения его продольной статической устойчивости использовалось «отведение» крыла назад, то есть придание ему определенной стреловидности в сочетании с некоторой отрицательной круткой концевых сечений (носики профилей вниз).

При увеличении угла атаки прирост подъемной силы в этих сечениях больше, чем в корневых и расположен за центром тяжести, что позволяет обеспечить продольную балансировку летательного аппарата. Примером такого самолета могут служить аппараты ирландского авиационного инженера Джона Данна (John William Dunne) Dunne D.8/D.5 и другие.

Забегая вперед, стоит сказать, что обеспечение балансировки самолета в продольном отношении путем корректировки взаимного расположения центра масс самолета и точки приложения аэродинамических сил – это и сейчас одна из областей применения стреловидности крыла уже на более традиционных летательных аппаратах, не столь, правда, впечатляющая, как обеспечение высокоскоростных возможностей и нечасто используемая (об этом ниже).

Кроме того стреловидность на таких «летающих этажерках» использовалось для элементарного обеспечения хорошего бокового обзора пилоту. Ведь он в этом случае сидел практически «на острие» 🙂 …

Однако, уже в период Второй Мировой войны в воздух поднялись  самолеты нормальной схемы, у которых стреловидность крыла была именно средством предотвращения роста аэродинамического сопротивления. Причем интересно, что разрабатывались проекты как с обычной (прямой) стреловидностью, так и с обратной.

Примером одного из первых массовых самолетов со стреловидным крылом может служить Ме-262, имевший стреловидность по передней кромке 18°35̒ и начавший летать на реактивной тяге со второй половины 1942 года. Высокоскоростные проекты Ме-262 получили увеличенную стреловидность: Ме-262 HG II — 35° по 1/4 хорд, Ме-262 HG III — 42° по передней кромке. Крыло обратной стреловидности имел бомбардировщик с реактивными двигателями Ju-287 (о нем ниже).

В 1945 году был построен и в 1946-ом полетел британский экспериментальный самолет de Havilland DH 108 «Swallow». На основе полученных результатов был разработан  и уже в в 1949 году поднялся в воздух первый пассажирский реактивный самолет (британский) со стреловидным крылом de Havilland DH 106 Comet.

В 1947 году совершили первые полеты советский МиГ-15 и американские North American F-86 Sabre и Boeing B-47 Stratojet. Процесс пошел….

Как можно объяснить? Главный плюс стреловидности крыла…

В чем же положительная суть стреловидного крыла, то есть за счет чего оно позволяет отодвинуть момент наступления волнового кризиса и уменьшить величину волнового сопротивления? Для объяснения может быть рассмотрена картина скольжения прямого крыла большого (теоретически бесконечного) размаха.

Подъемная сила прямого крыла при его скольжении падает. Причина этого в том, что максимальное значение силы создается при обтекании такого крыла потоком, перпендикулярным передней кромке. Однако при возникновении скольжения появляется некий угол скольжения β и скорость потока V эту перпендикулярность теряет.

При этом ее в векторном смысле можно разложить на две составляющие: касательную передней кромке V_τ, которая не влияет на изменение сил аэродинамического давления на крыле (а всего лишь влияет на силы трения) и перпендикулярную передней кромке V_n. Вторая составляющая по абсолютному значению ниже общей скорости V потока. Крыло как бы обтекает более медленный поток, а значит величины давления (разрежения) на нем ниже и, следовательно, меньше подъемная сила.

Описанный эффект скольжения можно с успехом применить к стреловидному крылу (бесконечного размаха). Только теперь самолет летит фактически прямолинейно, то есть без скольжения. А угол стреловидности χ равен упомянутому выше углу β. Получается в первом приближении картина, аналогичная обтеканию прямого крыла.

Здесь скорость V – это скорость полета самолета, которая может быть достаточно большой и, приближаясь к скорости звука, может способствовать созданию условий для проявления сжимаемости воздуха, то есть возникновения местных скачков уплотнения и далее волнового кризиса со всеми последующими неприятными эффектами ( рост волнового сопротивления).

Однако, ее составляющая, перпендикулярная передней кромке V_n, которая как раз и определяет изменение сил давления на крыле, а значит и вероятное проявление эффекта сжимаемости воздуха в потоке, ощутимо меньше.

То есть самолет фактически летит на большой скорости (в т.ч. и близкой к звуковой), а картина обтекания со всеми ее особенностями (величины давлений, скачки уплотнения и т.д.) формируется под действием воздушного потока с меньшей скоростью. И чем больше угол стреловидности, тем сильнее проявляется этот эффект. Таким образом, самолет на околозвуковых скоростях избегает неприятностей, связанных с сильным ростом волнового сопротивления.

Еще плюсы (и минус)….

По аналогичной причине наличие стреловидности крыла до некоторой степени положительно влияет на сохранение устойчивости и управляемости самолета на скоростях, близких к скорости звука. Ведь, как известно, одним из негативных проявлений волнового кризиса является сдвиг точки приложения аэродинамических сил (центра давления) назад, что влияет на устойчивость в продольном отношении.

Если же негативные волновые явления затянуты и ослаблены наличием стреловидности, то этот сдвиг меньше и балансировка до некоторой степени улучшается. К тому же из-за значительного ослабления  процесса образования местных сверхзвуковых зон и, как следствие, скачков уплотнения на крыле сохраняется управление из-за повышения качества работы управляющих поверхностей (в частности по крену).

Прямая стреловидность крыла может быть также использована для повышения поперечной устойчивости самолетов, в том числе и нескоростных (в этом случае угол χ небольшой). При возникновении крена самолет начинает скользить на опущенное крыло, в результате чего меняется угол набегания потока на переднюю кромку крыла или, говорят, меняется эффективная стреловидность.

Следовательно увеличивается размер перпендикулярной составляющей (V_n) скорости потока на нем по сравнению с отстающим (поднятым) крылом. Подъемная сила опущенной консоли возрастает, и крен уменьшается.

Интересно, что при этом устойчивость может стать чрезмерной (то есть это уже недостаток). Для самолета со стреловидным крылом это особенно чувствуется на малых скоростях, когда разница величин подъемной силы между консолями возрастает.

Это вероятно ухудшит поперечную управляемость и даже иногда может вызвать так называемую колебательную неустойчивость самолета. Поэтому нередко во избежание «излишеств» крылу с большой прямой стреловидностью придают отрицательный угол поперечного V (крыло вниз). У крыла обратной стреловидности весь этот процесс противоположный.

Кроме того, стреловидность может положительно влиять и на уменьшение общего аэродинамического сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях не только посредством уменьшения волнового сопротивления, но, также, и профильного. Ведь если одно и то же крыло расположить под разными углами стреловидности, то по отношению к воздушному потоку V обтекаемый профиль на ее больших углах будет иметь более длинную хорду (расстояние между максимально удаленными точками профиля). Ее еще называют эффективной.

А это значит, что относительная толщина профиля, равная отношению его максимальной толщины к хорде уменьшится (при неизменной фактической толщине), уменьшится также и его кривизна, то есть он по параметрам как бы  приближается к тонкому сверхзвуковому профилю.

Все это напрямую влияет на вышеупомянутое сопротивление давления (составляющая профильного) в сторону его уменьшения. В результате за счет уменьшения профильного понизится общее лобовое аэродинамическое сопротивление, что конечно же является положительной стороной использования стреловидного крыла.

Фактически стреловидное крыло получает преимущества тонкого крыла, но при этом не теряет в прочности и имеет достаточный внутренний объем для полезного использования.

Еще одно свойство стреловидного крыла, которое можно назвать положительным. Но при этом оно, однако, является следствием его серьезного недостатка♣, о котором будет сказано ниже. Этот плюс заключается в устойчивости такого крыла к турбулентностям атмосферы.

Из-за пониженной несущей способности прирост (градиент) подъемной силы стреловидного крыла меньше, чем у прямого. Это значит, что в случае возникновения вертикального воздействия ветра, такой прирост будет небольшим. Небольшой будет, следовательно, и перегрузка. Самолет останется стабильным.

Это были плюсы, которые на этом, пожалуй, заканчиваются. Их, как видно, не так уж и много и, кроме них, имеются еще и серьезные минусы.

О серьезных минусах….

Теоретическое существование тангенциальной составляющей набегающего воздушного потока (той самой V_τ, которая направлена вдоль передней кромки) практически выражается в существовании некоторого перемещения слоя воздуха вдоль крыла (на его верхней поверхности) от корня к законцовке (так называемый «эффект скольжения»), причем чем ближе к ней, тем больше.

Однако, реальное стреловидное крыло на самом деле отличается от того теоретического (изолированного), о котором говорилось выше. Не зря в скобках я писал о бесконечном размахе. На самом деле размах конечен, само крыло состоит из двух половин, зеркально расположенных друг относительно друга и, в определенном смысле, влияющих друг на друга, плюс фюзеляж, а в районе законцовок присутствует перетекание воздуха иного рода, связанное с разницей давлений над и под крылом ( то, которое влияет на возникновение индуктивного сопротивления. Об этом я писал здесь).

В результате «эффект скольжения» по размаху стреловидного крыла (достаточного удлинения) не везде проявляется одинаково. Обычно выделяют три специфических зоны. Первая – корневая зона обтекания. Здесь здесь имеет место так называемый срединный эффект (или корневой), в котором происходит практически распрямление потока через крыло. При этом он расширяется (поток на правой консоли отклонен по скольжению вправо, на левой – влево), из-за чего тормозится, давление на верхней поверхности крыла растет, и подъемная сила падает.

Во второй зоне (срединная часть крыла) скольжение потока примерно соответствует теоретическому. А в третьей проявляется концевой эффект. Здесь перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю так же искажает эффект скольжения. Потоки двигаются навстречу друг другу, как бы поджимая и распрямляя воздушные струи пересекающие крыло. Скорость течения в них растет, давление падает и увеличивается подъемная сила.

В результате, если у стреловидного крыла бесконечного размаха (или прямого крыла) давление на профиле по сечениям примерно одинаково, то у реального крыла оно меняется от сечения к сечению. При этом наиболее нагруженным  в аэродинамическом плане оказываются именно концевые сечения. Это показано на рисунке.

То есть в этих сечениях коэффициент подъемной силы увеличен (близок к максимальным значениям), и, соответственно, действительные углы атаки здесь также увеличены по сравнению со средней частью крыла, например.

Получается, что в случае увеличения общего угла атаки крыла его значения в концевых сечениях будут выше и могут достичь критических величин, провоцируя тем самым срыв потока.

Это один из основных недостатков, характерных для стреловидных крыльев – склонность к так называемому концевому срыву.

Эту склонность увеличивает также вышеупомянутый эффект скольжения. В результате наличия касательного по передней кромке движения пограничного слоя ( V_τ ) в сторону концевых сечений, ближе к этим сечениям происходит в некотором роде «накопление» этого слоя. Он «вспухает» и становится неустойчивым, повышая, тем самым возможность срыва.

Срыв потока и падение подъемной силы, соответственно, у стреловидного крыла начинается раньше, чем у прямого, то есть на меньших углах атаки, правда с их ростом распространяется медленней, чем на прямом крыле (из-за эффекта скольжения).

Концевой же срыв сам по себе еще и ухудшает характеристики устойчивости самолета в продольном отношении. Это проявляется в возникновении так называемого  «подхвата», который имел место на некоторых типах первых скоростных реактивных самолетов со стреловидным крылом.

В случае возникновения на повышенных углах атаки концевого срыва законцовки крыла (отодвинутые, соответственно, назад ) теряют подъемную силу, и точка приложения общей подъемной силы крыла сдвигается вперед.

В зависимости от расположения центра тяжести самолета эта сила может оказаться перед ним, и тогда возникает кабрирующий момент, поднимающий нос самолета и еще больше увеличивающий угол атаки. Самолет, обладающий запасом устойчивости, при увеличении угла атаки будет «стараться» самостоятельно восстановить равновесие.

Если же этого запаса нет, то может не хватить и управляющего воздействия летчика для исправления положения. Возникает неустойчивость по перегрузке (или по углу атаки). Результатом может стать выход самолета на закритические углы и срыв в штопор.

К тому же, если срыв распространяется по крылу, то может ухудшиться поперечная управляемость, так как элероны расположены близко к зонам концевого срыва, и он может легко накрыть их, лишая тем самым эффективности.

Особенно опасны такие явления на взлетно-посадочных режимах, когда углы атаки велики, а скорости полета малы. Если из штопора самолет еще можно вывести, то глобальный срыв потока на высоте нескольких метров над землей, кардинально нарушая устойчивость и управляемость, практически не оставляет шансов на благополучный исход. По этой причине в мировой авиации случилось немало тяжелых летных происшествий.

В американских ВВС в свое время явление концевого срыва с потерей устойчивости называли Sabre dance (танец Сэйбра) из-за ряда происшествий такого рода с самолетом F-100 Super Sabre. На ролике показано одно из таких происшествий, завершившееся катастрофой. Летчик отчаянно боролся со срывом и возникшей неустойчивостью (самолет задрал нос), но глобальный срыв на правом крыле все же привел к катастрофе (10 января 1956 года, авиабаза Edwards).

Технические решения…..

Для борьбы с этим явлением тогда предпринимались различного рода технические решения. Самыми известными из них стали аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла. Они варьировались по размерам и количеству в зависимости от конструкции и характеристик летательного аппарата. Их назначением было препятствование перетеканию к концевым сечениям и перенаправление потолка к задней кромке крыла, а также воспрепятствование распространению все же возникшего срыва по крылу.

Из советских самолетов того времени характерным примером использования таких гребней могут служить истребители МиГ-15/17/19. Первый советский реактивный пассажирский лайнер Ту-104 (его предшественник Ту-16), а также последовавшие за ним Ту-134/154 также были ими оборудованы.

Аналогично гребням работали устанавливавшиеся на некоторых самолетах специальные аэродинамические «клыки» (другое название — генераторы вихрей). Они располагались обычно в средней части передней стреловидной кромки и во время полета генерировали вихревой жгут, ложившийся на поверхность крыла (поперек) и выполнявший роль гребня, останавливая перетекание.

Примером использования такого клыка могут служить самолеты: советский  МиГ-23 (при большой стреловидности), канадский Avro Canada CF-105 Arrow, американский Ling-Temco-Vought A-7 Corsair II, Vought F-8 Crusader и др.

Достаточно экзотичной внешне попыткой решить проблему подхвата (или точнее проблему Sabre dance) стали законцовки крыла экспериментального самолета Republic XF-91 Thunderceptor. Они имели хорду, превышающую по размерам хорду корневого сечения крыла. Это было сделано с целью увеличения несущей способности этих сечений и затягивания концевого срыва.

Одним из способов борьбы с концевыми срывами является также отрицательная геометрическая крутка крыла. При ее использовании носок крыла в его концевых сечениях как бы опущен вниз, уменьшая тем самым действительные углы атаки и вероятность преждевременного срыва.

Еще один существенный…

Еще один существенный недостаток♣ стреловидного крыла – это его заниженная несущая способность по сравнению с прямым крылом. Как уже было сказано, на подъемную силу в таком крыле работает составляющая скорости V_n, которая по величине меньше, чем действительная скорость полета самолета, что заставляет увеличивать угол атаки для сохранения необходимой величины подъемной силы.

Если на околозвуковых скоростях стреловидность помогает справиться с бурным ростом сопротивления и поэтому выгодна, то на малых скоростях (значит больших углах атаки), которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета или режимам маневрирования в воздухе, крыло со стреловидностью обычно создает большее сопротивление, чем прямое крыло при той же подъемной силе.

Стреловидное крыло той же площади, что и прямое, но имеющее, соответственно, меньший размах, будет обладать меньшим удлинением. Напомню, что удлинение равно отношению квадрата размаха к площади крыла в плане.

А удлинение, как известно, обратно пропорционально индуктивному сопротивлению. В итоге имеем большее сопротивление (за счет индуктивного), а значит меньшее аэродинамическое качество для стреловидного крыла (аэродинамическое качество крыла равно отношению его подъемной силы к силе лобового сопротивления, им создаваемой при заданном угле атаки и характеризует несущие свойства). Это отрицательно влияет на дальность и маневренность самолета.

Увеличенное индуктивное сопротивление проявляется в наличии интенсивного концевого вихря на таком стреловидном крыле. Его образованию способствует все тот же перетекающий по крылу со скоростью V_τ слой воздуха.

Таким образом, специализированный скоростной самолет с относительно коротким стреловидным крылом на посадке, например, должен для сохранения достаточной подъемной силы увеличивать угол атаки. Однако, это не всегда возможно.

Во-первых, из соображений обеспечения отсутствия срывных явлений на крыле, а во-вторых просто чтобы не зацепить хвостовой частью за покрытие ВПП. Поэтому приходится увеличивать посадочную скорость. То есть взлетно-посадочные характеристики такого самолета чаще всего не на высоте, хоть это и вынужденно.

В такой ситуации взлетать и садиться было бы лучше с прямым и удлиненным крылом (у планеров качество вообще достигает 50-ти единиц), а на околозвуковые скорости выходить со стреловидным. То есть, как очень часто это бывает в авиации, надо совместить несовместимое.

Совместить несовместимое….

И все же до некоторой степени решить проблему такого «совмещения» удается. Для этого применяются специальные технические решения. Это, например, развитая взлетно-посадочная механизация крыла (предкрылки и закрылки). Широко известна также изменяемая стреловидность крыла (иначе – изменяемая геометрия), которая начала активно внедряться в самолетостроение с середины 60-х годов.

При ее использовании каждая консоль крыла состоит из двух частей, неподвижной и поворотной. Поворотные части крыла (ПЧК) синхронно приводятся в движение специальной системой и крыло занимает положение, определенное при проектировании самолета, как наиболее выгодное в аэродинамическом и техническом плане.

Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики в сочетании с необходимыми скоростными свойствами. В СССР первыми такими самолетами стали Су-17 и МиГ-23, позже – Су-24. Последней разработкой стал бомбардировщик Ту-160. Зарубежные примеры — Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado. Все летавшие и летающие самолеты с изменяемой стреловидностью – военные, так как получаемая всережимность применения требуется именно для армии.

Однако, такого рода конструкции обладали одним существенным недостатком. Это большая сложность и масса систем поворота крыла. Кроме того сложность неизбежно влекла за собой определенное сокращение надежности (в особенности на начальном периоде эксплуатации таких систем).

Приходилось также решать вопросы, связанные с изменением положения аэродинамического фокуса крыла и центра масс самолета при изменении стреловидности. С первой половины 80-х годов новые модели самолетов с изменяемой стреловидностью крыла больше не проектировались. Особенно после возникновения концепции статически неустойчивого самолета и разработки электронной системы управления для него (типа Су-27).

Хотя стоит сказать, что сама по себе изменяемая геометрия крыла не осталась без внимания и позже это техническое направление опять экспериментально исследовалась, правда уже несколько в ином качестве. Но об это ниже…

Менее известный (и применяемый) в авиационной практике технический способ улучшения несущих свойств стреловидного крыла на малых скоростях связан именно с увеличением угла атаки крыла. Однако, реализуется он не изменением ориентации всего фюзеляжа в пространстве, что, как было сказано выше, не всегда целесообразно из-за вероятности повреждения его хвостовой части (касание ВПП из-за малой высоты шасси).

В данном случае меняется установочный угол всего крыла относительно фюзеляжа (следовательно и угол набегающего потока). На самолет устанавливается специальная силовая система, приподнимающая, либо опускающая консоли в соответствии с заданным режимом (обычно на взлете и посадке).

Применение такого рода устройств достаточно спорно, так как влечет за собой усложнение и удорожание конструкции, снижение надежности и увеличение массы самолета. Однако, бывает, что получаемые преимущества перевешивают приобретаемые недостатки.

Примером тому служат находившиеся в длительной эксплуатации самолеты. Их немного, но они есть: не пошедший в большую серию американский штурмовик Martin XB-51 и главный пример —  массовый американский сверхзвуковой палубный истребитель Vought F-8 Crusader, у которого крыло могло менять установочный угол до 7°.

На некоторых стреловидных крыльях с фиксированной геометрией также применялись мероприятия по расширению скоростного диапазона их использования. Они касались специфической формы самого крыла в плане и формы профиля. Примером могут служить так называемое серповидное крыло, а также крыло с изломом по передней кромке.

Серповидное крыло (бомбардировщик Handley Page Victor) имеет наибольший угол стреловидности в корневой части (ближе к фюзеляжу, где выше вероятность возникновения волнового кризиса на околозвуковых скоростях). Толщина крыла здесь тоже больше для возможности размещения полезной нагрузки (шасси, топливо…).

По мере удаления от фюзеляжа по размаху крыла стреловидность плавно (или почти плавно) уменьшается до минимальной на законцовках, что позволяет поддерживать взлетно-посадочные характеристики на должном уровне. Законцовки также меньше и по толщине.

Крыло с изломом ( яркие представители: Saab 35 Draken, Су-15 (с самолета 11-31)) имеет примерно тот же принцип построения формы передней кромки, как и серповидное крыло, но с более резким изменением угла стреловидности. Такое крыло как бы состоит из двух частей – с большими и меньшими стреловидностью и относительной толщиной профиля. При этом само по себе оно является развитием (или разновидностью) еще одной, достаточно широко используемой формы стреловидного крыла – дельтавидной или треугольной.

О треугольном крыле…

Его использование связано еще с одним недостатком обычного стреловидного крыла. Он заключается в его меньшей (по сравнению с прямым крылом) жесткости. Главный силовой элемент такого крыла (лонжерон) соединяется с силовыми элементами фюзеляжа под углом, что усложняет восприятие и передачу нагрузок по сравнению с прямым крылом.

Большая часть подъемной силы такого крыла приложена сзади точки присоединения его к фюзеляжу, поэтому помимо обычных изгибающих нагрузок, как в прямом крыле, возникает дополнительный крутящий момент от подъемной силы (тоже недостаток).

Из-за недостаточной жесткости крыла на больших скоростях возможны такие явления, как реверс элеронов (обратная реакция самолета на отклонение элеронов) или так называемая «валежка» (непроизвольное кренение самолета из-за неравенства углов атаки на консолях). Мероприятия по упрочнению конструкции чаще всего приводят к увеличению ее массы.

И вот как раз стремление получить более легкое и жесткое стреловидное скоростное крыло приводит к возможности использования крыла треугольного. Его длинная хорда и относительно малый размах (то есть малое удлинение и большое сужение) достаточно удобны для этих целей. Дельтавидное крыло прочнее, жестче и в то же время легче обычного стреловидного с теми же несущими свойствами.

Благодаря большой корневой хорде относительная толщина профиля может быть невелика (меньше профильное сопротивление), но при этом достаточные размеры (в т.ч. строительная высота крыла) упрощают передачу усилий на силовую конструкцию фюзеляжа и позволяют при необходимости целесообразно использовать внутренние объемы крыла для полезных нагрузок, в частности для запасов топлива и расположения шасси в убранном состоянии.

На момент широкого внедрения такого типа крыла в эксплуатацию «топливный вопрос» был  достаточно важен, так как имеющиеся двигатели еще не отличались достаточной экономичностью.

Именно прочностные и конструктивные соображения часто являются решающими при принятии решения об использовании треугольного крыла. Его легкость, высокая жесткость и прочность, простота и относительная дешевизна изготовления стали одним из многих факторов успеха таких самолетов, как МиГ-21 и Mirage разных моделей.

В аэродинамическом плане такое крыло похоже на обычное стреловидное ( в том числе и по возможностям развития волнового кризиса) и в этом же, собственно, заключаются его недостатки, проявляющиеся, в основном, на малых скоростях (больших углах атаки), то есть на взлетно-посадочных режимах.

Из-за его еще меньшего удлинения для него характерно большее лобовое сопротивление и меньшее аэродинамическое качество при увеличении угла атаки.

Из-за малого размаха треугольного крыла возможности взлетно-посадочной механизации в повышении его несущих свойств невелики. Поэтому для достижения достаточной подъемной силы на посадочном режиме остается либо увеличивать угол атаки, что часто невозможно из-за высоты шасси, либо увеличивать посадочную скорость. Так и есть на самом деле – посадочная скорость самолетов с простым треугольным крылом достаточно высока.

Эти недостатки растут с ростом угла стреловидности, поэтому он ограничен обычно до 60-65°.

Наилучшим образом достоинства треугольного крыла, как крыла малого удлинения и малой относительной толщины, проявляются на больших сверхзвуковых скоростях (до М=2 и более), когда у них значительно ниже коэффициент лобового сопротивления.

Таким образом треугольное крыло наиболее выгодно для применения на сверхзвуковых самолетах и с успехом там используется. А для того, чтобы смягчить его недостатки используются различные конструктивные дополнения и изменения, в результате которых имеют место несколько разновидностей такого крыла. Они относительно близки по аэродинамике, но различаются по форме и особенностям конструкции.

Один из этих способов – вышеупомянутый излом передней кромки. Он позволяет эффективно использовать внутренние полости корневой части и при этом увеличить угол ее стреловидности  более 65° для полетов на сверхзвуке с малым сопротивлением и хорошей балансировкой. Концевые же части с меньшим углом стреловидности делают ВПХ самолета более приемлемыми.

Характерным примером в этом плане может служить шведский истребитель Saab 35 Draken с крылом double delta (корневая часть  80° стреловидность, концевая  60°). Максимальная скорость его полета до 2,2М, что не мешает ему иметь посадочную скорость около 215 км/ч при практически полном отсутствии взлетно-посадочной механизации.

На советском истребителе-перехватчике Су-15, который создавался с чисто треугольным крылом, на начальном периоде производства и эксплуатации концевая часть (так называемый «наплыв») меньшей стреловидности была добавлена в частности для улучшения взлетно-посадочных характеристик.  Наплыв получил также отклоненную на 7° вниз переднюю кромку (антисрыв). Помимо улучшения ВПХ улучшилась устойчивость и управляемость самолета.

Некоторые из существующих форм дельтавидного крыла отображены на рисунке. Среди них известно так называемое крыло оживальной формы, примененное на сверхзвуковых пассажирских самолетах Ту-144 и Concorde.

На этом крыле передняя его часть (околофюзеляжный наплыв), имеющая большую стреловидность создает поток вихрей, который формирует обширную область пониженного давления на верхней поверхности крыла и повышает энергию пограничного слоя. Благодаря этому растет подъемная сила всего крыла.

Экзотика…

Использование такого подзаголовка вполне правомерно в отношении стреловидного крыла. Первый для этого кандидат – крыло обратной стреловидности. В английском такой термин по смыслу звучит несколько иначе: forward-swept wing. То есть это крыло, «стреловидное вперед», если так можно сказать :-).

Так и есть на самом деле. При обратной стреловидности (в отличие от прямой) крыло «смотрит» законцовками вперед, и оно пока действительно экзотично. В мире есть считанные единицы скоростных летающих самолетов с таким крылом, и практически все они экспериментальные на данный момент.

Крыло обратной стреловидности (КОС) само по себе ничем не отличается от обычного крыла прямой стреловидности в плане рассмотренного выше теоретического крыла бесконечного размаха (в т.ч. в режиме скольжения). Поэтому и получаемый эффект снижения величины волнового сопротивления здесь тот же самый и с тем же самым принципом.

Само определение «обратная стреловидность» получилось, по сути дела, в результате перевода КОС из области этой теории в область практики, где такое крыло уже состоит из двух консолей и располагается на фюзеляже, с ним же и взаимодействуя в техническом и аэродинамическом плане. Однако, расположение это столь нетрадиционно по сравнению с крылом прямой стреловидности, что стало источником новых свойств, как положительных, так и отрицательных.

О хорошем…

Крыло обратной стреловидности практически лишено такого вредного явления, как концевой срыв и, соответственно, всех его нехороших последствий. Перетекание воздуха вдоль размаха крыла здесь существует, конечно, так же, как и у крыла прямой стреловидности.

Но у КОС этот поток перемещается  в обратном направлении: от концевых сечений к корневым, к фюзеляжу, который в данном случае может играть роль большого аэродинамического гребня. Увеличенная, как правило, поверхность крыла в корневом сечении позволяет получать достаточно большую подъемную силу при малых скоростях полета.

Таким образом, получается, что условий для роста толщины пограничного слоя на законцовках крыла нет, и повышенная аэродинамическая нагрузка по сравнению с остальной площадью крыла там не образуется, то есть углы атаки не завышены. Готовых условий для концевого срыва нет.

Тем не менее срывные зоны из-за набухания пограничного слоя в корневой части все же образуются. Однако, их перемещение к концам крыла происходит медленно и только при увеличении угла атаки. Кроме того даже при их наличии остается управляемость по крену, потому что большая часть крыла вместе с элеронами остается неподверженной срыву, и эффективность элеронов сохраняется.

При этом, однако, надо понимать, что образование больших срывных зон в корневой части крыла вызывает сдвиг общей подъемной силы (точки приложения) вперед, что снижает запас продольной статической устойчивости и может отрицательно влиять на балансировку (недостаток). Здесь определенная схожесть с прямой стреловидностью.

Бороться со срывным течением в корневой части помогает переднее горизонтальное оперение, а также установка переднего треугольного наплыва крыла, который «активизирует»  пограничный слой на корневой части с помощью сформированных им вихревых жгутов (самолеты Су-47, Х-29А).

И еще… Из-за смены направления перетекания в КОС ощутимо снижается интенсивность образования концевого вихря, что уменьшает индуктивное сопротивление и повышает общее аэродинамическое качество крыла (особенно на малых скоростях).

Таким образом, благодаря вышеописанным качествам, крыло обратной стреловидности может использоваться с сохранением управляемости на углах атаки выше, чем крыло прямой стреловидности (при прочих равных условиях), то есть и на пониженных скоростях, что улучшает взлетно-посадочные характеристики и возможности маневрирования в воздухе (важно для истребителя, в частности), снижает скорость входа в штопор, увеличивает подъемную силу крыла в целом, что дает возможность уменьшить его размеры или увеличить грузоподъемность.

По некоторым оценкам (впрочем, вполне вероятно, завышенным) американских специалистов замена штатного крыла на крыло обратной стреловидности на самолете F-16 может иметь следующий эффект: из-за уменьшения посадочной скорости – сокращение пробега на 35%, увеличение угловой скорости разворота на 12%, увеличение боевого радиуса на 30%.

Если эти оценки для F-16 и завышены, то для легендарного поршневого Ил-14 существуют свои вполне реальные факты. Этот самолет имел (имеет :-)) небольшую обратную стреловидность -3°. Она была выполнена с целью увеличения возможности безопасного взлета с одним работающим двигателем, то есть выполнения маневров на малой скорости.

Для такого режима важна хорошая поперечная управляемость. Она как раз и была обеспечена до больших углов атаки и на минимальной скорости полета за счет сохранения эффективности элеронов даже при срыве потока в корневой части крыла.

К положительным сторонам КОС стоит также отнести расположение корневой части крыла в задней секции фюзеляжа, что позволяет более полноценно использовать его внутреннее пространство. Фюзеляж, в данном случае, в его средней части не занят балками крепления крыла.

Еще одно немаловажное качество крыла обратной стреловидности – это уменьшенная радиолокационная заметность. При облучении самолета с КОС из передней полусферы отраженные под углом э/м волны локатора частично попадают на фюзеляж и экранируются им.

Это снижает общую интенсивность отраженного луча. Такая особенность крыла во многом определила уровень заинтересованности армейских специалистов в его разработке, возможно даже не меньше, чем его аэродинамические достоинства (если не больше).

Однако, есть у крыла с обратной стреловидностью и крупный недостаток…

Это его подверженность так называемому явлению аэродинамической дивергенции, которое при определенных сочетаниях скорости и угла атаки способно спровоцировать прогрессирующую деформацию конструкции крыла вплоть до его разрушения.

При маневрировании с большой аэродинамической нагрузкой значительная подъемная сила может изогнуть конструкцию крыла вверх. Чаще всего это происходит в концевых сечениях. Если крыло имеет прямую стреловидность, то такой изгиб равносилен уменьшению установочного угла крыла на фюзеляже, то есть фактически уменьшается и его угол атаки.

Следовательно, подъемная сила уменьшается, величина ее воздействия на крыло также падает, и его деформация уменьшается (уменьшаются, кстати, и возможности для концевого срыва). То есть имеет место так называемая отрицательная обратная связь. Однако, если стреловидность обратная, то и процесс происходит в обратном направлении с положительной обратной связью.

Большая подъемная сила деформирует крыло в районе концевых сечений, отклоняя его вверх. Установочный угол растет, увеличивается угол атаки. В результате подъемная сила увеличивается еще больше и, соответственно, больше деформирует крыло.

И так теоретически до бесконечности, а практически до момента разрушения конструкции. Условия для такого процесса (определенные углы атаки, соответствующие определенной скорости) могут появиться как в результате активного управления самолетом со стороны пилота, так и без его участия.

Таким образом аэродинамические преимущества крыла обратной стреловидности достаточно жестко лимитируются границами возникновения дивергенции. Раздвинуть эти границы можно увеличивая жесткость крыла или же применяя специальные автоматизированные системы управления, которые бы не позволяли самолету с КОС выходить на опасные режимы полета.

Однако, крылья из алюминиевых и стальных сплавов при испытаниях разрушались, а еще большее их упрочнение вызывало непозволительное увеличение массы. Фактически лишь в 80-х годах были разработаны новые композитные материалы на основе углеволокна со специальной технологией изготовления, позволившие кардинально улучшить характеристики жесткости крыла.

Примеры…..

Тем не менее интерес к крылу обратной стреловидности в практическом плане проявился еще до Первой Мировой войны. В СССР, Германии и США строились экспериментальные планеры с КОС, многие из которых успешно летали.

Дело продолжилось с началом периода создания первых самолетов с реактивными двигателями (т.е. с большой скоростью полета). Примером может служить немецкий бомбардировщик с реактивными двигателями Junkers Ju-287, работы по которому велись с конца 1942 года по апрель 1945-го. Он стал первым реактивным самолетом с крылом обратной стреловидности.

Из-за высокой проектной скорости полета к использованию предполагалось стреловидное крыло. Однако, с целью исключения значительного ухудшения взлетно-посадочных характеристик, было решено применить крыло обратной стреловидности. Тогда это было, по сути дела, первое серьезное его применение.

В результате исследований и многочисленных продувок в а/д трубе был выбран оптимальный для заданных скоростных характеристик угол стреловидности по передней кромке -23°. Эти же исследования, однако, показали, что для имеющейся дюралевой конструкции существуют довольно жесткие ограничения по полетным углам атаки из-за возникновения дивергенции, когда крыло начинало разрушаться.

Первые же летные испытания выявили очень хорошую управляемость по крену и улучшенные взлетно-посадочные характеристики, однако требовались ограничения в управлении.  Самолет так и не пошел в серию. Было построено всего три экспериментальных образца (V1,V2, V3), из которых летали только первые два.

Впоследствии, в 1947 году, самолет Ju-287V2 был облетан на аэродроме ЛИИ в Жуковском. По отзывам наших специалистов имеющиеся реальные преимущества КОС практически сводились к нулю сложностями конструкции и серьезными ограничениями в пилотировании, плюс добавлялась склонность к статической неустойчивости на больших скоростях.

В послевоенный период продолжали строится летательные аппараты с различными скоростными диапазонами эксплуатации, имевшие крыло обратной стреловидности. Это были планеры, как экспериментальные, так и серийно выпускавшиеся.

Среди экспериментальных достаточно известен планер ЛЛ-3 конструкции П.В.Цыбина. Этот аппарат имел угол стреловидности по передней кромке -30° и создавался специально для изучения характеристик самолета с КОС на высокоскоростных режимах.

ЛЛ-3 оборудовали твердотопливным ракетным двигателем ПРД-1500 (тяга до 1500кгс) в хвостовой части. До высоты 5-7 тыс.м планер поднимался за буксировщиком.

После отцепки и перехода в режим установившегося пикирования включался двигатель. ЛЛ-3 достигал в пикировании скоростей 0,95-0,97М (1150-1200км/ч).

Примером серийно выпускавшихся аппаратов может служить чешский планер первоначального обучения с отличными летными характеристиками Let L-13 Blaník с углом стреловидности по передней кромке -5°(выпускался с 1956 года, летает до сих пор). Всего было построено около 2650 таких аппаратов. С 1966 по 1978 год было выпущено более 700 экземпляров немецкого планера первоначального обучения Schleicher ASK 13. Угол стреловидности у него -6°.

Для чего еще…

Эти планеры двухместные, могут летать как с одним, так и с двумя пилотами, и поэтому, пожалуй, основная причина использования КОС для них – это возможность постоянного соблюдения необходимой балансировки.

Строились так же малоскоростные самолеты, у которых крыло обратной стреловидности помогает поддерживать центровку самолета в нужном диапазоне. Например, шведский военный учебно-тренировочный самолет  Saab MFI-15 Safari ( а также его гражданские варианты MFI-9 Junior и Bölkow Bo 208) в 70-х годах или британский легкий самолет ARV Super2 (стреловидность -5°) во второй половине 80-х.

В этом как раз и заключается еще одна (вышеупомянутая) область возможного применения стреловидного крыла (причем не только обратной стреловидности). Она не связана с обеспечением полета на сверхзвуке, а всего лишь является средством обеспечения необходимой балансировки за счет корректного взаиморасположения центра тяжести и точки приложения подъемной силы (или же фокуса), которые могут поменять положение при появлении стреловидности (по сравнению с прямым крылом).

Иногда бывает проще придать крылу небольшую стреловидность, чем заниматься кардинальным изменением конструкции самолета. Как уже было показано, такая стреловидность применяется на малоскоростных самолетах, может быть как прямой, так и обратной и имеет достаточно небольшую величину.

Скоростные…

Первый (и единственный) после Ju287 достаточно скоростной (крейсерская скорость 825 км/ч), реактивный, да еще и серийный самолет (тоже, кстати, немецкий) строился с 1964-го по 1973 год. Это десятиместный бизнес-джет (частично также использовавшийся в качестве военного самолета РЭБ) Hamburger Flugzeugbau HFB-320 Hansa Jet. Стреловидность -15° по передней кромке. Построено 47 единиц.

На этом самолете, в частности, было использовано одно из преимуществ КОС в плане рационального использования объема фюзеляжа. В нем силовой элемент средней части стреловидного крыла конструктивно располагается за пассажирским салоном, не разделяя его и не лимитируя объем.

Однако, только в конце 70-х, начале 80-х годов появилась возможность для разработчиков обратить серьезное внимание на вопрос применения крыла обратной стреловидности для высокоскоростных самолетов (т.е. истребителей).

Это стало реальностью после ряда прогрессивных изменений в авиационных науке и производстве. Появились новые композитные материалы для элементов конструкции планера вместе с новыми (опять же) передовыми технологиями. В самолетостроении все шире использовались и совершенствовались компьютеризированные электродистанционные системы управления (ЭДСУ) летательными аппаратами в сочетании с новыми возможностями в электронике.

Это позволило всерьез заняться разработкой концепции «статически неустойчивого самолета» и успешно строить такие самолеты (наш Су-27, к примеру). К этому добавилась технология управления вектором тяги в полете, что еще более увеличило возможности создания новых моделей.

В итоге появились скоростные самолеты с КОС большой стреловидности, значительно более совершенные, чем все то, что создавалось до этого, хотя на самом-то деле мало, что создавалось. У американцев это был Grumman X-29А (фирменное обозначение G-712, угол стреловидности -30°), построенный по схеме «утка» с цельно-поворотным передним горизонтальным оперением, конструктивно на базе самолетов F-5 (передняя часть фюзеляжа и кабина),  F-16 (шасси), F/A-18 (двигатель). Остальные части – оригинальной разработки. Законцовки крыла и обшивка крыла были выполнены из материала CFRP (усиленный углеродом пластик). Крыло было жесткое и полностью лишенное аэроэластичности.

Самолет был динамически неустойчив, управлялся цифровой триплексной системой управления на основе трех компьютеров. Управляющее решение принималось «методом голосования». Первый полет совершил в декабре 1984 года. В декабре 1988 года был построен второй экземпляр с плоским соплом и управляемым вектором тяги (по тангажу) и в дальнейшем испытания проходил только он вплоть до середины 1990-х. Самолет летал на больших углах атаки – до 67°, сохраняя при этом управляемость по крену. После 1995 года программа Х-29 была закрыта.

Некоторые ее моменты, в частности то, что касается дивергенции и пластикового крыла показаны в видеоролике.

В России подобным самолетом с КОС стал Су-47 «Беркут». Работы по созданию проходили начиная с 1983 года в сложное перестроечное и постперестроечное время с неоднократным закрытием и возобновлением работ. Первый летающий экземпляр был построен в 1997 году.

Концептуально он похож на Х-29А (как впрочем и должно быть), но фактически он больше по размерам и гораздо ближе к реальному боевому самолету, чем его американский «коллега». Су-47 представляет из себя дальнейшее развитие линии Су-27 и близок по размерам к Су-35.

По аэродинамической схеме представляет из себя интегрированный триплан с крылом обратной стреловидности (угол -20° по передней кромке). Консоль обратной стреловидности сопряжена с корневой частью (стреловидность 75°) через угол сменной стреловидности (угол 10°). Имеется переднее цельноповоротное горизонтальное оперение (стреловидность 50°) и заднее также горизонтальное цельноповоротное оперение (стреловидность 75°).

Самолет управляется цифровой многоканальной электро-дистанционной системой управления. Планер изготовлен с применением композитных материалов. В частности для крыла (обшивка и концевые части) применен углепластик отечественной разработки.

Программа временно закрыта, однако летающий экземпляр использовался в качестве летающей лаборатории для отработки новых технологий и конструктивных решений, в частности для самолета Т-50. По высказываниям главкома ВВС России Виктора Бондарева в ближайшее время планируется возобновление программы самолета с КОС с использованием  Су-47, а также созданием новых самолетов подобного типа.

Таким образом оба эти самолета, как Х-29А, так и Су-47 являются пока только лишь экспериментальными аппаратами, то есть демонстраторами новых технологий и возможности использования новых материалов. Впереди еще большая программа исследований и решение многих сложных задач.

Настоящая экзотика…

Помимо ставших довольно хорошо известными в последнее время самолетов с КОС существовали несколько экспериментальных проектов с крылом пожалуй даже более экзотического вида. Все они относятся к концепции так называемого «косого крыла». Однако, несмотря на необычность названия, крыло это по сути представляет из себя крыло изменяемой стреловидности (КИС).

В привычном нам конструктивном виде КИС состоит из двух консолей, каждая из которых поворачивается самостоятельно (хотя и синхронно с другой). Углы поворота консолей при этом одинаковые и стреловидность прямая (положительная). Крыло симметрично.

Косое же крыло, упрощенно говоря, представляет из себя цельную балку с вертикальной осью посередине, вокруг которой и происходит поворот этой балки (или крыла в данном случае). Таким образом, одна оконечность такого крыла оказывается сзади, приобретая прямую (положительную) стреловидность, вторая же – впереди с обратной (отрицательной) стреловидностью. Крыло, таким образом, асимметрично.

Главное преимущество такого крыла, как и традиционного крыла изменяемой стреловидности, – это вышеупомянутая возможность «совмещения несовместимого», то есть полет как на малых, так и на околозвуковых скоростях с одинаково высокими характеристиками. На взлетно-посадочных режимах такое крыло повернуто перпендикулярно оси фюзеляжа, то есть становится обычным прямым крылом с хорошими ВПХ.

К тому же имеется возможность делать его с большим удлинением, что позволяет значительно уменьшить индуктивное сопротивление, достигающее больших величин на взлетно-посадочных режимах.

По мере же увеличения скорости на определенных режимах крыло поворачивается, увеличивая угол стреловидности (прямой и обратный) и тем самым уменьшая профильное и волновое сопротивление, действие которых меняется с ростом числа М ( на трансзвуке доминирует волновое).

Принципиальная работа этого крыла похоже на работу традиционного КИС, но система поворота в этом случае значительно проще, легче (в среднем на 15%), надежней и, следовательно, дешевле. Узел поворота (стержень) всего один и на нем замыкаются противоположно направленные изгибающие моменты консолей, тогда как у традиционного КИС каждый нагруженный узел передает их на другие элементы конструкции.

Само крыло также проще, выполняется как единое целое без каких- либо разъемов и соединений, что также снижает его массу. Для него не нужны дополнительные полости внутри фюзеляжа, которые часто присутствуют для обычного КИС.

При увеличении угла стреловидности не происходит смещения точки приложения подъемной силы и центра масс самолета, то есть не требуется проведения дополнительных мероприятий по балансировке самолета, как это опять же происходит на обычном КИС.

При полете на околозвуке и сверхзвуке косое крыло минимизирует волновое сопротивление. Согласно инженерным расчетам американских специалистов ( NASA, Rockwell International) при сверхзвуковой конфигурации асимметричного крыла (углы поворота около 60° по отношению к прямому крылу) волновое сопротивление снижается на 26% относительно обычного крыла прямой стреловидности (такого же размаха, площади и угла стреловидности).

На остальных режимах сопротивление уменьшается на 11-21% в зависимости от скорости и угла поворота крыла. В результате растет крейсерская скорость, снижается расход топлива и, соответственно, увеличивается дальность полета (до 29%). Поэтому одно из рассматриваемых в перспективе направлений использования косого крыла – тяжелые трансокеанские и трансконтинентальные лайнеры.

Опять недостатки….

Однако, у косого крыла помимо достоинств есть и недостатки. Первый… Как у любого стреловидного крыла у него присутствует течение слоя воздуха вдоль крыла ( V_τ ). При этом начинается оно на половине с обратной стреловидностью, а затем продолжается на половине с прямой стреловидностью, ничем в середине не останавливаемое.

Таким образом, на концевой части этой половины нарастание толщины пограничного слоя происходит в два раза быстрее, чем это происходило бы на обычном крыле прямой стреловидности. Это увеличивает возможность концевого срыва и требует (по крайней мере теоретически) усиленных предохранительных мер.

Второй… Это недостаток наиболее неприятен и конечно же очевиден. Очевидность заключается в том, что так или иначе должно проявляться влияние асимметричности крыла на аэродинамику самолета. По оценкам американских специалистов на больших углах стреловидности с ростом угла атаки проявляются моменты крена, рыскания и тангажа связанные между собой.

На концевых сечениях части крыла с прямой стреловидностью углы атаки (эффективные – рассматривалось выше) больше, чем на части с обратной стреловидности, а значит и подъемная сила больше. Следовательно возникает асимметрия сил между двумя консолями, что вероятно будет причиной образования моментов крена и тангажа.

Возникнет также и момент рыскания, так как асимметрия подъемной силы вызовет такую же асимметрию лобового сопротивления. То есть имеет место поворачивающее движение по всем трем осям, движение паразитное. Самолет следовательно может быть неустойчив. Считается, что исправить эту проблему можно применением специальной цифровой системы управления, автоматически поддерживающей самолет в нужном положении.

О проектах….

Интерес к косому крылу проявился еще в Германии в 1944 году. Первым стал проект самолета Blohm & Voss and P.202. Его крыло размахом 11,98 м предполагалось поворачивать на угол 35°. Узел поворота оказался слишком громоздким для возможности полезного использования фюзеляжа. Проект реализован не был.

Вторым стал самолет Messerschmitt Р.1009-01, имевший так называемое «крыло-ножницы». Он был выполнен по принципу биплана, верхнее и нижнее симметричные крылья которого поворачивались в противоположные стороны на угол до 60°. Этот самолет также имел большой узел поворота крыла, а единственный построенный в металле экземпляр так и не поднялся в воздух.

С развитием авиационной науки, появлением новых материалов и технологий интерес к косому (асимметричному) крылу возобновился. В начале 70-х в США специально для изучения аэродинамических свойств такого крыла по заказу NASA был построен беспилотный самолет OWRA RPW (Oblique Wing Research Aircraft), имевший угол поворота крыла 45°.

После проведения на нем исследовательских работ было принято решение о строительстве пилотируемого экспериментального самолета. Им стал самолет AD-1 (Ames-Dryden-1), низкобюджетный упрощенный самолет, проходивший испытания в исследовательском центре NASA (Dryden Flight Research Center) на авиабазе Эдвардс с 1979-го по 1982 год. В течение этого времени было выполнено 79 полетов, во время которых были опробованы в полете все возможные углы поворота крыла: от 0° до 60°.

На больших скоростях самолет не проверялся, так как максимальная его скорость составляла всего 322 км/ч. Около- и сверхзвуковые режимы косого крыла в реальном полете остались не исследованы. Однако, возможная  к осуществлению программа была выполнена, характеристики крыла сняты.

В том числе обнаружилось негативное влияние асимметричности. На углах поворота крыла более 45°проявилось ухудшение устойчивости и управляемости по крену и тангажу, тем более, что на самолете использовалась обычная механическая система управления без каких -либо специальных электронных средств повышения устойчивости, а крыло не отличалось достаточной жесткостью.

Практически сразу после закрытия проекта AD-1 для продолжения работ по косому крылу и испытаний его на сверхзвуковых режимах в 1983 году NASA совместно с US Navy начали совместную программу под названием F-8 Oblique Wing Research Aircraft, или  OWRA.

Она предусматривала четырехэтапные летные испытания косого крыла (угол поворота до 65°), установленном на переоборудованном палубном сверхзвуковом самолете Vought F-8 Crusader, который предполагалось оснастить новой цифровой ЭДСУ и предусмотреть решение проблем аэроэластичности крыла. Предусматривалось провести более 40 испытательных полетов. Однако, в 1987 году программа была свернута из-за недостатка финансирования.

Позже еще одним экспериментальным проектом NASA в рамках сформулированной в 1991 году концепции создания 500-местного сверхзвукового дальнемагистрального лайнера стал беспилотный самолет с размахом крыла 6,1 м и диапазоном углов поворота крыла 35°-50°, совершивший всего один, но успешный полет в июне 1994 года. Проект вскоре был закрыт (видеоролик).

Следующей и пока последней попыткой стал проект Northrop Grumman Switchblade. Он имел место в рамках контракта американского агенства DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) с фирмой Northrop Grumman (2006 год) на разработку нового демонстратора технологий OFW (oblique flying wing), то есть косого крыла.

Проект должен был представлять из себя беспилотный самолет с асимметричным поворотным крылом для длительных полетов на сверхзвуковой скорости (2М) с углом поворота крыла до 60° и размахом 61 метр. По схеме это должно было быть летающее крыло с подвесным модулем, в котором бы монтировались двигатели и спецоборудование.

Полет полноразмерного самолета планировался к 2020 году. И, хотя проектирование шло успешно, в 2008 году программа была закрыта с официальной формулировкой «из-за трудностей с разработкой системы управления».

Остается только надеяться, что это не конец для интересной и, по-видимому, перспективной темы, к которой понятие «стреловидность крыла» имеет непосредственное отношение.

И в итоге….

В современной авиации существует несколько различных видов формы в плане для самолетного крыла, гораздо больше имеется их разновидностей. От простого прямого крыла до интегрированного всережимного (плюс всевозможные технические определения, говорящие о высоких характеристиках). И при этом практически у любого из них, созданного для полета на скоростях выше 600 км/ч есть стреловидность.

На самом деле, как был выше сказано, причины использования стреловидности крыла разнообразны, ведь она может применяться и на прямом крыле достаточно низко-скоростных летательных аппаратов. И все же основная и наиболее известная область ее применения связана с такими словами, как скорость, трансзвук, звуковой барьер, сверхзвук.

Именно она (помимо тонкого профиля крыла, не всегда возможного к применению) помогает самолету летать достаточно быстро и безопасно, сохраняя при этом свои характеристики на должном уровне. При этом стреловидность сама по себе, к сожалению, не добавляет самолету всережимности и даже наоборот может стать источником некоторых специфических проблем.

Однако, новые научные и инженерно-технические решения практически полностью нивелируют этот факт. Интегральное крыло с усовершенствованной, развитой механизацией и различными дополнительными аэродинамическими поверхностями (типа корневых наплывов), переднее управляемое горизонтальное оперение, новая цифровая электро-дистанционная система управления в рамках концепции статически неустойчивого самолета делает современный летательный аппарат практически всережимным с отличными характеристиками как на взлете и посадке, так и на сверхзвуке.

И при этом стреловидность вот она – на крыле. Да и сам высокоскоростной самолет иначе как стреловидным не назовешь. Как бы это не работало в техническом смысле, но внешне выглядит бесподобно :-)…

На этом сегодня все. Таковы некоторые моменты вопроса о стреловидности крыла.

Спасибо, что дочитали до конца :-). Всем удачи. До новых статей…

В заключении несколько картинок, для которых «не нашлось места»…