Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость. Некоторые эффекты будут рассмотрены здесь и в следующих разделах

По мере увеличения угла атаки появляется и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление при этом тоже растет, сначала медленно, потом быстрее. Разницу между лобовым сопротивлением при ненулевой подъемной силе и профильным сопротивлением называют индуктивным сопротивлением. Оно в широких пределах пропорционально квадрату Су. При срыве обтекания Сх быстро растет и не убывает при дальнейшем росте угла атаки.

Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Для больших скоростей полета оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:

Х_кр=Х_пр+Х_инд+Х_В.

Волновое сопротивление далее рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.

Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:

Х_пр=Х_Д+Х_тр

Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

Индуктивное сопротивление для крыла конечного размаха - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием дополнительной подъемной силы крыла, необходимой для компенсации ее утраты из-за влияния концевых перетеканий. При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления.

РАЗНООБРАЗИЕ КОМПОНОВОК http://www.interesno.dn.ua/interes....olyotov

ОДИН ИЗ СПОСОБОВ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ http://www.popmech.ru/blogs/post/2591-kryilo-ventilyator/

Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтального оперения (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта.

Объясняется это тем, что ГО находится в скосе потока от крыла и угол атаки ГО всегда меньше, чем угол атаки крыла, на величину угла скоса потока. Несмотря на то, что ГО обтекается заторможенным потоком, всё-таки удаётся обеспечить нормальные запасы продольной статической устойчивости самолёта, так как срыв потока в первую очередь наступает на крыле.

Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку.

Для выполнения условий безопасности полёта центровка самолёта определяется, исходя из необходимости обеспечения продольной статической устойчивости при брошенной ручке управления, т.е. со свободным рулём высоты. В итоге при зажатой ручке управления запас продольной статической устойчивости увеличивается, и при расположении центра давления крыла позади центра масс для балансировки самолёта требуется отрицательная подъёмная сила на ГО (рис. 1). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.

Аэродинамики нашли остроумный способ частичной компенсации потерь на балансировку, который заключается в следующем.

ГО необходимо установить относительно крыла так, чтобы оно находилось в зоне максимального скоса потока от крыла. По теореме Жуковского подъёмная сила несущей поверхности всегда перпендикулярна вектору скорости набегающего потока. На рис. 2 видно, что вектор полной аэродинамической силы ГО даёт положительную проекцию на направление полёта самолёта, создавая, таким образом, силу тяги ГО. Исследования показывают, что данное техническое решение позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта на 0,5–1 ед. Но на реальных компоновках не всегда удается обеспечить такой режим обтекания ГО, поэтому данный способ повышения аэродинамического качества самолётов классической схемы нельзя назвать универсальным.

Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда пикирующий момент самолёта имеет максимальное значение. Например, самый массовый советский пассажирский самолёт при полностью выпущенной механизации имеет отрицательную подъёмную силу ГО, равную 25% веса самолёта. Значит, крыло данного самолёта переразмерено примерно на ту же величину. Таким образом, можно заключить, что все экономические и эксплуатационные показатели этого летательного аппарата, а именно массовая отдача, топливная эффективность, ресурс и т.д., мягко говоря, далеки от оптимальных значений.

Аэродинамическая схема «утка»

Как избежать потерь на балансировку? Ответ прост: аэродинамическая компоновка статически устойчивого самолёта должна исключать балансировку с отрицательной подъёмной силой на горизонтальном оперении. В принципе, добиться этого можно и на классической схеме, но наиболее простым решением является компоновка самолёта по схеме «утка», которая обеспечивает управление по тангажу без потерь подъемной силы на балансировку (рис. 3). Тем не менее, «утки» практически не используются в транспортной авиации, и, кстати, совершенно справедливо. Объясним, почему.

Как показывает теория и практика, самолёты схемы «утка» имеют один серьёзный недостаток – малый диапазон лётных скоростей. Схема «утка» выбирается для самолёта, который должен иметь более высокую скорость полёта по сравнению с самолётом, скомпонованным по классической схеме, при условии, что мощности силовых установок этих самолётов равны. Данный эффект достигается за счёт того, что на «утке» удаётся до предела снизить сопротивление трения воздуха за счёт уменьшения площади омываемой поверхности самолёта.

С другой стороны, на посадке «утка» не реализует максимальный коэффициент подъёмной силы своего крыла. Это объясняется тем, что по сравнению с классической аэродинамической схемой при одинаковых межфокусных расстояниях крыла и ГО, относительной площади ГО, а также при равных абсолютных значениях запасов продольной статической устойчивости, схема «утка» имеет меньшее балансировочное плечо ПГО. Именно это обстоятельство не позволяет «утке» конкурировать с классической аэродинамической схемой на взлётно-посадочных режимах.

Решить эту проблему можно одним способом: увеличить максимальный коэффициент подъёмной силы ПГО () до значений, обеспечивающих балансировку «утки» на посадочных скоростях классических самолётов. Современная аэродинамика уже дала «уткам» высоконесущие профили со значениями Су_max= 2, что позволило создать ПГО с. Но, несмотря на это, все современные «утки» имеют более высокие посадочные скорости по сравнению с классическими компоновками.

Срывные характеристики «уток» также не выдерживают критики. При заходе на посадку в условиях высокой термической активности, турбулентности или сдвига ветра ПГО, обеспечивающее балансировку на максимальном допустимом Су самолёта, может иметь. В этих условиях, при внезапном увеличении угла атаки самолёта, ПГО выйдет на закритическое обтекание, что приведёт к падению его подъёмной силы, и угол атаки самолёта начнёт уменьшаться. Возникающий при этом глубокий срыв потока с ПГО вводит самолёт в режим резкого неуправляемого клевка, что в большинстве случаев приводит к катастрофе. Такое поведение «уток» на критических углах атаки не позволяет использовать эту аэродинамическую схему в сверхлёгкой и транспортной авиации.