S-образные

Как видно, у таких профилей кривизна меняет вдоль хорды свой знак. В передней части прояфиля он выпуклый вверх, в задней – вниз. Такие профили еще называют S-образными, потому что средняя линия профиля напоминает латинскую букву S. Чем замечательны эти профили? У обычного несимметричного профиля при увеличении угла атаки точка приложения аэродинамической силы R смещается по хорде профиля вперед. При этом момент крыла, способствующий подъему носа самолета, увеличивается с ростом угла атаки. Крыло с таким профилем само по себе, без оперения устойчивым быть не может. У S-профилей наоборот. В диапазоне летных углов атаки увеличение этого угла приводит к смещению точки приложения аэродинамической силы по хорде профиля назад. В результате появляется момент на пикирование, стремящийся вернуть угол атаки к первоначальному значению.

К сожалению, у S-профилей значительно более низкие предельные значения Су. Это заставляет конструктора самолета при равной с обычной аэродинамической схемой скорости полета делать у самолета гораздо меньшую нагрузку на крыло, то есть значительно увеличивать площадь крыла.

На некоторых самолетах успешно используют управление пограничным слоем. Для этого в верхней обшивке крыла делаются два ряда отверстий – в районе максимального разряжения и недалеко от задней кромки крыла, где разряжение невелико. За счет разности давлений часть воздуха через второй ряд отверстий отсасывается и подается внутри полости крыла на передний ряд, - в зону максимального разряжения. Подача дополнительного воздуха в эту зону оттягивает срыв потока на большие углы атаки, за счет чего достигается большее значение Су. Попутно отметим, что сдув и отсос пограничного слоя широко используется на больших самолетах (истребителях) при взлетно-посадочных режимах.

Крутка

В описании про удлинение крыла показано, что даже у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху меняются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Чтобы снизить его отрицательные последствия, надо установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчетной скорости полета. Чтобы расширить диапазон оптимизации применяют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на конце менее несущий профиль. Он обладает меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. В случае хорошего согласования поляр можно сделать крыло, обладающее более широким диапазоном скоростей высокого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке. Однако такой способ сложнее в проектировании.

_{АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

_{ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ и АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

... В конце 60-х годов в ЦАГИ и в ряде ОКБ начались проработки и изучение новых направлений в развитии боевой авиации....
В аэродинамике были открыты новые возможности значительного увеличения несущих свойств самолета при достаточно малом приращении сопротивления. Это новое направление исследований ЦАГИ основывалось на рациональном использовании специально индуцируемых вихрей на верхней поверхности крыла, т.е. на "управлении" вихрями. Образование этих вихрей производилось за счет заостренных наплывов, расположенных в корневой части крыла...."

"... Дальнейшие расчетные и экспериментальные исследования выявили... еще целый ряд важных свойств крыльев сложной формы в плане:
- при дозвуковых скоростях несущие свойства крыльев сложной формы в плане имеют нелинейный благоприятный характер и сохраняются до больших углов атаки, поэтому располагаемая подъемная сила у таких крыльев значительно выше, чем у исходных крыльев, что обеспечивает возможность достижения лучших взлетно-посадочных и маневренных характеристик;..."

"... Использование узких треугольных крыльев или других форм в плане в качестве наплывов, устанавливаемых перед тонким крылом умеренного удлинения и стреловидности (с=5-6%, лямбда=2,5-5, Хпк=30-40 град.), изменяет характер обтекания консоли при углах атаки, превышающих критические для крыла без наплыва; кромочный вихрь (вихрь, сходящий с передней кромки консолей крыла) под воздействием вихря с наплыва смещается к концевым сечениям крыла, в результате чего зона безотрывного обтекания консолей существенно расширяется. На частях консоли и центроплана, лежащих под вихрем с наплыва, возникают зоны разрежения; разрежение имеет место и на частях консоли, подверженных влиянию кромочного вихря. Регулярное течение на большей части верхней поверхности крыла наблюдается до альфа=34 град...."

Концевые перетекания.

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления. Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Чем больше скорость, тем меньше индуктивное сопротивление. Это происходит, потому что вертикальные скорости, индуцированные вихрем, накладываясь на возросшую поступательную скорость (по треугольнику) дают меньшее изменение местного угла атаки. Соответственно меньше наклон вектора подъёмной силы назад, а значит и меньше индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости.