из уравнения Y = G, где m - масса самолета соответственно при отрыве или посадке.
   Снизить взлетно-посадочные скорости можно за счет увеличения несущей способности крыла C_YS.
   С целью снижения лобового сопротивления самолета,

Рис. 7.53. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки для крыла с механизацией (пример)

уменьшения потребной тяговооруженности желательно было бы выбрать площадь крыла из условий полета с крейсерской скоростью на наивыгоднейшем угле атаки α_нв (рис. 7.53).
   Однако посадка самолета с такой площадью крыла даже на допустимом угле атаки aдоп не дает возможность обеспечить приемлемую посадочную скорость (как и скорость отрыва при взлете).
   Для повышения несущей способности крыла на взлетно-посадочных режимах применяется взлетно-посадочная механизация крыла.
   Щитки (рис. 7.54) - наиболее простой вид механизации крыла. Они представляют собой отклоняемые вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней кромки.
   Увеличение подъемной силы при отклонении щитка происходит за счет изменения эффективной кривизны профиля крыла, что повышает давление под крылом и разрежение над крылом.
   Наиболее распространенным видом механизации задней кромки крыла в настоящее время являются выдвижные многощелевые закрылки. На рис. 7.55 показан двухщелевой закрылок, применение которого повышает несущую способность крыла за счет увеличения кривизны профиля, площади крыла и более плавного обтекания крыла, что обусловлено перетеканием воздушного потока через щели между крылом, дефлектором (от лат. deflecto - отклоняю, отвожу) и собственно закрылком.

Рис. 7.54. Щиток	Рис. 7.55. Двухщелевой закрылок

   Для обеспечения возможности полета на больших углах атаки применяется механизация передней кромки крыла, например предкрылок - выдвигающийся вперед профилированный носок крыла. Благодаря перетеканию потока с нижней поверхности крыла через щель за предкрылком (рис. 7.56) ускоряется поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла, и срыв затягивается до больших углов атаки (см. рис. 7.53).

Рис. 7.56. Предкрылок	Рис. 7.57. Интерцептор

   Естественно, что отклонение взлетно-посадочной механизации увеличивает и лобовое сопротивление самолета.
   Для сокращения длины пробега при посадке помимо реверса тяги двигателя применяют интерцепторы , или спойлеры (рис. 7.57).    Интерцепторы (лат. interceptor, от intercipio - перехватываю, отбиваю, пересекаю) - плоские пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, в нерабочем положении утоплены "заподлицо" с поверхностью крыла. При отклонении интерцепторов в момент касания поверхности ВПП главными опорами шасси на посадке за счет срыва потока с верхней поверхности крыла возникает дополнительное сопротивление и резко уменьшается подъемная сила. Уменьшение подъемной силы увеличивает нагрузку на опоры шасси и, следовательно, эффективность торможения колес
   При отклонении в полете интерцептора на одном крыле происходит уменьшение подъемной силы и возникает крен на это крыло. Следовательно, интерцептор может использоваться как орган управления самолетом по крену.
   В процессе проектирования необходимо оценить и энергетические методы обеспечения заданных ТЗ взлетно-посадочных характеристик самолета. Обыкновенные предкрылки и щелевые закрылки создают эффект дополнительной обдувки. Использование средств взлетно-посадочной механизации с принудительным выдувом ( струйной механизации) позволяет обеспечить выполнение весьма жестких требований ТЗ по взлетно-посадочным характеристикам. В качестве примеров таких средств можно отметить выдув струй (рис. 7.58), направленных по касательной к поверхности крыла при отклоненном носке 1 и закрылке 2. Сжатый воздух, отбираемый от компрессора двигателя, по воздушным каналам подается в каналы 3 и 4, идущие вдоль размаха крыла и имеющие щелевые сопла 5, обеспечивающие выдув воздуха и увеличение кинетической энергии потока, обтекающего крыло.

Рис. 7.58. Струйная механизация передней и задней кромок крыла	Рис. 7.59. Струйный закрылок

   Струйный (реактивный) закрылок (рис. 7.59) - это плоская струя 1 сжатых газов, вытекающих с большой скоростью из узкой щели 2, расположенной вдоль задней кромки крыла. Струя затрудняет обтекание крыла снизу, в результате чего под крылом повышается давление; в то же время за счет подсасывающего влияния струи скорость потока над крылом увеличивается, а давление уменьшается, как и при отклонении обычного закрылка. Кроме того, за счет реакции вытекающих газов струйный закрылок создает дополнительную силу ΔR, составляющая ΔY которой увеличивает подъемную силу крыла, а составляющая ΔP является дополнительной силой для преодоления лобового сопротивления.
   Теоретически энергетические методы механизации позволяют реализовать на взлетно-посадочных режимах коэффициент подъемной силы C_Y = 10¸15, однако из-за отмеченных выше сложностей и проблем при создании таких систем (главная из которых - практическая невозможность сбалансировать пикирующий момент) они не получили пока широкого распространения.

Рис. 7.60. Обдув крыла струей реактивного двигателя

   Компоновочными мероприятиями можно обеспечить обдув части верхней (рис. 7.60,а) или нижней (рис. 7.60,б) поверхности крыла струями реактивных двигателей. Прирост подъемной силы крыла создается за счет отклонения струи вниз при отклонении закрылков и интенсификации обтекания закрылков.
   В первом случае (рис. 7.60,а) реализуется так называемый эффект Коанда (по имени румынского ученого и изобретателя) - прилипание струи к искривленной поверхности крыла.
   Таким образом, заданные условия базирования и эксплуатации накладывают существенный отпечаток на облик самолета.

Предыдущая глава |Предыдущий параграф

Следующий параграф | Следующая глава

ОГЛАВЛЕНИЕ

ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ