В предыдущей статье про «флаттер крыла» я описывал механизм возникновения сильных изгибно- крутильных колебаний крыла при внезапном срыве потока на одной из плоскостей крыла на скорости полёта выше расчётно-крейсерской.
Теперь настала возможность обсудить геометрию профиля крыла, необходимую для повышения скорости полёта самолёта без флаттера.
Также нужно рассмотреть аэродинамику крыла при преодолении развитого флаттера при разгоне самолёта к сверхзвуку.
Профиль крыла для недопущения флаттера
Ранее мы уже выяснили, что уже с конца 1930-х годов стараниям профессора Келдыша было сформулировано общее правило для конструирования неподверженных флаттеру самолётов, а именно.
Крыло должно быть настолько тонким, чтобы не возникало срыва потока по верхней плоскости крыла.
Из этого правила следует следящие неприятные конструктивные следствия.
Для очень высоких скоростей полёта без возникновения флаттера крыло становится настолько тонким, что перестаёт выдерживать нагрузки от веса самолёта и динамических перегрузок при полёте в турбулентной атмосфере.
Так если в начале 1930-х у самолётов толщина профиля составляла 15-20% от ширины крыла по хорде, то к 1940-м толщины крыльев истребителей и бомбардировщиков упали до 8-15%, при этом максимальные толщины профиля сместились ближе к середине хорды крыла. (см.рис.1-4.)
Рис.1. Динамика изменения профиля сечения крыла по мере роста скоростей и размеров самолётов в интервале 1908-1944гг.
Рис.2. Различие по толщине профиля на картинке видно куда нагляднее, чем из цифры в тексте.
Рис. 3. Профили крыла для самолётов начала 1930-х годов.
Рис.4. Профили крыла Clark YH, которые использованы на истребителях И-16 с 1933г. и МиГ-3 с 1940г.
Сравнение И-16 с МиГ-3 по конструктивным особенностям
На этом информационной основе интересно сравнить очень близкие по времени истребители 1930-1940-х годов, а именно: И-16 (производился 1933-1942г) и МиГ-3 (производился 1940-1941г).
Так первые И-16 спроектированы ещё в 1933г по тихоходным стандартам дофлаттерной эпохи (см.рис.5-6).
Ну, а уже на волне борьбы с флаттером в 1940г создан МиГ-3 (см.рис.7-9)
Рис.5. Общий вид истребителя И-16 образца 1933 года.
Рис.6. Истребитель И-16 образца 1933 года.
Рис. 7. Истребитель МиГ-3 образца 1940 года.
Рис.8. Общий вид истребителя МиГ-3 образца 1940 года.
Рис.9. Изменение профиля по длине крыла МиГ-3.
Скоростной высотный истребитель МиГ-3 конструировался уже с учётом рекомендаций проф. Келдыша.
-
Для ухода от флаттера крылья надо делать тоньше.
2. Для противодействия флаттеру крылья надо делать жёстче на изгиб и кручение.
Оба самолёта И-16 и МиГ-3 используют одинаковый профиль крыла типа Clark YH.
У профиля крыла истребителя И-16 образца середины 1930-х толщина в среднем сечении составляет 13,1% на 30% хорды.(см.рис.10-11).
У корня крыла И-16 сечение крыла толще 14%.
Рис.10. Профи крыла использованный для самолётов И-16 и МиГ-3. Максимальная высота профиля на 30% хорды.
Рис.11. Профиль крыла Clark Y-11,7% с плоской нижней плоскостью, от которой строят весь профиль, в отличии Clark YH , у которого хвост задран на 2% вверх и нижняя плоскость уже не прямая (см.рис.).
У более скоростного высотного истребителя МиГ-3 профиль Clark YH меняет относительную толщину по длине крыла в диапазоне 14-8%.
При этом более тяжёлый МиГ-3 с более тонким крылом уже не мог взлетать и садится на достаточно малых скоростях с грунтовых ВПП, а потому для взлёт-посадочного режима крыло самолёта было дополнительно оснащено механизацией: предкрылками и щитками- закрылками (см.рис.12..
Рис. 12. Самолёт МиГ-3 в режиме взлёта с выпущенными щитками-закрылками на средний угол около 20 градусов.
При этом у И-16 в модели 1933-36 года вообще не было механизации крыла.
Механизация крыла для ранних версий И-16 ещё не требовалась, так как И-16 был легче МиГ-3 в 3510/1508=2,3 раза при сильно меньшем разрыве по площади крыла в 17,44/14,5= 1,2 раза.
На более поздних версиях И-16, потяжелевших на 30 %, также начали устанавливать посадочные щитки под центропланом (см.рис.13.)
Рис.13. Видны отжатые посадочные щитки под центропланом И-16
Габаритно- массовые отличия между крылом И-16 и МиГ-3.
Для понимания серьёзности изменений в конструкции самолётов при внедрении противофлаттерных рекомендаций Келдыша можно сравнить конструкции крыльев И-16 и МиГ-3, близких по времени создания и по размерам.
Краткие ТТХ истребителей представлены ниже. (рис.14-15.)
Рис. 14. Краткие ТТХ истребителя И-16.
Рис.15. Краткие ТТХ истребителя МиГ-3.
На рисунке представлены центроплан И-16 (см рис.16.)
Хорошо видно, что у И-16 каркас крыла очень лёгкий, сделаный из трубчатых лонжеронов типа «ферма», крутильная жёсткость которых крайне не велика.
Рис. 16. Центроплан истребителя И-16 без обшивки и фюзеляжа.
Тогда как лонжероны у МиГ-3 выполнены в виде клеёных фанерных коробов замкнутого профиля с высокой крутильной жёсткостью. (см рис.17.)
Рис. 17. Крыло истребителя МиГ-3 без обшивки. Показан разрез коробчатого клеёного лонжерона с замкнутым профилем, что делает такую «квадратную трубу» очень жёсткой на скручивание. На нижнем повторе лучше прорисован срез коробчатого лонжерона, а на верхнем рис есть обозначения к пронумерованным элементам.
Собственный вес лонжеронов такой клеёно-коробчатой конструкции резко возрастает.
Данные конструктивные отличия в лонжеронах- это прямое исполнение рекомендаций Келдыша по противодействию разрушительному влиянию флаттера крыла на больших скоростях.
Посадочные режимы МиГ-3 и И-16.
Далее рассмотрим влияние на посадочные характеристики истребителей МиГ-3 и И-16 их профилей. Разбор проведём по поляре близкого типа крыла Clark Y (см.рис.18.)
Рис.18. Поляра крыла Clark Y (толщина неизвестна). Максимальное качество К=20 достигается при углах атаки около 3,9 градуса при сравнительно высоком Су=0,7 и Сх=0,035.
Важно заметить, что Су=0 только при глубоко отрицательных углах атаки в минус -5,6 градуса.
Сравнение по типу крыла Clark Y удобно, так как его нижняя плоскость крыла является прямой, что позволяет проще ориентироваться с углом установки крыла к фюзеляжу.
Посадочный режим самолёта без срыва потока в сваливание возможен на углах до 14 градусов с аэродинамической силой Су=1,4 и Сх=0,26 при К=5,5.
Для МиГ-3 такая Су=1,4 при посадке означает, что скорость должна составлять около V=157км/ч (43,6м/с), чтобы выполнить равенство:
M*g=Fy
M=Fy/g =Су*S*V^2*q/(2*g)
Откуда и получаем, что подъёмная сила Fу может удержать вес самолёта в 3362 кг на скорости более 43,6м/с = 157км/ч:
М= Fy/g =1,7*17*43,6^2*1,2/(2*9,81)=3362 кг
Но скорость 157км/ч- это слишком много для грунтовых аэродромов, а потому и нужны были посадочные тормозные щитки-закрылки.
У истребителя И-16 посадочная скорость всего 118 км/ч на ранних моделях, и около 131км/ч у поздних моделей, где уже были установлены щитки.
Тот же профиль обеспечивает горизонтальный полёт при заходе на посадку на скорости 121 км/ч (33,6 м/с) для поздних И-16 ещё без щитков при максимальной массе 1996 кг:
М= Fy/g =1,7*17*33,6^2*1,2/(2*9,81)=1997 кг
Как почти одинаковые по размеру самолёты смогли летать при двукратном отличие по массе?
Так получается, что при одинаковом профиле сечения крыла по типу и толщине, а также при почти одинаковой общей площади крыла более быстрый самолёт может поднять в воздух в два раза большую массу.
При чём МиГ-3 делает это с ростом скорости всего на 15-30% (412 против 470 км/ч у земли или 470 против 620 км/ч на высоте) и ростом мощности всего на 35 % (1000 против 1350 л.с.).
То есть в аэродинамике гонка за скоростью самолётов оказывается вполне себе экономически оправданной!
Не вероятно, но факт.
Летать быстро- это ВЫГОДНО!
Аэродинамика высоких скоростей на больших самолётах.
Настоящая научно-техническая битва с флаттером крыла самолёта началась на диапазоне скоростей 400-500км/ч.
Сейчас коммерческие самолёты летают на скоростях в диапазоне 700-900 км/ч.
Основная масса пассажирских самолётов летает на скоростях около 800км/ч, что связано с наибольшей экономичностью полётов именно на этой скорости при оснащении самолётов современными турбореактивными двигателями с высокой степенью двухконтурности.
Про экономичность двигателей самолётов с различной степенью двухконтурности я уже писал ранее статью:
https://dzen.ru/a/X4Vzm6FEw1on9P0y
То есть по скоростям серийных самолётов мы сейчас находимся на уровне, который был достигнут уже в конце 1940-х начале 1950-х годов. Сравнительную таблицу ТТХ передовых бомбардировщиков этого времени сотри ниже (см.рис.19..
Рис.19. Сравнительная характеристика самых старых межконтинентальных стратегических бомбардировщиков России и США конца 1940-х начала 1950-х годов.
Турбовинтовой стратегический бомбардировщик Ту-95, который служит уже более 70 лет!
Подробные характеристики нашего дозвукового стратегического бомбардировщика Ту-95 смотрите в таблице (см.рис.20-22.)
Рис.20. Характеристики нашего дозвукового стратегического бомбардировщика Ту-95 .
Рис.21. Чертёж самолёта Ту-95 с видимыми сечениями крыла на разных уровнях.
Рис.22. Чертёж фюзеляжа самолёта Ту-95, где хорошо виден небольшой установочный угол профиля крыла относительно горизонтальной оси фюзеляжа.
Так как мне не удалось найти открытой информации о применённых профилях крыла в планере Ту-95, то придётся искать аналоги по принципу визуальной похожести.
Именно по такому принципу мне удалось найти в каталоге «Авиационные профиля» похожий симметричный двояко выпуклый профиль серии NACA-0012-0018 (см.рис.23-а-б)
Рис.23. Каталожные профили крыла, который визуально похож на профиль крыла Ту-95 с чертежа.
Похоже, что в каталоге совершили ошибку в назывании профиля: правильно NACA, а не NASA.
NACA- Национальный консультативный комитет по воздухоплаванию (англ. National Advisory Committee for Aeronautics, сокр. NACA, сокр. рус. НАКА) — федеральное агентство США, занимавшееся проведением исследований в области авиации и ставшее предшественником NASA (преобразовано в 1958 году).
При этом самолёт Боинг 314 с этим профилем крыла летал уже в 1938году, когда до создания NASA оставалось ещё 20 лет (см.рис.24.)
Рис. 24. Летающая лодка образца 1938 года, которая имела профиль крыла NACA-0018, сильно похожий на профиль крыла Ту-95.
Расчёт подъёмной силы крыльев Ту-95 по характеристике профиля NAСA-0012
Элементарный расчёт показывает, что самолёт типа Ту-95 с взлётной массой 182тонны при площади крыла 285 м.кв способен лететь на высоте 10км (там плотности воздуха около 0,25кг/м3) на крейсерской скорости 750км/ч (208 м/с).
Для этого нужно обеспечить величину коэффициента подъёмной силы крыла не менее Су=1,17.
При такой величине Су будет выполняться равенство веса самолёта и ПС крыла.
m*g = Fу =182 тонны
m=Fу/g = Су*S*V^2*q/(2*g*1000) =1,17*285*208^2*0,25/(2*1000*9,81) =184 тонны
На пути туда сразу после взлёта профиль будет работать в режиме Су=1,17 и Сх=0,095, что обеспечивает качество крыла К=12:
К=Су/Сх=1,17/0,095=12
При этом на обратном пути после израсходования 60 тонн топлива (от запаса в 90т) и сброса бомбового груза в 12 тонн получаем, что обратно самолёт уже летит на Су=0,9 при качестве К=0,9/0,059=15.
А перед самой посадкой с почти пустыми баками и собственным весом 90 тонн самолёт уже летит на Су=0,6 и Сх=0,033 при качестве К=0,6/0,033=18.
При этом на пути туда крыло установлено на угол атаки около 16 градусов, а перед посадкой пустой самолёт летит уже с углом атаки крыла 8 градусов.
То есть разница в углах атаки между крайними режимами полёта составляет приблизительно 16-8=8 градусов.
Тогда угол предварительной установки крыла к фюзеляжу должна быть где-то посередине между 16 и 8 градусами, то есть около 12 градусов. (см.рис.25.)
Рис. 25. Условие выбора угла установки крыла относительно фюзеляжа.
Профили крыла сверхзвуковых самолётов
Интересно посмотреть на профили крыльев уже сверхзвуковых бомбардировщиков.
Так можно посмотреть профиль крыла достаточно старого советского стратегического бомбардировщика Ту-22, который разрабатывался и выпускался ещё в 1960-х годах.(см.рис.26.)
Рис. 26. Сверхзвуковой самолёт Ту-22 конца 1960-х. На корневом срезе крыла хорошо виден профиль крыла и малый угол установки профиля к оси фюзеляжа. Профиль симметричный чечевицеобразный с относительной толщиной явно менее 10% даже у корня крыла.
Отчётливо видно на рисунке, что заштрихованный корневой профиль крыла очень напоминает тот же самый профиль NACA-0012, только ещё более тонкий: оценочно менее 10% от хорды крыла (см.рис.27)
Рис. 27. Визуальное сравнение сечений одного типа профиля NACA-00ХХ с различной относительной толщиной профиля.
Загадочный «сверхкритический» профиль крыла.
При разговорах о преодолении флаттера на лекциях по «аэродинамике» в Физтехе упоминались некие «сверхкритические» профили крыла.
При этом рассказывались какие-то эмпирические сказки и показывались странные картинки, похожие на приведённые ниже (см.рис.28.)
Рис. 28. Сравнение профилей крыльев по степени их «сверхкритичности».
Также по сети гуляет и другая картинка с некой классификацией профилей крыла, где тоже имеется «суперкритический» профиль.
Но почему-то мне кажется, что этот тупоносый «суперкритический» профиль как-то совсем не похож на скоростной остроносый профиль. (см.рис.29.)
Рис.29. Сравнение профилей крыльев по их геометрии (три верхних). Ну, и хотя нижний четвёртый профиль также является выпукло– вогнутым по геометрии, но назван уже по режиму обтекания как «сверхкритический». Авторы классификации здесь активно смешивают в кучу разные категории оценки, то есть путают тёплое с мягким.
Ранее уже выяснилось, что нормальные трансзвуковые и сверхзвуковые самолёты летают на вполне обычных симметричных профилях малого утолщения, про которых много информации с реальных продувок в АДТ.
При этом про сами сверхкритические профили информации крайне мало, и она очень противоречива.
Сверхкритический профиль на рисунке (см.рис.29- 3) выглядит на столько абсурдно, что впору даже задуматься о вменяемости их авторов.
Форма «перевёрнутой шляпы» ну никак не попадает в интуитивное понимание аэродинамики эффективного обтекания!
Хотя в дальнейшем рассмотрении окажется, что эта форма «перевёрнутой шляпы» отлично вписывается в модель формирования ПС крыла за счёт изгибаемых потоков воздуха и формирования отрывных струй с вихревыми пузырями.
Единственную вменяемую информацию про сверхкритические профили мне удалось отыскать в уже опоминавшемся ранее справочнике «Авиационные профиля», где явно представлен некий профиль GA(W)-1 со словом «суперкритический» в описании.
Вот только «суперкритический» профиль GA(W)-1 оказался предназначен для достаточно тихоходных лёгких самолётов и планеров, а не для преодоления звукового барьера.(см.рис.30.)
Рис.30. Суперкритический профиль с толщиной 17% на 40% хорды. Отогнутая вниз задняя кромка работает как постоянно слегка «отжатый закрылок». При горизонтальном полёте с малыми углами атаки этот «закрылок» находится в аэродинамической тени в зоне полного срыва потока, что резко снижает его негативное влияние на полёт.
Профиль GA(W)-1 был разработан в США в 1970-х годах известным специалистом в аэродинамике Уикомбом.
Творчество Уикомба отличалось тем, что свои результаты он получал почти исключительно экспериментальным подходом к разработке профилей. При этом он не пользовался математическими расчётами и теоретическими моделями обтекания профилей, а проводил их доводку до нужных параметров при продувках в АДТ с помощью ручного метода «шпаклёвки и шкурки»..
Срыв потока на крыле с механизацией: интерцептор и закрылок.
Посмотрев на всю гамму используемых в авиации профиле можно попытаться разобраться в физической сути их работы с точки зрения теории «создания подъёмной силы крыла от изгибаемых на нём потоков воздуха».
Для этого интересно взглянуть на результаты продувки крыла типа NACA-0012 с выпущенным интерцептором, то есть отжатым тормозным щитком на верхней плоскости крыла самолёта (см.рис.31.)
Рис. 31. Обтекание потоком крыла с выпущенным интерцептором. На графиках снимаемых показателей Су и Сх отчётливо видны резкие колебания значений при срыве очередного вихря с интерцептора.
Недавно я летел на самолёте и наблюдал за крылом при посадке.
Так вот на этапе снижения на крыле были выпущены не только двухщелевые закрылки, но и подняты интерцепторы для торможения самолёта в воздухе и уменьшения избыточной ПС при выпущенных закрылках на высокой скорости полёта (см.рис.32.)
Рис. 32. Вид на крыло с выпущенными вниз закрылками и поднятыми интерцепторами (пластины сверху) в режиме снижения к аэродрому.
После выпуска интерцепторов самолёт стало заметно трясти.
А когда интерцепторы закрыли, то самолёт полетел удивительно тихо, хотя закрылки оставались выпущенными.
Это моё личное субъективное наблюдение в полёте за тряской самолёта от интерцепторов как-то очень удачно совпало с написанием данной статьи про «сверхкритические» профили.
Также удивительно вовремя было и появление в поиске Яндекса обсуждаемой картинки (рис.).
То есть Келдыш при изучение флаттера описывал именно такие частые вихревые срывы, и дал вполне разумные предложения по повышению жёсткости крыльев планера на изгиб и скручивание.
И хотя данные вихревые срывы с интерцептора не являются тем самым «грозным разрушителем самолётов — флаттером», но суть аэродинамического процесса в них одинаковая.
Срыв потока на крыле с «суперкритическим» профилем
Рассмотрим работу «суперкритического» профиля самой странной формы, а именно: «перевёрнутая шляпа»- третье поколение профиля с глубоким подрезом носка крыла снизу (см.рис.33.)
Рис.33. Общий вид сверхкритического профиля 3-го поколения, где имеется сильный подрез носка профиля снизу.
С первого взгляда его просто хочется перевернуть горбом вверх, что намного ближе соответствовало бы версии создания ПС крыла по Жуковскому-Бернулли.
Но если рассматривать формирование ПС крыла за счёт изгибания воздушных потоков, то у такого сложно гнутого профиля появляется реально понятный физический смысл.
В данном сверхкритическом профиле важно понять режим обтекания тонкого носка под большими углами атаки (см.рис.34.)
Рис.34. Режим обтекания «сверхкритического» профиля типа «перевёрнутая шляпа» на больших углах атаки.
При малом угле атаки уплощённая верхняя плоскость создаёт небольшую подъёмную силу, причём в основном на переднем краю крыла.
А вот на подрезе снизу на любых углах идёт интенсивное отклонение вниз потока воздуха большой толщины, что на том же малом угле атаки обеспечивает мощную подъёмную силу.
Позади свисающего «пузика профиля» возникает полный срыв потока с образованием «вихревого пузыря», в полости которой создаётся отрицательное давление, одинаковое с давлением в слое турбулентности от срыва потока на задней части верхней плоскости.
И только на запредельных углах атаки хвостовой загиб кромки крыла выходит из тени «пузика», начиная создавать положительную подъёмную силу в том числе и на задней части крыла.
Таким образом, на широком диапазоне углов атаки подъёмная сила крыла сосредоточена на самом носке крыла, а задние части профиля взаимно компенсирую свои силы за счёт одинакового давления в общем «вихревом мешке» в зонах срыва потока и позади крыла.
И эта закономерность позволяет получить постоянное стабильное поведение спортивного самолёта в широком диапазоне углов атаки.
Ну, а в режиме закритического кабрировании, когда закрылок начинает черпать поток воздуха из-под «брюшка», то внезапная перегрузка ПС на заднюю кромку крыла резко возвращает самолёт к нормальным углам атаки.
Подобные свойства крыла действительно очень полезны для спортивных самолётов, где стабильность управления самолётом при постоянном положении ЦД (центра давления), с лихвой искупают чуть большее сопротивление полёту и снижение аэродинамического качества крыла в номинальном режиме горизонтального полёта.
В качестве примера для сравнения приведу другой пример пилотажного профиля из того же справочника. (см.рис.35.)
Рис.35. Профиль крыла, который обеспечивает срыв потока по всей площади обеих плоскостей в «тени» толстого носа крыла в большом диапазоне углов от нуля. То есть его тоже можно называть «сверхкритическим». Профиль крыла имеет предельно примитивную форму, тем не менее он считался лучшим для пилотажных спортивных самолётов в 1980-х годах.
У профиля V-16(16%) также практически всё время происходит срыв потока позади носового цилиндра.
Данный профиль является симметрично выпукло-плоским, а носок вообще выполнен в виде практически кругового цилиндра, к которому примыкают совершенно плоские верхние и нижние грани крыла по касательным к окружности носка.
Такой профиль крыла обеспечивает срыв потока по всей площади обеих плоскостей в «тени» толстого носа крыла, причём срыв потока присутствует в большом диапазоне углов от нуля.
Таким образом, данный профиль V-16(16%) можно также смело относить в разряд «суперкритических».
Так как у этого профиля практически всё время происходит срыв потока позади носового цилиндра, то плоскости крыла несимметрично подрезают размеры вихревых зон срыва, тем самым создавая ПС крыла на разнице площадей «вихревых пузырей» на нижней и верхней плоскостях.
По мере роста скорости самолёта происходит раздувание отрывных пузырей, что вызывает смещение ЦД к задней кромке крыла, тем самым создавая дополнительный крутящий момент на пикирование.
То есть такой профиль имеет свойства самостоятельного понижения угла атаки при разгоне, тем самым восстановливая горизонтальный полёт даже без активного участия хвостового оперения.
При увеличении углов атаки также происходит плавное смещение ЦД в сторону задней кромки крыла, что приводит к возникновению дополнительного плавно нарастающего крутящего момента на пикирование. Нарастание момента на пикирование с ростом угла атаки приводит к самовосстановлению горизонтального направления полёта.
Именно такое интересное сочетание свойств к самостабилизации по скорости и углу атаки, наверное, и послужило успеху этого профиля крыла в пилотажных самолётах.
Кстати, именно на таком геометрически упрощённом профиле я выстраивал картину обтекания толстого крыла отрывными течениями в своей первой статье про «Подъёмную силу крыла без уравнения Бернулли».
https://habr.com/ru/articles/438854/
Сверхкритический профиль и сверхзвуковой профиль. Что их связывает?
В прошлой главе неожиданно и выяснилось, что сверхкритический профиль крыла предназначен для глубоко дозвуковых скоростей, чему немедленно нашлось подтверждение в сети (см.рис.36.)
Рис. 36. Хорошая картинка из учебника, дающая представление о назначении различных профилей по скоростям полёта.
Так профиль (а) и профиль (г) по свое вычурной вогнуто-выпуклой форме на толстом мясистым теле явно могут быть отнесены к сверхкритическим, но при этом они относятся к группе «1-дозвуковые скорости полёта».
Технически невозможно создать тонкие крылья большого размаха, и при этом обеспечить их достаточно прочными сверх тонкими и сверх острыми кромками крыла по типу III-IV. А потому к типу «сверхзвуковых» приходится отнести и двояко выпуклые профили малой относительной толщины типа (ж), хотя его и считают «околозвуковым».
Именно к таким двояко выпуклым профилям малой относительной толщины относятся крылья сверхзвуковых бомбардировщиков Ту-160 и Ту-22.
Не смотря на явный разрыв между скоростными диапазонами применения «сверхкритического» и «сверхзвукового» профилей, тем не менее сам физический подход гарантированного срыва потока на тихоходных профилях очень напоминает работу сверхзвукового крыла.
Так, если чуток включить фантазию, то может показаться, что некоторые сверхзвуковые профили очень похожи на сверхкритический профиль типа «перевёрнутая шляпа».
Для этой трансформации достаточно немного закруглить острозаточенное крыло сверхзвукового «ромба» до вменяемого радиуса, технически исполнимого на практике.
Такими похожими сверхзвуковыми профилями можно полюбоваться на картинках (см.рис.37.)
Рис.37. Идеальные сверхзвуковые профили с плоскими гранями и острыми кромками: (1)- ромб, (2) – Д- профиль или «треугольник», (3)- острый гиперзвуковой клин. Справа показан процесс трансформации идеального профиля «ромб» в реалистичную «перевёрнутую шляпу». (1.2)- «ромб» с затупленой передней кромкой,(1.3-1.4)- наложение «перевёрнутой шляпы» на «затупленый ромб», (1.5-1.7)- итоговый сверхзвуковой сверхкритический профиль с двумя отгибаемыми элементами: круглоносы предкрылок и острокромочный закрылок. В режиме (1.5) профиль уже похож на перевернуты профиль типа «треугольник» (2).
Отклоняемый острый «клин-предкрылок» очень важен для сверхзвуковых самолётов, так как способен сильно разгружать конструкцию крыла находясь в нейтральном положении к потоку, переводя основную нагрузку на центральные толстые части крыла.
В режиме (1.7) профиль становится сильно дозвуковым, позволяя тяжёлому самолёту лететь со сравнительно низкой дозвуковой скоростью (см.рис.38.)
Рис.38. Сверхзвуковой истребитель МиГ-29 с отогнутыми вниз предкрылками и закрылками летит на низкой дозвуковой скорости с большим углом атаки.
Заключение.
Можно также заметить, что симметричный профиль типа NACA-0010-006, применяемый в сверхзвуковых самолётах, также становится сверхкритическим на трансзвуковых скоростях.
Так на высоких трансзвуковых скоростях при подходе к сверхзвуку за горбами толстой части профиля крыла возникает полный срыв потока, причём на обеих плоскостях крыла и даже на самых малых углах атаки.
При этом основная часть ПС крыла формируется за счёт передней части крыла в безотрывной зоне обтекания профиля потоком воздуха.
Получается, что понятие «сверхкритический»- это вообще не про форму профиля крыла, а скорее про режим его обтекания потоком воздуха на заданной скорости полёта.
То есть один и тот же профиль может быть обычным на низкой скорости, а на высокой станет уже «сверхкритическим».
Получается, что те сложно гнутые толстые профили, изначально названные «сверхкритическими», принципиально не отличаются от привычных «ламинарных».
Разница лишь в том, что на «сверхкритических» профилях полный срыв потока с обеих плоскостей достигается на более низких дозвуковых скоростях, чем у «ламинарных».
