адаптивное крыло

Рис. 1. Поляры крыла и зависимости коэффициента давления и картины обтекания.

адапти́вное крыло́ — крыло, профиль которого принимает форму, близкую к оптимальной на каждом заданном режиме полёта (в том числе при маневрировании). Элементы А. к. (носовые и хвостовые части) автоматически отклоняются в зависимости от Маха числа полёта М_∞ и угла атаки, сохраняя плавность обводов внешней поверхности. А. к. является многофункциональным органом и предназначается для многоцелевых и (или) высокоманёвренных самолётов. Управление элементами А. к. осуществляется высокоавтоматизированной электродистанционной системой. Улучшение аэродинамических и летно-технических характеристик самолёта достигается за счёт аэродинамических эффектов и расширяет возможности управления.

Отклонение подвижных элементов А. к. с сохранением плавности его обводов по некоторому закону, подобранному на основании экспериментальных и расчётных исследований, позволяет перераспределить давление на его поверхности таким образом, чтобы предотвратить срыв потока или существенно ослабить его развитие на выбранном режиме полёта. В результате граница возникновения тряски и бафтинга смещается на большие углы атаки, повышается эффективность поворотных поверхностей, работающих в режиме органов управления. Если изменение формы А. к. подчинить условиям, при идеальном выполнении которых критическая точка в каждом сечении крыла смещается в носик профиля, а распределение циркуляции скорости, по размаху становится эллиптическим, то при выбранном значении коэффициент подъёмной силы c_y обеспечивается минимум коэффициент сопротивления c_x (см. Аэродинамические коэффициенты). При выполнении первого условия снижаются пики разрежения в окрестности передней кромки, которые на обычном крыле приводят по достижении некоторого угла атаки (тем меньшего, чем тоньше профиль и острее его передняя кромка) к отрыву потока и потерям подсасывающей силы (рис. 1), то есть к увеличению сопротивления. При выполнении второго условия минимизируется индуктивное сопротивление. Поляра А. к., непрерывно изменяющего форму поперечных сечений в зависимости от c_y, является огибающей семейства поляр для крыльев с различными положениями их подвижных элементов (рис. 2). Общая закономерность изменения формы срединной поверхности для крыла с углом стреловидности X > 0 — увеличение кривизны профиля и отрицательной крутки крыла с возрастанием угла атаки.

Отклонение подвижных элементов А. к. (возможно, синхронизированное с отклонением горизонтального оперения), осуществляемое таким образом, чтобы центр давления действующих на самолёт аэродинамических сил не менял своего положения, дает возможность осуществить непосредственное управление аэродинамической подъёмной силой. Преимущественное отклонение задней кромки корневых сечений крыла позволяет уменьшить изгибающие моменты в его корневых сечениях при полёте с большими перегрузками (рис. 3) за счёт перераспределения циркуляции, а следовательно, и нагрузки по размаху крыла — увеличения в корневых и уменьшения в концевых сечениях. Снижение перегрузок при полёте в неспокойной атмосфере достигается включением в контур управления подвижными элементами А. к. соответствующих обратных связей.

А. к. должно иметь специальную конструкцию, гарантирующую минимальное отклонение формы его поверхности от расчётной в полётных условиях. В частности, в его обшивку должны быть включены гибкие элементы для обеспечения плавности обводов поверхности при отклонении подвижных элементов.

Р. Д. Иродов, Л. А. Курочкин.

Рис. 2. Поляры самолёта и профили крыла, оптимальные для различных режимов полёта.

Рис. 3. Распределение подъёмной силы и изгибающего момента.