крутка крыла

кру́тка крыла́ — угловое отклонение местных хорд крыла от его базовой плоскости (см. Системы координат летательного аппарата) и (или) изменение кривизны профилей крыла по его размаху. Различают геометрические и аэродинамические крутки. Геометрическая К. к. — изменение по размаху крыла углов между базовой плоскостью крыла и местными хордами при постоянном по размаху значении кривизны профиля; характеризуется местным углом крутки, который считается положительным, если передняя точка хорды лежит выше задней. Изменение кривизны профилей по размаху крыла при расположении всех местных хорд в одной плоскости называется аэродинамической К. к. или аэродинамической закрученностью крыла. При малых углах атаки можно считать, что подъёмная сила в каждом сечении закрученного неплоского крыла при заданном угле атаки равна сумме подъёмной силы в этом сечении для плоского крыла при том же угле атаки и дополнительной подъёмной силы, обусловленной К. к.; характерным свойством закрученного крыла является наличие ненулевой подъёмной силы в различных сечениях крыла при нулевой подъёмной силе всего крыла.

К. к. широко применяется в прикладной аэродинамике для создания несущих поверхностей с заданными суммарными аэродинамическими нагрузками. Наиболее важным является использование К. к. для получения приращения коэффициента продольного момента (см. Аэродинамические коэффициенты) при нулевой подъёмной силе и для минимизации той части сопротивления аэродинамического, которая связана с созданием подъёмной силы; при дозвуковых скоростях полёта таким сопротивлением является индуктивное сопротивление. Применение К. к. позволяет повысить степени реализации подсасывающей силы и получить распределение нагрузки по размаху крыла, близкое к эллиптическому, при котором индуктивное сопротивление минимально. При сверхзвуковых скоростях полёта наряду с индуктивным (вихревым) сопротивлением появляется волновое сопротивление, которое также может быть уменьшено путём применения соответствующей К. к.

Оптимальные формы срединной поверхности крыла, то есть оптимальные К. к., определяются из решения соответствующих вариационных задач. Широко используются для этой цели панельные методы линейной крыла теории. Обычно решается задача отыскания оптимальной К. к., обеспечивающей получение минимального сопротивления при заданной подъёмной силе с дополнительными возможными ограничениями на значения коэффициента продольного момента и угла атаки, соответствующие нулевой подъёмной силе, на максимально допустимые углы крутки и прогибы средний линий и т. д. Применение оптимальных К. к. позволяет практически реализовать заметные выигрыши в значениях сопротивления и максимального аэродинамического качества летательного аппарата при сверхзвуковых скоростях, в особенности при дозвуковых кромках крыла. Например, применение К. к. на крыле с частично дозвуковыми передними кромками позволило повысить значение максимального аэродинамического качества сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144 при крейсерских Маха числах полёта M_∞ = 2—2,2 на 10%. При сверхзвуковых передних кромках крыла возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, за счёт К. к. значительно сужаются.

Л. Е. Васильев.