Заключение
В двух статьях о несущем крыле, даны лишь основные тезисы классической теории крыла. Совершенно не упомянуты процессы на крыльях очень малых удлинений, нетиповой конфигурации, к примеру, кольцевое крыло. Опущены также тезисы современной теории вихревого обтекания безмоментных крыльев и роль корневых наплывов крыла у самолетов интегральной компоновки.
Угловая скорость по крену
Во время вращения самолета вокруг продольной оси на крыло действует демпфирующий момент, противодействующий вращению. Возникает этот момент из-за разных местных углов атаки консолей крыла. Действительно, скорость набегающего потока векторно складывается с линейной скоростью конца консоли, направленной по касательной в плоскости, перпендикулярной оси самолета. Допустим, самолет вращается по часовой стрелке и в рассматриваемый момент консоли крыла горизонтальны. Правая консоль движется вниз, левая – вверх. Местный угол атаки профиля крыла на конце правой консоли увеличивается и подъемная сила на конце правой консоли растет.
На левой консоли местный угол атаки ее конца уменьшается, или даже становится отрицательным – это зависит от соотношения линейной скорости самолета, скорости его вращения и размаха крыла. Из-за разницы местных углов атаки возникает момент по крену, тормозящий вращение самолета. Причем основной вклад в создание этого демпфирующего момента вносят концы консолей. Зависимость погонного демпфирующего момента участка крыла от расстояния до продольной оси самолета – квадратичная. Потому что линейно к концу консоли нарастает плечо силы, и линейно же нарастает компонента линейной тангенциальной скорости, векторная сумма которой со скоростью самолета и определяет местный угол атаки, а значит и С y и подъемную силу. В результате, крыло с сужением 2 должно было бы иметь вчетверо меньший демпфирующий момент по крену в сравнении с прямоугольным крылом. В действительности, процессы несколько сложнее, т.к. выше не учтено изменение распределения погонной подъемной силы по размаху крыла. Это явление уменьшает эффект от сужения. В теории крыла доказано, что при переходе от прямоугольного крыла к крылу с сужением демпфирующий момент пропорционален величине (n+3)/(2(n+1)), где n – сужение крыла. Т.е. демпфирующий момент прямоугольного крыла вдвое больше равного ему по площади и размаху треугольного крыла. А это значит, что при одинаковых элеронах и угле их отклонения крыло с сужением будет вращаться по крену с большей угловой скоростью.
Особенно заметно влияние сужения на угловую скорость по крену у треугольного крыла – МИГ-21 во Вьетнаме в ближнем бою абсолютно превосходил фантом F-4, в т.ч. из-за дикой маневренности по крену. Впервые с этим явлением столкнулись на испытаниях Ла-250, имеющего треугольное крыло, да еще малого удлинения. Испытатели справились с ним только после установки системы гиростабилизации по крену. Система была, между прочим, гидромеханическая, без электроники.
Угловое ускорение по крену
Здесь сужение сильно влияет на момент инерции самолета относительно продольной оси, который, практически равен моменту инерции крыла. При вычислении момента инерции берется интеграл от произведения элементарной погонной массы на квадрат расстояния от оси. Допустим, у нас крыло с сужением 2. Тогда погонная масса на конце крыла будет вчетверо меньше, чем у корня (площадь профиля с вдвое меньшей хордой меньше вчетверо). В этом случае момент инерции крыла с сужением 2 будет теоретически в 16 раз меньше равного ему прямоугольного крыла. На практике разница меньше, из-за, к примеру, одинаковой по размаху толщины обшивки. Тем не менее, крыло с сужением будет набирать угловую скорость по крену во много раз быстрее. Кстати, гасить угловую скорость по крену такое крыло будет тоже быстрее, что важно для точного выхода пилотажного самолета из серии бочек или из штопора.
Для учебно-тренировочногосамолета излишняя маневренность по крену крайне вредна, потому что требует от пилота высокой квалификации и автоматизма в управлении моделью по крену.
Помимо сужения, на указанные характеристики еще сильнее влияет относительное удлинение крыла. Настолько сильно, что при большом удлинении отмеченные зависимости уже не столь значимы. Вместе с тем, большие удлинения характерны для неманевренных самолетов. Поэтому динамические характеристики там и не важны.
Поперечная управляемость
СПИРАЛЬНАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ
Если атмосферное возмущение (например, вызванный тепловой конвекцией восходящий поток воздуха) немного накренит самолет на правое крыло, то он начнет разворачиваться вправо. Это движение по кривой разворота будет увеличивать относительную скорость движения и подъемную силу на левом крыле и уменьшать их на правом крыле, вследствие чего самолет еще более накренится на правое крыло и будет разворачиваться еще быстрее. Это явление называется спиральной неустойчивостью. Однако скорость нарастания спиральной неустойчивости мала, и летчик без труда контролирует это движение в условиях хорошей видимости ориентиров.
В отсутствие видимости, например при полете в густом тумане или в сплошной облачности, летчик не сможет контролировать возникновение и развитие спиральной неустойчивости, так как без приборов он не в состоянии определить, куда повернул самолет и повернул ли он вообще. По мере нарастания крена вертикальная составляющая подъемной силы становится меньше, чем вес самолета, самолет начинает проваливаться и быстро теряет высоту. Попытки уменьшить скорость снижения, используя руль высоты, чтобы поднять выше нос самолета, приводят к еще большему увеличению крутизны спирали. Скорость снижения быстро возрастает на последней стадии такого неконтролируемого движения, которое летчики называют «кладбищенской спиралью».
Первые меры, направленные на исключение этой ситуации, сводились к попыткам улучшить характеристики спиральной устойчивости самолета посредством уменьшения площади его вертикального оперения и увеличения угла поперечного V, как того требуют теория динамической устойчивости и результаты экспериментальных исследований на моделях самолетов. Однако оказалось, что эти меры приводят к ухудшению поперечной управляемости самолета, возникновению сваливания и затягиванию в штопор, которые еще более опасны, чем спиральная неустойчивость.
