Механизация крыла с продувкой

Введение

Высокоподъемные устройства на крыльях некоторых воздушных судов.

Вдувные закрылки или реактивные закрылки – это аэродинамические устройства высокой подъемной силы, используемые на крыльях определенных самолетов для улучшения их летных характеристик на малых скоростях. Они используют воздух, подаваемый через сопла, для формирования воздушного потока над задней кромкой крыла, направляя поток вниз для увеличения коэффициента подъемной силы. Существует множество способов достижения этого воздушного потока, большинство из которых используют выхлопные газы или воздух высокого давления, отбираемый от компрессора реактивного двигателя и затем перенаправляемый вдоль линии задних кромок закрылков. Вдувные закрылки могут относиться конкретно к системам, использующим внутренние воздуховоды внутри крыла для направления воздушного потока, или в более широком смысле к системам, таким как вдув верхней поверхности или сопловые системы на обычных подкрыльевых двигателях, которые направляют воздух через закрылки. Вдувные закрылки являются одним из решений в более широкой категории, известной как механизированная подъемная сила, которая также включает в себя различные системы управления пограничным слоем, системы, использующие направленный воздушный поток от винта, и крылья с управлением циркуляцией. Внутренние вдувные закрылки использовались на некоторых наземных и палубных скоростных реактивных самолетах в 1960-х годах, включая Lockheed F 104, Blackburn Buccaneer и некоторые версии Микояна и Гуревича МиГ-21. Они в целом вышли из употребления из-за значительных затрат на техническое обслуживание, связанных с поддержанием чистоты воздуховодов и исправной работой различных клапанных систем, а также из-за того, что отказ двигателя снижает подъемную силу именно в той ситуации, когда она наиболее необходима. Эта концепция вновь появилась в виде верхнего и нижнего вдува в нескольких транспортных самолетах, как турбовинтовых, так и турбовентиляторных.

Механизм

В обычном механизированном предкрылке небольшое количество сжатого воздуха, производимого реактивным двигателем, "отбирается" на ступени компрессора и подается по каналам, проходящим вдоль задней кромки крыла. Там он нагнетается через щели в закрылках самолета при достижении ими определенных углов. Вдув высокоэнергетического воздуха в пограничный слой увеличивает критический угол атаки и максимальный коэффициент подъема за счет задержки отрыва пограничного слоя от профиля крыла. Управление пограничным слоем путем массового вдува предотвращает отрыв пограничного слоя, снабжая дополнительной энергией частицы жидкости, замедляющиеся в пограничном слое. Таким образом, вдув высокоскоростной воздушной струи в поток, практически касательной к поверхности профиля крыла, компенсирует замедление трения в пограничном слое, задерживая его отрыв. Подъемная сила крыла может быть значительно увеличена за счет управления потоком с помощью вдува. При использовании механических щелей естественный пограничный слой ограничивает давление в системе управления пограничным слоем значением полного давления в набегающем потоке. Вдув небольшой доли воздушного потока двигателя (внутренний вдув в предкрылке) увеличивает подъемную силу. Использование значительно большего количества газа из выхлопных газов двигателя, что увеличивает эффективную хорду предкрылка (реактивный предкрылок), создает сверхциркуляцию, или вынужденную циркуляцию, вплоть до теоретического максимума потенциального потока. В целом, предкрылки с вдувом могут увеличить подъемную силу крыла в два-три раза. В то время как сложная система с тремя щелями на Boeing 747 обеспечивает коэффициент подъема около 2,45, внешний вдув (вдув по верхней поверхности на Boeing YC 14) улучшает этот показатель примерно до 7.

История

Уильямс отмечает, что некоторые испытания с обдувом закрылков были проведены в Королевском авиационном заведении до Второй мировой войны, а во время войны в Германии были проведены обширные испытания, включая летные испытания с самолетами Arado Ar 232, Dornier Do 24 и Messerschmitt Bf 109. Лахманн утверждает, что самолеты Arado и Dornier использовали однопоточный обдув, создаваемый эжектором, который забирал воздух вдоль части задней кромки и направлял его по остальной длине. Эжектор работал на химически генерируемом паре высокого давления. Bf 109 использовал вентиляторы, приводимые в действие двигателем, для обдува закрылков. Ребуфет и Пуассон Квинтон описывают испытания во Франции в О.Н.Э.Р.А. после войны с комбинированным отсосом воздуха на первой секции закрылка и обдувом на второй секции, используя эжектор, питаемый от компрессора реактивного двигателя, для создания как отсоса, так и обдува. Летные испытания проводились на самолете Breguet Vultur. После войны В.Х. Пэйн также проводил испытания в Westland Aircraft, отчеты датированы 1950 и 1951 годами. В период с 1951 по 1955 год Cessna проводила испытания с обдувом закрылков на самолетах Cessna 309 и 319, используя систему Arado. В 1950-х и 60-х годах истребители, как правило, развивались в сторону крыльев меньшей площади, чтобы снизить сопротивление на высоких скоростях. По сравнению с истребителями предыдущего поколения, они имели нагрузку на крыло примерно в четыре раза выше; например, Supermarine Spitfire имел нагрузку на крыло 24 фунта/фут² (117 кг/м²), а Messerschmitt Bf 109 – "очень высокую" нагрузку 30 фунтов/фут² (146 кг/м²), в то время как Lockheed F 104 Starfighter 1950-х годов имел 111 фунтов/фут² (542 кг/м²). Серьезным недостатком этих более высоких нагрузок на крыло является низкая скорость, когда недостаточно площади крыла для создания подъемной силы, необходимой для поддержания самолета в полете. Даже большие закрылки не могли существенно компенсировать это, и в результате многие самолеты приземлялись на довольно высоких скоростях, что приводило к авариям. Основная причина неэффективности закрылков заключалась в том, что воздушный поток над крылом можно было "искривить" лишь до определенного предела, прежде чем он перестанет следовать профилю крыла, состояние, известное как отрыв потока. Существует предел тому, насколько сильно закрылки могут отклонять воздушный поток в целом. Существуют способы улучшить это, например, путем совершенствования конструкции закрылков; современные авиалайнеры используют сложные многосекционные закрылки. Однако большие закрылки, как правило, добавляют значительную сложность и занимают место на внешней стороне крыла, что делает их непригодными для использования на истребителе. Принцип реактивного закрылка, типа закрылка с внутренним обдувом, был предложен и запатентован в 1952 году Британским национальным газотурбинным заведением (NGTE) и впоследствии исследован NGTE и Королевским авиационным заведением. Концепция была впервые протестирована в полномасштабном варианте на экспериментальном Hunting H.126. Она снизила скорость сваливания до значения, которое большинство легких самолетов не могут достичь. Реактивный закрылок использовал большой процент выхлопных газов двигателя, а не воздух от компрессора, для обдува. Одним из первых серийных самолетов с обдувом закрылков был Lockheed F 104 Starfighter, поступивший на вооружение в январе 1958 года. После длительных проблем с разработкой BLCS (система обдува закрылков) оказалась чрезвычайно полезной для компенсации крошечной площади крыла Starfighter. Lockheed T2V SeaStar, с обдувом закрылков, поступил на вооружение в мае 1957 года, но имел постоянные проблемы с обслуживанием BLCS, что привело к его раннему снятию с вооружения. В июне 1958 года на вооружение поступил Supermarine Scimitar с обдувом закрылков. Обдув закрылков использовался на North American Aviation A 5 Vigilante, вариантах Vought F 8 Crusader E(FN) и J, McDonnell Douglas F 4 Phantom II и Blackburn Buccaneer. Микоян-Гуревич МиГ-21 и Микоян-Гуревич МиГ-23 имели закрылки с обдувом. Петров отмечает, что долгосрочная эксплуатация этих самолетов показала высокую надежность систем BLС. TSR 2, который был отменен до ввода в эксплуатацию, имел закрылки с обдувом по всей длине размаха крыла. Начиная с 1970-х годов, уроки воздушных боев над Вьетнамом значительно изменили подход к проектированию. Вместо самолетов, предназначенных для прямой скорости, общая маневренность и грузоподъемность стали более важными в большинстве конструкций. В результате произошла эволюция к более крупным плановым формам для обеспечения большей подъемной силы. Например, General Dynamics F 16 Fighting Falcon имеет нагрузку на крыло 78,5 фунтов/фут² (383 кг/м²) и использует предкрылки для обеспечения значительно большей подъемной силы при больших углах атаки, включая заход на посадку. Некоторые более поздние боевые самолеты достигли необходимых характеристик на низких скоростях, используя крылья изменяемой стреловидности. Внутренний обдув закрылков по-прежнему используется для дополнения внешнего обдува закрылков на Shin Meiwa US 1A. Некоторые самолеты, состоящие на вооружении в настоящее время (2015 год) и требующие характеристик STOL (укороченный взлет и посадка), используют внешний обдув закрылков и, в некоторых случаях, также внутренний обдув закрылков, а также на руле направления для обеспечения адекватного управления и устойчивости на низких скоростях. Концепции внешнего обдува связаны с такими проблемами, как сложность, вес, стоимость, достаточная длина взлетно-посадочной полосы и правила сертификации.

Williams states some flap blowing tests were done at the Royal Aircraft Establishment before the Second World War, and that extensive tests were done during the war in Germany including flight tests with Arado Ar 232, Dornier Do 24 and Messerschmitt Bf 109 aircraft. Lachmann states the Arado and Dornier aircraft used an ejector driven single flow of air which was sucked over part of the trailing edge span and blown over the remainder. The ejector was chemically powered using high pressure vapour. The Bf 109 used engine driven blowers for flap blowing. Rebuffet and Poisson Quinton describe tests in France at O. N. E. R. A. after the war with combined sucking at le of first flap section and blowing at second flap section using a jet engine compressor bleed ejector to give both sucking and blowing. Flight testing was done on a Breguet Vultur aircraft. Tests were also done at Westland Aircraft by W. H. Paine after the war with reports dated 1950 and 1951. Between 1951 and 1955, Cessna did flap blowing tests on Cessna 309 and 319 aircraft using the Arado system. During the 1950s and 60s, fighter aircraft generally evolved towards smaller wings in order to reduce drag at high speeds. Compared to the fighters of a generation earlier, they had wing loadings about four times as high; for instance the Supermarine Spitfire had a wing loading of 24 lb/ft2 (117 kg/m2) and the Messerschmitt Bf 109 had the "very high" loading of 30 lb/ft2 (146 kg/m2), whereas the 1950s era Lockheed F 104 Starfighter had 111 lb/ft2 (542 kg/m2). One serious downside to these higher wing loadings is at low speed, when there is not enough wing left to provide lift to keep the plane flying. Even huge flaps could not offset this to any large degree, and as a result many aircraft landed at fairly high speeds, and were noted for accidents as a result. The major reason flaps were not effective is that the airflow over the wing could only be "bent so much" before it stopped following the wing profile, a condition known as flow separation. There is a limit to how much air the flaps can deflect overall. There are ways to improve this, through better flap design; modern airliners use complex multi part flaps for instance. However, large flaps tend to add considerable complexity, and take up room on the outside of the wing, which makes them unsuitable for use on a fighter. The principle of the jet flap, a type of internally blown flap, was proposed and patented in 1952 by the British National Gas Turbine Establishment (NGTE) and thereafter investigated by the NGTE and the Royal Aircraft Establishment. The concept was first tested at full scale on the experimental Hunting H.126. It reduced the stall speed to only , a number most light aircraft cannot match. The jet flap used a large percentage of the engine exhaust, rather than compressor bleed air, for blowing. One of the first production aircraft with blown flaps was the Lockheed F 104 Starfighter, which entered service in January 1958. After prolonged development problems, the BLCS proved to be enormously useful in compensating for the Starfighter's tiny wing surface. The Lockheed T2V SeaStar, with blown flaps, had entered service in May 1957 but was to have persistent maintenance problems with the BLCS which led to its early retirement. In June 1958, the Supermarine Scimitar with blown flaps entered service. Blown flaps were used on the North American Aviation A 5 Vigilante, the Vought F 8 Crusader variants E(FN) and J, the McDonnell Douglas F 4 Phantom II and the Blackburn Buccaneer. The Mikoyan Gurevich MiG 21 and Mikoyan Gurevich MiG 23 had blown flaps. Petrov states long term operation of these aircraft showed high reliability of the BLC systems. The TSR 2, which was cancelled before it entered service, had full span blown flaps. Starting in the 1970s, the lessons of air combat over Vietnam changed thinking considerably. Instead of aircraft designed for outright speed, general maneuverability and load capacity became more important in most designs. The result is an evolution back to larger planforms to provide more lift. For instance the General Dynamics F 16 Fighting Falcon has a wing loading of 78.5 lb/ft2 (383 kg/m2), and uses leading edge extensions to provide considerably more lift at higher angles of attack, including approach and landing. Some later combat aircraft achieved the required low speed characteristics using swing wings. Internal flap blowing is still used to supplement externally blown flaps on the Shin Meiwa US 1A. Some aircraft currently (2015) in service that require a STOL performance use external flap blowing and, in some cases, also use internal flap blowing on flaps as well as on control surfaces such as the rudder to ensure adequate control and stability at low speeds. External blowing concepts are known as which include complexity, weight, cost, sufficient existing runway lengths and certification rules.