Предкрылки и щелевые механизации крыла самолета.

Введение

Противозастойная поверхность управления на воздушном судне

Щель на передней кромке крыла – это фиксированная аэродинамическая особенность крыла некоторых самолетов, предназначенная для снижения скорости сваливания и улучшения управляемости на малых скоростях. Щель на передней кромке представляет собой продольный зазор в каждом крыле, позволяющий воздушному потоку перетекать с нижней поверхности на верхнюю. Это позволяет самолету лететь под большими углами атаки и, следовательно, снижает скорость сваливания.

Цель и развитие

При угле атаки выше примерно 15° многие профили крыла сваливаются. Модификация такого профиля с помощью фиксированного предкрылкового прорези может увеличить угол сваливания до 22–25°. Прорези впервые были разработаны Хэндли Пейдж в 1919 году, а первым самолетом, оснащенным ими, был экспериментальный H. P.17, модифицированный Airco DH.9A. Изобретение приписывается сэру Фредерику Хэндли Пейджу и Густаву Лахману. Первым самолетом, оснащенным управляемыми прорезями, был Handley Page H. P.20. Лицензирование этой конструкции стало одним из основных источников дохода компании Handley Page в 1920-х годах. Подобные, но убираемые, устройства передней кромки называются предкрылками (сланцами). При открытии предкрылка создается прорезь между предкрылком и остальной частью крыла; при уборке сопротивление уменьшается. Фиксированная прорезь на передней кромке может увеличить максимальный коэффициент подъема профиля крыла на 40%. В сочетании с предкрылком увеличение максимального коэффициента подъема может составлять 50% или даже 60%. В отличие от закрылков задней кромки, прорези передней кромки не увеличивают коэффициент подъема при нулевом угле атаки, поскольку они не изменяют кривизну профиля.

Операция

Защитный щелевой проем – это фиксированный (незакрывающийся) зазор за передней кромкой крыла. Воздух из-под крыла может ускоряться через этот проем в область пониженного давления над крылом и выходить из него, двигаясь параллельно верхней поверхности крыла. Этот высокоскоростной поток затем смешивается с пограничным слоем на верхней поверхности и задерживает его отрыв. Щелевые проемы неизбежно снижают летные характеристики самолета, в котором они установлены, поскольку увеличивают сопротивление по сравнению с крылом без щелей. Дополнительное сопротивление на малых скоростях приемлемо благодаря полезному снижению скорости сваливания и улучшению управляемости, но на более высоких скоростях дополнительное сопротивление, создаваемое щелями, становится существенным недостатком, поскольку уменьшает крейсерскую скорость и увеличивает расход топлива на единицу пройденного расстояния. Один из способов уменьшить крейсерское сопротивление щелей – сделать их закрывающимися. Такая конструкция известна как предкрылки. Аэродинамически предкрылки работают так же, как и фиксированные щелевые проемы, но их можно убирать на высоких скоростях, когда они не нужны. Предкрылки, в свою очередь, тяжелее и сложнее щелевых проемов. В самолетах, не являющихся специализированными STOL-машинами, полноразмахные щелевые проемы имеют серьезные недостатки, поскольку для использования преимущества высокого угла атаки перед сваливанием обычно требуется удлиненная стойка шасси, которая либо создает высокое сопротивление, либо слишком длинная для размещения внутри фюзеляжа. Частичноразмахные щелевые проемы обычно располагаются только на внешней части крыла, где они обеспечивают сохранение обтекания этой части крыла при углах атаки, превышающих углы атаки внутренней части крыла. Это гарантирует, что сваливание начинается с корневой части крыла, способствует более мягкому сваливанию и сохранению управления элеронами на протяжении всего сваливания. Использование щелевых проемов таким образом дает аналогичный эффект, как использование кручения крыла, но другим способом. Примерами самолетов с частичноразмахными фиксированными щелевыми проемами являются Stinson 108, Bristol Beaufort, Lockheed Hudson и Dornier Do 28D 2 Skyservant.

A leading edge slot is a fixed (non closing) gap behind the wing's leading edge. Air from below the wing can accelerate through the slot towards the low pressure region above the wing, and exit from the slot moving parallel to the upper wing surface. This high speed flow then mixes with the boundary layer attached to the upper surface and delays boundary layer separation from the upper surface. Slots naturally exact a penalty on the aircraft in which they are used. This is because they contribute to drag compared to an unslotted wing. The extra drag at low speed is acceptable because of the beneficial reduction in stall speed and improvement in handling characteristics, but at higher speeds the extra drag contributed by slots is a significant disadvantage because it reduces cruising speed and increases fuel consumption per unit distance flown. One way to reduce the cruise drag of slots is to make them able to be closed. This arrangement is known as leading edge slats. Aerodynamically, slats work in the same way as fixed slots but slats can be retracted at higher speeds when they are not needed. Slats, in turn, are heavier and more complex than slots. In aircraft other than specialist STOL aircraft, full span slots have serious drawbacks because, to take advantage of the high angle of attack at the stall, they usually necessitate long undercarriage legs that either cause high drag or are longer than can be accommodated easily inside the airframe. Partial span slots are usually found only on the outboard portion of the wing where they ensure airflow over that portion of the wing will remain unstalled at higher angles of attack than the inboard portions of the wing. This ensures the wing root stalls first and contributes to docile stall behaviour and maintaining aileron control throughout the stall. Using slots in this manner produces a similar result to employing washout on a wing, but through a different means. Examples of aircraft with partial span, fixed slots are the Stinson 108, Bristol Beaufort, Lockheed Hudson, and Dornier Do 28D 2 Skyservant.