Крыло переменной геометрии: обтекаемое крыло и его испытания.

Введение

Экспериментальная конструкция крыла самолета

Наклонное крыло (также называемое крылом с отклонением) — это концепция крыла с изменяемой геометрией. На самолете, оснащенном таким крылом, конструкция позволяет крылу вращаться вокруг центральной оси, так что один законцовка отклоняется вперед, а противоположная — назад. Изменяя угол отклонения таким образом, можно снизить сопротивление на высокой скорости (при отклоненном крыле), не ухудшая характеристики на низкой скорости (при перпендикулярном положении крыла). Это вариант классической конструкции крыла изменяемой стреловидности, предназначенный для упрощения конструкции и сохранения положения центра тяжести при изменении угла отклонения.

История

Самыми старыми примерами этой технологии являются нереализованные немецкие проекты самолетов Blohm & Voss P.202 и Messerschmitt Me P.1009 01 1944 года, основанные на патенте Messerschmitt. После войны конструктор доктор Ричард Вогт был доставлен в США в рамках операции "Карточная скобка". Концепция наклонного крыла была возрождена Робертом Т. Джонсом в 1950-х годах, инженером-аэронавтом в Исследовательском центре NASA Ames в Моффетт-Филд, Калифорния. Аналитические и аэродинамические исследования, начатые Джонсом в Ames, показали, что транспортный самолет с косым крылом, летящий со скоростью до Маха 1,4 (в 1,4 раза превышающей скорость звука), будет обладать значительно лучшими аэродинамическими характеристиками, чем самолеты с более традиционными крыльями. В 1970-х годах на аэродроме Моффетт был построен и испытан беспилотный самолет с винтовым двигателем. Проект, известный как NASA Oblique Wing, выявил нежелательные характеристики аппарата при больших углах стреловидности. На сегодняшний день для изучения этой концепции был построен только один пилотируемый самолет – NASA AD 1. Он совершил серию летных испытаний, начиная с 1979 года. Этот самолет продемонстрировал ряд серьезных режимов связанных кренов, и дальнейшие эксперименты были прекращены.

Теория

Общий подход заключается в разработке самолета, который демонстрирует высокую эффективность по мере увеличения числа Маха от взлета до крейсерских условий (M ~ 0,8 для коммерческого самолета). Поскольку в каждом из этих двух режимов полета доминируют различные типы сопротивления, объединение высокоэффективных конструкций для каждого режима в единый планер является сложной задачей. При низких числах Маха основную проблему представляет индуцированное сопротивление. Самолеты при взлете и планеры наиболее чувствительны к индуцированному сопротивлению. Один из способов снизить индуцированное сопротивление – увеличить эффективный размах крыла несущей поверхности. Именно поэтому планеры имеют такие длинные и узкие крылья. Идеальное крыло имеет бесконечный размах, при этом индуцированное сопротивление сводится к двухмерному свойству. На более низких скоростях, во время взлета и посадки, наклонное крыло будет располагаться перпендикулярно фюзеляжу, как и обычное крыло, для обеспечения максимальной подъемной силы и управляемости. По мере увеличения скорости крыло будет поворачиваться, чтобы увеличить угол наклона, тем самым снижая сопротивление, обусловленное смачиваемой поверхностью, и уменьшая расход топлива. В качестве альтернативы, при числах Маха, приближающихся к скорости звука и превышающих ее, волновое сопротивление становится определяющим фактором при проектировании. Когда самолет вытесняет воздух, генерируется звуковая волна. Разворот крыльев от носа самолета может удерживать их позади звуковой волны, значительно снижая сопротивление. К сожалению, для заданного проекта крыла увеличение стреловидности уменьшает удлинение. На высоких скоростях, как дозвуковых, так и сверхзвуковых, наклонное крыло будет поворачиваться на угол до 60 градусов относительно фюзеляжа самолета для повышения эффективности на высоких скоростях. Исследования показали, что эти углы снижают аэродинамическое сопротивление, позволяя увеличить скорость и дальность полета при тех же затратах топлива. В сущности, ни один проект не может быть полностью оптимизирован для обоих режимов полета. Однако наклонное крыло демонстрирует потенциал для достижения близких к оптимальным характеристик. Активно увеличивая стреловидность по мере увеличения числа Маха, можно добиться высокой эффективности в широком диапазоне скоростей. Роберт Т. Джонс предположил, что наклонное крыло может значительно улучшить коммерческие авиаперевозки, снизив затраты на топливо и уровень шума вблизи аэропортов. В военных целях рассматривается возможность создания истребителя/штурмовика с большой продолжительностью полета.

The general approach is to design an aircraft that performs with high efficiency as the Mach number increases from takeoff to cruise conditions (M ~ 0.8, for a commercial aircraft). Since two different types of drag dominate in each of these two flight regimes, uniting high performance designs for each regime into a single airframe is problematic. At low Mach numbers induced drag dominates drag concerns. Airplanes during takeoff and gliders are most concerned with induced drag. One way to reduce induced drag is to increase the effective wingspan of the lifting surface. This is why gliders have such long, narrow wings. An ideal wing has infinite span and induced drag is reduced to a two–dimensional property. At lower speeds, during takeoffs and landings, an oblique wing would be positioned perpendicular to the fuselage like a conventional wing to provide maximum lift and control qualities. As the aircraft gained speed, the wing would be pivoted to increase the oblique angle, thereby reducing the drag due to wetted area, and decreasing fuel consumption. Alternatively, at Mach numbers increasing towards the speed of sound and beyond, wave drag dominates design concerns. As the aircraft displaces the air, a sonic wave is generated. Sweeping the wings away from the nose of the aircraft can keep the wings aft of the sonic wave, greatly reducing drag. Unfortunately, for a given wing design, increasing sweep decreases the aspect ratio. At high speeds, both subsonic and supersonic, an oblique wing would be pivoted at up to 60 degrees to the aircraft's fuselage for better high speed performance. The studies showed these angles would decrease aerodynamic drag, permitting increased speed and longer range with the same fuel expenditure. Fundamentally, it appears that no design can be completely optimised for both flight regimes. However, the oblique wing shows promise of getting close. By actively increasing sweep as Mach number increases, high efficiency is possible for a wide range of speeds. Robert T. Jones theorised that an oblique flying wing could drastically improve commercial air transportation, reducing fuel costs and noise in the vicinity of airports. Military operations include the possibility of a long–endurance fighter/attack vehicle.

НАСА ОФВ исследования авиалайнеров

Проводились исследования платформы OFW, разрабатываемой в трансконтинентальный авиалайнер. В 1991 году NASA Ames выполнило предварительное конструкторское исследование теоретического сверхзвукового авиалайнера на 500 мест, основанное на этой концепции. После этого исследования NASA построило небольшой дистанционно управляемый демонстрационный самолет с размахом крыльев 20 футов (6,1 м). Он совершил всего один полет, длившийся четыре минуты в мае 1994 года, но продемонстрировал устойчивый полет с изменяемым углом стреловидности крыла от 35 до 50 градусов. Несмотря на этот успех, программа NASA по высокоскоростным исследованиям и дальнейшие исследования крыла с изменяемой стреловидностью были прекращены.

Проект DARPA Oblique Flying-Wing (OFW)

Агентство перспективных исследовательских проектов Министерства обороны США (DARPA) заключило с компанией Northrop Grumman контракт на 10,3 млн долларов США на снижение рисков и предварительное планирование демонстратора X-plane OFW, известного как Switchblade. В конечном итоге программа была отменена из-за сложностей с системами управления. Целью программы было создание технологического демонстратора самолета для изучения различных проблем, связанных с радикальной конструкцией. Предлагаемый самолет представлял собой самолет с чистым крылом (конструкция без других вспомогательных поверхностей, таких как хвостовое оперение, предкрылки или фюзеляж), с крылом, смещенным вперед с одной стороны и назад – с другой, асимметрично. Считалось, что такая конфигурация обеспечит сочетание высокой скорости, большой дальности и продолжительности полета. Программа состояла из двух фаз. Первая фаза была посвящена теоретическим исследованиям и разработке концептуального проекта, а вторая – проектированию, изготовлению и летным испытаниям самолета. Предполагалось, что программа позволит получить набор данных для использования при разработке будущих военных самолетов. Испытания конструкции самолета в аэродинамической трубе были завершены. Отмечалось, что конструкция "работоспособна и надежна". Программа была завершена до постройки летного демонстратора.