www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
С-9о6
Л. И. СУТУГИН
МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ
Цена 12 руб.
НКАП СССР
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
МОСКВА 1940
А-вгь5_
"а- э 04~
В книге изложен опыт работы над механизированными крыльями как в Советском Союзе, так и за границей: приведены характеристики различных типов механизации (предкрылки, закрылки, щитки, ’ подкрылки и т. д.) и указаны особенности, преимущества и недостатки каждого типа. Кроме того, в книге достаточно полно представлены различные конструкции механизированных крыльев и органов управления ими. Имеются указания по проектированию различных типов механизации.
Книга полезна для конструкторов авиапромышленности, а также может быть использована при обучении студентов авиационных втузов.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт с1$Ьими руками?!
ПРЕДИСЛОВИЕ
Книга представляет попытку систематизации обширного разрозненного материала по механизированным крыльям.
Результаты исследований и схемы конструкций подобраны таким образом, чтобы облегчить предварительное проектирование.
Обработке подвергались результаты исследований крыльев, опробованных в полете и имеющих ряд конструктивных решений. Крылья с отсосом и сдуванием пограничного слоя, находящиеся в периоде исследований, в работу не вошли вследствие того, что об их проектировании говорить пока еще нельзя.
Несмотря на огромную исследовательскую работу, проведенную в СССР и за границей, многие вопросы проектирования механизированных крыльев остаются или невыясненными или же недостаточно проверенными. Нет, например, вполне определенного ответа на вопрос о влиянии относительной толщины и вогнутости на Сутах исходного профиля в условиях посадки. Сравнение различных типов механизации в соответствии с предъявляемыми к ним требованиями не может быть сделано даще для одного и того же профиля при одинаковых Re. вследствие отсутствия основных данных и значительных расхождений результатов исследований, проведенных в разное время.
За последние 3—4 года не было предложено новых типов механизированных крыльев. Проведены лишь исследования по комбинациям уже существующих типов: щитков со щелевыми закрылками Хендли Пейдж и подкрылками Фаулера, а также улучшены щелевые закрылки в отношении Сх min в нормальном полете.
Материалов по конструкции механизированных крыльев значительно меньше, чем по их исследованию. Однако вопрос о выборе наиболее рациональной конструкции как механизированного крыла, так и управления можно считать решенным в объеме, необходимом для предварительного проектирования.
Исследования поперечного управления самолета с механизированными крыльями и вопросы его конструкции выделены в отдельную 3
главу. Эти материалы имели весьма существенное значение в период, когда механизированные крылья предназначались для уменьшения посадочной скорости. В настоящее время применяют механизированные крылья для повышения максимальной скорости, а также для увеличения угла планирования и уменьшения взлета. Сейчас вопрос поперечного управления интересен в отношении определения допустимого уменьшения размаха элеронов и возможности применения механизации крыла на большей части его размаха.
Прп написании книги использованы исследования, проведенные в NACA, АВСпЦАГИ. Большое количество поверочных и оригинальных исследований проведеноу нас П. П. Красильщиковым, А. К. Мартыновым, -Ф. Г. Гласс, В. П. Горским и Б. А. Ушаковым. Иллюстрации заимствованы большей частью из журналов Flight, L’Aeronautique, Aircraft. Engineering, Aviation, The Aeroplane, ТВФ и каталогов фирм.
Для более подробного изучения отдельных вопросов отсылаем читателя к рекомендуемому списку литературы, помещенному в конце книги.
,1. Сутугин
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА I
ОСОБЕННОСТИ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
НАЗНАЧЕНИЕ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Величина несущей поверхности крыльев выбирается на основании посадочной скорости, указанной в технических требованиях. Из формулы, связывающей посадочную скорость и площадь крыла,
у г^щпах ° J/ С^/тах
G
(где р = -g--нагрузка па 1 лг), видно, что при данном весе можно
достигнуть требуемой посадочной скорости подбором площади крыла или же коэфициента подъемной силы.Чем меньше площадь крыла, тем компактнее может быть самолет (так как площадь хвостового оперения и длина фюзеляжа могут быть уменьшены в соответствии с размерами крыла), тем меньше может быть его сопротивление и больше горизонтальная скорость.
В процессе развития самолетостроения параллельно с повышением максимальной скорости самолета при обычной конструкции крыла шло ухудшение посадочных данных (7Пос> угла планирования при подходе на посадку и пробега). Посадочная скорость достигла 100— 110 км/час. Вследствие уменьшения лобового сопротивления повысилось качество всего самолета. Летчик получил возможность планировать с данной высоты более продолжительное время и при остановке мотора выбрать наиболее подходящую посадочную площадку.
С другой стороны, уменьшение угла планирования при подходе на посадку затрудняет приземление па небольших плошадках, ограниченных высокими строениями или деревьями. Конечно, в этом случае и на самолете, имеющем хорошее качество, можно произвольно увеличить крутизну планирования и коснуться посадочной площадки в ее начале. Однако ввиду того что скорость будет значительно выше посадочной, выполнение подобного рода посадки не безопасно вследствие чрезмерной длины пробега. Для увеличения безопасности посадки необходимо иметь средства, допускающие произвольное увеличение подъемной силы и лобового сопротивления. Очевидно, что эти средства пе должны увеличивать сопротивление в нормальном полете п должны девствовать безотказно.
5

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Первые конструкции механизированных крыльев не отличались по.площади от обычных крыльев. В результате диапазон скоростей увеличивался вследствие значительного понижения посадочной скорости при небольшом уменьшении максимальной скорости, вызванном увеличением лобового сопротивления.
В настоящее время механизированные крылья применяют для увеличения Вшах и угла планирования при подходе на посадку при максимальной допустимой посадочной скорости. Таким образом современные механизированные крылья служат для расширения диапазона скоростей при повышении Fmax.
Механизированные крылья работают в основном при планировании на посадку, посадке, пробеге и при взлете. В полете крыло может быть использовано для понижения минимальной горизонтальной скорости, а также скорости пикирования (крутого планирования)-Однако при уменьшении минимальной горизонтальной скорости полета необходимы меры по повышению поперечной устойчивости и управляемости. Для понижения скорости пикирования требуется значительное увеличение прочности механизированного крыла по сравнению со случаем использования его лишь при посадке и взлете.
ПРИНЦИПЫ И ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Появление первых типов механизированных или, точнее, раздвижных крыльев относится ко времени, когда аэродинамика находилась еще в зачаточном состоянии и физическая картина работы крыла была недостаточно ясна. Работа раздвижных крыльев основывалась на увеличении несущей поверхности.
Исследования механизированного крыла, проведенные в 1913— 1929 гг., базировались уже на экспериментах в аэродинамических трубах. В этот период появились разрезные крылья, имеющие предкрылки и закрылки. Разрезные крылья увеличивают Cgmaa исходного профиля путем увеличения его вогнутости и использования эффекта щелей для повышения скорости пограничного слоя над верхней поверхностью. Вследствие более совершенной конструкции разрезные крылья были уже использованы на целом ряде экспериментальных самолетов. Концевые автоматические предкрылки, простые и щелевые закрылки были установлены на некоторых серийных самолетах. Характерная особенность этих самолетов заключалась в некотором понижении максимальной скорости, так как основные размеры механизированных крыльев обычно подбирались без учета увеличения Сушах-
Понижение посадочной скорости и скорости планирования на посадку вызвало затруднения в поперечной управляемости самолета. Для улучшения поперечной управляемости был исследован целый ряд новых приспособлений, из которых лишь незначительная часть оказалась удовлетворительной и была опробована в полете.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В самолетостроении разрезные крылья широкого применения не получили. Первые типы щелевых закрылков и предкрылки увеличивали Сх min и не давали значительного увеличения Fmax даже в случае уменьшения площади крыла до размеров, гарантирующих общепринятые величины посадочных скоростей с использованием эффективности разрезного крыла. Главная же причина, пожалуй, заключалась в том, что значительно большее повышение максимальной скорости можно было получить путем усовершенствования винтомоторной группы, уменьшения вредного сопротивления при переходе от полуторапланов и подкосных монопланов к свободнонесущим крыльям и, наконец, путем применения убирающихся шасси. '
Современный период развития собственно механизированного крыла совпадает с применением двояковыпуклых тонких профилей, -с переходом на свободноиесущие монопланы и освоением убирающегося шасси. Этот период характеризуется также улучшением формы и поверхности крыла, фюзеляжа и оперения. Повышение максимальной скорости в этих условиях сопровождалось увеличением нагрузки на 1 м2 несущей поверхности и привело к усложнению подхода на посадку и самой посадки вследствие повышения качества самолета. Для улучшения посадочных данных и обеспечения безопасности посадки конструкторы были вынуждены обратиться к механизированным крыльям.
Наиболее простыми в конструктивном отношении и в то же время s достаточно эффективными с точки зрения аэродинамики оказались простые щитки, или щитки Шренка. Они дают достаточное приращение Су шах и Сх соответствующего Сутах* а также не увеличивают Or шщ в полете. Если 8—10 лет назад самолет с механизированным крылом являлся редкостью, то в настоящее время почти такую же редкость представляет самолет без щитков.
В результате экспериментальной работы последних лет появились новые посадочные приспособления эффективнее щитков, и кроме того, более выгодные в отношении взлета. В этот же период усовершенствовались уже известные типы механизированных крыльев в отношении уменьшения CTmin. В новых механизированных крыльях {щитки Цап, закрылки Гоудж, подкрылки Фаулера и ЦАГИ), помимо увеличения вогнутости и использования эффекта отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла, эффективность повышается путем увеличения площади. Исследованы также сложные механизированные крылья, представляющие комбинацию основных типов механизации крыла: предкрылков с закрылками, щитками и подкрылками, щелевых закрылков и подкрылков с простыми щитками и т. д. При этом необходимо отметить, что до последнего времени простые щитки успешно конкурируют с указанными типами механизации, более сложными в конструктивном отношении-Даже наиболее простые из последних типов, как щитки Цап ипо;> крылки Фаулера, у которых приращение Су max больше на 30—50%, чем у простых щитков, не пользуются в настоящее время особой популярностью среди конструкторов.
7
. .4а,.	V^WW\'d^-la.spb.1^^^,T^’K??kri?T своими руками
РАЗВИТИЕ КОНСТРУКЦИИ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
По конструкции механизированных крыльев также проделана огромная работа. Многие из исследованных крыльев опробованы в полете. Наиболее эффективные из них в настоящее время имеют несколько вариантов конструктивного оформления.
Наибольшее количество вариантов конструкции относится к управлению механизированным крылом. До появления убирающихся в полете шасси управление механизированным крылом в большинстве случаев осуществлялось механической передачей. В настоящее время наибольшее распространение получили гидравлическая и гидропневматические передачи. Вследствие соединения управлений шасси ^механизированным крылом удалось уменьшить вес управления.
Следует отметить, что площадь современных механизированных крыльев определяется из условия обязательной работы их при посадке. Отказ в работе управления механизированным крылом при посадке может кончиться благополучно лишь на хорошо оборудованных аэродромах. Отсюда понятны и те высокие требования, которые должны быть предъявлены к конструкции управления механизированным крылом.
Большое количество конструктивных схем разработано также для поперечного управления при механизированных крыльях.
ТРЕБОВАНИЯ К МЕХАНИЗИРОВАННЫМ КРЫЛЬЯМ
По степени важности требования к механизированным крыльям можно подразделить на две группы и расположить в следующем порядке.
Первая группа требований:
1.	Максимальное приращение Сутах. Чем больше АС7тах> тем, при заданной величине посадочной скорости, меньше площадь крыла и все зависящие от нее размеры остальных частей самолета, а следовательно, их вес и лобовое сопротивление.
2.	Минимальная величина &СХ при закрытом механизированном крыле на всех летных режимах. Щели, имеющиеся у некоторых типов механизированных крыльев, увеличивают Сх независимо от конструкции. Крылья, не имеющие щелей и теоретически не увеличивающие сопротивления, при конструктивном осуществлении связаны с механизмами, у которых часть деталей выступает из профиля крыла.
3.	Диапазон скоростей. Для оценки механизированных крыльев, (j
кроме -iCymax и ДСЖ, применяется коэфициент К, =	, где
Сушах соответствует ПОЛНОСТЬЮ открытому, aCxmin полностью закрытому положению. Этот коэфициент позволяет сравнивать диапазон скоростей, т. е. отношение Fmax к УПос.
* 4. Критический угол атаки при Су тях. Увеличение Сушах не должно быть связано с увеличением акр. Большие углы атаки (а > 15—17°) неудобны для посадки и связаны с увеличением высоты, веса и лобового сопротивления шасси.
8
ж
^тсТ^К^рГлч^^^амолй^воимн руками?!
5.	Надежность работы механизмов, их простота и отсутствие выступающих из профиля крыла деталей. Механизмы должны безотказно работать при деформациях крыла. Применение направляющих нежелательно, так как они могут заедать.
6.	Жесткость элементов механизированного крыла должна быть такова, чтобы получились минимальные прогибы. Наивыгоднейшие положения не должны изменяться при нагрузке.
7.	Минимальное количество отдельных элементов механизированного крыла. Увеличение числа элементов усложняет управление и понижает надежность работы.
Перечисленные требования играют главную роль при выборе типа механизированного крыла.
Вторая группа требований:
К этой группе относятся требования, которые в отдельности не имеют решающего значения, но, взятые вместе, могут заставить конструктора отказаться от крыла, более эффективного в отношении Су щах •
8.	twin Су/Сх открытого механизированного крыла при Сушах или 0,7 Сушах* Это требование связано с улучшением условий подхода на нормальную и в особенности на вынужденную посадку через барьер. Увеличивать угол планирования без увеличения скорости или же планировать под тем же углом, как при нормальном крыле, но с меньшей скоростью можно лишь в том случае, если Сх увеличивается в большей степени,чем Су. Увеличение Сх выгодной для сокращения длины пробега.
9.	min CJCy2 или max Cy*jCx при малых углах отклонения механизированного крыла. При пользовании механизированным крылом во время взлета должно уменьшаться время разбега и расстояние, необходимое для взятия барьера.
10.	min Сш или минимальное усилие, необходимое для открытия механизированного крыла. При выполнении этого требования можно лучше использовать механизированное крыло в случае ручного управления, а также уменьшить мощность сервомоторов и вес различных передач.
И. Минимальное перемещение центра давления при открытом механизированном крыле по сравнению с закрытым.
При дальнейшем описании (главы II, III, IV, V, VI и VII) рассматриваются особенности различных типов механизации, главным образом в соответствии с первой группой требований, как решающих в отношении выбора механизированного крыла. Сравнительная оценка крыльев в отношении всего объема предъявляемых к ним требований в пределах возможности сделана в главе VIII.
Вопросы поперечного управления, относящиеся ко всем типам механизации, так же как и управление механизированными крыльями» выделены в отдельные главы IX и X.
В главе XI рассмотрен ряд общих вопросов проектирования.

№
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА II *
МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ С УВЕЛИЧИВАЮЩЕЙСЯ ' ПЛОЩАДЬЮ
СПОСОБЫ»УВЕЛИЧЕНИЯ ПЛОЩАДИ КРЫЛЬЕВ ПРИ ПОСАДКЕ
Увеличение площади крыльев возможно в четырех вариантах: а) увеличение размаха; б) увеличение хорды; в) увеличение размаха и хорды; г) превращение моноплана в биплан или полиплаи.
Увеличение площади крыла может быть осуществлено при увеличении размаха, а также размаха и хорды одновременно. При увеличении одной хорды неизбежно изменение формы профиля крыла nJ его основных параметров: вогнутости и относительной толщины. Эти параметры оказывают существенное влияние на аэродинамические данные профиля, и, следовательно, влияние увеличения площади крыла может быть усилено или же уменьшено.
В современных самолетах с раздвижными крыльями, помимо увеличения площади, почти всегда применяется увеличение вогнутости исходного профиля с целью повышения его Сушах-
УВЕЛИЧЕНИЕ ПЛОЩАДИ КРЫЛА В НАПРАВЛЕНИИ
РАЗМАХА
Увеличение площади крыла в направлении размаха возможно как в монопланной, так и в бипланной схемах (фиг. 1, 2). Увеличение раз-весовом и конструктивном от
ношениях, чем у свободнонесущего моноплана, вследствие большей строительной высоты.
При максимальной скорости, т. е. при сложенном крыле, в обоих случаях сопротивление крыла понижается вследствие уменьшения
Фиг 1. Телескопическое крыло, маха при бипланной схеме легче в
ю
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 2. Крылья с изменяющейся площадью системы «Caroli п».
1 неподвижное крыло; 2 —- подвижное крыло; 3—элерон
площади. У биплана, кроме того, уменьшается и вредное сопротивление, ести ленты и стопки подвижной части расположить при сложенной коробке за лентами и стойками неподвижной части. Уменьшение удлинения в обоих случаях не может оказать существенного ВЛИЯНИЯ на Етах-
При подходе на иосадку, т. е. при раздвинутом крыле, увеличение удлинения оказывает уже неблагоприятное влияние на посадочные данные самолета. Качество самолета повышается, и, следовательно, траектория планирования при данном Су становится положе. Випланная схема в этом отношении несколько лучше, так как одновременно с уменьшением
индуктивного сопротивления вследствие увеличения к увеличивается вредное сопротивление от лент и стоек подвижной части.
Размещение элеронов и конструкция управления в случае увеличения площади крыла в направлении размаха весьма затруднп-
Фиг 3 Самолет Махонина с раздвинутым и сложенным крылом Полетный вес 5000 кг. Площадь крыла в раздвинутом состоянии Si =33 ле2 (Д£=74%) при размахе 1г = 21 л<, площадь сложенного крыла $2 = 19 м2 и ?2 == 13 м'
тельны. Если элероны разместить на неподвижных частях, то их эффективность будет недостаточной при раздвинутом крыле.
В случае установки элеронов на подвижных частях, усложняется конструкция управления, но вместе с тем вопрос поперечной управ
11
7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ляемости разрешается лучше, так как при уменьшении поступательной скорости эффективность элеронов повышается вследствие увеличения их плеча.
Основной недостаток увеличения площади крыла в направлении размаха заключается в значительном увеличении изгибающих моментов в лонжеронах. Последнее обстоятельство, повидимому, служит причиной, почему до самого последнего времени этот тип механизированного крыла не получил распространения.
Примером наиболее удачной конструкции является самолет Махонина с мотором Лоррен 480 л. с. (фиг. 3). Посадочная скорость этого самолета при раздвинутом крыле уменьшается по сравнению с Иное при сложенном крыле на 24%. По расчету Fmax = 250 км/час при раздвинутом и 300 км/час при сложенном крыле.
Фпг. 4. Схема механизма крыла Махонина.
1 — центроплан; 2 — выдвижные консоли; 3 — направляющая.
Значительно лучшие результаты в отношении увеличения подъемной силы при мепее сложной и более легкой по весу конструкции можно получить, применяя современные механизированные крылья, которые позволяют увеличить Су1Пах на 100—150%.
Крыло самолета Махонина состоит из трех частей (фиг. 4). Центральная, полая часть составляет одно целое с фюзеляжем и имеет два лонжерона. К заднему лонжерону крепятся элероны. Внутри кессона', образованного лонжеронами, жесткой верхней и нижней обшивками, помещается металлическая направляющая коробчатого сечения. Консольные части крыльев выполнены из дерева и при уборке входят внутрь кессона средней части. В корне консолей имеются ролики, передающие нагрузку па металлическую направляющую центральной части. Йа концах центроплана также имеются направляющие ролики. Для повышения эффективности элеронов, размещенных на центроплане, консольные части можно выдвигать не только па одинаковые, но и на разные величины.
УВЕЛИЧЕНИЕ ПЛОЩАДИ КРЫЛЬЕВ В НАПРАВЛЕНИИ’ХОРДЫ
Этот тип крыла наиболее рационален из всех возможных вариантов увеличения площади. Увеличение площади крыла в направлении хорды значительно выгоднее как в отношении повышения Утах, так и улучшения посадочных данных самолета. При сложенном крыле его сопротивление уменьшается вследствие увеличения у дли-
12
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нения, а также уменьшения профильного сопротивления. При подходе на посадку удлинение крыла уменьшается, и, следовательно, одновременно с увеличением подъемной силы возрастает индуктивное сопротивление. Профильное сопротивление также увеличивается вследствие образования щелей и увеличения вогнутости.
При больших увеличениях площади в направлении хорды центровка самолета при сложенном и раздвинутом крыльях может существенно изменяться. Для устранения дополнительных продольных моментов хорду крыла обычно увеличивают в двух направлениях: со стороны передней и задней кромок.
Фиг- 5. Раздвижное крыло Шмейдлера (1-й вариант)-
В отношении удобства размещения элеронов и эффективности поперечного управления на малых скоростях этот тип крыла несколько лучше, чем предыдущий. При бипланных схемах размещение обычных элеронов возможно на верхнем или нижнем нормальном крыле. В этом случае,^гак же как в мононланной схеме, приходится итти на некоторое понижение подъемной силы (при обычных элеронах) или же применять элероны особых типов. Меньшие моменты и усилия, возникающие в элементах крыла с увеличивающейся хордой, позволяют сделать конструкцию легче, чем в случае увеличения размаха.
Крылья с увеличивающейся хордой в отношении возрастания подъемной силы эффективнее крыльев с увеличивающимся размахом, так как дают, кроме того, еще приращение С^щах вследствие увеличения вогнутости профиля.

.уокККйрКп^^Тамоле^воими руками?!
Ввиду сравнительной простоты конструкции, меньшего веса и большей эффективности количество довольно удачных опытных самолетов с крылом этого типа значительно больше, чем с крылом, увеличивающимся по размаху.
Крылья Шмейдлера. В первом варианте, имевшем полуторапланную схему» площадь верхнего крыла увеличивалась на 44%, а общая несущая площадь па 32% (фиг. 5 и 6). У второго варианта
Фиг 6 Механизм крыла Шмейдлера (1-й вариант).
увеличение несущей поверхности достигало всего лишь 20% (фиг. 7). Приращение Су1пах для второго варианта равно 13%. При испытании была достигнута скорость Fmax = 140 км/«шЛпри сложенном крыле) и посадочная скорость (при раздвинутом крыле) 60 км/час. Уменьшение разбега и пробега при раздвинутом крыле равнялось 40%. На самолете был установлен мотор BMW-Х мощностью 45—50 л. с. Вес в полете (с одним человеком) составлял 470 кг.
Крыло Бурнелли. Средняя часть крыла . экспериментального 2-моторного самолета Бурнелли между лонжеронами жесткая. Передняя и хвостовая части могут выдвигаться по дуге круга соответственно вперед и назад, увеличивая таким образом как площадь» так и вогнутость крыла (фиг. 8)
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Выдвигающиеся части крепятся к балкам 1, изогнутым по дуге круга. Каждая из балок имеет направляющие ролики 2, укрепленные на лонжеронах й' нервюрах. .Верхние полки балок
Фиг. Л Раздвижное крыло Шмейдлера (2-й вариант).
имеют зубчатые рейки 3, в которые входят шестеренки 4, сообщающие движение хвостовой и носовой частям крыла. Шестеренки соединены цепью и вращаются одновременно от одного вала 5,
Фиг 8. Механизм крыла Бурнелли.
расположенного вдоль по крылу. По размаху крыла было установлено 8 пар балок и направляющих, указанных на фиг. 8. Дуралюмино-вая обшивка носовой части прилегает и скользит снаружи, а хвостовая обшивка заходит под обшивку средней части крыла
Одновременное перемещение носовой и хвостовой частей крыла делалось для достижения минимального перемещения центра
15
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 9. Самолет Жерэн «Вариволь»
Фиг 10 Нервюры крыла самолета «Вариволь»
16
www.vokb-la.spBi ru - Самолёт своими руками?! .
давления при раздвигании крыла, с этой же целью носовая часть выдвигалась больше, чем хвостовая.
В самолете Жерэн «Вариволь» площадь крыльев увеличивается на 180%- Неподвижные части крыльев (фиг. 9) имеют большое удлинение (к =20 и 33) и площадь, равную всего лишь 7 м2, К цепи гправления крылом через равные промежутки прикреплены тонкие шарнирные нервюры (фиг. 10), не имеющие между собой жестких связей. Цепь, нервюры и полотняная обшивка навертываются на барабаны, размещенные внутри фюзеляжа. При развертывании их между основным крылом и подвижными частями образуются щели. Свертывание верхнего крыла занимает 43 сек., нижнего — 1 мин. 29 сек Развертывание производится соответственно в 31 и 50 сек.
Поперечное управление осуществляется элеронами, расположенными на концах верхнего крыла.
Вес самолета в полете G = 950 кг\ Ртах =200 км/час, Гцос — — 50 км/час.
ПРЕВРАЩЕНИЕ МОНОПЛАНА В БИПЛАН ИЛИ ПОЛИПЛАН
В сложенном виде самолет подобной конструкции представляете51 в виде моноплана с крылом, состоящим из нескольких профилей*
частично перекрывающих друг дргга (фиг. 11, 12) В качестве второго варианта можно привести проект самолета Медведева, в котором нижнее крыло биплана предполагалось складывать вдоль фюзеляжа (фиг. 13). Верхнее крыло неподвижно и снабжено концевыми свободными элеронами. Нижнее крыло прикреплено к верхнему (фиг. 14) посредством стойки имеющей на концах шар-
Фиг. 11. Схема превращения монопланных крыльев в триплан с положительным I и отрицательным II выносом.
ниры. Корневая часть нижнего крыла крепится к фюзеляжу двумя шарнирами 2 и 3, причем шарнир 2 может перемещаться по направляющей 4, укрепленной на фюзеляже. Поворот крыльев осуществляется валом с зубчатками 5, укрепленными на его концах, и зубчатыми секторами 6, скрепленными с крылом.
На испытаниях модель оказалась устойчивой при всех положениях нижнего крыла. По подсчетам Медведева при моторе Райт «Циклон» и полетном весе 3850 кг самолет должен дать:
У земли для биплана 211 км/час и для моноплана 274 км/час, У земли для биплана 99 км/час и для моноплана 139 км/час.
Следует огметить, что и эти скромные цифры получены в предположении весовой отдачи, равней 51%, что мало вероятно для подобной конструкции.
'Л. И. Сутугиг—114
17
I
Фиг. 12. Схема самолета, у которого монопланное крыло превращается в триплан.
I Фиг 13 Последовательное превращение пол^тораплана Медвщ^ва в моноплан I—IV и вид модели сверху V
Площадь верхнего крыла =22,3 мI 2, нижнего S2 =47,3 м2, лвели-чение несущей поверхности AS = 77,5%.
18
[И руками;;
Фиг. 15. Модель самолета инж Струп в положении, соответствующем полету II и посадке I
19
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолетсвоими руками?!
В схеме самолета, предложенной инж. Струп (фиг. 15), крыло состоит из двух тонких профилей с большой вогнутостью, наложенных один на другой. В сложенном виде крыло имеет двояковыпуклый профиль. Крыло открывается, как ножницы, путем поворота относительно шарнира, находящегося на фюзеляже. Несущая поверхность при посадке увеличивается вдвое.
Очевидным преимуществом подобного рода крыльев является возможность значительного увеличения площади, а также и сопротивления в раздвинутом состоянии. Не менее очевидны увеличение веса и сложность конструкции, исключающие возможность осуществления этих схем. По тем же соображениям не осуществлены схемы крыльев с одновременно увеличивающейся хордой и размахом.

^ам8Я!^воим!^р^сами?Т
ГЛАВА III
ПРЕДКРЫЛКИ
ОСОБЕННОСТИ ПРЕДКРЫЛКОВ
Фиг. 16. Типы предкрылков.
А — основной профиль; Б — исходный профиль.
Предкрылием называется несущая поверхность, находящаяся перед основным профилем крыла (фиг. 16). В нормальном полете предкрыл ок при л era ет к основному' профилю крыла, образуя исходный профиль. При полете на больших углах атаки на предкрылок действуют аэродинамические силы, стремящиеся его открыть, т. е. выдвинуть вперед I—II или повернуть относительно оси, направленной по размаху III. Предкрылки можно отрегулировать таким образом, что они будут открываться при определенном угле атаки.
При малых углах атаки на предкрылок действуют аэродинами
ческие силы, стремящиеся его закрыть — прижать к основному профилю (фиг. 17). Таким образом предкрылки могут быть автоматическими, что является особенностью и достоинством этого типа механизированного крыла.
Работа предкрылков заключается в следующем. При открытом предкрылке на больших углах атаки скорость пограничного слоя над крылом увеличивается струей воздуха, протекающего через сужающуюся щель. Это обстоятельство препятствует возникновению завихрений на углах атаки, при которых у исходного профиля они уже образуются. Скос потока за предкрылком также препятствует отрыву пограничного слоя от верхней поверхности основного профиля (фиг. 18).
21
WW.Vokb-la.spb.ru -
Фиг. 17. Аэродинамические силы, действующие на предкрылок при а — 5,33%, Ь — 0% и с =2,22%	. Сила, действующая на
предкрылок ।
Фиг- 18. Спектры обтекания основной части профиля RAF-31 I и того же профиля с предкрылком II.
Г2
F = Р 2" Ьп гп к кг<
Ъп — хорда предкрылка в м, 1п — длина предкрылка, к — коэфициент.
Затягивание срыва потока у крыла сопровождается увеличением его подъемной силы до тех пор, пока предкрылок не достигнет своего критического угла. Подъемная сила предкрылка составляет 15—20% подъемной сады всего крыла (фиг. 19).
Перемещение предкрылков при открытии может быть двоякого рода:
а)	перемещение относительно основного профиля вперед и вниз (фиг. 16, /, 11)\
б)	поворот относительно неподвижной оси, укрепленной на основном профиле (фиг. 16,111).
По форме предкрылки бывают профилированные (фиг. 16,1,111) п пластинчатые (фиг. 16, II). Профилированные предкрылки имеют форму дужки крыла и замкнутый контур, выделенный
Фиг. 19 Распределение подъемной силы .из НОСОВОЙ части исходного по сечению крыла с предкрылком и профиля. Пластинчаты^ пред-элероном при а = 15°, а = 5,33%, Ь=0% СТЯВЛЯЮТ ЛИСТ, ИЗОГНУТЫЙ ПО и с-=1,67%ьк	форме передней кромки исход-
ного профиля.
Наибольшее практическое применение получили концевые автоматические предкрылки. Они разлтещаются на концах крыла против элеронов и занимают примерно по 40—50% полуразмаха крыла.
22
(Ill [> IИ
Увеличения подъемной силы, а следовательно, и понижения подсадочной скорости концевые предкрылки не дают (фиг. 20), а лишь затягивают срыв потока на большие углы атаки. Объясняется это тем, что потеря подъемной силы среднего участка крыла без предкрылков на некотором^диапазопе углов атаки компенсируется ее приращением на концах крыла с открытыми предкрылками. В результате кривая Су - f(a) идет почти горизонтально до углов атаки, значительно больших, чем акр исходного профиля.
Эта особенность концевых предкрылков используется для повышения поперечной устойчивости на углах атаки, больших аьр исходного профиля. Если самолет без концевых предкрылков при полете на «кр получит крен, то у опускающегося крыла действительный угол атаки ад > «кр> а у поднимающегося крыла ад < акр и, следовательно, Су концов крыльев уменьшится по сравнению с Су max- Обычно ВВИДУ того что кривая Су = Г(а) у за акр падает круче, чем тв сторону меньших углов атаки, у опускающегося крыла Су меньше, чем у у поднимающегося, т. е. самолет теряет поперечную устойчивость. При постановке концевых предкрылков в подобном же случае Си у опускающегося крыла остается поч-
тп постоянным и равным Су тдху несмотря на увеличение угла атакп, а^У подпимающегося’^ултепьшается по сравнению с Суп.ах. Таким образом, в этом случае поперечная устойчивость сохраняется на некотором диапазоне углов атаки, больших акр, хотя и в меньшей степени, чем'на прямолинейном участке кривой Су = f(a) до <хьр.
23
Mfvw.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими"^уками?Т
Для понижения посадочной скорости предкрылки должны быть расположены по всему размаху крыла (фиг. 21).
Особенности механизированного крыла с предкрылками различных типов в основном сводятся к следующему. При малых углах атаки открытые предкрылки увеличивают сопротивление крыла по сравнению с исходным профилем в 2—3 раза и, следовательно, должны сильно понижать максимальную скорость. В действительности, как показывают испытания в натуру, Fmax с открытыми предкрылками уменьшается не так катастрофически, как этого можно
Фиг. 21. Влияние предкрылка, расположенного по всему размаху прямоугольного крыла, на Су, Сх, Ст, Су/Сх, а и перемещение ц. д. (I в % Ьк) было бы ожидать на основании испытания моделей. Разница в Сх летных испытаний и испытаний моделей объясняется малыми размерами хорды предкрылка на моделях. При испытании одного из самолетов ЦАРИ с открытыми концевыми предкрылками, составляющими в сумме 60% размаха крыла, потеря максимальной скорости д остигла 4t км/час.
Максимальное качество модели с открытым предкрылком, размещенным по всему размаху, равно 10,5, а при /п=50%/к щах 0^-= 11 >0, в то время как у исходного профиля оно равно 20,0 (фпг. 20—21). Вследствие увеличения Сх и Cs при установке предкрылков можно планировать на посадку с тем же углом 6°, как при обычном крыле, но с меньшей скоростью (фиг. 22). При йланировании
с одинаковыми Су у самолета с предкрылками угол будет круче Ь > % что весьма важно при посадке на малые площадкиТ
Коэфициент Ст0 у крыльев с предкрылками уменьшается по срав-
нению с исходным профилем на всех летных углах атаки, а центр давления передвигается к передней кромке на 1,5—2% Ък.
ПАРАМЕТРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРЕДКРЫЛКА, расположенного по всему размаху прямоугольного крыла
Хорда предкрылка. При увеличении хорды предкрылка его эффективность увеличивается. Практически величина хорды предкрылка ограничивается расстоянием переднего лонжерона от передней кромки крыла, а также требованиями жесткости самого предкрылка. Обычно хорда предкрылка не превосходит 12—15% % .
Форма исходного профиля крыла. Чем больше Сутах исходного профиля, тем больше Сушах разрезного крыла. В то же время абсолютное и относительное приращения больше у профилей с меньшим Су max- Форма самого предкрылка не имеет существенного значения.
Положение предкрылка в открытом состоянии при данной форме профиля и величине хорды имеет наиболее важное значение для его эффективности. Установка предкрылка (фиг. 16) определяется
Фиг. 22. Сравнительная диаграмма углов планирования С обычным крылом и крылом с предкрылком по f всему размаху.
1 — крыло с предкрылком по всему размаху; 2— исходный профиль Р-П-
координатами
(2, J, С или
ср.
Для данных величин координат а и Ъ решающее значение при выборе напвыгоднеишего положения предкрылка имеют координаты с или Наиболее сложен выбор наивыгоднейшего положения предкрылков при поступательном перемещении их относительно основного профиля.
Предварительное определение наивыгоднейшего положения предкрылка может быть сделано на основании обработки статистических данных по материалам продувок (табл. I).
www^wHHa^spET^^^raMOJie^Boimii руками
		 ^ymax прямоугольных крыльев при							
w tc с, . 2 U— о I-И g	Схемы и названия профилей ।	1 Исходный | профиль		В °.,	1 Координаты предкрылка в % Ьк		
		с %	с У шах		1		с —		—	1 ф°
					а I ।	b t 1	
1 2 3 4 5 6 7 i • 8	f< Ma3wWky№iS~937tiW * У —		—- 1 	эззцАга 	'— &56ЦАГН _*У<ЦА™ 	355ЦЛГи Sr	__^HAF $1 . 1	I 12.01 12,01 1 12.01 i 11.93 11.93 11 93 11 93 12 7	। 1,19 0 98 1-35 1,10 1,10 ♦ 1,10 1,10 1.104 ।	1 13 0 13 0 13 0 12.0 । 12.0 16.0 29 0 । I । 13 6	8.66 8 66 8 66 8 10 13 33 8.» 13 33 ’ 13 33 1 14.0 1	—5.0 -5,0 -5 0 —3.67 —5.33 —5.33 1 —3.G7 1 1 —5 33 । 1 -5-33 ! 0 । ।	j 3 33 1 1 ! 3 33 3 33 3 33 4 00 5 33 3 33 467 4 0 40
Таблица I
установке прецкрылков по всему размаху								
>	Координаты предкрылка в % Ьп			• Разр. крыло		о а исх араз	Размеры модели, скорость потока F, число Рейнольдса Re	Источники
	а 66,7 66 7 66.7 66,7 83 3 111,0 66,7 83,2 66 6 103	b	с t	Г* у max	A^O/max абс. отн.			
		38 5 38 5 38.5 30.6 44.4 44 4 316 33,4 26.7 0	25 6 25 6 25,6 27,8 33.3 44.4 27 8 29 2 • 20 0 •	1.96 184 2,06 154 / * 144 154 । । 1,72 1.816	0,77 64,8 0.86 87,8 0,71 52J 0.44 40 034 30.9 1 . 0,44 49 0.62 56,4 0,712*	17 29 i 19 *30 15 28 I16 39 । _16_ 24 16 28 16 1 11,1 33,9	150x750 мм V =31—33 м/сек Де=325 000 • То же » - 150x750 мм F=33—34 м/сек Re ^325 000 То же t । । । । । » » I 254x1524 чм F = 18,3 м/еек | Ке=315 000 1 ।	Т. з. № 20 То же » Т- з № 2 То же » » Т. з № 35—36
					64.4			
27
(Cjh. продолжение)
X w к Си -ч с о с g	i Схемы и названия профилей 1	Исходный профиль .		R О/ в /о	Координаты предкрылка в % Ък			
		гг Оz G /о	С /углах		а	Ъ	с ф°	
	р л~ в							
9		14,0	1,45	15,3	6,67	—3,0	2,33	
								
10		10,46	1.07	10,0	5.33	0	1,67	
								
--								
11		12,64	1,12	14 5	13,6	—3,8		
							34,5	
*	_	BF28'						3.13	
12		5.91 •	1,08	18.2	7,03	—0,24		
							30,7"	
13			££2£	5,91	1/8	* 8,77	6,54	—0,14	2,95	
							38,0	
. 14	Клари у	11.7	126 •	17,5	7.0	1 «	1,75	
15	—^^^Кл^ку	11,7	1.26	30,0	14.8		3,00	
					•			
•					•			4
16	кларк у	11,7	1 26	14.7	—			
			•					Л-			
28
Продолжение
	Координаты предкрылка в % Ьп			Разр. крыло		° ц исх араз	Размеры модели, скорость потока К, число Рейнольдса лх	Источники _L		
	а	ъ	с	Г ^у max	дГ у max абс. отн.			
					0 68	90	150x550 мм	т. m
	43 6	19,6	. 15 3	2,13		La \J	F=32,0 м/сек	№ 133
					47.0	32	Re—325 000	
					0.68	12.0	150x750 мм	Т. 3.
	53,3	0	16,7	1.75			V=32—33 м/сек	№ 39
					64.0	25.0	йе=325 000	
		26.2		1,71	0.59		Испытано	R. М.
	93,7		—		52.5	—	в полете	№ 1351
	•							*
					0.62		То же	R. М.
	37.7	1,32	17,2	1,70	57.5			№ 1007
	74.7	1.6	33,6	1,48	0,40 37,0	—' -	»	№ 1007
	40,0		10	1,81	0.55	14Ю	254x1524 мм V=35,7 м/сек	Т. N. № 598
					43 5	23,0	Ве=609000	
					0.81	14,0	254x1524 мм	Т. N.
	49.3		10	2 07			F=35,7 м/сек	№ 598
					64,2	25,8	_а?=б09ооо	
		•		1,83 1	0.57	14.0		Т. N.
					45 3	25		№ 443 1	
29
www^voKb-la. spD.ru
5моле^воими руками:
Наиболее характерны отношения координат с и а к хорде предкрылка (с/Ьп и а/Ьп)или крыла. Для предкрылков, открывающихся путем поворота относительно горизонтальной оси, выбор наивыгоднейшего положения сводится к определению координаты с или угла поворота ф. На основании американских испытаний таких предкрылков с хордами 30% и 17,5% Ьк наивыгоднейшее значение координаты с равно 10% хорды предкрылка. Предкрылки, имеющие поступательное перемещение, несколько эффективнее предкрылков с вра-
щательным движением.
Угол 7, образуемый касательными, проведенными через переднюю кремку основного ^рофиля к очертанию его носка, невидимому, должен быть больше у > 115° (табл. I). Тогда возможен значительный диапазон изменения координат п, Ь, с, при которомСуШах крыла с предкрылком остается постоянным (табл. I 4). Это важно с конструктивной сто
Ьн Хорда исходного профиля
-----Исходный профиль
-----Крыло с предкрылком
Фиг. 23. Влияние регулировочных щелей у предкрылков на Су и Сх-
Профиль М-1 126 ЦАГИ; хорда предкрылка 12%ЬК ;
V = 33—34 м]сек.; модель 750 х 150 мм-
роны, так как при меньшем перемещении предкрылка его механизмы можно сделать более легкими и простыми.
♦
РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ ЩЕЛИ ПРИ АВТОМАТИЧЕСКИХ ПРЕД-
КРЫЛКАХ ,
При закрытых предкрылках, вследствие нарушения плавности профиля крыла у их задней кромки, Схтш увеличивается.
Наибольшие ухудшения данных исходного профиля вызывают регулировочные щели, образующиеся между задней и передней кромками предкрылка и поверхностью основного про-филя (фиг. 23). Регу-лировочные щели почти неизбежны при
автоматических предкрылках для их открытия на заданном угле атаки. Нижняя щель 1 служит для ускорения открытия предкрылка, зх е. для передвижения момента открытия на меньшие углы атаки. Верхняя щель 11 приме-
30
пяется в тех случаях, когда необходимо момент открытия передвинуть на большие углы атаки.
" Для вращающихся предкрылков (фиг. 16, III), невидимому, можно вместо регулировочной щели у задней кромки поставить пружины, скрытые внутри крыла. Щель снизу в нормальном полете при закрытом предкрылке плотно закрывается поворачивающейся заслонкой 3. Таким образом эти предкрылки в отношении сопротивления и конструкции крепления лучше, а по эффективности почти одинаковы с предкрылками, имеющими сложное движение.
ДЛИНА И РАЗМЕЩЕНИЕ ПРЕДКРЫЛКОВ ПО РАЗМАХУ КРЫЛА
В том случае, когда предкрылки предназначаются для увеличения С„тах и понижения посадочной скорости, их необходимо размещать
Фиг- 24. Влияние длины и размещения предкрылков на эффективность крыла.
по всему размаху крыла. Да^е незначительные перерывы между отдельными участками предкрылков сильно уменьшают пх эффек
31
тивность (фиг. 24). Предкрылки, имеющие суммарную длину, равную 50% размаха, практически не увеличивают Су тах (фиг. 20).
Когда перерывы между предкрылками заполнены фюзеляжем или капотами моторов, тогда падение эффективности меньше, чем для изолированного крыла. Например, для низкорасположенного крыла с предкрылком по всему размаху Су max = К96, а при перерыве предкрылка у фюзеляжашириной 8,9% ?к Су =тах1>90иДСутах = — 3,0%.
Эффективность концевых автоматических предкрылков в отношении увеличения поперечной устойчивости зависит от основных параметров исходного профиля, а также от длины предкрылка, его размещения по размаху крыла и формы крыла в плане. В некоторых случаях, в особенности при крыльях, сужающихся к концам, установка концевых предкрылков не дала ожидаемого эффекта.
Концевые предкрылки необходимо размещать возможно ближе к концам крыла. Однако начинать предкрылки непосредственно от концов крыла не имеет смысла, так как там действительные углы атаки незначительны вследствие большого скоса потока. Рекомендуется устанавливать концевые предкрылки таким образом, чтобы их внешние концы находились примерно на 1,5—3% размаха.
О правильности выбора длины концевых предкрылков мщкно до некоторой степени судить по виду кривой Су — f(a). Если после установки предкрылков эта кривая после критического угла атаки имеет резкие перегибы, как обычно бывает у исходного профиля, то длина предкрылков недостаточна. В том случае, если кривая после акр идет плавно, горизонтально или даже несколько повышается, то это указывает на улучшение поперечной устойчивости. Наилучшим способом проверки правильности выбранной длины служит испытание модели на авторотацию. Если до углов атаки 30—35° наблюдается затухание вынужденных колебаний, то можно быть уверенным, что предкрылки будут эффективны.
Во время испытаний самолет F-III (фиг. 25) при широких» коротких предкрылках оказался на больших углах атаки неустойчивым в поперечном лг продольном направлениях. Узкие, длинные предкрылки значительно* повысили поперечную устойчивость на углах атаки, больших критического. Результаты летных испытаний близки к данным продувки модели. Узкие, длинные предкрылки II дают за критическим углом атаки более плоскую кривую Су ~ f(a)t чем широкие короткие I. В обоих случаях Су тах = = 1,248, и критический угол атаки о^р =22°. Во время испытании углы атаки при планировании несколько раз удавалось доводить до 40—50°. Несколько планирований производилось при углах атаки а > 35°. В данном случае автоматические концевые предкрылки допускали ошибки в пилотировании на больших углах атаки и затрудняли переход в штопор.
32
Фиг. 25. Сравнительные результаты испытания самолета F-III с различными предкрылками и модели в 715 натуральной величины. I — самолет с широкими предкрылками; II — самолет с узкими предкрылками; III — модель самолета с узкими предкрылками.
• Сутугнп—1142—3
33
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ТУРБУЛИЗАТОРЫ (ДИРУТТОРЫ)
Для повышения поперечной устойчивости на больших углах атаки может служить также дируттор, предложенный Сильвестри. Дир^т-тор представляет собой проволоку или тонкую трубку, установлен-
ную вдоль по размаху у передней кромки крыла. Завихрения, об-
разуемые дируттором, затягивают срыв потока до больших углов атаки, увеличивают Сх и несколько уменьшают Сутах (фиг 26)
На самолете Капрони Са-100 в порядке опыта были установлены дирутторы, сделанные из трубки размером 20 х 10 мм (фиг. 27). Они были размещены
по концам крыла против каждого из элеронов и имели длину, несколько большую полуразмаха, причем каждый дируттор мог переставляться в различные отверстия кронштейна. Летные испытания показали, что дирутторы значительно улучшили ц он еречну ю у стойчи-вость и управляемость
Фиг 27 Дцрхгтор на самолете Капронд Са 100
самолета на критиче-
ских углах атаки. Наилучшие показатели получены при расположении дируттора на расстоянии 9—10 мм от верхней поверхности крыла. Летные данные самолета при постановке дируттора несколько
ухудшились.
34
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 28. Турбулизаторы ВВА.
По исследованиям, проведенным в ВВА, оказалось, что наивыгод-рйший диаметр турбулизатора равен 1% Ьк, и координаты относительно хорды крыла имеют следующие значения: х= — 1,5% Ьк и у — — 3% Ък 	,	_
С целью уменьшения сопротивления в нормальном полете оыл сппоектирован и испытан на модели убирающийся турбулизатор (фиг. 28). Турбулизатор, убирающийся в переднюю кромку крыла, ПОНИЗИЛ С(,тах с 1’1	6,97.
Падение СуШах при втором варианте было значительно меньше, по Сх щ п крыла все же несколько увеличивался вследствие неизбежных зазоров и неровностей.
В конструктивном и весовом отношениях неубирающийся турбулизатор выгоднее концевых автоматических предкрылков. В отношении увеличения Сх mm обе конструкции примерно одинаковы. Убирающийся турбулизатор ввиду малых размеров непрактичен. Наличие заслонок усложняет конструкцию, но не ления в нормальном полете.
гарантирует уменьшения сопротив-
КОНСТРУКЦИЯ ПРЕДКРЫЛКОВ И МЕХАНИЗМОВ ИХ КРЕПЛЕНИЯ
Требования, предъявляемые к конструкции предкрылков. На предкрылки приходится значительная часть (15—20%) подъемной силы крыла. В то же время эффективность предкрылка в значительной мере зависит от формы щелй, образующейся между ним и основным профилем. Вследствие этого конструкция предкрылка должна быть достаточно жесткой на кручение и изгиб. Деформации предкрылка должны быть возможно меньше для того, чтобы выбранные на основании аэродинамических исследований расстояния между его задней и передней кромками и основным профилем пе изменялись при максимальной пагрузке. Наиболее жесткими можно сделать профилированные предкрылки, имеющие закрытое сечение. Пластинчатые предкрылки в этом отношении значительно хуже.
Ввиду незначительных сечений, даже профилированные предкрылки трудно сделать достаточно жесткими; таким образом вопрос сводится к рациональному размещению минимального количества опор. Профилированные предкрылки делаются в виде многопролетных или участками из консольных балок на двух опорах, причем величину консолей подбирают из условия минимальных прогибов пролетных частей и самих консолей. Для пластинчатых предкрылков число опор из тех же соображений приходится увеличивать.
Ai тематические предкрылки должны быть снабжены стопорами, препятствующими образованию щелей, ббльших чем требуется
35
для достижения максимального эффекта. Эти стопоры используют, кроме того, в качестве амортизаторов, поглощающих удары, неизбежные при открытии предкрылков. Обратных амортизаторов, работающих при закрытии предкрылка, не делают, так'как в этом случае резких ударов .не наблюдается.
Предкрылки занимают переднюю часть профиля, малейшие неровности которой значительно увеличивают сопротивление крыла, п оэтому	необходим о
стремиться к получению наиболее ровной наружной поверхности предкрылка.
Ширина щели должна быть одинакова по всей длине, для чего при автоматических предкрылках от-д ель ны е м еханизмы связывают трубой, работающей на кручение и пов орачивающейся при движении предкрылка.
Деревянные предкрылки. Дерево является, пожалуй, наилучшим мат ериал ом, обеспечивающим гладкую поверхность предкрылка, необходимую жестк ость, простоту конструкции и изготовления при малом весе.
Каркас предкрылка самолета Хендли Пейдж «Handley» (фиг. 29, I) состоит из носо
вого и хвостового стрингеров, нервюр и диафрагм, вставленных в хвостовой стрингер между нервюрами. Обшивают предкрылок фанерой на клею и гвоздях.
Задняя кромка предкрылка II самолета Р-3 полечилась достаточно жес1кой вследствие склейки верхнего и нижнего листов фанеры. Передний стрингер имеет более простое сечение. Для связи нервюр, помимо носового стрингера, поставлена рейка с облегчениями, расположенная в наиболее крутом перегибе верхней и ниж
36
своими руками?!
ней фанерной обшивки. Стык фанеры по передней п задней кромкам обклеен лентой-бахромкой. Толщина фанерной обшивки не должна быть меньше 1,5 мм.
Проще в производстве предкрылок III самолета DHTK-4 с фанерной обшивкой п заполнением из бальзы. 9
Предкрылки смешанной конструкции. Для предкрылков IV часто применяют также дуралюминовую обшивку. Каркас в этом случае может быть выполнен аналогично деревянным предкрылкам 11 или даже сведен к одним нервюрам. Верхний лист обшивки обычно делают толще (о 1,0 мм) для создания^ плавности верхней поверхности предкрылка и жесткости задней Громки, которая образуется из одного верхнего листа. Стык верхней и нижней обшивок на передней кромке делают в накладку на толстом стрингере углового сечения (деталь А), На задней кромке листы склепывают непосредственно, причем верхние головки заклепок делают потайными. Обшивку крепят к нервюрам на железных шурупах с плоской головкой.
Металлические предкрылки. На самолете Виккерс «Viastra» предкрылок V сделан целиком из дуралюмивд. Для упрощения сборки верхние листы обшивки отогнуты наруж^ и соединены с нервюрой предкрылка открытой клепкой, что неудовлетворительно в аэродинамическом отношении.
Наиболее прост в конструктивном и производственном отношениях металлический предкрылок (фиг. 36), согнутый из одного толстого листа. Для жесткости в этом случае число опор приходится увеличивать ио сравнению с профилированными предкрылками.
Схемы механизмов крепления предкрылков. Но типу крепления предкрылки могут быть неподвижными п подвижными. Неподвижные предкрылки (фиг. 30, I) крепятся непосредственно к крылу в положении, близком к соответствующему ^максимальному приращению Сч тах. В нормальном полете эти предкрылки увеличивают сопротивление (фиг. 20 и 21) и поэтому, несмотря па простоту конструкции, не могут быть рекомендованы. Подвижные предкрылки в нормальном полете прижаты к крылу и Открываются принудительно или автоматически лишь при больших углах атаки.
В зависимости от характера перемещения, предкрылков механизмы крепления можно разделить на два типа.\ При механизме первого типа II предкрылок поворачивается относительно неподвижной оси I, укрепленной на передней кромке крыла. Вдоль по размаху в подшипниках укреплена труба 3, работающая на кручение. К ушку трубы и предкрылка крепится изогнутый под углом рычаг 4, при помощи которого задняя кромка предкрылка >южет быть поднята или опущена. Щель между передними кромкамц предкрылка и основного профиля при нормальном полете закрывается заслонкой 2, имеющей общую с предкрылком ось вращения 1, При открытии предкрылка заслонка прячется в углублении на его нцжней поверхности.
Механизмы второго типа сообщают предкрылкам или одно поступательное перемещение III, 11 или поступательное комбиниро-
37
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ванное с вращательным /е , 1 > Т Н< 1 111. Эти механизмы могут быть разделены па два типа: скользящие и стержневые.
При скользящих механизмах предкрылки крепятся к прямой (схема///) или изогнутой подугекруга (схема/V) трубе2, опирающейся па четыре ролика /. ролики собираются на крогаптейнах, крепящихся
Фиг 30 Схемы механизмов крепления предкрылков
обычно к лонжерону. Для того чтобы при движениях предкрылка отдельные трубы 2 имели одинаковое перемещение, устанавливают продольную трубу 6,1соедипенпую с предкрылком посредством рычага 3 и стержня 4. Ры^аг одним концом жестко закреплен на трубе 6, 38	1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
а иа другом шарнирно соединен со стержнем, шарнирно закреплен-ним на предкрылке. Труба работает на кручение, так как нагрузка по размаху предкрылка переменна и заставляет все механизмы двигаться одинаково. Когда предкрьшш открываются и закрываются * принудительно, надобность в соединительной трубе, в рычагах и стержнях, очевидно, отпадает.
С целью уменьшения длины соединительной трубы рычаг и стержень ставятся рядом с кронштейнами крепления роликов и между соседними кронштейнами. Подшипники трубы 6 удобнее делать съемными и крепить к крайним кронштейнам автоматического предкрылка. Для амортизации удара и ограничения хода предкрылка на трубы надевают резиновые кольца <5. Применяя изогнутую трубу IV, можно достигнуть наивыгоднейшего положения предкрылка, соответствующего продувкам.
Стержневые механизмы обычно выполняют из труб, перемещающихся в вертикальной плоскости V, VII, VIII.
На фиг. 30, V изображена схема механизма, выполненная из двух стержней 1 и 2, укрепленных на выступающем вниз кронштейне 7. Внутри предкрылка установлена в подшипниках труба 6, соединяющаяся с передним стержнем 2 при помощи сережки 3 и рычага 4. Эта труба и детали 4 и 3 предназначены для того, чтобы перемещение автоматического предкрылка было одинаково по всему его размаху.
В схемах VII и V111 предкрылки жестко укреплены на концах труб 1 и работают в схеме VII автоматически, а в схеме V11L принудительно от вращения трубы 4.
Можно представить механизм, состоящий из рычага 3, имеющего па концах гребенки с вертикальными осями вращения (схема VI). Предкрылок при этом механизме будет перемещаться по размаху крыла, поворачиваясь на кронштейнах 1 и 2.
При схемах IV, V, VII и VIII легче добиться наивыгоднейшего положения предкрылков при открытии и, следовательно, максимального приращепия Су тах, так как в этих случаях, помимо поступательного перемещения, предкрылки поворачиваются относительно продольной оси.
Лобовое сопротивление в нормальном полете меньше у предкрылков схем II, III, IV, VI и VIII, не имеющих выступающих частей. Зпая направление сил, действующих на предкрылок, и применяя схемы III, IV и VI, можно точно подобрать углы атаки, при которых предкрылки будут открываться и закрываться автоматически.
При схемах V и VII труднее подобрать такие размеры механизма, чтобы автоматический предкрылок полностью открывался на требуемом угле атаки. Величина хода предкрылка и угол атаки, при ко-тором он открывается, зависят от длип стержней 2 и 1 (схема F) и углов и в2, составляемых рычагами с вертикалью.
При схемах III и IV неизбежно изнашивание роликов и, следовательно, появление люфтов. В стержневых механизмах IL V,V1I
VIII все соединения могут быть выполнены на шарикоподшипниках; тем самым достигается легкость 'хода и отсутствие люфтов.
39
Фиг 31 Конструкция крепления и регулировки предкрылка самолета Ford «Leigh».
Принудительное управление возможно при всех схемах, но проще при 22, III, IV и VIII, а автоматическое при всех, за исключением VIII.
Конструкции механизмов крепления предкрылков. Крепление как неподвижных, так и подвижных предкрылков, независимо от способа управления, должно допускать их регулировку, которая необходима для устранения перекручивания, почти неизбежного в производстве, а также для получения зазоров между передней или задней кромками предкрылка и основным профилем.
Конструкция крепления и регулировка неподвижного предкрылка самолета Ford «Leigh» показана па фиг. 31. При скользящих м еханизмах р егу ли-ровка предкрылков чаще всего осуществляется при помощи ушкового болта, проходящего через тРУбу (фиг. 32). Стержневые механизмы р егу лиру ют изм епе-пием длины одного из рычагов.
Механизм крепления	пр ед крылк ов,
только поворачивающихся при открытии, является наибо
лее простым (фиг. 33). Несколько сложна лишь конструкция управления заслонкой, не показанной на схеме.
Конструкция скользящего крепления и механизма, обеспечивающего равномерность открытия автоматических предкрылков, изображены на фиг. 34. Нижние передние и верхние задние ролики должны иметь регулировку по высоте для того, чтобы труба 2 не люфтовала. Регулировка осуществляется путем овализации дыр под болты, служащие осями вращения этих роликов. Для установки болтов на определенной высоте на них надеваются шайбы с насечкой или эксцентрики, а на кронштейнах приклепываются пластинки с насечкой или упорами. Отдельные кронштейны этого механизма приходится собирать на крыле, при этом вследствие возможной неточности установки трубы отдельных механизмов не будут находиться в одной плоскости, а потому во избежание заедания приходится между .трубами и роликами допускать люфт, что является недостатком данного механизма. Лучшие результаты можно получить в том случае, если отдельные механизмы собирать на усиленных нервюрах (фиг. 35), тогда операцию сборки можно производить независимо от крыла на приспособлении и установить механизмы более точно.
Образец скользящего механизма и пластинчатого предкрылка, укрепленного на изогнутой трубе, показан на фиг. 36. Соединительная
40

Фиг. 32. Конструкция крепления предкрылка ь трубе и регулировка.
Фиг. 33. Конструкция механизма крепления поворачивающегося предкрылка.
41
иг. 34 конструкция скользящего механизма крепления II и механизма, обеспечивающего равномерность открытия I автоматического предкрылка-
- кронштейны крепления роликов; 2 — труба; 3— резиновая пластинка; 4 —держатель пластинки - буфер; 5 — соединитель-ая труба, работающая на кручение при неравномерной нагрузке по размаху предкрылка; 6 — рычаг.
42
руками?!
Фиг 35. Механизм предкрылка, размещенный внутри усиленной
нервюры*
Пластинчатые предкрылки и скользящий механизм крепления с изогнутой трубой.
43
TWSWW
Фиг. 37. Стержневой съемный механизм автоматических предкрылков самолета Спартан «Arrow».
Фиг. 38. Механизмы крепления автоматических предкрылков самолета Fill.
44
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
труба здесь имеет зубчатки, вращающиеся при перемещении предкрылка посредством цепей Галля, укрепленных на трубах. Стержневая установка спортивного самолета Спартан «Arrow» была смонтирована на отъемном носке крыла (фиг. 37).
При механизмах крепления, показанных на фиг. 38, предкрылки в закрытом положении удерживаются пружиной, под действием которой они открываются полностью после перехода переднего стержня через мертвое положение.
Щель у узкого предкрылка регулируется изменением длины заднего стержня. Для ускорения открытия широкий предкрылок имеет щель у передней кромки. Стопором при максимальном открытии узкого предкрылка служит трос, прикрепленный к верхнему шарниру заднего стержня, а у широкого — упор с резиновым амортизатором. Оба механизма имеют большое лобовое сопротивление.
ВЫВОДЫ
. Предкрылки, расположенные по всем/ размаху, не получили широкого распространения, так как ДСутахУ них в среднем не превосходит 60%. Увеличение Сь тах сопровождается возрастанием акр примерно на 100% и вызывает увеличение высоты шасси, его веса и сопротивления. Максимальная скорость уменьшается вследствие увеличения Сх min (даже при закрытых предкрылках).
Концевые предкрылки не дают приращения Сутах, увеличивают* аир примерно в такой же степени, как предкрылки, размещенные по всему размаху, и несколько увеличивают Сх mm. Тем не менее концевые предкрылки все же применяются до настоящего времени, так как в этом случае не требуется увеличивать высоту шасси, а поперечная устойчивость за критическим угло^ атаки повышается. Кроме того, несколько повышается и поперечная управляемость, так как срыв потока перед элеронами затягивается на значительные углы атаки.
Поперечная устойчивость и еще большая поперечная управляемость на малых скоростях достигаются путем установки концевых автоматических предкрылков в комбинации с интерцепторами, которые будут описаны в дальнейшем.
Неподвижные турбулизаторы еще недостаточно испытаны в полете, но, повидимому, лучше, чем автоматические концевые предкрылки. Они увеличивают тш и поэтому невыгодны для скоростных самолетов. Преимущество их по сравнению с другими типами механизации заключается в отсутствии специального управления-
Если передний лонжерон крыла — балочного типа, то при конструировании предкрылков должно быть отдано предпочтение стержневым механизмам перед скользящими, при которых неизбежны вырезы в лонжеронах. Скользящие механизмы нельзя применять в местах с максимальными моментами инерции деревянных балочных
43
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
лонжеронов, так как при установке их могут потребоваться вырезы в полках лонжеронов.
Выбор того или иного механизма делается в зависимости, главным образом, от способа управления, требуемой максимальной скорости самолета и конструкции лонжеронов крыла.
Механизмы крепления предкрылков, перемещающихся поступательно, относятся к числу наиболее сложных конструкций механизированных крыльев. Механизмы крепления вращающихся предкрылков значительно проще. Предкрылки при изготовлении их из дерева или одного листа дуралюмина просты в производстве.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА IV
ЗАКРЫЛКИ
Закрылком называется несущая поверхность с профилем, обра зованным из хвостовой'части крыла (фиг. 39, I, II, III, IV, V, VI
Ъ VII), или же дополнительное крыло VIII, расположенное за основным. По принципу работы закрылки могут быть разделены на следующие основные типы:
1.	Простые закрылки I, у в еличив ающи е в ог ну т ость исходного профиля.
2.	Закрылки Гоудж II. увеличивающие площадь и вогнутость крыла.
3.	Щелевые закрылки Хендли Пейдж III, V и ЦАГИ IV, увеличивающие вогнутость, а в некоторых случаях и площадь крыла при использовании эффекта щели.
4.	Сложные закрылки Нар-ди и Лахмана с отражателями, повышающими эффект Щели VI, VII.
5.	Подвесные закрылки Юнкере VIII, являющиеся
i
А I
I
1
Дополнительной поверхно- Фиг. 39. Типы закрылков, стью и увеличивающие вогнутость крыла при использовании эффекта щели.
ПРОСТЫЕ ЗАКРЫЛКИ
При отклонении простого закрылка физическая картина явления аналогична наблюдающейся у двух профилей с различной вогнутостью (фиг. 40).
47

стыо имеет больший Сутлх
Фиг. 40. Распределение давления у профилей Геттинген-387 и 389, имеющих различную относительного толщину и вогнутость при а — 14,5°:
G-387 а = 14,9% 8 = 7,5% Сг-389 а =10,5% 8 = 5,0%
Площадь, ограниченная кривыми распределения давления, а следовательно, и Су при а =14,5° больше у профиля G-387, имеющего • большую относительную вогнутость. Увеличение Су происходит, * главным образом, вследствие увеличения разрежения над верхней поверхностью крыла.
^Критический угол атаки профиля G-389 при СутаХ = 1»154 равен акр = 14,6°, а у G-387 акр = 16,5° и Су тах = 1,362. Таким образом помимо увеличения Су, при данном а профиль с большей вогпуто-акр. Подобная картина наблюдается и в том случае, когда профиль при большей относительной вогнутости имеет меньшую относительную толщину.
По мере отклонения закрылка и увеличения вогнутости акр не увеличивается, а уменьшается независимо от основных параметров исходного профиля. Это является особенностью крыла са закрылком.
Следует отметить, что углы атаки механизированных крыльев при исследованиях отсчитываются всегда от хорды исходного профиля.
Па эффективность простых закрылков оказывают влияние следующие параметры:
Хорда закрылка. Су тах простых закрылков увеличивается с увеличением хорды до Ь3 = 20%	. При дальнейшем
увеличении хорды эффективность закрылка уменьшается (фиг. 41).
Критические углы отклонения. На кривых Cymax~ f (b3) нанесены углы ркр, при увеличении которых СУтах начинает уменьшаться. У #у6ких закрылков 8кр больше, чем у широких (при Ъ3 = 10, 20 и 30% Ьк критические углы соответственно равны 75. 60 и 45°).
Если учесть, кроме того, что величина шарнирного момента примерно пропорциональна квадрату хорды, то наивыгоднейшей хордой простых закрылков следует считать Ь3 > 20% Ьк.
Щель между крылом и закрылком должна быть тщательно закрыта, так как в противном случае приращение Су тах при отклонении закрылка уменьшается па 10—20%.
Кроме хорды п угла отклонения па приращение Су тах простых закрылков в значительной степени влияет их длина и размещение по размаху. Максимальное приращение Сутах соответствует размещению закрылков по всему размаху крыла. Закрылок, размещенный посредине размаха, эффективнее двух отдельных закрылков, имеющих такую же суммарную длину, ио размещенных на концах крыла,
48
Влияние длины п размещения простых закрылков по размаху в общем аналогично влиянию щелевых закрылков (см. стр. 61).
Наконец, на тах крыльев с простыми закрылками влияют: форма ^исходного профиля, его относительная тол-
щина и вогнутость. Это относится и к другим типам механизированного крыла.
В таблице II приведены результаты испытания трех различных профилей (фиг. 42) с простыми закрылками, размещенными по всему размаху прям оу голь-ного крыла.
При одинаковом размахе, наевыг од неишей
хорде, угле отклонения и одинаковых прочих условиях простые закрылки менее эффектив*
ны, чем закрылки других типов. Объясняется
это тем, что при отклонении закрылков-уменьшается площадь крыла и не используется эффект щелей.
Конструкция простых закрылков аналогична конструкции элеронов.
ЗАКРЫЛКИ ГОУДЖ (Gouge)
Помим о у в елич ения вогнутости при отклонении закрылков Гоудж увеличивается площадь крыла.
Л. Ц. Сутугин—1142—4
Фиг. 41. Влияние хорды простых закрылков и щитков наСутах, Су/Сх, Сх и наивыгоднейший угол отклонения.
Фиг. 42 Профили, испытанные при одинаковых хордах простых закрылков и щитков.
49
Влияние относительной толщины, вогнутости и*формы исход-
№ по порядку			Исходный профиль												
	Название профиля		Относительная		^у шах	В* I—1 о о	max --# __ 				хвш	и<1ц -д~	о II СП.		
			вогн. S %	толщина а %				Pi	и О				
								а° при max -					
											г у max	Г vx min (при	
I		► Кларк Y • . .	~ 3,6	11,70	1,25	14	21,8			9,5	89,4		
П						•				•			
III		| NACA-23012 .	= 2,0	12,00	1.126	15	20,5	+ 5,0		12,0	107,0		
IV													
V	•	L NACA-23021 .	= 2,0	21,00	• 1.17	22	17,0	т + 6,0		6,0	73.2		
VI													
Примечанпя. 1. Закрылки и [щитки расположены по всему размаху крыла 4. Размеры модели Zx 5=1525-254 мм, 5. Скорость потока 8. Коэфициенты отнесены к скоростному напору
i-ia.spb.ru - Самолет своими руками?!
Таблица II
кого профиля на эффективность простых закрылков и щитков
	-	Механизированный профиль	 											
		Схема	«	РщИ ?! 	t		& к о СЗ	абсол. у max	Л С	°4 ^у так /о	ПРИ Су max	j"1 ''у max	г< ^у max	^ятт (при р=0°)
				60	12	0,76	61	4,8	2,02	144	
				60	13	0 86	69	« 4,8	2,12	151	
				75	16	0,874	77,6	4,5	•2.00	191	
				60	16	0,974	86,5	4,8	2,100	200	
	-ч			75	17	1,017	87,0	4.7	2,187	137	
	4			75	17	1,193	102	4,6	2,363	148	
прямоугольного крыла. 2. Хорда закрылков и щитков 20 % Ьк-3. Удлинение У==35,8 м]сек, 6. Число Рейнольдса 609 000. 7. Фактор турбулентности /^1,4-
51
Верхняя поверхность закрылка Гоудж очерчена по дуге круга с центром, опущенным на значительное расстояние от хорды крыла. Перемещается закрылок по направляющим, скрытым внутри крыла.
Летные испытания самолета Scion М-3 (фиг. 43 и 44) показали, что по эффективности закрылки Гоудж примерно равноценны простым щиткам с хордой 20% и углом отклонения 60°. При небольших
Фиг. 43. Самолет Scion М-3- Профиль на части крыла с закрылками — Геттинген-436 (модифицированный). Увеличение площади при открытии закрылка Д£ ~ 6,6%.
----SakpbinKu sokpbimbt
Фиг. 44. Су и Сх самолета Scion М-3, полученные в полете и отнесенные к геометрической площади крыла.
max ~ 0,48 (41%). Су тах подсчитано по критической Ъкорости-
углах отклонения закрылки мало увеличивают сопротивление и выгодны для взлета. Закрылки подобного типа применяются на гидросамолетах Шорт.
Для получения минимального зазора между крылом и закрылком, а также обеспечения Жесткости на кручение, закрылки Гоудж рационально делать с жесткой обшивкой. На самолете Scion М-3 (фиг. 43 и 45) закрылки, так же как и все крыло, имели фанерную обшивку.
На самолетах Шорт (фиг. 46) закрылки крепятся кронштейнами 7, в которых имеется вырез по дуге круга. Пластийки 2, обнимающие
52
кронштейны, имеют два пальца 3, скользящие по направляющим кронштейна. Мехатшзм управления состоит из рычагов 4, насаженных на трубу 5, работающую на кручение, и тяг 6, связанных с закрыл-
Фиг. 45. Закрылки Гоудж на самолете Scion М-3.
ком. К недостаткам механизма, так же как и всех скользящих механизмов, относится заклинивание при деформациях крыла и неизбежность люфтов. К достоинствам же нужно отнести отсутствие частей,
Фиг. 46. Механизм закрылков Гоудж на самолетах Шорт.
выступающих из крыла. В данном случае это возможно, так как максимальный (наивыгодпейший) угол отклонения закрылков не превосходит 26°.
53
ЩЕЛЕВЫЕ ЗАКРЫЛКИ
РАБОТА ЩЕЛЕВЫХ ЗАКРЫЛКОВ И ИХ ТИПЫ
Увеличение разрежения над щелевым крылом создается <динами-чески» вследствие ускорения потока, проходящего через профилированную щель между основным профилем и носком закрылка (фиг. 47).
На фиг* 48, /^приведена диаграмма распределения давления по крылу с закрылками Хендли Пейдж, имевшими профилированную щель, открытую как при нейтральном положении закрылка, так и при отклонении его вниз. Для сравнения тажемодель была испытана при заклеенной сверху щели (фиг. 48, II). В этом случае распре-
деление давления получилось иным: разрежение во всех точках верх-
Разреженаь
Фиг. 47. Спектр обтекания крыла с щелевым закрылком.
ней поверхности основного профиля меньше, чем при открытой щели.
При одинаковых размерах и угле отклонения щелевые закрыли^ эффективнее простых. Центр давления щелевого закрылка остается довольно устойчиво на 37% его хорды, вследствие чего можно аэродинамическую компенсацию делать несколько большей, чем принято при осевой компенсации элеронов (20% хорды элерона),
а также хорошо компенсировать закрылки в весовом отношении.
Щелевые закрылки получили очень широкое применение в качестве элеронов.
У современных щелевых закрылков (фиг. 49) щель закрыта сверху при их йейтральном положении. Щель образуется лишь после некоторого отклонения закрылков вниз. Улучшенные закрылки при нейтральном положении почти не увеличивают сопротивления крыла.
Из диаграммы II видно, что профильное сопротивление уменьшается при р = 0° и замазанной снизу щели. Для р = 40° сопротивление меньпге у закрылка с открытой щелью. Отклонение закрылка от р — 40° до р = 50° сопровождается ничтожным увеличением Су при значительном возрастании Сх. При углах отклонения р 10—20* Сх увеличивается меньше, чем Су, вследствие чего коэфициент Cys/Cx для крыла с закрылком больше, чем у обычного крыла. Эта особенность свойственна всем закрылкам и позволяет уменьшить длину разбега.
Когда закрылки отклонены на угол + 60°, то щель открыта полностью, подъемная сила и сопротивление увеличиваются, а качество сильно падает. Таким образом щелевые закрылки позволяют увеличить угол планирования при подходе на посадку и уменьшить длину пробега.
В качестве примера на фиг. 50 построен щелевой закрылок для профиля RAF-34. За исходные данные приняты Ь3 — 25%ЬК и аэродинамическая компенсация к= 20%Ь3. Для уменьшения длины кронштейна ось вращения О выбрана на расстоянии у = 2,5% от нижнего очертания профиля.
54
/«nuv ivi ctw шми руками :\

Фиг 48. Распределение давления по крылу с закрылками Хендли Пейдж при открытой I и закрытой сверху щели II.
Профиль—модификация RAF-34; с — 15,3%; Ь3 — 19,2% &к; а =4-14°; р3=40°, Сп, Ct и CR во всех случаях отнесены к общей площади крыла. Значки при коэфициентах обозначают: I — передняя часть крыла; II — закрылок; III — все крыло, включая и закрылок; ц д выражен в процентах хорды той части крыла, к которой он относится- 1 —- кривая давления на нижней поверхности крыла; 2—кривая давления на верхней поверхности крыла.
Передняя часть		Закрылок	Все крыло	Передняя часть		Закрылок	Все крыло
I	я * <« и II И | оо ьэ о j— о со о со СО СП 65 О со н*00 со а	0,224 0,084 0,244 х = 0,370 V= 0,019	II II | со м о го О СО 65 СО 6D f* (С* ft- £» О	П	Сп	1,506 С( —0,3592 CR	1,536 1 II л х 3=5 9,336 1 М.-Д- у= 0,0376	0,092 0,12 0,144 х = 0,377 V = 0,116	1,598 — 0,2392 1,600 х- 0,326 v= 0,0328

Фи?* 49. Закрылки со щелью, открывающейся при отклонении вниз, и поляры при различных ₽3.
I— профиль RAF-28 (модифицированный); ftmax=15,96%, компенсация 26%; II—на диаграмме указаны углы отклонения закрылка.
Для определения радиуса закругления В верхней части носка закрылка из точки О проведена нормаль к верхней поверхности крыла. Во избежание заедания закрылка между ним и крылом взят зазор 8. После этого на-мечйн конец задней кромки крыла и угол запаздыва-1шя, при котором между крылом и закрылком щели еще нет. В данном случае этот угол принят равным 12°.
После точки А очертание носка закрылка описано радиусом < й с центром окружности Ог на радиусе О А. Носок закрылка очерчен по окружности с центром О2 и радиусом г2. Сопряжение этой окру ж-* ности с профилем закрылка выполнено по лекалу. Задняя кромка крыла очерчена из центра О по окружности
с радиусом, равным R + 8. Переход к очертанию профиля выполнен
радиусом г3.
Исследование двух вариантов улучшенных закрылков было проведено в ЦАГИ (фиг. 51). Эти закрылки отличались от закрылков Хендли Пейдж следующим. Три варианта положения оси вращения дают	к омпенсацию'
к^14, 17 и 20% % . В целях исследования влияния нижней щели снизу крыла был сделан выступ (вариант а), прилегающий к носку закрылка. Вследствие перене-
Фиг. 50. Выбор очертаний закрылка образующейся после отклонения на угол (₽3 ~ 12°).
со щелью, небольшой
сепия осп вращения вверх сведено к минимуму вредное сопротив-
о‘3
Фиг. 51. Закрылки, испытанные в ЦАГИ, со щелью, , закрытой при — 0°. У варианта а щель закрыта сверху п снизу, а у варианта b — только сверху-
I Исходный профиль NACA 23015
, Вариант	шах при ?3 = 60° п ц. в. № 3	лсх шш . при - =0° з и
а	1,05 (84,5°/0)	0
b	1,15 (94°/0)	!	0,0016
।
ление, создаваемое кронштейнами крепления закрылков к крылу. Щель начинает образовываться при начале отклонения закрылка. Задняя кромка крыла значительно тоньше, чем у закрылков Хендли Пейдж.
В результате исследования выяснилось, что наивыгоднейшая ширина выходной щели h при отклонении закрылков находится в пределах
^min 0,8%	> ^шах ~	-U'^%	•
Наибольшее при ращение Csmax при всех положениях оси вращения дает вариант Ъ со щелью, открытой снизу при нейтральном положении закрылка. Мах Су соответствует 3-му варианту положения оси вращения при критическом угле отклонения обоих закрылков, равном 60°.
ПАРАМЕТРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ЩЕЛЕВЫХ ЗАКРЫЛКОВ, РАСПОЛОЖЕННЫХ ПО ВСЕМУ РАЗМАХУ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА
Выбор паивыгоднейших размеров и положения щелевых закрылков в открытом виде значительно сложнее, чем для простых. Новыми параметрами щелевых закрылков являются форма щели между основным крылом и закрылком, а также форма носка закрылка.
Хорда закрылка. Что касается размеров хорды закрылка и ее влияния на приращение Сйтах, т0 здесь приходится различать два случая.
При двухлонжеронных крыльях с полотняной обшивкой и многолонжеронных крыльях хорда закрылка ограничивается положением заднего лонжерона. Для размещения закрылков остается не более 35—30% хорды крыла. Увеличение площади крыла в результате отклонения современных щелевых закрылков в этом случае незначительно и не может оказать существенного влияния на повышение Су тах, который относится при исследованиях к площади исходного профиля.
В рассмотренном случае увеличивать хорду щелевого закрылка свыше 20—25% хорды крыла не следует.
В кессонных и однолонжеронных крыльях с жесткой обшивкой передней кромки хорда закрылка может быть доведена до 50—55% В этом случае эффективность закрылка может быть повышена уже непосредственно за счет увеличения площади. В крыле, составленпом пз двух частей, раздвигающихся в направлении хорды с образованием профилированных щелей, Су тах может быть увеличен свыше 100% (фиг. 52).
Наивыгоднейшее положение щелевого закрылка при выбранной хорде зависит от формы щели, траектории перемещения, угла отклонения и может быть определено путем исследований в аэродинамической лаборатории.	*
Наивыгоднейшее положение закрылка Хендли Пейдж старого типа (щель открыта при рз = 0°) для р — 20° дано на фиг. 53.
Для закрылка Ь, исследованного в ЦАГП (фиг. 51), на диаграмме, изображенной на фиг. 54, приведена зависимость Cyniax=f(P) при трех исследованных положениях центра вращения. При различных
58
углах отклонения закрылка С7У тах соответствует различным положениям центров вращения, а следовательно, и носка относительно задней кромки исходного профиля \
Для каждого угла отклонения, очевидно, существует свое наи-выгоднейшее положение (фиг. 53). Таким образом задача заключается в выборе траектории перемощения точек передней кромки, при которой на различных углах отклонения закрылок будет давать максима ль ны е в озм ожны е значения Су.
Практически, конечно, можно ограничиться выбором такого центра вращения, при котором будет д остигну т о наиб о л ьш ее значение (%тах (фиг. 54, ц. в. 3) при наивыгодней-шем ₽. При меньших углах отклонения в этом случае значение Су может быть' меньше, чем для других 1 положений центра вращения.
На основании исследований можно сделать некоторые выводы о выборе центра вращения и наи-выгоднейшего положения щелевого закрылка относительно задней кромки крыла.
При отклонении закрылка ширина щели h у конца основного профиля должна увеличиваться до 1— 1,3% Ьк . Недостаточная и
чрезмерная ширина щели влекут за собой понижение эффективности. В нейтральном положении щель между носком закрылка и крылом должна быть обязательно закрыта сверху. Лучше, если щель начинает образовываться после отклонения закрылка на 10—15°.
Центр вращения закрылка должен быть вынесен на 20—22% Ьк назад от его передней кромки для достижения аэродинамической компенсации.
2,00
О
0,20	0/.0	0,60 CA
Фиг. 52. Щелевые закрылки с хордой, составляющей 50%. Для положения ШСЧ тах— 2,62 и	или ^8%-
too
1 Например, для % = 27,5°, 45° и 60° наивыгоднейшие положения закрылка получаются при центрах вращения 7, 2, 3 (фиг. 54).
59
Фиг. 53. Наивыгоднейшее положение закрылков Хендли Пейдж старого типа (щель открыта при ₽3 =0°) для ₽3 —20°. Компенсация закрылка при центре вращения, соответствующем наивыгоднейшему положению, Л£=17,3% Ъ3.
Ширина щели при р3 = 0° h0 = 0,667% &к.
о »	» ?з = 20° /д20 = 1,15%
Фиг. 54. Зависимость Су max от углов отклонения закрылка ЦАГИ (вариант в фиг 51) при трех положениях центра вращения.
1~ передний центр вращения; 2— средний центр вращения; 3— задний центр вращения
При отклонении закрылка его передняя кромка должна возможно меньше перемещаться по вертикали и возможно больше по хорде крыла.
При всех углах отклонения закрылка его носок не должен доходить* до перпендикуляра, опущенного из задней кромки основного профиля на хорду крыла. Задняя кромка крыла”должна перекрывать закрылок таким образом, чтобы между ними не образовалась вертикальная щель.
Фиг 55. Влияние размещения и длины щелевых закрылков на Су и
Плавность очертания задней кромки основного профиля и передней кромки закрылка имеют меньшее значение, чем траектория перемещения. Основные размерные и аэродинамические данные ряда щелевых закрылков помещены в таблице III.
ДЛИНА И РАЗМЕЩЕНИЕ ЩЕЛЕВЫХ ЗАКРЫЛКОВ ПО РАЗМАХУ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА
Влияние на приращение Су тах длины и размещения щелевых закрылков по размаху было исследовано в ЦАГИ (фиг. 55). В нейтральном положении закрылка между ним и крылом имелась щель, вследствие которой Су max и Сх (при Су под) увеличивались по сравнению с исходным профилем соответственно с 1,45 до 1,574 и с 0,18 до 0,25. Закрылок» . f	61
а
Основные данные простых, щелевых и подвесных закрылков,
Схемы	Наивыгоднейший угол отклонения ₽;	г1 °У0 шах ИСХОДНОГО профиля	СУр шах крыла с закрылком	дг* max абсолют- ный г*		 Ур max 	г* УО max	
40	1.45		2,46	1,01
70	1.45		2,23	0,78
50	1,15		2,01	0,86
50	1,02		1,78	0,76
45	1,46		2,12	0,66
60	1,24		2,29	1,05
60.	1,22		2 37	j 1,15
30		при р3 = 0° 1,25 без закрылка 1,15 при рз = — 3° 1.17	1,92	0,77
30	-	' без закрылка 1,15 при ?3 = — 5° 1,21	1,98	0,83
40	при ₽3 = о° 1,45		при р3 = 40° 2.14	0,69
45	при Р3 = °° 1,47		при S3 = 45° 2,11	0,64
				
1) При ^=0° щель закрыта. 2) Профиль для крыла и закрылка. 3) Профиль
62
расположенных по всему размаху прямоугольных крыльев						Т а б л и <	Ца III
	&Су щах носитель-ный«% •	1/0 max С„п Л и при Су тах исходного профиля	Сур max ~~сх при Су тах с закрылками	Характеристика опытов Re	/ СУ. \ плах | —- 1 \ С? / хо исходного профиля	/ СУр \ maxi —£ I \ сх J \	Хр / крыла при р = 0°	а° о а° Р при- г ^у max
	70,2	7,65	5.5	0,36.10е	20,0	18,0	20/16
	54,0	7,65	4.5	0,36.10е	20,0	20,0	20/14
	75,0	7,65	5,75	7=36,5	1	—~	
	74,4		—	0,52.10е	—	—	17,5/15,7
	45,0	8.25	7,57	—•	—.	—-	18/15
	84,5	8.92	5,07	0,82.10е	18,5	18,5	19,0/16,0
	94,0	7,20	5,04	0,82.10е	18,5	- 18,5	20,0/17,0
	67,0 72,0	без закрылка - 12,0 без закрылка 12.0 |при рз == — 5° 1 1U *	при = 30° - 7,7 при = 30°	0,73-10е 0,609- • 10е	без закрылка ^21,0 без закрылка 21,0	приР3=-3° 22 при ₽3 = 0° 21,8 при ₽3 = —5° 19,4	15,2/14,0 15,2/14,5
	47.5	7.65	5,63	0,30-10®	19,85	14,7	20/14
	43,5	~ 7,65	5.07 *	0,72‘IG6	19,85	17,3	20/16
закрылка Кларк У. 4) Щель замазана. •							63
I
Фиг. 56. Типы конструкции щелевых закрылков.
64
.voKD-ia.spD.ru - самолет своими руками/!
расположенный в середине размаха крыла 1, в отношении приращения Сушах эффективнее концевых закрылков 11, имеющих одинаковую с ним суммарную длину. Сопротивление больше у концевых закрылков 11. Приращение Су шах примерно пропорционально-длине закрылков. Влияние размаха и размещения закрылков в случае трапецевидных крыльев аналогично влиянию простых щитков, исследование которых проведено как на прямоугольных, так и на трапецевидных крыльях (глава V).
КОНСТРУКЦИЯ ЩЕЛЕВЫХ ЗАКРЫЛКОВ И МЕХАНИЗМОВ КРЕПЛЕНИЯ
Конструкция щелевых закрылков аналогична конструкции щелевых элеронов. Для щелевых закрылков, как и для элеронов, необходимо делать аэродинамическую и весовую компенсации. Для получения плавной щели передняя кромка закрылка должна иметь
Фиг. 57. Конструкция закрылков и крыла самолета Кельнер Бешеро ЕС-3.
жесткую обшивку. Наилучшим покрытием от лонжерона до задней кромки будет полотно, при этом можно достигнуть весовой компенсации с минимальным мертвым грузом.
В случае работающей обшивки передней кромки закрылка Л склепанной с лонжероном в виде швеллера 2 (фиг. 56, 11), центр тяжести передвигается ближе к оси вращения, чем при лонжероне, выполненном из трубы 3, и передней обшивке 4, служащей лишь в качестве обтекателя (фиг. 56, 2). С другой стороны трубчатый лонжерон лучше работает на кручение, вследствие чего можно без всяких усилений вырезать обшивку носовой части в местах крепления ушков
Л. И. Сутугин—1142—5
65
для тяг управления и кабанчиков крепления закрылка к кронштейнам крыла. При клепанном лонжероне необходимо ставить^ косую нервюру;-5, передающую кручение в месте выреза работающей обшивки носка 11.
Фиг. 58. Крепление заьрылков на хвостовых частях усиленных нервюр самолета «Mistral».
У спортивного самолета Кельнер Бешеро ЕС-3, хорда закрылка которого, равна 50% Ък, передняя неподвижная часть крыла имеет также однолонжеропную конструкцию (фиг. 57). Для плавного очертания щели крыло обшито дуралюмином по всему контуру.
Фиг. 59. Крепление закрылков к специальным кронштейнам, не связанным с нервюрами.
Закрылки крепятся к крылу обычно кронштейнами устянавпи-гающимися на хвостовых частях усиленных нервюр (фиг 58) Когтго ?ТзТкХГГп^аП₽ВЮР Не СМЯ1адаеТ с ров закрылков по размаху, кронштейны ставятся на усиленных хвостовых частях нормальных нервюр или независимо от неввюп п< рядом с ними (фиг. 59). При металлических н деревянных непвюпах кронштейны лучше делать за одно целое с нервюрой. Дня этой пели нижняя полка нервюр, а иногда и обе полки отгибаются вни.и разуют кронштейн, на конце которого крепится Держатель Задняя’
66
кромка крыла должна иметь жесткую (обшивку в пределах щели, образуемой с закрылком.
Механизм закрылков состоит из горизонтального Дфиг. 58) или вертикального (фиг. 59) рычага и тяги. Для уменьшения усилий в управлении рычаги приходится делать значительно длиннее, чему элеронов. Усилия в проводке управления при полном открытии закрылка равны нулю, если рычаг 1 и тяга 2 в конце хода приходят в мертвое положение (фиг. 60).
Выступающие кронштейны и кабанчики описаппых механизмов увеличивают лобовое сопротивление в нормальном полете и поэтому нежелательны для скоростных самолетов.
В улучшенных закрылках (со щелью, закрытой при нейтраль
Фиг- 60. Механизм закрылков самолета Кертис Танаджер.
Фиг 61 Механизмы улучшенных щелевых закрылков без деталей, выступающих из крыла.
ном положении) может быть применен более сложный механизм (фиг. 61). В этом случае закрылки делают без выступающих кронштейнов и крепят к рычажному механизму, образующему пара лл ел ограм.
67
В варианте I передняя кромка закрылка крепится к направляющей, скользящей по роликам. Изменение угла отклонения закрылка и его передвижение по хорде осуществляется при помощи параллелограма В варианте Н закрылок крепится непосредственно на параллело-граме, соединенном с тягой управления.	g
СЛОЖНЫЕ ЗАКРЫЛКИ •
Исследований сложных щелевых закрылков в литературе не имеется. Повышение эффективности в данном случае связано с увеличением скорости струи воздуха, проходящей через щель
На самолете Нарди F-305 (фиг. 62) были применены заслонки 7, которые при нормальном полете закрывают щель сверху. При отклонении закрылка 2 заслонка поднимается и образует сужающуюся щель, вследствие чего скорость потока у передней кромки закрылка еще более увеличивается, и срыв потока замедляется. Задний рычаг 3 имеет вверху шарнир и жестко закреплен к закрылку внизу. Передний стержень 4 шарнирно крепится вверху к заслонке, а внизу к крылу.
Подобного же рода закрылки были предложены Лахманом (фиг. 63).
Холлом было исследовано и осуществлено на самолетах крыло q внутренней щелью, закрывавшейся заслонкой (фиг. 64). На самолете X, участвовавшем в Гугенгеймских состязаниях заслонка была связана с управлением закрылками I. При отклонении закрылков заслонка, от-
Фиг- 63 Сложные закрылки Лахмана крываясь внутрь крыла, увеличили размещены на верхнем крыле*1 ^^аботал^одновр^енн^кад’ закрылки. На позднейших моделях, имевших монопланные крылья' элероны размещены над закрылками Л, III. В нормальном поХ элероны отклоняются только вверх. При отклонении закрылков элГ роны могут отклоняться также вниз, причем отношение углов от«™ нения закрыли ов, и элеронов равно 7:1.	"
*
68
Передние заслонки в последних моделях сделанм автоматическими Разрежение, образующееся между хвостовой частью крыла и верхней поверхностью закрылка, достаточно для того, чтобы заслонка открылась внутрь. На испытаниях было обнаружено, что при поднятых закрылках заслонки частично открываются на некоторых режимах полета и фигурах.
Фиг. 64. Сложные закрылки Холла.
*
Повышение эффективности щелевых закрылков посредством постановки всякого рода клапанов невелико и не может быть оправдано с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Мелкие детали вроде заслонок ухудшают поверхность крыла и увеличивают его сопротивление в нормальном полете.
Больший эффект может быть получен при тщательном подборе траектории точек передней кромки закрылка и применении раздвижного крыла с площадью, увеличивающейся в направлении хорды.
69
ПОДВЕСНЫЕ ЗАКРЫЛКИ
Из сравнения кривых а и Ь (фиг. 65) видно, что влияние заднего крыла сказалось на изменении по величине и знаку давления у задней кромки нижней поверхности переднего крыла. У изолированного переднего крыла давление на нижней поверхности у задней кромки было положительным, а после присоедине
Фиг. 65. Распределение давления у крыльев тандем
а — изолированные крылья э при угле атаки а°; b — оба крыла вместе ^ри том же угле атаки а°; с—-оба крыла вместе при распределении давления по заднему крылу таком же, как в случае
а и а,, "> а.
X-'
ния заднего крыла в этом месте получилось разрежение. Уменьшился и градиент давления на всей верхней поверхности переднего крыла, так как кривая распределения давления Ъ стала более пологой.
Критическому углу атаки профиля соответствует определенный градиент давления. Следовательно, критический угол крыльев тандем наступит тогда, когда наклон кривой распределения разрежения Ъ будет такой же, как у изолированных профилей а. Критический угол крыльев тандем наступает при углах атаки ббль-ших, чем у изолированного крыла. Коэфи-циент подъемной силы у крыльев тандем должен быть больше, чему изолированных крыльев. По кривой с видно, что приращение Ситах крыльев тандем получается в результате увеличения разрежения на всей верхней поверхности переднего крыла.
Наивыгоднейшее положение подвесного закрылка определяется обычно при размещении оси вращения в центре окружности, образующей его переднюю кромку (фиг. 66).
Для каждого из углов отклонения получается свое наивыгоднейшее положение оси вращения I, II, III, IV, V.
Cxmin для данного закрылка соответствует углу отклонения, равному — 3°, причем положение оси вращения VI близко к наи-выгоднейшему для Сйтах(« = Ък и — 1%6К). Величина Схтш крыла с подвесным закрылком, отнесенная к суммарной площади, равна 0,0098, что меньше = 0,0103 для крыла без закрылка.
При положении оси вращения в носке закрылка полуцается большой шарнирный момент, и поэтому для аэродинамической ком-
пенсации приходится сдвигать ось вращения назад.
Ось вращения выбирают с таким расчетом, чтобы закрылок при отклонении приходил в положение, соответствующее Сдт!№, а в нейтральном положении был близок к положению, соответствующему Cxmm. Выбранная таким образом ось вращения является компромиссом между требованиями min Сш, шах С„ и min Сх.
70
" "^.vMKri^a.spn.rii - самолет своими руками?!
В зависимости от крайних положений закрылка ось вращения приходится размещать (фиг. 67) или под ним! или же над ним 11. Последний вариант, например, оказался выгоднее для крыла с тем же профилем NACA-23012, но при закрылке с профилем Кларк Y.
По сравнению с наивыгоднейшими положениями закрылка для 3 = 30° (фиг. 66, III), выбранное положение (фиг. 67, I) дает ничтож-ное ухудшение Сушах- находящееся в пределах точности проведения' эксперимента (Сушах =1’,92 вместо 1,926). При угле отклонения закрылка, равном — 3° Сх mtn = 0,008, т. е. меньше, чем при повороте
Фиг. 66. Выбор наивыгоднейшего положения подвесного закрылка. Кривые соответствуют перемещениям центра окружности» вписанной в носок закрылка.
Профиль крыла и закрылка NACA-23012; хорда закрылка = 20% 5К . Для крыла без закрылка Cginax — 1,159 и
Сх min= °»0103; Re = 730 000.
закрылка относительно оси, расположенной в центре окружности» вписанной в его переднюю кромку (фиг. 66, VI), когда СхГПш — ^ 0,0098 (Сятт изолированного крыла равно 0,0103).
Критический угол атаки основного крыла не увеличивается при отклонении подвесных закрылков, как это имеет место при тандемном расположении крыльев с одинаковыми хордами, акр исходного профиля при постановке подвесных закрылков уменьшается, но на меньшую величину, чем при простых и щелевых закрылках. Следует отметить, что в данном случае и обычно коэфициенты крыла с подвесными закрылками относятся к суммарной площади крыла и закрылка.
71
Сопротивление крыла с подвесным закрылком в нейтральном положении при максимальной скорости примерно одинаково с сопротивлением обычного крыла того же профиля.
При испытании крыла профиля NACA-13012 с закрылками профиля Кларк Y (Ъв = 20 и 30% bK ) С„тах получились соответственно равными 1,98 и 2,14. Следовательно, широкие закрылки несколько эффективнее узких. Наивыгоднейший угол отклонения узких закрылков равен 30°, а широких 40°. При отклонении обоих закрылков на 30° несколько эффективнее оказались все же широкие (2,108 > 1,98).
Фиг. 67. Два варианта поло-кения оси вращения подвесных закрылков *
I—крыло и закрылок с профилем NACA-23012 1 (рз =30°, Ь3 --20% %); II — крыло с профилем NACA-23012; закрылок—КларкУ
					(₽з =	30°, Ь3 = 20% ък).			
	max	и rt	и		Координаты оси вращения с			)тносительно	
		8	S 1		крыла		закрылка		
	г» О	О <1	<]	Он S ®	1	«к в 7о|	•^К ® °/о	У в % Ъ о	х в °/0 Ъ <>	к
I	1,92	0,77	67»/.	14°	о,4	3,2	10	25	730 000
II	1,98	0,83	72«/.	14,5°	0	3	1G	11	609 000-
Для исходного профиля NAC\-23012	1,15, <JKp—16,2°;
Ст mm=- 0,0103; Re = 609 000.
Влияние на эффективность крыла длины подвесных закрылков и'их положения по размаху крыла можно считать, очевидно, аналогии-ным со щелевыми закрылками.
В заключение можно отметить, что подвесные закрылки несколько эффективнее простых, по хуже щелевых в особенности улучшенного тппа (табл. III)
По одному из американских исследовании оказалось, что подвесные закрылки не ухудшают, а даже несколько увеличивают max Св1Сг по сравнению с исходным профилем (табл. III, 8). Эти выводы, однако, не подтверждаются другими исследованиями NACA и ЦАГИ. Если учесть все выступающие детали крепления и управления подвесными закрылками, то щах Си/Схуних будет, конечно, ниже, чем у современных усовершенствованных щелевых закрылков с механизмами, скрытыми внутри крыла, и щелью, закрытой в нейтральном положении.
Таким образом подвесные закрылки менее пригодны для современных скоростных самолетов.
КОНСТРУКЦИЯ ПОДВЕСНЫХ ЗАКРЫЛКОВ И ИХ КРЕПЛЕНИЯ
. Конструкция подвесных закрылков в основном аналогична конструкции щелевых закрылков. Подвесные закрылки размещаются в свободном потоке, поэтому вырезов в их передней кромке делать нельзя, а для обеспечения необходимых углов отклонения приходится ставить кривые кронштейны
Фиг. 68. Подвесные закрылки Юнкере
В зависимости от профиля крыла и закрылков, а также их наивыгоднейшего расположения кронштейны могут быть установлены как над, так и под крылом. С цезыо уменьшения вредного сопротивления установка кронштейнов над крылом (фиг. 68) выгоднее, так как рычаги и тяги управления, а также вырезы в обшивке крыла в этом случае находятся снизу. Количество кронштейнов, рычагов и тяг, выступающих в поток, должно быть сведено к минимуму. Это требование связано с повышенной жесткостью закрылков на крл -чение и изгиб и применением жесткой обшивки на передней кромке закрылка или же по всему его контуру.
^°РДУ> профиль, а также аэродинамическую и весовую компенсации подвесных закрылков можно изменять при минимальных переделках крыла. В этом отношении они имеют преимущество перед простыми и щелевыми закрылками.
выводы
В отношении эффективности и сложности конструкции закпылки могут быть расположены примерно в следующем порядке: про™ крыл™’ °0ДВеСНЫе закРылки> закрылки Гоудж, щелевые X
В нормальном полете простые закрылки, закрылки Гоудж и ше левые улучшенные закрылки с механизмами, скрытый внувд крыла, фактически пе увеличивают сопротивления не пошйаХ Ттдх и не ухудшают качества.	имиилшют
Простые закрылки хуже остальных в отношении величины усилий в управлении, так как не имеют аэродинамической комТеХЕ конструкция весовых компенсаторов простых закрылков зд=е и связана с увеличением веса и сопротивления Р сложнее
Закрылки всех типов, а в особенности закрылки Гоудж и щеле- • вые, могут применяться для улучшения взлета, так таТДч^Х у них и при углах отклонения 10-15° понижается незначХмо
Наилучшими в аэродинамическом отношении, но и более сло^' ными по конструкции являются щелевые закрылки со щелью Т крытой в нейтральном положении при малых углах отклоняя с кронштейнами и механизмами, скрытыми внутри крыла ™я’ с
Для уменьшения вредного сопротивления п возможности чае Дания при деформациях крыла необходимо уменьшать количество шарниров Вследствие этого лонжероньГзакрылков должта иметь сечения, обеспечивающие необходимую жесткость при изгибе и чении. Габаритные размеры закрылков обычно таковы, что моЕ делать лонжероны достаточно мощными даже без использования всей строительной высоты.	«^пользования
www.vufcMa.4ph.ru -	/своими руками
ЛАВА V
щитки
Щитком называется несущая поверхность, имеющая чаще пластин
чатый и реже крыльевой профиль, выдел енныйиз нижней хвостовой части крыла. При отклонении щитков хвостовая часть исходного профиля остается неподвижной (фиг. 69).
Принцип работы щитков независимо от их конструктивного оформления в основном заключается в увеличении вогнутости исходного профиля и интенсивном отсосе пограничного слоя с верхней поверхности крыла.
У крыла со щитками скорость пограничного слоя, а следовательно, и разрежение больше, чем у механизированных крыльев только с увеличивающейся вогнутостью исходного профиля.
У крыла со щелевыми закрылками увеличение скорости пограничного слоя и разрежения
на верхней поверхности крыла создается динамически под действием кинетической энергии струи воздуха, проходящего через профилированную щель. У крыла со щитками увеличение скорости пограничного слоя создается статически путем отсоса его через заднюю кромку крыла в разреженную зону, об
Фпг. 69. Типы щитков.
I — простые щитки; II — III — щитки Кальм; /Г—щитки Ирвинга: Г —- щитки NACA; VI— щитки ЦАГИ, VII— щитки Цап-
зующуюся между крылом и откло-
ненным щитком.
Простые щитки, предложенныеШренком и Грушвицем, вращаются относительно неподвижной оси О, отклоняясь на угол 45—60°.
Щитки Кальм отличаются от простых щитков меньшей шириной^ большим углом отклонения (0 = 90°) и тем, что могут вращаться как около задней, так и передней кромки.
Щитки Ирвинга делятся по хорде на две части 1 и 2, соединенные между собой шарниром Ог. Верхняя часть крепится к крылу в шарнире О. В сложенном виде щиток убирается в углубление крыла, а в раскрытом удерживается системой тяг и рычагов.
Щитки NACA п ЦАГИ имеют осевую аэродинамическую компенсацию. В щитках NACA ось вращения* О вынесена наружу,' а в щитках ЦАГИ размещена на нижпей поверхности крыла.
Щиткп Цап поворачиваются относительно шарнира О, кото-торый скользит к задней кромке крыла и при полном открытии приходит в положение Ох, увеличивая таким образом и площадь крыла.
ПРОСТЫЕ ЩИТКИ
РАБОТА II ОСОБЕННОСТИ ПРОСТЫ^ЩИТКОВ
В области между щитком и нижней поверхностью хвостовой части профиля образуется разрежение, а за крылом — полоса сильно завихренного потока (фиг. 70).
Разрешение
Завихрения
Фиг. 70. Спектр обтекания крыла с простым щитком.
Из диаграммы распределения давления по крылу со щитком, полученной в ЦАГИ и относящейся к углу атаки, меньшему критического (акр = 16—17°), можно вывести ряд заключений (фиг. 71).
Фиг. 71. Распределение давления по крылу с простым щитком при Ьщ=15% Ък' и а = 12°.
1. При отклонении щитка разрежение увеличивается по всейверхнейповерхности крыла, но наиболее интенсивно в
его носовой части. Вследствие разрежения увеличивается подсасывание крыла по сравнению с нейтральным положением щитков прп 3 = 30° на 38% п ПРП 3 = 60° на 58%. Приращение подъемной силы на
нижней поверхности, получаемое в результате увеличения давления, равно 100% при р = 30° и 250% при р =60°. Однако, ввиду того что подъемная сила крыла главным образом (около 85%) возникает вследствие подсасывания у верхней поверхности, приращение подъемной силы также получается преимущественно в результате ув^ди-
нения разрежения.
2. При больших углах отклонения щитка (Р =60°) кривые распределения давления на ниЖней няются в зависимости от углов
атаки.
3.	Давление на нижней поверхности у шарнира щитка р —
= 4-0,9 —т. е. почти равно максимальному давлению у передней кромки крыла.
4.	Падение подъемной силы после критического угла атаки происходит вследствие уменьшения разрежения над крылом, в то время как давление на нижней поверхности крыла остается почти по--стояиным.
5.	Между нижней поверхностью крыла и отклоненным щитком при углах атаки, меньших критического, давление равно в среднем 0,25
pF2
при р — 30° и 0,45 при 3 =60°.
поверхности очень мало изме-
Фиг. 72. Сравнительные данные закрылков и щитков.
7 — Кларк Y, &щ=30% Ьк , =+ 45°; 2 — Кларк Y, Ъщ =20% Ък , Рщ == 45°; 3 — модификация RAF-28, Ь3=20% Ьк, £3 =4-30°;
4 — модификация RAF-28, Ь3 = = 20%Ьк, ₽3 =4-40°; 5 —модификация RAF-28, Ъ3 ~ 20%bK, £ 3 — 50°; 6 — модификация RAF-28 (щель закрыта), Ь3 =- 20% Ьк , ?3 = 4”40°;
7 — исходные профили.
6.	Щитки при отклонении дают болыпееувеличение сопротивления, чем закрылки (фиг. 72), вследствие чего можно при подходе на посадку планировать круче ц еще больше сокращать пробег.
7.	В нейтральном положении щитки вследствие отсутствия щелей и кронштейнов не портят крыла и, следовательно, не уменьшают Утах.
* ПАРАМЕТРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРОСТЫХ ЩИТКОВ ПРИ РАЗМЕЩЕНИИ ИХ ПО ВСЕМУ РАЗМАХУ КРЫЛА
Хорда простых щитков. При увеличении хорды свыше 20% ^тах практически не увеличивается, Сд]Сх уменьшается, а Сс увеличивается (фиг. 41).
При размещении щитков на трапецевидном крыле возможны два варианта изменения величины хорды. В первом варианте щиток
77
Фиг. 73. Влияние хорды щитков трапецевидного крыла на ^pmax ~7^ при ^тах‘ '^х
2s.«=.0,15: 2 —	= 0,25; 5 — 5 = 0,15 &ср; 4 — Ъщ - 0,25 5ср.
tv- Г	рк
.spr
- I ЛМОЛёт своими руками?!
Фиг. 74. Способы образования задних кромок щитка и крыла.
имеет то же сужение, как и крыло, т. е. Ьщ/Ьи = const. Во втором варианте Ьщ = const и, следовательно, ширина щитка» выраженная в процентах от хорды крыла, увеличивается по направлению к концам крыла.
На фиг. 73 приведены результаты испытания щитков, расположенных по всему размаху трапецевидного крыла. Первый и второй варианты щитков были трапецевидной формы в плане п имели сужение, одинаковое с крылом. Третий и четвертый варианты щитков имели постоянную хбрду по всему размаху. У третьего варианта ширина хорды равнялась 15% средней хорды крыла или средней хорде первого варианта щитка. У четвертого варианта хорда была равна средней хорде второго варианта щитка или 25% средней хорды крыла.
На основании диаграммы, изображенной на фиг. 73, можно сделать следующие заключения:
1.	Наиболее эффективны первый и второй варианты, видные. Щитки с несколько хуже.
2.	Аналогично угольного крыла большей хордой получается на меньшем, а у щитков с меньшей хордой—на большем угле отклонения.
3.	Приращения СуШах у щитков с хордами 25 и 15% почти одинаковы.
4.	Отношение Су1Сх прп Су тах у узких щитков как трапецевидных, так и с постоянной хордой больше, чем у
т. е. щитки трапеце-постоянной шириной
СО щитками прямому max при щитке с
узких,
плани-
крыле
широких. Следовательно, ’угол планирования при широких щитках круче, чем при при одинаковых р.
5. Форма щитков в плане существенного влияния на угол рования не оказывает.
6. Наивыгоднейшая хорда щитков на трапецевидном близка к 20% Ьк.	*“
7. Приращение Суmax* отнесенное к единице площади или длины хорды щитка, понижается с увеличением хорды. Если, например, приращения Сутах вследствие установки простых щитков с хордами, равными 5, 10, 20, 30 и 40% Ьк (фиг. 41), отнести к их ширине, выраженной в процентах хорды крыла, то получим соответственно следующие величины ^Суп1аХ/Ьщ=0,094; 0,075; 0,0435; 0,0303 и 0,0225.
Задние кромки крыла и щитка должны быть жесткими, чего трудно достигнуть, если разделить заднюю кромку на две части (фиг. 74, I). Обеспечить жесткость можно постановкой стрингеров закрытого сечения, для чего приходится уменьшать хорду щитка II
79
^Jw!rokb-la. spb.ru - Самолёт своим!^р^сам!^
Фиг. 75. Влияние на Cffmax и акр ширины щитка и расстояния оси вращения от задней кромки.
или хорду крыла IV или'же при данной хорде сдвинуть ось вращения вперед 111.
При данной ширине и угле отклонения щитка сдвиг оси к атакующей кромке сопровождается понижением &СУ тах (фиг. 75 и табл. IV). Падение эффективности почти пропорционально сдвигу щитков.
Для размещения в задней кромке крыла стрингера закрытого сечения достаточно сдвинуть ось вращения щитка на^ 30 мм. что для хорды, меняющейся в пределах 3,0—6,0 м. составит от 1 до 0,5%. При указанной величине сдвига потеря эффективности для схем II и III (фиг. 74) практического значения не имеет.
При сдвиге широких и узких щитков вперед на 30% Ьк приращение Сушах уменьшается вдвое.
По сравнению с нормальным пол ожени ем оси вращения, т. е. при расстоянии ее (х) от зад-
Т а б л и ц а IV
Влияние сдвига оси вращения щитков на ^Су тах при р—90°
расстояние оси вращения от задней кромки крыла в %	—10	—25	—40
|	Ьщ=20% Ьк		1,04	0,72	0,52
лС'утахпрИ	Ьщ=10% Ьк		0,784	0,614	0,39
80
неё кромки крыла, равном ширине щитка (Ьщ), для щитков, отклоненных на 60°, влияние на Су max расстояния оси вращения щитков приведено на фиг. 76 и в табл. V.
Эффективность ’ широких щитков понижается сильнее, чем узких, при сдвиге оси вращения на одно и то же расстояние.
Влияние среза задней кромки крыла в присутствии открытого щитка было исследовано в лаборатории МАИ на модели прямоугольного крыла. Задняя кромка была срезана на 5 и затем на 10 мм по всему размаху, что соотв етству ет уменьшению хорды на 4,43 и 8,86% Ьк (фиг. 77). Увеличение Cvmax можно объяснить увеличением удлинения крыла, а также интенсивности подсоса пограничного слоя. Если результаты испытания отнести к площади крыла, уменьшенной вследствие среза задней кромки, то Су щах значительно ув еличива ется (пунктирные линии фиг. 77).
Фиг. 76. Влияние расстояния оси вращения щитков на Сутпах при угле отклонения £= 60°.
Пунктирные участки кривых построены по экстраполяции.
Таблица V
Влияние еднига оси вращения щитков на ДСутах при ₽=60°
Ширина щитков в % &к		х в % Ьк	Да: в % &к	vmax	^у max
30		о юо СО СО	0 — 5 — Ю	2,15 2,06 1,97	— 0.09 — 0,18
20	<		-20 — 25 — 30	1 1 g Сп О	2,12 2.07 2,01	— 0,05 — 0,11 			
л. и. Сутугин—1142—6
81
00 to
(^НларкУрмди^
Перез &867Jk 1срез4№7/ц
Й-J
‘ вщ=207Лк

л=б,бъ
» U<=750hm
-----Отнесем к S=8k Ik
-----Х)1к
о /я ислЬ/тание
Д Повторное испытания '
Фиг. 77. Влияние среза задней кромки крыла HaC,jrnnv 1	у ULdX
при открытом щитке.
Гi ттингенМЗОВ
Геттин2^н450
Фиг. 78. Сушах двух моделей крыла'при'различных величинах среза "задних кромок.
I—отнесено к исходной площади; II—отнесено к уменьшенной площади.
Аналогичные результаты были получены в Геттинген» при испытаниях двух профилей с различной величиной среза задней кромки крыла без щитков (фиг. 78). Увеличение С'^щах. отнесенного к уменьшенной площади, объясняется в данном случае также увеличением удлинения крыла и скорости пограничного слоя вследствие отсоса его зоной разрежения, образующейся за кромкой срезанного крыла.
Фиг. 79. Срез задней кромки крыла для увеличения ее жесткости и жесткости задней кромки щитка.
Суммарный эффект щитков и среза задней кромки служит при чиной того, что Су max не уменьшается^ а несколько увеличивается при отнесении его даже к начальной площади крыла (фиг. 77).
Таким образом выгоднее делать срез задней кромки крыла, а не сдвиг оси вращения щитка или срез его задней кромки. На практике обычно приходится делать срезы или сдвиги порядка 1,0 0,5/о Ьк » в этом случае любой из способов не может вызвать существенного изменения эффективности крыла со щитком.
На фиг. 79 и 80 приведены примеры рассмотренных спосооов увеличения жесткости задних кромок, крыла и щитка.
У ол отклонения щитков. При увеличении угда отклонепия про стык щитков' приращение Су тах увеличивается, причем сопротивление, соответствующее С„тах Для каждого угла, также увеличивается, а качество падает (фиг. 81). Возрастание эффективности Щитков про-должается до критического угла отклонения, который для боль ства профилей равен 60°. Критический угол уменьшается с увели^
83
Фиг. 80. Сдвиг оси вращения щитка вперед для увеличения жесткости задних кромок щитка и крыла.
Фиг. 81. Влияние угла отклонения простых
• щитков на С.jrnav, CJC и С -
1 — профиль Кларк Y; 2 — профиль NACA-23012; 3 — NACA-23021.
84
пением хорды (фиг. 41). Для щитка с Ъщ = 20% Ък = 60°; а с Ъщ~ 40% ркр = 45°. Таким образом наивыгоднейшее положение простых Щитков в отношении АСушах определяется хордой, равной 20% и углом отклонения 60°.
Угол планирования при подходе на посадку и Сх, соответствующий Сушах. увеличивается с увеличением хорды щитка (фиг. 41). Однако в этом отношении щитки с хордой 20% дают вполне достаточные для практики величины АО и ЛСЖ, необходимые для улучшения условий посадки.
Кроме хорды и угла отклонения на эффективность щитков, размещенных по всему размаху крыла, оказывают существенное влияние геометрические параметры исходного профиля (табл. II). Наибольшее приращение Су шах Дает двояковыпуклый толстый профиль с малой вогнутостью (NACA-2302I). Затем следует двояковыпуклый профиль NACA-23012, имеющий среднюю толщину и малую вогнутость. Наконец, профиль Кларк Y со средней толщиной и вогнутостью и максимальным значением Сушах при р =0°.
ДЛИНА И РАЗМЕЩЕНИЕ ЩИТКОВ ПО РАЗМАХУ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА
На основании американских исследований (фиг. 82) можно сравнить эффективность щитков в зависимости от двух возможных вариантов расположения по размаху: 1 — щитки с размахом % расположены по средине крыла, 11 — два отдельных щитка длиной по ?щ/2 роспсложены на концах крыла (табл. VI).
Таблица VI
Сравнительная эффективность щитков в зависимости от их длины и размещения на прямоугольном крыле
№ по пор.	Общий размах ЩИТКОВ в частях размаха крыла	Положение щитков по размаху крыла	ДС у max	Д6°	Коэфипиенты	
					?ш.0,92	
						2 W12’1
1		По всему размаху .	...	0 92	12 1	10	1.0
2	^пь~^6%2к	Посредине крыла	056	8,7	1.22	1,44
3	?щз“ 60%%	То же	0,66	—	1.18	
4	= %	Два щитка по 25% 1к на концах				
5	^ц5=60%	крыла .	. .	0 34	10 0	0.74	165
		То же по 39% % 			0 45	*	0 82	
85
В таблице VI за единицу приняты приращения Су и 0 при ' щ , отнесенные к длине щитка, и вычислены коэфициенты сравнительной эффективности kt и fr2-
Наиболее эффективны щитки, расположенные посредине размаха. Щитки, расположенные на концах крыла, менее эффективны. Увеличение угла планирования больше у концевых щитков; затем
Фиг. 82. Влияние размаха и расположения щитков на 11 ^х’
идут средние и, наконец, щитки, расположенный по веемую размаху крыла. Объясняется это теф, что, несмотря на разницу в Сушах, Сх у концевых и средних щйтков почти'Одинаков (фиг. 82)
При других углах отклонения и хордах щитцов, а также в случае установки других типов механизации на задней кромке крыла изменение эффективности будет, очевидно, аналогичным.
На основании исследований МАМ оказалось/ что влияние перерыва щитка Ьф = в центроплане прямоугольного изолирован-
86
I

А 665.6 1297'бК' МирК-У/НОдо^ - ёк 3—^,1
~( Пуг $,%£/<

Р‘0.26 40е
верхнее ррспвпоэкение нрЬ/ла



I
№ох * С002Х
2 20
Ни Ж нее расположение нвЬ^а
ZZZZZZZZZtt&ZZZ.	”
ГисТЛ
190
200
180
1.6
14
W//W/////JWWJW/////.
я
*89
180
1.40
1,20
100
20
50	60
0.80
О <0

1,0 Р
80	90	t00%
Фиг. 83. Влияние размаха, размещения и перерыва щитков на Сутах прямоугольного’изолированного крыла А и В при верхнем С и нижнем D расположении его относительно фюзеляжа.
— расстояние между наружными концами щитков как при перерыве, так и без перерыва в центроплане; Cgmax во всех случаях отнесен к геометрической поверхности крыла (изолированному крылу)-
87
ного крыла почти не сказывается на эффективности (фиг. 83):
при /щ = /к’= Ю0% Zk Суетах = 1,90
при 1щ — 1ц Ьф —92% 1К Су так — 1,89.
При уменьшении размаха щитка, разница между вариантами А и В еще менее.
При верхнем расположении крыла (вар. С), несмотря на перерыв щитков в центроплане, приращение Сушах несколько больше, чем для изолированного крыла без перерыва (вар. А). Влияние фюзеляжа было исследовано только для одного варианта длины щитка ?щ = = 70%?к—Ъф . Низкорасположенное крыло (вар. D) даже без перерыва щитков под фюзеляжем значительно теряет эффективность по сравнению с изолированным крылом при одинаковой длине и размещении щитков. При исследовании были взяты два варианта, низко-расположенного крыла с длинами щитков ?Щ=7К и ^щ=70%?к.
Таким образом в случае верхнего расположения крыла при определении приращения Сушах в зависимости от размаха щитков можно пользоваться результатами продувок изолированных крыльев. Для низкорасположенных крыльев необходимо вводить поправку, понижающую ЬСУщах по сравнению с изолированным крылом. Перерыв щитков центроплана, равный ширине фюзеляжа, во всех случаях размещения крыла практического значения на уменьшение Сушах не имеет.
ДЛИНА ИЧРАЗМЕЩЕНИЕПЦИТКОВ ПО РАЗМАХУ ТРАПЕЦЕВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ
Исследованиями в NACA установлено, что крыло с одним целым щитком (фиг. 84), расположенным посредине размаха I, дает большее приращение Сущах и имеет больший Сх, чем крыло с двумя концевыми щитками II. В первом случае качество крыла меньше, чем во втором. Этим трапецевидные механизированные крылья отличаются от прямоугольных крыльев со щитками (фиг. 82), у которых крылья со средними и концевыми щитками имеют примерно одинаковое сопротивление, а качество больше у крыльев со средними щитками.
При описанных исследованиях остался невыясненным вопрос об изменении эффективности при перерыве среднего щитка и о влиянии фюзеляжа при различных его положениях относительно крыла. Большой практический интерес представляет также изменение приращения Сущах в зависимости от1 размаха и размещения щитков на трапецевидном крыле с прямоугольной вставкой в центроплане. Указанные вопросы исследованы в МАИ на двух трапецевидных крыльях I и II (фиг. 85, 86 и 87, табл. VIII).
Перерыв Щитка в центроплане изолированного трапецевидного крыла! дает существенное понижение Сутах> причем наибольшее уменьшение соответствует расстоянию между наружными концами щитка ?щ=70%/к (фиг. 88). Влияние одинакового пе ерыва щитка в центроплане трапецевидного крыла значительно больше, чему прямо-
88
тгольного (фиг. 83, А и В) Причина этого заключается в том, что при трапецевидном крыле понижение эффективности распространяется на большую площадь крыла.
Абсолютное и относительное приращения Cwmax при установке щитков у прямоугольного крыла больше, чем у трапецевидного.
R=0,6W06
Су max 2.20
!'Р0фиГЬ i '’й/ 0^43А*
Г
hit г'
2
210
2,00
130
1,80
U0
160
1,50
140
13ЗО
120
й Су max абс
1,50
1,40
0,40
1,30
0,30
1,20
1,0
к
4,30
0,10
20 30 40 50 60 70 80 30 i00°&
Фиг. 84 Влияние размаха и размещения щитков трапецевидного крыла на

Падение подъемной силы после критического угла атаки у трапецевидного крыла со щитками происходит более резко, чем у прямоугольного. Перерыв щитков в центроплане у всех крыльев при всех исследованных вариантах их размаха несколько уменьшает наклон кривой Cy=f (а) после критического угла атаки.
При нижнем расположении крыла (фиг. 89) Сутах меньше, чем У изолированного крыла (фиг. 88). Влияние фюзеляжа на уменьшение Гвтах имеет наибольшее значение при отсутствии щитков п размещении их на ?щ=80%/к. При размещении Щитков по всему размаху
89
разница в Су max между изолированным и низкорасположенным крыльями незначительна. Абсолютное и относительное приращения Ситах низкорасположенного крыла вследствие установки щитков выше, чем у изолированного
Фиг. 85. Трапецевидное крыло 1.
У крыла без щитков при верхнем расположении относительно фюзеляжа Су тах = 1,385, что лишь немногим меньше, чем у изолированного крыла, у которого Сутах = 1,40, но значительно выше, чем у низкорасположенного крыла, гдеСущах = 1,325 (фиг. 90). При
Фиг 86 Трапецевидное крыло II с прямоугольной вставкой в центроплане.
одинаковом размещении щитков крыло, расположенное на фюзеляже, имеет наибольшие значения Сутах по сравнению с изолированным и низкорасположенным. Следует отметить, что у крыла, расположенного на фюзеляже со щитками по всему размаху, за вычетом перерыва, равного ширине фюзеляжа, СутаХ больше, чем у изолированного крыла со щитками по всему размаху без перерыва.
90
Фиг 87 Фюзеляж 'модели, испытанный с различными положениями крыльев 7, II, III, IV.
1^=207:,bk,fatio° XH=6fik.ll=bi/bD^,35‘,eD-ho/b0=o)i
Изолированное kpbmo I
Ьо
—
2J0
| Кларк У(модиф') j Не=Ц26Юв
Д
-0,70-----
г0,60
2,00
-0,50
1,90
- уо
1,80
-0,39
1,70
1,60
-030
1,50
1У0
130
Акутах
- 1,60
1J5G
/40
1,30
1,20
1)0
60
шт,;
Су max — К'С у max
рш=ВО°
углах
80

в
Фпг. 88. Влияние длины щитков и перерыва их в центроплане трапецевидного изолированного крыла I на С'утах,
I —расстояние между наружными концами щитков как при перерыве, так и без перерыва их в центроплане.
92
AuB
Фиг. 89. Влияние дгины щитков и перерыва их при нижнем расположении трапецевидного крыла I на С//гпах- Cymax отнесен к геометрической площади крыла.
— расстояние между наружными концами щитков как при перерыве, так и_без перерыва их под фюзеляжем.
Фиг 90 Влияние длины щитков и перерыва их у фюзеляжа при верхнем расположении крыла наСутах. Сутах отнесен к геометрической поверх-ности крыла (изолированному крылу).
— расстояние между наружными концами щитков как при перерывах, так и без перерывов их, выраженное в процентах от размаха.
94
U 1U 6 J J	OU CU /V c / Уе/ "UU /о 'TTZ'
C
Фиг. 91 Влияние размаха и размещения щитков на Су тах изолированного крыла II (Л, В при верхнем, С и D при нижнем расположении его относительно фюзеляжа). шах отнесен к геометрической площади крыла.
?щ— расстояние между наружными кромками щитков как без перерыва, так и при перерыве их в центроплане
96
Перерыв в центроплане у изолированного трапецевидного крыла В с прямоугольной вставкой вызывает максимальное уменьшение С Р в том случае, когда щитки размещены по всему размаху (фиг. 91).
= 70% /к и верхнем расдоложепии крыла (вар. О), Оутах почти одинаков с изолированным крылом А и больше, чем у изолирован’ ного крыла с перерывом В. У низкорасположенного крыла В, не имеющего перерыва Щитков в центроплане, Сутах меньше, чем у изолированных крыльев А и В с размахом щитков = = 70% /к как без перерыва, так и с перерывом в центроплане.
Иногда па практике приходится делать в щитках перерыв, превосходящий ширину фюзеляжа. Влияние подобных перерывов в щитках, расположенных между элеронами, было исследовано в Англии на модели двухмоторного самолета (фйг. 92). Модель испытывалась без оперения и с оперением, которое устанавливалось под углами, необходимыми для балансировки. Оказалось, что падение эффективности щитка, расположенного между элеронами, увеличивается личением перерыва пропорциопально его (фиг. 93).
При испытаниях
определена также потеря эффективности вследствие установки стабилизатора на угол, необходимый для балансировки самолета. Уменьшение Смутах по сравнению с моделью без хвостового опере
ния равно 0,03 для всех вариантов длины перерыва.
Влияние концевых закруглений на ДОутах. У модели трапецевидного крыла 1 концы были изменены (фиг. 94), причем размах остался тот же, что и ранее, а щитки на концах были подрезаны по форме крыла. Это крыло исследовано при нижнем расположении относительно фюзеляжа (фиг. 89, А'). При 1Щ — ?к Сутах модели с закругленными концами крыла меньше, чем у варианта В с пе-
1270
1кЧЗкО
Фиг. 92. Модель самолета с различными длинами перерыва среднего щитка.
1—перерыв 8% %; 2 — перерыв 16% (’к*, 3—перерыв 24% % ; модель в г/8 натуральной величины.
с уве-и не длине
была
носительно фюзеляжа (фиг. 89, А'). При I
9С
Рутах
0	5 /О /S 20 25% &
Веуп/vcwa nepepb/Oa 0щитРерас-лалаже.анан пасреОине xpto/ta -(ещ^ое^)
Фиг. 93. Влияние на С//тах величины перерыва в средних щитках с размахом 7Щ — = 60% ?к у модели самолета (фиг. 92).
&щ = 15%%; Рщ = 60°;	= 0,37 . 106.
Фиг. 94. Закругление концов МО-* дели трапецевидного крыла /-
СвЧбНце d d
. 11. Сутугин—1142—7
97
рерывом щитков под фюзеляжем. Очевидно, это понижение вызвано уменьшением размаха щитков и их хорд на концах крыла. По сравнению с крылом А, имеющим прямоугольные концы, уменьшение ДСу тах достигает наибольшей величины при 1Щ = 1К и равно падению АСутах вследствие перерыва щитков под фюзеляжем при прямоугольных концах крыла В.
Общие замечания к графикам. Величины max для крыльев в присутствии фюзеляжа отнесены к площади, в которую полностью входит участок, занятый фюзеляжем. Приращения Су max ДЛЯ Крыла вместе с фюзеляжем при различных длинах щитков даны по отношению к модели без горизонтального оперения при закрытых щитках. Величину Свтах, полученную по графикам, следует поправить, учтя балансировку самолета на посадочном угле атаки, т. е. силу, действующую на горизонтальное оперение сверху вниз. е
Применение графиков, относящихся к изолированному крылу, для определения ACsmax крыла вместе с фюзеляжем вносит для всех случаев размещения крыла ошибку в сторону уменьшения бСутах • Так, например, для случая 1Щ = 70% 1К и перерыва щитков под фюзеляжем %>=8% ?к имеем из графиков, приведенных на фиг. 88, 89 и 90, следующие результаты (табл. VII).
Таблица VII
Влияние на	и С,,т,х размещения крыла со щитками относительно
у IHdV	У шал
фюзеляжа и сравнение с изолированным крылом
Тип п положение крыла	С v у max	ДСу шах	К
Изолированное крыло I с прямоугольными концами	• • •	1,96	0 56	1,49
То же—низкорасположенное .	1,94	0,62	1,47
То же—расположенное на фюзеляже	2,04	0,66	1,48
Абсолютные приращения Сушах крыла данного профиля при постановке щитков по всему размаху или на его части можно в первом приближении считать постоянным и не зависящим от числа Рейнольдса he и турбулентности потока г.
При определении посадочной скорости необходимо, однако, де- , лать поправку Сушах исходного профиля на iie и б соответственно условиям натуры. Расчетная величина Суmax складывается из Сушах походного профиля (без щитков) с поправкой на Не и в плюс ^Сушах» полученный в результате установки щитков при испытании в данной трубе независимо от / е и е.
Использование этих графиков для определения VCymax = ЛУщ) других профилей и крыльев, отличающихся основными параметрами исходного профиля (a, S), а также законом изменения их по размаху и формой в планеможетдать существенные ошибки. Характер изменения
Л Сушах = Г(%)можно считать не зависящим от S, а, но эти параметры оказывают существенное влияние на абсолютную величину ДСутах. Использование графиков для других профилей возможно, если известна величина ДСу1пах при установке щитков по всему размаху, т- е. при учете поправки на о и 3.
Поправка для прямоугольных крыльев заключается в том, что АСутах = полученный из графиков, необходимо умножить на отношение:
Фиг. 95. Перфорированные шитки штурмовика «Нортроп».
ДСутах выбранного при проектировании профиля ‘ ДСу max профиля, для которого построены графики
при /щ = ?к в обоих случаях.
Прямоугольное крыло III имеет хорду, равную средней хорде крыльев I и II (табл. VIII). Основные параметры профиля прямоугольного крыла III соответствуют профилю крыла I в сечении, проходящем через центр тяжести площади его половины, т. е. через среднюю хорду, и равны: о =12,9% Ьк, о 3,60%, а Д Су max —0,81 При =/к ’	~ 20 И к = 6,67.
Существующие формулы для определения приращения Су max прямоугольных крыльев со щитками и другими приспособлениями, в зависимости от о и 3, дают обычно большие расхождения с экспериментальными данными. При подсчетах лучше пользоваться данными исследований, которые проделаны для большинства из лучших профилей, применяемых в настоящее время.
При перерывах в щитках, отличающихся от исследованных в МАИ, МОЖНО изменения 4 ДСу max примерно оценить по фиг. 92 и 93.
Влияние перерывов щитков в многомоторных самолетах. В современных двух- и многомоторных самолетах обтекатели моторных гондол часто доходят до задней кромки крыла. В этих случаях, можно сделать перерывы в щитках пли же отрезать хвостовые
части обтекателей, расположенных под крылом, и отклонять их вместе со щитками, избегнув таким образом разрывов щи£ка по размаху. На основании исследований ЦАГИ можно полагать, что вырезов в щитках за моторными гондолами делать не следует.
У штурмовика «Нортроп» (фиг. 95) с целью уменьшения бафтинга оперения в щитках был сделан целый ряд отверстий диаметром от 125 до 150 мм. В короткой заметке об испытаниях этого самолета,
99
указывалось, что перфорированные щитки не уменьшили эффективности. По исследованиям ЦАГИ, однако, оказалось, что потеря эффективности перфорированных Щитков еще больше, чем у Щитков с перерывами, при одинаковой площади вырезов в обоих случаях.
Таблица VIII
Основные размеры моделей крыльев, исследованных в МАИ
№ и форма крыльев Наименование данных	•	Трапецевидное крыло I 9	Трапецевидное крыло II с прямоугольным центропланом	Прямоугольное крыло III	Прямоугольное крыло IV
Размах 1^мм 			750	750	750	600
Хорда крыла Ькмм . . .		—	_—,	113	90
Максимальная хорда &0 мм 		167	150	—.	—
Минимальная хорда Ьг мм .......	58,5	52,5	—	- —
Средняя хорда 5ср мм ........	113	113	113	90
Л длинение крыла X			6,64	6,63	6,65	6,67
Сужение крыла == -- - 			0 35	0,35		—
Профиль крыла * 			Модификация Кларк			Y
Относительная толщина профиля g% 		15 и 10	15 и 10	12,9	12,9
Площади крыльев $ см2 * * *		858	856,	 854	647
Относительная вогнутость крыла о%	4.2	4,2	‘3,6	' 3,6
b ** ***	... иК				2.8	2Д	-	
Хорда щитков Ьщ % Ьк 		Двадцать процентов			
Угол отклонения щитка р		Шестьдесят градусов			
Перерыв в щитках центроплана	8	8	8	8
Форма концов крыла . 		 Длина размаха прямоугольной части в °/0 размаха крыла ......	*	Прямоугольная 25°/о J -		—
Длина каждого из перерывов во всех трех исследованных вариантах равнялась 2% размаха крыла.
Перерывы в щитках значительно понижают ^Сутах (фиг. -96), несколько увеличивают Си/Сх при Су max, дают небольшое уменьшение и незначительно уменьшают Сто.
* Модификация заключалась в увеличении верхних и нижних ординат в одинаковых отношениях.
** Первые ци/ры о и В—в корне, а вторые—на концах крыла.
*** Площади, замеренные на модели по внутренней хорде крыльев.
100
Для трапецевидных крыльев при размещении перерывов соответственно расположению моторов потеря эффективности должна быть еще больше, так как перерывы увеличатся по длине и приблизятся к средней, наиболее эффективной части щитка.
20 7а fa
70ъ€н
м U и U и лп
------ 7/7 %	__
Фиг. 96. Влияние перерывов в щитке, расположенном посредине размаха на ДСу тах.
	max	Zp		
		°/о		
А — щиток по всему размаху крыла	1.08			
В — исходный щиток	е	(	0,89			*
1-й вариант перерывов	0,78	12	17,2	
2-й	»	»	0,71	16	22,9	
3-й	»	»	0,61	22	31,4	
КОНСТРУКЦИЯ простых щитков
Щитки с лонжероном в передней кромке. При установке щитков хвостовую часть профиля крыла приходится делить по высоте на две части. Естественно, что более сильной должна быть верхняя, неподвижная часть, на которую передаются большие нагрузки при нормальном полете и в которой размещается проводка управления элеронами и щитками. .-
Применение в передней кромке щитков мощных лонжеронов нельзя считать рациональным по целому ряду соображений. Лонжерон щитка уменьшает высоту нервюр хвостовой части крыла,
10!
так как для уменьшения углов закручивания приходится ставить трубу большого диаметра. В качестве шарниров приходится применять специальные подшипники большого диаметра (фиг. 97, I и 98). Лучше выносить ось вращения перед трубой на ушках, позволяющих применить стандартные подшипники (фиг. 97, 11 и 111).
Фиг. 97. Схемы щшков с трубчатыми лонжеронами в передней кромке и отдельными шарнирами а — нервюра крыла; б — нервюра щитка.
В этом случае трудно избежать щелей между крылом и щитком в открытом и закрытом положениях и, следовательно, некоторой потери эффективности при посадке, а также увеличения сопротивления в нормальном полете.
Если нервюры щитка и крыла находятся в одной плоскости (сечения А—А и Б—Б), то вследствие малой строительной высоты они должны иметь большие сечения и вес. Выгоднее нервюры щитка сместить относительно нервюр крыла 11 (сечение С—С). Таким образом высота нервюр, в особенности у щитков, может быть увеличена.
102
Лучше конструкция щитков в виде легкого продольного и поперечного наборов с односторонней жесткой обшивкой. Крепление к крылу в этом случае делается по всему размаху щитка посредством петель, причем сосредоточенные силы от тяг управления передаются
Фиг. 98. Конструкция щитков самолета Галл с трубчатым лонжероном в передней кромке.
на усиленный элемент продольного или поперечного наборов. В качестве усиленного элемента лучше, пожалуй, применять продольные стрингеры и размещать их около центра давления Щитка на г/3 хорды, считая от шарнира. В этом случае количество механизмов меньше, чем при усиленном поперечном наборе щитка.
Щитки с наружной гладкой и внутренней гофрированной обшивкой. Гофр может быть расположен волнами как по направлению размаха, так и по направлению хорды. Лучше размещение направления волн по хорде, так как в этом случае можно свести количество механизмов до 2, поставив один мощный стрингер или лонжерон (фиг. 99).
При продольном гофре приходится усиливать элемент поперечного набора — нервюры щитков. При этом сам щиток должен быть легче, по зато увеличивается количество механизмов.
Щитки с гладкой обшивкой, продольным и поперечным наборами. Эти щитки в свою очередь можно разделить на два типа: у первого типа поперечный набор находится с наружной стороны от обшивки, а у второго типа как продольный, так и поперечный наборы размещаются с внутренней стороны щитка. В первом типе (фиг. 100) продольный и поперечный наборы щитка не ослабляются в месте пересечения, но пижняя поверхность становится хуже в аэродинамическом отношении. Второй тип в конструктивном и производственном отношениях сложнее вследствие наличия пересечений стрингеров с нервюрами, но зато при его применении получается гладкая поверхность щитка. При одинаковой высоте продольного и поперечного наборов (фиг. 101), вследствие ослаблений в местах пересечений, необходимо ставить большее количество механизмов. Чаще всего применяются
юз
Фиг 99. Конструкция щитков с внутренней гофрированной обшивкой.
I — дуралюминовый щиток, II— щиток из нержавеющей стали на точечной сварке
Фиг 100 Щитки с продольным и поперечным наборами, размещенными по разным сторонам от гладх^ой обшивки
I — обшивка в поперечном направлении усилена зиговкой; II — снаружи щитка наклепаны отдель-ные профили
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
щитки, у которых нервюры имеют в местах пересечения с
Фиг. 103. Щиток, обшитый с двух сторон.
лонжеронами большую высоту и перерезаются лишь наполовину (фиг. 102).
Щитки, обшитые с двух сторон (фиг. 103), применяются значительно реже. Для упрощения сборки внутренняя обшивка у них имеет дыры облегчения.
Фанерные щитки (фиг. 104). Наружные
волокна фанеры раз-
мещены по размаху. Для увеличения жест-
кости в направлении хорды поставлены дуралюминовые швеллеры.
Для плотного прилегания щитков к крылу необходимо, чтобы их задние кромки имели достаточную жесткость и не заканчивались од-
Фиг. 104 Конструкция фанерного щитка.
ним листом. Увеличение жесткости достигается уменьшением хорды крыла или щитка и постановкой на задних кромках стрингеров закрытого сечецдя. Чаще всего эти стрингеры образуются загибом обшивки.
КОНСТРУКЦИЯ МЕХАНИЗМОВ ПРОСТЫХ щитков
Под механизмом щитков в дальнейшем подразумевается конечный механизм проводки управления, непосредственно отклоняющий щиток.
106
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Аэродинамическая компенсация щитков затруднительна в конструктивном отношении, вследствие чего шарнирные моменты значительно больше, чем у закрылков. Для управления щитками применяются чаще всего стержневые механизмы. При полном открытии щитка оси вращения стержней перемещаются так, что механизм приходит в мертвое положение. Максимальные усилия, действующие по стержням при полном открытии щитка, передаются непосредственно на опоры, и нагрузка на проводку управления равняется нулю.
Фиг. 105. Механизм элеронов и щитков при тросовой проводке.
Чаще применяется жесткая проводка*управления. Тросовая проводка ставится реже, так как ввиду значительных усилий приходится применять трос и ролики большого диаметра.
Механизмы при тросовой проводке управления. На фиг. 105 изображена схема диференциального управления элеронами, которую можно применить и для управления щитками. Труба 1 может передвигаться в осевом направлении в подшипниках 2 посредством троса 3, укрепленного на обойме 4. Обойма насажена на направляющую трубу и имеет второе ушко, к которому крепится тандер 5, другим концом шарнирно соединенный в данном случае с элероном 6, При нейтральном положении элерона тандер в плоскости крыла занимает положение, указанное сплошными линиями 7. Для отклонения элерона вниз труба, а вместе с ней и передний конец тандера
107
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 106. Механизм щитков на самолетах Волги.
108
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!<
перемещаются влево, причем тандер занимает положение ВВ'. При отклонении элерона вверх обойма перемещается в точку А, и тандер занимает положение АА'. Для управления щитками обойма при нейтральном положении должна быть перемещена в крайнее правое или левое положение. Если, например, обойма находится в крайнем правом положении (точка Л), то тандер располагается под углом к направлению хорды щитка и оси направляющей трубы. При полном открытии щитка обойма смещается в положение С, и тандер СС' устанавливается перпендикулярно к оси направляющей трубы. Таким образом усилие, направленное по тандеру, передается полностью на трубу и отсюда через подшипники на нервюры илй лонжерон крыла, смотря по тому, где укреплены подшипники. Проводка управления при максимальном открытии щитка и максимальном шарнирном моменте будет полностью разгружена от усилий.
Второй вариант механизма при тросовом управлении щитками применяется на самолетах Волти (фиг. 106). На хвостовой части нервюры крыла при помощи отливки 1 укреплен сектор 2 с подкосом 3. К полученному таким образом кронштейну с осью вращения Оу—02 крепится распорка 4, верхний конец которой вращается относительно оси 03—04, а нижний относительно оси 05—06, находящейся на лонжероне щитка 5. Отдельные кронштейны связываются между собой участками тросов 6, концы которых крепятся па каждом из соседних секторов. Соединительный обратный трос 7 проходит через фибровую направляющую, укрепленную на скобе 1. При за-* крытом щитке нижний конец распорки 4 укладывается в вырез 8, имеющийся в верхней полке лонжерона.
Кинематика механизма изображена на схеме I. Положение распорки 4 при закрытом щитке обозначено цифрами I — I. По мере поворота кронштейна и открытия щитка распорка последовательно занимает положения: II — II, III — III и IV — IV. Последнее положение соответствует полному открытию щитка ({J = 45°). Распорка 4 в этом случае перпендикулярна к лонжерону щитка 5 и находится в одной плоскос1и с подкосом кронштейна 3.
При полном открытии щитка усилие передается на кронштейн и хвостовую часть нервюры так же, как и в предыдущем механизме, не нагружая совершению ведущих и обратных тросов.
Механизмы щитов при жесткой проводке управления. Жесткая проводка из труб, работающих на кручение, применяется сравнительно редко, так как для уменьшения углов закручивания необходимы трубы больших диаметров.
В случае применения рычагов, как у простых закрылков, для уменьшения усилий в проводке необходимо брать большие цлечи. Однако усилия в тягах управления достигают все же больших величин вследствие значительных углов поворота и уменьшения плеч рычагов.
Уменьшение усилий, передающихся на проводку управления от щитка при полном его открытии, достигается применением двух стержней приходящих в положение, близкое к мертвому.
109
110
Фиг. 107. Типы механизмов щитков при жесткой проводке, работающей на кручение I и II или частично на кручение и осевые нагрузки III.
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Характерные представители подобного рода механизмов приведены на фиг. 107. Два стержня 1 механизма I, соединены шарнирно с нарезной муфтой 2, надетой на червяк 3. При помощи кардана^ червяк связан с горизонтальным валом 5, который посредством конических шестерен 6 соединен с валом 7, общим для целого ряда подобных механизмов. Значительно проще механизм II, состоящий из продольной трубы 1, работающей на кручение, рычага 2 и тан-дера 3, соединенного с ушковым болтом 4, укрепленным на лонжероне 5 щитка. Недостаток эТйх механизмов заключается в том, что длинная труба закручивается и отдельные механизмы открываются и закрываются неодинаково. Кроме того, длинные трубы при деформациях крыла могут быть зажаты в подшипниках.
Механизм III не имеет этих недостатков. На кручение здесь работает короткая труба 1, на концах которой под углом 90° друг к другу насажены рычаги 2 и 3, Проводка управления состоит из труб 4, работающих па растяжение и продольный изгиб. При полном открытии щитка рычаг 2 и тандер 5, соединенные посредством кардана 6, становятся в плоскость, перпендикулярную к оси лонжерона щитка, и образуют между собой тупой угол (фиг. 107, IV), Для того чтобы рычаг 2 не изгибался, его, очевидно, можно установить под углом коси трубы 1, выбрав этот угол так, чтобы оси-рычага и тан-дера находились на одной прямой в то время, когда они приходят в одну ПЛОСКОСТЬ'.
В большинстве случаев проводку управления и механизмы щитков делают из элементов, работающих па растяжение и продольный изгиб (фиг. 108). Тяги управления обычно двигаются поступательно в направляющих из двух роликов или трех радиальных шарикоподшипников, поддерживающих трубы в двух или трех точках на каждом из кронштейнов.
В механизме I на тягу управления 1 надета муфта 2 с двумя сережками 3, ось вращения которых перпендикулярна оси трубы I Сережки крепятся к щитку аналогичной муфтой, вращающейся около трубы 4, укрепленной на щитке. При поступательном перемещении тяги управления и верхней муфты сережки, вращаясь относительно муфт, а вместе с ними и относительно осей труб 1 и 4, подтягивают или же опускают щиток. Если верхнюю муфту выполнить в виде гайки, а трубу на некотором участке заменить на червяк, то этот механизм можно приводить в действие вращением трубы 1, При открытом щитке сережки и муфты устанавливаются в плоскости, перпендикулярной к оси трубы.
В механизме II на тягу управления 1, двигающуюся поступательно, насажена свободно вращающаяся муфтд 2, удерживающаяся от скольжения по оси тяги кольцами 3, закрепленными неподвижно. Наружная направляющая труба 4 крепится концами к двум соседним нервюрам или на специальных кронштейнах 5, Ушко муфты выходит из направляющей трубы через вырез и крепится к верхнему концу регулируемой по длине распорки 6, выполненной в виде тан-дера.
Ш
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
фиг. 108. Механизмы щитков при проводке из труб, перемещающихся поступательно, и работающих на осевые нагрузки.
* 112
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Фиг. 109. Механизм щитков при проводке из труб, укрепленных на качалках.
Механизм III состоит из зубчатых реек 1 и барабана 2, смонтированных в общем картере 3. Картер имеет цапфы и может поворачиваться в подшипниках, укрепленных на кронштейнах 4. Продольные рейки вместе с картером поворачиваются около своей оси и соединяются с тягами управления посредством шаровых шарниров.
В качестве недостатка схем, 'изображенных па фиг. 108, можно отметить необходимость применения направляющих для осевого перемещения тяг управления. При изгибе крыла направляющие могут зажать тяги-
В этом отношении лучше механизм, изображенный на фиг. 109, состоящий из двухплечего рычага 2, соединенного карданом 2 с регулирующейся распоркой 3. Механизм на схеме изображен в полуоткрытом положении. При полном открытии щитка длинное плечо рычага и распорка приходят в плоскость, перпендикулярную к лонжерону щитка. Здесь
тяги подвешиваются на качалках, как и в большинстве схем управления с жесткой проводкой.
ЩИТКИ КАЛЬМ
Отличительные особенности щитков Кальм заключаются в малой хорде (Ъщ > 5—7% Ьк) и угле отклонения, равном 90°.
Эффективность щитка Кальм при данной хорде уменьшается при сдвиге оси вращения к передней кромке крыла. Для щитка, расположенного по всему размаху крыла, с хордой 6,67% получается следующая зависимость между расстоянием до задней кромки крыла х И	(фиг. 110):
х = О.......................~	0,55 (70%)
я: = 5,33%..........*Сот!а =0,49 (63%)
х = 10,66%..........АСутах = 0,45 (57%)
Л. и. Сутугин— 1142—8	ч .	113
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
стояния их от задней кромки крыла.
/—пхюфильСа-388;//—— 6,67% %; х =0;
Ьщ-6,67% Ьк ; х = 5,33%	; IV— Ьщ =
*	= 6,67% Ьк ; х = 10,66% Ьк .
Фиг 111. Влияние на Сутах ширины щитков Кальм, расположенных в задней кромке крыла.
/ — профиль Са-388; II —	— 2,8% Ьк *
А== 35 %, III Ьщ 4,17% % > ДС^ = 47%;
- Ьщ 5,56% Ьк ; ДСу - 64%; V- Ьщ 6,67% Ьк; ДСу =70%.
114
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 112. Щитки Кальм на самолете»3<Капрончино».
I — щиток открыт р = 90°; II — щиток нейтрален р — 0\
115
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Максимальное приращение Сутах соответствует положению оси Вращения щитка Кальм в задней кромке крыла и, следовательно» открытию по направлению потока.
Конструктивные затруднения, встречающиеся при креплении щитков Кальм к задней кромке крыла, главным образом, и ограничивают ширину их хорды. Эффективность щитков увеличивается с увеличением хорды (фиг. 111).
Щитки Кальм могут быть съемными. Применение их имело смысл на построенных самолетах, когда нужно считаться с минимальным количеством переделок.
Щитки Кальм на самолете «Капрончино» (фиг. 112) имеют общую ось 1 и круглые шайбы 2 У кронштейнов крепления к крылу. Управление состоит из труб, работающих на кручение, цепей Галля 3 и шестеренок.
ЩИТКИ ЦАП
По принципу работы щитки Цап отличаются от простых щитков тем, что увеличивают площадь крыла.
Щитки Цап, расположенные по всему размаху модели прямоугольного крыла профиля Кларк Y, были исследованы в Америке. На основе большого количества испытанных положений этих Щитков при различных углах отклонения (включительно до р =60—75°) построены графики, по которым можно примерно определить величину приращения Сутах в зависимости от положения оси вращения и задней кромки щитка. Кроме того, по материалам испытаний Ложно сравнивать эффективность щитков с фиксированной и подвижной осями вращения.
На фиг. 113 построеноизменениеСушах и ^G/max для случая, когда щитки после открытия их на определенный угол (при у = const) начинают в этом положении перемещаться назад до тех пор, пока их ось вращения не совпадает с задней кромкой крыла. Левая крайняя точка каждой кривой соответствует простому щитку, а все остальные—щитку Цап, отклоненному на тот же угол, но при различных положениях оси вращения по хорде крыла. Углы отклонения 3 и соответствующие им постоянные для данного р величины ординаты у помечены на каждой кривой.
Из диаграмм следует, что эффективность щитков всех размеров и при всех углах отклонения увеличивается при сдвиге оси вращения назад, т. е. щитки Цап в отношении увеличения СутаХ эффективнее простых щитков. Из испытаний выяснилось, что для щитков с хордами 30 и 40% наивыгоднейшая величина горизонтального смещения получается при больших углах отклонения.
Углы отклонения, координаты задней кромки и величины ACymdX, соответствующие наивыгоднейшим положениям щитков Цап, указаны в таблице IX.
116
ч
Т а блица IX
Сравнительные данные прямоугольных крыльев с профилем Кларк Y и щитками Цап, размещенными по всему размаху при наивыгоднейших положениях
№ по порядку	Координаты наивыгоднейших положений		Хорда % 5К	Угол отклонения	С„ тят исходного у ДИЛЛ, профиля 3^=0° 1 — —					— 1	СУ шах кРыла со щитками в наивыгоднейшем положении	max а^со“ лютное	др	о/ nvy max	СУ ~ исходного ^х профиля при у max	(' У — крыла со щит-^х ком в наивыгоднейшем положе-НИИ при Су тах	а (при 8—0°)	а (при наивыгоднейшем положении)
1	в	* 		\Jp75‘	2?	75	1 28	2,28 [2Д7]	1,00 [0 89]	78 0 [69,6]	7,8	4,15	14/14	
2	_i__J	'*7 Т-^6'0’ ‘	зэ	60	1,28	2 44 [2,22]	1 16 [0 94]	910 [73,6]	7,8	49	14/13	
3 4	ь- yTt>U#		40	45	1 28	2,49 [2.И]	1 21 [0 83]	94 5 [66,0]	78	42	14/13	
		— - в	40	60	128	2,49 [2,26]	1,21 [0,98]	94 5 [76,5]	7,8	3,5	14/13	
Примечания 1. Re=0,609*10°.
; ,	2. В скобках указаны данные, отнесенные к площади крыла, равной произведению размаха на проекцию хорды
2 наивыгоднейшего положения на хорду исходного профиля?
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
max aScan
max	Щитки по всему раз -
I х маху прямоугольного 2в0^ ^0:У^35% нрб/ла. I	|
^>^5^29^
.0,50 —
-0,40
40 ~Х%&С j
-2/7	~Л7
3=15°У^%	__
~"Т Кларк У
в^о^^гвх,
о.боу^ У-Const
 230
20
575^/94%
ф-ЗО^Ю^о
190 \
180
Т.7О
B^30°y^Z0%

Ю 20	30
8щ*зо%8к--------
Фиг. 113. Влияние на С дУтах и Су тах перемещения оси вращения щитков Цап при одинаковых р.
118
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками? Г
Щиток шириной 20% Ък дает наибольшее приращение при сдвиге оси вращения в заднюю кромку крыла. У щитка с хордой 40% Ьк приращение Сутах почти одинаково при углах отклонения 45 и 60°.
Наивыгоднейшее положение щитка зависит от его хорды; но для всех щитков максимальное приращение Cv max получается в том случае, когда задняя кромка щитка заходит за перпендикуляр, опущенный из задней\кромки$крыла.
Фиг. 114. Траектории перемещения задних кромок щитков Цап, । соответствующие одним и тем же значениям Су тах
Из таблицы IX следует, что прц установке щитка Цап шириной 40% Ьк можно получить большее приращение Су тах* чем при хорде, равной 20% Ък. Однако в первом случае посадочная скорость будет меньше, чем во втором всего лишь на 3%. Широций щиток тяжелее узкого, и разница посадочных скоростей в действительности еще меньше.
Ввиду конструктивных затруднений, связанных с передвижкой скользящцр оси в заднюю кромку крыла, щиток шириной 20% Ък чаще всего устанавливают так, что его задняя кромка доходит до перпендикуляра, опущенного из задней кромки крыла (х =0). В этом Случае (фиг. 113) для =75° Сьтах =2,25 вместо 2,28, соответствующего наивыгоднейшему положению.
119
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Щитки с хордами 30 и 40% можно установить в наивыгоднейшие положения, так как при этом скользящие оси находятся от задней кромки крыла на расстоянии 10% (табл. IX). Наивыгоднейшая хорда для щитка Цап равна 30% Ьк .
Влияние на ^Сушах ординаты задней кромки щитка у значительно больше, чем абсциссы ж. Так, например, для Ьщ =20% Ьк и(Э =60° перемещение задней кромки щитка назад на 1% Ьк дает увеличение Сутах 0,005 (фиг. ^ри ж = 0 и увеличении 3 от 45 до 60° и у от 14,1 до 17,7% опусканию задней кромки на 1% Ьк соответствует приращение Сушах ~ 0,025, т. е. большее в прть раз.
В тех случаях, когда щитки Цап по конструктивным соображениям не могут быть сдвинуты назад в наивыгоднейшие положения, Сушах можно определить для любого положения по фигуре 114, на которой нанесены траектории перемещения задних кромок щитков, соответствующие одним и тем же зпачениям Сушах-
ДЛИНА И РАЗМЕЩЕНИЕ ЩИТКОВ ЦАП
Влияние на эффективность механизированного крыла длины и размещения щитков Цап по размаху крыла мйжет быть определено по графикам, составленным для простых щитков (фиг. 83, 88, 89, 90, 91, 93) с учетом поправок, указанных в замечаниях к графикам. В качестве примера применения графиков произведем следующий подсчет. В ЦАГИ были проведены исследования прямоугольного крыла со щитками Цап длиной 100 и 70% ZK при Ъщ = 30% Ьк . Щиток был отклонен на р = 60°, причем его задняя кромка находилась на перпендикуляре, опущенном из задней кромки крыла. Относительная толщина исследованного профиля о = 16% и lie =0,7256  106.
По исследованиям ЦАГИ при размещении щитков по всему размаху АСушах —1,272, или 104%, а при 1Щ = 70% ^Сушах =0,946. или 77,5%. По графику, изображенному на фиг. 83, для изолированного крыла А при /щ = 70% /к имеем ЛСУтах = 0,61 и при ^Су шах —0,81.
1 272
Учитывая поправочный коэфициент с? ”	=1’57, получаем
для профиля, испытанного в ЦАГИ, при 1щ =<70% приращение Су шах» исправленное на влияние исходного профиля, тип щитков и их хорду при Re =0,7256 • 106:
^Су шах = 0,61 - 1,57 = 0,957 > 0,946-
Таким образом при определении по графику ЬСУ тах Для 1Щ = 70% 7К получается ошибка около 1%.
КОНСТРУКЦИЯ ЩИТКОВ ЦАП И ИХ МЕХАНИЗМОВ
У щитков Цап передняя кромка поддерживается по размаху лишь в нескольких точках соответственно количеству отдельных механизмов. Весь щиток в целом должен иметь достаточное сечение для вое-120
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
приятия изгибающего момента. Нагрузка от щитков Цап передается на крыло в виде сосредоточенных сил, в то время как при простых щитках часть нагрузки равномерно распределена по размаху.
При гладкой обшивке щитки Цап должны как минимум иметь три стрингера. Передний и средний стрингеры передают нагрузку на крыло через механизмы щитка и имеют усиленные сечения. Средний стрингер размещается на 30—40% хорды щитка и наиболее нагружается при его открытии. Задний стрингер служит для увеличения жесткости задней кромки щитка.
Нагрузка на хвостовые нервюры при щитках Цап значительно больше, чем при простых щитках, и точка ее приложения находится ближе к задней кромке крыла, поэтому уменьшение строительной высоты нервюр еще менее желательно. Наилучшим конструктивным решением для щитков Цап следует признать применение лишь
Фиг. 415. Экспериментальный самолет Парналл «Парасоль» со щитками и элеронами Цап.
одного поперечного набора, наружной гладкой обшивки и внутреннего гофра с волнами, направленными по размаху (фиг. 115). Передняя кромка щитка должна плотно прилегать к пижней поверхности крыла, если же образуется продольная щель, то эффективность уменьшается.
Механизмы щитков Цап значительно сложнее механизмов простых щитков вследствие более сложной кинематики.
Фирмой Цап запатентовано несколько механизмов для схем управления, выполненных из труб, работающих на кручепие (фиг. 116). Передняя кромка щитка в механизмах 7, II крепится к ушку О нарезной муфты 7, двигающейся при вращении червяка 2 в направлении хорды. Стержень 3 верхним концом шарнирно крепится к крылу, а нижним к щитку на расстоянии 30—40%	от передней
кромки. Червяк вращается посредством конических шестеренок 7, из которых одна насажена на червяке, а вторая на трубе управления. Для того чтобы без значительных усилий в управлении можно было прижать щиток к крылу, необходимо иметь угол ОО"О' возможно меньшим. Если ось вращения О' размещается внутри профиля крыла, то угол ОО”ОГ близок к 180°. Улучшить кинематику можно, вынеся ось О' вверх — над крылом I или ось О" вниз —под щиток 77.
121

122
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В > обоих случаях увеличивается сопротивление в нормальном по-тготр,- ппичем вынос оси вверх хуже, чем вниз.
кинематическом и аэродинами-
117. Конструктивная схема и кинема-механизма щитков Цап при проводке»
Фиг. тика выполненной из труб и реек, работающих на осевые усилия.
лете, причем вынос оси вверх хуже, Механизм Ill несколько -лучше в ческом отношениях и проще по конструкции. Задний рычаг составляет здесь одно целое с зубчатым сектором 7. На передней кромке щитка укреплен -ролик	2*	ск ользящий
между двумя направляющими 3, Щиток управляется трубой, на которую насажены шестеренки 4, сцепляющиеся с секторами 1.
Механизм IV предназначается для щитка, выполненного из гофра с в ол нами, направ л енными по размаху. Щиток 1 состоит из ряда отдельных участков, которые наматываются на общий барабан 2 и при открытии двигаются по направляющим 3. Когда щитки втянуты, направляющие прижимаются к нижней поверхности крыла п осред ств ом д оп ол нит ел ь-ного механизма. Этот механизм состоит из сережек 4, насаженных на нарезную муфту, передвигающуюся червяком 5, который вращается коническими шестеренками 6, насаженными на вал, направленный по размаху крыла. Недостаток описанных механизмов заклю- 1 чается в том, что трубы у отдельных механизмов закручиваются на разные углы и могут при прогибах крыла вызвать заедания в подшипниках.
Проводка управления к механизму (фиг. 117) выполнена из труб, работающих на растяжения и продольный изгиб, и участков 123
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
из зубчатых реек к и к'. Передача движения под прямым углом осуществлена посредством цилиндрических шестеренок R. Верхний конец стержня В, отклоняющего щиток, крепится не к крылу, а к поперечной рейке к', двигающейся поступательно,' а нижним конец к щитку. Передняя кромка щитка скользит по направляющим.
Фиг. 118 Конструктивная схема механизмов щитков Цап и пл управления на самолете Парна л л «Парасоль».
Механизмы щитков Цап экспериментального самолета Парналл «Парасоль» (фиг. 118) состоят из двухплечих рычагов 1, одно плечо которых соединяется с проводкой управления. У крайних, внут-ренних, ведущих рычагов имеются нарезные муфты 2, через которые проходят червяки управления. К другим плечам рычагов кре-пятся тяги 3, соединенные с муфтами 4. Муфты находятся внутри коробчатых усиленных хвостов нервюр, а болты, служащие осью вращения передней кромки щитка, выходят наружу через направляю-
124
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тцие вырезы в стенках нервюры. На концы болтов надеты швеллеры 5, являющиеся нервюрами щитков. Нижняя ось вращения стержней 6,	,
служащих для отклонения щитка, крепится к ушкам 7, закрытым обтекателями 8. Недостаток этого механизма заключается в приме-	|
пении направляющих без роликов, ввиду чего усилия на штурвале	j
управления при Н =177 мм и 8 = 61° достигали 13 кг вследствие одного лишь трения.
Компенсированные щитки (фиг. 69, IV, V и VI) менее эффек- j тивны, чем простые щитки и щитки Цап и представляют интерес лишь с точки зрения уменьшения шарнирных моментов.
ВЫВОДЫ
Наибольшее приращение Сутах соответствует случаю, когда задняя кромка щитка переходит за перпендикуляр, опущенный из задней кромки крыла к его хорде, и опускается ниже на 87—97% хорды	(
щитка.
Наивыгоднейшее положение и максимальное приращение Сутах	।
может быть достигнуто в щитках Цап. Щитки Кальм при отклоне- ' нии приближаются к наивыгоднейшему положению.
Простые щитки и все щитки с неподвижной осью вращения дают меньшие приращения Су тах, так как при отклонении их задняя кромка одновременно с опусканием удаляется от перпендикуляра к хорде крыла, опущенного из его задней кромки. Разница в ^Cyniax простых щитков и щитков Цап при их наивыгоднейших положениях для профиля Кларк Y и хордах щитков шириной 20, 30 и 40% Ък доходит соответственно до 0,16, 0,33 и 0,40.
Выбор наивыгоднейшего положения щитков и их размеров значительно проще, чем для щелевых закрылков. Наивыгоднейшая хорда простых щитков равна 20% Ьк и угол отклонения 60°, а для щитгЛв Цап хорда 30% Ьк и угол отклонения 60°.
Существенным преимуществом щитков Цап перед простыми щитками является хорошая аэродинамическая компенсация.
Все щитки создают достаточное увеличение Сх при подходе па посадку.
Взлет с частично открытыми щитками хуже, чем при закрылках, так как Сх на взлетных углах увеличивается, и качество падает сильнее.
Конструкций различных типов щитков мало чем отличаются ' друг от друга и не сложнее, чем у закрылков. Основным критерием для выбора типа щитков служит конструкция механизмов и их крепление к крылу.
Щитки Кальм, несмотря на хорошие аэродинамические данные, не получили распространения вследствие трудности крепления к задней кромке крыла. Конструктивные ограничения хорды щитков не позволяют достигнуть больших приращений Сутах.
Механизмы щитков Цап, невидимому, невозможны без направляющих, которые создают значительное трение и при деформациях
125
крыла могут заклиниться. Большое количество червяков, шестеренок и муфт делают эти механизмы чрезмерно тяжелыми. Для улучшения кинематики механизмов приходится выносить оси вращения щитков из профиля крыла и применять большое количество обтекателей, увеличивающих СХШт крыла. Наивыгоднейших положений щитков Цап, размещенных в центроплане низкорасположенного крыла, зачастую достигнуть невозможно, вследствие малого расстояния от задней кромки щитков до поверхности земли при нормальной высоте шасси.
Вследствие конструктивных ограничений, которые значительно понижают преимущества наиболее выгодных в аэродинамическом отношении щитков Цап, распространение получили простые щитки.
- vhwlлот своими руками?!
ГЛАВА VI
ПОДКРЫЛКИ
РАБОТА ПОДКРЫЛКОВ, ИХ ТИПЫ И ОСОБЕННОСТИ
Подкрылки (фиг. 119) имеют крыльевой профиль и в нейтральном положении помещаются Подкрылок Фаулера при отклонении скользит назад и поворачивается относительно оси, находящейся на значительном расстоянии от хорды крыла, причем между носком подкрылка и крылом образуется щель. В конечном положений носок подкрылка Фаулера размещается непосредственно под задней кромкой крыла.
Подкрылок ЦАГИ испытан в предположении, что его крепление к крылу осуществляется при помощи двух стержней 1—2 и 3—4. В начале отклонения подкрылок опускается, затем его носок поднимается и в конечном положении между носком подкрылка и крылом образуется щель. Носок подкрылка ЦАГИ не доходит до задней кромки крыла.
При открытии подкрылков увеличивается площадь крыла, причем в подкрылках ЦАГИ увеличение площади ограничивается конструкцией механизма. Хотя работа подкрылков в конечном положении аналогична подвесным закрылкам, Сугаах в первом случае следует относить к исходной площади крыла, а во втором — к площади крыла и закрылка.
Подкрылки ЦАГИ в конечном положении могут плотно прилегать к крылу и работать, как щитки Цап.
Оба типа подкрылков увеличивают вогнутость профиля.
Исследования, проведенные в Америке, выявили степень важности отдельных факторов, влияющих на эффективность крыла с подкрылками Фаулера (увеличение вогнутости, увеличение площади, эффект щелей). Оказалось, что некоторое повышение Су тах 127
в углублении хвостовой части крыла.
I
Фиг. 119. Подкрылки Фаулера I и ЦАГИ II.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дает углубление, в котором женин (таблг X).
помещается подкрылок в убранном поло-
Таблица X
Факторы, влияющие на ДСу тах крыла с подкрылком Фаулера
Порядок по степени эффективности		Положение подкрылков	Факторы, влияющие на ^у max	&п = 20 % Ък			ьп = 40 % Ьк		
			ушах	&&У max		^ymax	^у max	
				абс.	о/ /о		абс.	о/ /о
	Исходный профиль 			1-31			1,31		
I	Крыло с подкрылком ....	Щель		0,45	34	—	0,77	59
П	Крыло с выдвинутым подкрылком при р = — 5°	Площадь	—	0.32	• 25	—	0-56	43
Ш	Крыло с подкрылком р = -- зо и 40° *		Вогнутость		0,30	23	•*—-	0,42	32
IV	Крыло без подкрылка 		Углубление в крыле для подкрылка	—“	0,07 ч	5	т *	0,11	8
V	Крыло со сдвинутым подкрылком при открытой ще-ли р = 30 и 40° *	Щель, площадь, вогнутость и углубление	2.45	1,14	87	3.17 *	1,86	142
В первом положении подкрылок, невидимому, был отклонен (как в положении III), углубление для него в крыле закрыто, щель открыта. Во втором положении щель между подкрылком и крылом закрыта так же, как и углубление в хвостовой части крыла. В третьем положении щель и углубление закрыты. В четвертом положении крыло испытано без подкрылка с открытым для него углублением.
При сдвиге и отклонении подкрылков наибольшее приращение Сутах получается от эффекта щели. Следовательно, большая эффективность подкрылков Фаулера но сравнению со щитками Цан объясняется в первую очередь устройством щели (что, конечно, рационально лишь при обтекаемом профиле подкрылка), а затем большим увеличением площади.
Из кривых распределения давления но крылу и подкрылку Фаулера (фиг. 120) видно, что приращение подъемной силы является
* р == 40° Для подкрылка шириной 40% &к
128
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
результатом увеличения разрежения над крылом, давления под крылом и дополнительной подъемной силы, создаваемой самим подкрылком. Центр давления при открытом подкрылке сильно смещается назад. Величина нагрузки и точка ее приложения несколько изменяются по размаху подкрылка.
Фиг. 120. Распределение давления по крылу с подкрылком Фаулера, расположенным на 70% размаха при а= 14°, соответствующем случаю Ак. Ьп = =-30% ьк; ак = 16%; ап = 12,5%. Подкрылок сдвинут назад таким образом, что координаты его носка относительно задней кромки крыла х = 100% и у =— 2,5% Ьк, угол отклонения 35°.
ПОДКРЫЛКИ ФАУЛЕРА
НАИВЫГОДНЕПШИЕ ПОЛОЖЕНИЯ И РАЗМЕРЫ ПОДКРЫЛКОВ ФАУЛЕРА
По данным американских исследований наивыгоднейшее положение подкрылков в отношении приращения Сэ тах не зависит от ширины хорды и определяется координатами у =—2,5% Ьк и х = Ък (фиг. 121).-
Из фиг. 122, I следует, что максимальная из исследованных хорд (6П = 40% Ък ) не является еще наивыгоднейшей в отношении ДС'у max-'Л* II. Сутугин—1142—9	129
Величина C'ym?x. отнесенная и площади раздвинутого крыла Ilt
Фиг. 121. Наивыгоднейшие положения подкрылков Фаулера с хордами 20, 30 и 40% %
Координаты соответствуют положению центра окружности, вписанной в переднюю кромку подкрылка (я — г =1,5% Ьп ; у 3,5% профиль крыла и подкрылка Кларк Y; 1*е — 609 000.
Фиг. 122. Сутахкрыла с подкрылком Фаулера, отнесенный к исходной площади (сложенное крыло 1) и увеличенной площади (раздвинутое крыло II).
при увеличении хорды подкрылка возрастает медленнее вследствие того, ЧТО А Сушах на единицу мЛЛОЩа ДИ самого подкрылка уменьшается при увеличении его ширины.
Наибольшее приращение CI/max у подкрылков с хордами 30 и 40%Ьк получается при ,3 =-40°, а для подкрылка шириной 20% Ьк при р = 30° (фиг. 123, II).
Наивыгоднейшее пол ожени е узких подкрылков в отношении взлета совпадает с паилучшим положением в отношении приращения Су тах (фиг. 123). Угол отклонения узкого подкрылка одинаков как для взлета I, так и для посадки II и равен 30°. Подкрылки с хордами 30 и 40% при взлете необходимо отклонять па меньшие углы, чем при посадке.
На основании исследований само-
лета Фейрчайлд F-22 для подкрылков с размахом 71% 7Н установлены несколько иные наивыгодиейшие положения (фиг. 124).
130
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 123. Су, С#, Ст и ц. д. при наивыгоднейших положениях подкрылков Фаулера для взлета J и для посадки II по исследованию модели крыла Профили крыла и подкрылка Кларк Y; Re = 609 000 (труба NACA 7' х 10'); х = Ьк ; у = — 2,5% Ъ .
1 исходный профиль
	2 К = 20% Ък	’ 3 = зо°	3 = зо°
I и II	3 Ьп= 30% Ьк	I	3 = зо°	и .	3 = 40°
	J ьп = 40% Ьк	3 = 25°	з = 40°
131
L\D
Таблица XI
Основные аэродинамические данные прямоугольного крыла с подкрылками Фаулера шириной 20, 30 и 40% q&
Схемы	« Л> jq н гО	Наи выгоднейший угол отклонения В° 	 п	yQ max исходного профиля	^у max крыла с подкрылком	АСу щах абсолютное	щах относительное %	г у0 max Cv хо при Су0 max исходного профиля	л ^у max	а° о а° при л vy max
								CL Л при г> у max С подкрылком	
	40	40	1,31	3,17	1,86	142,0	8,61	4,17	15,0/14,0
>	--  -1 ^р^жности, вписанной сноса1*лодкрЬ/лка	"хХ									
। 	 *	nSF 	— в 	 	 *	30	40	1.31	2.85	1,54	117,5	8,61	4,53	15,0/13,0
	20	30	1,31	2,45	1,14	87,0	8 61	5,32	15.0/14,5
									
Примечания. 1. Труба NACA 7'хЮ'.
2.	Профили крыла и подкрылка Кларк Y.
3.	Re == 0,609-10б.
4.	Су отнесены к площади исходного крыла (с закрытыми подкрылками).

www.vokb-la.spb.ru - Самолет своими руками?!
По исследованиям ЦАГИ наивыгоднейший взлет с подкрылком шириной 30% Ък при размахе 70% 1К соответствует горизонтальному перемещению подкрылка в пределах 60—80% Ък. Угол отклонения при этом не указан.
Исследований влияния профиля подкрылка на его эффективность в настоящее время не имеется, но по аналогии со щелевыми и подвесными закрылками можно полагать, что оно невелико. Очертание нижней поверхности подкрылка должно совпадать^ нижней кривой хвостовой части исходного профиля. При выборе от-	СеВиг
носитальной толщины под-	------—
крылков должны в первую . ;
очередь быть учтены конструктивные соображения: достаточная строительная высота лонжеронов и удобство крепления механизмов.
Основные аэродинамические данные крыльев с подкрылками Фаулера различной ширины приведены в таблице XI.
ДЛИНА И РАЗМЕЩЕНИЕ ПОДКРЫЛКОВ ПО РАЗМАХУ КРЫЛА
Фиг. 124. Наивыгоднейшие положения подкрылка на самолете Фейрчальд F-22 =	Ьп=30%Ьк).
I — для Гтах и Гкрейс; И — для вертикальной скорости; III — для взлета сухопутных са-молетбв; IV — для посадки и взлета гидросамолетов.
В ЦАГИ были проведены исследования прямоугольного крыла с подкрылками Фаулера, имевшими размах 100 и 70% ZK .
Наивыгоднейшее положение подкрылков с хор
дой 30% Ьк оказалось аналогичным американским испытаниям, т. е. ж=6к и т/ =—2,5% Ьк . Относительная толщина исходного профиля крыла ок= 16%, а подкрылка оп= 12,5%; Ite = 0,7256 • 106. Подкрылок
был отклонен в конечном положении на угол 35°. На подкрылке установлен простой щиток с хордой 20% Ьп при Вщ = 60°.
При испытаниях крыла с подкрылком и щитком, расположенным по всему размаху ДСутах =1,868, или 152,8%, а при размещении их па 70% размаха ДСутах = 1,276, или 104,2%.
По графику, приведенному нафиг.83, при 1Щ = 70% ?к АСутах^ — 0,61 и для	АСутах =0,81. Поправочный коэфициент
¥	= 2,31 и исправленный ДС&-тах =0,61 - 2,31 = 1,41 > 1,276,
Т. е. ошибка равна + 10% по вания ЦАГИ.
отношению к результатам исследо-
133
Таким образом графики для подкрылков со щитками дают меньшую точность, чем для щитххов Цап.
Исследования, проведенные в ЦАГИ, показали, что уменьшение размаха подкрылка дает большее понижение АСутах, чем уменьшение размаха простых щитков и щитков Цап.
КОНСТРУКЦИЯ ПОДКРЫЛКОВ ФАУЛЕР 1 И ИХ МЕХАНИЗМОВ
Механизмы подкрылков Фаулера. Подкрылки Фаулера в наивыгоднейшем положении должны быть сдвинуты назад на величину пх хорды. Это условие значительно усложняет конструкцию механизмов.
Фиг. 125. Схема механизмов подкрылков Фаулера на самолете Физелер Fi-97
Фиг 126 Крыло самолета Физелер Fi-97 в сложенном виде
1—поди рыло к, 2—направ ляю-щие механизмов, выступающие из верхней поверхности крыла
Фиг. 127. Консольный механизм подкрылков Фаулера.
У самолета Физелер Fi-97 направляющие подкрылка сделаны сверху (фиг 125 и 126) и значительно выступают из поверхности крыла. Подобного рода механизмы непригодны для скоростных самолетов.
134
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
3 ®
И
5 о
54
Я
Ф 2
2
ф
S
со од
к сз 2 ф и
С
ф»
2 го S
rt И ф S
к
S
S
135
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В аэродинамическом отношении лучше механизм, заимствованный из американского патента (фиг. 127). Подкрылок крепится шарнирно к концам двух труб, из которых труба большого сечения 1, поддерживаемая роликами 2, воспринимает всю нагрузку, приходящуюся на подкрылок. Труба 3 служит лишь для изменения угла отклонения подкрылка и направляется парой роликов 4.
Наиболее удачной следует признать конструкцию механизма на самолете Локхид «Супер-Электра» (фиг. 128, 129 и 130). Подкрылок разделен на незначительные участки, которые поддерживаются] механизмом, почти полностью скрытым в крыле. Наружные концы
Фиг. 130. Вид подкрылков Фаулера и обтекателей направляющих на самолете Локхид «Супер-Электра».
направляющих заключены в обтекатели, одна часть которых укроп— лена на задней кромке крыла, а вторая — снизу подкрылка на его задней кромке. Направляющие, по которым скользят ролики, по всей длине скреплены с хвостовыми нервюрами и имеют лить незна-чительную консоль. Высота направляющих балок почти равна толщине подкрылка, вследствие чего пришлось перерезать лонжерон подкрылка и его верхнюю обшивку, оставив целой только нижнюю.
При движении назад цодкрылок в самом начале отклоняется на угол Зв, напвыгоднейший для взлета (фиг. 128, 2). С этим углом подкрылок совершает большую часть хода назад и только вконце'пе-ремещения отклоняется на угол Рп > наивыгоднейший для посадки 3.
Недостаток этого механизма заключается в том, что ролики касаются направляющих в двух точках, вследствие чего для вращения роликов между ними и направляющими необходимы зазоры. Несмотря на то, что ролики разнесены на большое расстояние один от другого, подкрылок люфтует, причем люфт увеличивается по мере износа роликов и направляющих.	F
Конструкция подкрылков Фаулера мало отличается от конструкции щелевых закрылков и элеронов. При механизмах типа Локхид подкрылки приходится делать из отдельных участков (фиг. 130) соединенных только жесткой пижней обшивкой. В данном случае подкрылки покрыты дуралюмином и сверху. Если лонжероны под-
136
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
крылков не перерезаются механизмами, то дуралюмпном еле™ покрывать только переднюю кромку подкрылка, а всю остальК часть — пол отном.	1 альш ю
ПОДКРЫЛКИ ЦАГИ
Подкрылки ЦАГИ, так же как и подкрылки Фаулера, имеют крыльевой профиль. В открытом положении между крылом и передней кромкой подкрылка образуется щель или же подкрылок плотно пр легает к крылу и в этом случае работает, как щиток Цап Р
Фиг. 131. Исследованные ]положения подкрылков ЦАГИ	|
Положение		У ьк	3°
0	66,8	— 3,8	0
1	69,6	— 5,6	3
2	72,9	— 6,6	12,5
3	75,8	— 6,5	22
4	82,8	— 0,6	53
5	82,9	— 1,76	_ 52
6	82,8	— 5,6	'	2
7	83,3	— 5,6	12
8	83,3	— 5,6	23
9	90	0,2	52
х — расстояние от носка крыла до носка подкрылка в % хорды крыла; у — расстояние от хорды крыла до носка подкрылка; — угол между хордой подкрылка и крыла. Профиль BS, а = 14%. *
При разработке подкрылков ЦАГИ имелось в виду, главным образом, улучшение взлетных данных простых щитков и щитков Цап. Подкрылки ЦАГИ (фиг. 131) были исследованы на модели размером 1500 X 500 мм с круглыми концевыми шайбами диаметром 600 мм, которые повысили удлинение с 3 до 4,5 и далидобавочноевредноесопротивление 0,011. Приращение Су тах при наличии между носком подкрылка в конечном положении и крылом большой щели (фпг. 132, 4-й и 9-й варианты) несколько выше по сравнению с положением,
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Флг. 132. Результат исследования подкрылков ЦАГИ.
1—Су-..;(а; для различных положений и углов отклонения подкрылка; II — Су = f (Ср) — профильная поляра
Фпг. 133. Кинематика механизма подкрылка ЦАГИ.
138
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1 и 2, шар-Управляется
когда щель незначительна (вариант 5). Для 4-го варианта ДСУП1ах = = 1,04 при сдвиге подкрылка примерно на 50% его хорды. Максимальное приращение Сутах соответствует 9-му варианту, когда ДСу max “ 1»Ю.
Подкрылки ЦАГИ при наличии щели примерно одинаковы по эффективности со щитками Цап при несколько меньших смещениях назад передней кромки и менее эффективны, чем подкрылки Фаулера.
Подкрылок ЦАГИ перемещается при помощи перавноплечего четырехзвенпого механизма, преимущества которого заключаются в отсутствии направляющих, червяков, шестеренок и т? д.
Подкрылок может быть подвешен па двух стержнях ниряо закрепленных на крыле и подкрылке (фиг. 133). подкрылок посредством тяги <3, конец которой крепится к шарниру 4, на стержне 7. Для уменьшения хода управления, тяга присоединяется ближе к шарниру стержня 1. В промежуточных положениях, одно *из которых III указано па схеме, между крылом и подкрылком образуется значительная щель. При полном открытии подкрылка
I возможно устройство щели у его передней кромки. Это положение примерно одинаково с положением 9, наилучшим из исследованных в ЦАГИ (фиг. 131). Углы, образуемые тягой 3 (фиг- 133) и стержнем 1 при нейтральном и отклоненном положениях подкрылка, весьма левы- ’ годны в отношении усилий. Если шарнир крепления верхнего конца переднего стержня поместить в точке 03, передвинутой вперед по сравнению с точкой Ох, то подкрылок приходит в положение II (близкое к положению 4-му по фигуре 131). при котором эффективность падает незначительно, но зато появляется возможность лучшего конструктивного решения.
Для увеличения сдвига назад, т. е. приближения условий работы подкрылка ЦАГИ к подкрылку Фаулера, верхние оси вращения стержней пришлось бы выносить над крылом (фиг 134). Подобный механизм невыгоден в аэродинамическом и конструктивном отношениях.

Фиг. 13Ъ. Кинематика стержневого механизма ЦАГИ применительно к подкрылку Фаулера.
ВЫВОДЫ
Подкрылки эффективнее всех основных типов механизации, что объясняется использованием эффекта щелей, увеличением вогнутости профиля и площади крыла.
Теоретически влияние подкрылков пе должно вызывать увеличения Сх mm крыла и, следовательно, понижения максимальной скорости. Для улучшения кинематики механизмов подкрылка п обеспечения больших перемещений его к задней кромке крыла во всехиз-
139
вестных до настоящего времени механизмах делаются выступают™ части, неизбежно увеличивающие сопротивление крыла * ' Uc,tuJIJne
Наивыгоднейшая хорда подкрылков превосходит 40% Ъ боыше хорды закрылков и щитков. У щитков Цап увеличение* хоппЛ с 30 до 40% % дает приращение %тах, равное всего лишь 0 05 Я время как у подкрылков Фаулера увеличение СРШах для этого случая составляет 0,32. Исследований по определений> наивыгоднХей хорды подкрылков Фаулера не имеется	днеишеи
Наивыгоднейшее положение подкрылков Фаулера в отношении ЪСу max, невидимому, не зависит от хорды	лишении
Подкрылки Фаулера выгодны для уменьшения взлета причем сдвиг их в этом случае зависит от хорды и составляет от 6Одо1оЖ ' а угол отклонения от об до 100% угла отклонения, соответствующего -*^утах-
Подкрылки ЦАГИ несколько эффективнее щитков Пап
Механизмы подкрылков являются наиболее сложными и невидимому, не могут быть упрощены. Сложность механизмов представляет существенное препятствие к широкому применению пожпыТ ков, несмотря на их оолыпую эффективность.	нидьрыл
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА VII
СЛОЖНЫЕ МЕХАНИЗИРОВАННЫЕ КРЫЛЬЯ
Кроме основных типов механизации частично опробованы в полете или только исследованы различные комбинации их. При этом в большинстве случаев целью исследований было увеличение эффективности механизированного крыла. Применением некоторых комбинаций старались также улучшить взлетные данные самолета, уменьшить перемещение центра давления и срыв потока после достижения критического угла атаки. »
ПРЕДКРЫЛКИ С ЗАКРЫЛКАМИ, ЩИТКАМИ ИЛИ ПОДКРЫЛКАМИ
Крылья с предкрылками и щелевыми закрылками. На основании испытаний ЦАГИ оказалось, что у сложного крыла ^Сдт!1Х на 0,39 (27,6%,) меньше суммы приращений, полученных от предкрылка и закрылка, взятых в отдельности (фиг. 135). Критический угол атаки сложного крыла меньше, .чем у крыла с предкрылком, и больше, чем у исходного профиля, на 6°. К положительным особенностям' данного крыла по сравнению с крылом, имеющим одни предкрылки, следует также отнести меньшее перемещение центра давления, чем при установке одних закрылков. При установке предкрылка и закрылка профиля Р-П-с по всему размаху крыла (фиг. 136) центр давления для ₽ = 20° смещается примерно на 4% вперед по сравнению со случаем установки одного закрылка, а для ₽ = 40° перемещение центра давления меньше, чем у профиля Р-П-а при {3 = 30°. К' недостаткам этого крыла относятся: увеличение сопротивления в нормальном полете, сложность конструкции и все же значительное увеличение критического угла атаки по сравнению с исходным профилем.
Крылья этого типа были осуществлены па нескольких экспериментальных самолетах.
Крыло с предкрылками и щитками Цап. Предкрылки в комбинации с ) щитками Цап па трапецевидном крыле'(фиг. 137) дали результаты, несколько отличные от предыдущих. У этого крыла max =1,676 (129%) и примерно соответствует сумме приращений, полученных от предкрылка и щитка, взятых порознь ДСутях = 1,69.
Критический угол атаки сложного крыла на 9,5° больше, чем у исходного, и почти равен алгебраической сумме изменений крити-
141
Фиг. 135. Су max прямоугольного крыла с подкрылком и щелевым закрылком по всему размаху.
142
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ческих углов при постановке предкрылков и щитков, взятых в отдельности.
Ст несколько меньше и центр давления ближе к передней кромке, чем у крыла с одним лишь щитком.
Крыло с предкрылками и щитками Цап несколько эффективнее, но и сложнее в конструктивном отношении по сравнению с предыдущим
Я
Фиг. 137 Трапецевидное, крыло с предкрылками и щитками Цап по всему размаху
I—модель крыла и = У = 0,50. Х=6,67,а=11,9%;/7— поляры крыла
Предкрылки с подкрылками Фаулера, расположенные по всему размаху, были исследованы в Америке на модели прямоугольного крыла с профилем Кларк Y. Хорда предкрылка равнялась 14% и подкрылка 40% угол отклонения подкрылка 40°. При наивыгоднейшем положении предкрылка и подкрылка, что соответствовало
143
www.vokb-Ia.spb.ru - Самадёт „Гонми руками?!
увеличению площади на 31%, ACffmax = 2,35, Или 185%, а Да - щ» Один подкрылок дал ACffmax= 1,90, или 144%, а один пиедкпып^ при убранном подкрылке 0,81, или 64%	₽ Дкрылок
Крыло с предкрылком и подкрылком Фаулера является наиболее эффективным из известных до настоящего времени	«ииилее
Основные особенности данного крыла те же, что и v ппелытппп™ двух типов, более простых в конструктивном отношении. 1дущих
КРЫЛЬЯ с ПРОСТЫМИ ЩИТКАМИ НА ЩЕЛЕВЫХ ЗАКРЫЛКАХ И ПОДКРЫЛКАХ
Крыло с простыми щитками на щелевых закрылках исследовано в ЦАГИ с целью улучшения условий взлета.
Ось вращения щитка—общая с закрылком. При взлете щиток не отклоняется, вследствие чего можно использовать преимущество щелевых крыльев, заключающееся в меньшем увеличении ~СХ, чем у щитков. При подходе на посадку, когда выгодно увеличение Су и Сх, открывается один щиток.
Если при подходе на посадку угол планирования взят чрезмерно крутым, то для уменьшения Сх и угла планирования при простых щитках приходится уменьшать угол их отклонения. В этом случае, однако, уменьшается Су, а самолет начинает проваливаться и увеличивать скорость, теряя высоту. При работающем моторе ошибка в расчете на посадку может быть легко исправлена. При вынужденной посадке подобная ошибка может кончиться катастрофой. Для обеспечения безопасности в последнем случае необходимо иметь возможность, сохраняя Су, уменьшать Сх и угол планирования.
Этим требованиям удовлетворяет крыло с закрылком и щитком, исследованное в ЦАГИ (фиг. 138). Так, для планирования при Су = 0,7- C'Wi„ax=l>6 и постоянном угле отклонения щитка относительно исходного профиля крыла =60° имеем следующие углы планирования 0 (табл. XII).
Таблица XII
Углы планирования сложного крыла с закрылком и щитком
♦
У глы отклонения закрылка относительно исходного профиля *3°	Углы отклонения щитка относительно закрылка 8°=з° — з° Щ	3	при = 0,7 Су тах и а = 6°	Углы планирования 0
0	60	4,78	11°48'
10	50	5 33	10°41'
40	20	5 61	10°5'
60 ।	0 1	6,03	9°25'
Следовательно, отклоняя закрылок при полностью открытом щитке, можно уменьшить угол планирования, не уменьшая С„. о
144
И. Сутугин—1142—10
Фиг. 138 Результаты исследований ЦАГИ профиля NACA-23015-а с закрылком и щитком на закрылке.
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими рук!ши?!
При угле атаки крыла, например, а — 6° (фиг. 138) с полностью открытым щитком отклонение закрылка на 10° вызывает существенное увеличение Су. Увеличение угла отклонения закрылка от 10 до 40° дает незначительное приращение Су, при увеличении ₽з от 40 до 60° Су уже начинает падать. Сх при изменении р3 от 0 до 40° несколько возрастает, а от 40 до 60° уменьшается. Отклонение закрылка при отклоненном полностью щитке вызывает увеличение Ст. Су max при всех углах отклонения закрылка и 60° одинаков.
Примерно те же результаты получаются, если один улучшенный щелевой закрылок Хендли Пейдж (фиг. 49) при подходе на посадку отклонять до р3 =50°. При уменьшении угла отклонения до р8 —40° Сушах практически - ---------------; у	5 не меняется, а качество уве-
I ~	личивается.
—*------	г i 7	Существенный недоста-
V ток крыла со щитком и
Фиг. 139. Схема сложного механизированного ^*закрылкОМ заключается В крыла Фэри.	~ сложности управления. Не-
1, 2 — ролики; 3 — направляющая; 4 —подъ- обходимо им§ть отдельные емник; 5 — закрылок или подкрылок; 6 —щи- мрхяпичмкт тг тт^апотгтртг ток; 7-трос или тяга, отклоняющие щиток меха](ИЗМЫ и прОВОДКИ вниз.	управления к щитку и за-
*	крылку, которые должны
открываться как порознь, так п одновременно.	*
Крыло с подкрылками Фаулера и простыми щитками на них было исследовано в ЦАГИ для изыскания способов повышения эффективности механизированного крыла, а также увеличения угла планирования на посадку.
Наиболее эффективным оказался щиток с хордой Ьщ=6% Ъч при рщ= 60°. Широкий щиток без щели между крылом и подкрылком дает меньшее приращение Свтах» чем один подкрылок Фаулера4 (таблица XIII).	-	>
Максимальное приращение СеШаХ крыла с подкрылком Фаулера и щитком равно 1,868 или 162,8°/0, что все же меньше, чем АСвтаХ при комбинации подкрылка с предкрылком, которое равно 2,35 или 18б%.	*
Если учесть, что в первом случае хорда подкрылка равнялась 30%	, а во втором 46/о Ък, то повышение Свтахвследствиеувеличе-
ния хорды составит примерно 0,32. Следовательно вторая комбинация более эффективна и при одинаковых Ьп.
Кроме АСвтах щиток еще в большей степени увеличивает Сх, а следовательно, и угол планирования при подходе на посадку.
Щиток можно сделать автоматическим, связав его с механизмом подкрылков Фаулера. С конструктивной точки зрения эта комби-♦ нация будет проще, чем комбинация подкрылка Фаулера с предкрылком. В аэродинамическом отношении подкрылок и щиток тоже лучше, так как не увеличивают сопротивления в нормальном полете. Недщ статок рассматриваемой комбинации заключается в дальнейшем увеличении сложности механизмов подкрылков Фаулера.
с5
ЕТ а
ES ю
Н
PpflvnuT л tri uernpnnnauuli НАГИ плпипипУАп Anvnnna сл шитпями
146
1^ «<1
Углы отклонения		У DOdX	^у max абсолютное	^у max %
п	в° П1			
—	——	1,222		
35	——	2,83	1,608	131,5
35	45	2,588	1,266	111,8
35	60	3,090	1,868 -1			 	152,8
а^=16% &к; ап = 12,5%Ьп; Труба Tl-H; D = 3,0 м.
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
I
Фиг. 140. Крыло со щитком и профилированной щелью перед ним. исходный профиль; II — щиток отклонен, щель закрыта; III — щиток отклонен, щель открыта
148
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фирмой Фэри запатентована схема механизма щитков на закрылках Гоудж (фиг. 139). Для закрывания щитков достаточно сравнительно слабой пружины ввиду незначительных размеров щитка, а также и аэродинамических сил, стремящихся прижать его к закрылку.
КРЫЛО СО ЩИТКОМ И ПРОФИЛИРОВАННОЙ ЩЕЛЬЮ
Крыло со щитком и щелью перед ним исследовано в МАИ для выяснения влияния щели на характер падения кривой Cy=f(a.) и (jy = f(Cx), после достижения критического угла атаки (фиг. 140). Хвостовая часть крыла, отрезанная щелью, была укреплена неподвижно на кронштейнах.
В результате исследования оказалось, что щель перед щитком не влияет на Сутах и критический угол атаки, а кривые после акр идут несколько положе, чем у крыла с простым щитком без щели.
ВЫВОДЫ
Комбинация предкрылков с закрылками, щитками и в особенно* сти с подкрылками дает наибольшее приращение Сртах, но в то же время и наибольшее увеличение Cxmm в нормальном полете.
Подкрылки со щитками менее эффективны, а закрылки со щитками совершенно не дают приращения Сутах, но и не увеличивают Сх Ш!П •
Применение комбинированных крыльев как для повышения Сутах> та£к и для улучшения условий взлета и 'подхода на посадку безусловно невыгодно и не окупает конструктивных и эксплоатационных затруднений.
Для дальнейшего повышения эффективности крыльев необходимо исследование других методов, и, невидимому, потребуется продолжительный период времени.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА VIII
СРАВНЕНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ТИПОВ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
ВЛИЯНИЕ НА С' х ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА, ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ИСХОДНОГО ПРОФИЛЯ И ШЕРОХОВАТОСТИ ПОВЕРХНОСТИ
I
Большинство исследований механизированных крыльев проведено в трубах при небольших числах Рейнольдса* Новые исследования зачастую приходится делать в подобных же условиях. Возникает вопрос, можно ли при определении площади крыльев для проектируемого самолета пользоваться Сутах, полученным при малых Re, или же необходимо вводить поправки для перехода к натуре?
Результаты испытаний модели прямоугольного крыла со щитками. расположенными по всему размаху, проведенных в английской трубе переменной плотности (NPL), приведены в таблице XIV и на фиг. 141.	»
Таблица XIV
дС механизированных крыльев при изменении Re в пределах от 0,31 - 10е
у тах	до 4,0 106
Исходный профиль Кларк YH			Кларк YH со щитком Цап			Кларк YH с простым Щитком		
СО О ОО - И о «9 у а Я) ГЧО	! СО О lO м Й н а о	^у шах	со О OI О «I У S •	Де =4,0-10е г у шах	^у шах	со S В и о «3 11 s Зо’	Де=3,9-10в у max	*Су max
1,123	1,344	0,221 |	2,01	2,44	0,43	1,756	2,15	0,394
Из таблицы XIV видно, что ДСвтаху крыльев со щитками больше, чем у исходного профиля при почти одинаковых увеличениях Re.
Разница между ДСутах при больших и малых значениях Re , б XV) имеется как для щитков Цап, так и для простых щитков. По испытанию на больших Re щитки на профиле Кларк YH несколько эффективнее.
150
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Для профиля RAF-48 (фиг. 142)'АСутах от ЩИТКОВ почти постоянно и не зависит от Be (начиная примерно от Re =1,0 • 10е). У исходных профилей RAF-69 и 89 (фиг. 143) Сутах сначала уменьшается с возрастанием Be соответственно до. 3,0 • 10е и 4,0 • 106, а затем начинает
Фиг. Влияние изменения величины Re в пределах от 0,31 * 106 до 4 • 106 яа Су mSx исходного профиля Кларк YH и того же профиля с простым щитком I и щитком Цап II.
1 — крыло со щитком; 2 —• исходный профиль.
увеличиваться. При установке щитков ©ушах У обоих профилей увеличивается с возрастанием Be, причем у RAF-69 более резко. ACymax от щитков возрастает с увеличением чисел Рейнольдса до 3 • 106, а затем начинает несколько уменьшаться. Таким образом ДСутах’ получающееся вследствие установки щитков, при увеличении Не может увеличиваться, оставаться постоянным или же уменьшаться. Причину в первую очередь приходится искать в различии основных параметров исходных профилей: относительной толщины и вогнутости.
151
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица XV
АС от щитков при малых и больших числах Рейнольдса
Re от 0,31-10® ДО 0,32-10е			Re от	3,5-10® До 4,0-10® 			Тип щитка
м	Исходный Vi >	профиль w 1	max	Врыло со 1 Vi	Ъ	щитками СП	Н1	р °	Уу max	лГ ^у max сравнительно с исходным профилем '	Исходный профиль Су max	Крыло со щитками г» у max %	L у max сравнительно с исходным профилем	
		—   *—' 0,89 0,633	1,344 1,344	2.44 2,15	1,10 0,81	Цап Простой щиток
Фиг- 142. Влияние Re на Сутах профиля RAF-48 со щитками расположенными на различном расстоянии от задней Kd ’ н	кромки крыла;
152
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На основании зависимости &Сд1аах от Be для профилей с одинаковой относительной толщиной а и различной вогнутостью 6 (фиг 144р а также при разной а и одинаковой 8 (фиг. 145) можно сделать выводы, что при Be > 1 • 10е у профилей с а — 12% уменьшается мало и с ° ~ 21^ несколько сильнее. Последний вывод,‘’од
нако, не подтверждается испытаниями других профилей с одинаковой 5 и различной а в трубе DVL. (фиг. 146). Окончательный вывод можно представить в следующем виде: у крыльев с различной относительной толщиной при увеличении числа . Рейнольдса Д Су тах уменьшается при о <15%, остается постоянным при а = 15% и увеличивается при о > >15%. Этот вывод подтверждается исследованиями в NPL (фиг. 143).
При испытаниях с постоянным числом Рейнольдса ДСутах ОТ ЩИТКОВ Цап (фиг. 147) и простых щитков увеличивается по мере увеличения о примерно по линейному закону.
Ок ончательных выв од ов о влиянии относительной вогнутости наДСутах При постановке щитков сделать пока еще нельзя. У одних профилей ДСушах при воз-. растании в огну т ости у в е-
f -20
2 к
Сщ =7J
~/углах со щитками -
с углах ^езщитНоб
(
е.
___I.-L 1___I L J_l.ll
0.3 03 0.7 1	2 3 4 567'10БКе
личивается, У других Фиг. 143. Изменение Сутах профилей RAF-69' уменьшается, а у третьих и 89 в зависимости от Be без щитков и со не зависит от изменения	щитками.
вогнутости.
Позднейшие исследования показывают, что некоторые из факторов, неучитываемых ранее, как, например, относительная шероховатость, могут превысить влияние на ДСутах исследованных параметров профиля (фиг. 148). Относительная шероховатость выражается
1 Связь между номерами американских профилей и их основными параметрами а, В и х указана в пояснении к фиг. 455.
15&
154
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при испытаниях отношением высоты бугорка шероховатости к хорде модели Ьк .
. При Re == 3 • 10е влияние относительной шероховатости, равное 0,00005, уменьшает Су тах по сравнению с полированным и* хромированным крылом на 20%.
Фиг. |446. Зависимость ДСутах от Re для | пяти профилей серии NАСА-24 с' простым1 щитком | Ъщ == 20%&к,
Труба DVL.
У крыльев с шероховатой поверхностью после увеличения Re до некоторой величины наблюдается даже некоторое уменьшение Су тах при дальнейшем увеличении Re.
При малых Re влияние плоховат ости не оказывает влияния На Су max •	<
Wh Кроме перечисленных факторов на Сутах может оказывать влияние форма средней линии профиля.
Сравнение результатов исследования в различных трубах невозможно без учета влияния турбулентности их потока, оказывающей существенное влияние на Сутах-
ВЛИЯНИЕ НА ДСуп^х ТУРБУЛЕНТ-
НОСТИ ПОТОКА е И Re
Фиг. 147. Зависимость Сутах и
ДС„ от относительной тол-у ШаА.
щины профилей серии D-2 при Re =1 • 10е
Скорость потока в каждой точке аэродинамической трубы непрерывно меняется по величине и
направлению, причем средняя величина ее остается постоянной. Это
155
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 148. Зависимость Cgmax от Re и относительной шероховатости.
2__без решетки; 2 — / = 1200 мм] 3 — / — 600 мм;
4 — /=300 мм] 5 — /=150 мм.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
явление называется турбулентностью потока и зависит от формы и размеров трубы, вентилятора и спрямляющих решеток.
Мера турбулентности потока выражается формулой:
_	~ Fcp ’
где AV2 — среднее квадратичное уклонение скорости потока от средней скорости.
Турбулентность потока можно определить нахождением критического числа Рейнольдса Вс для шара. Величина Сх шара от 0,44— 0,48 (фиг. 149) очень быстро убывает до 0,08—0,10, что соответствует Вс, а затем при дальнейшем увеличении Be медленно в озрастает (кривая 1). Если увеличить турбулентность потока турбулизи-рующей решеткой, то кривая Cx — f (Re) сдвинется влево и вниз, что указывает на уменьшение сопротивления. Чем ближе решетка находится к шару, тем больше турбулентность
трех шаров (fa 102см, 127см, 218см
j) Опогтб/ Лрлйдема и Кузтта;-(fa 218см 7)-137м |----------------------------(fattier Я*137м
у----------------------------(fa1Z7cM &>137н
Фиг. 150. Зависимость меры турбулентности 2% от критического числа Рейнольдса для шара.
о юоооо гооозо зооооо оооооо Нс потока И тем меньше Вс. {• •Юпб/тб/Ии^икена иКмеина 0’113м77=ЗОЗм За критическое число Реи- (° ^Опб/тб/^айдена^аН^тта по^аспО/тама^м^ нольдса принято считать его величину, при которой Сх шара равен 0,30. Чем меньше величина Вс, тем больше турбулентность потока и наоборот.
В ЦАГИ были обработаны американские опыты, при которых посредством термоанемометра одновременно производилось определение Вс для шаров различных диаметров и меры турбулентности е. Формула, связывающая Вс и е, имеет следующий вид:
\ 100 000
Имея значение Вс, соответствующее испытанию шара, можно получить приближенное значение е, выраженное в процентах от средней скорости потока (фиг. 150).
При испытании в полете тщательно отполированного шара было получено Вс = 385 000, что соответствует s = 0. Этот результат указывает на то, что турбулентность набегающего потока в полете ничтожна.
0,65
157
Таблица XVI
Турбулентность и фактор турбулентности / различных труб (без решеток)
Название труб и их Диаметры D	Rc для шар г	g °/ с /п (прибли 1 зительно	(Т. F.) -	38500(	d шара
			)'~ Ro	
Л В полете 		385 000	t 1 1 1 0	1,0	
NACA самолетная труба 9,15 х				
Х18,5 м -		350 000	0,20	ч	Средняя
NACA D=24 фут		350 000	0,20	1,1	величина 100 мм
»	Л=20 фут	 t	320 000	0,35	1,2	Средняя
» труба для моделей в натуру	315 000	0,36	1,2	величина 200 мм
»	7x10 фут		270 000	0,62	1,4	Средняя
»	фут вертикальная				величина
труба 		225 000	0,95	1,7	То же
NACA труба для штопора ....	211000	1Д 	1,8	»
» труба переменной плот-				
ности 		150 000	2,86	2,6	»
RAF, 1)=5 фут		250 000	0,75	1,5	»
»	D=7 фут		185 000	135	2,1	»
NPL труба переменной плотности	190000	1,30	2,0	»
Геттингенская большая труба,		•		
0=2,26 м	.	320 000	0,35	1,2	242 мм
Геттингенская малая, D= l,5l)J.« .	280000 ।	0,58	1,4	
»	труба для винтов .	310 000	0,40	1,2	
DVL, 0=1,2 ‘м		325 000	0,35	1,2	Средняя
Туринская труба . •			200 000	1,20	1,9	величина
Японская труба, 14=2,52 .н . .	310 000	ОДО	1,2	
CIT, 0=10 фут		335000	0,25	1,1	Средняя
Бюро Стандартов, D=10 фут . .	230 000	0,90	1,7	величина
»	»	П=4,5 фут . .	265 000	0,68	1,5	
»	»	D=3,0 фут .	270 000	0,67	1,4	
MIT, 0=7,5 Л . . 			186 000	1,35	2,1	
Wright-Field, Р=5 фут		260 000	0,70	1,5	
ЦАГИ Т5, 0=2,25 м		318000	0,36	1,2	242 мм
»	Т-1Н,О=3,0 л»		228 000	0,92	1,7	242 »
»	Т-1, 1)=3,0 м ...... .	148 000 ,	1,83	2,6	242 »
»	Т-3 Р = 1,5 м .......	150 000	1,85	2,7 |	Средняя
МАИ (НК-1), 0=1,5 м		150 000	1,85	2,6	величина То же
ВВА Т-1, 0=2,25 м		234 000	0,90	1,6	242 мм
158
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Судя по результатам испытания шаров в различных лабораториях турбулентность труб меняется в весьма широких пределах (табл. XVI).
В Америке были проведены испытания трех различных профилей со Щитками, причем изменялись Ее и г, последняя менялась турбу-лизирующими решетками. Шар при определении е подвешивался в трубе на том же месте, где потом укреплялась модель. Результаты испытания не позволяют вывести какого-либо общего для всех^ профилей закона изменения Сутахв зависимости от Ее и е (фиг. 151). У профиля N АСА-2412, имеющего среднюю относительную толщинуУ незначительную вогнутость и расстояние Smax от передней кромки.
С^шах возрастает при увеличении как Re, так и е» С1аг!< У-18	Крыло
равное х=40% Ък
Фиг. 151. Изменение С,в
У LLLdJL
5
зависимости от Ее и степени турбулентности’ г% (значения s н процентах указаны на кривых).
Профили Кларк Y-18 и USNPS-6 с большей относительной толщиной имеют другую зависимость Сутах от Ее и е. Эта зависимость различна для исходного профиля и профиля со щитком.
Большинство исследований по влиянию е и Ее на Сутах проведено в Америке, причем результаты отнесены к эффективному числу Рейнольдса. Положим, что точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный находится на расстоянии t от передней ь V
кромки профиля, тогда число Рейнольдса профиля Ее= •	» а крити-
IV ческое число Рейнольдса для профиля Е^= и, следовательно, t Rt
bZ~ Её'
Xt
Если модель при исследовании в данной трубе и крыло в натуру ’ в условиях полета подобны, и турбулентности потока, характеризуемые критическими числами Рейнольдса для трубы Eto и для натуры Eth, равны, то при равенстве соответствующих чисел Рейнольдса
159 •
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Веп = Вей имеем
О h
Если же турбулентности трубы и натуры не равны, т. е. 7?t	,
то равенство	возможно лишь-ири различных числах Рей-
нольдса в трубе и натуре, т. е. Ве0 ф Reh. Действительно для трубы и натуры в этом случае
__ RtO	_ Rth
О ^0	&К h Reh ’
откуда при ~ = -А- получаем	!
О к й
О >
О _ h	п
Re0 ' Reh	=
причем, так как — 7=1, то и ^5 Rth
Ввиду того что величина ~д~~ неизвестна, ее заменяют отношением
критических чисел • Рейнольдса для шара по опытам в полете Rch = 385 000 и по испытаниям в данной трубе Вс0.
Выражение для Ь'ел при этом допущении принимает вид
п D 385000	D D
Reh = Re0 ~ или 2?эф = Re0 , и
где ВэФ—эквивалентное или эффективное число Рейнольдса;
Де0—число Рейнольдса для данной трубы;
__ 385000— фактор турбулентности для данной трубы, ме-Rcq няющийся у существующих в настоящее время труб в пределах от 1,1 до 2,7 и тем больший, чем больше степень турбулентностти потока.
Полагая, что Свтах определяется отношением= ~ на модели и для Крыла в полете, считают, что Свтах, полученный при испытаниях в данной трубе, равен Свтах> получающемуся в полете при ВЭф.
Вывод формулы ВЭф нельзя считать строго обоснованным теоретически. При обработке значений Свтах по характеристики Сцтах = ==f(e) по Re как бы смещаются по оси абсцисс, причем вместо двух критериев подобия Be и е получается только один Вэф.
На фиг. 152 обработаны по 7?эф результаты исследования профиля Кларк Y, полученные в различных лабораториях и в натуре. Обработка данных по Вэф (фиг. 153, II) дает ясную картину изменения ДСвтах и Свтах в условиях натуры и более удобна для практического применения, чем обработкапо Be и f (фиг. 153, I) или Re и е (фиг. 151).
160
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
По результатам обработки исследовании профиля NACA-23021 (фиг. 154) видно, что хорошее совпадение получается и для толстого профиля (з =21%) при средней вогнутости (8 = 2) и размещении gmax на расстоянии х = 15% Ък от передней кромки профиля.
Характер изменения Сатах по ВЭф и величина &Сут№, как видно из фиг. 153 и 154, различны для профилей с различными основными параметрами и формой.
В американской трубе переменной плотности были исследованы 30 профилей, разбитых на шесть характерных групп (фиг. 155).
Фиг. 152 Результаты обработки величине ах профиляКларкУ, полученных в различных трубах с различной турбулентностью и в натуру, по К,ф. ♦
Профили группы I отличались лишь относительной толщиной а =9, 12, 15 и 18%.
Профили группы II имели одинаковую относительную толщину 2 = 12%. Первый профиль этой группы — симметричный 5 =0%. Остальные имели соответственно & =2,4 и 6%.
Первые три профиля группы III отличались относительной толщиной, а профиль 8318, кроме того, еще о и х.
В группе IV было лишь два профидя с одинаковыми с, о, х и разной формой носка. Радиус передней кромки у профиля NACA-23012 равен 1,58% Ък, а у профиля N АСА-23012-33 равен 0,40% и Отах на 30%
У профилей группы F при о = 12% = const изменялась относительная вогнутость 8 и расстояние шах о от передней кромки.
Профили группы VI имели предкрылок, простые щитки и подвесной закрылок. Угол отклонения закрылка £ = — 3° соответствовал Слпшп а £ =30° — максимальному приращению Сзтах-
-Л. И. Сутугип—1142—11
161
162
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 154. Результаты обработки по Вэф=Сутах нрофиля NAGA-23021 при 3=2 и а = 21%.
результаты исследований обработаны в виде графиков, на которых даны ДСутах Для значений Вэф от 0,4 • Ю6 до ^8,2 • 106, при переходе к Сутах, соответствующему Вэф	8,2 * 106.* Исследованные
профили в зависимости от ACgmax=f (Вэф) разбиты на четыре группы р, С, D, Е (фиг. 156). Величины Сутах и максимальные Вэф» при которых они получены, помещены в таблице XVII. В зависимости от вида кривой Суmax=f (а) около критического угла атаки все профили делятся на четыре класса: а, Ъ, с, d.
Нача ль ными пр офилями всех групп являются симметричные профили, т; е. имеющие относительную вогнутость 8 = 0% и такой же порядковый номер на фиг. 156. Относительная толщина начальных профилей равна 9% для группы В, 12% для С, 15% для D и 18% для Е.
ИСХОДНЫХ ПрОфИ-лей ^уменьшается, и, следовательно, Су тах возрастает с увеличением Вэф у групп В, С и D всех величин 8. У группы Е до 8	4% Су гаах
увеличивается для всех Вэф, а начиная с 8^5% — лишь при возрастании от Вэф = = 0,4-10е до Вэф 1,0-16е, а затем начинает падать.
Изменение 8 оказывает существенное влияние на Сушах исходных профилей групп С, D, Е в особенности в диапазоне Вэф от 0,4 • 10е До 1,0 • 10е. У группы В влияние 8 достигает наибольшего значения при Вэф 3,0 • 10е
и уменьшается как в сторону увеличения, так и уменьшения ВЭф-
Влияние относительной толщины всего яснее видно из кривых АСртах— f(B30) исходных профилей при 8 = 0, т. е. для начальных симметричных профилей каждой группы. При о = 9% (группа В) Сушах сильно увеличивается до Вэф=з • 106. По мере увеличения ° до 18/о (группы С, В, В) закон изменения ЬСутаХ = f (Вэф), вст^ более приближается к прямолинейному.
* В указанном случае величины Д Су шах необходимо брать по фиг. 156 ДинатаК°М П°Д началом координат и со знаком (—) над началом коор-
163
Вогнутость - форма
Толщина и богнутость
Фиг. 155. Профили, исследованные в NACA при /= 2 64 п ИЧМРИОП„ г> от 0,04 • 10е до 3,1 • 10« или Лэф от 1,06 • 10« до 8Л8 Ю<
Размерную характеристику профиля можно раскрыть по его номепг п₽п вая цифра номера означает относительную вогнутость (6) втопяя п£ь™ Р' положение максимальной вогнутости (х) в десятых юга мКТ ~ следние цифры — относительную толщину профиля. У пятизначных	*
две вторые цифры, разделенные на 2, означают х в процент™ хоп£В значение остальных цифр такое же, как и для четыпёхзнэчныхLрда’
Хорды закрылка и щитков равны 20% b* Д пред^ыТа ?5% Ъ ™^
164
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица XVII *
Су тах 30 профилей NACA, испытанных при Яэф 8,2-106
Группа по фиг. 156	№ профилей	। c у max	^эф	Вид кривой Cy=t (a) при г» у max
Во	0009	1,39	8,29	a
Во	23012-33	' 1,49	8,0	b
Во			4409	t	1,77	8,08	a
Со	0012	1.66	8,37	a
С2	2412	1,72	8,24	a
Со	2/i212	1,61	8,37	a
Со	4412	1,74	7,92 .	d
С6	6412	1,82	8,21	d
С2	4 6712	2,05	8,10	d
Ср		0012 3=60°	2,35	8,11	a
Ро	0016	1,66	8,61	a
р2	23012	1,72	8,16	a
Do	4415	1,72	7,92	c
Do	23012 p=60°	2.48	8,18	a
D2	23012 3=75°	2,54	8,10	a
Di	23015	1,73	z 8,37	a
Do	23016 ₽ = 75°	2,70	8,21	a
Do	43012	1,84	8,39	a
D4	43012 3=75°	2,65	8,24	a
__ 		21012 ₽=—3°	1,68	8,21	•	a
Eq	0018	1,53	7,84	a
e8	8318	1,59	8,45	d
e2	23021	1,50	8,21	b
E 2	23021 3 = 75°	2,74	8,13	a
	23012 3=30°	2,46	8,14	a
			Кларк Y с предкрылком	2,06	8,08	d
Примечания- 1. Испытания произведены в трубе переменной плотности США.
2.	Давления изменялись в пределах 0,25—20 «ж.
3.	Изменения чисел Рейнольдса в пределах: Re0 =0,04-106—3,1-106, Вэф=1,06.106—8Д8-106.
4.	Фактор турбулентности /=2,64.
5.	Удлинение моделей Л=6.
6.	Размер моделей 137x763 мм.
1.	= 20% ЪК'
8. Цифры у буквенных обозначений группы профилей указывают на номера кривых фиг. 156, которыми надо пользоваться для данного профиля.
9. Вид кривых Су = / (а) при а показан ниже
165
утох
и
166
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Пересчет величин Сушах исходных профилей на 7?эф 8,2 • 106 дает результаты^ соответствующие условиям посадки самолетов средних размеров. Максимальное йисло Рейнольдса, при котором производились исследования, Be = 3,1 • 106, что при переходе для трубы переменной плотности даст РЭф= Re - 2,64 = 8,18.
Если считать, что максимальная скорость при посадке ТгПос = = 100 км] час =27,8 м]сек, то из формулы
„	27,8 Ьк
Re = ~~~	~ = 3,1 • 1 6
V 14.8 • 10~6
т <-,,1 * 14,8	_	о	.
получаем йк=-2-2у8~- = 1,6о ж, что соответствует средней хорде современного самолета средних размеров.
Чтобы пересчитать результаты исследований, полученных при* малых Не для условий, соответствующих или близких к условиям посадки, т. е. Be = 3,1 • 106 или /?Эф = 8,18, необходимо по таблице XVII найти профиль, параметры которого близки к выбранному. У буквенных обозначений группы в таблице XVII стоят цифры, обозначающие номер соответствующей кривой фиг. 156. По кривой находится направка АСутах> которую надо прибавить к результатам исследования выбранного профиля при малом
В качестве примера сделаем пересчет данных NACA-23012 (табл. II). В таблице XVII этот группе Р2.
Пз таблицы II для профиля NACA-23012
Сушах = 1,126 при Be =0,609 • 10е. По кривой 2 группы D (фиг. 156) для 1?Эф = 0,609 • 106. 1,4=0,852-10° имеем ДСутах=0,44. Следовательно, при Be = 3,1 . 10е или /?Эф = 8,18  106
Су шах = 1, J 26 4* 0,44 = 1,566,
Be.
исходного профиля профиль отнесен к
без щитков имеем
что близко к данным таблицы XVII для профиля NACA-23012 при 17эф = 8,16  10е, где Сушах = 1J2.
Для профиля NACA-23021 при Re =0,609 • 10е имеем Сушах = 1Д7 (табл. II). При пересчете получаем следующие результаты: группа Е, кривая 2 (табл. XVII, фиг. 156) Вэф= 0,852. 106, ДСутах=0,25
Су шах = 1,17 -j- 0,25 = 1,42 < 1,50.
По этим же кривым можно найти поправку величин Сушах для исследований, проведенных при малых значениях Вэф. В этом случае для данного ЕЭф по кривым определяется ^Сутах. Из величины Сутах данного профиля (табл. XVII), относящейся к Вэф 8,2, надо вычесть (при указанном в сноске на стр. 161 правиле знаков или же алгебраически прибавить при общепринятом правиле знаков) полученную по кривым величину &СУmax- Исправленная величина Сутах для данной трубы будет равна
Сушах (при /?эф) = Сушах (при 7?эф^8,2)*— -Сушах-
Профили, исследованные со щитками, отнесены к тем же группам и кривым, как и исходные. Следовательно, величины 4 Сушах—/Ч^эф)
167
^.гокЬ4а.?рЬ^ГГсаЛ1ЖвоИЛИ,
у них одинаковы, и &Сдтах, получающиеся от установки щитков, постоянны для каждого профиля и не зависят от Ra$..
Пересчет Сдтах профилей со щитками шириной 20% Ък дает следую-, щие результаты.
Профиль NACA-23012, Сршах = 2,1 (табл. II); при 7,’эф = 0,852 • ю8 ир = 60°, группа Ь, кривая 2, АСИШах = 0,44:
vp max — 1 "t” U,44 — 2,з4	2,48.
Профиль NACA-23021, Ситэх=2,363 (табл. II); при Лэф=0,852 • 10® и 0—75°, группа Е, кривая 2, ДСртах = 0,25:
Су max = 2,363 + 0,25 = 2,613 < 2,74.
Приращения Свтах °? установки щитков и подвесных закрылков с хордой 20% Ьк при йэф = 8,2 - 10е имеют следующие величины (табл. XVIII):
Таблица XVIII
ДС различных профилей от щитков и подвесных закрылков при ваф SZ 8,2-10е
Группы профилей	>№ кривых (фиг. 156) 1	/ । Название профиля	Г ! 3° н* 11	1 шах	1 Тип i механи- 1 зации i ।
С D D D D Е	0 2 2 2 4 2	NACA-0012 » -23012 » -23012 » -23015 »• -43012 » -23021	।	60 60 75 75 75 , 75 —3° Зо° 1	1 2,35—1,66=0,69 2,48-1,72=0,76 2,54—1,72 = 0.82 2,70—1,73= 0 97 ' 2,65—1.84=0 81 __2л74—1,50=124 ! 2,46—1,68=0 78 j	1 П ростые щитки по г сему размаху крыла Подвесные закрылки
D	2	NACA-23012 i 	» -23012	1			
Приведенные графики весьма ценны для исппявпрпггя следований на условия, близкие к пкадочной	ПС’
при использовании их на практике весьма трудно гюХ™ гОднак? группе и кривой следует отнести выбранный при пмек™попГ°И профиль. Например, в группе С кривая 2 относится к ₽ТНИИ 2412 и 6712, имеющим одинаковую а = 1J% nao^w \ °Е°фиЛЯМ и разные расстояния SWax от передней кХ’ки 40 Г 6,% В группе L профили 4415 и 43012 также относятся „ n 1 °- 70 /о ъ*  У профгая 4416	размерные ™“,е: J
и ж — 40/о Ьк, ау 43012 соответственно 12 4 и 15°/ i °'0' $ ~ °
Для предварительных подсчетов ппи ингй™ „/о к‘ SZZXx ТТ* ••а “ыв°р»
следующие выводы.
168
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.	Влияние на Сушах исходного и механизированного профилей, их основных параметров и условий испытаний недостаточно ясны даже для прямоугольных крыльев.
2.	Сушах ПРН определении посадочной скорости должен быть обязательно пересчитан па условия посадки.
Э.	ДСутах каждого профиля от щитков (и других средств механизации) изменяется в зависимости от условий опыта, но для предварительных подсчетов может быть принят постоянным.
4.	Величина ДСу тах от щитков различна у различных профилей, зависит от их основных параметров и должна определяться исследованиями данного профиля или же может быть определена на основании исследований профиля, близкого по основным параметрам. Желательно ДСу тах брать из исследований при 1?е>1 • 10е-
о. Оу шах пос профиля для условий посадки можно получить как сумму АСушахо от установки щитков при исследовании модели и Сушахисх исходного профиля, пересчитанного на условия посадки:
у шах пос
у max исх
у max о
Использовать приведенные материалы для трапецевидных крыльев можно, определяя &СУ тах эквивалентного прямоугольного крыла- Основные параметры профиля при этом, повидимому, лучше брать по сечению, проходящему через среднюю толщину трапецевидного крыла- В этом отношении весьма ценны данные прямоугольных крыльев с относительной толщиной з —12 —15%. По испытаниям МАИ (фиг. 83, 88, 91), при которых профиль прямоугольного крыла соответствовал сечению трапецевидного крыла, проходящему через среднюю хорду, получились следующие ACymax: прямоугольное изолированное крыло АСУтах =0,81, трапецевидное изолированное крыло ACymax = 0,75, трапецевидное изолированное крыло с прямоугольным центропланом АСутах =0,83.
ВЛИЯНИЕ НА	УСЛОВИЙ РАБОТЫ КРЫЛА САМОЛЕТА
у (X Jk
На АСушах крыла самолета влияют условия его работы: размещение относительно фюзеляжа, длина средств механизации и перерывы в элементах механизации; силы, действующие на горизонтальное оперение, и земля в момент посадки.
Влияние первых двух факторов было уже рассмотрено.
Влияние отклонения стабилизатора и рулей высоты. При полете на минимальной скорости, а также в момент приземления на оперении возникает сила, направленная вниз и уменьшающая эффект механизированного крыла по сравнению с изолированным крылом.
169
•га -
О величине потери подъемной силы можно судить на основании американских исследований самолета Фейрчальд F-22. Самолет имел верхнее расположение крыла и щитки с хордой 20%’&к , расположенные по всему размаху (табл. XIX).
Таблица XlX
у max, ПРИ max г
Влияние отклонения стабилизатора самолета г-22 на Cv и ^min и скорость снижения и
Угол отклонения Щитка й° щ	I	Су щах яри а 17° 1	_							 		 Минимальная горизон-, тальная скорость V км/ч^с	Максимальная ско- | рость снижения 7 м/сек
	со стабилизатором, установленным без угла заклинения I	1	_	1 без горизонтального оперения 7Z 		На оперение | приложена сила, 1 необходимая для балансире вьи	^гол планирована 0° при С 1 у max	Л1ИН1 мольный jrjT планирования 0° »	mm		
0 20 40 59	1,47 1,77 1,99 2,09 •	1.40 1,70 1,92 2.00	1 315 159 1 79 188	1 i	10,4 I 11 4 13,3 14,7	7,7 9,0 112 132	82,0 74,5 70.0 67,5	—— ' —» 42 42 4,5 49
При ₽ = &Су шах ное г ного сам олета_ уменьшение С, 0,036—<	_______
лей высоты можно внести, если известно перемещение ния, вызванное механизацией крыла.
Для простых щитков, размещенных по угольного крыла и отклоненных полностью, чт Л1ТТГ гт т г	/-\т	rrnr /т — ~~-
формуле
_ 59° и балансировке самолета на посадочном угле атаки •______ода по сравнению со случаем, когда горизонталь-
опепение отсутствует- При балансировке модели двухмотор-самолета vMeTTKTnpnrxo CPmax в 9ТОМ случае составляет около О 040 Поправку на влияние отклонения стабилизатора у ру-соты можно внести, если извести ---------j центра давле-
всему размаху прямо-_________________________________________положение центра давления может быть с достаточной степенью точности определено по
с ... СУ + 0,5 ДСЫ
Су щ где е — расстояние центра давления J
Су — коэфициент подъемной* силы при ₽щ = 0°;
е° - расстояние центра давления от пепелией „
хорды при ,8 = 0°-	передней кромки в частях
ДСР - приращение С„ вследствие отклонения ш™™
-у щ — Су при открытых щитках.	- ^^^пов при посадке,
от передней кромки крыла в частях хорды при полном открытии щитков;
ййнппрггф	---- для посадочного угла атаки
/
170
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Зная величину Ст крыла при открытых щитках или определив положение центра давления по указанной формуле, можно вычислить Cmz крыла относительно ц. т. самолета на посадочном'угле атаки
qSL*
721 Z
pF2
где 5 — -^;
Мк—момент крыла относительно ц. т. самолета;
L — расстояние от ц. т. самолета до центра давления тального оперения.
горизон-
*
Фиг. 157. Результаты исследования модели самолета в присутствии неподвижной пластинки, изображавшей «землю».
----------—---------Экспериментальные кривые без учета влияния земли; ---------- Экспериментальные кривые с учетом влияния земли; ----------По подсчету с учетом влияния земли.
Поправка Су крыла на балансировку самолета при посадке будет равна
Влияние земли при посадке по теоретическим исследованиям сводится к увеличению эффективного удлинения крыла, т. е. увеличению и 4^-, причем Сптах почти не измепятеся. Эти выводы справедливы лишь для больших расстояний от поверхности земли.
Постановка экспериментальных исследований затрудняется тем, что «земля» должна двигаться навстречу модели со скоростью, рав-
171
www.vokb-la.spb. 1’u - Самолёт своими руками?!
ной скорости потока в трубе. Подобный эксперимент не дает все-таки точной картины явления, так как в натуре самолет имеет относительно земли вертикальную скорость. Кроме того, оказывается, что >	т_ 1
срыв потока за
/ tZa посадке (
вел едствие угловой скорости прп
Фпг. 158. Изменение акр в зависимости от чисел Рейнольдса на прямоугольном крыле:
—---------без щитков;
—--------- со щитками.
тягивается на бблыпие углы, чем при испытании крыла в аэродинамической трубе на фиксир ованнюм, статическ ом угле атаки.
В Америке был испытан ряд моделей целых самолетов в присутствии отполированной пластинки, неподвижно укрепленной в трубе. Вместе с результатами одного из исследований приведены также и результаты теоретического подсчета (фиг. 157). Разница между теоретическими и экс-п ерим ента ль ными данными заключается лишь в величинах Сх. Экспериментальные иссл ед ования, проведенные над шестью моделями в присутствии пластипки при закрытых щитках, дали изменения ДСушах в пределах +6,3% и —5,0% по сравнению с испытаниями без пластинки. При испытаниях моделей с отклоненнымй щитками только у одной модели ДСут*х = = 2,8% у всех же остальных н случилось уменьшение Су тах, доходившее до —10,7%. По исследованиям в натуру Су Шах на 10—20% больше, чем у моделей в трубах. Таким образом эмпирический к оэфициент к^ 0,94, невидимому, близок к действительности.
Факторы, влияющие на критический угол атаки механизированных крыльев. Исследования при Be, соответствующих натуре, иеобхо-имы для получения абсолютных величин не только ДСутах» по и акр. д Большинство имеющихся исследований по щиткам и в особенности По закрылкам проведено^три Be порядка 0,26-106—0,60 • 10е, т. е. значительно меньших, чем при посадке самолета. Если считать, что
172
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
средняя хорда самолета равна’2 и посадочная скорость 100 км/час (27,8 м/сек), то при посадке
Re = JLiJLJL? = 3,76.10®.
14.8 • 10~6
₽На малых Не для прямоугольных крыльев, независимо от типа механизации задней кромки и основных параметров профиля, наблюдается уменьшение акр по сравнению с исходным профилем (табл. II, III, IX, XI). Для профилей RAF и Кларк YH с простыми щитками при Не 0,3 • 106 (фиг. 158 и 141) получаем:
RAF - 48	Закр —	— 2,5° при	6щ — 20% Ьк
RAF - 69	—	— 6,0° »	6Щ = 15% Ьк
RAF-89	^якр =	— 6,0° »	Ьщ = 15% Ьк
КларкУН	акр “	— 1,15° »	Ьщ = 10% 6К
Такие же в среднем уменьшения якр получаются при установке простых, щелевых и подвесных закрылков по всему размаху прямоугольного крыла (табл. II, III). Средние величины Дакр при щитках Цап и подкрылках Фаулера несколько меньше (фиг. 141, 158 и тдбл. IX и XI).
На больших Не зависимость между акр исходного и механизиро-. ванного крыльев с простыми щитками изменяется следующим образом
ДЛЯ	RAF - 48	при	Re = 3,0 • 106	AaKp	^ + 1°
»	RAF-69	»	Re = 3,0 • 10е	AaKP -	^ + 1,8°
»	RAF - 89	»	Re = 3,0 • 10®	AaKp;	^—3,3°
»	RAF-89	»	Re = 4,0 • 10е	AaKp £	t —1,7°
»	Кларк Yrf	»	Re = 3,5 • 10е	Д GtKp	s + 0,05°
На основании имеющихся далеко не полных исследований прямоугольных крыльев с механизированной задней кромкой можно сделать следующие выводы.
1.	Величина акр как исходного, так и механизированного крыла, определенная при малых Re, в большинстве случаев не соответствует акр в условиях посадки.
2.	Связь величины и знака Аакр с основными параметрами исходного профиля и типом механизации не ясна.
3.	Для простых щитков, а также простых, щелевых и подвесных закрылков акр при испытании на малых Re обычно меньше, чем у исходного профиля на 1—6°, нов то же время имеются профили, у которых ^акр = 0° или положительно. У щитков Цап и подкрылков Фаулера абсолютная величина Дакр меньше.
4.	При увеличении Не разность между акр исходного и механизированного крыльев уменьшается по абсолютной величине, а иногда меняет знак с минуса на плюс.
Для конструктора наиболее важен вопрос изменения акр при пересчете прямоугольного крыла на трапецевидное с относительной
173

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
толщиной, а иногда и вогнутостью, изменяющейся по пазмя^-Не менее важен вопрос о влиянии на акр длины и размещения щ2’ закрылков п подкрылков по размаху.	«“шыив,
П[И Zi’e 0,26 • 10"оба эти вопроса исследованы в МАИ на тпег типах крыльев (таол. XX).	-	л
Таблица XX
Изменение акр в зависимости от длины и размещения простых щитков по размаху крыльев различной формы в плане
яомхиУп xrweej	— Суммарная длина щитков % 1к	Перерыв в щитках = %	Положение крыла *	I		1 II		III	
				а° ь-р	_'а°	а° | ь-р	I* Да°	। а° ьр 1	Да°
			В	14,0			1		
1 = о	0,	—	И	16,0	* -	16,0		14 0	
щ			Н	15,5				—•			 -
			В	——	—	—				” —			—
	100	*—	И Н	11,6 10,5	— 4,5 — 5,0	10,5	— 5 5	10,0 7,0	— 4,0
— Ьф	92	8	В И н	10,0 11,0 11,0	— 4,0 — 5,0 — 45	10 5	— 55	10,0	— 4,0
7 = 0,7ZK	70	—	в и н	12,0 11,5	-4,0 — 4,0	12,0 12,0	1 о 1 1 II1	9,0 7,0	— 5,0
= 0 7гк-&ф	62	8	в и н	11,0 12,0 12,0	— 3,0 — 4,0 — 3,5	12,0 , 12 0 j	-4,0	8,0 10,0	-J.0
-05L	50		 _	в и н	135 12,5	— 2,5 - 3,0	13,о	— 3,0	8,0	— 60
Г, -----п! * О5£к-Ьф)	42	8	в и н	12,0 12,5 13,0	— 2,0 -3,5 — 25	14,0 i-			1 - 2,0 j	—*	—1- 9,0(10)** -	-5,0 (—4/ ’ >-
Из таблицы XX можно сделать следующие выводы:
1)	акр у трапецевидных и прямоугольных крыльев при открытых щитках меньше, чем при закрытых,
2)	максимальное уменьшение аКр соответствует размещению щитков по всему размаху трапецевидных крыльев;
3)	при уменьшении размаха щитков акр увеличивается по сравнению со случаем размещения их по всему размаху трапецевидных крыльев;
* В — верхнее расположение крыла относительно фюзеляжа’ Н___нижнее
расположение крыла; И — изолированное крыло.	’
*> В скобках приведены результаты поверочного испытания.
174
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
4)	при уменьшении размаха щитков на прямоугольном крыле акр,, повидпмому, уменьшается по сравнению со^случаем размещения их по всему размаху;
5)	для Be, соответствующих условиям посадки, разность критических углов атаки у трапецевидных крыльев с закрытыми и открытыми щитками, в особенности при размещении их на части размаха* повидимому, приближается к нщчю.
ВЛИЯНИЕ ТИПА ЗАКРЫЛКОВ, щитков и подкрылков НА УЛУЧШЕНИЕ ПОСАДКИ
Угол планирования. Для облегчения посадки па небольшие площадки, ограниченные высокими предметами, необходимо иметь возможность круто планировать при малой скорости снижения. Первые самолеты вследствие большого лобового сопротивлепия обладали очень низким качеством п большим углом планирования 0, величина которого определяется из уравнения tg 0 = Сх]Су. в Эти самолеты планировали «утюгом» — достаточно было уменьшить ’ число оборотов мотора, как самолет начинал круто снижаться.
Современные самолеты отличаются малым сопротивлением, хорошим качеством, большой нагрузкой на 1jh2 несущей поверхности и большой скоростью планирования и посадки. Для улучшения условий посадки необходимо, кроме возможности увеличивать по желанию сопротивление крыла, увеличивать одновременно и дую силу. G у •
Из всех типов механизации наиболее полно удовлетворяют по-. ставленным требованиям щитки. При отклонении щитков поляра смещается вверх и вправо по отношению к поляре с 0 — 0° (фиг. 159). Если рассмотреть случаи планирования при р — 0° и 9 — 60° под одним и тем же углом 02 —12,6°, соответствующим планированию с открытыми щитками при СУ2 —0,7 СдгааХ, т. е. при скорости, большей критической па 20%, то получпм следующие результаты:
1. Самолет с открытыми щитками при данных:
₽ = 60°, СР2= 0,7G2max =0,7-2,05-1,43, «2=+3°; 02 = 12,6°; имеет скорость по траектории
Г2=/W’1"0,827 л’
где Л = const = у , а скорость снижения
U, = К sin <-)„ = 0,827 • А  0,219 = 0,181 А.
2. Самолет с закрытыми щитками при данных: ,8=0°, 01--в2= = 12,6°, 6^ = 0,325. а, = — 1,75° имеет:
TZ Л 1 f C0S 12’6°	4 ПЧ Л
Уг = Лу “01325-= 1ДЗЛ.
Uj = А- 1,73- 0,219 = 0,^8А.
175
।
www.vokb-la.spb.fii - Самолёт своими руками?!
бу
о
2 00
10
180 —
160
140
120
1 00
0.80
0 60
040
020
/ 60е
о
16°
X
-175°
о
15°
15°
mai*143
9? при/3'50,
6,14.4
Су "о, 7 Сумпах 7695
Я
при/3-0
5
*0
15^ зо е°
020	040	000	0,80 Сх
- фпГ 159. Углы планирования самолета с открытыми и закрытыми простыми щитками, расположенными по всему размаху.
176
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таким образом при одинаковом угле планирования скорость снижения самолета с закрытым Щитком при одинаковом весе и площади крыльев в два раза больше, чем при 0 = 60°.
Рассмотрим теперь случай плапирования при одинаковых коэ-фициентах подъемной силыСУ2 = СУ1 = 0,7Су1 Шах = 0,895 и примерно одинаковой скорости по траектории.
1. Самолет с открытыми = — 3,2°; 0 = 60° имеет
0,968 л л/ л
0,895 ~

°?
21	21.
2. Самол'ет с закрытыми щитками при данных: 0=О’ ttl з= 7°; ©1 = 7,2° имеет:
2^=1 05 Л
0,895	1
Таким образом при одинаковых скоростях по траектории скорость снижения и угол планирования у самолета с открытыми щитками в два раза больше.
Изменение Д0 для простых щитков шириной 20, 30 и 40% Ьк пропорционально углам отклонения до 60° (фиг. 160). С увеличением хорды щитков Д0 при одном и том же угле
щитками при данных: 02 = 14,4°, а2 =
Фиг. 160. Приращение угла планирования в зависимости от углов отклонения простых щитков различной ширины.
= 20% Ък ;2-Ъщ = 30% Ьк ; 3-ЬЩ = =40% Ьк.
отклонения увеличивается почти пропорционально хорде, так, например, щитокшириной 20% Ькпри р = 60°, создает Д0 8°, ащиток с хордой 40% Ък Д0 st-14°.	,
Увеличение угла планирования при установке щитков Цап почти пропорционально расстоянию задней кромки щитка от нижней поверхности крыла у при одной и той же абсциссе а: (фиг. 161). Например, для щитка с Ъ = 30% Ък имеем при х — 0 для
У = — Ю% 6К Д0 = 3,9° у = — 20% 6К Д0 = 6,9° у = —30%6к Д0 = 13,2°
При перемещении задней кромки щитка назад без изменения ординаты у угол планирования несколько уменьшается. Например, Л- и. Сутугин—1142—12	177
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
/
для Ь =20% ок> ₽ = 90° и у = — 2"% имеем для .? = — 20% 6К АН = 10,3° ,г = —ю%бк ле= 9.6° ж =	0%6к А« = 9,6°
Фиг. 161 АО при Су =0,7 Сушах или Г = 1,2 Гиос для щитков Цап, проетыч гиитков и одного положения подкрылка Фаулера при различных координатах 1ЦИ	их задних кромок.
Величины Ав написаны на положениях хорд, которые в большинстве случаев нанесены лишь частично.
Таким образом в отношении увеличения углов планирования при одинаковых размерах хорды, простые щитки несколько эффектив-- нее щитков Цап. Щитки Цап
Фиг. 162. Траектория подхода на посадку при ошибке в расчете.
Z— траектория планирования при открытых щнтнах; 2 — траектория планирования после закрытия щщ^ов
шириной 40% Ьк при сдвиге скользящей оси в заднюю кромку, т. е. при х ~ 4-25% Ьк и у —— 30% &к 'дают увеличение угла планирования на „10,8°, Такой же ширины подкрылки Фаулера при 0 ~ 40° дают
=5,9° (пунктирная линия фиг. 161).
Необходимо остановиться на одном довольно серьезном недостатке щитков, о котором уже упоминалось ранее. Во время
подхода на посадку при остановившемся моторе уменьшения угла планирования можно достигнуть уменьшением угла отклонения щитков; одновременное чтим понижается в Су,вследствиечегоири недостаточной
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! ’
поступательной скорости самолет будет проваливаться. Таким образом после полного закрытия щитков или уменьшения их отклонения траектория станет круче п только после набора скорости и потери высоты можно будет планировать положе (фиг. 162). Указанный недостаток имеет серьезное значение лишь при подходе на посадку с остановившимся мотором. Прп работающем моторе ошибка в расчете посадки может быть исправлена кратковременным включением мотора.
Щелевые закрылки Хендли Пейдж в этом отношении лучше щитков. При изменении угла р от 50 до 40° они не понижают Су, но сильно уменьшают Сх, вследствие чего можно планировать более полого без проваливания. АО для простых щитков, щитков Цап, закрылков Хендли Пейдж и подкрылков Фаулера одинаков ой ширины при наивыгоднейших углах отклонения и Су = 0,7 Сутях определены путем подсчета (табл. XXI).
Таблица XXI
Д0 для закрылков, щитков и подкрылков одинаковой ширины при иаивыгод нейших углах отклонения и Су = 0,7 €у тах
Параметры	Закрылок Хендли Пейдж	! Пргсгой П1ИТОК	Щиток Цап	Под и рыло и Фаз лера
Положение в открыт м виде	'	3 = 50°	I ! 1	?=6‘)°	2=60°	В- 30°
Хорды в ° о	О t	1 1	24	,г==0% 23	к о® g yi м
Псх» дные профили	mAF-28	| Клари ¥	Клари Y	Кларк Y 5° 7'
н2 при закрыт )м крыле	3°54'	!	5°7'	5° 7'	
при открыт м крыле	8°22'	1	12°10'	П°02'	7°17'
ДН = Н!— 0,	- Г28'	7° ;•	1 *	2° 10'
Наибольшее увеличение угла планирования дают простые щитки, затем следуют щитки Цап, щелевые закрылки и подкрылки Фаулера.
Длина пробега и проекции траектории планирования. Эффективность щитков в отношении пробега и уменьшения проекции траектории планирования видна из табл- XXII.
Общая длина приземления без тормозов сокращается прп узких простых щитках на С0% п щитках Цап на 70,8%, а при применении тормозов на 61% и 71,6%- Сокращение длины пробега вследствие применения одних тормозных колес близко к 40%. Простые щитки с хор-доп, в четыре раза меньшей, чем у щитков Цап, почти равноценны с ними.
179
^лоЬЬ4а.зрЬ.1и^Сал1ол^^
Таблица XXII
Соавнение нормального крыла, узких простых щитков и широких щитков Цап и отношении пробега и длины проекции траектории планирования после барьера высотой 30,5 м
Наименование данных	Самолет 1 с нормальным [ крылом	1 Крыло с простым щитком &=ю% Ьк 3=90°	Крыло со щитком Цап 5=40% Ьк |3=45°
щах • * *	—	'	0,44	0,59
ле .		—	5°	9,6°
vaoc км/час		91,7	68,3	63,7
Проекция траектории планирования после барьера вы-сотой 30,5 м			323	144,4	107
Выравнивание в м ....	79,2	46,0	36,8
Выдерживание в м . .	134,0	7,60	'	III
Пробег без тормозов ([1=0,2) в м		208	100,0	74,0
Пробег с тормозами (|*=0,5) в м .  ......	123	59 7	43,5
Длина всего приземления без тормозов (р.=0,2) в м . .	744,2	298	217,8
Длина — с тормозами (р. О,Ь) в м .	♦ - • .	659,2	257	187,3
Ппи шелевых закрылках или подкрылках Фаулера, т. е. при оди-i или больших приращениях Cffmax, чем у простых щитков, ппина приземления должна быть больше вследствие меньших ^ пД.кпия тпаектории для щелевых закрылков и подкрылков Фаулера больше, чем для щитков.
ФяХм обпазом в отношении уменьшения посадочной скорости вышнее подкрылки Фаулера, затем идут щитки Цап, простые щитки, ^Лрные и простые закрылки. В отношении увеличения углов пла-тгпования при подходе па посадку, уменьшения длины пробега и со-щрния проекции траектории планирования за барьером наилуч-Ки являются простые щитки, после которых следуют щитки Цап, пр^тые закрылки, щелевые закрылки и подкрылки Фаулера.
и ПИЯНИЕ ТИПА ЗАКРЫЛКОВ, ЩИТКОВ И ПОДКРЫЛКОВ
ВЛИ>*	НА УЛУЧШЕНИЕ ВЗЛЕТА
о'ютя длина, необходимая для взятия барьера h, составляется р гюпшх фаз: — длина разбега; ?2 —длина, необходимая для И3 СЛппа на траекторию с углом подъема 0; 13 — длина, необходи-переход ма на ВЫСоту барьера. Сравнивая длины, потребные для мая для и "д
180
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отдельных фаз, можно видеть, какие преимущества и на каких фазах взлета получает самолет с щелевыми закрылками улучшенного типа по сравнению с самолетом, имеющим простые щитки или нор-с’/2
мальное крыло (фиг. 163). Вследствие большого коэфициента -~ ^х
Фиг. 163 Влияние щитков и закрылков на длину, необходимую для взятия барьера высотою h = 18 м 1 — нормальное крыло; 2 — крыло со щитком при Р —15°; 3 — щелевой закрылок при р3 = 30°; 4 — щелевые закрылки закрыты при разбеге и отклонены на угол р — 30° при отрыве.
самолет с закрылками имеет меньшую длину разбега 1г. Изменеиие направления траектории взлета при крыльях с закрылками также требует меньшего расстояния 72. Набор высоты, необходимой для взятия барьера, происходит почти на одинаковом горизонтальном ‘расстоянии 13 у самолета с нормальным крылом и у самолета со щелевыми закрылками, отклоненными на t3 = -|- 30°. Это расстояние
181
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
больше для щитков при ₽ = + 15°. Если щелевые закрылки нрй тральны вначале и отклоняются лишь в конце разбега (фиг *162 m ктирные линии), то результаты еще лучше.
Кривые, характеризующие зависимость общего расстояния по ера I от С„, а следовательно, от а или скорости взлета, у нормально™ крыла и крыла со щитками имеют более
резко выраженный перегиб, чем кривая, соответствующая крылу со щелевыми Закрылками. Отсюда следует, что взлет с минимального расстояния от барьера труднее при нормальном крыле и крыле со щитками. Крыло со щелевыми закрылками в этом отношении лучше, и ошибки в угле отклонения закрылка, в угле атаки или скорости при подрыве самолета меньше влияют па общую длину взлета.
Наивыгоднепшпй угол отклонения при
Фиг. 164 Изменение общей длины, необходимой для взятия барьера высотой 18,25 .и, в зависимости от углов отклонения простых щитков I и щелевых закрылков II
(б3 =^щ=20% Ь*).
взлете для простых щитков шириной 20% Ъц равен 20°, а для щелевых закрылков такой же ширины 30° (фиг. 1G4). При наивыгоднеишихуглах отклонения уменьшение расстояния от барьера равно для щитков 9,5% I. а для закрылков 25,5% 1.
Подкрылки Фаулера в отношении взлета являются наивыгоднейшим типом механизации (табл. XX Г И).
Т to лиц а XXIII
Уменьшение мости
общего расстояния, необходимого для взятия барьера в завис и-от сдвига подкрылков Фаулера на самолете Фейрчальд F-22
Положение подкрылка (Ьп = зо% дк, =71%	)	1. разбег Л1	изменения угла и взлет м _____ 				| / -Ji-t-ig-Ma дтина,необходимая для взятия ; барьера //=15,25 и	д/ в % по сравнению с убранным подкрылком
Подкрылок убран	149	118	2 97	•—
Подкрылоц, выДвши т на 44% -	-	• • *	134	125			’2,7
Подкрылок выдвинут на 87% • • 		96	117	213	— 28 3
ПоДКрЫЛJк вь ДвИН\т полностью ...	.... 		115 5 	*	103,5	2’9	— 26,2
КОМПЕНСАЦИЯ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ ПрЕИМЗДЕСТВА БЫСТРОГО ОТКРЫТИЯ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ Длина, необходимая для взятия барьера, значительно уменьшается в том случае, когда крыло закрыто в начале разбега и быстро открывается перед отрывом. Если прп подходе на посадку угол
182
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
планирования ошибочно взят чрезмерно большим, то при остановленном моторе исправление ошибки возможно лишь мгновенным уменьшением сопротивления, т. е. частичным или полным закрытием крыла.
При подходе на посадку по ошибке летчика планирование может быть начато поздно. Приземление в этом случае может произойти лишь в конце аэродрома, и во избежание аварии приходится итти иа второй круг. Для увеличения горизонтальной и вертикальней скоростей в этом случае тоже необходимо закрыть кры/fo возможно скорей.
Фиг 165 Результаты летных испытаний самолета Фейрчальд F-22 с мотором Циррус 95 л. с.
I — располагаемая и потребные мощности при различных \глах отклонения щитков шириной 20% и размахе 100% iK ; II—влияние углов отклоненная щитков на длину разбега б и расстояние 1 необходимое для взятия барьера высотой 30 м при F отрыва на
8 нм большей РШ)П-
Пз летных испытаний самолета Фейрчальд F-22 с мотором Циррус мощностью 93 HP при винтес постоянным ш^гом видно, чтомаксималь-яый избыток мощности, а следовательно, и максимальная вертикальная скорость получаются при закрытых щитках (фиг. 165, Z). По мере открытия Щитков избыток мощности уменьшается так же, как и горизонтальная скорость. При полном открытии щитков (3 — 59°) горизонтальный полет возможен на весьма ограниченном диапазоне скоростей. На Суп1ах полет невозможен вследствие недостатка мощности. Вертикальная скорость при р =59° практически ’ равна пулю. Если данный самолет по каким-либо причинам не может сделать посадку, то взлет на второй круг возможен лишь после того,как щитки будут частично или полностью закрыты. При больших избытках мощности опасность вынужденного полета на вДсрой круг уменьшается, но и в этом случае дтя увеличения вертикальной и горизонтальной скоростей необходимо закрыть крыло.
Наименьшая длина разбега соответствует 3 = 27° (фиг. 165, II). При уменьшении угла отклонения щитков длина разбега \ увели-183

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
чивается вследствие уменьшения Су и увеличения скорости, необходимой для отрыва. Если угол отклонения щитков больше 27°, то вследствие увеличения сопротивления, разбег также увеличивается, хотя отрыв и происходит на меньшей скорости.
На 'общую величину взлета I влияют длина разбега, длина, необходимая для изменения траектории, и вертикальная скорость. При изменении 3 в диапазоне от 0 до 20° длина взлета почти одинакова (фиг. 165, ?1). Для углов р > 20° длина взлета сильно увеличивается, что объясняется ухудшением скороподъемности. Если самолет взлетает на скорости 75 км/час, соответствующей максимальному избытку мощности, при Щитках, отклоненных на 59°, то I = 4270 м.
Приведенные соображения показывают, что для улучшения взлета, посадки и повышения безопасности, в особенности при малом запасе мощности, желательно, чтобы механизированное крыло также быстро реагировало па движения руки летчика, как рули высоты и элероны. Для этого необходимо отказаться от сервомоторов и больших коэфициентов различного рода передач, понижающих усилия, требующиеся от летчика для управления механизированным крылом. Таким образом вопрос сводится к уменьшению шарнирных моментов.
Быстрое открытие механизированного крыла при взлете, невидимому, не может вызвать значительных перегрузок и нарушения продольной устойчивости самолета, но эти вопросы во всяком случае должны быть исследованы в каждом отдельном случае.
СРАВНИТЕЛЬНЫЕ ВЕЛИЧИНЫ УСИЛИЙ И ШАРНИРНЫХ МОМЕНТОВ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Автоматические предкрылки в нужный момент открываются и закрываются потоком. Для открытия и закрытия управляемых предкрылков по той же причине необходимо прилагать незначительные усилия.
Простые закрылки имеют С'га весьма близкий к Сш простых щитков (фиг. 166).
В закрылках Гоудж шарнирный момент воспринимается направляющими, и величины усилий зависят от совершенства конструкции механизма.
Щелевые закрылки при аэродинамической компенсации, равной 25%, и размещении оси вращения на 18% ниже хорды крыла имеют шах Сш — 0,2, что составляет примерно V3 от Сш простых щитков. Ввиду того что на малых углах наблюдается некоторая пере-компенсация, величина компенсатора должна быть несколько уменьшена. У щелевых закрылков ЦАГИ при К — 19,5% перекомпен-си пи и уже нет.
У подвесных закрылков при р = 40° и компенсации 25% коэ-фициент шарнирного момента в четыре раза меньше, чем у щелевых.
Простые щитки имеют С ш» почти независимый от хорды, а для щитков с хордами от 15 до 25% Ък практически одинаковый.
184
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
у щитков, расположенных посредине размаха, Сш на^основа-Нии английских испытаний меньше, чем для щитков, размещенных по всему размаху.
Эти результаты подтверждаются испытаниями, проведенными в ЦАГИ с моделями прямоугольных крыльев, имевших профили
Сш
Фиг. 166. Сравнительные величины шарнирных моментов.
1 — простые закрылки; 2—щелевые закрылки Хендли Пейдж; 3— щелевые закрылки ЦАГИ; 4 — подвесные закрылки;. 5 — простые щитки, расположенные по всему размаху; 6 — простые щитки, расположенные погредине крыла; 7 — подкрылки типаЦАГр;5 — щиток к Ирвинга.
Р-2', ЦАГИ-6 и BS и щитки с хордой 20% Ьк. При 1Щ = 30%	=
= 60° и а == 8° Сш в среднем равен 0,56, т. е. меньше, чем для про-'филя Кларк Y при размещении щитков по всему размаху, где Сш = 0,64.
185
и
Коэфициент нормальной силы С„, действующей
Р =60° равен 1,4 (фиг. 167,’ /), что несколько больше коэфиодеТ нормальной силы для плоской пластинки, Сп которой павен т о а Центр давления при отклонении щитка на 30° перемешала' 40% %, от шарнира и при дальнейшем увеличении мгла ои=„11а возрастает незначительно (фиг. 167, 11)	” ^членения
При малых углах отклонения щитков Цап воздушные п.и мята, закрыть их (фиг. 168). По мере унйннен™-™ <Sonei«
1.5i
0.5-
70°fi
f.o\
о
-Фиг. 167 Коэфициент нормальной силы, действующей на простой щиток I и положения ц. д. II при различных углах отклонения.
Фиг. 168. Построение сил и моментов, действующих на щиток Цап при (3 — 30 и 60° на основании фиг. 167.
Cj и С2—мгновенные центры вращения;
Pi и Р2 — силы, действующие на щиток при р — 30 и 60°.
момент, стремящийся закрыть щиток, уменьшается и превращается наконец, в пуль при прохождении равнодействующей через мгновен-ный центр вращения. Этот угол соответствует полной аэродинамической компенсации щитка Цап. При дальнейшем отклонении щитка
появляется момент воздушных сил, стремящийся его открыть. Пользуясь построением, указанным па фиг. 168, и данными фиг. 167, можно определить моменты и силы, действующие на щиток при лю-/Тых vriax отклонения, в зависимости от кинематики механизма.
Для подкрылков ЦАГИ при стержневом механизме, подобном изображенному на фиг. 133, примерное изменение коэфициента шар-пппного момента дано на фиг. 166 (кривая 7).
У подкрылков Фаулера центр давления и величина Сш изменяются в зависимости от ширины хорды (фиг. 169). Необходимые для ^счетов на прочность коэфициенты Сп и Ct в зависимости от а причтены на фиг. 170. Величины шарнирных моментов подкрылков, ч также и усилия, необходимые для их сдвига, зависят от принятого размера аэродинамической компенсации и конструкции механизма.
786
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 169 С относительно передней кромки и ц. д. подкрылков Фаулера в зависимости от а°.
Координаты исследованных подкрылков х — Ьк; у — — 2,5% Ьн ;
2 - Ьп =20%Ьк ; 3 -зо°; 3 - Ъи = = 30% Ьк; ₽ - 40°; Ьп — =-40% bj ;₽=40°.
(
г
<£>иг 170 Коэфициенгы Сп И Ct , подкрылков Фаулера и зависимо- » сти от а°.	j
Координаты исследованных положений подкрылков: х— Ъь ; у = I - -2,5% ьк; 2- Ьп = 20% Ьк ;	;
30°; 3~~ьп= 30% ьк; f=40°; j 4 _ Ьп =40% Ьк; ?=40°.
। ।
i
187
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Уменьшить усилия при данной величине шаппипш.^ SCTT “,иы-Одааю э’“ -W0.UU. читгаьны’х ₽шаршфт	п™а'
матическая или гидравлическая передачи В некотопых / в~ уменьшение усилий может быть достигнуто раздел епиеТмеханХ^ ванного крыла па отдельно управляемые участки механизир0-
Наилучшим способом уменьшения шарнирных момеп-r™ а» аэродинамическая компенсация, которая л!гко осуществлХа^ всех типах механизации задней кромки крыла за искТючениХ пп® стых закрылков и щитков, имеющих максимальныеПро‘
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ ПРОСТЫХ ЩИТКОВ
Для простых щитков предложен целый пял ячп'щипо компенсаторов, предназначенных для облегчения уп2авлепиГКИХ посредственно от летчика и для уменьшения мощное™ сепв™™ Ы€“ у",ях, КОГДа СШЫ Лв,Ша лга	еХ<“ао£
Фиг. 171. Типы осевой компенсации простых щитков, исследованные NACA. х и у даны в процентах хорды щитка; остальные размеры выражены в процентах хорды крыла
7 —а = 3,70,с=1,63; ДСШ = —30%; II — ч=4,69; с =1,63; ДСш=-40%.‘
Внутренняя компенсация щитков была исследована в Америке на модели с профилем КларкУ (фиг. 171). Уменьшение шарнирного момента при а =15° и ₽ — 60° составляет для варианта I около 30% и для варианта II — около 40% (фиг. 171). Недостаток этой компенсации заключается в увеличении сопротивления в нормальном полете вследствие вынесенных вниз осей вращения и неизбежных вырезов в компенсаторе около хвостовых частей нервюр. При испытаниях оказалось, что приращение С,1тах компенсированных щитков (без выреза в компенсаторе) одинаково с ЬСутах простых щитков такой же ширины.
В ЦАГИ был испытан компенсированный щиток с осью вращения, расположенной внутри профиля крыла (фиг. 69, VI) Ст при ком-188
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 173. Шарнирные моменты щитков, открывающихся против потока I и по направлению потока II.
189
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Н=7,бмм
р'Пс
Б

<9°
Фиг
шення толчка в начале открытия
174. Способы умень-л	щитка-компенса-
тор а Ирвинга, переменной передачей от
то получится
пенсацпп, равной 25% площади всего шитва, и при а = 8° уменьшился па 57,5%’ а при посадочном угле атаки—на 53%. В нейтральном положении такой щиток не увеличивает сопротивления. Вырезы в компенсаторе около нервюр в этом случае также неизбежны.
Щиток-компенсатор Ирвинга открывается по направлению потока (фиг. 172)- Средняя часть щитков Л, расположенная под фюзеляжем, пмеет ось вращения на задней кромке и открывается ио направлению потока. Крайние щитки Б, большие по размаху п хорде, вращаются относительно передней кромки и связаны с компенсатором трхбамп 3, 2 в рычагами таким образом, что при отклонении рукоятки открываются одновременно.
Испытания показали, что шарнирный момент компенсатора 11 (фиг. 173) быстро возрастает при небольших углах отклонения, а шарнирный момент щитков 1 увеличивается плавно п© мере увеличения углов отклонения. Максимальный шарнирный момент компенсатора при а = 12 и 16° получается при угле отклонения около 10°. Если размеры компенсатора п передачу подобрать таким образом, чтобы достигнуть полной компенсации при максимальном отклонении щитков,
перекомпепсация щитков п толчок в начале их открытия. Избегнуть толчка уменьшением площади компенсатора, пе удастся, и, кроме того, шарнирный момент при отклонении щитков на большие углы не будет компенсирован в достаточной мере. Устранить недостатки этой компенсации можно компенсатора к щиткам.
'^Прп испытаниях было опробовано несколько способов уменьшения толчка в начале открытия компенсатора (фиг. 174):
1.	Вертикальная пластинка высотой 7,6 мм. укрепленная на крыле перед передней кромкой компенсатора, закрывавшая его до л гл ов откл он ения 11°.
11.	Пластинка высотой 6,35 мм. укрепленная на передней кромке компенсатора. В этом случае компенсатор пачинал действовать после отклонения на угол, больший 9°.	,
1IL	Отверстия в компенсаторе.
IV.	Полукруглое очертание передней кромки компенсатора. Тг. Срез нижней кромки носка компенсатора.
Наиболее удачным оказался вариант V. при котором уменьшится де 33% от первоначальной величины и максимум передвинулся к положение компенсатора прп угле отклонения 23°. Недостаток этого варианта заключается в нарушении плавности очертания нижней поверхности профиля.
190
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?! jljl
1 d
Компенсатор Ирвинга одновременно дает приращение Сцтах-	||
Для получения максимального приращения Свтах при одинаковой
пшриие щитка и компенсатора (20°/о Ьк), они должны быть откло-	j
иены па одинаковый угол р =±60°, при этом для щитка АСвтах =	я
= 0,90, а для компенсатора ДСвтах =0,75.	1
Фиг 175 Складывающийся щигоь Ирвинга
Складывающийся щиток Ирвинга coca опт из дв\х частей (фигЛ 175 и 176). Верхняя часть 1 служит компенсатором и щитком. Нижняя часть 2 является щитком. Обе части соединены по всей длине пет-* лями. По размаху щитков установлен ряд тяг 3, которые при помощи стержней 4 соединяются с рычагами 5, укрепленными па трубе 6. Шарнирные моменты этого щитка при угле атаки a = 4° составляют около 13% от моментов простого щитка такой же ширины (фиг. 166, 8). При испытаниях удалось подбором положения точек 7 и 8 почти полностью избежать толчков в начале открытия щитка.
При полном открытии щитка его нижняя половина должна быть перпендикулярна* к хорде крыла. В противном случае в промежуточных	пол ожениях
и олу чается	перекомпенсация.
Для достижения максимального приращения Сутах задняя кром
ка нижнего щитка должна возможно больше опускаться вниз и как можно меньше сдвигаться вперед.
В конструктивном отношении щиток Ирвинга не проще щитков Цап, а в отношении АСущах менее эффективен. Ирвпнг предложил этот щпток для уменьшения скорости пикирования.
191
Фиг 177. Двойные щитки *ЦАГИ. Z — профиль крыла с нормальным щитком; II — профиль крыла с двойными Щитками.
I ।
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. <78 Сводная диаграмма испытаний модели крыла с двойными щитками Цаги.
2 ’без щитков; 2—	—60° (норм); 3 рЩ1 —20°; Р^ — 60°;
= 40°;	80°;	= 40°к	=60°; рЩа= 60°;
И‘ Shd = °’1125 -“а;	°’75 М' Fcp.ou = 50 м!сек
"Фиг. 179. Сводная диаграмма коэфициентов СШа заднего из двойных щитков ЦАГИ.
акп = 11°;	= 0,015 л^;
кр	Щ 7	’
Ь = 0,03 М; Уср оп. = = 43,31 м)сек.
192
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Двойные щитки исследованы в ЦАТ Л (фиг. 177). Сиша1 больше л том случае, когда угол отклонения переднего щитка меньше, чем заднего (фиг. 177 и 178).
Так, при
Рх = 20° и Р2 = 60° Суюах = 2,07, Рх= 0° и р2=60’ С„гаах=2,00.
Если угол отклонения переднего щитка равен или'больше, чем у заднего, то Сута1 меньше, чем у простых щитков. При отклонении переднего щитка на угол > 20° шарнирный момент заднего щитка уменьшается на всех углах отклонения р2 (фиг. *79). Если передний
Фиг. 180. Щиток, состоящий из двух частей, отклоняющихся на равные углы
щиток отклонен на угол = 90°, то СШ2 заднего щитка отрицателен на всем диапазоне углов отклонения от р2 до напвыгодпей-шего угла р2 = 60°. Таким образом передний узкий щиток может быть использован для общего понижения шарнирного момепта. Однако для того чтобы не понизить Сутах крыла, необходима между Щитками диференциальная связь. Так, при отклонении переднего щитка от 0 до 90° задний должен открываться от 0 до 30°. Затем у переднего щитка углы отклонения уменьшаются от 90 до 20°, а задний щиток в это время отклоняется па наивыгоднейший угол Ра = 60°.
Шарнирные моменты щитка шириной 10/о	немногим меньше,
чем у щитка шириной 20%	, и поэтому управление дополнительным
щитком, имеющим лишь в два раза мепыпую хорду, невидимому, не даст существенных преимуществ. Если эффект переднего щитка сохранится и при метшей ширине его хорды (Ъ < 10% Ьк)» тодвой-• пне щитки могут оьазаться выгодными для больших самолетов, несмотря па усложнение конструкции.
Общий недостаток большинства из рассмотренных компенсаторов простых щитков заключается в сложности конструкции. Несколько проще конструкция щитков, состоящих из двух частей (фиг. 180)-Л. И. Сутугин—1142—13	193
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5
Сначала открывается на 30° весь щиток, а затем отклоняется до воа его вторая большая часть. ДС»тах этого щитка меньше, чем у целого при отклонении на 60 .
МЕХАНИЧЕСКАЯ КОМПЕНСАЦИЯ
Механическая компенсация делается в вцде пружины или пшгп., вого амортизатора и может быть подобрана лишь на одну каХ нибудь скорость полета. При скорости, меньшей расчетнУмехаГш’ ческий компенсатор дает чрезмерную силу, и при открыт™ рукоятку приходится удерживать. На скоростях больших
давлепве компенсатора будет уже	’XT
нения щитка потребуется приложить дополнительное yZeX больших самолетов разница между расчетным и возможнейв? лете усилиями может оказаться настолько большой, что прмепеХ
Фиг. (181. Механический компенсатор простых щитков.
механического компенсатора станет недопустимым. Второй пелпе™ ток механической компенсации заключается в том, что вся пповХ управления до компенсатора, который ставится непосредственно у рукоятки, находится под нагрузкой от аэродинамических X
На легком самолете Персиваль «Gull» (фиг. 181) компенсатор состХ из пружины 1, которая одним концом укреплена к фюзеляж^посоел ством тяги 2, а вторым через тягу 3 к дополнитедьно^pbS4 рукоятки управления 5. Основное плечо 6 рукоятки / Л» П 4 тягой 7 с механизмом управления щитками 8. При закрытом рукоятка сильно отклонена вперед, пружина и донолнитедьнХпГ чаг находятся в мертвом положении (сплошные лиХТ ПпиХЛ1‘ нении рукоятки па себя пружина разгружает усилия PvkoXT в любом положении стопорится пальцем, скользнем ™ сектой о Аэродинамические силы, действующие на щиток при полХ К 9' тии, не передаются па проводку, так как механик щитков 8 XT дит в мертвое положение, и усилия передаются непосредственно S’**	гаа1“"'|)	(пукЦрпо”
194
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВЫВОДЫ
В результате анализа работы и конструкции компенсаторов можно сделать следующие выводы.
1.	Применение механической компенсации возможно при любом типе механизированного крыла, но нежелательно, ввиду того что подбор компенсатора можно сделать лишь для одной скорости, а на всех остальных он будет работать уже неудовлетворительно. Кроме того, при механической компенсации вся проводка нагружается силами, значительно превосходящими силы при аэродинамической компенсации.
2.	Аэродинамическая компенсация хорошо работает на необходимом диапазоне скоростей и может быть применена без дополнительных конструктивных усложнений на щелевых и подвесных закрылках, а также щитках Цап и подкрылках ЦАГИ.
3.	Закрылки Гоудж и подкрылки Фаулера можно компенсировать аэродинамически в такой же мере, как и предыдущие типы механизации. В случае применения направляющих шарнирные моменты воспринимаются ими непосредственно, и усилия, необходимые для открытия и закрытия подкрылков, зависят от совершенства конструкции,
4.	Предкрылки не требуют компенсации и каких-либо усложнений конструкции для уменьшения усилий при использовании их как для посадки, так и для увеличения поперечной устойчивости на больших углах атаки.
5.	Простые щитки можно компенсировать аэродинамически лишь при значительном усложнении конструкции, причем большинство из известных типов компенсации не лишено недостатков: толчки в начале открытия (щитки компенсаторы); понижение 4. ymax (щитки-компенсаторы и двойные щитки Ирвинга).
6.	Для уменьшения усилий при открытии простых щитков можно рекомендовать управление по отдельным участкам — сначала открывать щитки консольных частей крыла^ а затем щитки центроплана.
СРАВНЕНИЕ ОСНОВНЫХ ТИПОВ МЕХАНИЗАЦИИ
Для сравнения аэродинамических данных различных типов механизации (табл. XX1V) в отношении предъявляемых к ним требований, взят профиль Кларк У, испытанный при одинаковом Re, равном 0,609 • 16е и механизированный по всему размаху прямоугольного крыла. Это, однако, пе облегчило задачу, потому что далеко не все необходимые данные можно было найти в материалах исследований. Кроме того, оказалось, что испытания одного и того же профиля, в одной трубе и при одинаковых условиях дают значительные расхождения в величинах аэродинамических коэфициен-тов для исходного профиля. Величины Су Юах колеблются в пределах 1,25—1,31, а Сх mm от 0,0140 до 0,0152. Ввиду неудовлетворительной формы щелевого закрылка, который в виде исключения имел хорду 32%	, для сравнения приведены данные современного щелевого
закрылка профиля NACA-23015-в-
195
Сравнение основных типов Профиль Кларк Y.
Требования в порядке важности				1		О Ъ_1		3		
Типы механизации	г	Хорды % Ьк	Координаты носка или осей вращения % bh	у шах		Сх при р	min = 0°	^у шах х ваш		
				коэфициент	место	коэфициент .		место	f	коэфициент i	место •	
Исходный профиль .	—	•—	—	1,28	7	0 0145	1	89,6	8	
Предкрылки ....	•—	14 7	кО т-< О О QO ’Ф 03 U II II е л v	1 835	6			8			7	
Простой закрылок .	60	20	——•	2,02	5	0,014	3	144	5	
Подвесной закрылок	40	20		2,0	5	0,0123	7	163	6	
Щелевой закрылок .	45 	 60	32 	 25,6* **	1 «е н	н о II	И	II II £ - 3	+ g	198 2,37	4	0,0164 0,012	4	120 5 198	4	
Простой щиток . -	60	20	 •	2,12	3	0.014	2	151	3	
Щиток Цап ....	60	20 •	ось .г = -90 ?/=о	2.2	2	0,0145	5	152	2	
Подкрылок Фаулера	30	20	носок я=100 2/=—2,5	2,45	1	0,0145	6	169.	1	
* Профиль NAGA-23015-в, Re = 0,82^06.
** Подчеркнутые цифры взяты из других источников.
196
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таблица XXIV
механизированных крыльев Re = 0,609-106
4		5	6		7		8		9		1 ; Литература
аврит		место по конструкции	Сх при Су тах		Уменьшение взлета		Шарнирный момент и усилия		Перемещение Ц- д.		
Да0	место		коэфициент	место	% от взлета । при исходном профиле	место		место	1	% по сравнению с исходным профилем	место	
— “	1	1	9.50	8	—	7	0	1		1	ГМ АСА T.R. № 541
+ 13	6	6	4,0	1	—	8	0	2	— 5* 		2	NACA Т. R. № 400
1-	 1 — 2	4	2	4,8	4	——.	3	0 52	7	—	3	NACA T.R. № 554
0,7	2	3			5	—	4	0 20	3	—	3	NACA T.R. № 541
— 3	5	5	3,96	6	25**	2	020	4		4	NACA T.R. № 427
	— — 3			5.04				0,34		+ 13 5		Tp- ЦАГИ № 363 NT А Г* A
— 1	3	4 ! 1	48	2	9 5	5	0,64	8	4- 8	3	14 АСА T.R. № 554
1 --1	3	7	4 40	3	•	6	—	5	4-12	5	NACA T.R-№ 422
— 05	2	8	5 32	7	28	1	0.458	6	+18	6	NACA T. R. № 534
197
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в таблице XXIV основные типы механизации размещены в тяьлв последовательности, при которой меньшие порядковые номера преимущества перед крупными.	1 адиот
При определении последовательности, кроме результатов иее„о дований, принималась во внимание конструкция как самих элемеТ тов механизированного крыла, так и механизмов их креппрниГ нарушение плавности исходного профиля, наличие выступаюших в поток механизмов.	шлющих
По отдельным пунктам таблицы можно сделать следующие пояс-н еиия.
1.	Для исходного профиля принята средняя величина С'
= 1,28. Выбранная для сравнения хорда 20% Ък не является "наивьГ годнейшей для щелевых закрылков и в особенности для щитков ттГ„ и подкрылков Фаулера, однако, это не меняет их последоватей ности в отношении Сдтях. Щелевой закрылок, невидимому ЙЙХ ценен с простым щитком, но ввиду трудности подбора паивыголнрй' шего положения в таблице он помещен ниже щитка Для уточнят^' данных приведены результаты исследования подвесного закрыл™ с профилем Кларк Y и основным профилем NACA-23012 Полвтйй и простои закрылки, невидимому, одинаковы по эффективнЙ-ти
2.	Данных исследований в отношении Cxmia недостаточно Й кроме того, они разноречивы. На второе место можно поставить простые щитки, как пе нарушающие плавность профиля и не имей* щие выступающих частей механизмов. Щелевые закрылки с мехТ низмом, полностью скрытым в крыле, несколько нарушают ппяГ ность на верхней поверхности и снизу образуют щель- поэтому X поставлены после простых закрылков, у которых переход от него профиля к носку закрылка может быть сделан более плавным’ У щитка Цап и подкрылков Фаулера механизмы обычно несколько выступают сверху или снизу профиля, но зато у них не выступают в поток кронштейны крепления, рычаги и тяги управления как wo бывает у подвесных закрылков. Предкрылки поставлены на пЙЙр7 нем месте, так как они нарушают плавность профиля или даются в регулировочных щелях у задней кромки	у
3.	В отношении диапазона скоростей первые три типа не вают сомнений. Результаты испытания щелевого закрылка на пгю-' • филе Кларк Y дают пониженные величины вследствие плохо епгХ тированной щели, подтверждением чего являются испытания пп<С фвла NACA-23016-в. При щели. закрытой в вейтральк^ТоХеХ и механизмах, убранных в крыло, щелевой закрылок может быть S ‘ ставлен на четвертом месте, непосредственно после простого шитья Результаты исследований подвесного закрылка, наоборот слеяуЙ снизить вследствие недостатков, неизбежных при его осуществлении (выступающие кронштейны, рычаги и тяги управления)
4.	Максимальное увеличение угла атаки по сравнению с исходным профилем при Сдтах соответствует предкрылку Да ~ 13° Наибопк шее уменьшение угла атаки получается у простых и щелевых закр^-ков (За 3 ), причем с увеличением Fie Да приближается к нулю.
198
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
5.	Оценка конструкции сделана без учета системы управления, которая может быть одинаковой независимо от типа крыла, конструктивного выполнения его элементов и механизмов крепления, которые в основном и определяют сложность конструкции.
6.	Чем меньше качество при открытом крыле, тем больше угол планирования при подходе на посадку. В этом отношении для всех типов механизации угол 0 при планировании с Су=0,7 Сутах не должен быть меньше 10°. Подкрылки Фаулера в отношении приращения угла планирования уступают место всем остальным типам механизации.
7.	В отношении взлета лучшие результаты дают подкрылки Фаулера, а предкрылки—худшие, чем крыло с исходным профилем.
8.	Максимальные шарнирные моменты получаются у простых щитков, за которыми следуют простые закрылки. Предкрылки могут открываться, преодолевая даже трение в механизмах и в деталях управления. При управлении щитками Цап и подкрылками Фаулера, имеющими аэродинамическую компенсацию, приходится преодолевать силу трения скользящих механизмов, вследствие чего пх следует поставить нпже подвесных и щелевых закрылков.
9.	В предкрылках центр давления по сравнению с исходным профилем перемещается вперед, а у всех остальных крыльев — назад. В большинстве случаев это не представляет особых затруднений, так как одновременно увеличивается скос потока у оперения. У подкрылков Фаллера перемещение центра давления достигает такой величины, что приходится ставить управляемый стабилизатор.
Абсолютные величины ДСУ max для всех типов механизации могут быть выше, чем при профиле Кларк Y, имеющем малую относительную толщину (а =11,7%). Лучшие результаты дают двояковыпуклые профили при о ~ 15%. Величины &CynidX ДЛЯ каждого профиля зависят в значительной степени от выбора основных размеров, наивыгоднейших положений или углов отклонения средств механизации.
а
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт
своими руками?!
ГЛАВА IX
ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ ПРИ МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЯХ
ОСОБЕННОСТИ И ТИПЫ ПОПЕРЕЧНОГО УПРАВЛЕНИЯ
Хотя эффективность концевых щитков меньше, чем средних, установка элеронов все же влечет за собой существенное понижение
Таблица XXV
Потеря Су тах в зависимости от длины элеронов
L Суммарная длина элеронов 1 °/ 7 * 1'ЭЛ /о к	Потеря Cv тах по сравнению со щитками, | размещенными по всему :	размаху, в °0
29	— 5
30	— 10
40	— 16
50	— 22
Сушах (табл. XXV).
Если величина посадочной скорости пн тех нич еским у с л овиям равна 100 км/час или более, то при размахе элеронов 20—30%/к можно обеспечить необ-х од иму то	п оп ер еч ну ю
управляемость при незначительной потере эффективности механизированного крыла в отношении АСушах- Если требуется понизить посадочную скорость, то приходится принимать меры к увеличению эффективности поперечного управления. При обычных элеронах в основном приходится увеличивать их размах до 50 и более процентов от размаха крыла. Потеря C„max в этом случае достигает уже значительной величины.
Повышенная поперечная управляемость необходима для гарантии безопасности посадки в неспокойную погоду, при боковых порывах ветра. Летчик должен быть уверен, что на любой высоте он сможет быстро вывести самолет из крена, ?наче механизированное крыло не будет в полной мере использовано при посадке.
При полете на малых углах атаки с обычными крыльями и элеронами в пределах прямолинейного изменения С» =/’(«) большая часть поперечного момента создается концом крыла с элероном, отклоненным вниз. Элерон, отклоненный на тот же угол вверх уменьшает кривизну профиля и влечет за собой уменьшение подъемной силы другого конца крыла.
"	• трапецевидное низко расположенное крыло Ьщ = 20% Ьк-
200
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Приращение подъемной силы вследствие увеличения кривизны профиля при отклонении элерона вниз обычно больше, чем уменьшение подъемной силы при отклонении элерона вверх на тот же угол. Таким образом более эффективным в отношении создания поперечного момента оказывается элерон, отклоненный вниз. Элероны нормальных размеров на больших скоростях пли малых углах атакв^
Фиг. 182. Сутпах == / (а) прямоугольного крыла со щелевым закрылком по гсему размаху при различных углах отклонения fl ---------------------разрезное крыло;
— — — —. исходный профиль.
оказываются чрезвычайно мощными, и при пользовании ими в прямо* линейном полете достаточно незначительных отклонений. Для получения необходимой величины поперечного момента на малых скоростях и при полете на углах атаки, близких к критическому, элероны приходится отклонять уже на предельные углы. При полете на углах атаки, близких к критическому, элерон, отклоненный вниз,.
201
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
крити-
Фиг. 183. Изменение углов атаки на концах крыла при крене.
’теояет почти всю эффективность, т. е. увеличение угла отклонения «верх критического сопровождается уже не увеличением, а уменьшением С» (фиг. 182) *
Шель при нейтральном положении элерона несколько затягивает соыв потока. При нейтральном элероне у исходного профиля _ 90°, а у щелевого крыла акр = 22° (фиг. 182). Эта особенность шалевых элеронов является их преимуществом в отношении поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки по сравнению 'iO •	с элеронами без щелей. С уве-
личением угла отклонения элерона вниз, величина критического угла атаки уменьшается (для р =40° критический угол атаки равен 16°). Таким образом, если при полете под а =22° отклонить на одном из концов крыла элерон вниз, то увеличения Су и поперечного момента не получится. Поперечный момент меньшей величины будет возникать лишь в результате отклонения другого элерона вверх, вследствие понижения подъемной силы другого конца крыла.
Еще хуже поперечная управляемость будет в том случае, когда ппи полете на акр летчику приходится выправлять крен. Положим, что крыло, находящееся под углом = аьр =22°, получило крен (фиг 183), и один конец крыла поднимается, а другой опускается со скоростью и. Складывая вертикальные скорости и с поступательной V, получаем равнодействующую скоростей V. Действительный угол атаки поднимающегося конца крыла а2 < =акр, а у опускающегося а2 > ах = акР- При работе элеронами на обоих концах киыла произойдет уменьшение подъемной силы по сравнению с исходным профилем (фиг. 182). Может случиться, что Си у конца крыла с опущенным элероном будет меньше, чем у крыла с элероном, отклоненным вверх, и, следовательно, элероны дадут обратный поперечный момент, увеличивающий крен.
Из разобранного примера видно, что элерон, отклоненный вверх, продолжает работать в требуемом направлении, т. е. понижает подъемную силу крыла. Поперечный момент уменьшается под действием элерона, отклоненного вниз, который перестает работать в требуемом направлении.
расположенным по всему”^8м^ху,°но°мХОетУбыт1Ып^.СО щелевЬ1М закрылком, работы элеронов.	J может быть применена и для пояснения
202
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
С Причиной потери поперечной управляемости на больших углах атаки является срыв потока на концах крыла, причем элерон, отклоненный вниз, вызывает преждевременный срыв потока.
Для повышения поперечной управляемости на углах атаки, близких к критическому, предложены следующие способы:
* 1. Диференциальное управление, т. е. отклонение элеронов вниз на меньшие углы, чем вверх.
2.	Управляемые концевые предкрылки, открывающиеся принудительно п только при отклонении элеронов вниз.’
3.	Интерцепторы — приспособления, создающие преждевременный срыв потока на одном из концов крыла.
4.	Интерцепторы, соединенные с обычными элеронами.
5.	Концевые автоматические предкрылки, соединенные с интерцепторами и обычными элеронами.
6.	Элероны-закрылки, отклоняющиеся одновременно вниз и в то же время работающие от рукоятки, как обычные элероны.
7.	Элероны-щптки при закрытых щитках, расположенных по всему размаху, отклоняемые только вверх, а при отклоненных Щитках, кроме того, п вниз.
8.	Управление Назир, состоящее из щелей и заслонок или щелей, заслонок и пластинок, укрепленных за задней кромкой крыла.
Все перечисленные способы основаны на изменении подъемной силы концов крыла. В последующих способах поперечный момент с оздастся отд ел ь ными п ов ерхностями.
9.	Свободные (плавающие) элероны, размещающиеся на концах крыла.
10.	Внешние элеропы, располагающиеся над или под крылом чаще \ задней кромки.
МЕРА ПОПЕРЕЧНОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ
При американских исследованиях, а также и при большинстве исследований ЦАГИ, в качестве критерия поперечной управляемости, применялся коэфициент
Х Су121.’
где —-------------коэфициент момента крена относительно про-
-g— дольной оси,
/ — размах крыла,
8 — площадь крыла,
1Х—момент инерции площади крыла относительно продольной оси самолета.
S12
— момент инерции прямоугольного крыла с такими же 8 и I-
203
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт^рвоими руками?!
Момент инерции всего самолета относительно продольной изменяется, главным образом, в зависимости от веса и пазмепп крыла. Если предположить, что вес крыла распределен равном^ по его площади, то при сравнениях можно брать вместо momS всего самолета момент инерции площади крыла. Таким обпяз^ коэфициент Ах пропорционален начальному угловому ускопеш™ сообщаемому крылу элероном относительно продольной оси и ™ зависит от поступательной скорости.	’
Для прямоугольного крыла коэфициент принимает более ппп-стой вид:
С if   т х &Х	77 -
Величину Стх/Су можно рассматривать как положение пентпа ппп ления по размаху крыла в его частях.	Р д
В настоящее время удовлетворительная поперечная уппавзяр мость характеризуется величиной Кх = о,075. Эта величина-сХ ветствует нормальным элеронам при а = 10° и углах отклонения+25°
На основании летных испытаний выяснилось, что при нопмзпк ных условиях полета Ах может иметь несколько меныпую величин (0,040—0,050). Однако возможно, что на малых скоростях ппи ве спокойной погоде и величина Кх = о,075 может оказаться недоста-
Поперечная управляемость обычно сравнивается ппи рысканья •' = 0 и 20°. Вызывается это тем, что при рыскавьи на больших углах атаки возникает поперечный момент, который может создать поперечный момент, бблыпий восстанавливающего момента элеронов. Критерием в данном случае служит величина угла атаки при котором элероны создают восстанавливающий момент павиый по величине поперечному моменту, возникающему прп угле рыс-канья у — 20 .	*
ДИФЕРЕНЦИАЛЬНЫЕ ЭЛЕРОНЫ
Особенности работы диференциальных элеронов. Диференпиаль-ное управление элеронами не вносит никаких усложнений констпук-тивного характера и достигается изменением углов между тягой элерона а, рычагом управления Ь и рычагом элерона с (Фиг 1841 При нормальном управлении элеронами I, отклоняющимися ввепх и вниз на одинаковые углы, тяга элерона при нейтральном его ni ложении составляет прямой угол с рычагом элерона и ведущим пы-чагом управления или радиусом ролика проведеннымчер™?ку крепления к нему тяги а.	1 тичкУ
• При отклонении рукоятки в стороны на одинаковые углы ведущий рычаг Ъ или ролик поворачивается вправо 3 и влево 2 от нейтпя п! нбго положения также на одинаковые углы. Элерон с укреплений на нем рычагом с в этом случае отклоняется вверх и вниз на одинаковые углы.	г	иди на
204
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?
Если нейтральное положение 11 ведущего рычага Ъ составляет р тягой а угол Oj 1 1 > 90°. то при прежнем положении рычага элерона с получается уже диференциальное отклонение элерона. Углы 20tl и 101 3 также равны, как и в предыдущем случае, но проекции перемещения точки 1 на направление тяги а в нейтральном по-
Фиг. 184. Кинематика нормальных и диференциальных элеронов.
ложении уже неодинаковы. Есл$г при нейтральном положении сместить не только ведущий рычаг Ь, но и рычаг элерона с, то диферен-циал увеличится III. В этом случае при увеличении отклонения элерона вниз ведущий рычаг Ъ и тяга а могут установиться на одной прямой, причем элерон отклонится вниз на максимальный угол.
После перехода через мегтвое положение, угол отклонения элерона вниз будет уменьшаться при увеличении угла поворота рычага Ъ. Таким образом в схс^е III, вследствие смещения об^их рычагов b и с, элерон отклоняется вверх на 50° и вниз на 7°. Подобных же результатов можно достигнуть дальнейшим увеличе-
906
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нием угла установки одного рычага Ъ при нейтральном положени элерона.	J	‘	и
Величина диференциала измеряется отношением углов отклоне (j Гэл. вверх \
а — ^эдГв^пз-/ рИ одинаковых отклонениях рукоятки управления в стороны. Диференциал изменяется при изменении vr-лов отклонения рукоятки и, следовательно, при изменении углов отклонения ведущего рычага Ь, считая от его нейтрального положения (табл. XXVI).
Таблица XXVI
Изменение диференциала по мере отклонения рукоятки
Углы отклонения рычага b от нейтрального положения
О 10 20 30 40 50
Схема II	j	Схема III
Углы отклонения элеронов в °
вверх 1	вниз 	d	вверх	вниз	d
। 0	0	——	0	0	
8,0	7,0	1.14	7,5	5,5	1 37
17 0	12 0	1,42	16,0	10,4	1 54
28,0	14 8	1,89	25 5	13,6	1 87
40,0	15,2	2,63	35,5	13,1	-Лг V, J 1 2 71
60,0	13,5	2,45	55,7	3,3	16,9
При работе обычны! элеронов, отклоняющихся вверх и вниз одинаковые углы, всегда возникают моменты рысканья. Элерон, отклоненный вниз, увеличивает относительную вогнутость профиля и, следовательно, Со и Сх.
v Для маневренных самолетов идеалом является независимость . плавления, когда поперечный момент создается исключительно отклонением элеронов, момент рысканья — отклонением руля поворота и поодольные моменты — отклонением руля высоты. Для тяжелых самолетов иногда желательно, чтобы при отклонении элеронов создавался небольшой благоприятный момент, затормаживающий опущенное крыло и разгружающий руль поворота.
Появление неблагоприятных моментов рысканья, тормозящих поднятое при повороте крыло с элероном, отклоненным вниз, как это имеет место при обычных элеронах, отклоняющихся па одинаковые углы, нежелательно вообще. При затормаживании конца крыла с опущенным элероном вследствие рысканья самолета- возникает дополнительный поперечный момент обратного знака, стремящийся уменьшить поперечный момент элеронов. На больших углах атаки неблагоприятные моменты рысканья могут достигнуть величины, большей, чем может создать руль поворота.
Уменьшить неблагоприятные моменты рысканья можно диферен-циальными элеронами. Диференциал можно подобрать таким обра-206
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
зон, что сопротивления концов крыла с опущенным п подпятым элеронами будут равны, или будут даже создавать заворачивание в сторону элерона, отклоненного вверх, т. е. момент рысканья благоприятного» направления.	* ILL Я
Критерием величины момента рысканья СтУ служит момент, который может создать руль поворота. Эта величина для углов атаки, меньших критического, колеблется в пределах от 0,005 до^ 0,015 или в среднем равна 0,01, для а = 20°; СтУ = 0,007.
На основании исследова
ний диференциального управления на моделях прямоугольных крыльев (фиг. 185) можно сделать следующие заключения.
1.	В закритической области при а =20° все элероны, за исключением широких (фиг. 185, III) с большим диференциалом (фиг. 184, III) и отклоняющихся только вверх (фиг. 184, IF), дают Кх на 75—25% меньше необходимого минимума 0,075.
2.	На больших скоростях при а - 0° все элероны обладают чрезмерной эффективностью.
3.	Наименьшие положительные (благоприятные) и отрицательные (неблагоприятные) моменты рысканья па
всех углах атаки получаются Фиг. 185. Модели крыльев, испытанных у элеронов средней величины при различном диференциале элеронов.
(фиг. 185, Ji) со средней
величиной диференциала (фиг.184, II). При а = 20° эти элероны создают неблагоприятный момент Сту =—0,007, равный восстанавливающему моменту руля поворота.
' 4. Большие благоприятные моменты рысканья, помогающие развороту при максимальном отклонении элеронов (Р = —60°), получились лишь у широких и средних элеронов, отклонявшихся только вверх (фиг.184, IF). На углах атаки, больших критического (а = 20 и 30°), эти элероны при малых углах отклонения (Р = —10, —15, —20°) все же создают неблагоприятные моменты рысканья.
5.	Полное устранение неблагоприятных моментов рысканья возможно лишь в том случае, когда оба элерона в нейтральном положении отклонены вверх на — 10° и имеют максимальный ди-ференциал или же отклоняются только вверх.
207
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
6.	Широкие, короткие элероны (фиг. 185, III), отклоняющиеся только вверх на угол —60°, создают поперечный момент, больший 'поперечного момента, возникающего при скольжении под углом 20° до угла атаки а = 25°. Следующими по эффективности в этом отношении являются те же элероны с большим диференциалом и средние элероны, отклоняющиеся только вверх.
7.	Усилия, появляющиеся на рукоятке управления при максимальных .отклонениях широких элеронов, в три раза больше чем узких элеронов, и в два раза больше, чем у элеронов средней ширины.
Итак, применением диференциальных элеронов нельзя решить вопроса поперечной управляемости на малых скоростях, а можно лишь несколько улучшить положение по сравнению с обычными элеронами.
Если в качестве органов поперечного управления при механизированных крыльях применяют обычные элероны с днференциальиым отклонением, то ни в коем случае не следует делать^их меньшей площади и размаха, чем у обычных крыльев. Особенно это важно в тех случаях, когда посадочная скорость должна быть ниже 100 км]час.
Конструкция диференциального управления элеронами. Для получения диференциального управления элеронами необходимо, чтобы между рычагами и тягами не было углов, равных 90°. Диференциал получается в случаях:
1)	изменения углов во всех рычагах управления;
2)	изменения углов в конечных рычагах или роликах проводки;
3)	нрименения центрального механизма.
Для получения требуемого диференциала приходится, задавшись схемой проводки и размерами рычагов, в зависимости от допустимых давлений на рукоятку, строить кинематику всей проводки управления (фиг. 186).
В схеме I элероны отклоняются на разные углы, так как тяги 1 в нейтральном положении образуют тупые углы 2—0—3 с плечами рычагов как правых, так и левых, и рукояткой. В данном случае (фиг. 186, I) получился обратный диференциал, т. е. угол отклонения элеронов вниз больше, чем вверх, вследствие того, что ©2> (фиг. 187). Если угол 2—0—3, образуемый тягами 1 и вертикальными плечами рычагов, изменить с тупого на острый, перенеся ось вращения рукоятки из точки I в /'(фиг. 187), то диференциал будет правильным. При отклонении рукоятки вправо угол поворота правого рычага tp' будет больше, чем у левого ф'2, и, следовательно, правый элерон отклонится вверх на больший угол, чем левый вниз.
Полученный обратный диференциал можно исправить другим путем, уменьшая угол 2—0—3 между плечами рычагов (фиг.186, II). При повороте рукоятки вправо на угол у2 = вернется па <рлев>¥пгав, как и в схеме I, вертикальная проекция 7г, —- — будет меньше, чем у правого Ъ рправ > Рлев.
Yj левый рычаг по-но вследствие того, что л перемещения точки 3 левого рычага диференциал будет прямым
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
и
V
Фиг 186 Выбор углов для местного диференциального управления элеронами.
. И. Сутугин—1142—14
209
ww"'-v'|l<b-la.sph.ru CaM<>.K:j
своими
Чем меньше угол 2 0 3 между плечами рычагов диференциал (фиг.186, III).	1
Для схемы II диференциал равен 3 а —
Получение большого диференциала при жесткой ^dobohrp дняется тем, что тяги и рычаги приходят -	д
мертвому.
Значительно больших диференциалов можно ---менением проводки из тросов или тросов с учасшами г-Галля и роликов или шестеренок (фиг. 188). При увелиенпп клонепия рукоятки (схемы 77 и 777) углы отклонения каждой п элеронов увеличиваются, причем угол отклонения вверх больШ?
, тем больше
а для схемы Ill — 4, 5 .. ‘ затру-в положение, близкое к
достигнуть при-^—-7 из цепей
от-
Галля и
Фиг. 187. Кинематика жесткого управления диференциальнымн элеронами
для 1 при удев ТПрф2 > Для V при Тлев= Ynp®z2 <
чем вниз. После того как палец 7, к которому крепится тяга 2 управления левым элероном, перешел через мертвое положение (схема ТУ), угол отклонения левого элерона начинает уменьшаться, а правого продолжает увеличиваться. В крайнем положении палец 3 и тяга 4 правого элерона приходят в мертвое положение. Правый элерон при этом отклоняется на максимальный угол вверх, а левый приходит в нейтральное положение.
Гибкая проводка управления деференциальными элеронами (фиг. 189) делается лишь до роликов или зубчаток, на которых имеются пальцы для тяг управления элеронами. Длина пальцев должна быть такая, чтобы ролики или зубчатки можно было поворачивать на большие углы, не задевая за их подшипники тягами.
у маломощного самолета «Gadfly» диференциальное у осуществлено оригинальным центральным механизмом, ка управления уширена внизу в виде треугольника, ни i установлены Два ползуна 7 (фиг. 190). Рычаги управления пами 2 вращаются относительно нижних точек О,
управление ... Рук оят-па котором элеро-имеют осевые
210
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 188. Кинематика тросового управления диференциальными элеронами.
211
''''''•'okh H-sP|, ru
при осп ние
прорезы-направляющие 3 и ушки 4 для тяг управления 5 Рукоятка ппп отклонении в сторону вращается относительно горизонтальной 6 Ползуны 1 скользят в вырезах рычагов и приводят в движе-тяги 5 и элероны Отклонение рукоятки вправо, в положение,
Фиг 189. Конструктивные схемы диференциального управления при гибкой проводке»
/ — тросовая проводка с роликами на концах у элеронов, II— проводка из тросов и цепей Галля, вращающих зубчатки.
указанное пунктиром, втечет за собой откпоирптгр dd
правого элерона ? Левый элерон возвращается в neEa^X°™b
жение.	11сп1ральное пото-
На одном из самолетов Сикппсьпгп
ханизм диференциального управления, состоящий ТКЙ*?
ших размеров, двух тяг 2 и двух рычагов 3 Провод^ п ЛЬ"
может быть сделана жесткой и тросовой (фиг 191)Д рычагов
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 190 Центральный механизм диференциального управления самолета «Gadfly»
Фиг 191 I — центральный механизм диференциального управления Сикорского, II — кинематика механизма
Л13
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЭЛЕРОНЫ С КОНЦЕВЫМИ ПРЕДКРЫЛКАМИ
Элероны соединяют с расположенными перед ними концевыми управляемыми предкрылками, открывающимися только при отклонении элеронов вниз В данном случае увеличение поперечного момента происходит только на углах атаки, близких к критическому, вследствие замедления срыва потока на конце крыла с открытым предкрылком, увеличения эффективности элерона и дополнительной подъемной силы, создава-
емой самим предкрылком
При нейтральном положении элеронов 1 (фиг. 192, 1) предкрылки полуоткрыты. Повышение подъемной силы и замедление срыва потока в этом случае достигается полным открытием предкрылка 2 при элероне, отклоненном вниз На том конце крыла, где подъемная сила вследствие отклонения элерона вверх 3 уменьшается, предкрылок закрывается и не мешает работе элерона. На больших углах атаки предкрылки, стремясь открыться, служат компенсаторами для элеронов.
Недостаток этой схемы заключается в увеличении давлений па рукоятку при малых углах атаки. Кроме того, полуоткрытые предкрылки увели
чивают сопротивление крыла и уменьшают Тлтах принормальном полете Для устранения этого недостатка на экспериментальном крыле к самолету7 Р-5, построенном под руководством (фиг. 192, II) При нейтральном его вверх 3 предкрылок прижат
Фиг 192 Две схемы управляемых концевых предкрылков 1 — предкрылки при нейтральном положении элеронов полуоткрыты, II—пред крылки при нейтральном положении элеронов закрыты
автора, была принята другая схема положении элерона 1 и отклонении
к основному профилю и открывается полностью лишь ппи нении элерона вниз 2 Поперечная управляемость при Sori cxeS сохранялась до скоростей 55-60 км/час, в то вревд элероны были эффективными лишь до скоростей ПО-ш LS предельных углах отклонения пукоятьи	км1чис. На
перекомпенсацию элеронов	РДР лки создавали
Механизм (фиг. 193) состоит из трехплечего рычага 1 к потопов подводят тяги управления элероном 2 и предкрылком 3 атак^жХУ кая проводка управления 4. При закрытом предкрылке и отклонении
214
ч
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
элерона вверх тяга 3 поворачивается около шарнира 5 задний конец ее при помощи роликов 6 скользит по наппавтгяюш^^ описанной из центра 5 радиусом R, равным длине тяги 3 Ост п 7' ков 8 перемещается в прорезе ведущего рычага 9 Когда отклоняется вниз, то в начале движения ролики 6 на копоЛ Н участке проскальзывают между внешней 10 и внутренней 1] Л 011 ляющими, описанными по дуге соединительной окружности с Т®‘ пом в точке конце хода по этим направляющим" ось роликов д£
пом В точке	----——	- -- г -
vonnT до конца прореза в рычаге 9. При дальнейшем повороте ры-
Хх’ДГ! rA	TTQT'Sl ТЛПТТГТХЛТТ РТЛттТ пгтт
Фиг. 194. Механизм управляемого концевого предкрылка.
чага ролики скользят по* направляющей 12 с радиусом г и центром окружности в точке О, через которую проходит ось х—х вращения всего механизма 7. Тяга 3 п ерем ещается вп еред и выталкивает направляющую трубу предкрылка 13.
В описанных типах управления предкрылки пе могут открываться автоматически. Следовательно, поперечная устойчивость не улучшается, а повышается лишь поперечная управляе-м ость на б ол ыпих углах атаки.
Имеются конструкции, пользуясь которыми можно повысить как устойчивость, так и управляемость на скоростях, близких к кри тической (фиг 194). Передний стержень 3 механизма предкрылков укреплен на неподвижном кронштейне 6. Нижняя точка заднего стержня 4 крепится на подвижном кронштейне, состоящем рз рас-попки.5, расчаленной двумя взаимно уравновешивающимися пружинами 1 и 2 В нормальном полете (схема I) при закрытых предкрылках задний стержень 4 и распорка 5 складываются так, что оси их ппашения совпадают. При отклонении элерона вверх рычаг 7, укрепленный на элероне, натягивая трос 8, «будет растягивать пружину 2, поворачивать стержень 4 и распорку 5 относительно верхних осей вращения. Если элерон отклоняется вниз, то предкрылок также неподвижен вследствие провисания троса 8.
216
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На больших углах атаки при нейтральных элеронах предкрылки, могут открываться автоматически (схема II). Когда элерон отклоняется вверх, то вследствие натяжения троса 8 и вытягивания пружины 2 распорка 5 повернется около верхнего конца, потянет стержень 4 и прижмет заднюю кромку предкрылка к крылу (схема III). На конце крыла с опущенным элероном (схема IV) предкрылок в это время останется в открытом положении, как при нейтральном элероне (схема 17). Недостаток этой схемы заключается в увеличении сопротивления, так как большая часть механизма находится в потоке.
ИНТЕРЦЕПТОРЫ
Интерцептор имеет вид небольшой пластинки, укрепленной на верхней поверхности крыла и вращающейся относительно оси, параллельной размаху. В открытом
положении интерцептор образует завихрения, которые уменьшают подъемную силу крыла и увеличивают его сопротивление (фиг. 195).
Поперечный момент при работе интерцептора получается исключительно лишь вследствие значительного понижения подъемной силы одного конца крыла. Иногда во время испытаний работа интерцепторов сопровождалась увеличением скорости снижения.
Пластинчатые интерцепторы с передней осью вращения могут двигаться от нейтрального положения 1—3 (фиг. 196, I) лишь в одау сторону и должны открываться быстро, вследствие чего неизбежны толчки при включении их в работу из-за инерции механизмов и самих интерцепторов. У интерцепторов с задней осью вращения (фиг. 196, II) это явление усиливается шарнирным моментом, который в начале открытия резко возрастает до максимума.
Если интерцепторы имеют такой же размах, как элероны, то
Фиг. 195. Су и Сх крыла в зависимости от положения и ширины пластинчатых интерцепторов, расположенных по всему размаху.
вследствие значительного увеличения Сх при отклонении возникают большие благоприятные по знаку моменты рыскания, помогающие развороту. Уменьшить момент рыскания до желательной величины
можно, укоротив интерцепторы, так как при указанной длине интерцепторы дают чрезмерный поперечный момент.
217
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ТТпи открытии интерцептора воздушный поток отклоняется вверх, йновения до образования завихрений явление протекает LaaXao №0=»М увеличен™ вогнутое™ профиля. Вследет-
г.ие этого происходит запаздывание действия, а иногда возникает поперечный момент обратного знака. Для устранения запаздывания было предложено несколько способов.
Убирающийся интерцептор (фиг. 196, III) двигается все время нормально к поверхности крыла и должен вызвать более резкий срыв потока. В нейтральном положении 1 интерцептор закрывает щель в обшивке. Подьем одного интерцептора 2 сопровождается опусканием другого,?.
Этим исключается возможность толчков и ум епьшается дав л е-ипена рукоятку. Конструктивный недостаток этого интерцептора заключается в
том, что он перерезает обшивку и должен выполняться в виде отдельных пластинок, расп ол оженных между нервюрами 111-а.
Зубчатый интерцептор 111 - Ь был предложен для обра-
лт
Фиг. 196. Изолированные пластинчатые интерцепторы.
зования еще больших завихрении. Этот интерцептор может быть применен к любой из описанных схем 1—II—III.
Исследование интерцепторов на запаздывание и сравнение их с нормальными элеронами было проведено в полете (фиг. 197 и 198). • Запаздывание в пределах 0,1—0,25 секунды наблюдается у всех интерцепторов. Убирающийся, зубчатый и прямоугольный интерцепторы имеют запаздывания даже большие, чем интерцептор с передней осью вращения. Убирающийся прямоугольный интерцептор создает в начале отклонения поперечный момент обратного знака,
через 1,6 секунды после начала отклонения рукоятки скорость вращения самолета относительно продольной оси под влиянием интер-
цептора увеличивается в четыре раза по сравнению с нормальными элеронами. Несмотря на незначительное время запаздывания, изолированные интерцепторы при исследованных размещениях пе мо-* гут быть рекомендованы в качестве способа поперечной управляемости. Опасность заключается в том, что, пользуясь ими, нельзя при посадке мгновенно выправить крен.
В результате исследований NACA оказалось, что запаздывание действия изолированного интерцептора (несоединенного с элеронами) уменьшается по мере перемещения его к задней кромке крыла. Максимальное запаздывание соответствует размещению интерцеп-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тора на передней кромке крыла и равно нулю при установкеинтер-цептора на задней кромке. На самолете Фейрчальд F-22 в полете были испытаны интерцепторы в виде изогнутой пластинки, убирающейся в крыло (фиг. 199). Шарнирный момент создавался лишь под действием веса интерцепторов. Запаздываний в полете летчик не
обнаружил, хотя по записи прибора оно равнялось 0,10 сек. При опущенных щитках угловая скорость и ускорения увеличивались. Коэфи-циент поперечного момента, равный 0,060, сохранялся при опущенных щитках до критического угла атаки. Критерий поперечной управляемостп Кх при одном и том же Су был больше с опущенными щитками. В полете величина Кх не превосходила 0,020, и тем не менее поперечная управляемость была вполне удовлетворительной.
Основные недостатки этого интерцептора заключаются в увеличении Схт1П в нормальном полете вследствие выноса оси вращения над крыл ом и образования щели в верхней обшивке крыла. Третий, легко устранимый недостаток, заключается в чрезмерно малых давлениях на рукоятку.
Лучшие результаты дает комбинация интерцепторов с нормальными элеронами или с элеронами и автоматическими предкрылками. В первом случае (фиг. 200,1) запаздывание интерцепторов уменьшается вследствие мгновенного действия элеронов, а интерцепторы повышают эффективность отклоненного вверх втором случае (фиг. 200, II),
Фиг. 197. Различные типы интерцепторов и элеронов, испытанные на самолете Фейрчальд F-22.
Ъ—зубчатый убирающийся интерцептор; с— прямоугольный убирающийся интерцептор; d — интерцептор с передней осью вращения.
I — нормальное крыло; II — экспериментальное крыло.
элерона на больших углах атаки. Во кроме того, обеспечивается большая
поперечная устойчивость на малых скоростях. Повышение попереч-
ного момента здесь достигается вследствие затягивания срыва потока
на конце крыла с отклоненным вниз элероном и открытым предкрылком II, 3. Па другом конце крыла открытие интерцептора парализует
219
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
действие предкрылка и повышает работу элерона, отклоненного вверх 11, 2. В нормальном полете предкрылки закрыты, и поперечная управляемость достигается работой одних элеронов II, 1.
Фиг 198. Изменение эффективности элеронов и пластинчатых интерцепторов в зависимости от времени, прошедшего после отклонения рукоятки , доотказа в сторону при V =81 км/чал.
1__нормальный элерон; d — интер- ,
пептор с передней осью вращения; ia_с\__убирающийся прямоуголь-
ный интерцептор; (а &) убирающийся зубчатый интерцептор.
^-^7и-----
Фиг. 199. Интерцептор самолета
Фиг. 200. Пластинчатые интерцепторы с элеронами I и с элеронами и предкрылками II.
Последняя схема была применена автором на экспериментальном крыле самолета Р о, причем поперечная управляемость сохранялась до скоростей 75—go км/час, в то время как у самолета с нормальным крылом минимальная скорость рдв-на 100—116 км/час. Единственный недостаток, замеченный при испытаниях, заключался в ощущении толчка па рукоятке при открывании интерцепторов, что,
невидимому, неизбежно при пластинчатых интерцепторах односто-поннего действия.
р Щелевые интерцепторы уменьшают увеличивают Сх (фиг. 201} ттТГ/лт мрпыпее запаздывание, чем изолированные пластинчатые п даю л al'-11
интерцепторы.
220
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
NACA были произведены исчерпывающие исследования щеле-
вых интерцепторов на моделях и в полете на двух самолетах Фейр-чальд F-22 и Уейк WI-A. На самолете Фейрчальд интерцепторы были установлены на 20% от передней кромки. На задней кромке были размещены щитки Цап и элероны. На самолете Уейка WI-A (фиг. 202) верхняя заслонка была использована в качестве элерона, щель находилась на 30% Ьк от передней кромки, а к задней кромке крыла были подвешены закрылки. По сравнению с обычными элеронами щелевые интерцепторы оказались
Фиг. 202. Щелевые интерцепторы на самолете Уейка WI-A.
1 — положение в полете; 2—диапазон углов отклонения при пробеге.
Фиг. 201. Влияние щелевого интерцептора на С и С (I =45,2%%;
7	_ ТО ДО/ 1	\
иштерц ~~	’1 /° ьк >’
1 — щель закрыта; 2 — щель открыта.
тали без запаздывания. Большая эффективность интерцепторов WI-A по сравнению с Фейрчальд F-22 объясняется более задним расположением щели по хорде крыла. В обоих случаях щель в крыле закрывалась сверху пластинчатым интерцептором, вследствие чего эффективность его в отношении срыва потока увеличивалась струей воздуха, поступающей снизу вверх.
Основной недостаток исследованного щелевого интерцептора с частично открытой щелью заключается в увеличении сопротивления крыла в нормальном полете. Сопротивление можно уменьшить, размещая щель ближе к задней кромке крыла или применяя две пластинки, плотно закрывающие щель в нормальном полете (фиг. 204).
На основании всех проведенных исследований можно сделать следующие выводы.
221
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
1.	Пластинчатые интерцепторы являются чрезвычайно эффекта тгым способом поперечного управления.	w
2.	Уменьшить благоприятные моменты рысканья можно уменьшением длины интерцепторов.
3.	Запаздывания можно избежать комбинацией пластинчатых интерцепторов со щелями илп лучше с нормальными элеронами. *
4.	Связь между элеронами и^интерцепторами должна быть осуществлена таким образом, чтобы интерцептор открывался сразу и полностью при отклонении элерона вверх на 6—8°. Это требование вызывается тем, что при полете на больших скоростях вполне
Фиг. 203. Сравнительная эффективность обычных элеронов пластинчатых изолированных интерцепторов и щелевых интерцепторов.	к
Т— пластинчатый интерцептор; 2—щелевой интерцептор F-22; щелевой интерцептор WI-A; 4 — обычные элероны; 5 —отклонение органов поперечного управления.
Фиг. 204. Щелевые интерцепторы со щелью, закрытой сверху и снизу.
д остат очно незначительных отклонений одних элеронов. При полете на минимальных скоростях и при рукоятке, взятой доотказа на себя, когда углы отклонения рукоятки в стороны уменьшаются, интерцепторы должны быть открыты полностью и компенсировать уменьшение попе
речного момента, вызванного неполным отклонением элеронов.
Р 5 Толчки на рукоятке неизбежны для интерцепторов, отклоняющихся от нейтрального положения лпшь в одну сторону.
6 Давления на рукоятке от интерцепторов ничтожны.
7* При щелевых интерцепторах можно средства механизации располагать по всему размаху крыла.
ь 8 Интерцепторы увеличивают сопротивление крыла в нормаль
ном полете.
Конструкция пластинчатых интерцепторов и их управления. Интерцепторы делаются из дуралюминовых листов толщиной 1,0— 1 5 лш и имеют вид пластинок. Они крепятся к крылу петлями или отд ельнымп узлами.
Управление интерцептором может быть независимым от предкрылка п элерона (фиг. 205, I). Интерцептор крепится на уголко
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
вом двуплечем рычаге, на один конец которого действует пружина,, работающая на растяжение и стремящаяся выдвинуть интерцептор из крыла. Tpcjp управления служит лишь для уборки интерцептора в крыло. На схемах II, III, IV интерцепторы связаны с элеронами. В тягах управления II, III имеются пружины 7, открывающие интерцептор и обеспечивающие отклонение элеронов вверх после полного открытия интерцептора. В схеме III пружина позволяет откло-
нять элерон впиз.
Интерцепторы, установленные под автоматическими предкрылками, не с оздают д оп олнительных неровностей на верхней поверхности крыла (фпг. 206). Интерцепторы связываются с элеронами и предкрылками таким образом, что могут работать лишь при полностью открытых предкрылках.
М еханизм у правд ения интерцептором при скользящем механизме предкрылка можно полностью скрыть в крыле (фиг. 206 и 207).
На соединительной трубе 1, вращающейся при движении предкрылка по-, средством цепи Галля 2 и шестеренки 5, укреплен эксцентрик 4. В прорез эксцентрика входит болт5, укрепленный на рычаге 6, к от орый п ов орачива ется относительно точки 7 и имеет вверху собачку 8,
Фиг. 205. Схема управления изолированным интерцептором I и интерцепторами, связанными с элеронами II, III и IV.
непосредственно открывающую интерцептор 9. При открытии предкрылка эксцентрик откидывает рычаг 6 вперед, при закрытии — назад. От нижнего конца собачки проводится тяга 10, соединенная со вторым рычагом 77, от которого к рычагу элерона 12 проводится тяга 13 с прорезью на заднем конце. Длина прорези соответствует ходу тягй 13 при полном открытии предкрылка. В этом случае, а также при'нейтральном’положении элерона рычаг 6 отклоняется вперед, и укрепленная на нем собачка 8 подходит вплотную к интерцептору. Если после этого элерон начпет отклоняться вверх, то собачка, поворачиваясь на рычаге 6, откроет интерцептор. Эксцентрик 4 необходим для того, чтобы рычаг 6 не отклонился
223
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
назад под действием усилия в тягах управления 10 и 13. Когда предкрылок закрыт, тяга 13 перемещается назад. Прорез в ее заднем конце позволяет элерону свободно отклоняться вверх и вниз? причем управление интерцептором не работает.
Фиг 206- Схема управления интерцептором, связанным с элероном и автоматическим концевым предкрылком
Cxeva управления интерцепторами при стержневых механич мах предкрылков несколько сложнее. Детали	ме*аниз-
пают под поверхностью крыла (фиг. 208). У Р ления ВЬ1СТУ-
Сооачка укреплена на дополнительном рычаге / отгтттн крытип предкрылка отклоняется вперед, а при заЗш П₽И °Т' Палец 2. двигающийся в прорези рычага 7 передаваД‘ управления интерцептором 3 на передний рычаг около тни ™
Ф tr. 207. Механизм управления интерцептором при автоматическом предкрылке.
осп вращения. 3”'О сделано для того, чтобы при работе интерцептором не возникало усилий, стремящихся закрыть предкрылок. Хотя интерцептор закрывается под действием набегающего потока, в рассмотренных схемах установлены пружины О, прижимающие его к крылу.
Управление заслонками щелевых интерцепторов и пластинчатыми интерцепторами как изолированными, так и соединенными 224
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с элеронами, значительно проще, чем управление комбинацией интерцептора, элерона и предкрылка. Преймущество последнего типа
Фпг. 208. Механизм управления интерцептором при стержневом механизме предкрылка.
заключается лишь в отсутствии дополнительного сопротивления,
хотя C^inm и в этом случае возрастает.
Общий недостаток интерцепторов и их механизмов заключается в большом количестве мелких деталей, которые легко могут быть повреждены при экспло-атации.
В общем можно отме-титъ, что интерцепторы эф-ф ектив нее у прав ля емых концевых предкрылков, но установка их может потребоваться лишь при посад очн ой ск ор ости, м ень-лтей 100 км/час.
ЭЛЕРОНЫ ПРИ ЩИТКАХ ЦАП, РАСПОЛОЖЕННЫХ ПО ВСЕМУ РАЗМАХУ КРЫЛА
Элероны при щитках Цап были испытаны в полете на самолете Фейрчальд F-22 совместно с дру- * гпми способами поперечной
Фпг. 209. Элероны со щитками Цап на самолете Фейрчальд F-22.
управляемости (фиг. 209). Несмотря па большой размах, эти элероны,
-Л. II. гин—1142—1
225
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
оказались не лучше элеронов нормальных размеров На
угл^х атаки элероны недостаточно эффективны Ятя „kJ™ 1итических тдвЗосш необходимы большой ДПфХХ™'Й.ш “у “™ ния. При открытых щитках элероны имеют тенденцию отклоняй Не’ и создают большие шарнирные моменты, уменьшение кДгнД 03 можно сервокомпенсаторами схордой2% Ък, отклоненнымивХпа
В оощем этот тип поперечного управления неэффективен ' в конструктивном отношении и понижает С„тях щитков TT^ eH ствие недостаточного сдвнга их назад по спявпоп™ Ц введшим положением.	Д сравнению с наивыгодней-
Э Л ЕРО НЫ-3 АКРЫ ЛКИ
ТТля низкорасположенного трапецевидного крыла потеря, вы-нпая постановкой обычных элеронов с размахом 30%, составляет ЗВоло 10% Сушах крыла с закрылками или щитками, расположен-ок л	ными по всему размаху.
Таким образом
Ппос(1щ=0,-1К) =
пос	0,9 ~
~ 1,055 Рпос
фиг. 210. Элероны-закрыли и и пх углы отклонения.
1 — щитки; 2 — элерон-закрылок.
или посадочная скорость увеличивается на 5,5%. У в ел ич ения п осад очной скорости, вызванного уменьшением размаха щитков, в данном случае можно избежать, если поставить элероны-закрылки.
Эл ер оны-закрыл ки ра-ботают, как обычные элероны, но, кроме того, при помощи специального механизма могут одновременно отклоняться вниз, как закрылки. Отклонение обоих элеронов вниз должно производиться на угол р3 , меньший критического угла закрылка ^кр, котором закрылок создает максимальное приращение Су Юах при (фиг.	элепонов-.чакпылко’в выбивается из следую-
Угол г щих С--на одипа
j отклонения элеронов-закрылков % выбирается из следую-соображений. После того как оба элерона отклонились вниз новый угол рз > они должны работать как элероны, и угол
226
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
дополнительного максимального отклонения элерона вниз р2 от рукоятки в сумме с углом отклонения его как закрылка не должен быть больше критического угла (схема II):
?2 4“ Рз ?кр*
Для повышения эффективности элеронов-закрылков рз должно быть возможно больше.
Управление элеронами-закрылками должно быть диференциаль-ным. Диференциал необходимо выбирать так, чтобы при работе рукояткой, после ^отклонения обоих элеронов вниз на одинаковый угол рз, элерон, отклоняющийся вверх на угол переходил через нейтральное положение в область отрицательных углов (схема III):.
Рз-Рх<0.
Положим, что изменение Су участка крыла, расположенного перед элеронами-закрылками, аналогично изменению Су крыла с закрылками, расположенными по всему размаху. Рассмотрим влияние угла отклонения элеронов-закрылков р3 и величины днфе-ренциала па разность Су правого и левого крыльев. Результат подсчетов, относящихся к полету при 15°, приведен в таблице XXVII, причем необходимая для части подсчета величина Су при Р3 = — 20° и —15° построена по экстраполяции диаграммы (фиг. 182).
Для р3 = 0° и d~2 разность подъемных сил 'Су, характеризующая величину поперечного момента, равна 1,10 (вар. 1). При р3 = — +15° (вар. 2) и d =2 &СУ = 1,03. Увеличение диференциала до 3 при том же угле отклонения закрылков рз = + 15° (вар. 3) • дает — 1,39. Ввиду того что при р3 = 15° скорость полета меньше, чем при рз = 0°, поперечный момент, создаваемый элеронами-закрылками, будет недостаточен, но все же лучше при d = 3, чем при d = 2.
При отклонении обоих элеронов на угол рз = + 30° й d = 2 (вар. 4) ДСу = 0,73, что значительно меньше, чем при нормальных элеронах, и, следовательно, поперечный момент явно недостаточен.
Наилучшим диференциалом для р3 = + 30° будет d = 4 (вар. 6), где /\СУ = 1,46 > 1,39 > 1,07. Отсюда следует, что элероны-за-» крылки при работе рукояткой после отклонения вниз на один и тот же угол должны иметь большой диференциал и при отклонении вверх должны переходить через нейтральное положение в область отрицательных углов (для вар. 6 З3 Ц- рп — — 10°).
Работа диферепциальных элеронов и элероноЕ-закрылков связана с понижением Су крыла, достигающим значительной величины (табл. XXVII) по сравнению со случаем, когда элероны отклоняются вверх и вниз на одинаковые углы.
Следует отметить, что цифры 'Суср получены в таблице в предположении, что рукоятка отклонена в сторону доотказа, т. е. для самого невыгодного, но возможного случая.
227
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Т а б л пц а XXVII Влияние диференцийла на эффективность элеронов-закрылков • 			——   	— 	, ” ।	с/ э вниыигэя ввниааэ		1С 7 1-	СФ СО	03	1,71	—10,0 1 W	— 1Q R	Г 5 1)	ОС О’ сс	т— 1 со СО Г	г—-	. 1 75	— 24.5	• ।
		i	>	Т 	1	1 Су тах при сум- х я 1 1 Одновременное Максимальное	Hi в Суммарное откло- марном отклоне- ай >. 1 отклонение обоих отклонение эле-	+	нение элеронов- НИи элеронов- 8 §	| 1 элеронов вниз	ронов от рукоятки	Ц 1	закрылков । закрылков	§• и 5 |	1 л	'	fl	в	и § 1	1 _	сб	Я»	й	И ф w Св	ш	S	|	г >	И И Ен	ой	1	4D	С	ЛОй Я	0G-	° й	S	«	1 сб	е>	со-	§3	<Ф о И	ой	Р	-.	О я	В	о	ст.	й®-	ё 1	£	' С4	о	ф	Ф	m .L	= J_	» й	Ф	Ид	, ш	S	2	с	И ‘	се	। S	S и	«	Сб	Я	И	о. ~	«	Out	ф	Я И	1 а	О-	ф	Его «	Siow	и*	।	И	о. и о g	К	R	|	й ось	R со.	К	I	1-м О <1	(				 ! : 1	, 1	1 о	о' 1.37	+15	-15	1	+15	-15	1,9	0,83	1.07 _	1	лл	о	11л	_ ОН	1 7К	A С5	1 10	66 1	88'0	бб б	31—	96 +	• С	06-	01+	бТ	91 +	С 80 1	614	1 56‘S	9—	96 +	б	Об—	01+	6'1	91 +	б 1	; ....	аг ±	г,	пя —	пт 4-	। Afi IiO	L		се <Ф * LC ОС н с с с с с	1—А	"** Г“1 Г-	о со	с )	-ЗС	ОС Гем	о э	с н	° >	о	с <1	СО	и Ч	СО 1	1 Ф	О	с 4-	+ м	см о	со	с м	сч то	со “Г	+ -+1	Ю		। ] ) т б 			 .. -> 1 ф м о 	 го 1
Уменьшение посадочной скорости при установке элеронов-закрылков с суммарным размахом 30% ?к не превосходит 5% Fnoc по сравнению с обычными элеронами той же длины.
Ввиду малой эффективности применение одних элеронов-закрылков имеет смысл для самолетов с большой посадочной скоростью, где абсолютное уменьшение скорости при посадке получается все же ощутительным.
Элероны-закрылки, как наиболее простой тип поперечного управления, чаще применяют совместно с закрылками или щитками, расположенными в средней части размаха, для компенсации потерь подъемной силы, вызванных отказом от шитков или закрылков на концах крыла.
Выбор профиля Элерона-закрылка. В качестве элеронов-закрылков могут быть применены как простые, так и щелевые элероны. Во втором случае необходимо, чтобы не было щели между крылом и элероном-закрылком, находящимся в нейтральном положении, а также при полном отклонении его вверх и частичном отклонении
Фиг. 211. Выбор профиля щелевого элерона-закрылка на самолете «Mistral»
вниз (фиг. 211, III, IV). Щель увеличивает сопротивление крыла, что нежелательно в нормальном полете и при взлете. При больших углах отклонения элеронов-закрылков вниз, когда их используют для увеличения Cymax, щель наоборот, необходима (фиг. 211, V). В этом случае повышение Сх позволяет увеличить угол планирования при подходе на посадку. Для выполнения указанных требований ось вращения элерона О долЯсна быть вынесена значительно ниже хорды крыла (фиг. 211, I). Кронштейн Ъ и кабанчик элерона е неизбежно выступают из профиля крыла и увеличивают вредное лобовое сопротивление.
Построение (фиг. 211, II) начинается с выбора оси вращения О, которая должна лежать на нормали к верхней поверхности крыла ОА и находиться за передней кромкой элерона на 15—20% его хорды с тем, чтобы была обеспечена достаточная аэродинамическая ком-
229
228
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
пеысация. Из точки О проводим окружность радиусом В = пл w полученной окружности слева намечаем точку В «L На иовы угол ЛОВ Ош, равен макимальпому “ ,у «« о рона вверх а. Из точки В проводим касательную Лл°нения эле-и в точке пересечения ее с верхним очертанием профиля кЕа00™ лучаем заднюю кромку основной части крыла СтЛ™ Р по" здывания DOB, равный углу отклонения элевона в₽п^/ \3апа' вания щели. Дуга BD будет обще^ля элХна и ?3 °^Т практике, конечно, необходимо предусмотрел? злеск На зазор, гарантирующий от защемления элеропа	рый
крыла.	элерона,	при деформациях
Ф г 912. Автоматическое управление элеронами-закрылками п ‘ ”	самолета Анрио-Биш-
Иа продолжении радиуса DO выбираем центр новой окружности п с падиусом В, > В, которым описываем дальнейшее очертание основной части профиля до точки перегиба кривой Е. Переход от пики Е ДО очертания исходного профиля F может быть выполнен ' по лекалу или очерчен по дуге круга. Передняя кромка элерона вы-ирпчивается до точки (? по дуге круга с радиусом W2 = г, а далее по лекалу В данном случае кривая GH подобрана таким образом, ото' при отклонении доотказа вверх носок элерона не выступает ад очертание исходного профиля крыла. Это условие, однако, не является обязательным, так как при выступающем носке сопротивление" конца крыла с поднятым элероном увеличивается и, следовательно, уменьшается неблагоприятный момент рысканья, депствую-гаий в’сторону элерона, отклоненного вниз.
Схемы управления элеронами-закрылками. Для того чтобы почечная управляемость на больших углах не ухудшалась, необхо-имо чтобы диференциал увеличивался по мере одновременного от--гонения злеронов как закрылков.
Управление элеронами-закрылками может быть автоматическим - 912) На трубе управления А имеется жестко закрепленный ттнлп в котором находится спиральная пружина. Пружина ЦИижимает к верхнему дну цилиндра проходящий через него 'рычаг
230
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
G, к которому крепятся тяги управления Б. Давление пружины регулируется нарезной пробкой Ъ, ввинченной в цилиндр снизу. При большой скорости и значительных воздушных нагрузках на элероны Б пружина сжимается, и ее высота доходит до 149 мм (схема 1). Оба элерона при нейтральном положении рукоятки М отклоняются вверх па угол — 4°. Отклонению рукоятки в стороны на ±20° соответствует отклонение элеронов вверх на 26° и вниз на 25°30’ от нейтрального положения.
Фиг. 213. Центральный механизм управления элеронами-закрылками на самолете Авро «Avis».
При крейсерской скорости полета пружина распрямляется, и высота рычага управления увеличивается до 175 мм (схема II). Элероны при нейтральном положении рукоятки находятся также в нейтральном положении. Углам отклонения рукоятки на ±20° вследствие увеличения плеча рычага G соответствуют углы отклонения элеронов —31° и -j-29°50', т. е. большие, чем в предыдущем случае.
На посадочной скорости оба элерона при нейтральной рукоятке отклоняются вниз на угол +10°. Плечо рычага 6г, вследствие малой нагрузки и выпрямления пружины, увеличивается до 225 мм, и углы отклонения элеронов доходят до +38°50' и —39°40'.
От обычного управления элеронами это управление отличается лишь конструкцией рычага G. Недостаток этой схемы заключается в чрезмерно большом отклонении элеронов вниз и почти полном отсутствии дпференциала на малых скбростях. Управление элеронами-закрылками лучше делать жестким, так как при этом уменьшаются люфты и становится мепее вероятным возникновенпе вибра-
231
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими
ций. Кроме того, жесткое управление элеронамп-закрылками проще в конструктивном отношении, чем тросовое и смешанное управления.
Управление элеронами-закрылками чаще делается поспетстпт одного центрального механизма, расположенного в фюзеляже
Центральные механизмы имеют обычно самотопмочяшХ^ (фиг. 213). Поступательное движение винта 1 передается кюромыслТ? укрепленному на горизонтальной трубе 3, соединенной с руХт ой
бус*"*?
Фиг. 214. Центральный механизм управления элеронами-закрылками в виде рычага переменной длины.
ручного управления. При движении коромысла 2 вверх оба элерона 4 опускаются вниз.
Подобный же винт имеется в другом варианте управления (фиг. 214). Винт 1 вращается при помощи гибкого вала 2 от специальной рукоятки 3, установленной па приборной доске. При движении нарезной муфты 4 вверх свободные углы шарнирного ромба расходятся и отклоняют элероны временно вниз, ромб разместить трубой, то получается обратный диференцпал.
Аналогичный механизм изображен на фиг. 215. Внутри горизонтальной трубы управ-ш ления элеронами 5 на-' родится труба мепыпего
одно-Если
над
диаметра 2. На одном конце этой трубы насажен маховичок 2, при
4 помощи которого элероны могут одновременно отклоняться вниз. На втором конце трубы 2 насажена коническая шестеренка 3, сцепляющаяся с такой же шестеренкой вертикального червяка. Червяк и ромб смонтированы в общем картере 4, который жестко скреплен с трубой 5. При перемещепип муфты вверх элероны одновременно отклоняются вниз.	•
Смешанное управление закрылками 1 и элеронами-закрылками 2 значительно сложнее (фиг. 216). При втягивании винта 3 в катушку 4 коромысло элеронов 5 п перекладина 6 управления закрылками опу-
232
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 215. Центральный механизм управления элеронами-закрылками на самолете Ныопор.
233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
I
скаются и отклоняют вниз элероны п закрылки. Труба 7, на которой крепится кор смысл о элеронов, имеет на концах карданные соединения.
Схемы с отдельными механизмами для каждого элерона-закрылка применяются реже.
Одновременно с работой закрылков и элеронов-закрылков иногда предусматривается управление подъемником стабилизатора (фиг. 217). Ввиду больших усилий на рукоятке управления механизированным крылом и невозможности изменения углов установки стабилизатора в нормальном полете эта схема нерациональна.
Фиг Ы7. Схема управления элеронами-закрылками, закрылками и подъем ником стабилизатора самолета Кодрон «Superphalene».
т__общая схема управления; II— положение рычагов управления при откло-
нении рукоятки в сторону при работе элеронов закрылков в качестве элеронов; III__нейтральная рукоятка—отклонение закрылков и элеронов вниз.
Значительно проще управление элеронами-закрылками совместно с закрылками в случае применения двойного рычага управления (фиг. 218). Тросовая проводка управления элеронами заканчивается v каждого элерона трехплечим рычагом 1. На этом рычаге имеется вращающийся около оси ab двухплечий рычаг 2, от которого идет тяга 3, непосредственно соединяющаяся с элероном 4. Ко второму плечу рычага 2 крепится жесткая проводка 5 управления элеронами как закрылками и собственно закрылками 6. Тяги управления закрылками проведены на двухплечих рычагах 7, от которых ТПП7Т тпгбы 8, соединенные непосредственно с закрылками 6. ид J А I -
234
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При неподвижной рукоятке и рычаге 1 элероны и закрылкп можно отклонить, поворачивая двухплечие рычаги 2 и 7. Если же работать одной рукояткой, то закрылки остаются неподвижными, а поворачиваются трехплечие рычаги 7, вместе с которыми в разные стороны перемещаются двухплечие рычаги 2, и отклоняются элероны. Закрылки управляются штурвалом, которым можно работать одновременно с -рукояткой управления элеронами* В этом случае закрылки и элероны опускаются одновременно, причем элероны могл т быть отклонены один относительно другого и в разные стороны-
Фиг. 218. Управление-элеронами-бакрылками на самолете Handy Heik посредством двойных рычагов, расположенных в крыльях.
Применение управления с центральным механизмом, размещенным в фюзеляже, связано с усложнением участка управления, находящегося в кабине, при сохранении нормальной проводки управления к элеронам. Применение же управления с отдельными механизмами, размещенными в крыле, связано с усложнением проводки в крыле, при сохранении неизменными рукоятки и всего управления, расположенного в кабине. Первая схема удобнее в отношении контроля, но может оказаться неприемлемой за недостатком места в кабине летчика.
При жесткой проводке и центральных механизмах управление элеронами значительно проще, чем при тросовой и смешаной проводках.
235
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЭЛЕРОНЫ-ЩИТКИ
Фиг. 219. Модели крыльев со щитками и элеронами-щитками-
Когда простые щитки располагаются по всему размаху крыла, рационально поперечное управление осуществлять посредством щит-ков-элеронов, составляющих часть верхней поверхности крыла. Щптки-элероны в нормальном полете могут отклоняться только вверх, а при открытых щитках, кроме того, и вниз.
Использование щитков в качестве элеронов заслуживает большого внимания, как один из самых простых способов поперечной управляемости, при котором можно средства механизации располагать по всему размаху крыла.
Исследованные в Америке щитки-элероны были ^установлены на tp-vx моделях прямоугольного крыла с профилем Кларк Y (фиг. 219).
Щитки-э л ер оны были расп ол о-жены над щитками и имели ту же ширину. Одновременно испытывались нормальные элероны при углах отклонения ± 25° и эле-р оны-щитки, откл снявшиеся только вверх на углы —70°.
Испытания дали следующие результаты.
а — 0°. Режим, соответствующий максимальной 'горизонтальной скорости. При нейтральном положении щитков Кх у щитков-элеронов меньше,
чем у нормальных элеронов. Коэфициент управляемости у всех элеронов больше величины, принятой за меру удовлетворительной поперечной управляемости Кх = 0,075. Когда щитки отклонены на угол 60°, величина Кх уже меньше 0,075. (Кх = 0,070 для Ьэ = 15% и Кх = 0,067 для Ьэ = 2о/о Ьк).
а = ю°. Предел поперечной управляемости при нормальных элеронах шириной 25% Ьк Кх = 0,075. Все элероны-щитки, а также узкие нормальные элероны дают неудовлетворительные результаты. Когда щитки отклонены на угол 60°, то величина коэфициента управляемости для узких элеронов-щитков доходит до 0,043, а для широких до'0,047, или составляет всего лишь 57—63% от Кх = 0,075. Повышение эффективности щитков-элеронов при угле +60° возможно вследствие отклонения одного из элеронов-щитков вниз на угол +5, +15°-
а = 20° — угол атаки, при котором профиль Кларк Y теряет поперечную устойчивость. При нейтральных щитках величины Кх узких и- широких щитков-элеронов составляют всего лишь 30 и 46% от А1 — 0,075. По сравнению с узкими нормальными элеронами щитки-элероны эффективнее. При открытых щитках щитки-элероны имеют очень низкие коэфициенты = 0*005 при Ьэ = 15% Ьк н = 0,014 для Ьэ = 25% Ьк, причем отклонение одного из эле
233
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
ронов вниз уже не дает повышения эффективности, как это было в предыдущем случае (а — 10° и рщ = 60°)].
а = 30°. Как при нейтральных, так и при отклоненных щитках коэфициент эффективности элеронов практически близок к нулю. Наиболее эффективными оказались узкие, нормальные элероны.
При нейтральном положении щитков, на малых углах атаки, этероны-щитки имеют почти на всех углах отклонения положитель-ное значение коэфициента Ст = - 7	. Это значит, что элерон, откло-
ненный вверх, создает затормаживание внутреннего, опущенного крыла и помогает повороту. В пределах углов атакп от +8 Д° +24° для большинства углов отклонения элеронов-щитков получаются уже неблагоприятные, отрицательные моменты рысканья. При щитках, отклоненных на 60°, положительные, благоприятные моменты рысканья элеронов-щитков меньше, а отрицательные больше, чем при закрытых щитках. На малых углах отклонения щитков-элеронов в этом случае отрицательные моменты рысканья получаются почти па всех летных углах атаки. Отклонения щитков-элеронов вниз сопровождаются увеличением неблагоприятного момента.
Кроме величины и знака коэфициептов кренящего момента и момента рысканья, при сравнении элеронов различных типов необходимо еще учитывать шарнирные моменты или величины усилий на рукоятку управления.
При американских испытаниях критерием для сравнения нагрузки на рукоятку, при отклонении ее на ± 25°, был взят коэфи-цпент
дг _	₽Э А
р~ qbKSCv ~СА25Г
л де Е— сила, приложенная к рукоятке;
Zp—плечо рукоятки;
₽э
—передача между элероном и рукояткой.
Для элеронов-щитков, отклоняющихся только вверх на угол - 70° (при а = 0°, а = 10° и нейтральных щитках), величина 7<р в три раза больше, чем у нормальных элеронов той же ширины. При отклоненных щитках величины К1} примерно одинаковы у нормальных элеропов и элеронов->итков.
Величины коэфициептов шарнирного момента элеронов-щитков (фиг. 220) почти одинаковы как при закрытых I, так и при открытых щитках II, но при а = 10° несколько меньше, чем у щитков (фиг. 166). Таким образом первый вариант исследованных щитков-элеронов пельзя признать удовлетворительным вследствие больших шарнирных моментов.
Некоторое повышение кренящего момента может быть получено при открытых щитках отклонением элеронов не только вверх, но и вниз.
237
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Уменьшение шарнирных моментов возможно установкой обоих элеронов-щитков в нейтральном положении под отрицательным углом, однако, это будет сопровождаться увеличением Сх.
Исследование компенсированных щитков-элеронов совместно с компенсированными щитками тоже привело к отрицательным результатам (фиг. 221).
ддя ощутительного уменьшения шарнирных моментов элеронов и щитков оказалось необходимым располагать их оси вращения на 30% Ьщ от носков и на 60% по перпендикуляру от хорд (фиг. 221, I). При отклонении щитков на 60° щитки-элероны оказались переком-пенспрованными и давали на больших углах атаки поперечный момент обратного знака. Щели как при первом 1, так и втором Зварп-
Фиг. 220. Коэфицпенты шарнирного момента элеронов-щитков шириной 15% Ъ при закрытых I и открытых ,ZZ на 60° щитках.
антах очертания задней кромки крыла значительно уменьшали о и увеличивали Сх по сравнению с некомпенсированными SX п
При испытании модели без щели между крылом и	°'
со щелью у носка щитка, наийучпше ре^лиаты получили ®’ пи положениях осей вращения элерона и щитка, указаннььх™ещеже ' (фиг. 221, 11). Однако и в этом случае все же имела место пепеком пенсация элеронов. Устранение перекомпенсации было достиг™ установкой элеронов в нейтральном положении под v™ и применением диференциального отклонения. Углубления ней поверхности крыла несколько умйтыпило С	Р
В третьей модели (фиг. 221, III) устранен и^этот недостаток
Кроме того, этот вариант дает наименьшее сопротивление штейнов элеронов и щитков. При нейтральных щитках™ амипЕ момент элеронов-щитков составляет около 50%, Гп™ отТлоне= ”!“S № «г”11™®1 элероновРщят
При равры поперечных моментах шарнирные моменты ппт» схеме Ш составляют 6о/о при нейтральных и 50% при отклоненных щитках от шарнирных моментов щитков-элеронов« бй ко^енс^ При отклоненных щитках поперечные моменты щитко“ронов‘ 238	’
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
приведенных на схемах III и О, примерно одинаковы как на больших, так и на малых углах атаки.
Благоприятные моменты рысканья на малых углах атаки у вар. III несколько меньше, чем у вар. О, а на больших углах атаки неблагоприятные моменты у вар. III в два раза больше. Существенным недостатком щитков-элеронов III является уменьшение поперечных моментов на больших углах атаки при нейтральных щитках. Так, для а = 10° и ~ 0° поперечный момент составляет лишь 77% от момента некомпенсированных элеронов-щитков.
Если учесть, что некомпенсированные щитки-элероны при нейтральных щитках дают на больших углах атаки примерно одинаковые поперечные моменты с обычными элеронами, то дальнейшее понижение эффективности, наблюдающееся у компенсированных щитков, следует признать уже неудовлетворительным. При открытых щитках как компенсированные, так и некомпенсированные щитки неудовлетворительны по величине поперечного момента.
Конструкция элеронов-щитков. Элероны Холл (фиг. 222) в нейтральном положении при поднятых щитках установлены под углом —5° и имеют диференциал 8:1. При опущенных щитках элероны отклоняются вниз на +5°» причем диференциал уменьшается до 4,4 : 1. Внутренняя компенсация элеропов равна 20%. Максимальный угол отклонения вверх равняется —45°. Элероны оказались недокомпенсированными на больших углах атаки и неустойчивыми на больших скоростях. В качестве дополнительного компенсатора была установлена поверх-
Фиг. 221.' Компенсированные щитки-элероны и щитки, исследованные NACA. Координаты центров вращения элеронов и щитков даны в процентах хорд щитков. На схемах указаны наивыгоднейшие центры вращения.
239
Фиг. 222. Щиток-элерон Холл.
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 224. Щиток-элерон Ирвинга.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ность с профилем Кларк Y. При нейтральном положении элерона и щитков дополнительный компенсатор составляет с нижней поверхностью крыла угол + 4,5°, который увеличивается при опущенных щитках до +9,5°. Дополнительный компенсатор повысил устойчивость и уменьшил шарнирные момепты элеронов как при нейтральных. так и отклоненных щитках.
На самолете Физелер Fi-97 (фиг. 223) элероны подвешены на высоких кронштейнах. Рычаг управления (фиг. 125 сечение А—А) соединен с пружиной, увеличивающей давление на рукоятку,
Ирвингом предложена схема элерона, в общем аналогичная со щитком того же автора (фиг. 224).
По щиткам-элеронам проведены обширные исследования. Это объясняется тем, что при благоприятных результатах можно было располагать средства механизации по всему размаху крыла.
У некомпенсированных элеронов-щитков шарнирные моменты
оказались чрезмерно высокими, ными, особенно при открытых Щитках.
Компенсация Щитков-элеронов несколько понизила их шарнирныемомепты, но одновременно были уменьшены поперечные моменты и усложнена конструкция.
ПОПЕРЕЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ НАЗИР
а поперечные моменты недостаточ-(
Фиг. 225/ Три варианта поперечного управления, предложенные Назиром.
В схеме А поперечного управления Назир (фиг. 225) плоская заслонка, находящаяся внутри крыла, закрывает полностью щель. Для уменьшения подъемной силы заслонка передвигается вверх и ее верхний край 1 выступает над поверхностью крыла, а нижний конец продолжает закрывать щель. Для увеличения подъемной силы заслонка передвигается вниз 2 и открывает щель. Движение заслонки сделано диференциаль-ным (вверх меньше, а вниз
больше).
В схеме В заслонка заменена цилиндрической пластинкой, вращающейся на рычаге около точки п.
В схеме С на задней кромке крыла установлена узкая профилированная пластинка, отклоняющаяся вверх и вниз одновременно с движением двух заслонок. При нейтральном положении пластинки
Л. И. С^тугии—1112—16
241
t
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
О и отклонении ее вверх 1 заслонки закрывают щель сверху и снизу. Когда пластинка отклоняется вниз 2, образуя при этом щель с зад-
ней кромкой крыла, заслонки открываются.
По исследованиям, проведенным Назиром, повышение эффективности по сравнению с обычными и щелевыми элеронами происходит, главным образом, всл ед стви е затягивания срыва потока на большие углы атаки (фиг. 226).
В конструктивном отношении наиболее приемлемы варианты А и В. Вариант С сложнее. Он имеет две заслонки и малого размера пластинку, которая легко может быть повреждена.
По исследованиям МАП оказалось, что влияние щели на величину Су после критического угла атаки— ничтожно (фиг. 140).
При управлении Назир
Фиг. 226. Сравнительная величина моментов крена конца крыла с обычными элеронами и со схемами Назир.
нельзя механизировать крыло по всему размаху.
Фиг. 227. Схемы размещения свободных элеронов.
СВОБОДНЫЕ (ПЛАВАЮЩИЕ) ЭЛЕРОНЫ
Свободные элероны 1 представляют собой отдельные поверхности, расположенные на концах крыла (фиг. 227). Они отклоняются потоком одновременно в одну и ту же сторону при изменении угла атаки крыла и могут отклоняться в разные стороны рукояткой управления.
Особепность свободных элеронов заключается в том, что они при нейтральной рукоятке устанавливаются под некоторыми отрицательными уг-
лами к направлению палета и хорде крыла (_____й )
Угол между хордами правого и левого элеронов EL при нейтпапк ной рукоятке равен нулю (фиг. 228, I—II)	р неитраль-
При отклонении рукоятки от нейтрального положения элевоны отклоняются на одинаковые углы ₽н и ₽в в разные стороны, причем
212
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 228. Зависимость углов установки элеронов — Ру относительно хорды крыла от углов атаки а ° и угла между хордами элеронов Прямоугольное крыло; симметричный профиль крыла и элеронов.
угол между их хордами зависит от передачи к рукоятке (фиг. 228, III). На этой схеме построено положение элеронов относительно крыла и потока для случая, когда угол между хордами = 18°, причем угол Ру относится к биссектрисе угла
Схемы I. II и III построены на основании исследований свобод-ных эл ер он ов симм ет-ричного профиля при симметричном профиле крыла (фиг- 228, IV).
При а=12° и рл~18° =—12,5°, и, следовательно, элероны устанавливаются почти по полету.
Когда крыло имеет н ормал ьный пр офи л ь, а элероны — симметричный, при нейтральной рукоятке на летны^ режимах еще больше (фиг. 229). Для а==0° и ^=0° угол установки элеронов по отношению к хорде крыла = — 14°, для а = 8° и рд =20°, Зу — — 19°. При а= 23° и Рх ^0° элероны установятся по потоку. Таким образом на всех летных углах, как правило, свободные элеро-цы пе устанавливаются по направлению полета фу не равняется а).
Ввиду того что свободные элероны устанавливаются при нейтральной рукоятке на некоторый отрицательный угол, они увеличивают сопротивление, понижают качество и Су (фиг. 230).
Наилучшим из всех вариантов в отношении величины коэфициен-тов является нормальное крыло I с концевыми элеронами, управляемыми принудительно и при нейтральном положении рукоятки составляющими с потоком тот же угол, как и крыло.
243
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Крыло II со свободными элеронами, точно устанавливающимися по полету, хуже вследствие того, что элероны увеличивают соппотив ление, ио не являются несущей поверхностью. Свободные элевоны устанавливающиеся под отрицательным углом атаки на крыле III естественно, еще больше понижают подъемную силу и увеличивают
сопротивление.
Поперечная управляемость на больших углах атаки хуже всего у крыла I, так как здесь срыв потока происходит одновременно па крыле п на элероне. На свободных элеронах крыльев П и Ш спыв потока может возникнуть только тогда, когда они будут отклонен рукояткой па большие
углы атаки, соответствующие критическому углу самих элеронов.
При испытаниях NACA были сделаны попытки улучшения аэр одинамич е-ских данных свободных элеронов на летных углах атаки (фиг. 231). Крыло имело профиль Кларк Y, а элероны профиль Кларк Y и симметричный II. Для уменьшения влияния щели, образующейся между концом крыла и элероном при его отклонении от нейтрального положения на увеличение Сх и уменьшение Су, часть испытаний была проведена с концевыми шайбами треугольной п круглой формы III и IV. Для уменьшения отрица-
Фиг 229. Зависимость углов установки элерона от углов атаки а и изменения угла между хордами элеронов Рх.
Трапецевидное крыло (опыты ЦАГИ).
тельных углов при нейтральной рукоятке на задней кромке этгепопоп
были установлены сервоэлероны, которые при испытаниях отклонялись вверх I и II.	ушлиим
В результате испытаний N AC A Сушах крыла со свободным элероном (при сервоэлероне, закрепленном в нейтральном полоткенип! получился на 10—15/0 меньше, чем у крыла с нормальными элеронами. и даже меньше, чем у крыла с диференциальными элерошми отклоненными в нейтральном положении вверх на угол — io°
Максимальное качество при взлете (CL =0,7) и отношение max Cy/imn Сх, характеризующее диапазон' скоростей, для кпыла со свободными элеронами также ухудшились	Р ча
Замена профиля элерона на крыльевой дала ничтожное увеличение Сутах, причем в этом случае повышение произошло, главным образом, вследствие отклонения сервоэлеронов вверх на угол ' —

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отклонение сервоэлерона у симметричного элерона на угол — 2° дало несколько большее увеличение С9тах (от 1 до 2%).
Установка на концах крыла круглых и треугольных шайб также несколько повышает Сутях и качество.
р
Фиг. 230. Влияйие на поляру Су и крыльев типа их концевых [элеронов, -у»	Г г	'*•	> -—- «  *——— —
I — крыло с концевыми элеронами, имеющими нормальное управление]* и тот же угол атаки при нейтральной рукоятке, как и крыло (₽у= 0°); // — крыло со свободными элеронами, устанавливающимися точно по полету (ру =—а°); III — крыло со свободными элеронами, устанавливающимися под отрицательными углами к направлению полета и хорде крыла (ру > а°).
Кренящий момент нормальных элеронов до а — 15° несколько больше чем у свободных элеронов (фиг. 232). После а = 15° момент нормальных элеронов быстро паДйет, а у свободных элеронов увеличивается до а = 22°, после чего момент также начинает умень-* шаться, но значительно медленнее, чем у нормальных элеронов.
Коэфициент Кх у свободных элеронов при а = 0 значительно больше, чем у обычных и диференциальных элеронов, и больше Кх = 0,075 (фиг. 233). При а = }0° у всех элеронов Кх примерно
245
www.vokb-Ia.spb.ru - Самолёт своими руками?!
одинаковы и по своей величине больше 0,075. При а % 22° оаилуч-птие результаты дают дифереициальные элероны, отклоненные в ней-
го%
Положение и вращения
^10 Элерон ° сппофилем Кларк У
2°
Симмегричн элерон
Фиг. 231. Модель прямоугольного крыла со свободными элеронами, исследованная NACA.

20%

Треугольные шайбы рр Круглые шайбы
траль ном пол оженип
обыч-
на а гол —10°. Для а > 25° наилучшимп являются свободные элероны.
Моменты рысканья CWy, возникающие при отклонении свободных элеронов, имеют положительную величину и, следовательно, вызывают затормаживание опущенного крыла. При а — 10° благоприятный момент рысканья почти в полтора и при а = 20° в четыре раза больше, чем может дать обычный руль поворота.
Дифереициальные элероны дают почти такие же благоприятные моменты, как и свободные. Нормальные элероны, отклоняющиеся на углы зй 25° на всех углах атаки имеют неблагоприятные моменты рысканья.
Фиг 232. Сщх свободных и ных элеронов.
1 — нормальный элерон (t8 = = ± 25°: Ъэ = 25% Ьк ; 1э = 40% £/»)> 2 — свободный элерон сим-метричного профиля (3-4-20°-Ъэ =100% ок; 1Э= 2(ЗР/О Цд. компенсация 15% (без шайб).
Для маневренных* самолетов наи-лучшим будет такое управление, у которого моменты, возникающие относительно какой-либо оси, не будут вызывать поворотов относительно других осей. Следовательно, большие моменты, затормаживающие опущенное крыло, нежелательны, так же как торможение поднятого крыла.
Статические моменты площадей элеронов относительно середины размаха моделей относятся у нормальных, дпференциальных п сво-
246
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
б одних элеронов, как 1 : 1,28 : 2,25. Таким образом повышение эффективности свободных элеронов на больших углах атаки по сравнению с обычными элеронами получено при значительном увеличении их статического момента (плеча и» главным образом, площади). Следует отметить, что площадь свободных элеронов, работающих как изолированные поверхности, естественно, должна быть больше, чем у обычных.
Шарнирные моменты детально исследованы в ЦАГИ при лабораторных и летных испытаниях свободных элеронов различной формы в плане. Свободные элероны, представляющие закругленные концы крыльев и составляющие 16,6— 17,4% от SK, имеют ббльшие шарнирные моменты и увеличивают давление на рукоятку по сравнению с обычными элеронами.
Во избежание вибраций ось вращения свободных элеронов не рекомендуется размещать далее 18% от хорды элерона. Для выполнения этого требования и получения допустимой величины аэродинамической компенсации ось вращения элерона должна быть расположена на одинаковых процентах хорд в различных сечениях элерона по размаху. Это условие предопределяет форму элерона в плане.
Абсолютная величина поперечного момента свободных элеронов может быть повышена при увеличении их площади, плеча или удлинения. Сохранение данной величины поперечного момента свободных элеронов при уменьшении сопротивления и шарпирных моментов возможно путем уменьшения площади при одновременном увеличении удлинения. Свободные элероны с удлинением больше 1,0 в конструктивном отношении возможны лишь в полуторапланах.
На самолете Кертиса «Tanager» ось вращения свободных элеронов имела два подшипника: один на конце нижнего крыла и второй на V-образной стойке, укрепленной на верхнем крыле (фиг. 227). Здесь при £э = 13,6% удалось достигнуть для элеронов удлинения а = 3,25.
На монопланах из соображений прочности и жесткости свободные элероны приходится делать со значительно меньшими удлинениями (а = 0,5—1,0).
Фиг. 233. Сравнительные величины Кл критерия поперечной управляемости элеронов. I—свободные элероны симметричного профиля (рэ = + 20°; Ьэ = 100% Ьк; ?э =20%ZK/2); компенсация#?—15% (бевшайб); II — дифере нциа льные элероны (?э= + 7°-50°; Ьэ^30%Ьк;
= 40% в нейтральном положении рэ =* — 10°); III — нормальный элерон (рэ = = ±25°; Ьэ = 25% Ьк; !э = = 40% 1к/2).
247
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!

Еще большее повышение поперечной управляемости в закиитн ческой области дают разрезные свободные элероны, состоящие Х ряда отдельных поверхностей со значительно большим удлинением чем целые (фиг. 234). У разрезных свободных элеронов III и IV при а > 18° эффективность продолжает увеличиваться в то впемя как у обычных элеронов 1 она падает. Величина Кх у целых свободных элеронов 11 до-стига ет	максимума
при а 25° после чего также начинает уменьшаться, правда, менее резко, чем у обычных элеронов.
Величина Кх у разрезных свободных 11 I и IV элеронов на всех летных углах атаки меньше, чем у целого элерона 11, имеющего почти одинаковую площадь с элероном
п
s^ins.
к,
0,1
0,10
0,05
о____
о ю го зо а°
Фиг. 234. Сравнительный критерий поперечной управляемости элеронов.
I — обычные элероны ₽ = ± 25°; ZZ — свободные целые элероны ~ ± 20°, III—разрезные 5-звеньевые элероны = IV — разрезные 3-звеньевые элероны — ± 24°.
Is 20% 1к/2
Мммлп \**0яЛ' ЛЙЗЯЙШР УУ//М0Л
ш

четырехзв ень евых разрезных элеронов углы установки меньше, чем у цапых свободных элеронов.
Конструкция свободных элеронов. В конструктивном отношении свободные элероны мало отличаются от обычных. Наилуч-шпм покрытием является полотно, применяя которое можно д обиться в есов ой уравновешенности при минимальном мертвом грузе. На монопланах элероны имеют большие хорды и малый размах с целью уменьшения изгибающих
моментов. В полуторапланах можно поставить вторую опору и повысить эффективность элерона, уваличив его удлинение (фиг. 235,11). Наиболее рациональной является однолонжеронная конструкция с полотняным покрытием и жесткой обшивкой передней кромки пли же
"248
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с пространственной фермой из косых нервюр I. Ось лонжерона необходимо размещать на 15—18% хорды элерона, вследствие чего весовой компенсатор приходится выносить из передней кромки наружуIII.
Схемы управления. Проводка управления ничем не отличается от обычной и может быть смешанной или жесткой. Жесткая проводка, так же как и для обычных элеронов, лучше, так как уменьшает люфты и возможности возникновения вибраций.
Фиг* 235. Свободный элерон самолета Кертис Танеджер.
I— конструкция элерона; II — общий вид установки; III — вевовой компенсатор.
Для отклонения элеронов применяются центральные механизмы. Центральный механизм (фиг. 236) состоит из четырех роликов 2, насаженных попарно на обойму 2, которая вращается на пальце 3. При отклонении в стороны рукоятка 4 вместе с обоймой 2 вращается относительно нижней оси ОНОН. проходящей через ось пальца 3.
Управление рулем высоты производится путем отклонения рукоятки относительно оси Ов Ов, причем обойма 2 остается непо-,вижной.
249*
Фиг. 236. Центральный механизм и схема тросовой проводки управления свободными элеронами.
I — работа управления при нейтральной рукоятке; II — то же при отклонении рукоятки в сторону; О^Ов—ось вращения одной рукоятки без роликов (впереди назад);— ось вращения рукоятки с роликами (в стороны).
250
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Коппы прямого 5 и обратного 6 тросов крепятся к болтам 9 на секторах 7 и 8, имеющих два жолоба. Трос 5, сходящий с задней (по полету) канавки правого сектора 7, попадает на задний верхний, а затем нижний ролики механизма и отсюда идет на переднюю канавку левого сектора 8, где и крепится.
Если при нейтральном положении рукоятки (схема I) направление набегающего потока изменится с Vo на Vlt то оба элерона должны отклониться вниз. Правый элерон потянет правый конец троса 6, в то время, как левый элерон; опускаясь, освобождает левый • конец этого же троса. Таким образом трос 6 передвинется вправо* а трос 5 влево. Углы отклонения обоих элеронов по сравнению с первоначальным положением будут одинаковы.
Фиг. 237. Схема смешанного управления свободными элеронами.
Если отклонить рукоятку влево (схема 21), то, вследствие поворота обоймы 2 вместе с роликами 2, левый элерон отклонится вверх, а правый вниз от положения О. Для равновесия всей системы необходимо, чтобы шарнирные моменты левого и правого элеронов были равны.
Другой центральный механизм управления (фиг. 237) состоит из двухплечего рычага 2, вращающегося относительно оси 2, жестко укрепленной на секторе 3. Сектор 3 вращается на оси 4 и связан тросами с сектором 5, укрепленным на горизонтальной трубе 6 ручного управления.
При отклонении элеронов в одну сторону поворачивается только двухплечий рычаг 2. Если же отклоняется рукоятка, то поворачивается сектор 3, а рычаг 2 двигается поступательно и отклоняет элероны в разные стороны.
Жесткое управление свободных надкрыльных элеронов Цап (фиг. 238) может быть использовано и для концевых свободных элеронов. Центральный механизм состоит из коромысла 2, укрепленного на трубе 2, связанной при помощи кардана 3 с горизонтальной трубой ручного управления 4. При отклонении обоих элеронов вниз
251
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
или вверх передний конец трубы 2 вместе с коромыслом 9 мещается в вертикальной плоскости по направляющей 5 OtkS£ ние элеронов в разные стороны происходит при повороте 3 го
п связанного с ней коромысла за счет отклонения рукоятки в
На основании рассмотренных исследований и констп™тй ?₽ сделать следующие выводы по проектированию свобод™ элероЫов°
1.	Свободные элероны являются одним из эффективных SX поперечного управления для механизированного крытГи запт^ незначительную часть размаха.	рыли, и занимают
Фнг. 238. Жесткое управление свободными надкрыльными элеронами Цап.
2.	В том случае, когда посадочная скорость снижается до величин, меньших 100 км/час, свободные элероны для повышения эффективности должны иметь площадь бблыпую, чем нормальные элероны. Повидимому, величину критерия поперечной управляемости 0,075 в указанном случае нельзя считать преувеличенной.
3.	Основным недостатком свободных элеронов является понижение CvjCx и увеличение Сх на летных углах атаки, а также понижение Сушах-
4.	Свободные элероны не являются несущей поверхностью, как обычные, и не должны приниматься во внимание при определении несущей поверхности крыла.
о. Во избежание вибраций необходимо применять для элеронов симметричный профиль и д'елать полную весовую компенсацию.
252
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
6.	Аэродинамическая компенсация элеронов не должна быть более 15—18% при соответствующем выборе оси вращения. Уменьшение шарнирных моментов при полуторапланных схемах крыла п креплении каждого элерона в двух точках по его размаху возможно при увеличении к элерона.
7.	Свободные элероны почти на всех углах атаки дают большие благоприятные моменты рысканья, помогающие повороту и затормаживающие опущенное крыло.
8.	Разрезные свободные элероны не дают преимуществ на летных углах и эффективнее целых элеронов лишь в закритической зоне.
9.	Конструкция свободных элеронов не представляет особых -трудностей, в особенности на полуторапланах.
10.	Управление свободными элеронами несколько сложнее, чем обычными, и примерно одинаково с элеронами-закрылками.
ВНЕШНИЕ ЭЛЕРОНЫ
Внешние элероны представляют отдельные поверхности и могут образовывать с крылом биплаппые комбинации с различными выносами и расстоянием между хордами, а также тандемы, причем элерон располагается или перед^ или за крылом. В случае бипланных расположений и установки элерона перед крылом вся задняя кромка его может быть использована для размещения щитков. При подвеске элерона за задней кромкой он используется в качестве элерона-закрылка.
Подробные исследования различных положений элеронов на прямоугольном крыле без щитков было произведено в Америке. Крыло имело профиль Кларк Y, а элероны симметричный профиль N АСА-0012 и, кроме того, NACA-22 с большой вогнутостью. Правый и левый элероны располагались по всей длине полуразмаха и были испытаны на поперечный момент отдельно при отклонении только вверх и только вниз.
Область, затронутая испытаниями, располагается, главным образом, у верхней поверхности крыла (группа точек Л), т. е. соответствует повышенным скоростям потока (фиг. 239). Снизу крыла исследованы участки около передней (группа точек С) и задней кромок (группа точек В).
mm- В величину сопротивления крыла с элероном входят: сопротивления изолированных крыла и элерона, интерференция и сопротивления кронштейнов. Минимальное сопротивление изолированного крыла Ся.тщ= 0,0155 и для элеронов Сжтш ~ 0,0135. Вез учета интерференции и кронштейнов Схшт крыла и элеронов должно бы равняться 0,0152 (при отнесении Сх к суммарной площади).
В области А сопротивление при нейтральных элеронах достигает величины Сх mm ~ 0,20 вследствие наибольшей скорости потока (фиг. 239, II, точка 12). Минимальное сопротивление mm 0,0145 соответствует области В (фиг. 239, II, точка 35). Наименьшее
253
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
сопротивление в области С равно Сжпип= 0,0155 и приближается к величине 0,0152, полученной без учета взаимного влияния и со-противления кронштейнов.
20
401. Ц ^4
'Л
13
о
-to
-20
-зо-го ^Г^кГ^оГзо^!^
0,30 0,40
0,20 ______
оро____LJ
0,10
вк -о,го-о,юо
0,20.
о,ю\.
Л
о _
-0J0-020-0J0 О 0,10
!2*
1^2 ^PU РЗЛ=0
оо^ь
^^35 й ~орь
7-0,2$
п—\Г
0,90 000 ЦО

f595(p[~o)^ Свободный элерон
Трз
Сумах
Cf 20°	o'- 10*
Сщ'^ОМ Ст'-0,05
/,	О',30	0,50
правого элерона при отклонении вверх
—в, ~~0,20 ~_-o,io B^L^o
Cmj[-0,08ct-0*
С(П±=О,О5 <х^0° ^тх*0	07=20°
левого элерона	0
1 при отклонении вниз	——Р—-Оро
ко ц 4 л

47

Фиг. 239. Наивыгоднейшие области размещения внешних элеронов в отношении Сх min, Су тах и поперечного момента Ст х. Точки с цифрами соответствуют расстоянию оси вращения внешних элеронов от их передней кромки, равному 20% б9 . Коэфициенты отнесены к общей площади крыла и элеронов.
Наилучшее положение элеронов в отношении Схпип соответствует участку области В под задней кромкой крыла. Подобное размещение на практике применяется Юнкерсом и встречается часто в бесхвостых самолетах.
254
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Сушах- Элероны симметричного профиля в нейтральном положении дают Суmax=1 *695 (точка 7, область А). Элероны с профилем NACA-22 в том же положении дают Сутах = 1,733. Изолированное крыло без элеронов имеет Су тах= 1,25. Максимальную величину Су = 1,734 дают свободные элероны при установке оси вращения в точке 45 (область С), (фиг. 239, III), Во всех точках расположенных от носка далее 10% Ьк, при нейтральном положении элеронов Сушах комбинации крыла с элероном меньше, чем у изолированного крыла. При использовании внешних элеронов, размещенных в области В в качестве закрылков, отклоненных под углом +45°, Су тах достигает 1,81 (точка 35).
В ЦАГИ при исследовании модели прямоугольного крыла с внешними элеронами длиной по 0,66 /2, укрепленными над задней кромкой крыла, имевшего щитки по всему размаху, СУшаХ уменьшался как при нейтральном положении щитков, так и при отклонении их на 30 и 60°.
Стх’ При отклонении (правого) элерона только вверх наивыгоднейшее положение элерона меняется с изменением угла атаки. Так
для а = 0° СтХ — 0,07 при оси в точке 26 х = 95% у = 10% » а =10	= 0,09	»	» »	»	15 я = 50» у =15» »
» а = 20 Стх = 0,1007 »	» »	»	12 х = 30» т/= 15 » »
По мере увеличения угла атаки наивыгоднейшее положение элерона перемещается от положения, принятого для элерона Цап (фиг. 238), в положение, близкое к месту установки интерцепто- . ров — элеронов Уейка (фиг. 202).
В случае отклонения одного лишь левого элерона вниз для а = 0 и 10° поперечный момент, опускающий правое крыло и поднимающий левое, дают элероны, находящиеся в точке 35 под задней кромкой крыла (фиг. 239). Элероны Цап имеют Стх = 0, а все остальные—отрицательный. При а =20° и отклонении вниз элероны во всех положениях создают обратный поперечный момент.
Сщу. При а = 0° элероны правого крыла при отклонении только вверх во всех положениях дают благоприятный момент рысканья. При а 10 и 20° элероны, расположенные под задней кромкой (точки 32, 33, 34, 35, 36, 37, 38), создают неблагоприятный момент рысканья. Во всех остальных положениях с увеличением угла атаки момент уменьшается, по остается положительным. Элерон левого крыла, отклонявшийся только вниз, при всех положениях и углах атаки создавал неблагоприятный момент рысканья.
Таким образом в отношении моментов рысканья и крена внешние элероны, отклоняющиеся только вверх, предпочтительнее для всех положений.
Стх И СтУ в положении, близком к точке 26 (элероны Цап), при отклонении щитков на 30 и 60° были определены в ЦАГИ для одинакового и диференциального отклонений внешних элеронов. Оказа-
255
www.vokb-la.spb.ra - Самолё1 своими руками?!
лось, что эффективность элеронов при отклонении щитков несколько уменьшается, так же как и неблагоприятные моменты рысканья
Конструкция внешних элеронов. Наибольшее распространенно пблучили подвесные элероны типа Юнкере, расположенные под зал ней кромкой крыла. Эти элероны иногда используются как элероны-закрылки и являются наилучшим типом внешних элеронов 1
Фиг. 240. Опытная установка элеронов Цап на самолете Парналл «Парасоль». 8Э = 9,2% SK и Лэ = 5,25.
Фиг. 241. Элероны Цап на самолете Парналл «Парасоль» (вид в плане).
Элероны Цап были установлены на нескольких скоростных самолетах в Америке, а в СССР на самолете КАИ-1. Опытная установка элеронов Цап на самолете Парналл «Парасоль» была детально испытана в полете (фиг. 240, 241). Наивыгоднейшее положение элеронов по данным фирмы Цап соответствует координатам у = 33% Ъа и х = 66% Ъз .
ВЫВОДЫ
На основании разобранных исследований можно по внешним элеронам сделать следующие выводы.
1.	Наиболее эффективное расположение внешних элеронов в отношении поперечного момента (точка 12 с координатами х = 30% Ък, У =: 15% Ък) на всех углах атаки неудовлетворительно в отношении летных данных (Сжт1п> Са/Сх)
256
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2.	Положение элеронов, при котором Схпип почти одинаков е обычным крылом, а Су/Сх и Сутахвыше, чем у крыла с обычпыми элеронами (точка 1), неудовлетворительно по величине поперечных моментов на углах атаки, меньших критического (а 10°).
3.	В виде компромисса между небольшим ухудшением летных данных и поперечной управляемости на больших углах атаки (а = = 20°) наилучшим является положение оси вращения элерона на 2,5% Ьк ниже и настолько же дальше задней кромки крыла (точка 37). Однако в этом случае возникают большие неблагоприятные моменты рысканья.
4.	Элероны Цап (точка 26) понижают летные данные и при отсутствии щитков дают примерно такие же поперечные моменты, как обычные элероны,- за исключением а = 30°, где поперечный момент имеет обратный знак. При отклоненных щитках поперечный момент элеронов Цап уменьшается.
5.	Все внешпие элероны для получения удовлетворительной управляемости требуют больших диференциалов или же отклонения только вверх, что связано с трудностями осуществления легкого и мягкого управления.
6.	Изменения положения внешнего элерона, его площади и компенсации могут быть сделаны с минимальными переделками по сравнению с обычными элеронами.
7.	При размещении на задней кромке крыла внешние элероны перемещают центр давления крыла назад и нагружают его дополнительными силами, увеличивающими кручение.
8.	Конструкция и управление внешних элеронов не представляют затруднений.
Л. II. Сутугин—1112—17
okb-la.spb.iч - ( амо.кч сво,,,,,, pVk.aMI1?,
г 1 А В i X
УПРАВЛЕНИЕ МЕХАНИЗИРОВАННЫМИ КРЫЛЬЯМИ
ТИПЫ УПРАВЛЕНИЯ
Идеалом в отношении управления является автоматическое механизированное крыло, открывающееся и закрывающееся в нужный момент помимо летчика. Наиболее приближается к этому илеатх ‘ автоматические предкрылки, а также закрылки (фиг 33 —чя и 212). Однако даже в этих случаях желательно иметь замки препятствующие открытию механизированного крыла в нормальном полете, и при выполнении некоторых фигур, а также указатели положения предкрылков и закрылков	•	’
Для наилучшего использования механизированного крыла ппи взлете и посадке желательно иметь возможность открывать и закш/ вать его непосредственно рукояткой, полное отклонение которой соответствует полному открытию крыла. Непосредственное управление механизированным крылом возможно при применении аэродинамических и механических компенсаторов только на самолетах малого тоннажа, и при малых величинах посадочной скорости
Для большинства случаев приходится прибегать к пепеляче различного типа, посредством которой можно управлять механизированным крылом при затрате минимальных усилий. Одновременно с этим, однако, увеличивается время, необходимое Для полного от крытия и закрытия крыла, а также и вес управления В настоящее время существуют механические, электрические, гидравлические пневматические и гидро-пневматические передачи В большинстве случаев применяют один центральный механизм, размещенный в фюзеляже или в центроплане, и значительно реже - отдельные механизмы, размещенные в крыльях	юдольные
КОНСТРУКЦИЯ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ
Конструкция механизмов при автоматическом управлении предкрылков была указана на фиг. 33—38.
' Автоматические закрылки подгибаются вниз резиновым шнуром и ш пружиной, которые подбираются с таким расчетом, чтобы на
2 >8
I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
0
максимальной скорости закрылок был в нейтральном положении или даже отклонялся вверх в положение, соответствующее Сх m]n (фиг 212).
Фиг. 242 Автоматическое управление предкрылками и закрылками экспериментального самолета Хендли Пейдж «Gag пипс».
Для отклонения закрылков можно использовать аэродинами-ческие силы, открывающие предкрылок на больших углах атаки (фиг. 242).
УПРАВЛЕНИЕ НЕПОСРЕДСТВЕННО ОТ РУКОЯТКИ
На легких спортивных самолетах управление механизированным крылом и лаже простыми щитками может производиться непосредст-
Фиг 243 Непосредственное управление закрылками на самолете Fleet.
венно от дополнительной рукоятки (фиг. 243). К трубе 2, работающей на кручение и вращающейся в подшипниках, установленных
259
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
в фюзеляже, жестко крепятся рычаги 2 и рукоятка 3 Рычаг 9 е™. диняется шарнирно со стержнем 4, непосредственно’ укпештеп?^ на закрылке. При полном отклонении закрылков рычаг 2 и X, жень 4 занимают мертвое положение. Рукоятка может быть в л2? положении застопорена на зубчатом секторе 5, укрепленном нТфю?
Ручное управление простыми щитками с установкой мехаиичс ского компенсатора изображено на Фиг 1Я1 и rrnw ггг,™,,, ^ханиче-компенсаторов на фиг. 172. Ф И ПрИ ПОСтано«ке щитков-
МЕХАНИЗМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ ПЕРЕДАЧАХ
Центральные механизмы устанавливаются в фюзеляже или R центроплане верхнего крыла биплана. Здесь сосредоточивается управление механизированным крылом. На небольших самоч^ эти механизмы приводятся в действие посредством механиХой передачи, на больших - от электромотора или же nSS гидравлической; пневматической или гидро-пневматическо? п=ш При механической и электрической передачах основной чает™ ' центрального механизма является самотормозящийся чепвяк гидравлической или пневматической передаче - циливдп и поп шень. Проводка управления от центрального механизма к отдельнХ механизмам делается чаще из труб и реже из тросов цельным
На практике применяются весьма разнообразные констпукпии центральных механизмов (фиг. 244).	"•’-’иырукции
1. Самотормозящийся винт 1 двигается поступательно вслелет вие вращения катушки 2 Концы троса крепятся на барабане обычХ штурвала. Все рычаги в обоих крыльях должны быА одинаковым? (или правыми или левыми)	Шишковыми
1	вращении катушки 2 два самотормозящихся винта
1 с правой и левой нарезками двигаются одновременно в ппотивопл ложных направлениях, передавая движение тягам управлений
III Червяк 1 вращается электромотором и поворачивает сек тор 2 на оси которого насажен барабан 3. Концы прямых™ и об?а?' ных 5 тросов управления правого и левого крыльев крепятся на ба рабане. Промежуточный ролик 6 превращает движение тпосов из одностороннего в симметричное. Ведущие 4 и обратные 5 тоосы при гаются или к плоскости симметрии самолета или от нее Пгаолип’ стороннем движении все механизмы должны быть одинаковыми’ а при симметричном — правыми» и левыми.	одинаковыми,
IV. Механизм управления закрылками, предкрылками и элепп нами-закрылками состоит из кронштейна 7 поворачивающегося относительно кронштейна 2. укрепленного на заднем л =enoS центроплана верхнего крыла На одной оси с кронштейнами своболпп вращается ролик 3 К оси, укрепленной на передне? кТнц кпои штейна 7, крепятся- рычаг управления элеронами < жестко ленный с роликом 5, вилки тА’ управления предкрылками и заТпи?.’ ками 6 и вилка 1 винта 8. При вращении катушки 9 посредством
260
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 244 Основные типы центральных механизмов
261
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
тросов от специального штурвала, кронштейн 1 отклоняется в па™ жение, показанное пунктиром, открывая предкрылки, закрылки и элероны-закрылки.	v п 11
Если рукоятка управления неподвижна, то ролик 3, соединен ный с ней тросами 10 и 11, также неподвижен При отклонении кронштейна 1 в этом случае рычаг управления элеронами 4 и Тар диненный с ним ролик 5 будут поворачиваться тросами 10 и 77 относительно кронштейна 1, сохраняя положение, параллельное JXT/Ги/Г ₽еЗУЛЬТаТе элеР0НЫ-за«РЬг™и Отклонятся вню
При работе рукояткой в стороны рычаг 4 будет отклонять w роны-закрылки в разные стороны в любом положении всего меха низма (фиг 245)	v мвха-
V. Винт 1, вращающийся посредством конических шестеренок 2 имеет с одного конца правую, с другого левую нарезки. На винт насажены нарезные муфты 3 с ушками, к которым шарнирно кпепя^ч стержни 4 Вторые концы стержней укреплены на трубах 5 и б ™ дящих одна в другую. При вращении винта трубы двигаются по?™’ патшгьно, передавая движение к механизмам щитков (см Фиг 1о2‘
VI Механизм отличается от предыдущего в основном гидравли ческой передачей. Тяги управления щитками 1 и 2 перемеЕХ только поступательно по направлению их оси Цилиндр 3 двигав по направляющим о в сторону, обратную перемыцению шток? поршня 4. Маслопроводы 6 должны быть гибкими При закТ™ “щенШТ°К П0РШНЯ ВТЯНУТ В ЦИЛИВД₽’ й ПРЙ огк₽™ «олнХю
КЛ Тяги управления 1 и 2 укреплены на одноплечем 3 и двуплечем 4 рычагах, поворачивающихся относительно кронштейнов б Цилиндр 6 и шток поршня 7 присоединены к верхним концам пыча гов. Соединительная тяга 8 обеспечивает одинаковое перемещав’
Проводка управления к щиткам при этом механизме может б,™ поставлена на кашлках или на трубах, двигающихся поступательн? в направляющих Последний тип проводки может быть cZS на участках, следующих за тягами 1 и 2.	сделан
FZ7Z. Цилиндр 1 подвешен шарнирно к кронштейну 2 а штак поршня 3 соединен с трехплечим рычагом 4 Тяги управлений д и 6 крепятся к двум другим плечам рычага / Проводи! уппадZ/ введу больших перемещений рычага, делается на качалЙх
IX. Механизм состоит из качающегося цилиндра 1 шток кота м"’ V РЫтаГ0“ СВДЯПИ" “ труб’а™а	кика
X В этом механизме шток 2 качающегося цилиндра 1 тжм, с рычагом 3, жестко укрепленным на трубе 4, к которой по рангах? щптка крепится несколько рычагов 7, соединенных с лонжЙоно! щитка 8 посредством тандера 5. Лонжерон щитка отнесен примерно на /3 хорды от шарнира 6, выполненного в виде петли Момент Knv чения, воспринимаемый трубой 4 при полном открытии щитка?мо£
262
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
быть доведен до нуля, путем размещения тандера 5 и рычага 7 на одной прямой.	•
Оба механизма IX и X, ввиду применения длинных труб, работающих на кручецие, более пригодны для легких самолетов
Прп установке по размаху нескольких цилиндров трудно достиг п\ ть синхронности их работы.
Фиг. 245 Центральный механизм управления экспериментального крыла самолета Р-5
д — к рукоятке, 2— к закрылкам и предкрылкам, 3 — к элеронам закрытьем 4 — к штурвалу
Конструкция центральных механизмов I, II, III, V, VII, V1H, IX и X достаточно ясна из приведенных схем (фиг 244).
Проводка управления к штурвалу при механизме IV (фиг. 245) прокладывается через ролики, установленные на тандере, посредством которого во время эксплоатацпп регулируются и подтягиваются тросы. Ручное управление при этом центральном механизме не изменяется.
263
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На самолетах среднего и большого веса чаще всего применяется гидравлическая система управления. Центральный механизм в этом случае состоит из цилиндра 7, скользящего по направляющим 2+ укрепленным на нервюрах (фиг. 246). ЦилпнДр схвачен хомутами 3, в которые ввинчены вильчатые болты 4 с роликами 5. На цилиндре имеются ушки 6 й на штоке поршня 7 насажена поперечина 8. к которой крепятся стержни 9 шарнирного ромба.
Масло к цилиндру подводится гибкими металлическими шлангами 10. Прп подаче масла цилиндр начинает двигаться в сторону,
Фиг. 246 Центральный механизм гидравлической системы управления Дуглас.
но направлению своих осей вместе с верхними концами танлепов 19 1^14^ ТаВДе₽°В 12 Шарнирно УКР™ны на лоня^Хх &
На чертеже механизм изображен при поднятых щитках и в™™ том штоке поршня. Тяги управления И и стержни ромба 9 вi Z случае работают на сжатие, а тандеры 12 - на растяжение пол лей сгвием веса щитков.	юд деи~
При открытии щитков отдельные части механизма и пповолки двигаются в направлении, указанном стрелками. Тяги 11 0 степжпи ромба 9 при аэродинамической нагрузке начинают работать v? ™ растяжение, а тандеры 12 — на сжатие.	уЖе на
Углы <? между стержнями ромба, направленными к концам кпыпа увеличиваются по мере открытия щитков. Таким образом мех?™™ был бы невыгоден в отношений возникающих усилий, если бы о^о временно не увеличивались углы 8 между танкерами и тягамиупоав’ ления. При полном открытии щитков тандеры становятся в ппп .скость, перпендикулярную оси тяг 11. Следовательно, усилия в тягах
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
и центральном механизме при открытых щитках равны нулю, а тан-деры нагружаются максимальными осевыми усилиями сжатия.
Другой вариант механизма изображен на фиг. 247. На конце штока 1 насажена поперечина 2, соединяющаяся тягами 3 со скользящей по цилиндру 4 муфтой 5. Вторая муфта 6 неподвижно укреплена на заднем конце цилиндра. Муфты имеют ушки, к которым на шарнирах крепятся стержни 7 ромба.
Перемещение цилиндра в осевом направлении происходит в муфте 8, укрепленной на лонжероне центроплана 13 и составляющей одно целое с муфтами 9 и 10, служащими направляющими для тяг управления 11 и 12.
Фиг 247. Центральный механизм гидравлической системы управления Нортроп 1 и схема проводки II.
Боковые шарниры ромба \ при помощи кронштейнов 14 и 15 укреплены на тягах 11 и 12. Центральные тяги имеют направляющие 16 и 17, укрепленные на лонжероне, и при помощи карданов 18—19 переходят к тягам консольных частей крыла 20. В этом механизме при закрытых щитках тяги 11, 12, 20 и тандеры 21 работают на растяжение, а стержни ромба — на сжатие. При открытии щитков цилиндр и ромб перемещаются в положение, указанное пунктиром на схеме I. Перемещение проводки происходит в направлениях, показанных стрелками на схеме II. Этот механизм сложнее предыдущего п, повидимому, не имеет существенных преимуществ в работе.
На амфибии Фейрчальд ХА-942 установлена бдна общая коробка передач центрального механизма (фиг. 248), предназначенная для управления шасси, поплавками, костылем и щитками Цап. Механизмы управления могут работать как порознь, так и одновременно.
265
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Отдельные механизмы управления для правого и левого крыльев
Фиг 248. Коробка передач центрального механизма амфибии Фейрчальд ХА-942
1 — набор цилиндричеких шестерен, 2—червячный привод от электромотора, 3— муфта сцепления электромотора, 4—муфта сцепления ручного привода, 5—Зрукоятка ручного привода, 6 — электромотор, 7 — муфта сцепления с управлением щитками; 8 — вал, вращающий барабан, на котором намотаны тросы управления щитками Цап, 9—муфта сцепления про водки управления подъемом поплавков, 10—вал управления подъемом поплавков, 11 — проводка управления хвостовым колесом, 12— муфта сцепления привода к шасси, 13 — передача к шасси
Фиг 249 Отдельные механизмы гидравлического управления Доути, размещенные в крыльях
I — качающийся цилиндр, 2— сектор управления распределительным краном
стигнуть синхронности их при работе, пе говоря уже о возможности заедания механизмов одного из крыльев. В результате различных 266
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
отклонений элементов механизированного \право! о и левого полукрыльев могут возникнуть большие поперечные и курсовые моменты, которые трудно парировать отклонением элеронов и руля поворота
В механизме фирмы Доути качающиеся цилиндры размещены в правом и левом крыльях (фиг. 249) Общее количество отдельных цилиндров в подобных случаях не превосходит двух. Для того чтобы обеспечить жесткость на кручение, лонжерон щитка сделан очень мощным и уменьшает высоту нервюр хвостовой части крыла больше чем |на 50%.
СХЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПРИ МЕХАНИЧЕСКОЙ ПЕРЕДАЧЕ
Механическая передача применялась ранее для управления пред
крылками и щелевыми закрылками на самолетах различного тоннажа При этом в ка-
честве центрального механизма устанавливался самотормо-зящиися винт В настоящее время для убирающегося шасси и механизированного крыла делается общая система управл ения, причем механическая передача составляет лишь небольшую часть всего управления.
Предкрылки. На самолете Бультон Поль Р-64 управление предкрылками осуществлено посредством трубы, работающей на кручение, и скользящего механизма (фиг 250)
Значительно реже применялась тросовая проводка (фиг 251) Предкрылки крепятся на квадратной трубе '(схема/), скользящей по роликам под дей-
Фиг 250 Механизм \правпеняя предкрылками на самолете Бультон Поль Р-64
ствиемдвух подкосов
1, задние концы которых укреплены на каретке (схема II) Каретки имеют направляющие трубы 2. Во избежание перекоса они соединены бесконечными тросами 3 п имеют ведущие тросы 4. При работе
2о7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
268
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими
руками
управления каретки каждого механизма, двигаясь навстречу, выталкивают предкрылок подкосами 1.
Предкрылки с закрылками. Управление комбинацией предкрылков с закрылками (фиг. 252) может быть выполнено из труб, работающих на кручение 7, и коротких тяг 2, работающих на осевые нагрузки. Лучше управление посредством тяг, работающих исключительно на осевые нагрузки (фиг. 253). Штурвал управления 1 помещен с левой стороны кабины для того, чтобы правая рука летчика могла оставаться на рукоятке управления. Два червяка 2 с правой и левой нарезками выдвигаются из катушки 3, соединенной со штурвалом тросом, концы которого закреплены на барабане штурвала 4. Поступательное движение от червяков передается тягам управления 5 и от них через трехплечий рычаг 6 к тягам 7 и 8, соединенным непосредственно с закрылками и . направляющими трубами предкрылков 9.
Предкрылок центроплана по концам может быть соединен шарнирно с предкрылками консолей и может не иметь ведущих механизмов, а только направляющие трубы. Вместо двух червяков можно установить один, причем в этом случае трехплечие рычаги правого и левого ^|ыль ев должны быть одинаковыми (правыми или левыми). Шаг нарезки червяков должен обеспечивать самоторможение при любом положении предкрылков и закрылков.
На самолете Потез-453 установлено управление предкрылками и элеропами-закрылками (фиг. 254). При отклонении рукоятки 1 в стороны поворачивается горизонтальная труба 2 и жестко закрепленный на ней сектор 3. Сектор соединен тросами 4 с рычагом 5, укрепленным на трубе 6. На другом конце этой трубы имеется сложный рычаг Л, состоящий из ромба, растягивающегося или сокращающегося при помощи червяка 7 и нарезной муфты 20.
При движении рукояткой в стороны сложный рычаг А вращается вместе с трубой 6 как одно целое и передает движение тягам8. В месте перелома крыла в вертикальной плоскости для образования вертикального V имеется деталь С, состоящая из зубчатых реек 9 и двух шестеренок 10, укрепленных жестко на одной общей оси. Движение тяг 8 через деталь С передается внешним тягам 11, от которых идет обычная передача к элерону-закрылку. Вращение штурвала 12 от себя в направлении, указанном стрелкой, передается на вал 13, через цепь Галля, цилиндрические и конические шестеренки и тяги, работающие на кручение. На переднем конце вала (деталь В), проходящего внутри трубы 6, имеется нарезка, а на заднем (деталь Л), проходящем внутри трубы 6, насажена коническай шестеренка 14. На нарезном конце вала имеется муфта 15, движение которой передается тягам 16 управления предкрылками. Тяги D имеют участки из зубчатых реек 77, которые передают движение на предкрылки посредством шестеренок 18, сидящих на общей вертикальной оси, и коротких зубчатых реек 19. Одновременное отклонение вниз обоих элеронов происходит в результате вращения червяка 7 и движения муфты 20 вверх. Тяги 8 и 11 передвигаются в направлении, указан-
269
046
Фиг. 254 Управление предкрылками и элеронами-закрылками самолета Ilo-iea-453.
*"* _________________________________________________________________________________________________________ ________
.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
^•^окЬЛал^К11ГГса1Ио)1ёГсво^
ном стрелками, и отклоняют элерон вниз. При вращении можно одновременно отклонять в стороны и рукоятку.
Отклонение элеронов сделано диференциальным. Угол отг нения вверх от нейтрального положения больше, После того как оба элерона-закрылка отклонились диференциал увеличивается о1 > у' ~ открытии механизированного крыла необходимо для поперечной управляемости на малых скоростях.
Открытие крыла совершается при вращении штурвала Лучше при открытии крыла, сопровождающемся умсДх,ШСШ1 рости и увеличением угла атаки, штурвал вращать на себя гично рукоятке. Рассмотренный механизм очень сложен. Большое количество зубчатых передач неизбежно влечет за собой образование 'люфтов и перетяжеление.
Закрылки и элероны-закрылки. Схемы управления закрылками и элеронами-закрылками относятся к наиболее простым (фиг. 255) Управление закрылками производится посредством катушки с двумя червяками, из которых один имеет правую, а второй левую резьбу
I	'	/ Т , ,	’
Г
штурвала
- отклонен вниз |32. вниз на угол р3, £1. Увеличение диференциала при Г2
повышения
от себя, уменьшением ско-анало-
11/1г___ V
Схема а
A

б
Фиг 255 Управление закрылками и элепонами-чп А — элерон-закрылок; Б — закрылок .аьрылками
От концов червяков на двухплечих рычагах 5 и качалкаv а , жесткая проводка 1~2—3~4 к заклинка™ ™ 1 качальах 6 сделана Элероны-закрылки отклоняются вниз; поспедств(?мРпНаМ'3аКрь1лкам чага 7, ось вращения которого уклеппеггаР™а ^В°М •'Wxnnenero ры-относящемся к проводке уцлавпетплт Рехплечем рычаге 8, Проводка к элеронам состоит из трубы 9 сектооа°УИ ФИГ’ 218)> р- ’ сект0Ра 10 п тросов. Соеди

www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
нительный трос'12 проходит мимо сектора, а концы прямого 11 крепятся к нему боттами. При неподвижной рукоятке, а следовательно, и трехплечем рычаге 8, движение тяг управления в направлении, л казанном стрелками, влечет за собой отклонение закрылков и элеронов-закрылков вниз из положения I в положение II (схема а) Если закрылки неподвижны, то при отклонении рукоятки в сторону трехплечий рычаг 8 поворачивается вместе с рычагом 7, который одновременно поворачивается относительно трехплечего 8 вследствие того, что один из его концов связан тягой 1 с жесткой проводкой управление закрылками. При работе штурвалом и рукояткой элероны будут одновременно опускаться или подниматься, сохраняя один относительно другого положение, установленное рукояткой.
Несколько схем управления одними элеронами-закрылками были приведены ранее на фиг. 212—215, а совместно с закрылками на фиг. 216—218.
Общий недостаток механической передачи заключается в ограниченности конструктивных форм преобразования движения при изменении его направления и в сложности конструкции.
Самолет не является жесткой конструкцией, и поэтому во избежание заеданий управления при деформациях крыла и фюзеляжа желательно применение стержневых механизмов. Скользящие механизмы не обеспечивают работы при деформациях крыла и фюзеляжа и поэтому применяются очень редко.
Существующие типы гибкой механической передачи не могут быть использованы вследствие больших усилий в управлении механизированным крылом.
ЭЛЕКТРИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
На самолете Вольти V-1AS управление простыми щитками объединено с управлением шасси (фиг. 256). Вращение мотора М через редуктор 1, 2, 3 передается на шестерню 4, свободно вращающуюся на валу 5, на котором имеются две жестко закрепленные шестерни 6 и 7. С этими шестернями могут быть попеременно сцеплены шестерня 8, передающая вращение к шасси, и шестерня 9, находящаяся на валу управления щитками 10. Обе шестерни 8 и0 могут перемещаться по оси валов, с которыми они вращаются. Все шестерни помещаются в коробке передач 11. При отклонении рукоятки переключите гя 12 вверх, мотор включается пальцем 13, находящимся на тяге 14 шестерня 9 сцепляется с 4, и вращение мотора через вал 10 передается на червяк 15. С червяком сцепляется зубчатый сектор 16, сидящий на одной вертикальной оси с ведущим барабаном 17, на котором крепятся концы тросов, проложенных к секторам 18 механизмов управления щитками Тросы, идущие к правому крылу, перекрещиваются за роликом 19, и, таким образом, все секторы 18 при открытии щитков двигаются в направлении к плоскости симметрии самолета. Концы ведущих тросов 20 крепятся на соседних секторах и ведущем барабане 17. Обратный трос 21 крепится на крайних секторах, обходит*крайние ролики 22, проходит через фибровые направляющие
Л. И. С у ттгни—1142—18
273
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
кронштейнов и -закрепляется на ведущем барабане 77 Тросы проводки управления для уменьшения вытяжки имеют диаметр 5 нм
Мотор переключается на прямой или обратный ход” рычагом находящимся на пульте управления. Для ручного открытия щиткор и переключения мотора на подъем шасси рукоятку переключателя 12 отклоняют вниз, в этом случае шестерня 7 сцепляется с 8 а 9 с 6 Вращение мотора через вал 23 и систему конические шестерен пепе-дается на червяки 24. Опускание же щитков вручную производят рукояткой 25, которая через цепь Галля и систему конических ше-стерон передает вращение валу 5 и через шестерни 6 и 9 вату 10 Одновременная работа мотора на щитки и шасси невозможна". Ппи полном открытии или закрытии щитков мотор выключается автоматически в коробке передач. Электрический указатель углов отклонения щитков помещается на приборной доске.
Недостаток электропередачи заключается в большом весе генерал тора, аккумуляторов и электромотора, который для самолета средней величины должен иметь мощность около 1л. с. Для преобразования вращательного движения в поступательное требуется большое количество шестерен и валов. Для безопасности в шикарном отношении приходится применять тяжелую электропроводку. Все это увеличивает вес электрического управления.
ГИДРАВЛИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
• Проводку гидравлического управления обычно делают только на участке от кабины летчика до центрального механизма, откуда к щиткам проводят жесткое управление (фиг. 246 и 247;.
Для спортивных самолетов может быть установлен более легкий центральный механизм и проводка выполнена из труб, работающих
274
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ла кручение (фиг. 257). Центральный механизм состоит из цилиндра 7, вращающего короткую трубу 2, установленную в фюзеляже* Соединение с трубами проводки управления 3, работающими также на кручение выполнено при помощи рычагов 4 и тандеров 5. В кабине размещены распределительный кран 6 и ручная помпа 7.
Стандартное управление Доути (фиг. 258) состоит из помпы 7, распределительного крапа II, цилиндров III к трубопроводов. Двухпоршневая помпа служит одновременно и масляный баком. Длина рукоятки может быть изменена в зависимости от габаритов кабины и усилий. Картер помпы отливается из электрона. В собранном виде
Фиг. 257. Управление щитками легкого самолета «Мерлин».

помпа весит 1,6 кг. Распределительный кран II и IV служит для изменения направления потока масла. На вал рукоятки насажены два эксцентрика. При нижнем положении рукоятки опускается передний двойной шаровой клапан (сечение В—В), й масло, поступающее из помпы через штуцер 4, протекает через нижний шаровой клапан и поступает в цилиндры (сечепие А—Л) через штуцеры 3 Масло, поступающее из цилиндров, входит в распределительный кран через штуцеры 2 и отсюда поступает в бак (сечение В—В) через открывшийся верхний задний клапан и штуцер 7. Если давление в подающей цепи возрастает свыше определенной величины, то передний верхний шаровой клапан сжимает верхнюю пружину и закрывает нижний шаровой клапан Масло из помпы, минуя цилингры механизма, начинает поступать обратно в бак. Масло, поданное в цилиндр механизма, также переходит в бак, и щитки поднимаются. Это приспособление необходимо, так как щитки рассчитываются на прочность, исходя из скорости, меньшей максимальной.
275
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 258 Основные элементы стандартного гпдрав7ичесього управления Доути
j__помпа, II — распределительный кран, III — цилиндр,
ТУ— сечения распределительного крана
276
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 259 Схема проводки гидравлического управления Доути для шасси и щитков
1 — подъемники шасси; 2 — цилиндры управления щитками, 3 — помпа; 4 — бак, б — распределительные краны
Все гидравлическое управление Доути для самолета с полетным весом 4100 кг весит 4,5 кг,
В общей схеме управления Доути для шасси и щитков (фиг. 259) помпа и распределительные краны несколько отличаются от стандартных.
В более совершенной схеме (фиг 260) цилиндры управления шасси 1 и щитками 2 работают в нормальных условиях от помпы^З, соединенной с мотором. Помпа при работе мотора непрерывно перекачивает масло из бака 4 через автоматический клапан 5 и фильтр б обратно в бак.
В кабине летчика имеется рукоятка 7, которая может передвигаться в левый или правый прорез доски 8 и затем вверх или вниз со о тветстве нно по ло же -нию колес и щитков Рукоятка связана тягами 9 с распределительной коробкой 10, к ко то ро й присо ед нняются масло нро воды.
Для опускания щитков рукоятку передвигают из нейтрального по ло жения (указанно го на схеме4 .в правый вырез доски и опускают вни°, тогда распределительная коробка соединяет трубопроводы 11 с 12 и 13 с 74, автоматический клапан б соединяет помпу с трубопроводом 11, и масло под давлением поступает в цилиндр 2, выталкивает шток и открывает щит-ipr Масло, находившее
ся с тругой стороны поршня, поступает в бак, через трубопроводы 13, 14 и фильтр 6. Когда поршень дойдет до конца, автоматический клапан 5 прерывает подачу масла, и помпа опять начинает работать вхолостую. Для подъема щитков рукоятку 7 передвигают вверх по правому вырезу доски. В этом случае трубопровод 13 соединяется с 11, а 12 с 14, Поршень цилиндра 2, а следовательно, и щитки можно застопорить, если перевести рукоятку 7 на середину доски 8
277
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт свспуш руками?!
Если нагрузка па открытые щитки превосходит пасчеттп™ пример при полете Наутах или при пикировании, то попшень труоку 12 вытесняет масло из цилиндра и сжимает воздух в комп?? саторе 1а. Таким образом угол отклонения щитков уменьшается и я динамическая нагрузка остается почти постоянной неают??1 увеличение скорости. Когда скорость уменьшится ’ до величины, щитки под действием сжатого воздуха, 5ахоЕ^И в компенсаторе 15 опять открываются полностью На S поломки помпы 3, работающей от мотора, имеется ручная помпя Д
Во избежание изменений давления масла в систем? изменения температуры распределительная коробка 10 ХЙвд
Фиг. 260. Гидравлическое управление Доути для щитков и шасси с ручной и моторной помпамй.
автоматическим клапаном, регулирующим изменение объема масла. Положение щитков, шасси и костыля отмечается электромеханическим указателем, находящимся на приборной доске.
Система «Нортроп». Смесь, состоящая из одной части спирта п трех частей касторового масла, поступает из бака 1 в цилиндры 2 двухпоршневой помпы (фиг. 261). Из-под правого поршня 3 масло протекает через шаровой клапан 4 и верхний левый клапан 5 распределительно го крана в левую часть цилиндра 8 п выталкивает поршень 9. Клапаны распределительного крана открываются эксцентриками 11. насаженными на вал 7 рукоятки 14. Из правой части цилиндра масло через правый нижний клапан 10 распределительного крана, открытый эксцентриком, поступает обратно в бак или через шаровой клапан г?___ПОд левый поршень помпы 12. Рукоятка управления краном 14
в это время находится в положении, указанном сплошными линиями, а щитки опускаются. Открытие щитков возможно прп скорости, 278
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
меньшей 170 км/час. Если скорость и аэродинамическая нагрузка больше допустимых, то открывается перепускной клапан и масло начинает поступать обратно в бак.
Прп подъеме щитков рукоятка отклоняется в положение, указанное пунктиром, и эксцентрики открывают правый верхний 16 и левый нижний 17 клапаны распределительного крана. Щитки открываются на 45°. для чего необходимо сделать 20 полных качаний рукояткой помпы, при закрывании требуется только 10 качаний.
Фиг. 261. Схема гидравлической проводки Нортроп.
Указатель углов отклонения работает посредством проволоки, заключенной в медную трубку и соединенной с нейтральным механизмом (фиг. 262).
Система Дуглас. В самолете DC-2 проводка к щиткам и шасси сделана от одной ручной помпы. Переключение с прямого на обратный ход делается четырехходовым краном. В систему включен редукционный клапан, препятствующий открытию щитков на скорости, превышающей 160 км/ .ас. Линия высокого давления имеет от-; вод к нижнему концу редукционного клапана, а линия низкого дав-ления к верхнему концу клапана. При нагрузках на щитки свыше j нормы редукционный клапан открывается, и масло уходит в бак. 1 Проводка выполнена из хромомолибденовых нормализованных трубок с внешним диаметром 12,7 мм и толщиной стенок 0,889 мм. '	Движение .цилиндра передается посредством проволоки, заклю-
г	пенной в боуденовскую оболочку, на указатель отклонения щитков,
279
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
помещающийся на приборной доске. В летних условиях система^ заполняется смесью, состоящей из 50% спирта и 50% касторового масла, а зимой соответственно из 70 и 30%.
Фиг. 262. Общая схема управления щитками Нортроп.
у__тяга; 2— тандер; 3 — шарнир Гука; 4 — направ-
ляющая/5 -— маслопроводы; 6 — проводка к указателю лглов отклонения; 7 —масляная помпа; 8— масляный бачок; 9—рукоятка распределительного крана; 10 — указатель угла отклонения.
Гидравлическая передача наиболее распространена в настоящее время Основное достоинство ее заключается в компактности, удобстве проводки и малом весе. К недостаткам следует отнести слож-ность распределительных кранов, а также отказ в работе при низких температурах.
ПНЕВМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
Пневматическая передача может быть осуществлена сжатым п in разреженным воздухом. В обоих случаях необходимы запасные бал-лоны на случай остановки мотора. В случае применения сжатого воздуха запасной баллон п рабочие цилиндры могут иметь небольшой объем, но возникают затруднения с герметичностью сочленений проводки и набивки цилиндров. При вакуумпрогодке запасной баллон и цилиндры должны иметь большие размеры, но зато проводка может быть сделана односторонней и легкой. Пневматическая передача легче гидравлической и надежнее в работе при низких температурах.
Вакуумпроводка. При установке одного центрального цилиндра двойного действия его размеры получаются чрезмерно большими 280
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
даже для легкого самолета (фиг. 263). Рациональнее схема управления с несколькими отдельными цилиндрами, расположенными непосредственно в крыле (фиг. 264). В нейтральном положении за-
Фиг. 263. Вакуумуправлё®ие щитками самолета Майльс «Whi t пеу-Straight».
1—щитки; 2—щитки-компенсаторы.
крылки удерживаются пружинами, которые прижимают поршни к дну качающихся цилиндров. В этих схемах обычно используется вакуум во всасывающих патрубках нагнетателей моторов.
Управление сжатым воздухом. Для уменьшения потерь сжатого воздуха применены два баллона (фиг. 265). Рабочий баллон 2, служащий для отклонения щитков вниз, имеет давление 20 ат. Для подъема щитков и удержания их в поднятом положении служит второй баллон 7, в котором при опускании щитков давление поднимается до 8 ат
Для опускания щитков рукоятку распределительного крана 1 отклоняют на себя. Баллон 2 через трубопроводы 3 и 4 соединяется с верхней частью качающегося цилиндра 5, нижняя часть которого посредством трубопровода 6 соединяется с баллоном 7. Прп подъеме щитков .рукоятку 1 отклоняют вперед, трубопровод 3 закрывается, а трубопровод 4 сообщается с атмосферой. Щитки закрываются под действьем аэродинамических сил и давления под поршнем воздуха из баллона 7.
В данной схеме утечка сжатого воздуха мало вероятна. В полете под большим давлением находится лишь короткий участок проводки от баллона 2 до распределительного крана I.
281
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фнг. 264 Вакуумпроводка управления закрылками с цилиндрами одностороннего действия на самолете Стинсон Риляйант.
1 — пружины, поднимающие закрылок; ? — цилиндр; 3— шаровой клапан с пружиной; 4— запасный ваку-умбак (объем 32 800 слг3); б — рукоятка крана; 6 — вакуумпроводка от мотора.
Фнг 265 Пневматическое управление щитками Потез-63
282
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Указатель 8 помещается у распределительного крапа и соединяется с трехплечим рычагом управления 10 тросом в боуденовской оболочке 9.
ГИДРО-ПНЕВМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ
Гидро-пневматическая * передача отличается от гидравлической тем, что в ней имеется баллон с воздухом, сжимающимся при опускании щитков. Воздушный аккумулятор используется для автоматическою подъема щитков, независимо от работы моторно и или ручной помпы.
Система Месье применяется для управления шасси, щитками и костылем. Разница в управлении щитками и шасси заключается в том, что под действием энергии, накопленной в воздушном аккумуляторе, выпускают шасси, тогда как щитки закрывают
Фиг. 266 Гидропневматическое управление Месье.
I — общая схема управления; 1 — помпа; 2 — автоматический клапан; 3 — распределительный кран; 4— воздушный баллон; б — главный аккумулятор: в— аккумулятор костыля; 7— аккумулятор шасси, 8 — подъемник шасси, 9,—’цилиндр щитков; 10— аккумулятор щитков, 11 — подъемник костыля, II— схема управления щитками.
(фиг. 266). Качающийся цилиндр двойного действия 1 (фиг. 266, II) соединяется с моторной помпой 2 и воздушным аккумулятором 3 Жидкость, поступающая из цплиндра 1 в аккумулятор, проходит через кладан^, проходное отверстие которого регулируется иголкой, укрепленной на поршне 5. Поршень прижимается пружиной к верхнему дну клапана. При поднятых щитках помпа 2 работает вхолостую
283
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
перекачивая масло пз бака 6 через клапан 7 и кран 8 обратно в тот бак. Клапан 7 препятствует возвращению масла из проводки™™! неработающую помпу.	р д через
Для опускания щитков закрывают кран 8 и открывают кран 7/ Масло по трубопроводу 9 поступает в левую часть рабочее цилиндра 1 и одновременно по трубопроводу 10 в клапан 4, попшеив которого, преодолевая сопротивление пружины, передвигает nmS и увеличивает проходное отверстие клаиана. Масло из пабХг! поршня протекает в аккумулятор, сжимая в нем воздух, и oSZaX щиток, после чего кран 5 открывается, а 11 закрывается, и Тми! работает вхолостую.	’ помпа
Для подъема щитков открывают крап 11. Масло, находящееся в рабочем цилиндре, сооощается с баком, а поршень 5 клана™ ™ влиянием пружины прижимается к его дну и уменьшает Годное отверстие. Под давлением сжатого воздуха аккумулятора mS поступает в правую часть рабочего цилиндра и через краны 1118 ™ тесняет в бак масло, находящееся ио другую сторону от поршня Кран 11 должен иметь редукционный клапан на тот ХЛТ давление на щиток превысит расчетную величину. При уве^ченп» скорости и давления на щиток редукционный клапан открьХтоя и угол отклопения щитка автоматически уменьшается до тех пока давление в системе не будет нормальным	°Р>
Управление кранами производится одной рукояткой распредели тельного крана, помещающегося в кабине (фиг 266 А р	РЛл 11
Система Локхид отличается от предыдущей' тем,’ что кроме по торной помпы 1 имеет ручную 2 (фиг. 267), а управление постедством пневматических аккумуляторов 3 в нормальных условияхТХХ дится лишь тормозами, вооружением, дверями и V л Пп!Г™!Г лении течи в любой из проводок автоматический клапан 4, дамешаю’ щпися в основании бака 5, выключает агрегаты- работающие o?S-кумулятора. Для выпуска шасси имеется спепияпкиоо Г ! ~ к проводка 6. Таким образом в случае прострела какого-нибудь участка нормального управления, посадка может быть произвело™
Моторная помпа 1 нормально создает давление от 25 8 до 6а,3 кг/cu , но может быть форсирована до давления 112 5
При большем давлении открывается редукционный клапан и жидкость перекачивается обратно в бак, не попадая в cncreJv TbSL изготавливаются в трех вариантах, отличающихся размХми^ дачей. Температура выходящего масла не должна превышать б!° Помпа представляет чрезвычайно точный механизм и исправно па' ботает лишь на масле без механических примесей исп₽авн0 ₽а'
Ручная помпа 2 — двойного действия. Подача за полный ход равна 9,85 см3. Давление без чрезмепных тт„ dd полный ход
ЧПРРЛРНО ПО 119 ^,/. 2 чрезмерных у силии на рукоятке может ? чТ Д Д Д	‘ ВеС U0MHbI с рукояткой средней длины
х > tyO /Со «
Распределительный кран 7 не требует особенного внимания или раооте. После того как рукоятка передвинута, она остается вижной до окончания операций, после чего автомаХски возвра-
284
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
йшется в нейтральное положение. Во всякое время операция может быть приостановлена или же произведена в обратном направлении путем передвижения рукоятки.
Краны изготавливаются двух- п трехходовыми, причем веса их соответственно равны 3,27 и 4,31 кг.
Контрольный клапан 8 представляет собой автоматический замок, которым можно запереть цилиндры щитков 10 при любом их положении. Через контрольный клапан масло со стороны низкого давления цилиндров возвращается в систему. Вес контрольного клапана 1,25 ке.
Фиг. 267. Гидро-пневматпческое управление Локхид.
Аварийный кран 9 служит для управления выпуском шасси в случае выхода из строя основной проводки 11. При по мощи аварийного крана ручная помпа соединяется с аварийной проводкой 6 выпуска шасси. Аварийный кран полностью компенсирован гидравлически, и для его открытия требуется ничтожное усилие.
Кроме перечисленных деталей в системе имеются следующие* кран-переключатель 12 для зарядки воздушных аккумуляторов от ручной помпы; манометр 73: автоматический клапан 14, выключающий аккумуляторы после их зарядки: клапаны 15, пропускающие масло для зарядки аккумуляторов лишь в одном направленип: проводка 16 к тормозам- вооружению, дверям и т. д.
Гидро-пневматическая передача может быть признана наиболее надежной из имеющихся в настоящее время передач.
285
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ДЕТАЛИ УПРАВЛЕНИЯ
Указатели углов отклонения могут бытт.
трическимп, электро-механическими и гидравлическими CKMH’ Элек‘
Указатели монтируются пли вместе или отдельно от укачатепян положения колес убирающегося шасси Один обптпи >Казателеи ’удобнее, так как при посадке внимание летчика сосгХ ^казатель на одном приборе. Желательно, чтобы по указателю мож^бы^ вплеть не только конечные положения щитков	Жно было
ков, но и углы их отклонения, что особенно важно Для взлета^НаГ более удобно размещение указателя на приборной доске Н
ХбастоЗое колесе |\
Зеленая
Фиг. 268. Электромеханический указатель Доути.
j_показания при посадке (зеленые лампы показывают, что шасси
и костыль опущены и заперты); II—показания в горизонтальном полете (красные лампы показывают, что шасси и костыль подняты и заперты).
В электромеханическом указателе Доути (фиг. 268) положение и перемещение колес шасси AAlf костыльного колеса В и щптков СС фиксируется указателями, напоминающими по форме и движению эти части самолета. Указатели положения щитков вращаются о ко то горизонтальной оси. Проводка щт колес и щитков выполнена при помощи троса в боуденовской оболочке. На указателе имеется шесть световых сигналов I). Четыре крайние показывают положения правого и левого колес шасси, а два верхних средних—положение хвостового колеса.	”
Проводка к механическим указателям выполняется из тросов в боуденовской оболочке, проволоки в медных трубках или яге ревео-спвной гибкой проводки, работающей не только на растяжение, но и на сжатие при небольших усилиях. Проводка «Rollet» состоит из жестких тяг с зубчатыми рейками и шестеренок, при помощи которых передача движения может быть выполнена под любым углом (фпг. 269). Проводка «TeleUex» (фиг. 2/0) выполнена из троса', об-283
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
мотанного тонкой проволокой, поверх которой намотана толстая проволока в тех местах, где происходит зацепление проводки с ведущими шестеренками.	t
Размеры подъемников при гидравлическом и пневматическом управлении подбираются в зависимости от давлений в системе и усилий, необходимых для открытия крыла. Подъемники центральных
Фиг 269 Проводив «Rollet».
механизмов больше по размерам, чем отдельные цилиндры, размещенные в крыле. При увеличении количества цилиндров их размеры уменьшаются, по в этом случае должны быть приняты меры для обеспечения синхронности работы. Увеличение количества цилиндров свыше двух, по одному для каждого крыла, из указанных соображений нежелательно.
287
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 270. Проводка «Teleflex».
Фиг
271-
подъемнпк

центрального механизма DC-2-
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
В конструктивном отношении подъемники крыла аналогичны подъемникам шасси и близки к амортизационным стойкам шасси (фиг. 271). Поршень подъемника имеет двойную набивку, вследствие чего можно подводить масло или воздух с обоих концов цилиндра.
ВЫВОДЫ
Па основании рассмотренных типов управления можно сделать следующие выводы.
1.	Автоматическое управление возможно для предкрылков, закрылков и комбинации предкрылков с закрылками. Во всех остальных случаях неизбежна установка специальной рукоятки или штурвала.
2.	Идеалом в отношении использования механизированного крыла для взлета и посадки является управление, так же быстро реагирующее на отклонение специальной рукоятки, как нормальное управление рулями высоты и элеронами.
3.	Подобное управление особенно желательно для самолетов с малым избытком мощности и возможно на спортивных самолетах с закрылками и щитками, имеющими аэродинамическую компенсацию. Управление может быть выполнено по типу ручного, причем отклонение специальной рукоятки через систему рычагов и тяг влечет за собой открытие или закрытие механизированного крыла.
4.	Для самолетов среднего и большого тоннажа приходится, с целью уменьшения усилий, вводить в систему управления механическую, электрическую, гидравлическую или пневматическую передачи. В этих случаях значительно возрастают время открытия и закрытия крыла, усложняется управление и увеличивается его вес.
5.	Механическая передача, необходимой частью которой является самотормозящийся винт и шестеренки, в настоящее время, в целях ускорения работы, комбинируется с электромотором.
6.	Электрическая передача, вследствие большого количества шестерен, червяков, а также веса мотора, аккумуляторов, генератора п проводки, является наиболее тяжелой по весу. Достоинство этой передачи заключается в независимости ее работы от температурных условий и простоте аварийной проводки.
7.	Гидравлическая передача компактна, имеет простую проводку, но может выйти из строя при низких TeMnefShypax.
8.	Пневматическая передача легче гидравлической и надежнее в работе при низких температурах, но при больших давлениях представляет трудности в отношении герметичности, набивки цилиндров и распределительных' кранов.
9.	Гидро-пневматическая передача с пневматическим аккумуляторам лучше в отношении надежности работы по сравнению с гидравлической утечка воздуха при этой передаче мало вероятна.
10.	Для всех систем передачи должно быть предусмотрено аварийное открытие механизированного крыла при выходе из строя нормального управления. Посадка с закрытым крылом, вследствие большой скорости, возможна лишь на хорошо оборудованные площадки.
Л. И. Сутугин—1142—19	289
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
11.	Расчет на прочность элементов механизированного крыла, расположенных на задней кромке, производится для скорости' меньшей Ртах- Вследствие этого необходимо предусматривать в системе управления приспособление, автоматически уменьшающее углы отклонения при увеличении скорости полета по сравнению с расчетной.
12.	При выборе той или иной системы управления механизированным крылом необходимо учитывать ее выгодность для управления уборкой шасси и т. д. Управления крылом и шасси должны быть объединены в одну общую систему.
'www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ГЛАВА XI
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
ВЫБОР ОСНОВНЫХ РАЗМЕРОВ МЕХАНИЗИРОВАННОГО КРЫЛА ДЛЯ БИПЛАННОЙ КОРОБКИ
Выбор основных размеров механизированного крыла, углов отклонения, а также наивыгоднейших положений в случае билланной коробки ничем не отличается от выбора размеров для мононланных крыльев. В отношении размещения элементов механизированного крыла по размахам отдельных крыльев бипланная коробка представляет некоторые особенности.
Предкрылки, закрылки, подкрылки или щитки дают максимальное приращение Су при размещении по всему размаху верхнего и нижнего крыльев. При установке предкрылков по всему размаху обоих крыльев никаких препятствий не встречается. Что же касается закрылков, щитков и подкрылков, то при размещении их по всему размаху верхнего и нижнего крыльев значительно усложняется вопрос поперечного управления. Наиболее просто этот вопрос решается при установке элеронов-закрылков на верхнем крыле или же свободных элеронов с большим удлинением на нижнем крыле.
Значительное упрощение конструкции и все же ощутительное увеличение1Пах, казалось бы, можно получить при механизации большего по площади верхнего крыла. Однако в этом случае опять возникает существенное затруднение с поперечной управляемостью, так как трудно создать элероны достаточной мощности на одном лишь цижнем крыле. Кроме того, при установке закрылков и щитков на верхнем крыле неизбежны вырезы их в центроплане для улучшения обзора при посадке и понижение эффективности.
Работа крыльев бипланной коробки существенно отличается от их работы 'без учета взаимного влияния (фиг. 272). У верхнего крыла I разница по сравнению со случаем его работы как моноплана заключается в понижении СУг на всех углах атаки, но Cyt все же больше, чем Су бипланпоп коробкп в целом (на фиг. 272 даны коэфи-циенты Сп). Су2 нижнего крыла II значительно уменьшается на всех летных углах, а критический угол атаки увеличивается по сравнению как с изолированным крылом, так и с бипланом.
291
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На основании указанных соображений можно сделать ряд заключений о наивыгоднейшем размещении элементов механизированного крыла по размаху отдельных крыльев коробки.
1.	Концевые предкрылки целесообразно ставить лишь на верхнем крыле. В этом случае можно затянуть срыв потока верхнего
крыла и всей коробки до углов нижнего
Фиг. 272. Сп изолированных (верхнего I и нижнего II) крыльев с учетом их взаимного влияния.
----изолированное крыло. ----- крыло в бипланной коробке.
ГН — Сп изолированных крыльев, отнесенный к суммарной площади и Сп бипланной коробки.
крыла.
2.	Щитки, подкрылки и закрылки рациональнее размещать на нижнем крыле по всему размаху. В этом случае акр нижнего крыла несколько сдвинется на меньшие углы, Су тах верхнего и нижнего крыльев сблизятся и дадут некоторое дополнительное повышение Сушах всей коробки.
8.	На верхнем крыле для размещения- закрылков или щитков можно использовать часть размаха между вырезом центроплана и внутренними концами элеронов или элеронов-закрылков.
Для определения зависимости приращения Сушах от размещения щитков по размаху крыльев биплана в МАИ была исследована модель полутораплана с фюзеляжем и вертикальным оперением •(фиг. 273).
Вариант А имел коробку с нормальными крыльями. При варианте В для поперечного управления предполагается устройство элеронов-закрылков. В варианте С нормальные элероны размещались на верхнем крыле и занимали 50% его размаха. У варианта D элероны были расположены на верхнем и нижнем крыльях и занимали но 30% их размахов.
Зависимость Сушах» ЛСутах И К ОТ полусуммы размахов щитков выражается для схем А, В, D кривой с вогнутостью, направленной вверх, а не вниз, как па монопланном крыле (фиг. 83У Вариант С выпадает, что указывает на большую эффективность его по сравнению с I). Несмотря на то, что в варианте I) щитки влияют на большую часть пло-
щади коробки, чем у варианта С, повышение С'угаах в последнем случае больше.
292
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 273. Влияние на С тах длины щитков и размещения их на крыльях биплана в присутствии фюзеляжа. >
Су гаах отнесен к геометрической площади крыльев. 1щ — полусумма расстояний между наружными концами щитков как при перерывах, так и без перерывов в них, выраженная в процентах от размахов.
I'
293
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками
Таким образом в случае установки па бипланной коробке нормальных элеронов максимальное приращение Сутах можно получить при размещении щитков по всему размаху нижнего крыла и на свободной от элеронов части размаха верхнего крыла. Этот вариант, по всей вероятности, эффективнее для других типов механизации и в отношении поперечной управляемости.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЕЛИЧИНЫ НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА СО ЩИТКАМИ ПРИ РАЗЛИЧНОМ ПОЛОЖЕНИИ ЕГО ОТНОСИТЕЛЬНО ФЮЗЕЛЯЖА
Современные самолеты вследствие применения механизации имеют небольшую поверхность крыльев, и величина участка центроплана, непосредственно занятая фюзеляжем или находящаяся над ним, составляет довольно большой процент от геометрической поверхности или поверхности изолированного крыла.
Для получения минимальных расхождений с исследованиями всего самолета, правильного выбора размеров крыла и всего самолета, необходимо уточнить вопрос о проценте подфюзеляжной или надфюзеляжной площади крыла, которая может быть введена в расчет Т^пос с тем же Сушах, как и изолированное крыло. По этому вопросу уже имеется ряд исследований для обычных крыльев без щитков, закрылков и подкрылков.
Наибольший практический интерес представляют крылья со щитками. Крылья с закрылками и подкрылками в отношении работы подфюзеляжной части весьма близки к крыльям со щитками. Предкрылки у современных самолетов ставятся лишь для повышения поперечной устойчивости на малых скоростях, располагаются на концах крыла и на величину СутаХ почти не оказывают влияния.
Влияние подфюзеляжной и надфюзеляжной части крыла было исследовано для крыльев I, II и III при верхнем и нижнем расположении их относительно фюзеляжа (табл. VII). За исходные данные принята подъемная сила изолированного крыла:
о ____ р! 2/->	о	...
Л1у из — g °из-
При тех же размерах, размещении и углах отклонения щитков проведены исследования всего самолета без горизонтального оперения и получена подъемная сила
Т> __ Z4 о
пу с —	с °113’
Величина Сус в этом случае также отнесена к поверхности изолированного крыла.
Фюзеляж, кроме того, исследован отдельно и его коэфициенты отнесены к площади миделя f (фиг. 274)
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ф
Подъемная сила крыла в присутствии фюзеляжа
При подсчетах посадочной скорости подъемную силу крыла в присутствии фюзеляжа удобно выражать в виде
Ry =	(*^ьон 4“	(3)
Фиг 274. Су и Сх изолированного фюзеляжа с вертикальным оперением (мидель фюзеляжа 0,0045 ле2; V 33 м/сек)
где Су из— Сушах изолированного крыла с таким же размещением щитков, как у самолета;
&нон — площадь крыла, находящаяся вне фюзеляжа;
— площадь крыла, занятая фюзеляжем;
ф — коэфициент использования, учитывающий долю подфюзеляжной части крыла, работающую с тем же Сушах» как и изолированное крыло.
265
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
-А	*
На основании выражений (2) и (1) приращение подъемной силы вызванное влиянием фюзеляжа по сравнению с изолированным крылом, будет равно
Д7?,. = Пупз = £>~ *^из (Суиз 4“ о Су ф Сус \	(4)
**	"'	\	^из	/
На основании уравнений (3) и (1) приращение подъемной силы может быть представлено в другом виде
= "2~ Су из 5ф (1 — ф).	(5)
Из уравнений (4) и (5) определяем ф:
I ____ f  гч	J - г ( ^Ф
У С е Ф ‘ у из \ с<
Аиз	\°из
Г _Ф.
У из о °из
Следует отметить, что величина Суф, и без того незначительная еще более уменьшается при отнесении ее к площади крыла (, а потому может быть исключена при подсчете
Приведенный способ определения коэфициента ф весьма приблизительный, хотя бы уже потому, что определение бутах может иметь ошибку от ±1 до ±2%. При подсчете по двум опытам, которые имеют разбежку в разные стороны, ошибка уже удваивается
Результаты подсчета для трапецевидного крыла 1 обработаны в виде графика (фиг. 275) При высокоплане (вариант С) с перерывом щитков у фюзеляжа ф > 1,0 (для 1Щ > 15%/к) и больше, чем в низкопланах (варианты А и В), но ф < 1 для 1Щ < 15% ZK:
для высокоплана без	щитков	ф = 0,888
»	»	при	1Щ = ZK — Ьф	ф = 1,385
»	»	»	/щ = 0,7/к — Ьф	ф= 1,375
»	»	»	— 0,5/к — Ъф	ф= 1,260
Уменьшение подъемной силы высокоплана без щитков по сравнению с изолированным крылом объясняется тем, что фюзеляж закрывает нижнюю поверхность крыла. При открытых щитках фюзеляж заполняет перерыв между ними, в результате чего верхняя часть профиля работает лучше и, несмотря на потерю вследствие неработающей нижней части, подъемная сила высокоплана больше, чем у изолированного крыла с таким же перерывом щитков в центроплане.
Уменьшение подъемной силы низкоплана сравнительно с изолированным крылом и высокопланом объясняется тем, что в данном случае не работает более эффективная верхняя поверхность крыла. Для исследованных вариантов низкоплана без перерыва щитков под
296
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг 275 Величина коэфициента ф, учитывающего работу участка крыла, занятого фюзеляжем при верхнем и нижнем положениях.
А — низкоплан без перерыва щитков под фюзеляжем; В — низкоплан с перерывом щитков под фюзеляжем, С— высокоплан’с перерывом щитков над фюзеляжем, D — изолированное крыло
Подъемная сила крыла в присутствии фюзеляжа
pF2
-Ry =	^кон + ^фФ)>
где 8ь0н — площадь крыла вне фюзеляжа, 8ф — площадь крыла, занятая фюзеляжем; ^уизщах— коэфициент подъемной силы изолированного крыла с таким же размещением и длиной щитков, ?щ — расстояние между наружными концами щитков как при перерыве, так и без перерыва их у фюзеляжа
297
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
фюзеляжем (Л) и с перерывом щитков, равным ширине фюзеляжа (В) по подсчету получились следующие результаты:	' ”
для низкоплана без щитков (А и В) ф = 0,50				
»	»	при	/щ = ZK (Л)	Ф = 0,972
»	»	»	/щ = 0,7 ZK (Л)	ф 0,820
		»	^m“0,5ZK (?1)	ф'^ 0,720
	»	»	{В)	ф = 0,967
»	»		Zm — 0,7 ZK Ьф	(В) ф = 0,920
»	»		Zm = 0,5 ZK Ьф	(В) ф = 0,860
Аналогичный закон изменения ф получается по подсчету для тпа пецевидного крыла II, имеющего прямоугольный цевдроплан а' также для прямоугольного крыла III (табл VIII) Ц итроплан, а
Обращает на себя внимание эффективность крыла при вепхпеи расположении его относительно фюзеляжа. Это крыло Йпг 97л™ при общей длине щитков („=&% ш,е« с’“ "Д’Й 2.7\-и,™ ’ ’“ЛТп XUT’P"“M“OrO Крша с U ,Ш„-раамахуХ перерыва, с““ 2“1Т”’	~ в<«У
В Общем коэфициент ф увеличивается при увеличении длины шит ков как па низкоплане, так и на высокоплане. Величина ТХи™ мому, не зависит от основных параметров исходного профиле yS-вии исследования.	и уело-
В стадии эскизного проекта, когда еще нет исследований модели всего самолета, уже приходится намечать поверхность крыла и=я из заданной посадочной скорости, полетного вега и г исходя может быть получен при данном размещен™ и Типе меЫанХипРЫй
Вес в полете может быть подсчитан с достаточной дляпрактиче ских целей точностью на основании статистических датамХоле' тов с однотипной механизацией крыла.	д х самоле“
Для определения Cvmax низкоплана и высокоплана с киылом произвольной формы в плане можно наметить следующий попТок по д счете в.	A у	по рядо к
1.	Определение верхних точек кривой С„ = f(a) выбпаппп™ „ лированного крыла по данным прямоугольник крыльев должно производиться при Re, соответствующих условиям посадки да^гого самолета. Если условия исследований прямоугольникомль№ не соответствуют условиям посадки, то необходим ввести попшвХ па ДС9тах (1) исходного профиля по графикам, приведенным на фиг Vo Существующий предварительный метод построения Хяры Jmnene-видных крыльев с переменной относительной толщиной по SX прямоугольного крыла, имеющего относительную толщину = ветствующую сечению трапецевидного крыла в месте тзмёщедия его средней хорды, дает заниженные величины Сутах Им исХо-вании трех крыльев МАИ (табл. VII), построенных по указатаому
298
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
принципу, получились следующие результаты для изолированных крыльев без щитков:
трапецевидное крыло I имеет ..........Сушах = 1,4,
трапецевидное крыло II (с прямоуголь-
ным центропланом) имеет ............Сушах = 1,33,
прямоугольное крыло III имеет . . . - • Сушах — 1,09.
2.	Построение верхних точек кривой Су = f(a) выбранного изолированного крыла при механизации его по всему размаху можно сделать, определив ACymax (2) на основании имеющихся исследований профилей с одинаковыми или близкими основными параметрами, независимо от условий испытания, но желательно при Be > 1,1 • 10е. Довольно существенно также определить вид кривой Cy=f(a) около акр, пользуясь указанными в таблице XVII схемами.
3.	При переходе к поляре самолета необходимо ввести поправку на влияние фюзеляжа как для обычного крыла, так и крыла механизированного по всему размаху. Су шах изолированных крыльев в обоих $нон Ф
случаях необходимо умножить на отношение--------=------» тогда по-
*^из
лучим
Су с = Су из НПНо---— ПРИ Лц = И /щ — О,
° из
а также ACymax (з> для самолета, механизированного по всему размаху крыла
i	АСу шах (3) — Су с	* —Сус
I
4.	После этого можно определить влияние фактического размаха средств механизации, причем величина ACymax, полученная по графикам (фиг. 89 и 90), должна быть исправлена умножением на коэ-! фициент (f = ~д/,vma—-- , т. е.
'	^у max (0)
длг	„ АГ ЛСДтах(3)
°C/у max (4) —	max	г
^ьу max (0)
где АСутах(О) — приращение Су max для моделей крыльев МАИ вместе с фюзеляжем и вертикальным оперением при размещении щитков по всему размаху:
Для трапецевидного крыла I при нижнем
„	расположении и без перерыва щитков
I	У фюзеляжа, ..........................У	Су шах (0) = 0,820,
I То же при перерыве щитков у фюзеляжа АСутах(о) = 0,785.
®	. То же при верхнем расположении крыла ДСутах(О) = 0,825.
5.	Кроме перечисленных поправок Сушах» весьма существенны поправки на вЛияние земли и на влияние балансировки самолета - при посадке.
I	' 299
•-ia.spb.ru - СЖмолёт
своими руками?!

' fa --$0°
140 7,20 too ООО ООО
---—__	чн23/08^
О A F 48 0ст=75%J	J
-ю
0,40’
020'
“ F^7,O2 */О$ “ /? =3,20*70#
70 75 20 23 30oC°
Фиг. '276. Изменение акр и Cffmax в зависимости от /Ве и режимов обтекания профиля RAF-48 со щитком по всему размаху.
200
7,80 too
К сожалению, имеющихся материалов далеко не достаточно для того, чтобы при предварительных подсчетах можно было с достаточной точностью определить Сутан. для любого крыла и подобрать несущую поверхность без ошибок. Для уточнения вопроса необходимо исследование ряда моделей самолетов и их изолированных крыльев.
ВЫБОР СТОЯНОЧНОГО УГЛА САМОЛЕТА
При продувках моделей, а также испытаниях в натуру, наблю даются два режима обтекания крыла, отличающихся как величиной
Су шах» так и критическим углом атаки аир (фиг.276).Верхняя ветвь кривой Cy—f(a.) (первый режим обтекания) получается при увеличении угла атаки до-критического. Нижняя ветвь (второй режим обтекания) может быть получен при уменьшении угла атаки после перехода его за критический.
Это явление значительно резче протекает у крыльев с закрылками и щитками и наблюдается даже на углах атаки, при которых у исходного профиля имеется лишь один первый режим обтекания. Разности акр отдельных режимов обтекания доходят до 2—5°, а разность в величинах бугпах ДО 0,15. ПрИ ОТКРЫТЫХ щитках и закрылках падение Сутах . после достижения а„р происходит более резко-
чем у исходного профиля. Обычно в протоколах продувок даются величины Су, относящиеся к 1-му режиму обтекания, но это не значит, что 2-й режим отсутствует.
Для того чтобы избежать проваливания самолета, при выравнивании перед посадкой, необходимо ориентироваться на 2-й режим обтекания и из этого условия выбирать стояночный угол самолета. 300
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Стояночный угол, образуемый хордой крыла с поверхностью земли при стоянке самолета на трех точках, следует брать на 2—3° меньше посадочного угла атаки, соответствующего max при первом режиме обтекания.
У старых самолетов, имевших небольшую максимальную скорость при положительных углах атаки,' часто делали положительный угол заклинения крыла а = 2—3° относительно оси фюзеляжа, ориентируясь на крейсерскую скорость. В этом случае при полете на Fmax фюзеляж располагался под небольшим углом к направлению потока, и лобовое сопротивление его равнялось или было близко к минимуму. Положительный угол заклинения крыла позволял, кроме того, применять шасси с минимальной высотой даже для длиннохвостых самолетов.
У современных самолетов Fmax соответствует нулевому или отрицательному углу атаки порядка —0,5° и —1,0°. Фюзеляж обычно ориентируют по потоку также при полете на крейсерской скорости и чаще всего делают нулевой угол заклинения. Необходимая величина стояночного угла может быть получепа в основном путем подбора высоты шасси.
Минимальная высота шасси определяется из необходимости зазора 250—300 мм между концом лопасти винта и землей при горизонтальном положении оси самолета. Это требование при необходимой величине стояночного угла обычно легко выполняется лишь для ко ро тких само лето в.
Увеличение стояночного угла при минимальной высоте шасси и выбранной длине самолета до некоторой степени возможно за счет подтема хвостовой части фюзеляжа. Верхняя образующая фюзеляжа при виде с боку может быть в пределе параллельной осп самолета, которая обычно проводится через ось вала мотора. Фюзеляж подобной формы, очевидно, имеет больший Сх, чем фюзеляж, симметричный относительно продольной оси.
Увеличение высоты шасси по сравнению с требуемым минимумом связано с увеличением веса, а для неубирающихся шасси, кроме того, еще и с возрастанием лобового сопротивления.
Выбор стояночного угла при механизированных крыльях усложняется большим количеством возможных комбинаций отдельных элементов и вариантов их размещения до размаху крыла, а также отсутствием исчерпывающих исследований этого вопроса. Наилучшим типом механизированного крыла в отношении величины стояночного угла следует признать тот, который позволяет применять шасси с минимальной высотой.
Крылья с предкрылками по всему размаху не получили широкого применения по целому ряду недостатков, из которых одним из наиболее существенных является необходимость установки высокого шасси вследствие больших величин акр. При механизации задней кромки крыла и исследованиях на малых R?, акр уменьшается по ‘Сравнению с исходным профилем, при переходе же к условиям посадки Дакр можно считать равным нулю.
301
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Таким образом выбор стояночного угла для наиболее распростпа-ненных механизированных крыльев может быть сделан по исследованиям крыла с исходным профилем.	" А
ВЫБОР РАЗМЕРОВ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
отклонении закрылков, щитков
подкрылков центр
давления перемещается к задней кромке, и момент крыла увеличивается- Для простых Щитков, расположенных по всему размаху ппямо угольного и трапецевидного крыльев, величина коэфициента 1 1 •	момента относительно передней
кромки выражается общей для всех механизированных крыльев формулой:
flut‘60’ бщ
ся0(Р) ~\0,40
Фиг. 277- Зависимость
С/По (р)от размаха щитков на прямоугольном крыле при ₽ = 60°.
Ст (₽) ~ Ст* (р) + тпСу, где Ст (₽) — коэфициент момента при данном Су и угле отклонения р;
Стл (₽) — коэфициент	момента
при угле отклонения щитков ₽° и С1} = 0;
dCm т i^const ~ Для исходного профиля (при ₽ = 0°).
Коэфициент Сщдз) при ширине щитков 20—25% может быть приближенно выражен через
СщАе)= Ст0^= о°) + 0,0039рщ. (1}
Таким образом для данной величины Си и соответствующей величины 3° имеем	.
С„, И = С„. (! = «•> + 0,0039 + тС..	(2)
Переменный член этен, выражения ОЛО39 Й,	®
углов р 40°. Для больших углов ОН может оыть принят по СТ°Величину С^^можнТсчитать примерно пропорциональной длине простых щитков" (фиг. 277). Для щитков Цап величина Ст (₽) растет пп Хе сдвига их к задней кромке и с увеличением углов от-по мере д -	после чего начинает уменьшаться. Для
клонения до р 45—50 , после чего	г коэАппиент
тпптков шириной 30% Ьк при сдвиге на 30/о бк и ьо коэфициент ппи 9° в выражениях (1) и (2) равен примерно 0,0066 и для р — 50 составляет около 0,0086, т. е. почти в два раза больше, чем у простых ^Пеличина коэфициента момента для крыла с подкрылками Фау-лер^вКларк У. отнесенная к	расположенной на
25% Ък от передней кромки, дана на фиг. 123.
302
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При отклонении щитков, закрылков и подкрылков возникает* дополнительный пикирующий момент, который при обычном крыле потребовал бы значительных отрицательных углов отклонения стабилизатора. При механизированных крыльях часто достаточно отклонения вверх одного руля высоты при неподвижно закрепленном стабилизаторе, что объясняется увеличением скоса потока у оперения.
Увеличение скоса потока равноценно перестановке стабилизатора на отрицательный угол и сопровождается дополнительным каб-рируюшим моментом горизонтального оперения. В зависимости от величины угла скоса дополнительный момент горизонтального оперения может быть равен, больше или меньше дополнительного пикирующего момента крыла.
Отклоненные щитки, кроме скоса потока, создают и неблагоприятное для горизонтально го оперения торможение скорости в зоне, расположенной за крылом. Торможение еще более усиливается при планировании с винтом, вращающимся под действием набегающего потока. Величина торможения обычно выражается отношением Vo/V2, где %— скорость потока за крылом» а V — скорость свободного потока.
Распределение углов скоса е и Vo/V2 за к]$ылом самолета Фейр" чальд F-22 было исследовано NACA в плоскости, параллельной плоскости симметрии и проходящей от нее примерно на расстоянии четверти размаха (фиг. 278)-
Для определения изменения эффективности горизонтального оперения в зависимости от его положения по вертикали и по оси самолета на диаграммах нанесен ряд возможных положений центра давления оперения и для них в таблице XXVIII помещены величины г и Vo/И2. По направлению хорды крыла отложены длины плеча горизонтального оперения f— 2,5—3,0 Ък . Положение центра тяжести принято равным 30% хорды крыла,'а центра давления горизонтального оперения на 25% хорды оперения. Крайние положения горизонтального оперения по перпендикуляру от хорды крыла приняты: вверх + 50% и вниз — 20%	.
Таблица XXVIII
Величины £ и V2/F2 для восьми вариантов положения центра давления горизонтального оперения
у в частях хорды крыла Ьк	/=2,5ЬК			[тками	/=зьк			
	Без щитков		Со ЩЕ		Без щитков		Со щитками	
	е	FJ/P2	е	F^/F2	г	Р^/Р2	£	Fo/F2
+ 0.5 + 02 0 — 0,2	7,25 7 60 68 6,0	1.0 0 86 1,0 1.0	14,0 15,0 12 5 10,0	10 0.91 0,71 0,74	6.4 63 60 5,3	0.90 0 91 0 99 1,00	13 0 12.0 10 80 9,5	1,0 0,90 0.75 0,80
зоз
о
И. Су туг ин—1142—20
Фиг. 278. Углы скоса г и торможение потока 7о/72 за крылом самолета Фейрчальд F-22 (7Щ= 82,3 7К, перерыв щитков в центроплане 9,23% bit, Ьщ = 20% Ък ? 0 =60°).
I — за крылом с открытым щитком; II— за крылом с закрытым щитком.
I
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
При одинаковых расстояниях от центра тяжести f и от хорды крыла у условия работы оперения приоткрытых и закрытых щитках существенно о тличаются
‘ Скос потока при открытых щитках для оперения, расположенного на 50—20% Ьк выше хорды крыла, увеличивается примерно на 100% п в меньшей степени для оперения, находящегося па одном уровне с хопдой крыта. При опускании оперения угол скоса уменьшается как при открытых, так и при закрытых щитках, йо все же’скос больше при открытых щитках.
Торможение потока при открытых щитках увеличивается (Fq/F2 уменьшается) при опускании оперения из верхней точки до хорды крыла, а при дальнейшем опускании начинает уменьшаться
Таким образом чем выше можно разместить оперение, тем лучше оно работает, однако, подъем оперения вызывает обычно уменьшение базы его крепления к фюзеляжу и необходимость постановки подкосов.
Торможение потока изменяется сравнительно в небольших пределах и поэтому имеет меньшее влияние на выбор размещения оперения, чем угол скоса
Угол скоса выражается формулой
£° = 57,°-— Я.
ТьА
Коэфициент Н учитывает расстояние оперения от крыла в направлении хорды и перпендикулярно к ней, форму крыла в плане, дтину и размещение механизированной части крыла по размаху х.
Гру бую прикидку величины скоса потока при плече горизонтального оперения f, близком к полуразмаху крыла можно сделать по указанной формуле, приняв Н = 0,9-
е° = 57,3 -^0,9. тел
Подставляя в эту формулу данные самолета Фейрчальд F-22, при отклоненных щитках (а =17,6°, Су= 2,05, к ^6,7,	ЗЬК),
получаем е = 10,1°. Из таблицы XXVIII (для f = 371к или f= ) видно, что полученная величина угла скоса весьма близка к действительности
Необходимо иметь в виду, что при перерыве щитков в центроплане крыла величина угла скоса уменьшается Это обстоятельство имеет существенное значение для балансировки самолета при планировании с открытыми щитками. На практике имели место случаи, когда при перерыве щитков центроплана и малых углах отклонения стабилизатора вниз момент оперения был недостаточен для
1 Графини, облегчающие подсчет скоса потока, имеются в работе авторов этой формулы И В Остославского и М П Могилевского (Труды ЦАГИ, выпуск 312), а также в I томе «Справочника авиаконструктора>

306
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
посадки на ури точки, вследствие недостаточной величины угла скоса и силы, действующей на оперение сверху вниз.
Иногда, при отсутствии перерывов механизированного крыла в центроплане, наблюдается появление кабрирующего момента Самолет стремится увеличить угол атаки, несмотря на перемещение центра давления назад. Здесь уже имеет место значительное увеличение скоса потбка у оперения» вследствие чего дополнительный вибрирующий момент хвостового оперения относительно центра тяжести получается болыпе, чем дополнительный пикирующий момент крыла. Отклонение руля высоты вниз может оказаться недостаточным для балансировки самолета, и потребуется увеличение угла установки стабилизатора.
Как в том, так и в другом случаях посадка и вынужденный полет на второй круг значительно усложняются, потому что летчику приходится одновременно управлять механизированным крылом и стабилизатором. Общее управление крылом и стабилизатором оказалось на практике неудобным, вследствие того что необходим переключатель, и передача должна меняться в зависимости от режима полета. При ручном управлении, кроме того, требуются большие усилия.
Для того чтобы избежать установки стабилизатора, управляемого } полете, необходимо учесть влияние перерывов в щитках центроплана и в случае необходимости сделать перерыв щитков под фюзеляжем или же устранить или уменьшить имеющийся перерыв Можно увеличить мощность рулей высоты при соответствующей аэродинамической компенсации. Увеличение рулей желательно за счет площади стабилизатора. Предварительный подбор площади горизонтального оперения можно сделать по обычному статистическому методу, используя для этого размеренные данные самолетов с механизированными крыльями такого же типа, как на проектируемом самолете.
ВЕС МЕХАНИЗИРОВАННЫХ КРЫЛЬЕВ
Установка механизированных крыльев на современные самолеты, при сохранении величины посадочной скорости в пределах 100— 110 км/час, связана с увеличением нагрузки на 1 м2 крыла и уменьшением его площади по сравнению с обычным профилем. Уменьшение площади крыла и его основных размеров (размах и хорда) сопровождается уменьшением длины фюзеляжа и площади хвостового оперения. Таким образом установка механизированного крыла сказывается до некоторой степени на соотношении весов отдельных частей, входящих в вес планера- вес крыла увеличивается, а веса фюзеляжа и хвостового оперения, очевидно, должны уменьшаться
Увеличение веса 1 м2 механизированного крыла и процентного отношения его к полетному весу самолета складывается из веса закрылков, щитков, подкрылков и т. д , а также из веса, связанного
307
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
с усилением хвостовых нервюр и лонжеронов. Кроме уого, добавляется вес проводки управления механизированным крылом и деталей ее креплений.
Управление механизированным крылом в большинстве случаев составляет часть общей системы управления (шасси, костылем, вооружением, оборудованием и т. д ). Проводка, приборы, помпы, баки для масла, баллоны со сжатым.воздухом и т. д. частично являются общими для управления механизированным крылом и шасси
Имеющиеся литературные данные о весе элементов механизированного крыла и его управления весьма неполны и разноречивы что можно объяснить большим количеством вариантов конструкции Вуд приводит следующие данные утяжеления крыла при механизации его по всему размаху в процентах к полетному весу G:
простые закрылки простые щитки щитки Цап . . . подкрылкп Фаулера
\G(} = + 5%, А(?о = 4- 10%, ДС0 = + 12%, \G0 = -}- 20%.
Эти цифры относятся к хордам щитков, закрылков и подкрылков, ным 30%	, к УМУ отклонения 45° и площади Механизированных
кольев, равной площади обычного крыла.
Р По статистическим данным современных самолетов, имеющих обычные элероны и, следовательно, при размахе простых щиткоь j __ gQ__70% /к, вес управления и элементов механизированного кпыла составляет около 1,0—1,5% G. Вес щитков с гладкой обшив-к й усиленной стрингерами и нервюрами, а также щитков с гладкой напужной обшивкой и внутренним гофром, с волнами, направленными по хорде, не превосходит 6,5—7,5 кг на 1 м2 площади ^Вес щитков Цап и их управления на экспериментальном самолете Парналл «Парасоль» (фиг. 151) достиг около 13,62 кг/м2 ' лошади щитков. Вес дополнительных усилений самого крыла, кпоме того, получится равным 10,6 кг/м2 щитка. Размах Щитков был павен ?’щ = 87% 1К и хорда Ъщ= 28% Ък . Вес щитков, управления и усилений крыла составил 11,7% от полетного веса самолета с механизированным крылом и 14,8% веса самолета с обычным крылом. Следует отметить, что на указанном самолете были, кроме того, установлены внешние элероны Цап, которые весили 24,5 кг, или 1 8°/ G и были связаны также с некоторым усилением крыла. Вес совпеменных крыльев с простыми щитками и закрылками при обычных элеронах изменяется в пределах 15—19% от полетного веса СаМПЪп предварительном проектировании вес механизированного , ыла и управления может быть достаточно точно учтен путем обработки статистических данных и подсчета весовой отдачи у ряда са- . молетов имеющих крыло и управление, однотипное с проектируемым самолетом.
80S
www.vokb-la.spb.ra - Самолёт своими руками?!
ЗАМЕЧАНИЯ К НОРМАМ ПРОЧНОСТИ
В нормах прочности 1934 г. рассматриваются предкрылки, закрылки, интерцепторы и механическая передача управления. Соображения об определении нагрузок на щитки и проект дополнения к нормам их прочности помещены в статье С. Н. Шишкина (ТВФ № 9, 1935 г.), а также М. И, Шульженко (ТФВ № 6, 1937 г.). Норм расчета подкрылков и новейших передач управления не опубликовано. Ввиду того что подход к нормам прочности подкрылков ничем не отличается от других элементов механизированных крыльев, в главе VI приведены необходимые данные по распределению давления, Сш, Сп, Ct и ц. д. •
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ЛИТЕРАТУРА
Самолет Жерэн «Вариволь», L’Aeronautique № 168, 205, 210, 1936.
Исследования и аэродинамический расчет самолета Медведева, Aviation Engineering, июнь 1931.
Детали крыла Кельнер Бешеро Ес-3, R. de 1’alum., 1937, № 93.
Самолет инж. Струп, Les Ailes, 1936, № 790.
Самолет Махонина, The Aeroplane, 1931, № 10.
Н. D. Fowler, Способы улучшения летных данных самолета, Aviation 1921, № 23.	гт
Проф- В. В- Г о л у б е в, Исследование по теории разрезного >рыла Часть I. Теория предкрылка в плоскопараллельном потоке. Часть II. Приближенная теория предкрылка и закрылка. Труды ЦАГИ, 1933, № 147; 1934 № 306.
Б. А. У шаков, Влияние исходного профиля на работу предкрылка, Техн, зам., 1932, № 20.
Б. А. Ушаков, Влияние размеров предкрылка на работу разрезного крыла, Техн, зам-, 1932, №2.
Б. А. Ушаков, Аэродинамические исследования автоматического предкрылка, Техн, зам., 1935, № 39.
П. П. Красильщиков, О выборе наивыгоднейшего положения предкрылка, Труды ЦАГИ, вып. 161, 1934.
А. Е. Woodward-Nutt, Испытание в натуру гидросамолета III-F на больших углах атаки, R. М. 1936, 1703.
F. Н a n d 1 е у, Page, Шестнадцатый доклад, посвященный памяти Вильбура Райт, RAS, 1928, № 212.
С. \Г. W е n zi n g е г, A. Shortal, Исследования предкрылка на профиле Кларк У- NACA Т. R., № 400.
Н. А. Закс, Об одном простом противоштопорном приспособлении ТВФ, 1938, № 7.
П. П. Красильщиков, Влияние длины закрылка и предкрылкя на работу разрезного крыла, Труды ЦАГИ, вып. 133.	Р днрылка
Л. С у т у г и н, Общие понятия об элементах разрезного крыла и проект норм прочности для разрезных крыльев, Техн, зам., 1934, № 35 и 36.
Л. С у т у г и н, Выбор основных размеров разрезного крыла, ТВФ, 1934, № 4.
G. J. Hi ggi ns, Результаты исследований профиля G-398 с улучшенными закрылками Хендли Пейдж, JAS, 1936, № 12.
I. Cohen, Летные испытания самолета Scion М-3 с закрылками Гоудж R. М. 1755.
F. W е i с t A. S h о г t а 1, Многощелевое крыло с профилем Кларк Y NACA Т. R-, № 42 7.	F ’
П. П. Красильщиков, Исследования по разрезным крыльям с закрылками, Труды ЦАГИ, № 105.
Лакон, Крылья с изменяющейся кривизной и щелью, L’Aeronautique, 1933, № 168.
С. Platt, Аэродинамические данные двояковыпуклых крыльевых профилей с подвесным закрылком, имевшим профиль Кларк Y, NACA Т. It, 1936, № 541.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
С. Platt, Н. Abbott,! Аэродинамические исследования профилей NACA-23012 и 23021 с подвесными закрылками профиля NACA-23012, NACA Т. R. 1936, № 573.
П. П. К р аси льщиков, Исследование крыльев с подвесными закрылками, Труды ЦАГИ, № 159.
П. П. Красильщиков, Аэродинамические исследования крыльев со щитками и закрылками, Труды ЦАГИ, вып. 363.
С. Wenzinger, Влияние размещения простых щитков по размаху прямоугольного крыла на его эффективность, NACA Т. R., № 472.
А. К. Мартынов, Некоторые вопросы аэродинамики самолета со щитка ми-закрылками, ТВФ, 1936, № 6.
D. W. Bottle, С. Callen, К. W. К i г k b у, Влияние вырезов щитков центроплана на балансировку моноплана с нижним расположением крыла, R. М. 1936, № 1701.
L. Prandtl, Подъемная сила профилей со срезанными задними кромками, Ergebnisse der AVA zu Gottingen, Lief 3.
R. Vv a 1 1 a g e, Исследование в натуру щитков различной ширины и размаха, NACA Т. R., 1935, № 539.
С- Wenzinger, Исследование простых закрылков и щитков на крыльях с различными профилями, NACA Т. R. № 554.
A.	Silvestry, Новый способ увеличения подъемной силы, L’Ala d’Italia, декабрь 1935 г.
С. W е n zi ng er, Влияние щитков при различных размещениях их по размаху на аэродинамические данные трапецевидного крыла, NACA Т. N., № 505.
Е. Т. J о n е s, J. С о n е n, Р. А. Н u f t о п, Летные испытания моноплана со щитками Цап, R. М. 1741.
t Т. N. J о у с е, Щитки и элероны Цап, Flight, № 30 и 35, 1933.
Weick, Harris, Исследования простых щитков и щитков Цап.
NACA Т. N., № 422.	,
А. К. Мартынов, Аэродинамические исследования по щиткам-закрыл-, кам, ТВФ, 1934, № 8.
С. Wenzinger, Распределение давления на прямоугольном крыле с простыми щитками, расположенными на части размаха, NACA Т. R., 1936, № 571.
ХарландД., Фаулер, Аэродинамические данные крыла Фаулера, Aero Digest, 1936.
Д. Ф а у л е р, Подкрылки Фаулера, Airer. Eng., IX, 1936,
С. Platt, Аэродинамические данные крыла с подкрылком Фаулера. Нагрузка на подкрылкг, скос потока и пример подсчета взлета, NACA T.R, 1936, № 534.
В.	П. Горский, Исследования по выдвижным закрылкам, Техн, зам., № 168.
К л е м и н, Конференция в Ланглей Фильд, Aviation Engineering, май 1933.
Н. С. Новикова, Исследование трапецевидного крыла со щитком Цап и предкрылком, Техн. Зам., № 108.
П. П. Красильщиков, Влияние числа Рейнольдса и турбулентности потока на максимальную подъемную силу крыла, Труды ЦАГИ, * 1936, № 268.
П. П. Красильщиков, Влияние профиля крыла и числа Рейнольдса на эффективность щитка, ТВФ, 1939, № 2.
П. П. Красильщиков, Материалы к динамической шкале турбулентности, Техн. Зам., 1935, № 82.
П. П. Красильщиков и А. К. В о л к о в, Экспериментальное определение момента отрыва ламинарного пограничного слоя, Труды ЦАГИ, 1936, № 254.
П. П. Красильщиков, Влияние турбулентности и числа Рейнольдса на максимальную подъемную силу крыла, ТВФ, 1936, № 5.
311
С.	М i 1 1 i с а п, А. К 1 е i п, Влияние турбулентности, A. Eng., до 8 1933; ТВФ, 1935, № 4.
С.	Millican. Дальнейшие исследования изменения Су тах в зависимости от степени турбулентности и чисел Рейнольдса, Transactions of the A. S. М. Е 1934, № 11.
Е. F. Relf, Результаты исследований в трубе с повышенной плотностью R4S, 1935, № 289.
П. П. Красильщиков, Влияние турбулентности и числа Рейнольдса на максимальный ноэфнциент подъемной силы, ТВФ, 1937, № Ц—12.
N. Eastman, Jacobs, A. Sherman п, Влияние числа Рейнольдса на характеристики профилей, NACA R. N., № 586.
D. Н. Wi 1 1 i am s, A. F. Brown, S. S m у t h . Испытание профилей RAF-69 и 89 co щитками и без щитков в трубе с повышенным давлением, R. М. 1936, № 1717.
Jones, Bell, Smyth, Испытание крыльев со щитками в трубе с повышенным давлением, Н. М. № 1636.
R е 1 f, J о n е s, Bell, Испытание шести профилей RAF-28, 38, 48 34, Кларк Y, Геттинген-387 при различных числах Рейнольдса в трубе с повышенным давлением, R. М. № 1706.
Jacobs, Ward, Pinkerton, Характеристика 78 профилей при испытании в трубе переменной плотности, NACA Т. R. 6, № 460.
R. С. Platt, Фактор турбулентности аэродинамических труб NACA полученный на основании испытания шаров NACA Т. R. до 558,
G. V. Lachmann, Влияние щитков и закрылков на взлет, JAS, 1935 ДО 3.
W i 1 1 i a m, R. Sears, Влияние земли при посадке JAS, 1938, ДО 7
Н. Р. Alston, Закрылки и другие приспособления для облегчения посадки, RAS 1935, ДО 296.
S. В. Gates, Применение щитков и других приспособлений для облегче- ‘ ния посадки, R- М. ДО 1659.	t
L.	W. Bryant, Посадка самолетов, R. М. ДО 1598.
R.	Jaeschke, Уменьшение пробега и разбега самолета, ZFM 1931, ДО 8.
S.	В. Gates, Влияние закрылков щитков и подкрылков на взлет и посадку сухопутных самолетов, R. М. ДО 1707, 1936.
I.	Е. S е г Ь у, Компенсация механизированного крыла. Аэродинамические и механические способы уменьшения усилий при управлении, Aircraft Eng., ноябрь 1937, № 105.
С. Wenzinger, Исследования аэродинамической компенсации щитков-элеронов и щитков, NACA Т. R., 1935, ДО 549.
Д. Т. 3 у б а н о в, Аэродинамические исследования крыла с двойными щитками, Техн. Зам., 1937, ДО° 143.
G. V. Lachmann, Управляемость за критическим углом атаки RAS 1932, ДО 256.
Bradfield, Wood. Исследование элеронов Юнкере, R. М 1933 ДО 1583.
Е. W е i с k, С. W е n z i n g e г, Элероны-щитки на крыле с щитками-закрылками, NACA Т. R., 1934, ДО» 499.
F. Е. W е i с к, Самолет W-1A, Aviation, 1936, ДО 1.
Phiroze Р-, Hazir, Улучшенное поперечное управление, Flight, 1936, ДО 1462, 1466.
Ц. П. X а б и н с к а я, Аэродинамические исследования концевых плавающих элеронов, Техн. зам. 1936, ДО» 127.
Е.	W е i с k, Т. Н а г г i s, Свободные концевые элероны на прямоугольном крыле, NACA Т. R. 1932, ДО 424
Е. W е i с k, Т. Harris, Свободные элероны различных типов на прямоугольном и трапецевидном крыльях, NACA Т. N , ДО 458.
М- К n i g h t, M. J. В a m b e г, Исследование модели мон on данного крыла со свободными элеронами, NACA Т. N., ДО 316.
312
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
М. Н. Шульженко, Концевые плавающие элероны. Техн. бюлл. П. К. Б. завода № 39, Лр« 4 и 5.
F. Е. W е i с k, R. W. Noyes, Вспомогательное крыло в качестве надкрыльного элерона, NACA Т. R., № 510.	w
Е. И. Колосов, Аэродинамические исследования крыла с надкрыльными элеронами, Техн, зам., 1936, № 104.
Н. L. Stevens, Испытание управления самолета, RAS, 1931, № 242.
Н. A. Saule, W. Н. М с. - A v о у, Летные испытания различных способов поперечного управления при установке щитков по всему размаху, NACA Т. R., 1935, № 517.
Weick, Saule, Gough, Летные испытания коротких широких элеронов и различных интерцепторов при различном поперечном V, NACA Т. R., 1934, № 494.
F. Weick, Wenzinger, Обычные элероны на прямоугольном крыле, NACA Т. R., 1932, № 419.
Ц. П. X а б и н с к а я, Аэродинамические исследования элеронов, части I и И, Техн. зам. № 183 и 230.
F. W е i с k, J. A. S h о г t а 1, Интерцепторы и элероны на прямоугольном крыле, NACA Т. R., 1932, № 439.
F. Weick, С. Wenzinger, Предкрылки Хендли Пейдж, расположенные на концах и по всему размаху крыла с элеронами п интерцепторами, NACA Т. N., 1933, № 433.
А. А. М е г i 1 1, Интерцептор, JAS, 1936, № 8.
F.	Weick, R. Jones, Выводы и анализ исследовании по поперечной управляемости, NACA Т. R., № 605.
I.	A. S h о г t а 1, Лабораторные и летные испытания щелевых интерцепторов, NACA Т. R., № 602.
Н. I. Pollard, Парижская выставка, Flight, 1936, ..V- 1462.
Н. I. Pollard, Проводка Rollet, Flight, 1936, № 1462
Н. I. Pollard, Проводка Teleflex, Flight, 1936, № 1425.
Frank Nixon, Гидравлические помпы для самолетов,’ А. Е. 1937, № 105.
Гидравлическое управление, А. Е. 1938, № 112.
Гидравлическое управление Доути Flight, 1937, № 1467.
Детали гидравлической проводки управления Доути, А. Е , 1936, № 84.
Управление щитками самолета Майльс Мерлин, The Aeroplane, 1935, № 1245.
Электрическое управление Фейрчальд ХА-942, Aviation, 1935, май.
Управление самолета Стинсон, A. Digest, 1936, март.
Ф. Г. Гласс, Выбор рациональной схемы и аэродинамических элементов скоростного самолета, Труды конференции по скоростной авиации, ЦАГИ, 1936.
Н. В. Irving, Принципы работы и эффективность закрылков, щитков и подкрылков, А. Е , Л- 78, том VII, 1935.
W. Pleines, Гугенгеймские состязания, Z. F. М., 1930, № 15.
W. Pleines, Принцип работы и эффективность закрылков, щитков и подкрылкой, А. Е. 1935, № 79.
G.	V. Lachmann, Аэродинамические и конструктивные особенности трапецевидных крыльев, RAS, 1937, № 315.
Проф. Б. Н. Юрьев, Пределы современной авиации и способы их преодоления, ЦАГИ, 1936
Е. М. Румянцева, Взаимное влияние крыла и фюзеляжа, Техн, зам., 1934,	36.
A. S. Hartshorn, Влияние фюзеляжа на подъемную силу моноплан-ного крыла, R. М. № 1344, 1930.
И. В. О с т о с л а в с к и й, М. П. М о г и л е в с к и й, Скос потока у оперения самолета при крыле произвольной формы в плане. Труды ЦАГИ, вып. № 312.
В a m b е г, Влияние щитков на штопорные характеристики монопланного крыла, NACA Т. N., № 515.
313
%
1
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Авторский коллектив, Справочник автоконструктора, том I, 1937.
Б Н.Ю р ь е в. Экспериментальная аэродинамика, 2-я часть, 1939.
Л И* С у т у г и н, Зависимость эффективности щитков от их размещения и положения крыла относительно фюзеляжа, Труды МАИ, 1939.
НИЯ и положани J w н Curtiss дан1П£е испытания моделей крыла «Парасоль» со щитками Цап и Шренка, R М. № 1936, № 1728.
к с тт jjollingdale, Аэродинамические характеристики трапецевидных кпыльев с щитками и закрылками, R. М. № 1774.
н jn и ш к и н, Прочность щитка-закрылка, ТВФ, 1935, № 9.
М Н Шульженко, Определение нагрузок на щитки, ТВФ, 1937» № 6. ’
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие ............................................... 3
Глава I
Особенности механизированных крыльев
Назначение механизированных крыльев........................ 5
Принципы и особенности работы механизированных крыльев .... 6
Развитие конструкции механизированных крыльев ............. 8
Требования к механизированным крыльям ....*................ —
Глава II
Механизированные крылья с увеличивающейся площадью
Способы увеличения площади крыльев при посадке.............. 10
Увеличение площади крыла в направлении размаха	»............. —
Увеличение площади крыльев в направлении хорды	............. 1^
Превращение моноплана в биплан или полиплан................. 17
Глава III
Предкрылки
Особенности предкрылков...........•	. .	....................... 21
Параметры, влияющие на эффективность предкрылка, расположенного по всему размаху прямоугольного крыла.............................. 25
Регулировочные щели при автоматических предкрылках ............. 30
Длина и размещение предкрылков по размаху крыла................. 31
Турбулизаторы (дирутторы) ...................................... 34
Конструкция предкрылков и механизмов их	крепления............. 35
Выводы ........................................................ 4=5
Г л « в а IV
Закрылки
Простые закрылки ......................
Закрылки Гоудж (Gouge)..................
Щелевые закрыл^ .......................
Работа щелевых закрылков и их типы
315
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Параметры, влияющие на эффективность щелевых закрылков, расположенных по всему размаху прямоугольного крыла ....	58
Длина и размещение щелевых закрылков по размаху прямоугольного крыла .................................................... 61
Конструкция щелевых закрылков и механизмов крепления ....	65
Сложные закрылки ............................................... 68
Подвесные закрылки .............................................
Конструкция подвесных закрылков	и их крепления................. 73
Выводы ......................................................... 74
Г лава V
Щитки
Простые щитки................................................... 76
Работа и особенности простых щитков.......................   —	х
Параметры, влияющие на эффективность простых щитков при размещении их по всему размаху	крыла ..................... 77
Длина и размещение щитков по размаху прямоугольного крыла .	85
Длина и размещение щитков по размаху трапецевидных крыльев	88
Конструкция простых щитков ...............................101
Конструкция механизмов простых	щитков..................... 106
Щитки Кальм...................................................... ИЗ
Щиткн Цап ...........*.......................................... Иб
Вдбор наивыгоднейшего положения п основных размеров щитков Цап ....................................................... —
Влияние длины и размещения щитков Цап.................... 120
Конструкция щитков	Цап и их механизмов.................... —
Выводы .........................................................   125
Г л а в а VI
Подкрылки
Работа подкрылков, их типы и особенности.......................127
Подкрылки Фаулера ............................................ 12g
Наивыгоднейшие положения и размеры подкрылков Фаулера ...	—
Длина и размещение подкрылков по размаху крыла...........133
Конструкция подкрылков Фаулера и их механизмов ...........131	„
Подкрылки ЦАГИ . - • • ..........................а...............13	7	4
Выводы........................................................  139	’
Глава VII ч Сложные механизированные крылья
Предкрылки с закрылками, щитками или подкрылками
Крылья с продыми щитками на щелевых закрылках и подкрылках ’ ‘
Крыло со щитком и профилированной щелью .	• *
Выводы ..........*...................... .......................
141
144
149
316
www.vokb-la.spb.ru » Самолёт своими руками?!
Глава VIII
Сравнение различных типов механизированных крыльев
Влияние на Сутах числа Рейнольдса, основных параметров исходного профиля и шероховатости поверхности.............................. 15$
Влияние на ДСутах турбулентности	потока е и Re................... 155
Влияние на Д£утах условий работы	крыла самолета.................. 169
Влияние типа закрылков, щитков и	подкрылков на улучшение	посадки	175
Влияние типа закрылков, щитков и	подкрылков на улучшение	взлета	.	180
Компенсация механизированных крыльев.............................. 182
Преимущества быстрого открытия механизированных крыльев . .	—
Сравнительные величины усилий и шарнирных моментов механизированных крыльев.......................................... 184
Аэродинамическая компенсация простых щитков................,	188
Механическая компенсация.................................... 191
Выводы..................*......................................... 195
Сравнение основных типов механизации..........................'	. .
Г л а в а IX
Поперечная управляемость при механизированных крыльях '
Особенности и типы поперечного управления..........................200
Меры поперечной управляемости .....................................203
Диференциальные элероны..........................................  204
Элероны с концевыми предкрылками...................................214
Интерцепторы................................... . , ...............217
Элероны при щитках Цап, расположенных по всему размаху крыла . . 225
Элероны-закрылки.............-.....................................226
Элероны-щитки .................................................... 236
Поперечное управление	Назир.......................................241
Свободные (плавающие)	элероны.....................................242
Внешние элероны..............*.........................'...........253
Выводы............•................................................256
 > I
Глава X
Управление механизированными крыльями
Типы управления....................................................258
Конструкция автоматического управления ............................. —
Управленце непосредственно от рукоятки ............................259
Механизмы управления при различных передачах.......................260
Схемы управления при механической передаче.........................267
Электрическое управление...........................................273
Гидравлическое управление .........................................271
Пневматическое управление .......................................1	. 280
Гидро-пневматическое управление................................  .	. 283
Детали управления................................................. 286
Выводы............................................................ 289
♦
317
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Глава XI
Общие вопросы проектирования
Выбор основных размеров механизированного крыла для бипланной коробки ................................................................
Определение величины несущей поверхности крыла со щитками при различном положении его относительно фюзеляжа...................... 294
Выбор стояночного угла самолета .................................. 300
Выбор размеров горизонтального оперения........................... 302
Вес механизированных крыльев...................................... 30?
Замечания к нормам прочности...................................... 309
Литература ...............................

Редактор Б. Ф Семков Техн, редактор А. Н. Савари
Сдано в набор 7/ХП 1939 г. Подпис. к печ- 22/V 1940 г. Авторск- дог. № 24. Индекс А1-30-5-2. Тираж 2250. Кол. печ. л- 20. Учетно-айт. лист. 20,66 Формат бум. 60х92/1в. Уполн* Главл. А-28017- Зак. № 1142.
Киевская типография Оборон-гиза, Крещатик 42.