Перегоревший клапан

Выдувные закрылки , выдувные крылья или реактивные закрылки — это аэродинамические устройства с большой подъемной силой, используемые на крыльях некоторых самолетов для улучшения их характеристик полета на малых скоростях. Они используют воздух, продуваемый через сопла, для формирования воздушного потока над задней кромкой крыла, направляя поток вниз для увеличения коэффициента подъемной силы . Существует множество методов достижения такого воздушного потока, большинство из которых используют реактивный выхлоп или воздух под высоким давлением, отбираемый из компрессора реактивного двигателя, а затем перенаправляемый по линии задних закрылков .

Выдувные закрылки могут относиться конкретно к тем системам, которые используют внутренние воздуховоды внутри крыла для направления воздушного потока, или, в более широком смысле, к таким системам, как обдув верхней поверхности или системы сопел на обычном подкрыльевом двигателе, которые направляют воздух через закрылки. Выдувные закрылки являются одним из решений в более широкой категории, известной как подъемная сила с электроприводом , которая также включает в себя различные системы управления пограничным слоем , системы, использующие направленную промывку винта , и крылья управления циркуляцией .

Внутренние закрылки использовались на некоторых наземных и палубных быстроходных самолетах в 1960-х годах, включая Lockheed F-104 , Blackburn Buccaneer и некоторые версии МиГ-21 Микояна-Гуревича . Они, как правило, впали в немилость, поскольку требовали значительных затрат на техническое обслуживание, связанных с поддержанием чистоты воздуховодов и правильной работы различных систем клапанов, а также с тем недостатком, что отказ двигателя снижал подъемную силу именно в той ситуации, где это наиболее желательно. Концепция вновь появилась в виде верхнего и нижнего обдува в нескольких транспортных самолетах , как турбовинтовых, так и турбовентиляторных.

Механизм

В обычном выдувном закрылке небольшое количество сжатого воздуха, вырабатываемого реактивным двигателем, «стравливается» на ступени компрессора и подается по трубопроводам в каналы, проходящие вдоль задней части крыла. Там он проходит через прорези в закрылках самолета, когда закрылки достигают определенных углов. Впрыск высокоэнергетического воздуха в пограничный слой приводит к увеличению угла атаки сваливания и максимального коэффициента подъемной силы за счет задержки отделения пограничного слоя от профиля . Управление пограничным слоем путем инжекции массы (выдува) предотвращает отрыв пограничного слоя за счет подачи дополнительной энергии частицам жидкости , задерживающимся в пограничном слое . Следовательно, нагнетание высокоскоростной воздушной массы в воздушный поток, по существу касательный к поверхности стенки аэродинамического профиля, обращает вспять замедление трением пограничного слоя; таким образом, отрыв пограничного слоя задерживается. ^{[ 1 ]}

Подъемную силу крыла можно значительно увеличить за счет управления потоком обдува . В случае механических щелей естественный пограничный слой ограничивает управляющее давление пограничного слоя общим напором набегающего потока. ^{[ 2 ]} Обдув небольшой частью воздушного потока двигателя (внутренний обдув клапана) увеличивает подъемную силу. Использование гораздо большего количества газа из выхлопа двигателя, что увеличивает эффективную хорду закрылка (реактивного закрылка), создает суперциркуляцию, ^{[ 3 ]} или принудительная циркуляция ^{[ 4 ]} до теоретического потенциального максимума потока. ^{[ 3 ]} Превышение этого предела требует добавления прямой тяги. ^{[ 4 ]}

Разработка общей концепции продолжалась в НАСА в 1950-х и 1960-х годах, что привело к созданию упрощенных систем с аналогичными характеристиками. двигатель Благодаря внешнему обдуву закрылков обдувает закрылки в задней части крыла. Часть выхлопной струи отклоняется вниз непосредственно створкой, в то время как дополнительный воздух проходит через щели в створке и следует за внешним краем из-за эффекта Коанды . Аналогичная система обдува верхней поверхности размещает двигатели над крылом и полностью полагается на эффект Коанды для перенаправления воздушного потока. Хотя эти системы «механического подъема» не так эффективны, как прямая продувка, они, тем не менее, довольно мощны и их гораздо проще построить и обслуживать.

Более поздней и многообещающей концепцией управления потоком ударного типа является закачка жидкости в противотоке, которая позволяет осуществлять строгий контроль над глобальными потоками, используя низкоэнергетические модификации в ключевых областях потока. В этом случае щель обдува воздуха расположена на напорной стороне вблизи передней кромки места застоя , а поток управляющего воздуха направлен по касательной к поверхности, но в направлении вперед. Во время работы такой системы управления потоком присутствуют два различных эффекта. Один из эффектов, усиление пограничного слоя , вызван повышением уровня турбулентности вдали от пристеночной области, тем самым перенося внешний поток с более высокой энергией в пристеночную область. В дополнение к этому еще один эффект, эффект виртуального формирования используется , для аэродинамического утолщения профиля крыла на больших углах атаки . Оба эти эффекта помогают задержать или устранить отрыв потока . ^{[ 5 ]}

В целом выдувные закрылки позволяют улучшить подъемную силу крыла в два-три раза. В то время как сложная система закрылков с тремя прорезями на Боинге 747 обеспечивает коэффициент подъемной силы около 2,45, ^{[ 6 ]} внешний обдув (обдув верхней поверхности на Boeing YC-14 ) улучшает этот показатель примерно до 7, ^{[ 6 ]} и внутренний поддув (реактивная заслонка на Hunting H.126 ) до 9. ^{[ 7 ]}

История

Уильямс ^{[ 8 ]} заявляет, что некоторые испытания на продувку закрылков были проведены в Королевском авиастроительном заводе перед Второй мировой войной, и что обширные испытания были проведены во время войны в Германии, включая летные испытания с Arado Ar 232 , Dornier Do 24 и Messerschmitt Bf 109 самолетами . Лахманн ^{[ 9 ]} утверждает, что в самолетах Arado и Dornier использовался одиночный поток воздуха с приводом от эжектора, который засасывался через часть пролета задней кромки и обдувал остальную часть. Эжектор приводился в действие химическим путем с использованием пара под высоким давлением. На Bf 109 для обдува закрылков использовались нагнетатели с приводом от двигателя.

Ребуффет и Пуассон-Квинтон ^{[ 10 ]} опишите испытания во Франции в ONERA . после войны с комбинированным всасыванием в левой части первой секции закрылка и продувкой во второй секции закрылка с использованием эжектора отвода воздуха из компрессора реактивного двигателя для обеспечения как всасывания, так и продувки. Летные испытания проводились на самолете Breguet Vultur . ^{[ 11 ]}

Испытания также проводились в Westland Aircraft компанией WH Paine после войны с отчетами, датированными 1950 и 1951 годами. ^{[ 8 ]}

В Соединенных Штатах Grumman F9F Panther был модифицирован системой продувки закрылков на основе работы, проделанной Джоном Аттинелло в 1951 году. Использовалась продувка компрессора двигателя. Система была известна как «Контроль пограничного слоя суперциркуляции» или сокращенно BLC. ^{[ 12 ]}

Между 1951 и 1955 годами компания Cessna проводила испытания обдува закрылков на самолетах Cessna 309 и 319 с использованием системы Arado. ^{[ 13 ]}

В 1950-х и 60-х годах истребительная авиация, как правило, эволюционировала в сторону крыльев меньшего размера, чтобы уменьшить сопротивление на высоких скоростях. По сравнению с истребителями предыдущего поколения, они имели нагрузку на крыло примерно в четыре раза выше; например, Supermarine Spitfire имел нагрузку на крыло 24 фунта на фут. ² (117 кг/м ²) , а Мессершмитт Bf 109 имел «очень высокую» нагрузку - 30 фунтов/фут. ² (146 кг/м ²) 1950-х годов , тогда как истребитель Lockheed F-104 Starfighter имел массу 111 фунтов/фут. ² (542 кг/м ²) .

Серьезным недостатком такой более высокой нагрузки на крыло является низкая скорость, когда крыла недостаточно для обеспечения подъемной силы и поддержания самолета в полете. Даже огромные закрылки не могли в значительной степени компенсировать это, и в результате многие самолеты приземлялись на довольно высоких скоростях и в результате попадали в аварии.

Основная причина, по которой закрылки не были эффективными, заключается в том, что воздушный поток над крылом мог «наклониться» только до того, как он перестал следовать профилю крыла, состояние, известное как отрыв потока . Существует предел тому, сколько воздуха могут отклонять закрылки в целом. Есть способы улучшить это за счет улучшения конструкции закрылков; например, в современных авиалайнерах используются сложные закрылки, состоящие из нескольких частей. Однако большие закрылки, как правило, значительно усложняют конструкцию и занимают место на внешней стороне крыла, что делает их непригодными для использования на истребителе.

Принцип реактивного закрылка, типа закрылка с внутренним обдувом, был предложен и запатентован в 1952 году Британским национальным заводом газовых турбин (NGTE), а затем исследован NGTE и Королевским авиастроительным заводом. ^{[ 14 ]} Впервые концепция была опробована в полномасштабном режиме на экспериментальном Hunting H.126. Это снизило скорость сваливания всего до 32 миль в час (51 км/ч), чего не может достичь большинство легких самолетов. Реактивная заслонка использовала для продувки большую часть выхлопных газов двигателя, а не воздух, отбираемый из компрессора. ^{[ 15 ]}

Одним из первых серийных самолетов с выдувными закрылками стал Lockheed F-104 Starfighter, поступивший на вооружение в январе 1958 года. ^{[ 16 ]} После длительных проблем с разработкой BLCS оказалась чрезвычайно полезной для компенсации крошечной поверхности крыла Starfighter. Lockheed T2V SeaStar с неработающими закрылками поступил на вооружение в мае 1957 года, но имел постоянные проблемы с обслуживанием BLCS, что привело к его досрочному выводу из эксплуатации. ^{[ 17 ]} В июне 1958 года на вооружение поступил Supermarine Scimitar с выдувными закрылками. ^{[ 18 ]} Выдуваемые закрылки использовались на самолетах North American Aviation A-5 Vigilante , Vought F-8 Crusader вариантов E(FN) и J, McDonnell Douglas F-4 Phantom II и Blackburn Buccaneer . У МиГ-21 и МиГ-23 Микояна-Гуревича были сгоревшие закрылки. Петров ^{[ 19 ]} Заявляют, что многолетняя эксплуатация этих самолетов показала высокую надежность систем BLC. ТСР -2 , снятый с вооружения еще до ввода в эксплуатацию, имел полноразмахные закрылки. ^{[ 20 ]}

Начиная с 1970-х годов уроки воздушного боя над Вьетнамом значительно изменили мышление. Вместо самолетов, рассчитанных на максимальную скорость, в большинстве проектов более важными стали общая маневренность и грузоподъемность. Результатом является возвращение к более крупным формам в плане, обеспечивающим большую подъемную силу. Например, General Dynamics F-16 Fighting Falcon имеет нагрузку на крыло 78,5 фунт/фут. ² (383 кг/м ²) и использует удлинители передней кромки, чтобы обеспечить значительно большую подъемную силу на больших углах атаки , включая заход на посадку и посадку. Некоторые более поздние боевые самолеты достигли требуемых характеристик малой скорости с помощью поворотного крыла . Внутренний обдув закрылков до сих пор используется в дополнение к внешним закрылкам на Shin Meiwa US-1A .

Некоторые самолеты, находящиеся в эксплуатации в настоящее время (2015 г.), которым требуется режим взлета и посадки, используют внешний обдув закрылков, а в некоторых случаях также используют внутренний обдув закрылков, а также на поверхностях управления, таких как руль направления, для обеспечения адекватного управления и устойчивости на низких скоростях. Концепции внешней продувки известны как ^{[ 15 ]} «закрылок с внешним обдувом» (используется на Boeing C-17 Globemaster ), «обдув верхней поверхности» (используется на Ан-72 и Ан-74 ) и «векторный слипстрим», или «обдув над крылом», ^{[ 19 ]} используется на самолетах Антонов Ан-70 , Shin Meiwa US-1A и ShinMaywa US-2 .

Системы подъемной силы с электроприводом, такие как закрылки с внешним обдувом, не используются на гражданских транспортных самолетах по причинам, указанным Рекце. ^{[ 21 ]} которые включают сложность, вес, стоимость, достаточную длину существующих взлетно-посадочных полос и правила сертификации.

См. также

Ссылки

^ Аэродинамика для студентов-инженеров, EL Houghton и PW Carpenter, Elsevier
^ о. Смит, AM (1975). «Аэродинамика хай-лифта». Журнал самолетов . 12 (6): 508. дои : 10,2514/3,59830 .
^ Jump up to: ^а ^б http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/arc/rm/3304.pdf стр.1
^ Jump up to: ^а ^б http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf стр.22
^ Управление разделением турбулентного пограничного слоя с высоким числом Рейнольдса с использованием противоточного впрыска жидкости, BE Wake, G. Tillman, SS Ochs, JS Kearney, 3-я конференция AIAA по управлению потоком, 2006 г.
^ Jump up to: ^а ^б «Аэродинамические вопросы проектирования систем высокой подъемной силы для транспортных самолетов» Рисунок 1. Тенденции развития транспортных систем высокой подъемной силы Boeing, Agard CP-365
^ http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf стр.18
^ Jump up to: ^а ^б «Анализ аэродинамических данных по обдуву задних закрылков для увеличения подъемной силы» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 1 октября 2015 г. Проверено 4 декабря 2015 г.
^ «1954 | 3066 | Архив полетов» .
^ Отпор, Пьер; Пуассон-Куинтон, штат Пенсильвания (апрель 1952 г.). «Исследования управления пограничным слоем на натурном стреловидном крыле с отбором воздуха из турбореактивного двигателя» (PDF) .
^ Шмитт, Х. (июль 1985 г.). «Обсуждение статьи Д.К. Уиттли «Некоторые аспекты двигательной установки концепции крыла-усилителя»» (PDF) .
^ «Развитие превосходства в воздухе ВМС США среди корабельных реактивных истребителей 1943-1962» Томми Х. Томасон, Midland Publishing, Hincklet 2007, ISBN 978-1-58007-110-9 , стр. 81.
^ «Cessna Wings for the World, история разработки однодвигательного двигателя» Уильяма Д. Томпсона, 1991 г.
^ Flight International 1963 стр. 454
^ Jump up to: ^а ^б «Синергетическое взаимодействие и интеграция планера и двигательной установки - информационный документ, подготовленный Техническим комитетом Лэнгли по аэронавтике в 1996–1997 годах» (PDF) . Исследовательский центр Лэнгли, Хэмптон, Вирджиния: НАСА. Март 1998 г. с. 18. ТМ-1998-20764. Архивировано из оригинала (PDF) 30 ноября 2010 г.
^ «Истребитель армии и ВВС США 1916-1961», произведенный Д. А. Расселом, Harleyford Publications Limited, Летчворт, 1961, карточка Библиотеки Конгресса № 61-16739 (США), стр. 132
^ Американские военные учебные самолеты' ER Johnson и Lloyd S. Jones, McFarland & Co. Inc. Publishers, Джефферсон, Северная Каролина
^ «Британские военно-морские самолеты с 1912 года» Оуэн Тетфорд, Putnam & Co. Ltd., Лондон, 1962, стр.318.
^ Jump up to: ^а ^б Архив ИКАС
^ "TSR2 с ретроспективой" под редакцией вице-маршала авиации AFC Хантера CBE AFC DL, Исторического общества Королевских ВВС, 1998, ISBN 0-9519824 8 6 , стр. 181
^ «Аэродинамический дизайн крыльев высокой подъемной силы Airbus в многопрофильной среде» Дэниел Рекце, Европейский конгресс по вычислительным методам в прикладных науках и технике ECCOMAS 2004

[1]
[2]
«Дуй, дуй, ветер BLC» , Flight International , 1971 г.

[1] Аэродинамика для студентов-инженеров, EL Houghton и PW Carpenter, Elsevier

[2] о. Смит, AM (1975). «Аэродинамика хай-лифта». Журнал самолетов . 12 (6): 508. дои : 10,2514/3,59830 .

[bedford-3] Jump up to: ^а ^б http://naca.central.cranfield.ac.uk/reports/arc/rm/3304.pdf стр.1

[nasa-4] Jump up to: ^а ^б http://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf стр.22

[5] Управление разделением турбулентного пограничного слоя с высоким числом Рейнольдса с использованием противоточного впрыска жидкости, BE Wake, G. Tillman, SS Ochs, JS Kearney, 3-я конференция AIAA по управлению потоком, 2006 г.

[agard-6] Jump up to: ^а ^б «Аэродинамические вопросы проектирования систем высокой подъемной силы для транспортных самолетов» Рисунок 1. Тенденции развития транспортных систем высокой подъемной силы Boeing, Agard CP-365

[7] ttp://cafefoundation.org/v2/pdf_tech/Drag.Reduction/NASA.Synergistic.Airframe.1998.pdf стр.18

[naca.central.cranfield.ac.uk-8] Jump up to: ^а ^б «Анализ аэродинамических данных по обдуву задних закрылков для увеличения подъемной силы» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 1 октября 2015 г. Проверено 4 декабря 2015 г.

[9] «1954 | 3066 | Архив полетов» .

[10] Отпор, Пьер; Пуассон-Куинтон, штат Пенсильвания (апрель 1952 г.). «Исследования управления пограничным слоем на натурном стреловидном крыле с отбором воздуха из турбореактивного двигателя» (PDF) .

[11] Шмитт, Х. (июль 1985 г.). «Обсуждение статьи Д.К. Уиттли «Некоторые аспекты двигательной установки концепции крыла-усилителя»» (PDF) .

[12] «Развитие превосходства в воздухе ВМС США среди корабельных реактивных истребителей 1943-1962» Томми Х. Томасон, Midland Publishing, Hincklet 2007, ISBN 978-1-58007-110-9 , стр. 81.

[cessna-13] «Cessna Wings for the World, история разработки однодвигательного двигателя» Уильяма Д. Томпсона, 1991 г.

[14] Flight International 1963 стр. 454

[cafefoundation.org-15] Jump up to: ^а ^б «Синергетическое взаимодействие и интеграция планера и двигательной установки - информационный документ, подготовленный Техническим комитетом Лэнгли по аэронавтике в 1996–1997 годах» (PDF) . Исследовательский центр Лэнгли, Хэмптон, Вирджиния: НАСА. Март 1998 г. с. 18. ТМ-1998-20764. Архивировано из оригинала (PDF) 30 ноября 2010 г.

[16] «Истребитель армии и ВВС США 1916-1961», произведенный Д. А. Расселом, Harleyford Publications Limited, Летчворт, 1961, карточка Библиотеки Конгресса № 61-16739 (США), стр. 132

[17] Американские военные учебные самолеты' ER Johnson и Lloyd S. Jones, McFarland & Co. Inc. Publishers, Джефферсон, Северная Каролина

[18] «Британские военно-морские самолеты с 1912 года» Оуэн Тетфорд, Putnam & Co. Ltd., Лондон, 1962, стр.318.

[icas.org-19] Jump up to: ^а ^б Архив ИКАС

[20] "TSR2 с ретроспективой" под редакцией вице-маршала авиации AFC Хантера CBE AFC DL, Исторического общества Королевских ВВС, 1998, ISBN 0-9519824 8 6 , стр. 181

[21] «Аэродинамический дизайн крыльев высокой подъемной силы Airbus в многопрофильной среде» Дэниел Рекце, Европейский конгресс по вычислительным методам в прикладных науках и технике ECCOMAS 2004

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

[ 12 ]

[ 13 ]

[ 14 ]

[ 15 ]

[ 16 ]

[ 17 ]

[ 18 ]

[ 19 ]

[ 20 ]

[ 21 ]

v т и самолета Компоненты и системы
Airframe structure	Aft pressure bulkhead Cabane strut Canopy Crack arrestor Cruciform tail Dope Empennage Fabric covering Fairing Flying wires Former Fuselage Hardpoint Interplane strut Jury strut Leading edge Lift strut Longeron Nacelle Rib Spar Stabilizer Stressed skin Strut T-tail Tailplane Trailing edge Triple tail Twin tail V-tail Vertical stabilizer Wing root Wing tip Wingbox
Flight controls	Aileron Airbrake Artificial feel Autopilot Canard Centre stick Deceleron Dive brake Dual control Electro-hydraulic actuator Elevator Elevon Flaperon Flight control modes Fly-by-wire Gust lock HOTAS Rudder Rudder pedals Servo tab Side-stick Spoiler Spoileron Stabilator Stick pusher Stick shaker Trim tab Wing warping Yaw damper Yoke
Aerodynamic and high-lift devices	Active Aeroelastic Wing Adaptive compliant wing Anti-shock body Blown flap Channel wing Dog-tooth Drag-reducing aerospike Flap Gouge flap Gurney flap Krueger flap Leading-edge cuff Leading-edge droop flap LEX Slats Slot Stall strips Strake Variable-sweep wing Vortex generator Vortilon Wing fence Winglet
Avionic and flight instrument systems	ACAS Air data boom Air data computer Aircraft periscope Airspeed indicator Altimeter Annunciator panel Astrodome Attitude indicator Compass Course deviation indicator EFIS EICAS Flight management system Glass cockpit GPS Head-up display Heading indicator Horizontal situation indicator INS ISIS Multi-function display Pitot–static system Radar altimeter TCAS Transponder Turn and slip indicator Variometer Yaw string
Propulsion controls, devices and fuel systems	Autothrottle Drop tank FADEC Fuel tank Gascolator Inlet cone Intake ramp NACA cowling NACA duct Self-sealing fuel tank Splitter plate Throttle Thrust lever Thrust reversal Townend ring War emergency power Wet wing
Landing and arresting gear	Aircraft tire Arrestor hook Autobrake Conventional landing gear Drogue parachute Landing gear Landing gear extender Oleo strut Tricycle landing gear Tundra tire
Escape systems	Ejection seat Escape crew capsule
Other systems	Aircraft lavatory Auxiliary power unit Bleed air system Deicing boot Emergency oxygen system Environmental control system Flight recorder Hydraulic system Ice protection system In-flight entertainment system Landing lights Navigation light Passenger service unit Ram air turbine