Как рассчитать требуемую крутку летающего крыла?

Поворот тесно связан с углом стреловидности крыла, изгибом аэродинамического профиля, коэффициентом конусности и желаемым уровнем статической продольной устойчивости. Другими факторами являются желаемое распределение подъемной силы по размаху и маневренность. Не существует простой, общей формулы: В конце концов, твист, или, точнее, локальный рефлекторный изгиб, является следствием вашего выбора упомянутых выше параметров.

Задний план

Статическая продольная устойчивость означает, что самолет после возмущения вернется к уравновешенному углу атаки. Это стало возможным благодаря созданию пропорционально большей подъемной силы в передней части крыла, чем в задней части. Рефлекторные аэродинамические поверхности делают все это сами по себе, а нестреловидные летающие крылья нуждаются не в смыве, а в правильном рефлекторном аэродинамическом профиле.

Летающие крылья Horten имели сильно сужающиеся крылья и использовали распределение подъемной силы в форме колокола по размаху, что создавало небольшую прижимную силу на концах. Это очень помогло уменьшить неблагоприятное рыскание и позволило отказаться от вертикального оперения. Также это сделало характеристики сваливания благоприятными. Такое распределение подъемной силы было достигнуто обширным размывом ( до 8° ).

Если вы добавите стабильности с помощью компьютерного управления, размытие не понадобится, и вы можете использовать эллиптическую форму в плане для лучшей производительности. Однако это будет иметь неблагоприятные характеристики сваливания и требует ограждений крыла, когда крыло стреловидно. Умеренная стреловидность добавляет стабильности и демпфирования, но выше критической комбинации соотношения сторон и угла стреловидности трудно достичь удовлетворительных характеристик сваливания.

Критический угол стреловидности для стреловидных крыльев, из главы 16 Гидродинамической подъемной силы С. Хёрнера . Слишком большое удлинение и стреловидность приведут к сильному тангажу при срыве крыла.

Добавив некоторую хорду на внешнем крыле, вы можете исказить локальное падение на величину добавленной хорды. Это снизит локальный коэффициент подъемной силы и создаст запасы в стойле, что значительно улучшит характеристики стойла. Карл Никель опубликовал метод расчета оптимальной формы в плане для заданной статической устойчивости с почти эллиптическим распределением подъемной силы в широком диапазоне скоростей. Ключевым моментом является его понимание того, что, подстраивая крыло под определенный угол атаки, пилот будет регулировать локальный размыв, перемещая заднюю кромку элевонов вверх. В идеале крыло использует несколько элевонов с увеличивающимся отклонением дифферента к законцовке крыла. (под "обрезкой"Я имею в виду не только уменьшение усилия на рукояти, но и регулировку местной подъемной силы для устранения любых моментов качки.)

Обратите внимание, что теперь форма в плане тесно связана со статической границей и, следовательно, с положением центра тяжести (cg). Полет с более передним расположением центра тяжести, чем в идеале, означает более отрицательные углы отклонения элевонов и меньшую местную подъемную силу на концах, чем в идеале, и наоборот.

Планер SB-13 использует эту технику и имеет коэффициент конусности (отношение законцовки к корневой хорде) 0,8. Он использует два элевона на внешних 50% размаха, внутренний из которых проходит 1/3 дифферента внешнего элевона. Поворот равен нулю для внутренней половины крыла, изменяется от 0° до -1,5° на участке 0,15 м, где корневой профиль (HQ 34 N) переходит в законцовочный профиль (HQ 36 K), чтобы скорректировать их разницу в угол нулевой подъемной силы и снова увеличивается линейно к кончику до +0,5° (надеюсь, я правильно понял эту деталь, печатая все это по памяти). Отрицательный размыв был выбран, чтобы позволить элевонам самим иметь крутку 4 °, поэтому в сумме (неподвижное крыло и элевоны) крыло имеет увеличивающуюся крутку к концам. В полете у элевонов всегда будет немного отрицательное отклонение, поэтому эффективный размыв еще сильнее.

СБ-13 в полете ( источник фото )

Чтобы ответить на ваши вопросы напрямую:

Нужен ли (а) поворот?

Не обязательно. Нестреловидное летающее крыло не сильно выигрывает от крутки. Это только поможет добавить немного запаса на кончиках. Летающее крыло с положительной стреловидностью также может уйти без закручивания, если аэродинамический профиль изменяется по размаху от положительного изгиба в корне до отрицательного изгиба на конце. Если один и тот же аэродинамический профиль используется по всему размаху, необходим поворотный/рефлекторный изгиб, и его нельзя избежать, как только центр тяжести окажется впереди нейтральной точки: это произойдет в результате обрезки крыла для желаемого угла атаки.

Как мне его рассчитать?

1. Выберите желаемую статическую маржу.
2. Выберите желаемое распределение подъемной силы по пролету. Эллиптическое распределение обеспечивает наименьшее индуктивное сопротивление, а колоколообразное распределение обеспечивает лучшую маневренность.
3. Выберите форму в плане, которая приводит к желаемому распределению подъемной силы, когда учитываются изменения дифферента в зависимости от скорости. Используйте несколько элевонов по пролету, чтобы иметь возможность независимо регулировать локальное падение.
4. Таким образом, поворот является необходимым следствием балансировки самолета.

Скручивание крыла (размывание для стреловидных крыльев) помогает в скорости и стабильности сваливания.

Рассмотрим обычный самолет, т.е. имеющий хвост (горизонтальный стабилизатор) - в этом случае крыло создает восходящую силу, а хвост - направленную вниз. Здесь, когда нос опускается, скорость увеличивается, а подъемная сила, создаваемая основным крылом, означает, что нос снова поднимается вверх. Противоположное происходит, когда нос поднимается вверх - скорость падает, а по мере уменьшения воздушной скорости нос опускается (поскольку подъемная сила теперь меньше). Поскольку крыло находится под более высоким углом наклона по сравнению с хвостом, оно сваливается первым, а стабилизатор (который все еще создает подъемную силу) наклоняет нос вниз, выводя его из сваливания.

Поскольку в случае бесхвостого самолета нет горизонтального стабилизатора, эти эффекты должны быть встроены в само крыло. Один из способов сделать это - иметь размыв - стреловидное крыло с внешней площадью угла наклона меньше, чем внутренняя (корневая) часть.

В этом случае по мере увеличения скорости передняя часть крыла (у основания стреловидного крыла) создает большую подъемную силу по мере увеличения скорости, задирая нос. При уменьшении скорости происходит обратное - нос наклоняется вниз, поскольку подъемная сила уменьшается с потерей воздушной скорости.

Когда самолет приближается к сваливанию, внутренняя часть (под большим углом атаки) сваливается первой, а внешняя часть, которая находится сзади (из-за стреловидности крыла), вызывает тангаж носа, в результате чего самолет выходит. киоска. Дополнительным преимуществом является то, что поверхности управления по-прежнему функционируют.

Тот же эффект можно получить, используя рефлекторный аэродинамический профиль и нестреловидное крыло, при этом рефлекторная часть действует как хвостовая часть.

В самолете с летающим крылом нет необходимости использовать скручивание, ЕСЛИ выбранный профиль уже отражен. Использование крутки создаст очень уменьшенный диапазон оптимальной скорости, а также создаст повторяющееся продольное фугоидное движение (обычно длящееся с интервалом в 7 секунд на полноразмерных судах), подобное дельфинированию на гидроцикле. Хороший рефлекторный профиль или соответствующая серия профилей, постепенно меняющихся от корня к кончику, будут работать лучше. Основная идея состоит в том, чтобы иметь профили, в которых положение Cm не будет чрезмерно изменяться при изменении AoI (или AoA в полете).