Крылышко лучше, чем удлинение равного размаха?

Question

Крылышко лучше, чем удлинение равного размаха?

Питер Кемпф

Существуют ли неопровержимые доказательства того, что крылышки улучшают характеристики при одинаковом удлинении? Обратите внимание: меня интересуют только улучшения L/D.

Винглеты действительно улучшают характеристики по крену, это не то, что мне нужно. Кроме того, если размах ограничен, винглеты улучшают L/D по сравнению с прямыми крыльями. Опять же, это не то, что я ищу.

Boeing и Airbus используют причудливые конструкции законцовок крыльев, чтобы продемонстрировать технологическую сложность и сделать о них невероятные заявления. Это не те доказательства, о которых я прошу. Имеются ли теоретические или практические данные, сравнивающие крылышки с удлинениями размаха равной смоченной поверхности, которые показывают, что крылышки дают лучшие значения L/D в любой точке поляры?

Бонусные баллы за сравнение чистой подъемной силы с сравнением лобового сопротивления, поэтому структурное влияние удлинения крыла и винглета вычитается из создаваемой подъемной силы. Это должен быть самый честный способ сравнить оба, но похоже, что такие исследования вообще не публикуются.

храповик урод

вы бы поверили НАСА ?

Питер Кемпф

@ratchetfreak: Да, если они сравнивают их с равными расширениями диапазона, чего они не делают на связанной странице.

ДельтаЛима

Могу ли я возразить, что вам не следует сосредотачиваться только на L / D, но также учитывать вес конструкции. Мне кажется, что одинаковое удлинение размаха создаст более высокий изгибающий момент в корневой части крыла, что потребует более тяжелой конструкции. То, что вы должны сравнить, это «nett L» / D, которое представляет собой аэродинамическую подъемную силу за вычетом веса конструкции крыла, деленного на сопротивление. Это дает справедливое сравнение.

Питер Кемпф

@DeltaLima: Да, вы абсолютно правы. Но достаточно сложно найти просто честное аэродинамическое сравнение. Во всех статьях крылышко рассматривается в сравнении с голым крылом без удлинения. Вот почему я хотел уменьшить сложность проблемы.

путешествие

и даже если бы они не были «лучше» для некоторых самолетов, увеличение размаха крыла не вариант, поскольку это означало бы, что они не поместятся на рулежных дорожках и стоянках.

Ответы (5)

Крылышко лучше, чем удлинение равного размаха?

@ratchetfreak: Да, если они сравнивают их с равными расширениями диапазона, чего они не делают на связанной странице.
Могу ли я возразить, что вам не следует сосредотачиваться только на L / D, но также учитывать вес конструкции. Мне кажется, что одинаковое удлинение размаха создаст более высокий изгибающий момент в корневой части крыла, что потребует более тяжелой конструкции. То, что вы должны сравнить, это «nett L» / D, которое представляет собой аэродинамическую подъемную силу за вычетом веса конструкции крыла, деленного на сопротивление. Это дает справедливое сравнение.
@DeltaLima: Да, вы абсолютно правы. Но достаточно сложно найти просто честное аэродинамическое сравнение. Во всех статьях крылышко рассматривается в сравнении с голым крылом без удлинения. Вот почему я хотел уменьшить сложность проблемы.
и даже если бы они не были «лучше» для некоторых самолетов, увеличение размаха крыла не вариант, поскольку это означало бы, что они не поместятся на рулежных дорожках и стоянках.

Питер Кемпф · Answer 1

Вот то, что я думаю, вам нужно сделать свой собственный вывод. Сначала я дам очень общий обзор создания лифта, а затем рассмотрю три крыла:

Немодифицированное крыло
Это крыло плюс винглет
Это крыло плюс винглет, но на этот раз сложенный в плоскость крыла.

Для каждого я построю график распределения подъемной силы и изгибающего момента. Я предполагаю эллиптическую циркуляцию, полностью зная, что это не то, что используется в большинстве самолетов. Но мне нужно выбрать распределение, чтобы все три случая были сопоставимы, а эллиптическое распределение упрощает задачу. Выводы можно обобщить и для других распределений.

Это будет длинный пост (вы уже должны меня знать), так что спасибо всем, кто выдержал его.

Создание подъемной силы и индуктивное сопротивление

Эта тема уже обсуждалась ранее , и я упоминаю ее снова, чтобы показать очень простой и элегантный способ объяснения индуктивного сопротивления, которому не нужны вихри. Я хочу развеять миф о том, что индуктивное сопротивление вызвано обтеканием законцовки крыла воздухом, и винглеты каким-то волшебным образом могут подавлять этот поток.

Рассмотрим крыло с эллиптической циркуляцией по размаху (рассмотрите циркуляцию как произведение местного коэффициента подъемной силы $c_l$ и местный аккорд; это в основном подъемная сила на приращение по размаху). Крыло изгибает воздух, через который он течет, немного вниз, и создает противоположную направленную вверх силу, а именно подъемную силу (второй закон Ньютона). Я выбираю эллиптическое распределение, потому что тогда нисходящий поток постоянен по размаху, что упрощает следующие вычисления. введите описание изображения здесь

Слой воздуха, отрывающийся за крылом, выглядит желобообразным и движется вниз, тем самым оттесняя другой воздух внизу и позволяя воздуху сверху течь внутрь и заполнять освободившийся объем. Так создается свободный вихрь, и воздух, обтекающий законцовки крыла, играет в этом лишь небольшую роль.

Индуктивное сопротивление является следствием того, что крыло изгибает воздушный поток вниз. Для упрощения предположим, что крыло просто воздействует на воздух с плотностью $\rho$ течет со скоростью $v$ через окружность диаметром, равным размаху $b$ крыла. Если мы просто посмотрим на эту трубку потока, массовый расход

\frac{г м}{г т} знак равно \frac{б^{2}}{4} \cdot π \cdot р \cdot в

$\frac{dm}{dt} = \frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v$

Поднимать $L$ тогда изменение импульса, которое вызвано крылом. С нисходящей скоростью воздуха $v_z$ сообщаемая крылом, подъемная сила равна:

л знак равно \frac{б^{2}}{4} \cdot π \cdot р \cdot в \cdot в_{г} знак равно С \cdot с_{л} \cdot \frac{в^{2}}{2} \cdot р

$L = \frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v\cdot v_z = S\cdot c_L\cdot\frac{v^2}{2}\cdot\rho$

$S$ площадь крыла и $c_L$ Общий коэффициент подъемной силы. Если мы теперь решим вертикальную скорость воздуха, мы получим

в_{г} знак равно \frac{С \cdot с_{л} \cdot \frac{в^{2}}{2} \cdot р}{\frac{б^{2}}{4} \cdot π \cdot р \cdot в} знак равно \frac{2 \cdot с_{л} \cdot в}{π \cdot А р}

$v_z = \frac{S\cdot c_L\cdot\frac{v^2}{2}\cdot\rho}{\frac{b^2}{4}\cdot\pi\cdot\rho\cdot v} = \frac{2\cdot c_L\cdot v}{\pi\cdot AR}$ с

A R = \frac{b^{2}}{S}

$AR = \frac{b^2}{S}$ удлинение крыла. Теперь мы можем разделить вертикальную скорость на скорость воздуха, чтобы вычислить угол, на который воздух был отклонен крылом. Давайте назовем это

α_{w}

$\alpha_w$ :

α_{ш} знак равно а р с т а н (\frac{в_{г}}{в}) знак равно а р с т а н (\frac{2 \cdot с_{л}}{π \cdot А р})

$\alpha_w = arctan\left(\frac{v_z}{v}\right) = arctan \left(\frac{2\cdot c_L}{\pi\cdot AR}\right)$

Отклонение происходит постепенно вдоль хорды крыла, поэтому средний локальный угол потока вдоль хорды составляет всего лишь $\alpha_w / 2$ . Подъемная сила действует перпендикулярно этому локальному потоку, поэтому она наклонена назад на $\alpha_w / 2$ . В коэффициентах подъем равен $c_L$ , а обратная компонента равна $\alpha_w / 2 \cdot c_L$ . Назовем этот компонент $c_{Di}$ :

с_{Д я} знак равно а р с т а н (\frac{с_{л}}{π \cdot А р}) \cdot с_{л}

$c_{Di} = arctan \left(\frac{c_L}{\pi\cdot AR}\right)\cdot c_L$

Для маленьких $\alpha_w$ s касательными дуги можно пренебречь, и мы получим знакомое уравнение для направленной назад составляющей силы реакции:

с_{Д я} знак равно \frac{с_{л}^{2}}{π \cdot А р}

$c_{Di} = \frac{c_L^2}{\pi\cdot AR}$

Если циркуляция по пролету имеет эллиптическое распределение, локальное изменение циркуляции, умноженное на местную величину циркуляции, является постоянным, а индуктивное сопротивление $c_{Di}$ находится на минимуме. Если бы это было иначе, более высокий местный $v_z$ вызывает квадратичное увеличение местного индуктивного сопротивления, поэтому все крыло будет менее эффективно создавать свою подъемную силу.

Теперь мы знаем, что можем рассчитать индуктивное сопротивление, и понимаем, почему вихревой слой за крылом скручивается, образуя два вихря, вращающихся в противоположных направлениях, и все это без учета деталей законцовки крыла. Важно то, что крыло имеет конечный размах, поэтому трубка потока, на которую влияет крыло, также имеет конечный диаметр. Конечно, в действительности нет четкой границы между воздухом, на который действует крыло, и другим воздухом, на который не действует крыло. Существует диффузный переход по мере удаления от крыла.

Сравнение законцовок крыла

Сначала геометрия: Вот три законцовки крыла, вид сверху и спереди для сравнения: виды кончиков крыльев деревьев в сравнении

Теперь давайте посмотрим на распределение циркуляции простой законцовки крыла: циркуляция_крыло

Опять же, я выбираю эллиптическое распределение для простоты. Соответствующий изгибающий момент выглядит так: изгиб_момент_крыло

Пока без сюрпризов. Теперь добавим крылышко и заставим его работать как можно лучше. Это означает, что мы должны придать ему угол атаки, при котором он переносит циркуляцию от крыла на крылышко и завершает эллиптическое сужение циркуляции до 0 на конце: циркуляция_winglet

Серая пунктирная линия — циркуляция исходного крыла. Я отрегулировал циркуляцию таким образом, чтобы оба крыла создавали одинаковую подъемную силу. $b_{WL}$ - это размах на кончике крылышка, и для графика изгибающего момента я сложил координату размаха вниз по оси y: изгиб_момент_крыло

Теперь изгибающий момент начинается с законцовки крыла с ненулевым значением. Поскольку боковая сила крылышка параллельна лонжерону крыла, этот вклад изгибающего момента является постоянным по размаху. Но есть еще кое-что: теперь также циркуляция в старом месте законцовки крыла не равна нулю, и мы получаем существенное увеличение подъемной силы на внешних станциях крыла. Этот эффект вызывает дополнительную подъемную силу и дает лучший отклик элеронов, который возможен благодаря винглетам. Но это также увеличивает изгибающий момент корня, потому что эта дополнительная подъемная сила действует плечом рычага внешнего крыла.

Как мы можем сравнить индуктивное сопротивление крыла с винглетами с исходным крылом? Градиент циркуляции ниже, это помогает. Да и диаметр этой струйной трубки больше, но на сколько - сказать сложно. Боковая сила, действующая на крылышко, создается за счет выталкивания вихревой пелены позади крылышка вбок, поэтому желобообразная область должна стать шире. Эмпирические данные указывают на увеличение диаметра на 45% от размаха крылышек (см. главу 6 для обсуждения нескольких статей по этой теме).

Ради интереса предположим, что диаметр действительно увеличивается вместе с размахом крылышка. Затем давайте сравним это с удлинением прямого крыла, где тот же диаметр можно предположить с гораздо большей уверенностью: циркуляция_расширение

Теперь также подъемная сила сложенного крылышка действует вверх, поэтому циркуляция в центре крыла может быть еще больше уменьшена. Однако теперь он добавляет к изгибающему моменту линейно возрастающую часть, а внешнее сечение крыла создает большую подъемную силу, как и раньше с крылом с винглетом: введите описание изображения здесь

Здесь изгибающий момент корня выше, чем в случае крылышка. Это второе преимущество винглетов: они позволяют увеличить максимальную подъемную силу с меньшим увеличением изгибающего момента, чем удлинение крыла. Но удлинение крыла все части ставит на создание подъемной силы, а не некоторые на бесполезное создание боковой силы. И расширенное, и винглет-крыло имеют одинаковое поверхностное трение и (если предположить одинаковый диаметр гипотетической трубки потока) одинаковое индуктивное сопротивление. Но поскольку крылышко создает некоторую боковую силу, оставшееся крыло должно лететь с более высоким коэффициентом подъемной силы. Кроме того, пересечение крыла и крылышка должно быть как можно более закругленным, именно здесь начинается раннее разделение при больших углах атаки. Ничто из этого не влияет на удлинение прямого крыла.

Большинство свидетельств показывает, что винглеты улучшают L/D по сравнению с исходным крылом, но складывание винглета более чем удвоит его эффективность в снижении лобового сопротивления. Даже если мы предположим, что крылышко так же хорошо, как удлинение равного размаха, все же удлинение размаха выходит вперед в улучшении L/D, потому что вся его подъемная сила способствует общей подъемной силе, тогда как вместо этого крылышко создает боковую силу. Если в месте пересечения крыло-крылышко не происходит разделения, оба будут создавать одинаковое индуктивное и профильное сопротивление (давление и трение), поскольку оба имеют одинаковую смачиваемую поверхность и одинаковую местную циркуляцию. Опять же, это дает винглетам преимущество столь же низкого индуктивного сопротивления, что не подтверждается большинством измерений.

Удлиненная законцовка крыла в приведенном выше примере имеет интересные характеристики. Это стреловидная (наклонная) законцовка крыла, из-за которой локальный наклон кривой подъемной силы ниже, чем у прямого крыла. Это увеличивает его максимальный угол атаки и - при условии, что локальная площадь больше, чем диктует эллиптическая форма крыла - позволяет сохранить почти эллиптическое распределение циркуляции в более широком диапазоне углов атаки. Большая локальная площадь является разумной мерой предосторожности против сваливания законцовки крыла первой, поэтому законцовка крыла с наклоном будет сочетать в себе щадящие характеристики сваливания и очень низкое индуктивное сопротивление.

Сравните это с винглетом, который должен быть адаптирован для одной полярной точки: поскольку изменение угла атаки крыла не изменит угол падения винглета, он не может так же хорошо адаптироваться к различным условиям потока, как вытянутое крыло. При боковом скольжении винглет нарушит распределение циркуляции на законцовке крыла и будет действовать как отклоненный спойлер.

Заключение

Сравнение одинаковых законцовок и удлинений крыла дает следующие основные характеристики:

Оба имеют одинаковое вязкостное сопротивление при малых углах атаки.
Оба могут создать большую максимальную подъемную силу, и оба уменьшают индуктивное сопротивление.
Удлинение крыла может создать наибольшую подъемную силу для данного увеличения смачиваемой поверхности.
Расширение крыла более чем в два раза эффективнее снижает индуктивное сопротивление.
Удлинение крыла обеспечивает лучшее распределение циркуляции на нерасчетных углах атаки.
Удлинение крыла создает самый высокий изгибающий момент корневой части при заданной подъемной силе.

Насколько увеличение изгибающего момента приведет к увеличению массы конструкции, зависит от удлинения исходного крыла. Крылья с малым удлинением не сильно пострадают, но растяжка крыльев с большим удлинением значительно увеличит массу лонжерона. Но обратите внимание, что крылышко также вызывает более высокие изгибающие моменты корня, и он создает меньший изгибающий момент, чем удлинение крыла, потому что создает некоторую боковую силу вместо чистой полезной подъемной силы.

Привет, Петр, большое спасибо за эту интересную статью. Это заставляет все мои уроки аэродинамики всплывать из глубокой памяти. Я согласен с вашими выводами. Было бы неплохо, если бы штраф за вес конструкции из-за дополнительного изгибающего момента мог быть определен количественно. Пища для размышлений, спасибо за это!
@DeltaLima: Спасибо за добрые слова! Структурный штраф может быть определен количественно для конкретного крыла, но, к сожалению, не в общем виде.
Я думал о винглете немного больше. Каково местное направление потока над законцовкой крыла? Я предполагаю, что он немного внутрь, так как вихревой лист начинает там сворачиваться. Это означает, что вектор подъемной силы крылышка будет слегка наклонен вперед, вызывая отрицательное индуктивное сопротивление.
@DeltaLima, это то, о чем говорят и мои конспекты лекций по гидродинамике / аэродинамике. --- Петр, так что, при отсутствии ограничения размаха, исходя из вашего вывода, до сих пор нет черно-белого ответа: если вы модифицируете существующее крыло, возможно, лучше винглет (меньше изгибающий момент) [стиль A320], но если вы разработать новое крыло с наклонной законцовкой крыла [B787]. я правильно вас понял?
@DeltaLima: крылышко должно поддерживать циркуляцию крыла, создавая таким образом направленную внутрь силу. Это отклоняет воздушный поток позади крылышка наружу, а вектор подъемной силы (лучше: боковой силы) направлен немного назад , как и у самого крыла. Винглет будет создавать почти такое же сопротивление, как и удлинение размаха, но будет способствовать меньшей подъемной силе.
@PeterKämpf У меня есть вопрос по поводу $c_{D_i}$ , разве вы не должны сначала принять подход с малым углом (и отбросить касательную), прежде чем подставлять $\alpha$ в $c_{D_i}=\alpha_w / 2 \cdot c_L$ ? Теперь коэффициент 0,5 перешел от внешней стороны к касательной внутрь касательной, прежде чем использовать подход с малым углом.
@ROIMaison: Да, это было бы чище. Однако это не должно иметь значения при очень малых углах.
Похоже на оговорку в последней части - вы ссылаетесь на уменьшенное L / D, когда описываете что-то, что увеличивает подъемную силу и уменьшает сопротивление; Вы наверняка имеете в виду увеличение L/D?
@anaximander: Пожалуйста, будьте более точны. Единственный раз, когда происходит «уменьшение», это относится к циркуляции. Что именно вы имеете в виду?
В абзаце, начинающемся со слов «Большинство данных свидетельствуют...» , вы говорите «эффективность в снижении L/D» и «преимущество в снижении L/D» в контексте вещей, которые увеличивают подъемную силу и уменьшают сопротивление, что, очевидно, увеличивает Л/Д.
@anaximander: Вы правы, спасибо, что заметили это. Я, наверное, думал о перетаскивании и написал L/D. Исправленный.
@PeterKämpf Уменьшит ли вес крылышка изгибающий момент?
@Koyovis: Да, вес крылышка обеспечивает небольшое облегчение изгиба.
Также утверждалось, что при более высоких $C_L$ , при наборе высоты циркуляция наконечника создает поток против крылышка, как у парусной лодки, плывущей против ветра, тем самым создавая тягу. И эти винглеты в основном имеют смысл в самолетах меньшей дальности, которые проводят больший процент времени полета в наборе высоты.
@Koyovis: Да, уменьшение лобового сопротивления винглетов можно рассматривать как вызванное более широким следом или тягой винглета, когда он летит с локальным боковым скольжением. Оба правильны и стороны одной медали. Их преимущество растет с увеличением доли индуктивного сопротивления в общем сопротивлении. Самолеты становятся более эффективными, когда летают высоко, близко к лучшей точке L / D на полярной, и только самолеты GA летают намного быстрее, чем это, потому что их высота ограничена. Следовательно, на самолетах АОН нет винглетов.

Пилотхед · Answer 2

При отсутствии ограничения по размаху крылышки определенно уступают расширению размаха того же размера, когда учитываются структурные эффекты с индуктивным, вязким сопротивлением и сопротивлением сжимаемости.

Лаборатория MDO (Многопрофильная оптимизация конструкции) Мичиганского университета провела обширное исследование влияния веса конструкции на оптимизацию подъемной силы / сопротивления крыла. Аэроструктурная оптимизация неплоских несущих поверхностей напрямую решает этот вопрос. В нем описывается серия численных оптимизаций на универсальном самолете класса b737-900 с аэродинамическим профилем NACA 64A212, включая следующее представление структурной модели.

Оптимизатору без градиента разрешено разрабатывать конфигурации крыла для удовлетворения различных ограничений. Крыло представлено до четырех сегментов. Геометрия каждого сегмента определяется шестью расчетными параметрами: пролетом, площадью, конусностью, круткой, стреловидностью и двугранным углом. Показаны четыре возможные геометрии крыла.

Для аэродинамической оптимизации конфигурации с коробчатым или соединенным крылом оказались оптимальными, если учитывать только индуктивное сопротивление. Когда было добавлено вязкое сопротивление, эти конфигурации повлекли за собой снижение лобового сопротивления из-за большой площади поверхности, и предпочтительнее была конфигурация C-крыла. Снижение лобового сопротивления в этих случаях было одинаковым: от 26% для соединенного крыла до 22% для конфигурации C-образного крыла. Игнорирование структурных эффектов делает многие решения привлекательными.

Предоставление оптимизатору возможности находить компромисс между аэродинамикой и структурой является значительным улучшением по сравнению с предыдущими подходами, в которых структурные характеристики учитывались простым ограничением изгибающего момента корня. Когда учитываются конструкция, индуктивное сопротивление, вязкое сопротивление и сжимаемость, законцовка крыла с наклоном является оптимальным решением, когда размах не ограничен. Он обеспечивает дальность полета на 2,2% больше, чем вторая лучшая альтернатива - конструкция с винглетом. Когда размах ограничен и учитываются те же факторы, конструкция винглета предпочтительнее.

фут · Answer 3

В дополнение к принципам и исследованиям других ответов, вот взгляд на конструкцию крыла, выбранную на разных самолетах. Всегда ли предпочтительнее винглет или только в определенных обстоятельствах?

В этом ответе упоминается, что может иметь смысл добавить крылышко, когда размах ограничен. Поэтому важно понимать причины, по которым дальность полета может быть ограничена на авиалайнере.

Размах крыла конструктивно ограничен, поскольку изгибающие моменты создают повышенную нагрузку на конструкцию крыла по мере увеличения расстояния от корня крыла. Это означает увеличение материала и веса, чтобы справиться с нагрузкой, что снижает некоторые преимущества увеличенного пролета. Эти ограничения будут зависеть от конструкции крыла, которая различается в зависимости от самолета, поэтому здесь мы не будем на них останавливаться.

Размах крыльев также ограничен правилами. В AC 150/5300-13A FAA на странице 13 в Таблице 1-2 перечислены шесть конструктивных групп самолетов, на которые классифицируются самолеты в зависимости от высоты хвостового оперения и размаха крыла. В Приложении 14 ИКАО есть те же самые группы, но с пометкой AF. Помимо очистки у выхода на посадку и на рулежных дорожках, группа также влияет на другие объекты аэропорта. В большинстве случаев размах крыльев более критичен, чем высота хвоста, поэтому здесь мы сосредоточимся на размахе крыльев.

Group #     Wingspan (ft)
I           <49
II          49-<79
III         79-<118
IV          118-<171
V           171-<214
VI          214-<262

Ниже приведены различные самолеты и группы, на которые классифицируется размах крыла (значения из Википедии). Длины округляются до ближайшего фута для сравнения с ограничениями. Это касается самолетов, которые поставляются с винглетами, как и было задумано. Крылья, доступные в качестве модернизации, улучшают характеристики, но вопрос в том, будет ли лучше увеличение размаха крыла, что будет зависеть от конструкции каждого самолета.

Вы увидите, что самолеты с верхним пределом размаха крыльев в определенной группе, как правило, имеют винглеты, а самолеты с не предельным размахом - нет. Есть некоторые исключения из этого. Версии LR / ER 777 достигли предела размаха крыла группы V, но вместо винглетов были выбраны наклонные законцовки. A330/340 находятся ниже предела группы V, но используют винглеты, хотя более новые версии A340 достигают предела, и все они находятся в верхней части группы.

Интересным случаем является Р-8, противолодочный самолет на базе 737-800. Военные менее заинтересованы в классах размаха крыла, чем коммерческие авианосцы, и выносливость является важной целью проектирования для этой роли. В конструкции было принято решение увеличить размах крыла и использовать наклонные законцовки, а не сохранять или добавлять винглеты, как у 737-800.

Отсюда кажется, что винглеты более полезны, когда их размах ограничен. Это предполагает, что крылышки менее полезны, если они не ограничены в размахе крыльев, но, конечно, не является окончательным.

A380-800
Размах крыла: 261 фут (Группа VI)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

B777-8X/9X
Размах крыла: 235 футов (Группа VI), складывается до 212 футов (Группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

B747-8
Размах крыла: 224 фута (Группа VI)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

Размах крыла A350
: 213 футов (группа V)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

B777-200LR/300ER
Размах крыла: 212 футов (Группа V)
Максимальная группа: да
Винглеты: нет

B747-400
Размах крыла: 211 футов (Группа V)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

A340-500/600
Размах крыла: 208 футов (Группа V)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

B777
Размах крыла: 199 футов (Группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

B787-8/9/10
Размах крыла: 197 футов (Группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

A340-200/300
Размах крыла: 197 футов (Группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: да

Размах крыла A330
: 197 футов (группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: да

P-8 (на базе 737-800)
Размах крыла: 123 фута (группа IV)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

A320/neo
Размах крыльев: 111 футов (117 футов с шарклетами) (Группа III)
Макс. группа: да
Винглеты: да

B737 NG/MAX
Размах крыла: 117 футов (с винглетами) (Группа III)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

B737 Classic
Размах крыла: 94 фута (Группа III)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

E170/175/190/195
Размах крыла: 85 футов (E170/175) 94 фута (E190/195) (Группа III)
Максимальная группа: нет
Винглеты: да

Менее распространенные самолеты:

SSJ 100
Размах крыла: 91 фут (Группа III)
Максимальная группа: нет
Винглеты: нет

Ил96
Размах крыла: 197 футов (Группа V)
Максимальная группа: нет
Винглеты: да

CS100/300
Размах крыла: 115 футов (Группа III)
Максимальная группа: да
Винглеты: да

Еще одна интересная точка данных, позволяющая предположить, что увеличение пролета лучше: Boeing использует увеличение пролета, которое складывается для парковки на 777X. Лучшее из обоих миров, я думаю.
«Размах крыльев также ограничен правилами». Регулирование не является ограничением. Это просто формальная классификация, которая позволяет производителям, аэропортам и, возможно, другим разрабатывать совместимые продукты.
Таким образом, семейство Zeppelin-Staaken R.VI (1917 г.) будет в семействе Group IV с B-29. Крупнейший из гигантов Первой мировой войны будет в группе V. Просто чтобы представить ситуацию в перспективе.

Федерико · Answer 4

В этом документе от 2005 года говорится, что это не решенный вопрос:

Когда геометрический размах крыла ограничен, хорошо спроектированные крылышки действительно обеспечивают значительное снижение лобового сопротивления самолета и в настоящее время используются на самолетах, начиная от планеров и заканчивая бизнес-джетами и крупными коммерческими транспортными средствами.

(и я понимаю, что вы согласны с вышесказанным)

Обоснование законцовок в отличие от увеличения размаха для самолетов, которые явно не ограничены размахом, менее ясно. Исследования НАСА в Лэнгли, в которых сравнивались эти две концепции с ограниченным изгибающим моментом корня, пришли к выводу, что крылышки предпочтительнее, чем удлинения размаха. (Теоретическое параметрическое исследование относительных преимуществ винглетов и законцовок крыла - Heyson, 1977 - NASA TP 1020). Исследования с ограничениями на интегрированный изгибающий момент показали, что эти два подхода были почти идентичны в этих отношениях. (Влияние винглетов на индуктивное сопротивление идеальных форм крыла - Джонс, 1980 - NASA NASA TM 81230). Несколько улучшенная весовая модель (которая включает влияние изменения хорды крыла на эффективность конструкции) приводит к очень похожим выводам, как показано на рисунке 9.Вывод состоит в том, что сложность структурной модели и ограничений ограничивает общую применимость любых таких выводов.

В частности

Оценка оптимальной высоты крылышка и поперечного угла зависит от деталей конструкции крыла, от того, является ли крыло критическим порывом ветра или критическим маневром, размер больших областей крыла основан на минимальной толщине обшивки, а также является ли конструкция новой или устаревшей. модификация существующей конструкции. Оценка преимуществ устройства законцовки крыла должна проводиться для каждой конструкции и включать в себя множество междисциплинарных соображений. К ним относятся влияние на аэроупругие отклонения и нагрузки, скорость флаттера, балансировка самолета, эффекты устойчивости и управления (особенно боковые характеристики), нестандартная работа и влияние на максимальную подъемную силу и, наконец, маркетинговые соображения.

Заключить:

Нет четкого ответа на вопрос об оптимальной конфигурации, и даже когда используются винглеты, их геометрия сильно различается.

Из вышеизложенного я понимаю, что если вы не включаете структурное или просто структурное ограничение, крылышко лучше, чем удлинение пролета (NASA TP 1020, упомянутое выше), в противном случае вам придется искать ответ в каждом конкретном случае.

Существует также другая статья (за платным доступом) от 2010 года (на 5 лет позже, чем вышеупомянутая статья), в которой в аннотации содержатся аналогичные выводы:

Когда рассматривается только аэродинамика, конфигурации с закрытой несущей поверхностью, такие как коробчатое крыло и соединенное крыло, оказываются оптимальными. При аэроструктурной оптимизации оптимальной оказывается конфигурация винглета при ограничении общего размаха, а оптимальным является крыло с наклонной законцовкой при отсутствии такого ограничения.

if you include no structural or a simple structural limitation, a winglet is better than a span extensionНет, все наоборот.
Я предполагаю, что он говорит, что без структурных ограничений предпочтительнее расширение пролета.

Итан · Answer 5

Да, потому что крылышко уменьшает сопротивление, вызванное тем, что нижняя часть крыла достигает верхней части крыла и вращается, образуя вихрь, называемый вихрем законцовки крыла, а крылышко уменьшает силу вихря, уменьшает сопротивление, а также делает его более эффективным и имеет дополнительную дальность от крылышка. Так что лучше иметь крылышко, чем не крылышко

Крылышко лучше, чем удлинение равного размаха?

Питер Кемпф

храповик урод

Питер Кемпф

ДельтаЛима

Питер Кемпф

путешествие

Ответы (5)

Питер Кемпф

ДельтаЛима

Питер Кемпф

ДельтаЛима

Федерико

Питер Кемпф

ROIMaison

Питер Кемпф

Анаксимандр

Питер Кемпф

Анаксимандр

Питер Кемпф

Койовис

Питер Кемпф

Койовис

Питер Кемпф

летчик

Пилотхед

фут

рейраб

Пилотхед

Харпер - Восстановить Монику

Федерико

Питер Кемпф

фальстро

Итан