Министерство образования Украины

Государственная летная академия Украины

Контрольная работа

по дисциплине

основы конструкции авиационной техники

«Назначения и особенности конструкции гондол и пилонов самолета»

Выполнил курсант 662 к/о

Никашин В.Н.

Проверил преподаватель:

Соболь О.Ю

Кировоград 2008

1. Размещение двигателей в фюзеляже;

2. Размещение двигателей на крыле;

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бо­кам хвостовой части фюзеляжа;

4. Гондолы и пилоны;

5. Силовые схемы гондол;

6. Прочность гондол, пилонов;

7. Литература.

Компоновка двигателей на самолете весьма разнообразна. Вы­бор той или иной схемы определяется типом двигателей, их числом и габаритами, а также типом самолета, его летно-техническими данными и условиями базирования. Некоторые возможные схемы размещения двигателей на самолете показаны на рис. 1

1.Размещение двигателей в фюзеляже (рис. 1, а-д) обес­печивает самолету минимальное дополнительное сопротивление от двигательной установки и небольшое влияние на устойчивость и управляемость самолета. При этом практически отсутствует влия­ние струи выхлопных газов на хвостовое оперение. Вес конструк­ции узлов крепления двигателя получается небольшим.

Воздух к двигателю подается по каналам от воздухозаборников, которые могут быть расположены в носовой части фюзеляжа (а), по бокам фюзеляжа (б), в корневых частях крыла (в) или сверху фюзеляжа (г, д).

Наиболее высокую степень использования скоростного напора обеспечивает лобовой воздухозаборник (рис. 1, а), так как он обтекается невозмущенным потоком. При большой длине фюзеляжа могут оказаться более выгодными боковые, крыльевые или верх­ние воздухозаборники. Применение таких входных устройств спо­собствует уменьшению длины воздушных каналов. При этом также упрощается размещение агрегатов оборудования и вооружения в носовой части фюзеляжа и улучшается обзор экипажу.

Для снижения потерь на входе в воздухозаборник предусмат­ривают систему отсоса пограничного слоя.

К недостаткам крыльевых и верхних заборников следует отне­сти дополнительные потери скоростного напора на поворот струи и утяжеление конструкции, связанное с компенсацией вырезов, образованных в крыле и фюзеляже для прохода воздушных кана­лов.

2. Размещение двигателей на крыле (рис. 1, г-з, к).

Двига­тели могут располагаться в корневой части крыла или на консоли. К достоинствам расположения двигателей в корневой части крыла (е, ж) следует отнести сравнительно небольшое дополнительное сопротивление, обусловленное их установкой, и малое влияние на балансировку самолета отказа одного из двигателей. При этом двигатели могут располагаться либо позади основного силового набора крыла (е), либо внутри силового кессона (іт)- В последнем случае они лучше вписываются в обводы крыла, но вес конструкции получается большим, главным образом, из-за необходимости со­здания монтажных люков в силовых панелях, крыла.

К недостаткам расположения двигателей в корне крыла следует отнести значительные вибрационные нагрузки обшивки фюзеляжа от реактивной струи, высокий уровень шума в кабине, опасность распространения пожара от двигателей на кабину и топливные отсеки.

При расположении двигателей в средней части и на конце кры­ла (з) эти недостатки частично устраняются. Двигатели, разнесен­ные по размаху крыла, обеспечивают разгрузку крыла в полете, благодаря чему вес конструкции крыла снижается.

Широкое распространение получила схема с расположением двигателей на пилонах под крылом (к). К достоинствам такой схе­мы можно отнести следующее:

Высокое аэродинамическое качество крыла;

Малые потери на всасывании (лобовой воздухозаборник) и на выхлопе (нет удлинительной трубы);

Увеличение критической скорости флаттера за счет смеще­ния вперед центров тяжести сечений крыла, в которых размещены двигатели;

Удобные подходы к двигателю.

В то же время размещение двигателей на пилонах имеет и не­достатки:

Увеличивается сопротивление самолета;

Тяга двигателей оказывает влияние не только на путевую, но и на продольную устойчивость самолета;

Увеличивается высота шасси, особенно на самолетах со стре­ловидным крылом, имеющим отрицательное поперечное V;

Увеличивается вероятность выхода из строя двигателей из-за попадания в воздухозаборники твердых частиц с поверхности аэро­дрома.

3. Размещение двигателей на горизонтальных пилонах по бо­кам хвостовой части фюзеляжа (рис. 1 и).

Эта схема имеет сле­дующие достоинства:

Отсутствие на крыле гондол способствует повышению его аэро­динамического качества и более эффективному использованию ме­ханизации;

Близость двигателей к плоскости симметрии самолета облег­чает, полет при отказе одного из них;

Объем крыла освобождается для размещения топлива;

Снижается уровень шума и вибраций в кабине;

Снижается возможность попадания в двигатель частиц грун­та во время пробега и разбега самолета.

Вместе с тем, эта схема приводит к некоторому увеличению веса конструкции фюзеляжа и веса крыла, которое в этом случае не име­ет разгрузки от массовых сил двигателей.

Рис.1 Схемы размещения двигателей на самолете.

4. Гондолы и пилоны.

Для уменьшения лобового сопротивления двигатели и присоединенные к ним агрегаты заключаются в обтекаемые гон­долы. Гондолы предохраняют двигатель и его агрегаты от коррозии, загрязнения и механических повреждений. Воздухозаборник гон­долы обеспечивает использование кинетической энергии набегаю­щего потока и подвод к двигателю воздуха с выравниванием поля скоростей для нормальной работы компрессора ВРД
или охлаждения поршневого двигателя.

Рис. 2. Схема нагружения стержневого крепления ТВД:

P x , P y , P z - нагрузки, действующие на ДУ; Р 1 x , P 1 y , P 1 z - силы, воспринимаемые передними узлами фермы; Р г - сила, воспринимаемая задними узлами фермы; M y г М z г - гироскопи­ческие моменты; М x д - реактивный момент

Рис. 3. Конструкция несимметричного крепления двигательных установок к фюзеляжу (Ту-154):

2 - силовые шпангоуты гондолы; 3- продольная балка; 4, 5, б - подкосы передней плоскости крепления двигателя; 7- продольный подкос; 8, 9-подкосы задней плоскости крепления двигателя; 10 - шаровой шарнир заднего крепления; Il - шаровой шарнир креп­ления подкоса к цапфе двигателя; 12, 13 - узлы крепления силовых шпангоутов гондолы к фюзеляжу. Конструкция, непосредственно закрывающая двигатель, назы­вается капотом. Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нем, для осмотра, замены и тех­нического обслуживания. Для этого они имеют системы легко-съемных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструк­ции, аналогичные конструкции фюзеляжа.

5. Силовые схемы гондол могут быть двух типов.

Гондола полумонококовой конструкции состоит из жестких па­нелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Такая конструк­ция воспринимает воздушные нагрузки и массовые силы и крепится к планеру или подвеске двигателя. Нагрузки же от дви­гателя передаются на планер (непосредственно на крыло, фюзеляж или пилон).

Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой кар­кас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передает их на планер.

На рис. 4 показана гондола ТРД на вертикальном пилоне под крылом. На рисунке видно сходство конструкций гондолы и фюзеляжа, пилона и крыла.

Особенностью конструкции и компоновки гондол ТВД является специфическая конфигурация передней части, обусловленная нали­чием обтекателя втулки винта и редуктора.

6. Прочность гондол, пилонов и креплений оборудования силовых установок.

Гондолы двигателей, воздухозаборники, которые нагружаются в основном аэродинамическими силами, особенно значительными при действии скоростного напора q max max в случаях нагружения А" и D". Поэтому их конструкция сходна с конструкцией фюзеляжа. Для глушения шума от двигателя используется трехслойная об­шивка с сотовым заполнителем.

Конструкции пилонов имеют те же внутренние силовые эле­менты, что и конструкция крыла, достаточно сильные для вос­приятия больших нагрузок от двигательной установки и гондолы и передачи их на крыло или фюзеляж.

Прочность конструкции и креплений оборудования силовых ус­тановок (баки, трубопроводы, агрегаты) проверяется в соответ­ствии со случаями нагружения по НЛГС частей планера ЛА, где они установлены.

Поскольку гондолы, пилоны и части оборудования силовых уста­новок непосредственно соединяются с двигателем, они испытывают

значительные вибрационные воз­действия, что может сказаться на состоянии конструкции (ослабле­ние затяжки болтов и заклепок, образование люфтов и трещин) и ресурсе. Поэтому необходимо при­нимать меры защиты от вибраций.

Рис. 4. Гондола ТРД на вертикаль­ном пилоне под крылом

Литература:

1. Конструкция и прочность самолетов, В.Н.Зайцев, Г.Н. Ночевкин – Киев 1974 г.

ПД и ТВД могут размещаться в передней части фюзеляжа (один двигатель) или передней части крыла (два и более двигателей). Возможно применение толкающих винтов при размещении ПД или ТВД в хвостовой части фюзеляжа или крыла. ТРД, ДТРД, ПВРД в зависимости от назначения самолета, требований безопасности полета, условий эксплуатации могут размещаться в фюзеляже, корнях крыла и киля, на пилонах под крылом и над ним с непосредственным креплением гондол двигателей к крылу, на концах крыла, на хвостовой части фюзеляжа. Каждая схема крепления имеет свои преимущества и недостатки, анализируя которые конструктор располагает двигатели так, чтобы обеспечить экономичность эксплуатации самолета и удовлетворить разработанным ТТТ.

2.2.4.5 Выбор числа двигателей на самолете

Число двигателей на самолете (п дв) обусловлено его назначением, безопасностью полета, экономичностью эксплуатации.

На легких самолетах устанавливается один или два двигателя.

На пассажирских магистральных самолетах согласно НЛГС-2 должно быть не менее двух двигателей, что диктуется условиями взлета и полета с одним отказавшим двигателем. Большое количество двигателей снижает потребную тяговооруженность самолета, но увеличивает расходы на эксплуатацию.

Для ближних магистральных самолетов используют обычно два двигателя, для средних магистральных - два или три, для дальних магистральных с дальностью полета свыше 5000 км - четыре двигателя.

На тяжелых военно-транспортных, грузовых, специальных самолетах устанавливается четыре и более двигателей.

В некоторых случаях, когда высокая тяговооруженность самолета требуется только на режиме взлета, экономически выгодно использовать силовую установку (СУ) с дополнительным двигателем уменьшенной тяги - СУ типа 2,5 или 3,5. Этот дополнительный двигатель работает только на взлете, а в крейсерском полете он выключается.

2.2.5 Определение относительного запаса топлива

Относительная масса топлива может быть определена приближенно в зависимости от расчетной дальности полетаL и выбранной по статистическим данным или заданной в ТТТ скорости крейсерского полетаV к p:

а + bL / V кр,

где а = 0,04...0,05 для легких неманевренных самолетов (m 0 < 6000 кг); а = 0,06...0,07 для всех других самолетов; b = 0,05...0,06 для дозвуковых самолетов; b = 0,14...0,15 для сверхзвуковых самолетов. Для ориентировки и контроля правильности расчетов можно пользоваться средними статистическими значениями
в работе .

2.2.6 Выбор тяговооруженности самолета

Стартовая тяговооруженность самолета любого назначения

= 10P 0 / m 0 g ,

где Р 0 - суммарная стартовая тяга всех двигателей, даН; g - ускорение свободного падения.

Потребная величина определяется из условий обеспечения основных летных характеристик и режима полета, заданных ТТТ и требованиями НЛГС-2.

2.2.6.1 Тяговооруженность гражданского самолета

В соответствии с НЛГС-2 для гражданского самолета взлетная тяговооруженность выбирается наибольшей из следующих условий.

Полет на крейсерской скорости V кр на высоте Н кр определяет по формуле:

,

где К кр = (0,85...0,9)К max - аэродинамическое качество на крейсерском режиме;
- максимальное аэродинамическое качество;
- аэродинамический параметр;k 1 = 1,02 для трапециевидных крыльев ( > 3); k 1 = 1,6 дли треугольных крыльев (  2);

 учитывает изменение тяги двигателей по скорости и высоте полета;

 =
;

 руд учитывает изменение тяги двигателей при дросселировании;

 руд = 1 для номинального режима;  руд = 1Д..2 для форсажного режима.

Коэффициент  можно определить по работе .

Полет на потолке Н п определяет следующим образом:

где  определяется для Н п и скорости в числах М полета М = (0,7...0,8)М кр.

Полет при обеспечении заданной длины разбега l разб определяет по формуле:

где К разб - аэродинамическое качество при разбеге самолета;

К разб = 8...10 для дозвуковых самолетов;

К разб = 5...6 для сверхзвуковых самолетов;

 разб - коэффициент трения колес шасси на разбеге;

 разб = 0,02 - бетон, укатанный снег и лед (0,03 - мокрый бетон);

 разб = 0,06 - мокрый травяной покров;

 разб = 0,07 - твердый грунт;

 разб = 0,08 - травяной покров.

Взлет с одним отказавшим двигателем определяет по формуле

,

где К наб = 1,2 К разб - аэродинамическое качество при наборе высоты; tg = 0,024 при п дв = 2; tg = 0,03 при п дв = 3; tg = 0,05 при п дв  4.

Тяговооруженность самолетов, взлетающих с грунтовых аэродромов , должна удовлетворять условию проходимости по грунту

,

где  кач = 0,4 - мокрый грунт;  кач = 0,25 - грунт в период просыхания;  кач = 0,12 - сухой и плотный грунт.

Коэффициенты даны для давления в пневматиках 0,3...0,5 МПа.

В настоящее время мы, россияне, продолжаем летать на «Боингах» и «Аэробусах», которые составляют основу парка отечественных авиакомпаний. И на каждом шагу продолжается реклама «забугорных» самолётов. Но безопасно ли на них летать? Попробуем разобраться.

Когда российские пассажиры, отправляясь в отпуск или командировку, садятся на борт западного лайнера, то первая мысль, которая закономерно возникает у них – исправен ли самолёт? Сумеет ли он долететь до места назначения?

Нужно признать, что опасения пассажиров насчёт безопасности полётов более чем оправданы – Запад никогда не станет продавать России новую авиатехнику! Наши конкуренты будут душить российский авиапром! И в данной статье необходимо сравнить лётно-технические качества и прочность отечественной и зарубежной авиатехники.

Первое, что бросается в глаза – это низкое расположение двигателей под крыльями и малый клиренс от нижней части «движков» до земли у зарубежных самолётов. Ведь при взлёте и посадке велика вероятность попадания в воздухозаборник посторонних предметов, а это чревато катастрофой. Кроме того, учитывая наши суровые метеоусловия, российские лайнеры оснащены более надёжными и неприхотливыми двигателями. О максимальной скорости самолётов и говорить не приходится – так, у Ту-154 она составляет 950 км/ч., Ан-148 – 870 км/ч. В свою очередь, «Боинг» Б-737-800 развивает скорость лишь до 850 км/ч., «Аэробус» А-320neo – до 870 км/ч.

Оставляет желать лучшего и прочность западных лайнеров. Как известно, они не могут нормально сесть на неподготовленные и грунтовые аэродромы, коих в России хватает, а благополучная посадка Ту-154М в Ижме 7 сентября 2010 года весьма красноречиво показывает, что отечественные самолёты сделаны на совесть. Ещё одно происшествие с участием Ту-154М до сих пор упорно замалчивается мировыми СМИ. Так, 26 сентября 2006 года в аэропорту «Манас» (Киргизия) столкнулись взлетавший Ту-154М и загородивший ему полосу американский заправщик КС-135. При ударе «американец» тут же загорелся и после пожара восстановлению не подлежал. А легендарный «Туполев» лишился части плоскости крыла, но сумел благополучно сесть на аэродром. И после ремонта до сих пор летает!.

Кроме того, вспомним катастрофу 2 апреля 2012 года франко-итальянского турбовинтового самолёта АТR-72 авиакомпании «ЮТейр» под Тюменью. Эта нежная, капризная машина может эксплуатироваться только в южных широтах, и, по существу, не является конкурентом не только новым российско-украинским Ан-140, но и старым добрым Ан-24. Катастрофы, произошедшие с участием АТR-72 (всего потеряно 19 машин), подтвердили опасность его эксплуатации в сложных метеоусловиях, так как главными причинами аварий стали проблемы с двигателями и обледенение конструкции. И после этих инцидентов АТR-72 за рубежом в северных широтах больше не эксплуатируется.

Серьёзным недостатком у западных самолётов является их ограничения в эксплуатации по климату и влажности воздуха. Например, во время испытаний Ту-334 в Иране, в горной местности в разрежённом и горячем воздухе, причём отечественная машина взлетала даже на одном двигателе. При этом зарубежные самолёты выполняют рейсы в жару только по ночам, так как двигателям не хватает мощности. Кроме того, при температуре ниже -30 градусов по Цельсию «Боинги», «Бомбардье» и другие западные лайнеры также не могут эксплуатироваться.
Также аэродинамика и прочность отечественных самолётов позволяют им значительно меньше реагировать на внешние источники возмущения: при попадании в зону турбулентности дискомфорт в них почти не ощущается.

Много пишут о «комфортабельности» зарубежных машин. К примеру, система кондиционирования функционирует настолько плохо, что её отключение в полёте зачастую либо не представляется возможным, либо кондиционер не удаётся включить вовсе. О тесноте в салоне и говорить не приходится. Вот отзыв пассажирки о самолёте «Embraer» E-195 бразильского производства авиакомпании «Саратовские авиалинии», которая в августе нынешнего года обратилась к руководству авиаперевозчика с просьбой улучшить техническое состояние воздушного парка:
«…Мы вылетели из Москвы рейсом “6W-775” компании “Саратовские авиалинии” в Саратов. На самолёт я опаздывала, приехал автобус за опоздавшими, нас четыре человека было, когда подъехали к самолёту, было видно, что его проверяли, но в самолёте уже было очень душно. Так и эта духота осталась на протяжении всего полёта, мужчина в хвосте сказал стюардессе, чтобы включили кондиционер, так как из-за набора высоты и снижения ему стало плохо, мне также стало плохо, как бы не хватало воздуха, и из-за перепадов высоты давление сильно поднялось.

Когда начался взлёт, мы попали в зону сильной турбулентности. Самолёт начало сильно трясти. Причем трясло его долгое время. Я понимаю, что так долго самолёт трястись не может. Неожиданно он начал снижаться. В итоге, мы летели не в облаках, а под ними. Все пассажиры могли видеть землю. Нам сказали, чтобы мы закрыли все окошки, и не ходили по салону. Нас очень сильно трясло. Это было нам понятно, тем более сам командир нам об этом объявил!

После этого все пассажиры начали жаловаться, чтобы включили кондиционер. Стюардесса обещала исправить это, но в итоге никто ничего не включил. Весь полёт в салоне самолёта было жарко, была невозможная духота.

Мы всё-таки сели. Хочу поблагодарить за профессионализм командира этого рейса, который очень достойно посадил самолёт. И сказать «спасибо, что долетели!». Когда мы приземлились, никто не хлопал в ладоши, как это обычно бывает, потому что все, наверное, находились в шоковом состоянии. Никто не вставал с места и не включал телефоны до тех пор, пока не вышел командир – весь мокрый и бледный – он сказал: “можете вставать”, когда уже трап подогнали к самолёту, и тогда все начали потихоньку выходить».

Кроме того, у западных лайнеров имеется ещё одна «ахиллесова пята» – это управление самолётом с помощью компьютера. В этом случае велика вероятность, что по чьей-то зловредной команде сработает тайная программа, вирус – тем самым вырубится жизненно важный электронный блок и самолёт обречён. История напоминает – ещё в 1980-х годах президент Ирака Саддам Хусейн покупал у французов комплексы ПВО. И перед началом воздушного этапа операции НАТО «Буря в пустыне» (1991 год) в Ираке все эти зенитные системы в одночасье были выведены из строя по команде со спутника.

Однако, до сих пор упорно игнорируется то обстоятельство, что в РФ успешно эксплуатируются отечественные самолёты Ан-148 (числятся в авиакомпаниях «Ангара» и «Саратовские авиалинии»), Як-42Д (авиакомпании «Ижавиа», «Саратовские авиалинии», «КрасАвиа» и др.), Ту-204-100 (авиакомпания «Ред Вингс»). Следовательно, Россия должна быть великой авиационной державой. Иначе страны не будет как таковой. Сегодня мы самое большое по площади государство с слабой транспортной инфраструктурой. Таким образом, проблемы отечественной авиации из экономической плоскости перерастают в проблему национальной безопасности.

Таким образом, если западные авиационные корпорации объявят России экономическую войну, мы, конечно, сможем восстановить отечественное гражданское самолётостроение. Но не столь ударными темпами, так как это высокотехнологичная инновационная отрасль. Разрушать российский авиапром, напомним, начал ещё в начале 1990-х годов Егор Гайдар. Будучи премьер-министром, он цинично заявлял, что гражданское авиастроение – это, мол, слишком затратное дело для российской экономики. Результаты этой разрушительной политики – налицо…

Когда в очередной раз вы видите презентацию нового авиалайнера, не появляется ли у вас ощущение дежавю, не кажется ли вам, что каждый раз из ангара выкатывают самолет, который вы уже много раз видели раньше?

В понедельник открывается парижский авиасалон Ле Бурже, где будут представлены самые последние новинки авиационного рынка. 2017 год вообще богат на премьеры - только в мае в воздух впервые поднялись российский лайнер МС-21 и китайский С919, вот-вот начнутся первые поставки Boeing 737MAX, а А321NEO уже поступает к первым покупателям.

Но если стереть со всех этих самолетов опознавательные знаки, ливреи, отличите ли вы на летном поле один от другого? На фото в конце этого абзаца изображены Airbus A320 и Boeing 737. Сможете ли вы, не прибегая к помощи интернета, понять, какой где?

Проверьте себя. На этом снимке - Airbus A320 и Boeing 737. Сможете отгадать, какой где? Ответ - в последнем абзаце текста

Мы привыкли к тому, что самолеты похожи друг на друга, однако, оказывается, так было не всегда. В первые десятилетия после Второй мировой войны - во время расцвета гражданской авиации - у каждого пассажирского самолета было свое "лицо".

1950-е годы, Caravelle, Ту-104, Boeing 707, Comet - каждый из них можно было узнать по неповторимому силуэту. В 1960-е и 70-е небо было тоже более пестрым: Ил-62, Boeing 727, Ту-154. Все они были легко отличимы друг от друга даже на большом расстоянии. Посмотрите, какими разными они были:

Британский лайнер Comet - первый серийный реактивный пассажирский самолет

Ту-104 - первый советский реактивный авиалайнер

У германского VFW 614 двигатели располагались над крыльями - наверное, самая причудливая модель за всю историю гражданской авиации

DC-10 - еще один неповторимый силуэт в гражданской авиации

Ил-62 - советский дальнемагистральный лайнер совершенно не похож на своего американского конкурента Boeing 707

Boeing 707 - "одноклассник" Ил-62

Так что же случилось? Все очень просто. Похоже, авиаконструкторы во всем мире нашли оптимальную форму самолета. В авиации не бывает дизайна ради красоты (ну разве чуть-чуть) - каждая мелочь имеет свое объяснение и обоснование.

Русская служба Би-би-си попросила авиационных экспертов, включая представителей крупнейших мировых авиастроительных корпораций Boeing и Airbus, объяснить особенности конструкции современных авиалайнеров.

Почему у самолета крылья снизу?

Начнем с крыльев. Когда у самолета они расположены внизу фюзеляжа, он называется "низкопланом". Абсолютное большинство пассажирских самолетов -низкопланы.

В компании Boeing нам объяснили, что причин этому сразу несколько. "Расположение крыла внизу (схема - низкоплан) позволяет сделать более короткие шасси (снизить вес), расположить двигатели под крылом достаточно близко к земле, более удобно скомпоновать пассажирский салон (центральная часть крыла проходит под полом пассажирской кабины), создает условия для безопасного покидания самолета в случае аварийной посадки на воду", - рассказали в американской компании.

Низкорасположенное крыло более безопасно при аварийных посадках даже при полных топливных баках. В 2009 году А320 компании US Airways приводнился на реку Гудзон сразу после взлета. Все пассажиры и экипаж спаслись

Давайте чуть подробнее поговорим о безопасности. Центральная часть самолета - место, где крылья соединяются с фюзеляжем, - называется центроплан. Это самая прочная и самая тяжелая его часть. В ней же расположены и топливные баки. Если самолету придется совершать аварийную посадку, то, очевидно, лучше сидеть на самой прочной и тяжелой части, а не под ней, не правда ли? А если при этом самолет сядет на воду, то полупустые, или почти пустые топливные баки станут своего рода понтонами, которые будут поддерживать его на плаву.

Среди региональных и ближнемагистральных хватает высокопланов, у которых крылья находятся сверху. Есть совсем немного среднепланов, крылья которых соединяются с фюзеляжем в середине, и даже биплан - Ан-2, но это уже авиационная экзотика, хотя и весьма симпатичная .

Ан-158 проще садиться на плохо подготовленные полосы

Схема "высокоплана" тоже имеет свои преимущества. Самолетам с пропеллерами удобней располагать их выше от земли, а реактивные высокопланы, такие как украинский Ан-158, могут приземляться на аэродромах с не очень хорошо подготовленной полосой, где есть опасность того, что пыль или мелкие камни могут попасть в двигатели.

Наконец, высокопланы чрезвычайно удобны для посадки и высадки - фюзеляж находится близко к земле, можно сойти на нее даже без трапа (особенно актуально как раз для плохо оборудованных аэродромов). Конструкторы транспортных самолетов от этой схемы в полном восторге - загружать такой самолет намного проще.

Почему у самолетов два реактивных двигателя, а не один, три или четыре?

Расцвет гражданской авиации пришелся на послевоенные годы, и некоторое время турбореактивные (без пропеллера) и турбовинтовые (с пропеллером) двигатели соперничали друг с другом.

Первые позволяли самолетам летать быстро, вторые - экономить топливо . Сегодня средне- и дальнемагистральные самолеты летают на турбовентиляторных реактивных двигателях, которые становятся все более экономичными, надежными и, что немаловажно, более тихими.

Тяжеловозы А380, А340 и B747 все еще используют по четыре двигателя (Россия планирует добавить к ним модернизированный Ил-96), до сих пор летают трехдвигательные DC-10 и Ту-154, но в мировой авиации давно наметилась тенденция делать пассажирские самолеты, даже большие и тяжелые, с двумя моторами.

Новейший российский лайнер МС-21 построен по схеме, ставшей классической

"Расход топлива, аэродинамическое сопротивление и вес силовой установки самолета с двумя мощными двигателями значительно меньше, чем у такого же самолета с тремя или четырьмя двигателями поменьше", - объяснили в Boeing.

Два - идеальное число двигателей авиалайнера. Оставлять один небезопасно - двигатели иногда отказывают в полете, а современный авиалайнер должен быть способен продолжить полет на одном.

Впрочем, есть еще "Мрия", у которой под крыльями целых шесть моторов. Но это особый самолет. И невероятно красивый - полюбуйтесь на него .

Почему двигатели находятся под крыльями?

За всю историю гражданской авиации конструкторы перепробовали великое множество вариантов того, как прикрепить к самолету двигатель. Их размещали в корне крыла, в хвостовой части фюзеляжа, под крыльями, встречались и более экзотические схемы - на американском широкофюзеляжном DC-10 два мотора находились под крыльями, а третий - в хвосте, а у германского Fokker 614 - над крыльями на двух стойках-пилонах.

Теперь на абсолютном большинстве новых лайнеров двигатели подвешены на пилонах под крыльями. Это может показаться странным, ведь два тяжелых авиационных мотора должны создавать большую нагрузку на крылья, которым и без того приходится поддерживать весь самолет. Не лучше ли, например, оставить их в задней части фюзеляжа, как это делали поколения авиаконструкторов?

Новый Boeing 737MAX - обратите внимание, что к двигателям можно просто подойти по земле, совершенно необязательно при этом бегать за стремянкой. При этом стойки шасси настолько короткие, что гондолы двигателей пришлось в нижней части немного подрезать

"Преимущество двигателей под крылом - это в первую очередь короткий путь к топливному баку, находящемуся, опять же, в крыле. Это означает более простую и более легкую систему подачи топлива. Проще регулировать центр тяжести самолета в полете, так как масса двигателей находится практически в центре", - объяснил Би-би-си германский эксперт в области авиации Александр Вейц.

Для того чтобы обеспечить центровку лайнеров, двигатели которых расположены в хвосте, действительно надо приложить определенные усилия - у таких самолетов центр тяжести смещен назад.

В корпорации Airbus Русской службе Би-би-си объяснили, что еще одним достоинством схемы современных самолетов является то, что двигатели под крыльями работают эффективнее, поскольку находятся в "невозмущенном потоке" - вне завихрений воздуха, которые образуются в полете возле фюзеляжа.

Еще одна причина, на которую указали в Airbus, - уменьшение нагрузки на крыло. Во время полета самолет "опирается" на воздух целиком, и крыльями, и фюзеляжем, и хвостовым оперением. И чем равномернее будет распределена нагрузка по всей площади, тем лучше для всех узлов и сочленений. При этом если тяжелые двигатели будут на фюзеляже, сила притяжения будет стараться как бы "сложить" самолет подобно книге. Сделать это, конечно, не получится, но и лишняя нагрузка планеру ни к чему.

Схема расположения двигателей в хвостовой части самолета, от которой сейчас отказываются производители больших авиалайнеров, долгое время была очень популярной. Вспомним советские Ту-154, Ту-134, Як-40, Як-42, Ил-62, американский Boeing 727 и многие другие. Она имеет определенные преимущества, поскольку позволяет сделать крыло более тонким, аэродинамически более совершенным.

Кроме того, если в полете откажет один двигатель, и самолет сможет продолжать полет на втором, то в случае, если тот будет расположен под крылом, самолет неизбежно будет немного разворачивать (попробуйте толкать детскую коляску одной рукой, взявшись за ручку с краю). Это немного дискомфортно для пилота, но не так уж опасно. Когда двигатели находятся в хвостовой части, экипаж не будет испытывать даже и этого дискомфорта.

Однако когда речь заходит о комфорте во время технического обслуживания, разница между двигателями под крылом и в хвосте становится колоссальной. Инженер по техническому обслуживанию самолетов Алексей Ребик рассказал Би-би-си об обслуживании самолета на примере самой простой операции - установки на двигатель заглушки (алюминиевый щит или кусок ткани, которым закрывают воздухозаборник). Эту операцию выполняют каждый раз, когда самолет отправляется на более-менее длительную стоянку.

1982 год, техники зимой пытаются добраться до двигателей Ту-134

1994 год. Более современный "Туполев" - Ту-204. Техникам явно намного проще с ним работать

"Если двигатель расположен высоко, значит, вы должны взять стремянку, потаскать ее вокруг всего самолета, подтащить к каждому двигателю, заглушить... А там несколько точек крепления, и с одной стремянки, бывает, не достать до всех точек - на магистральных самолетах воздухозаборник обычно диаметром не меньше двух метров. С одной стремянки вы не можете достать до всех точек, и каждый раз вам надо спуститься, переставить стремянку, прикрепить заглушку в следующей точке и повторить это еще раз", - рассказал он.

При этом в случае с Ту-154 или Boeing 727, у которых имеется третий двигатель внутри хвостовой части фюзеляжа, как рассказал инженер, для простейшего технического обслуживания надо вообще вызывать специальный автомобиль со стрелой и люлькой. На самолетах с низкорасположенными двигателями такая процедура, по его словам, делается минимум на полчаса быстрее.

А ведь установка заглушки - простая операция, при более сложном обслуживании проблемы с доступом становятся еще более острыми, а их решение - еще более длительным.

Если вы считаете, что пассажира это не очень касается, то напрасно - техническое обслуживание самолета авиакомпания обычно оплачивает по времени работы техника. И в конечном счете тот факт, что самолеты теперь стало проще и быстрее обслуживать, отразился на стоимости билетов - полеты стали более доступными.

Есть еще одна причина, по которой двигатели вешают не просто под крылом, но и поотдаль от фюзеляжа. В корпорации Airbus Би-би-си объяснили, что это делается для того, чтобы в салоне не было слышно шума от них.

Почему у самолета именно такой хвост?

Прежде чем окончательно прийти к той форме, которую обычно имеют современные самолеты (однокилевое хвостовое оперение с двумя горизонтальными плоскостями в основании), авиаконструкторы перепробовали великое множество вариантов. Самым экзотическим был, наверное, Constellation - лайнер, который выпускала с 1943 по 1958 год американская компания Lockheed. Его разрабатывали во время Второй мировой, и самолету нужен был невысокий хвост, чтобы вписываться в ворота ангаров - вместо одного большого в результате сделали три маленьких.

Lockheed Constellation можно наградить призом за самый пышный хвост

За всю историю авиации хвостовое оперение приобретало самые причудливые формы - одно- и двухвостое оперение, Н-образное, V-образное, Т-образное и многие другие. Если бы конструкторы не нашли в результате оптимальную схему, они бы, наверное, перепробовали весь алфавит.

В настоящее время классическими можно считать два типа: оперение с одним вертикальным стабилизатором (рулем направления) и двумя горизонтальными (рулями высоты), которые расположены у его основания, а также Т-образное, как на Ту-134 или Boeing 727. У каждого типа есть свои преимущества и недостатки, но в результате на большинстве авиалайнеров применяется первый вариант.

Boeing 727-225 авиакомпании Дональда Трампа Trump Shuttle (действовала с 1989 по 1992 годы). Обслуживать такое Т-образное хвостовое оперение намного сложнее, чем у самолета, стабилизаторы которого находятся на фюзеляже

Проблема тут в том, что обе схемы обладают своими достоинствами и недостатками. К недостаткам схемы, ставшей традиционной на современных лайнерах, можно отнести то, что стабилизаторы "попадают в возмущенный поток, сходящий с расположенного впереди крыла", рассказали специалисты Boeing. Другими словами, воздушные завихрения за крыльями образуются ровно в том месте, где находятся рули высоты.

Новый китайский авиалайнер С919 - никаких сюрпризов в компоновке, традиционная схема с низкорасположенными стабилизаторами

Однако у Т-образной схемы недостатков больше. Как объяснили в Airbus, нижнее расположение рулей высоты продиктовано вопросами безопасности: "При сваливании стабилизаторы на вершине находятся в "тени" воздушного потока крыла, такой самолет тяжелее вывести в стабильное управляемое положение".

В Boeing тоже обращают внимание на эту проблему: "Основным недостатком этой схемы с позиций безопасности полета является возможность попадания стабилизатора и расположенных на нем рулей высоты в зону скосов потока с крыла в случае полета самолета на очень больших углах атаки".

Поясним, речь идет о положении самолета, при котором его нос сильно задран, а сам он продолжает лететь вперед - в такой ситуации крылья как бы раздвигают воздух, оставляя за собой сильно разреженный его слой. В этой "тени" и оказываются горизонтальные стабилизаторы на вершине хвоста (и двигатели, если они расположены сзади), при помощи которых можно выровнять самолет - из-за отсутствия плотного воздуха сделать это почти невозможно. В такую опасную ситуацию лайнеры попадают нечасто, но этот недостаток серьезно усугубляет весь набор проблем Т-образной схемы хвоста.

В Airbus указали еще на одну проблему такого хвостового оперения - большой вес. Горизонтальные рули и сами по себе весят немало, но сверху нужно еще разместить различные механизмы, да и сам хвост укрепить, увеличив тем самым его массу.

Наконец, судя по рассказу инженера по техобслуживанию самолетов Алексея Ребика, эта схема - настоящее наказание для техников. Он объяснил это на примере обслуживания стабилизаторов на Ту-154.

"Высота горизонтального оперения на Ту-154 - 11-12 метров. Здесь не обойдешься стремянкой. Надо вызывать машину и ждать, пока она приедет. Когда приезжает машина, у нее выдвигаются аутригеры - гидравлические подъемники, опоры, которые она ставит на землю. Это занимает время. Чтобы переместиться от одной половины стабилизатора к другой, ей нужно опустить стрелу, потом поднять аутригеры, затем вы управляете этой машиной, подъездом-отъездом, потом снова она выдвигает опоры, вы залезаете в корзину, едете наверх, выполняете работы. По сравнению с тем, как вы одну стремянку под Boeing 737 подкатили, это плюс полчаса получается", - рассказал инженер.
Прогресс в авиации идет по малозаметному со стороны пути - использование новых материалов, новых систем управления самолетом

"Наверное, бесконечными можно назвать модификации в салоне самолета, ведущие, с одной стороны, к увеличению числа перевозимых пассажиров, с другой - к улучшению комфорта салона. Кроме того, идет активная работа по улучшению показателей экономической эффективности самолетов: это более современные двигатели, новые законцовки крыла, шарклеты, это новая геометрия крыла, как на А350, ну и, конечно же, это новые материалы. Прежде всего это композитные материалы, они более лёгкие и более надежные", - рассказал авиационный эксперт Александр Вейц.

В Boeing указали на "широкое применение новых композитных материалов, новых прочных и легких сплавов", а также прочих систем, главная задача которых - снизить вес самолета и продлить его жизненный цикл.

Кроме того, в американской компании рассказали, что в новых авиалайнерах будет "существенно более высокий уровень автоматизации полета, практически от взлета до заруливания на стоянку после посадки, автоматическая "защита" от попадания самолета в какие-либо критические ситуации в результате ошибок экипажа или/и отказов двигателя или систем".

Однако, по словам представителей корпорации, "продолжаются исследования других аэродинамических схем самолета, например: схема "летающее крыло", расположение двигателей над фюзеляжем и другие для снижения расходов топлива, уровня шума на местности и вредных выбросов".

Ах, да, и на картинке в начале текста слева - Boeing 737-700, а справа - Airbus 320.

Сегодня поговорим о конструктивно-техническом приеме, который помогает самолету улучшить свои скоростные возможности и стать действительно быстрым и стремительным.

Grumman F-14B Tomcat. Максимальная стреловидность.

Скорость… Традиционная стихия любого летательного аппарата и один из самых его важнейших параметров. Стремление летать быстрее существовало всегда со времени полетов первых аэропланов, и авиаторы за достаточно короткий срок добились немалых успехов в этом увлекательном деле.

Однако, не все в нем было просто. В небо поднимались аппараты тяжелее воздуха и для получения от них требуемых характеристик необходимо было обеспечить наиболее выгодное взаимодействие их с окружающей воздушной средой. В этом направлении происходило постоянное совершенствование конструкции самолетов и их силовых установок.

Достижение высоких скоростей опирается на два противоположных (по направлению воздействия на самолет) фактора: высокая тяга двигателя и низкое аэродинамическое сопротивление. На заре развития авиации ни то, ни другое не обладало уровнем, достаточным для обеспечения хотя бы относительно большой скорости.

Но авиация развивалась достаточно быстро, скоростные возможности летательных аппаратов росли, и не за горами было уже достижение . Внешний вид «когда-то аэропланов» довольно быстро менялся, и становилось понятно, что в скором времени он изменится кардинально.

О сопротивлении…

Как известно, аэродинамическое сопротивление в целом – это сумма нескольких составляющих, каждая из которых имеет различные причины возникновения, характер и темпы изменения в зависимости от условий взаимодействия какой-либо аэродинамической поверхности или элемента конструкции с воздушным потоком.

Главенствующей (не иначе) поверхностью такого типа в период расцвета поршневой авиации было прямое крыло , как классическое, так и с некоторыми изменениями. Для такого крыла актуальными тогда составляющими аэродинамического сопротивления были:

— профильное , включающее в себя помимо сопротивления давления (или собственно профильного), зависящего от формы поверхности, ее толщины и кривизны также и сопротивление трения, являющееся следствием определенной вязкости воздушной среды.

— сопротивление, возникающее в результате интерференции (взаимовлияния) частей конструкции самолета. Например, крыла и фюзеляжа ().

— индуктивное сопротивление , являющееся следствием процессов образования подъемной силы при обтекании профиля крыла воздушным потоком и формирования за ним вихревого жгута. Наиболее ощутимо на малых скоростях полета. Подробнее об этом я писал .

Учет силы сопротивления в описанном объеме был вполне достаточным для успешной эксплуатации поршневых самолетов в традиционном скоростном диапазоне тогдашней авиации, то есть где-то примерно до 500 км/ч максимум. Но положение дел не могло долго оставаться на таком уровне.

Прямокрылые поршневые истребители конца войны уже подбирались к 700-километровому рубежу. Росла интенсивность освоения реактивной авиации. Достижение скорости звука казалось вполне реальной задачей. Но не все было так просто на самом деле…

Главным препятствием здесь стал так называемый . Почему так называемый? Потому что на самом деле в реальном физическом смысле его нет. О нем и о сути сверхзвукового обтекания крыла я более подробно уже писал в . Барьера нет, но есть явления, формирующие представления о нем. Главное среди них – это волновой кризис, а также его предпосылки и последствия, проявляющиеся в росте волнового сопротивления.

Волновое сопротивление — это четвертая составляющая сопротивления аэродинамического, (следствие сжимаемости воздуха) которая на малых, традиционных для поршневой авиации скоростях не проявляется, а на трансзвуковых , то есть скоростях, близких к скорости звука (в районе М=1) испытывает бурный рост с увеличением числа М и значительно увеличивает общее сопротивление летательного аппарата.

Изменение аэродинамического сопротивления (коэффициент Сd) в трансзвуковом диапазоне и на сверхзвуке.

Происходит это из-за возникновения скачков уплотнения , часто многочисленных, (или ударных волн – отсюда и название «волновое сопротивление») на крыле и элементах конструкции с ростом скорости летательного аппарата. На образование этих скачков тратится энергия, забираемая от кинетической энергии движения самолета. Также турбулизируется поток в районе их образования. Все в месте это называется .

В результате резкого роста сопротивления и увеличения опасности разрушения конструкции из-за тряски при турбулизации сложилось представление о некоем непреодолимом барьере , препятствующем достижению звуковых и сверхзвуковых скоростей.

Первые признаки возникновения волнового сопротивления могут появляться уже на скоростях полета более 500 км/ч. Это именно только первые признаки, ведь фактическая скорость звука (М=1) значительно выше (около 1220 км/ч у земли). Но из-за различной конфигурации и кривизны элементов конструкции (в частности профиля крыла) местная скорость обтекания может меняться и на определенных участках поверхности достигать значения близкой к звуковой со всеми вытекающими отсюда последствиями.

Стреловидность в помощь…

Для «затягивания» возникновения волнового кризиса и смещения его в сторону больших скоростей, уменьшения волнового сопротивления на трансзвуковых скоростях и обеспечения облегченного перехода на сверхзвук прорабатывались различные технические варианты как для крыла, так и для других элементов конструкции самолетов (фюзеляж, подвески, оперение), которые могли бы использовать околозвуковые и сверхзвуковые скорости для своего полета.

Стреловидность крыла – основной из таких вариантов, применяемый практически на всех самолетах, летающих на скоростях выше 600 км/ч, в том числе на всем огромном парке современной реактивной коммерческой авиации.

Это важно для таких самолетов, потому что в отличии от другого технического решения для больших скоростей, крыла из тонких и острых профилей с минимальным изменением кривизны поверхности, стреловидность не является препятствием для полезного использования внутреннего пространства крыла.

Углы прямой стреловидности: 1 - по передней кромке, 2 - по линии 1/4 хорд.

Тонкопрофильное крыло обычно применяется в военной авиации в сочетании со стреловидностью.

Итак, определение стреловидности крыла… Стреловидностью называют отклонение крыла в плане от перпендикуляра к продольной оси самолета. Иначе говоря, стреловидность присутствует, если концевой профиль отведен вперед или назад по отношению к корневому профилю.

Если назад – стреловидность прямая (или положительная). Если вперед – обратная (или отрицательная). Угол стреловидности χ измеряется либо по передней кромке – между ней и перпендикуляром к продольной оси самолета, либо по линии одной четверти хорд – между тем же перпендикуляром и линией проведенной через точки хорд профилей, расположенные на расстоянии четверти длины каждой хорды от носка профиля.

Стреловидность крыла.

Стреловидность по передней кромке используется при расчетах параметров сверхзвукового полета, стреловидность по линии ¼ хорд – для оценки устойчивости и управляемости самолета.

Скоростные дозвуковые самолеты (в т.ч. пассажирские лайнеры) обычно имеют прямую стреловидность от 20° до 35° (Ту-95 – стреловидность 35° по линии 1/4 хорд). Сверхзвуковые от 20° до 70° и более (МиГ-25 – стреловидность по передней кромке 41°, МиГ-23 – максимальная стреловидность по передней кромке 72°).

В расчетах также рассматривается стреловидность по задней кромке крыла. Оперение скоростного самолета (стабилизатор, киль) также имеет некоторую стреловидность, для того, чтобы процессы трансзвукового и сверхзвукового обтекания развивались на них одновременно с крылом. Принципы здесь те же.

Ту-95МС. Турбовинтовой бомбардировщик со стреловидным крылом. Единственный в своем роде.

Как это начиналось….

Началось использование стреловидного крыла еще на заре развития авиации даже до Первой Мировой войны. При этом цели его применения были совершенно другие, нежели возможность полетов на околозвуковых скоростях.

Тогда в процессе освоения (как теоретического, так и практического) находились различные конструкции и схемы летательных аппаратов. Одной из таких схем была так называемая «бесхвостка» или летающее крыло . У такого типа ЛА отсутствует стабилизатор и для обеспечения его продольной статической устойчивости использовалось «отведение» крыла назад, то есть придание ему определенной стреловидности в сочетании с некоторой отрицательной круткой концевых сечений (носики профилей вниз).

При увеличении угла атаки прирост подъемной силы в этих сечениях больше, чем в корневых и расположен за центром тяжести, что позволяет обеспечить продольную балансировку летательного аппарата. Примером такого самолета могут служить аппараты ирландского авиационного инженера Джона Данна (John William Dunne) Dunne D.8/D.5 и другие.

Стреловидное летающее крыло Dunne D8. Видна крутка крыла.

Пилот в самолете Dunne D8. Видна крутка крыла.

Забегая вперед, стоит сказать, что обеспечение балансировки самолета в продольном отношении путем корректировки взаимного расположения центра масс самолета и точки приложения аэродинамических сил – это и сейчас одна из областей применения стреловидности крыла уже на более традиционных летательных аппаратах, не столь, правда, впечатляющая, как обеспечение высокоскоростных возможностей и нечасто используемая (об этом ниже).

Кроме того стреловидность на таких «летающих этажерках» использовалось для элементарного обеспечения хорошего бокового обзора пилоту. Ведь он в этом случае сидел практически «на острие» 🙂 …

Однако, уже в период Второй Мировой войны в воздух поднялись самолеты нормальной схемы, у которых стреловидность крыла была именно средством предотвращения роста аэродинамического сопротивления. Причем интересно, что разрабатывались проекты как с обычной (прямой) стреловидностью, так и с обратной.

Messerschmitt Me 262 Schwable.

Примером одного из первых массовых самолетов со стреловидным крылом может служить Ме-262 , имевший стреловидность по передней кромке 18°35̒ и начавший летать на реактивной тяге со второй половины 1942 года. Высокоскоростные проекты Ме-262 получили увеличенную стреловидность: Ме-262 HG II — 35° по 1/4 хорд, Ме-262 HG III — 42° по передней кромке. Крыло обратной стреловидности имел бомбардировщик с реактивными двигателями Ju-287 (о нем ниже).

Экспериментальный самолет DH 108 Swallow.

Реактивный пассажирский самолет de Havilland DH 106 Comet со стреловидным крылом.

В 1945 году был построен и в 1946-ом полетел британский экспериментальный самолет de Havilland DH 108 «Swallow». На основе полученных результатов был разработан и уже в в 1949 году поднялся в воздух первый пассажирский реактивный самолет (британский) со стреловидным крылом de Havilland DH 106 Comet.

В 1947 году совершили первые полеты советский МиГ-15 и американские North American F-86 Sabre и Boeing B-47 Stratojet. Процесс пошел….

Истребитель МиГ-15.

Истребитель North American F86 Sabre.

Бомбардировщик со стреловидным крылом (первый полет 1947 г.) Boeing B-47 Stratijet.

Как можно объяснить? Главный плюс стреловидности крыла…

В чем же положительная суть стреловидного крыла, то есть за счет чего оно позволяет отодвинуть момент наступления волнового кризиса и уменьшить величину волнового сопротивления? Для объяснения может быть рассмотрена картина скольжения прямого крыла большого (теоретически бесконечного) размаха.

Подъемная сила прямого крыла при его скольжении падает. Причина этого в том, что максимальное значение силы создается при обтекании такого крыла потоком, перпендикулярным передней кромке. Однако при возникновении скольжения появляется некий угол скольжения β и скорость потока V эту перпендикулярность теряет.

При этом ее в векторном смысле можно разложить на две составляющие: касательную передней кромке V τ , которая не влияет на изменение сил аэродинамического давления на крыле (а всего лишь влияет на силы трения) и перпендикулярную передней кромке V n . Вторая составляющая по абсолютному значению ниже общей скорости V потока. Крыло как бы обтекает более медленный поток, а значит величины давления (разрежения) на нем ниже и, следовательно, меньше подъемная сила.

Принцип полезного действия стреловидного крыла.

Описанный эффект скольжения можно с успехом применить к стреловидному крылу (бесконечного размаха). Только теперь самолет летит фактически прямолинейно, то есть без скольжения. А угол стреловидности χ равен упомянутому выше углу β. Получается в первом приближении картина, аналогичная обтеканию прямого крыла.

Здесь скорость V – это скорость полета самолета, которая может быть достаточно большой и, приближаясь к скорости звука, может способствовать созданию условий для проявления сжимаемости воздуха , то есть возникновения местных скачков уплотнения и далее волнового кризиса со всеми последующими неприятными эффектами (рост волнового сопротивления).

Однако, ее составляющая, перпендикулярная передней кромке V n , которая как раз и определяет изменение сил давления на крыле, а значит и вероятное проявление эффекта сжимаемости воздуха в потоке, ощутимо меньше.

То есть самолет фактически летит на большой скорости (в т.ч. и близкой к звуковой), а картина обтекания со всеми ее особенностями (величины давлений, скачки уплотнения и т.д.) формируется под действием воздушного потока с меньшей скоростью. И чем больше угол стреловидности , тем сильнее проявляется этот эффект. Таким образом, самолет на околозвуковых скоростях избегает неприятностей, связанных с сильным ростом волнового сопротивления.

Еще плюсы (и минус)….

По аналогичной причине наличие стреловидности крыла до некоторой степени положительно влияет на сохранение устойчивости и управляемости самолета на скоростях, близких к скорости звука. Ведь, как известно, одним из негативных проявлений является сдвиг точки приложения аэродинамических сил (центра давления) назад, что влияет на устойчивость в продольном отношении.

Если же негативные волновые явления затянуты и ослаблены наличием стреловидности, то этот сдвиг меньше и балансировка до некоторой степени улучшается. К тому же из-за значительного ослабления процесса образования местных сверхзвуковых зон и, как следствие, скачков уплотнения на крыле сохраняется управление из-за повышения качества работы управляющих поверхностей (в частности по крену).

Прямая стреловидность крыла может быть также использована для повышения поперечной устойчивости самолетов, в том числе и нескоростных (в этом случае угол χ небольшой). При возникновении крена самолет начинает скользить на опущенное крыло, в результате чего меняется угол набегания потока на переднюю кромку крыла или, говорят, меняется эффективная стреловидность .

Схема влияния стреловидности на поперечную устойчивость самолета.

Следовательно увеличивается размер перпендикулярной составляющей (V n) скорости потока на нем по сравнению с отстающим (поднятым) крылом. Подъемная сила опущенной консоли возрастает, и крен уменьшается.

Интересно, что при этом устойчивость может стать чрезмерной (то есть это уже недостаток ). Для самолета со стреловидным крылом это особенно чувствуется на малых скоростях, когда разница величин подъемной силы между консолями возрастает.

Рост устойчивости самолета со стреловидным крылом с уменьшением скорости.

Это вероятно ухудшит поперечную управляемость и даже иногда может вызвать так называемую колебательную неустойчивость самолета. Поэтому нередко во избежание «излишеств» крылу с большой прямой стреловидностью придают отрицательный угол поперечного V (крыло вниз). У крыла обратной стреловидности весь этот процесс противоположный.

Кроме того, стреловидность может положительно влиять и на уменьшение общего аэродинамического сопротивления на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях не только посредством уменьшения волнового сопротивления, но, также, и профильного. Ведь если одно и то же крыло расположить под разными углами стреловидности, то по отношению к воздушному потоку V обтекаемый профиль на ее больших углах будет иметь более длинную хорду (расстояние между максимально удаленными точками профиля). Ее еще называют эффективной.

Различия в размерах эффективной хорды прямого и стреловидного крыла

А это значит, что относительная толщина профиля, равная отношению его максимальной толщины к хорде уменьшится (при неизменной фактической толщине), уменьшится также и его кривизна, то есть он по параметрам как бы приближается к тонкому сверхзвуковому профилю.

Все это напрямую влияет на вышеупомянутое сопротивление давления (составляющая профильного) в сторону его уменьшения. В результате за счет уменьшения профильного понизится общее лобовое аэродинамическое сопротивление, что конечно же является положительной стороной использования стреловидного крыла.

Фактически стреловидное крыло получает преимущества тонкого крыла, но при этом не теряет в прочности и имеет достаточный внутренний объем для полезного использования.

Еще одно свойство стреловидного крыла, которое можно назвать положительным. Но при этом оно, однако, является следствием его серьезного недостатка♣ , о котором будет сказано ниже. Этот плюс заключается в устойчивости такого крыла к турбулентностям атмосферы.

Из-за пониженной несущей способности прирост (градиент) подъемной силы стреловидного крыла меньше, чем у прямого. Это значит, что в случае возникновения вертикального воздействия ветра, такой прирост будет небольшим. Небольшой будет, следовательно, и перегрузка. Самолет останется стабильным.

Изменение подъемной силы с ростом угла атаки на прямом и стреловидном крыльях (разный градиент).

Это были плюсы, которые на этом, пожалуй, заканчиваются. Их, как видно, не так уж и много и, кроме них, имеются еще и серьезные минусы.

О серьезных минусах….

Теоретическое существование тангенциальной составляющей набегающего воздушного потока (той самой V τ , которая направлена вдоль передней кромки) практически выражается в существовании некоторого перемещения слоя воздуха вдоль крыла (на его верхней поверхности) от корня к законцовке (так называемый «эффект скольжения» ), причем чем ближе к ней, тем больше.

Схема течения воздушного потока по размаху стреловидного крыла.

Однако, реальное стреловидное крыло на самом деле отличается от того теоретического (изолированного), о котором говорилось выше. Не зря в скобках я писал о бесконечном размахе. На самом деле размах конечен, само крыло состоит из двух половин, зеркально расположенных друг относительно друга и, в определенном смысле, влияющих друг на друга, плюс фюзеляж, а в районе законцовок присутствует перетекание воздуха иного рода, связанное с разницей давлений над и под крылом (то, которое влияет на возникновение индуктивного сопротивления . Об этом я писал ).

В результате «эффект скольжения» по размаху стреловидного крыла (достаточного удлинения) не везде проявляется одинаково. Обычно выделяют три специфических зоны. Первая – корневая зона обтекания . Здесь здесь имеет место так называемый срединный эффект (или корневой), в котором происходит практически распрямление потока через крыло. При этом он расширяется (поток на правой консоли отклонен по скольжению вправо, на левой – влево), из-за чего тормозится, давление на верхней поверхности крыла растет, и подъемная сила падает.

Зоны обтекания стреловидного крыла. I - корневая зона, II - средняя зона, III - концевая зона.

Изменение аэродинамической нагрузки по размаху: а) - прямое крыло, б) - стреловидное крыло.

Во второй зоне (срединная часть крыла ) скольжение потока примерно соответствует теоретическому. А в третьей проявляется концевой эффект . Здесь перетекание воздуха с нижней поверхности крыла на верхнюю так же искажает эффект скольжения. Потоки двигаются навстречу друг другу, как бы поджимая и распрямляя воздушные струи пересекающие крыло. Скорость течения в них растет, давление падает и увеличивается подъемная сила.

Изменение картины распределения давления (разрежения) по зонам стреловидного крыла. III – концевая зона, I – корневая зона, II – средняя зона.

В результате, если у стреловидного крыла бесконечного размаха (или прямого крыла) давление на профиле по сечениям примерно одинаково, то у реального крыла оно меняется от сечения к сечению. При этом наиболее нагруженным в аэродинамическом плане оказываются именно концевые сечения. Это показано на рисунке.

То есть в этих сечениях коэффициент подъемной силы увеличен (близок к максимальным значениям), и, соответственно, действительные углы атаки здесь также увеличены по сравнению со средней частью крыла, например.

Получается, что в случае увеличения общего угла атаки крыла его значения в концевых сечениях будут выше и могут достичь критических величин, провоцируя тем самым срыв потока .

Это один из основных недостатков, характерных для стреловидных крыльев – склонность к так называемому концевому срыву .

Зоны первоначального возникновения срыва на прямом и стреловидном крыльях.

Эту склонность увеличивает также вышеупомянутый эффект скольжения. В результате наличия касательного по передней кромке движения пограничного слоя (V τ) в сторону концевых сечений, ближе к этим сечениям происходит в некотором роде «накопление» этого слоя. Он «вспухает» и становится неустойчивым, повышая, тем самым возможность срыва.

Срыв потока и падение подъемной силы, соответственно, у стреловидного крыла начинается раньше, чем у прямого, то есть на меньших углах атаки, правда с их ростом распространяется медленней, чем на прямом крыле (из-за эффекта скольжения).

Концевой же срыв сам по себе еще и ухудшает характеристики устойчивости самолета в продольном отношении. Это проявляется в возникновении так называемого «подхвата» , который имел место на некоторых типах первых скоростных реактивных самолетов со стреловидным крылом.

В случае возникновения на повышенных углах атаки концевого срыва законцовки крыла (отодвинутые, соответственно, назад) теряют подъемную силу, и точка приложения общей подъемной силы крыла сдвигается вперед.

В зависимости от расположения центра тяжести самолета эта сила может оказаться перед ним, и тогда возникает кабрирующий момент , поднимающий нос самолета и еще больше увеличивающий угол атаки. Самолет, обладающий запасом устойчивости, при увеличении угла атаки будет «стараться» самостоятельно восстановить равновесие.

Если же этого запаса нет, то может не хватить и управляющего воздействия летчика для исправления положения. Возникает неустойчивость по перегрузке (или по углу атаки). Результатом может стать выход самолета на закритические углы и срыв в штопор.

К тому же, если срыв распространяется по крылу, то может ухудшиться поперечная управляемость , так как элероны расположены близко к зонам концевого срыва, и он может легко накрыть их, лишая тем самым эффективности.

Особенно опасны такие явления на взлетно-посадочных режимах, когда углы атаки велики, а скорости полета малы. Если из штопора самолет еще можно вывести, то глобальный срыв потока на высоте нескольких метров над землей, кардинально нарушая устойчивость и управляемость, практически не оставляет шансов на благополучный исход. По этой причине в мировой авиации случилось немало тяжелых летных происшествий.

Самолет North American F-100C.

В американских ВВС в свое время явление концевого срыва с потерей устойчивости называли Sabre dance (танец Сэйбра) из-за ряда происшествий такого рода с самолетом F-100 Super Sabre. На ролике показано одно из таких происшествий, завершившееся катастрофой. Летчик отчаянно боролся со срывом и возникшей неустойчивостью (самолет задрал нос), но глобальный срыв на правом крыле все же привел к катастрофе (10 января 1956 года, авиабаза Edwards).

Технические решения…..

Для борьбы с этим явлением тогда предпринимались различного рода технические решения. Самыми известными из них стали аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла. Они варьировались по размерам и количеству в зависимости от конструкции и характеристик летательного аппарата. Их назначением было препятствование перетеканию к концевым сечениям и перенаправление потолка к задней кромке крыла, а также воспрепятствование распространению все же возникшего срыва по крылу.

Из советских самолетов того времени характерным примером использования таких гребней могут служить истребители МиГ-15/17/19. Первый советский реактивный пассажирский лайнер Ту-104 (его предшественник Ту-16), а также последовавшие за ним Ту-134/154 также были ими оборудованы.

Истребитель МиГ-19. Аэродинамический гребень хорошо виден.

Истребитель МиГ-17. Хорошо видны аэродинамические гребни на крыле.

Аэродинамический гребень на крыле Су-24М (первых серий).

Аэродинамические гребени на крыле самолета Су-22М4.

Самолет Ту-16Р. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.

Пассажирский самолет Ту-104. Хорошо видны а/д гребни на стреловидном крыле.

Пассажирский лайнер Ту-154. А/д гребни на стреловидном крыле.

Аналогично гребням работали устанавливавшиеся на некоторых самолетах специальные аэродинамические «клыки» (другое название — генераторы вихрей). Они располагались обычно в средней части передней стреловидной кромки и во время полета генерировали вихревой жгут , ложившийся на поверхность крыла (поперек) и выполнявший роль гребня, останавливая перетекание.

Примером использования такого клыка могут служить самолеты: советский МиГ-23 (при большой стреловидности), канадский Avro Canada CF-105 Arrow, американский Ling-Temco-Vought A-7 Corsair II, Vought F-8 Crusader и др.

Истребитель МиГ-23. Хорошо видны аэродинамические клыки (генераторы вихрей).

Самолет Avro Canada CF-105 Arrow с треугольным крылом (памятник). Хорошо виден аэродинамический клык.

Самолет A-7E Corsair II. Виден аэродинамический клык (генератор вихря).

Достаточно экзотичной внешне попыткой решить проблему подхвата (или точнее проблему Sabre dance) стали законцовки крыла экспериментального самолета Republic XF-91 Thunderceptor. Они имели хорду, превышающую по размерам хорду корневого сечения крыла. Это было сделано с целью увеличения несущей способности этих сечений и затягивания концевого срыва.

Экспериментальный самолет Republic XF-91 Thunderceptor.

Геометрическая крутка крыла.

Одним из способов борьбы с концевыми срывами является также отрицательная геометрическая крутка крыла. При ее использовании носок крыла в его концевых сечениях как бы опущен вниз, уменьшая тем самым действительные углы атаки и вероятность преждевременного срыва.

Еще один существенный…

Еще один существенный недостаток♣ стреловидного крыла – это его заниженная несущая способность по сравнению с прямым крылом. Как уже было сказано, на подъемную силу в таком крыле работает составляющая скорости V n , которая по величине меньше, чем действительная скорость полета самолета, что заставляет увеличивать угол атаки для сохранения необходимой величины подъемной силы.

Если на околозвуковых скоростях стреловидность помогает справиться с бурным ростом сопротивления и поэтому выгодна, то на малых скоростях (значит больших углах атаки), которые соответствуют взлетно-посадочным режимам полета или режимам маневрирования в воздухе, крыло со стреловидностью обычно создает большее сопротивление, чем прямое крыло при той же подъемной силе.

Стреловидное крыло той же площади, что и прямое, но имеющее, соответственно, меньший размах, будет обладать меньшим удлинением . Напомню, что удлинение равно отношению квадрата размаха к площади крыла в плане.

А удлинение, как известно, обратно пропорционально индуктивному сопротивлению. В итоге имеем большее сопротивление (за счет индуктивного), а значит меньшее аэродинамическое качество для стреловидного крыла (аэродинамическое качество крыла равно отношению его подъемной силы к силе лобового сопротивления, им создаваемой при заданном угле атаки и характеризует несущие свойства). Это отрицательно влияет на дальность и маневренность самолета.

Увеличенное индуктивное сопротивление проявляется в наличии интенсивного концевого вихря на таком стреловидном крыле. Его образованию способствует все тот же перетекающий по крылу со скоростью V τ слой воздуха.

Таким образом, специализированный скоростной самолет с относительно коротким стреловидным крылом на посадке, например, должен для сохранения достаточной подъемной силы увеличивать угол атаки. Однако, это не всегда возможно.

Во-первых, из соображений обеспечения отсутствия срывных явлений на крыле, а во-вторых просто чтобы не зацепить хвостовой частью за покрытие ВПП. Поэтому приходится увеличивать посадочную скорость. То есть взлетно-посадочные характеристики такого самолета чаще всего не на высоте, хоть это и вынужденно.

В такой ситуации взлетать и садиться было бы лучше с прямым и удлиненным крылом (у планеров качество вообще достигает 50-ти единиц), а на околозвуковые скорости выходить со стреловидным. То есть, как очень часто это бывает в авиации, надо совместить несовместимое.

Совместить несовместимое….

И все же до некоторой степени решить проблему такого «совмещения» удается. Для этого применяются специальные технические решения. Это, например, развитая взлетно-посадочная механизация крыла (предкрылки и закрылки). Широко известна также изменяемая стреловидность крыла (иначе – изменяемая геометрия), которая начала активно внедряться в самолетостроение с середины 60-х годов.

Истребитель с изменяемой стреловидностью крыла МиГ-23.

При ее использовании каждая консоль крыла состоит из двух частей, неподвижной и поворотной. Поворотные части крыла (ПЧК) синхронно приводятся в движение специальной системой и крыло занимает положение, определенное при проектировании самолета, как наиболее выгодное в аэродинамическом и техническом плане.

Самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют достаточно хорошие взлетно-посадочные характеристики в сочетании с необходимыми скоростными свойствами. В СССР первыми такими самолетами стали Су-17 и МиГ-23, позже – Су-24. Последней разработкой стал бомбардировщик Ту-160. Зарубежные примеры — Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado. Все летавшие и летающие самолеты с изменяемой стреловидностью – военные, так как получаемая всережимность применения требуется именно для армии.

Полет самолета Су-24М на минимальной стреловидности крыла.

Су-24М - полет с максимальной стреловидностью крыла.

Panavia Tornado. Полет с крылом на минимальной стреловидности и выпущенной механизацией.

Рanavia Тornado. Полет с максимальной стреловидностью крыла.

Однако, такого рода конструкции обладали одним существенным недостатком. Это большая сложность и масса систем поворота крыла . Кроме того сложность неизбежно влекла за собой определенное сокращение надежности (в особенности на начальном периоде эксплуатации таких систем).

Приходилось также решать вопросы, связанные с изменением положения аэродинамического фокуса крыла и центра масс самолета при изменении стреловидности . С первой половины 80-х годов новые модели самолетов с изменяемой стреловидностью крыла больше не проектировались. Особенно после возникновения концепции статически неустойчивого самолета и разработки электронной системы управления для него (типа Су-27).

Ту-160 - сверхзвуковой бомбардировщик с изменяемой стреловидностью крыла.

Хотя стоит сказать, что сама по себе изменяемая геометрия крыла не осталась без внимания и позже это техническое направление опять экспериментально исследовалась, правда уже несколько в ином качестве. Но об это ниже…

Менее известный (и применяемый) в авиационной практике технический способ улучшения несущих свойств стреловидного крыла на малых скоростях связан именно с увеличением угла атаки крыла. Однако, реализуется он не изменением ориентации всего фюзеляжа в пространстве, что, как было сказано выше, не всегда целесообразно из-за вероятности повреждения его хвостовой части (касание ВПП из-за малой высоты шасси).

В данном случае меняется установочный угол всего крыла относительно фюзеляжа (следовательно и угол набегающего потока). На самолет устанавливается специальная силовая система, приподнимающая, либо опускающая консоли в соответствии с заданным режимом (обычно на взлете и посадке).

Применение такого рода устройств достаточно спорно, так как влечет за собой усложнение и удорожание конструкции, снижение надежности и увеличение массы самолета. Однако, бывает, что получаемые преимущества перевешивают приобретаемые недостатки.

Экспериментальный самолет с изменяемым углом установки крыла Martin XB-51.

Самолет F-8E с поднятым крылом (Вьетнам, Дананг, 1966 год).

F-8E с поднятым крылом на палубе USS_Eisenhower (1983 год).

Примером тому служат находившиеся в длительной эксплуатации самолеты. Их немного, но они есть: не пошедший в большую серию американский штурмовик Martin XB-51 и главный пример — массовый американский сверхзвуковой палубный истребитель Vought F-8 Crusader, у которого крыло могло менять установочный угол до 7°.

Серповидное крыло.

На некоторых стреловидных крыльях с фиксированной геометрией также применялись мероприятия по расширению скоростного диапазона их использования. Они касались специфической формы самого крыла в плане и формы профиля. Примером могут служить так называемое серповидное крыло , а также крыло с изломом по передней кромке.

Серповидное крыло (бомбардировщик Handley Page Victor) имеет наибольший угол стреловидности в корневой части (ближе к фюзеляжу, где выше вероятность возникновения волнового кризиса на околозвуковых скоростях). Толщина крыла здесь тоже больше для возможности размещения полезной нагрузки (шасси, топливо…).

Бомбардировщик с серповидным крылом Handley Page Victor.

Бомбардировщик Handley Page Victor. Серповидное крыло.

По мере удаления от фюзеляжа по размаху крыла стреловидность плавно (или почти плавно) уменьшается до минимальной на законцовках, что позволяет поддерживать взлетно-посадочные характеристики на должном уровне. также меньше и по толщине.

Крыло с изломом (яркие представители: Saab 35 Draken, Су-15 (с самолета 11-31)) имеет примерно тот же принцип построения формы передней кромки, как и серповидное крыло, но с более резким изменением угла стреловидности. Такое крыло как бы состоит из двух частей – с большими и меньшими стреловидностью и относительной толщиной профиля. При этом само по себе оно является развитием (или разновидностью) еще одной, достаточно широко используемой формы стреловидного крыла – дельтавидной или треугольной .

О треугольном крыле…

Его использование связано еще с одним недостатком обычного стреловидного крыла. Он заключается в его меньшей (по сравнению с прямым крылом) жесткости . Главный силовой элемент такого крыла (лонжерон) соединяется с силовыми элементами фюзеляжа под углом, что усложняет восприятие и передачу нагрузок по сравнению с прямым крылом.

Большая часть подъемной силы такого крыла приложена сзади точки присоединения его к фюзеляжу, поэтому помимо обычных изгибающих нагрузок, как в прямом крыле, возникает дополнительный крутящий момент от подъемной силы (тоже недостаток ).

Из-за недостаточной жесткости крыла на больших скоростях возможны такие явления, как реверс элеронов (обратная реакция самолета на отклонение элеронов) или так называемая «валежка» (непроизвольное кренение самолета из-за неравенства углов атаки на консолях). Мероприятия по упрочнению конструкции чаще всего приводят к увеличению ее массы.

И вот как раз стремление получить более легкое и жесткое стреловидное скоростное крыло приводит к возможности использования крыла треугольного. Его длинная хорда и относительно малый размах (то есть малое удлинение и большое сужение) достаточно удобны для этих целей. Дельтавидное крыло прочнее, жестче и в то же время легче обычного стреловидного с теми же несущими свойствами.

Благодаря большой корневой хорде относительная толщина профиля может быть невелика (меньше профильное сопротивление), но при этом достаточные размеры (в т.ч. строительная высота крыла) упрощают передачу усилий на силовую конструкцию фюзеляжа и позволяют при необходимости целесообразно использовать внутренние объемы крыла для полезных нагрузок, в частности для запасов топлива и расположения шасси в убранном состоянии.

На момент широкого внедрения такого типа крыла в эксплуатацию «топливный вопрос» был достаточно важен, так как имеющиеся двигатели еще не отличались достаточной экономичностью.

Именно прочностные и конструктивные соображения часто являются решающими при принятии решения об использовании треугольного крыла. Его легкость, высокая жесткость и прочность, простота и относительная дешевизна изготовления стали одним из многих факторов успеха таких самолетов, как МиГ-21 и Mirage разных моделей.

Истребитель МиГ-21 (треугольное крыло).

Истребитель с треугольным крылом Мirage 2000.

Истребитель F-106 Delta Dart с треугольным крылом.

В аэродинамическом плане такое крыло похоже на обычное стреловидное (в том числе и по возможностям развития волнового кризиса) и в этом же, собственно, заключаются его недостатки, проявляющиеся, в основном, на малых скоростях (больших углах атаки), то есть на взлетно-посадочных режимах .

Из-за его еще меньшего удлинения для него характерно большее лобовое сопротивление и меньшее аэродинамическое качество при увеличении угла атаки.

Из-за малого размаха треугольного крыла возможности взлетно-посадочной механизации в повышении его несущих свойств невелики. Поэтому для достижения достаточной подъемной силы на посадочном режиме остается либо увеличивать угол атаки, что часто невозможно из-за высоты шасси, либо увеличивать посадочную скорость. Так и есть на самом деле – посадочная скорость самолетов с простым треугольным крылом достаточно высока.

Эти недостатки растут с ростом угла стреловидности , поэтому он ограничен обычно до 60-65°.

Наилучшим образом достоинства треугольного крыла, как крыла малого удлинения и малой относительной толщины, проявляются на больших сверхзвуковых скоростях (до М=2 и более), когда у них значительно ниже коэффициент лобового сопротивления.

Таким образом треугольное крыло наиболее выгодно для применения на сверхзвуковых самолетах и с успехом там используется. А для того, чтобы смягчить его недостатки используются различные конструктивные дополнения и изменения, в результате которых имеют место несколько разновидностей такого крыла. Они относительно близки по аэродинамике, но различаются по форме и особенностям конструкции.

Один из этих способов – вышеупомянутый излом передней кромки . Он позволяет эффективно использовать внутренние полости корневой части и при этом увеличить угол ее стреловидности более 65° для полетов на сверхзвуке с малым сопротивлением и хорошей балансировкой. Концевые же части с меньшим углом стреловидности делают ВПХ самолета более приемлемыми.

Истребитель Saab 35 Draken.

Характерным примером в этом плане может служить шведский истребитель Saab 35 Draken с крылом double delta (корневая часть 80° стреловидность, концевая 60°). Максимальная скорость его полета до 2,2М, что не мешает ему иметь посадочную скорость около 215 км/ч при практически полном отсутствии взлетно-посадочной механизации.

Истребитель Су-15. Крыло с изломом по передней кромке (или с наплывом).

Крыло самолета Су-15 (наплыв).