Почему некоторые военные самолеты используют крылья переменной стреловидности?

Подметая крыло назад, вы, по сути, делаете воздух «видеть» другой аэродинамический профиль.

Посмотрите на эти две диаграммы:

Когда воздух встречает крыло, он движется вперед. В.

$V$. Этот «видимый» аэродинамический профиль намного тоньше, чем V1

$V1$ (который перпендикулярен к передней кромке). Поскольку самолет испытывает меньшее давление, самолет испытывает меньшее сопротивление. Однако это также снижает скорость воздуха. Это хорошо, если вы хотите задержать такие вещи, как ударные волны, поскольку воздух становится сверхзвуковым, поскольку распространение силы больше задерживает этот эффект и разделение потока, которое приходит с ним.

К сожалению, при всех своих преимуществах он имел бы очень высокую посадочную скорость. Таким образом, крылья смещены вперед, самолет имеет более эффективный аэродинамический профиль для более низких скоростей, и минимальная скорость полета соответственно уменьшается. Теперь больше перетаскивания, но и больше подъема, который вам нужен для более медленной скорости.

Википедия ставит это красиво не все слишком сложные термины:

Если бы мы начали сдвигать крыло в сторону (по размаху), боковое движение крыла относительно воздуха было бы добавлено к ранее перпендикулярному воздушному потоку, что привело бы к воздушному потоку над крылом под углом к передней кромке. Этот угол приводит к в воздушном потоке перемещая большое расстояние от передней кромки к задней кромке, и таким образом воздушное давление распределено над большим расстоянием (и следовательно уменьшено на любой определенный этап на поверхности).

Этот сценарий идентичен воздушному потоку, испытываемому стреловидным крылом, когда оно перемещается по воздуху. Воздушный поток над стреловидным крылом сталкивается с крылом под углом. Этот угол можно разбить на два вектора: один перпендикулярен крылу, а другой параллелен крылу. Поток, параллельный крылу, не влияет на него, и поскольку перпендикулярный вектор короче (то есть медленнее), чем фактический поток воздуха, он, следовательно, оказывает меньшее давление на крыло. Другими словами, крыло испытывает поток воздуха, который медленнее — и при более низких давлениях — чем фактическая скорость самолета. Одним из факторов, которые необходимо учитывать при проектировании высокоскоростного крыла, является сжимаемость, которая является эффектом, воздействующим на крыло при его приближении и прохождении через скорость звука. Значительные отрицательные эффекты сжимаемости сделали его главной проблемой для авиационных инженеров. Теория стреловидности помогает смягчить эффекты сжимаемости в трансзвуковых и сверхзвуковых самолетах из-за пониженных давлений. Это позволяет количеству Маха самолета быть выше, чем фактически испытанное крылом.

Есть ли прирост производительности? Зависит от вашего определения:

Фиксирование стреловидных крыльев означало бы, что:

• Посадочная скорость может быть неприемлемо высокой, а при этом потребуются длинные взлетно-посадочные полосы.
• Вы можете создать быстрый и легкий самолет.Возьмем, к примеру, истребитель F104, который имел тонкие короткие крылья для того же эффекта, но не мог их перемещать и был чрезвычайно опасен на низких скоростях.

Иметь переменные крылья:

• F14 был предназначен для операций перевозчика, где вы хотели бымедленная скорость посадки. Иначе было бы невозможно заставить самолет лететь так быстро. Он также был разработан для дальних операций, добавляя вес топлива.
• Добавляет вес и механическую сложность планеру, что увеличивает затраты на техническое обслуживание и сжигание топлива.

Если я правильно понимаю, сегодня самолеты больше полагаются на такие системы, как, например, предкрылки и закрылки.

Крылья качания совмещают высокий угол стреловидности полезный для полета Маха 2+ с терпимыми низкоскоростными регулируя характеристиками. Они необходимы для выполнения требований, предъявляемых к военным самолетам в тендерах, прежде чем планировщики в конце 60-х годов осознают, что высокая скорость не нужна .

При полете со сверхзвуковой скоростью, это помогает, если угол стреловидности передней кромки крыла выше, чем угол конуса Маха . Поскольку угол Маха увеличивается с дугой числа Маха, это требует более 60° развертки при махе 2 и 70,5° при махе 3. Если угол стреловидности передней кромки выше, то обтекание ее будет аналогично дозвуковому обтеканию прямой передней кромки. Это выходит влияния как пик всасывания около ведущей кромки в месте, которое исчезнет, как только компонент потока, перпендикулярный передней кромке, станет сверхзвуковым. Дозвуковой передний край значительно снижает сопротивление на сверхзвуковой скорости.

Развертка помогает также сделать переход в сверхзвуковую область более нежным, понижая максимум сопротивления, с которым сталкиваются вокруг Маха 1. Но ниже Маха 1 он начинает становиться обузой . Мести

• уменьшает максимальный подъем
• требует более длинних бегов взлета и посадки
• производит нежелательные характеристики стойла

Поэтому, крыло подметенное больше чем 60° становится быстро непримиримым с регулярными военными требованиями как короткая длина поля и хорошие дозвуковые характеристики обработки под высоким углом нападения. Крыло качания единственный путь совместить приемлемое высоко-и низкоскоростное представление.

Перечисленные выше недостатки исчезают ниже примерно от 15° до 20° стреловидности, но продольное перемещение центра давления крыла с углом стреловидности является наибольшим при малых углах стреловидности. Для того чтобы держать это продольное перемещение как можно меньше, регулярный ряд углов стреловидности главным образом между около 20° и 70°.

• F-111: 16° — 72.5°, Максимальная скорость 2,5 Маха
• F-14: 20° — 68° (в полете), максимальная скорость Маха 2.34
• МиГ-23: 16° — 72°, максимальная скорость Маха 2.32
• Су-24: 16° — 69°, максимальная скорость Маха 1.35
• Ту-160: 20° — 65°, максимальная скорость Маха 2.05
• Торнадо Panavia: 25° — 67°, Максимальная скорость Маха 2.2
• B-1A: 15° — 67.5°, Максимальная скорость Маха 2.22

Но есть еще кое-что для размашистых крыльев:

Основное преимущество для B-1B и Торнадо (которые должны были проникать в противовоздушную оборону на низкой высоте) — это более низкий подъемный наклон стреловидного крыла в сочетании с высокой нагрузкой крыла конструкции качающегося крыла. Это переводит в очень более лучшие качества катания в турбулентном воздухе. Если самолет попадает в восходящий поток на высокой скорости и в воздухе высокой плотности вблизи Земли, увеличение подъемной силы массивно, если крыло неумело. Подметание это уменьшает увеличение подъемной силы с Косинусом угла стреловидности, и порыв, который произвел бы 4 г с нерасщепленным крылом, производит только 2 г с 60° стреловидностью. Этот эффект еще больше усиливается за счет изменения размаха крыла, что еще больше снизит коэффициент нагрузки.

Другим преимуществом является возможность использования устройств большой подъемной силы на крыле. Задняя кромка приходит вперед и вне для конфигурации посадки, поэтому питчинг момент щитков может быть проконтролирован лифтом и больше воздуха можно использовать для поколения подъема. С другой стороны, закрылки задней кромки на дельтовидном крыле (что в основном является обратной конфигурацией) не работают хорошо. Это полезно как при посадке на авианосец, так и при взлете для дальней бомбардировки.

Ну проблема не только лифт создан, но и перетащить. На высокой скорости трансзвукового и гиперзвукового, сопротивление, создаваемое прямыми крыльями намного больше, чем сопротивление, создаваемое стреловидными крыльями (или даже лучше Дельта крыльями). Это происходит главным образом из-за того, что из-за угла стреловидности эффективное число Маха, перпендикулярное передней кромке крыла, ниже, чем число Маха самолета. Это помогает много в уменьшении сопротивления должного к чуркам и таким образом терпеть очень быстрый ход с слишком много сопротивлением и следовательно требуемой тягой. Пока все хорошо, но…..

Дельта крылья и в меньшей степени стреловидные крылья на низкой скорости представляют то, что называется продольным потоком. Это-факт, что поток выдвинут в продольном направлении от корня до наконечника. Это увеличивает расстояние потока над крылом и, следовательно, толщину пограничного слоя на задней кромке (по сравнению с прямыми крыльями). Это немедленно приводит к уменьшению угла сваливания или, по крайней мере, угла, под которым появляется первое разделение. Это также уменьшает подъемную силу, создаваемую при полете самолета под не пренебрежимо малым углом атаки. Это особенно касается взятия и посадки, для которых прямые крылья дают лучшие характеристики.

Для поддержания самолета в воздухе при меньшем угле атаки значит лететь быстрее и этого явно не ищут во время взлета и посадки. Вот почему полезно использовать переменные стреловидные крылья для некоторых военных самолетов, которые должны взлетать или приземляться на коротких расстояниях, а затем нуждаются в меньшей скорости взлета и посадки.