Является ли крылышко лучше, чем расширение равного пролета?

Вопросы / ответы › Является ли крылышко лучше, чем расширение равного пролета?

0 +1 -1

flyman Админ. спросил 4 года назад

Есть ли неоспоримые доказательства того, что крылышко улучшает производительность при равном расширении пролета? Обратите внимание: меня интересуют только улучшения L/D.

Крылышки улучшают производительность рулона, это не то, что я ищу. Кроме того, если размах ограничен, крылышки улучшают L/D по прямым крыльям. Опять же, это не то, что я ищу.

Boeing и Airbus используют причудливые конструкции законцовки крыла, чтобы продемонстрировать технологическую изощренность и сделать невероятные заявления о них. Это не то доказательство, о котором я прошу. Существуют ли теоретические или практические доказательства сравнения крылышек с расширениями пролета равной увлажненной поверхности, которые показывают, что крылышко производит лучшие значения L/D в любой точке полярного?

Бонусные баллы за сравнение чистой подъемной силы для сравнения сопротивления, поэтому структурное воздействие как расширения крыла, так и крыла вычитается из сгенерированной подъемной силы. Это должен быть самый справедливый способ сравнить оба, но, похоже, такие исследования вообще не публикуются.

Источник

Теги вопроса:aerodynamics, aircraft-performance, аэродинамика, самолета-производительность

flyman Админ. ответил 4 года назад

вы бы поверили НАСА ?

flyman Админ. ответил 4 года назад

@ratchetfreak: да, если они сравнивают их с равными расширениями span, которые они не делают на связанной странице.

flyman Админ. ответил 4 года назад

Могу ли я утверждать, что вы должны не только сосредоточиться на L/D, но и учитывать вес конструкции. Я чувствую, что расширение равного пролета создаст более высокий изгибающий момент в корне крыла, требуя более тяжелой конструкции. То, что вы должны сравнить, — это «nett L»/D, который является аэродинамическим подъемом минус вес конструкции крыла, деленный на сопротивление. Это дает справедливое сравнение.

flyman Админ. ответил 4 года назад

@DeltaLima: Да, вы абсолютно правы. Но достаточно трудно найти справедливое аэродинамическое сравнение. Все бумаги смотрят на крылышко по сравнению с голым крылом, без расширения. Вот почему я хотел уменьшить сложность проблемы.

flyman Админ. ответил 4 года назад

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

5 ответ

0 +1 -1

flyman Админ. ответил 4 года назад

В отсутствие ограничения размаха доказательство состоит в том, что крылышко определенно уступает размаху того же размера, когда структурные эффекты включены с индуцированным, вязким и сжимаемым сопротивлением.

Лаборатория Mdo Мичиганского университета (Multidisciplinary Design Optimization) провела обширные исследования влияния структурного веса на оптимизацию подъема/сопротивления крыла. Аэроструктурная оптимизация неплоских подъемных поверхностей непосредственно решает этот вопрос. Он описывает серию численных оптимизаций на типовом самолете класса b737-900 с аэродинамическим профилем NACA 64A212, включая следующее представление структурной модели.

Оптимизатор без градиента может разрабатывать конфигурации крыла для удовлетворения различных ограничений. Крыло представлено четырьмя сегментами. Геометрия каждого сегмента определяется шестью проектными переменными: span, area, taper,твист, развертки и двугранный. Показаны четыре возможные геометрии крыла.

Для аэродинамического оптимизирования, коробк-крыло или соединять-крылоконфигурации были найдены, что были оптимальны когда только наведенное сопротивление былопродуманный. Когда вязкое сопротивление было добавлено, эти конфигурациипонесли штраф сопротивления из-за большой площади поверхности и C-крылаконфигурация была предпочтительной. Уменьшение сопротивления было подобно для этих случаев, колебаясь от 26% для Соединенного крыла к 22% для конфигурации c-крыла. Игнорирование структурных эффектов делает многие решения привлекательными.

Разрешение оптимизатору выполнить компромиссы между аэродинамикой и структурой-значительное улучшение по сравнению с предыдущими подходами, где структурная работа рассматривалась, просто ограничивая изгибающий момент корня. Когда рассматриваются структура, индуцированное сопротивление, вязкое сопротивление и сжимаемость, сгребаемый конец крыла является оптимальным решением, когда размах не ограничен. Он производит 2,2% лучший диапазон, чем вторая лучшая альтернатива, дизайн крылышек. Когда пядь ограничена и такие же факторы учтены, конструкция winglet главна.

0 +1 -1

flyman Админ. ответил 4 года назад

Вот что, я думаю, вам нужно прийти к своему собственному выводу. Сначала я дам очень общий обзор создания лифта, а затем я посмотрю на три крыла:

Немодифицированное крыло
Это крыло плюс крылышко
Это крыло плюс крылышко, но на этот раз сложенное в плоскость крыла.

Для каждого я построю график распределения подъемного и изгибающего моментов. Я предполагаю эллиптическую циркуляцию, полностью зная, что это не то, что большинство самолетов используют. Но я должен выбрать распределение, чтобы сделать все три случая сопоставимыми, а эллиптический упрощает работу. Выводы могут быть обобщены для других распределений.

Это будет длинный пост (вы должны знать меня сейчас), поэтому спасибо всем, кто упорствует во всем этом.

Создание подъемной силы и индуцированное сопротивление

Эта тема была рассмотрена ранее, и я упоминаю ее снова, чтобы показать очень простой и элегантный способ объяснить вызванное сопротивление, которое не нуждается в вихрях. Я хочу развеять миф о том, что вызванное сопротивление вызвано потоком воздуха вокруг законцовки крыла, и крылышки каким-то волшебным образом могут подавить этот поток.

Рассмотрим крыло с эллиптической циркуляцией по размаху (подумайте о циркуляции как о произведении локального коэффициента подъемной силы $c_{l}$

c_{l}

$c_l$ и локальный аккорд; это в основном подъем на шаг). Крыло сгибает воздух, через который оно течет немного вниз, и создает противоположную вверх силу, а именно подъем (Второй закон Ньютона). Я выбираю эллиптическое распределение, потому что тогда downwash является постоянным по span, что упрощает следующие вычисления. Введите описание изображения здесь

Лист воздуха, выходящий из-за крыла, выглядит корытообразным и перемещается вниз, тем самым оттесняя другой воздух ниже и позволяя воздуху выше течь внутрь и заполнять освобожденный объем. Так создается свободный вихрь, и воздух, обтекающий законцовки крыльев, играет в этом лишь малую роль.

Индуцированное сопротивление является следствием изгиба крыла потоком воздуха вниз. Чтобы упростить ситуацию, Предположим, что крыло просто действует на воздух с плотностью $ρ$

ρ

$\rho$ течет со скоростью $v$

v

$v$ через круг с диаметром равным пяди $b$

b

$b$ крыла. Если мы как раз посмотрим на эту пробку потока, то массовый поток

\frac{d m}{d t} = \frac{b^{2}}{4} \cdot π \cdot ρ \cdot v

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

Поднимать $L$

L

$L$ тогда это импульсное изменение, которое вызвано крылом. С нисходящей скоростью воздуха $v_{z}$

v_{z}

$v_z$ переданный крылом, подъем:

L = \frac{b^{2}}{4} \cdot π \cdot ρ \cdot v \cdot v_{z} = S \cdot c_{L} \cdot \frac{v^{2}}{2} \cdot ρ

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

$S$

S

$S$ площадь крыла и $c_{L}$

c_{L}

$c_L$ общий коэффициент подъема. Если мы теперь решим для вертикальной скорости воздуха, мы получим

v_{z} = \frac{S \cdot c_{L} \cdot \frac{v^{2}}{2} \cdot ρ}{\frac{b^{2}}{4} \cdot π \cdot ρ \cdot v} = \frac{2 \cdot c_{L} \cdot v}{π \cdot A R}

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

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

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

α_{w}

$\alpha_w$ :

α_{w} = a r c t a n (\frac{v_{z}}{v}) = a r c t a n (\frac{2 \cdot c_{L}}{π \cdot A R})

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

Отклонение происходит постепенно вдоль хорды крыла, поэтому средний локальный угол потока вдоль хорды просто $α_{w} / 2$

α_{w} / 2

$\alpha_w / 2$ . Подъем действует перпендикулярно к этой местной подаче, таким образом опрокинут назад мимо $α_{w} / 2$

α_{w} / 2

$\alpha_w / 2$ . В коэффициентах, подъем $c_{L}$

c_{L}

$c_L$ , и обратный компонент $α_{w} / 2 \cdot c_{L}$

α_{w} / 2 \cdot c_{L}

$\alpha_w / 2 \cdot c_L$ . Назовем этот компонент $c_{D i}$

c_{D i}

$c_{Di}$ :

c_{D i} = a r c t a n (\frac{c_{L}}{π \cdot A R}) \cdot c_{L}

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

Для малых $α_{w}$

α_{w}

$\alpha_w$ s arcus tangens можно пренебречь, и мы получаем это знакомое уравнение для обратной составляющей силы реакции:

c_{D i} = \frac{c_{L}^{2}}{π \cdot A R}

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

Если циркуляция над пядью имеет эллиптическое распределение, то местное изменение в временах циркуляции местное количество циркуляции постоянн, и наведенное сопротивление $c_{D i}$

c_{D i}

$c_{Di}$ находится на минимуме. Если бы это было иначе, более высокий локальный $v_{z}$

v_{z}

$v_z$ вызывает квадратичное увеличение местного индуцированного сопротивления, поэтому все крыло будет создавать свой подъем менее эффективно.

Теперь мы знаем, что можем вычислить индуцированное сопротивление, и мы понимаем, почему вихревой лист за крылом закручивается, создавая два встречно вращающихся вихря, не глядя на детали 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 воздействует крыло, и другим воздухом, которого нет. По мере удаления от крыла происходит диффузный переход.

Сравнение законцовок крыльев

Сначала геометрии: вот три законцовки крыла в верхнем и переднем видах для сравнения: виды древесных законцовок крыла в сравнении

Теперь давайте посмотрим на распределение циркуляции кончика простого крыла: circulation_wing

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

Пока никаких сюрпризов. Теперь добавим крылышко и сделаем так, чтобы оно работало как можно лучше. Это означает, что мы должны дать ему угол атаки, где он несет циркуляцию от крыла на крылышке и завершает эллиптическое сужение циркуляции до 0 на кончике: circulation_winglet

Серая пунктирная линия-циркуляция оригинального крыла. Я отрегулировал циркуляцию таким образом, чтобы оба крыла создавали одинаковый подъем. $b_{W L}$

b_{W L}

$b_{WL}$ является пролетом на кончике крылышка, и для графика изгибающего момента я сложил координату пролета вниз по оси y: bending_moment_winglet

Теперь изгибающий момент начинается на конце крыла с ненулевого значения. Поскольку боковая сила крылышка параллельна лонжерону крыла, этот вклад изгибающего момента является постоянным по размаху. Но есть еще кое-что: теперь циркуляция на старом месте законцовки крыла отлична от нуля, и мы получаем значительное увеличение подъемной силы на внешних станциях крыла. Этот эффект-то, что вызывает дополнительный подъем и дает лучший ответ элерона, что крылышки делают возможным. Но это также увеличивает изгибающий момент корня, потому что этот дополнительный подъем действует с плечом рычага внешнего крыла.

Как мы можем сравнить индуцированное сопротивление крыла с крылышками с исходным крылом? Градиент циркуляции ниже, это помогает. Кроме того, диаметр этой трубки больше, но трудно сказать, насколько. Боковая сила на крылышке создается путем выталкивания вихревого листа в кормовой части крылышка вбок, поэтому Корытообразная область должна стать шире. Эмпирические данные указывают на увеличение диаметра крыльев на 45% (см. Главу 6 для обсуждения нескольких статей по этой теме).

Просто для этого предположим, что диаметр действительно увеличивается в соответствии с размахом крыла. Тогда давайте сравним это с прямым расширением крыла, где тот же диаметр можно предположить с гораздо большей уверенностью: circulation_extension

Теперь также подъемная сила на сложенном крылышке действует вверх, так что циркуляция в центре крыла может быть уменьшена еще больше. Тем не менее, теперь он добавляет линейно увеличивающуюся часть к изгибающему моменту, а внешняя секция крыла создает больше подъемной силы, как и раньше, с крылом с крылом: Введите описание изображения здесь

Здесь изгибающий момент корня выше, чем в случае крылышка. Это второе преимущество крылышек: они позволяют увеличить максимальную подъемную силу при меньшем увеличении изгибающего момента, чем удлинение крыла. Но расширение крыла ставит все части к созданию лифта, а не Некоторые к бесполезному созданию боковой силы. Как удлиненное, так и крыло-крыло имеют одинаковое поверхностное трение и (когда мы предполагаем тот же диаметр гипотетической трубки потока) одинаковое индуцированное сопротивление. Но поскольку крылышко создает некоторую боковую силу, оставшееся крыло должно летать с более высоким коэффициентом подъема. Кроме того, пересечение крыла и крыла может быть как можно более округлым, это где раннее разделение начинается при более высоких углах атаки. Ничто из этого не влияет на удлинение прямого крыла.

Большинство доказательств показывает, что крылышки улучшают L/D по сравнению с оригинальным крылом, но складывание крылышка вниз более чем удвоит его эффективность в снижении сопротивления. Даже если мы предположим, что крылышко так же хорошо, как расширение равного пролета, все же расширение пролета выходит вперед в улучшении L/D, потому что весь его подъем способствует общему подъему, тогда как крылышко производит боковую силу вместо этого. Если на пересечении крыло-крыло не происходит разделения, то оба создают одинаковое индуцированное и профильное сопротивление (давление и трение), поскольку оба имеют одинаковую смоченную поверхность и одинаковую локальную циркуляцию. Опять же, это дает крылышкам преимущество одинаково низкого индуцированного сопротивления, которое не поддерживается большинством измерений.

Удлиненный законцовка крыла в примере выше имеет интересные характеристики. Это-законцовка крыла sweptback (сгребаемая), которая заставляет местный наклон кривой подъема быть ниже, чем у прямого крыла. Это увеличивает его максимальный угол атаки и-предполагая, что локальная площадь больше, чем будет диктовать эллиптическая форма крыла — позволяет сохранить почти эллиптическое распределение циркуляции по более широкому углу диапазона атаки. Большая локальная область-разумная мера предосторожности против того, чтобы наконечник крыла остановился сначала, таким образом, сгребаемый наконечник крыла объединит доброкачественные характеристики сваливания и очень низкое вызванное сопротивление.

Сравните это с крылышком, который должен быть приспособлен для одной полярной точки: так как изменения угла атаки крыла не изменят падение крылышка, он не может приспособиться также к различным условиям потока, как может расширенное крыло. В боковом скольжении winglet испортит распределение циркуляции на законцовке крыла и будет действовать как отклоненный спойлер.

Вывод

Сравнение равных крылышек и расширений крыла дает эти основные характеристики:

Оба имеют одинаковое вязкое сопротивление при малом угле атаки.
Оба могут создать более максимальный подъем, и оба понижают наведенное сопротивление.
Расширение крыла может создать большую подъемную силу для данного увеличения увлажненной поверхности.
Расширение крыла более чем в два раза эффективнее в снижении индуцированного сопротивления.
Расширение крыла дает лучшее распределение циркуляции при нерасчетном угле атаки.
Расширение крыла производит самый высокий изгибающий момент корня для данной величины подъема.

Насколько увеличение изгибающего момента приведет к увеличению массы конструкции, зависит от соотношения сторон исходного крыла. Крылья с низким соотношением сторон не сильно пострадают, но растягивание крыльев с высоким соотношением сторон значительно увеличит массу лонжерона. Но обратите внимание, что винглет также вызывает более высокие изгибающие моменты корня, и он создает меньше изгибающего момента, чем расширение крыла, потому что он создает некоторую боковую силу вместо чистого полезного подъема.

flyman Админ. ответил 4 года назад

Привет Питер, спасибо большое за эту интересную статью. Это заставляет все мои аэродинамические классы возвращаться из глубокой памяти. Я согласен с вашими выводами. Было бы неплохо, если бы структурный вес штрафа за дополнительный изгибающий момент мог быть количественно определен. Пища для размышлений, спасибо за это!

flyman Админ. ответил 4 года назад

@DeltaLima: Спасибо за добрые слова! Структурное наказание может быть количественно определено для конкретного крыла, но, к сожалению, не в общем виде.

flyman Админ. ответил 4 года назад

Я думал о крылышке немного больше. Каково местное направление потока над законцовкой крыла? Я предполагаю, что он немного внутрь, когда вихревой лист начинает свертываться там. Это означает, что вектор подъема крылышка будет слегка наклонен вперед, вызывая отрицательное индуцированное сопротивление.

flyman Админ. ответил 4 года назад

@DeltaLima, что было бы то, что также мои fluidynamics/aerodynamics лекции заметки говорят. — Питер Итак, в отсутствие ограничения пролета, основываясь на вашем выводе, по-прежнему нет черно-белого ответа: если вы измените существующее крыло, вероятно, крылышко лучше (меньше изгибающего момента) [стиль A320], но если вы создадите новое крыло, сгребите крыло [B787]. правильно ли я вас понял?

flyman Админ. ответил 4 года назад

@DeltaLima: крылышко должно переносить циркуляцию крыла, создавая тем самым направленную внутрь силу. Это отклоняет воздушный поток в кормовой части крылышка наружу, а вектор подъема (лучше: боковая сила) указывает немного назад , как и само крыло. Крылышко будет производить такое же сопротивление, как расширение пролета, но будет способствовать меньшему подъему.

0 +1 -1

flyman Админ. ответил 4 года назад

В дополнение к принципам и исследованиям других ответов, вот посмотрите на дизайн крыла, выбранный на разных самолетах. Является ли крылышко всегда предпочтительным, или только в определенных обстоятельствах?

В этом ответе упоминается, что может иметь смысл добавить крылышко, когда промежуток ограничен. Поэтому важно понимать причины, по которым может быть ограничен пролет на авиалайнере.

Размах крыльев ограничен конструктивно, так как изгибающие моменты создают повышенную нагрузку на конструкцию крыла по мере увеличения расстояния от корня крыла. Это значит увеличенные материал и вес для регуляции стресса, который уменьшает некоторые из преимуществ увеличенной пяди. Эти пределы будут зависеть от структуры крыла, которая варьируется между самолетами, поэтому они не будут сосредоточены здесь.

Размах крыльев также ограничен правилами. В AC 150/5300-13A FAA на стр. 13 в таблице 1-2 перечислены шесть проектных групп самолетов, в которые Самолеты классифицируются на основе высоты хвоста и размаха крыльев. В приложении 14 ИКАО имеются такие же группы, но помечены буквой А-F. Помимо оформления у ворот и на рулежных дорожках, группа также затрагивает другие объекты аэропорта. В большинстве случаев размах крыльев более важен, чем высота хвоста, поэтому размах крыльев будет сосредоточен здесь.

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

Ниже приведены различные самолеты и группы, в которых разбит размах крыльев (значения из Википедии). Длины округлены вниз к близко ноге для того чтобы сравнить против пределов. Это фокусируется на самолетах, которые поставляются с крылышками в соответствии с проектом. Крылышки, доступные в качестве доработок, улучшают производительность, но вопрос в том, будет ли расширение размаха крыла лучше, что будет зависеть от дизайна каждого самолета.

Вы увидите, что самолеты на верхнем пределе размаха крыльев в определенной группе имеют тенденцию иметь крылышки, тогда как самолеты не на пределе этого не делают. Есть некоторые исключения. Версии LR / ER 777 достигли предела размаха крыла группы V, но выбрали сгребаемые наконечники вместо крылышек. A330 / 340 ниже предела группы V, но используют крылышки, хотя более новые версии A340 действительно достигают предела, и все находятся в верхнем конце группы.

Интересным случаем является P-8, который является самолетом ASW на базе 737-800. Вооруженные силы меньше обеспокоены классами размаха крыльев, чем коммерческие перевозчики, и выносливость-важная цель дизайна для этой роли. Дизайн решил увеличить размах крыла и использовать сгребаемые наконечники, а не сохранить или добавить крылышки 737-800.

Из этого кажется, что крылышки более полезны, когда на пределе размаха крыльев. Это говорит о том, что крылышки менее полезны, когда не ограничены размахом крыльев, но, конечно, не являются окончательными.

A380-800
Размах крыльев: 261 фут (группа VI)
Группа Макс: да
Крылышки: да

B777-8X / 9X
Размах крыльев: 235 футов (группа VI), сгиб до 212 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

B747-8
Размах крыльев: 224 фута (группа VI)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

A350
Размах крыльев: 213 футов (группа V)
Группа Макс: да
Крылышки: да

B777-200LR / 300ER
Размах крыльев: 212 футов (группа V)
Группа Макс: да
Крылышки: нет

B747-400
Размах крыльев: 211 футов (группа V)
Группа Макс: да
Крылышки: да

A340-500/600
Размах крыльев: 208 футов (группа V)
Группа Макс: да
Крылышки: да

B777
Размах крыльев: 199 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

B787-8/9/10
Размах крыльев: 197 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

A340-200/300
Размах крыльев: 197 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: да

A330
Размах крыльев: 197 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: да

P-8 (по материалам 737-800)
Размах крыльев: 123 фута (группа IV)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

A320 / neo
Размах крыльев: 111 футов (117 футов с аклетами) (группа III)
Группа Макс: да
Крылышки: да

B737 НГ / Макс
Размах крыльев: 117 футов (с крыльями) (группа III)
Группа Макс: да
Крылышки: да

B737 Классический
Размах крыльев: 94 фута (группа III)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

E170/175/190/195
Размах крыльев: 85 футов (E170/175) 94 фута (E190 / 195) (группа III)
Группа Макс: нет
Крылышки: да

Менее распространенные самолеты:

SSJ 100
Размах крыльев: 91 фут (группа III)
Группа Макс: нет
Крылышки: нет

IL96
Размах крыльев: 197 футов (группа V)
Группа Макс: нет
Крылышки: да

CS100 / 300
Размах крыльев: 115 футов (группа III)
Группа Макс: да
Крылышки: да

flyman Админ. ответил 4 года назад

Другие интересные данные указывают на то, что увеличение span лучше: Boeing идет с увеличением span, которое складывается для парковки на 777X. Лучший из обоих миров таким образом, я думаю.

flyman Админ. ответил 4 года назад

«Размах крыльев также ограничен правилами.»Регламент не является ограничением. Это-просто формальная классификация, которая позволяет изготовителям, аэропортам и возможно другим проектировать совместимые продукты.

flyman Админ. ответил 4 года назад

Так что цеппелин-Staaken R.VI семья (1917) была бы в семье IV группы С B-29. Самый большой из гигантов Первой мировой войны будет в группе V. просто чтобы поставить вещи в перспективе.

0 +1 -1

flyman Админ. ответил 4 года назад

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

Когда геометрический размах крыла ограничен, хорошо спроектированные крылышки действительно обеспечивают значительное снижение сопротивления самолета и теперь были включены на самолетах в пределах от планеров до бизнес-джетов и больших коммерческих транспортных средств.

(и я понимаю, что вы согласны с вышеизложенным)

Оправдание для крылышек, в отличие от расширений промежутка для самолетов, которые явно не ограничены промежутком, менее ясно. Исследования в NASA Langley, которые сравнивали эти две концепции с ограниченным изгибающим моментом корня, пришли к выводу, что крылышки должны быть предпочтительнее расширений пролета. (Теоретическое параметрическое исследование относительных преимуществ крылышек и расширений законцовки крыла-Heyson, 1977-NASA TP 1020). Исследования с ограничениями на интегральный изгибающий момент показали, что эти два подхода практически идентичны в этих отношениях. (Влияние крылышек на индуцированное сопротивление идеальных форм крыла-Jones, 1980-NASA NASA TM 81230). Несколько Лучшая модель веса (которая включает в себя влияние изменений хорды крыла на структурную эффективность) приводит к очень похожим выводам, как показано на рисунке 9. Вывод состоит в том, что сложность структурной модели и ограничения ограничивают общую применимость любых таких выводов.

Особенно

Оценка оптимальной высоты крыла и двугранной, зависит от деталей конструкции крыла, является ли крыло критическим порывом или критическим маневром, имеют ли большие области крыла размер на основе минимального размера кожи, и является ли конструкция новой или модификацией существующей конструкции. Оценка преимуществ устройства законцовки крыла должна проводиться для каждой конструкции и включать множество междисциплинарных соображений. К ним относятся влияние на аэроупругие прогибы и нагрузки, скорость флаттера, дифферент самолета, устойчивость и контрольные эффекты (особенно боковые характеристики), нерасчетная эксплуатация и влияние на максимальную подъемную силу и, наконец, маркетинговые соображения.

Завершать:

Нет четкого ответа на оптимальную конфигурацию, и даже когда крылышки приняты, геометрия варьируется в широких пределах.

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

Существует также этот другой документ (за paywall) с 2010 года (на 5 лет позже, чем вышеупомянутый документ) , который в своих рефератах сообщает аналогичные выводы:

Когда учитывается только аэродинамика, оптимальные конфигурации закрытой подъемной поверхности, такие как крыло коробки и Соединенное крыло. При выполнении аэроструктурной оптимизации конфигурация крылышка оказывается оптимальной, когда общий размах ограничен, а крыло с наклонным концом крыла является оптимальным, когда такого ограничения нет.

flyman Админ. ответил 4 года назад

if you include no structural or a simple structural limitation, a winglet is better than a span extension Нет, все наоборот.

flyman Админ. ответил 4 года назад

Я предполагаю, что он говорит, что без структурных ограничений расширение диапазона предпочтительнее.

0 +1 -1

flyman Админ. ответил 4 года назад

Да потому что winglet уменьшает сопротивление причиненное нижней частью крыла приходит на более высокую часть крыла и вращает формировать вихрь вызванный вортексом подсказки крыла и winglet уменьшает прочность Вортекса уменьшает сопротивление также делает его более эффективным и имеет экстренный ряд от winglet. Так что лучше иметь крылышко, чем не иметь крылышка