Полная аэродинамическая сила и ее проекции
При расчете основных летно-технических характеристик самолета, а также его устойчивости и управляемости необходимо знать силы и моменты, действующие на самолет.
Аэродинамические силы, действующие на поверхность самолета (давление и трение), можно привести к главному вектору аэродинамических сил , приложенному в центре давления (рис. 1), и паре сил, момент которых равен главному моменту аэродинамических сил относительно центра масс летательного аппарата.
Рис. 1. Полная аэродинамическая сила и ее проекции в двумерном (плоском) случае
Аэродинамическую силу обычно задают проекциями на оси скоростной системы координат (ГОСТ 20058-80). При этом проекцию на ось , взятую с обратным знаком, называют силой лобового сопротивления , проекцию на ось - аэродинамической подъемной силой , проекцию на ось - аэродинамической боковой силой . Эти силы могут быть выражены через безразмерные коэффициенты лобового сопротивления , подъемной силы и боковой силы , соответственно:
; ; ,
где - скоростной напор, Н/м 2 ; - воздушная скорость, м/с; r - массовая плотность воздуха, кг/м 3 ; S - площадь крыла самолета, м 2 . К основным аэродинамическим характеристикам относят также аэродинамическое качество
.
Аэродинамические характеристики крыла , , зависят от геометрических параметров профиля и крыла, ориентации крыла в потоке (угла атаки a и скольжения b), параметров подобия (чисел Рейнольдса Re и Маха ),высоты полета H , а также от других параметров. Числа Маха и Рейнольдса являются безразмерными величинами и определяются выражениями
где a – скорость звука, n - кинематический коэффициент вязкости воздуха в м 2 /с, – характерный размер (как правило полагают , где – средняя аэродинамическая хорда крыла).Для определения аэродинамических характеристик самолета иногда используются более простые, приближенные методы. Самолет рассматривается как совокупность отдельных частей: крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателей и т.д. Определяются силы и моменты, действующие на каждую из отдельных частей. При этом используются известные результаты аналитических, численных и экспериментальных исследований. Силы и моменты, действующие на самолет, находятся как сумма соответствующих сил и моментов, действующих на каждую из его частей, с учетом их взаимного влияния.
Согласно предлагаемой методике, расчет аэродинамических характеристик крыла производится, если заданы некоторые геометрические и аэродинамические характеристики профиля крыла.
Выбор профиля крыла
Основные геометрические характеристики профиля задаются следующими параметрами. Хордой профиля называется отрезок прямой, соединенной две наиболее удаленные точки профиля. Хорда делит профиль на две части: верхнюю и нижнюю. Наибольший перпендикулярный хорде отрезок, заключенный между верхним и нижним обводами профиля, называется толщиной профиля c (рис. 2). Линия, соединяющая середины отрезков, перпендикулярных хорде и заключенных между верхним и нижним обводами профиля, называется средней линией . Наибольший перпендикулярный хорде отрезок, заключенный между хордой и средней линией профиля, называется кривизной профиля f . Если , то профиль называется симметричным .
Рис. 2. Профиль крыла
b - хорда профиля; c - толщина профиля; f - кривизна профиля; - координата максимальной толщины; - координата максимальной кривизны
Толщину c
и кривизну профиля f
, а также координаты и , как правило измеряют в относительных единицах , , , или в процентах 
, 
, 
, 
.
Выбор профиля крыла связан с удовлетворением различных требований, предъявляемых к самолету (обеспечение требуемой дальности полета, высокой топливной эффективности,крейсерской скорости , обеспечение безопасных условий взлета и посадки и др.). Так, для легких самолетов с упрощенной механизацией крыла следует обращать особое внимание на обеспечение максимального значения коэффициента подъемной силы, особенно на режиме взлета и посадки. Как правило, такие самолеты имеют крыло с большим значением относительной толщины профиля % = 12 ¸ 15%.
Для дальних самолетов с высокой дозвуковой скоростью полета, у которых увеличение на взлетно-посадочных режимах достигается благодаря механизации крыла, упор делается на достижение лучших характеристик на крейсерском режиме, в частности, на обеспечение режимов .
Для нескоростных самолетов выбор профилей производится из серии стандартных (обычных) профилей NACA или ЦАГИ, которые при необходимости могут быть модифицированы на этапе эскизного проектирования самолета.
Так, профили NACA с четырехзначными обозначениями могут быть использованы на легких тренировочных самолетах, а именно для концевых сечений крыла и хвостового оперения. Например, профили NACA2412 (относительная толщина % = 12%, координата максимальной толщины % = 30%, относительная кривизна % = 2%, координата максимальной кривизны % = 40%) и NACA4412 ( % = 12%, % = 30%, % = 4%, % = 40%) имеют достаточно высокое значение и плавные срывные характеристики в районе критического угла атаки .
Пятизначные профили NACA (серии 230) обладают наибольшей подъемной силой из всех стандартных серий, но их срывные характеристики менее благоприятны.
Профили NACA с шестизначным обозначением ("ламинарные") имеют низкое профильное сопротивление в узком диапазоне значений коэффициента . Эти профили очень чувствительны к шероховатости поверхности, загрязнениям, наростам .
Классические (обычные) профили, используемые на самолетах с малыми дозвуковыми скоростями, отличаются достаточно большими местными возмущениями (разряжениями) на верхней поверхности и, соответственно, небольшими значениями критического числа Маха . Критическое число Маха является важным параметром, определяющим величину лобового сопротивления самолета (при > на поверхности летательного аппарата появляются области местных сверхзвуковых течений и дополнительное волновое сопротивление).
Активный поиск путей повышения крейсерской скорости полета (без увеличения сопротивления самолета) привел к необходимости изыскать способы дальнейшего повышения по сравнению с классическими скоростными профилями. Таким способом повышения является уменьшение кривизны верхней поверхности, что приводит к снижению возмущений на значительной части верхней поверхности. При малой искривленности верхней поверхности сверхкритического профиля уменьшается доля создаваемой им подъемной силы. Для компенсации этого явления производится подрезка хвостового участка профиля путем плавного изгиба его вниз (эффект "закрылка"). В связи с этим, средняя линия суперкритических профилей имеет характерный S - образный вид, с отгибом вниз хвостового участка. Для суперкритических профилей, как правило, характерно наличие отрицательной кривизны в носовой части профиля. В частности, на авиасалоне МАКС 2007 в экспозиции ОАО ²Туполев² был представлен макет самолета ТУ-204-100СМ с усеченным крылом, что позволяет получить представление о геометрических характеристиках профиля в корневой части крыла. Из представленного ниже фото (рис. 3.) видно наличие у профиля ²брюшка² и достаточно плоской верхней части, характерных для суперкритических профилей. Сверхкритические профили по сравнению с обычными скоростными профилями позволяют повысить примерно на = 0,05 ¸ 0,12 или увеличить толщину на % = 2,5 ¸ 5%. Применение утолщенных профилей позволяет увеличить удлинение lкрыла на = 2,5 ¸ 3 или уменьшить угол стреловидности c крыла примерно на = 5 ¸ 10° при сохранении значения .
Рис. 3. Профиль крыла самолета ТУ-204-100СМ
Использование сверхкритических профилей в компоновке стреловидных крыльев является одним из основных направлений совершенствования аэродинамики современных транспортных и пассажирских самолетов .
Следует отметить, что при несомненном преимуществе сверхкритических профилей, по сравнению с обычными, некоторыми недостатками их являются повышение значения коэффициента момента на пикирование и тонкая хвостовая часть профиля.
Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха
В течение последних 30 ¸ 40 лет основным типом крыла для дозвуковых магистральных самолетов являлось стреловидное (c = 30 ¸ 35°) крыло с удлинением , выполненное с сужением h = 3 ¸ 4. Перспективные пассажирские самолеты, представленные на авиасалоне ²МАКС - 2007² (Ту - 334, Sukhoy Superjet 100) имели удлинение . Прогресс в увеличении удлинения крыла достигнут, в основном, за счет использования композиционных материалов в конструкции крыла.
Рис. 4. Однопанельное крыло
Сечение крыла в плоскости симметрии называется корневым профилем , а его хорда - корневой ; на концах крыла, соответственно, концевой профиль и концевая хорда . Расстояние от одного концевого профиля до другого называется размахом крыла . Хорда профиля крыла может изменяться вдоль его размаха. Отношение корневой хорды к концевой называется сужением крыла h. Отношение называется удлинением крыла . Здесь S - площадь проекции крыла на плоскость, перпендикулярную плоскости симметрии крыла и содержащую корневую хорду. Если по ходу полета концы отклонены относительно корневого сечения, говорят о стреловидности крыла . На рис. 4 показан угол между перпендикуляром к плоскости симметрии и передней кромкой крыла определяющий стреловидность по передней кромке . Говорят также об угле стреловидности по задней кромке , но важнее всего - угол (или просто c) стреловидностипо линии фокусов , т.е. по линии, соединяющий фокусы профилей крыла вдоль его размаха. При нулевой стреловидности по линии фокусов у крыла с ненулевым сужением кромки крыла не перпендикулярны плоскости симметрии крыла. Тем не менее, принято считать его прямым, а не стреловидным крылом. Если концы крыла отклонены относительно корневого сечения назад, то говорят о положительной стреловидности , если вперед - об отрицательной . Если передняя и задняя кромки крыла не имеют изломов, то стреловидность не меняется вдоль размаха. В противном случае, стреловидность может изменять свое значение и даже знак.
Современные стреловидные крылья с углом стреловидности c= 35° дозвуковых магистральных самолетов, рассчитанных на крейсерские скорости, соответствующие = 0,83 ¸ 0,85, имеют среднюю относительную толщину крыла % = 10 ¸ 11%, а сверхкритические крылья с углом стреловидности c = 28 ¸ 30° (для перспективных самолетов) около % = 11 ¸ 12%. Распределение толщины по размаху крыла определяется из условий реализации заданного полезного объема и минимального волнового сопротивления. С целью реализации эффекта скольжения в бортовых сечениях стреловидных крыльев применяют профили с "более передним" расположением точки максимальной толщины ,по сравнению с остальной частью крыла.
Расположены не в одной плоскости, то крыло имеет геометрическую крутку (рис. 6), характеризующую углом j.
Рис. 6. Концевой и корневой профили крыла при наличии геометрической крутки
Исследования аэродинамических моделей самолетов показали, что применениесверхкритических профилей в сочетании с геометрической круткой позволяют обеспечить . В данной работе используется приближенная методика определения аэродинамических характеристик крыла, основанная на использовании экспериментальных данных. Расчет аэродинамических коэффициентов и крыла проводится в несколько этапов. Исходными данными для расчета являются некоторые геометрические и аэродинамические характеристики профиля. Эти данные могут быть взяты, в частности, из атласа профилей.
По результатам расчета аэродинамических коэффициентов строится зависимость и поляра - зависимость . Типичный вид этих зависимостей для малых дозвуковых скоростей представлен, соответственно, на рис. 7 и рис. 8.
Профили крыла планеров В6356b- самый известный и распространенный во всем мире профиль , «выигравший» большинство соревнований самого высокого ранга. Он действительно универсален и имеет неплохие перспективы на будущее. Данный профиль применяли одессит В.Чоп (чемпион мира 1975 и 1987 года) и эстонец А. Лепп (чемпион Европы 1988 и чемпион мира 1989 года). Если Чоп использовал этот профиль в чистом виде, то Лепп сильно модернизировал его в сторону увеличения кривизны профиля без изменения толщины. От редакции. Небольшое замечание по поводу «модернизации», которую провел А. Лепп. Изменение кривизны или формы средней линии дает столь выраженные изменения характеристик, что теперь можно говорить о совершенно новом профиле (созданном, правда, с использованием тех или иных готовых компонентов). Кроме того, нужно помнить, что нередко цифры в «названии» профиля обозначают его геометрические параметры. Это относится и к профилям Бенедека. В нашем случае цифровой ряд 6356 обозначает, что толщина профиля равна 6%, максимальная вогнутость располагается на 35% хорды от носика, и вогнутость профиля равна 6%. Здесь уместно заметить, что профили типа NACA шифруются аналогично, но у них на первом месте стоит не толщина профиля, а величина вогнутости. В любом случае понятно, что изменение формы средней линии неизбежно должно приводить и к замене цифрового «названия» профиля.
Thomann F4. Этот профиль долгое время был самым популярным в Европе и обеспечивал весьма высокие для той поры результаты. Он применялся с турбулизатором типа «зигзаг», располагаемом на расстоянии 5 мм от передней кромки и имевшим ширину 7 мм при толщине 1 мм с углом «зуба» 60°.
Ritz-7455G. Данный профиль создан известным американским планеристом, чемпионом мира 1959 года Д. Ритцем.
Ritz-7455G уже 20 лет как получил «путевку в жизнь» на моделях планеров российских спортсменов. Одним из первых его применил ленинградец Ю. Яблоков, на рубеже 80-х годов ставший первым из советских планеристов обладателем Кубка мира (он был также победителем Кубков и Чемпионатов СССР). Ведущие московские спортсмены С. Макаров и М. Кочкарев, являющиеся сегодня законодателями технической моды в классе F1A, как и чемпион мира 1997 года киевлянин В. Стамов, применяют этот профиль уже более 10 лет. Они слегка модернизировали его для улучшения технологии сборки крыльев на стапелях.
Купфер. В свое время отечественные планеристы создали ряд профилей , имевших несомненную перспективу. Особо стоит отметить разработку доктора технических наук М. Купфера. Его профиль в конце 50-х годов был продут в аэродинамической трубе и показал выдающиеся характеристики. Из-за малой относительной толщины он тогда не получил распространения. Сейчас создание жестких крыльев малой толщины не представляет большой проблемы. Поэтому, возможно, теперь профиль Купфера сможет занять должное место на моделях планеров.
Правильный подбор профиля для свободнолетающей авиамодели - важнейший фактор достижения хороших летных качеств крылатого аппарата. Исходя из многолетнего опыта работы кружка краевой станции юных техников, предлагаем для воспроизведения целый ряд испытанных и отлично зарекомендовавших себя сечений для спортивных планеров-парителей.
Вариант № 1 подходит для условий тихой безветренной погоды и для моделей площадью 32-34 дм2 при удлинении крыла 13-15. При силе ветра 3-5 м/с и удлинении крыла 11-13 рекомендуются профили № 2 и 3. Варианты № 4 и 5 специально предназначены для тренировочных аппаратов с малым удлинением или же для условий сильно порывистого ветра.
Для небольших планеров, имеющих несущую площадь 17-19 дм2 (школьного подкласса), хорошо подходят профили № 6-9. При этом вариант № 6 в основном применяется для учебно-тренировочных моделей, а остальные - для чисто спортивных. Стабилизаторы же всех планеров делаются по схемам №10-12.
АВИАМОДЕЛЬНЫЕ ПРОФИЛИ
Genese №16 Clark-Y
Genese №16 Этот профиль был разработан специально для применения на авиамоделях при обтекании с малыми числами Рей-нольдса. Испытан сотрудниками редакции журнала на ряде авиамоделей (в частности, на модели самолета «Ностромо-35»). Обладает хорошими срывными характеристиками.
Позволяет сохранить небольшое значение посадочной скорости (приемлемое для пилота квалификации ниже средней) даже при удельной нагрузке на крыло 75-100 г/дм2. В целом не чувствителен к искажению формы, но жесткая обшивка лобика крыла все же предпочтительна. Плоская нижняя поверхность облегчает сборку конструкции. Может быть рекомендован для применения на учебных моделях, копиях и планерах. Clark-Y
Без всякой натяжки можно назвать профилем всех времен и народов. Первые достоверные результаты продувки были получены в лаборатории LMAL-NACA в 1924 году. До сих пор считается одним из лучших для учебно-тренировочных моделей. При применении на планерах по совокупности данных почти не уступает современным ламинарным профилям. Не чувствителен к искажению формы при использовании мягкой обшивки. Плоская нижняя поверхность облегчает сборку конструкции. Может быть рекомендован для применения на учебных моделях, копиях и планерах.
Имеет следующие характеристики: Су mах = 1,373, Cx min= 0,0106, См0=0,08, (Су/Сх)mах=22,4. На диаграмме нанесены кривые: поляра Су= f(Cx) с отметками углов атаки, кривая Су= f(α), кривая СмА= f(Cy), кривая Су/ Сх = f(α), кривая Сy= (1/πλ)Cy2.
ГРАФИК ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ CLARK-Y
АВИАМОДЕЛЬНЫЕ ПРОФИЛИ
Е-385 и Е-387
Профили крыла авиамоделей. Е-385 и Е-387 рекомендуются для планеров парящего типа. Профиль Е-387 (кстати, он наиболее популярен) при чуть меньших значениях подъемной силы имеет явно лучшие характеристики в зоне нулевой подъемной силы. Значит, планер, крылья которого оборудованы данным профилем, окажется, способен на полет с высокой скоростью при сохранении весьма высоких парящих качеств.
Е-385 больше подходит для чистокровных парителей, где проблема потенциальной быстроходности модели не так важна, как коэффициент мощности крыла. Имейте в виду, что для Е-385 СМО=-0,168, а для Е-387 Смо=-0,081 (практически в два раза меньше). Это означает, что балансировочные потери во втором случае будут меньше (можно закладывать в проект планера горизонтальное оперение уменьшенной эффективности).
Также более низкий уровень окажется и у крутильных нагрузок (этот фактор весьма важен при создании легких крыльев высокого удлинения). У упомянутых профилей отличаются и углы нулевой подъемной силы. Для Е-385 α0=-6,64°, а для Е-387 α0=-1,17°. Нижней границей допустимых чисел Рейнольдса для обоих профилей можно принять величину 100 000.
Достаточная относительная толщина профилей обеспечивает возможность постройки легких крыльев большого удлинения с традиционной силовой схемой. Хотя Е-385 и Е-387 относятся к ламиниризированным, на практике оказалось, что крылья моделей могут иметь широкую зону с мягкой обшивкой. Конечно, при этом лобик крыла шириной примерно в треть хорды должен иметь жесткую обшивку.
Кроме того, обводы этой части крыла желательно воспроизвести с максимальной точностью. На сегодняшний день в мире создано множество планеров, снабженных упомянутыми профилями. И существенной разницы между вариантами с полной жесткой обшивкой крыла и с частично мягкой не отмечалось нигде. Поэтому, если перед вами стоит проблема жесточайшей экономии веса модели, смело проектируйте крыло с пленочной обшивкой задней части.
ПРОФИЛЬ ДЛЯ СТАБИЛИЗАТОРА
HS3, NACA 0009, G-795
Профили для стабилизаторов HS3. В последнее время профилировка стабилизаторов стала весьма «стилизованной». Тем не менее, работы по поиску оптимальных решений не прекращаются. Так, можно вспомнить дипломную работу М. Хамма из института аэродинамики при техническом университете Штутгарта. Будущий инженер на рубеже 90-х годов разработал серию симметричных профилей HS1, HS2 и HS3.
Продувки показали, что при практически одинаковых координатах профилей HS2 и HS3 последний имеет уменьшенное сопротивление в диапазоне реальных летных углов атаки (отличие профилей только в том, что носик HS3 очень острый, совершенно без радиуса). При симметричной профилировке стабилизатора классическим решением можно признать выбор NACA 0009, а при плосковыпуклой профиль типа Clare-Y 8% или тот же G-795. Подборку профилей подготовил
(Источник журнал Моделизм спорт и хобби)
АВИАМОДЕЛЬНЫЙ ПРОФИЛЬ ЕБ-380
Несмотря на то, что практически все применяемые на авиамоделях современные профили имеют более чем «высокое происхождение» (создаются они настоящими учеными-аэродинамиками с привлечением сложных специализированных компьютерных программ и, как правило, потом проходят ряд испытаний в особых малотурбулентных аэродинамических трубах), изредка бывают исключения из этого правила.
Примером может служить профиль, полученный чехом Томашем Бартовским путем «скрещивания» двух весьма популярных профилей профессора Эп-плера - Е-387 и Е-374. К сожалению, в статье, опубликованной в чешском «Моделярже» в 1980, году не упоминалось, по какой методике шел поиск «золотой середины».
Однако было ясно, что Томаша не устраивала явная кривизна Е-387 и связанная с этим невозможность его применения на больших скоростях (при выходе на малые значения коэффициента подъемной силы Су для Е-387 характерен значительный рост коэффициента сопротивления Сх), а также недостаточная относительная толщина Е-374, не позволяющая изготавливать жесткие крылья большей длины, и слабый достигаемый им максимальный Су (что, в общем, характерно для таких профилей).
Новый профиль, названный автором ЕБ-380, имеет весьма важную технологическую особенность. На большей части образующая его нижняя полудужка совершенно ровная, что значительно упрощает создание несущих плоскостей с подобной профилировкой. Интересна дальнейшая история ЕБ-380. Сначала этот профиль был использован Бартовским на крыле планера с частично жесткой обшивкой, обтянутом материалом - аналогом нашей длинноволокнистой микалентной бумаги.
Результаты испытаний оказались, по крайней мере, ниже среднего. Естественно, Томаш после этого отказался от своего детища и строил модели, используя такие профили, как Фх60-126, Е-178, Е-193 и другие. Через некоторое время он все же вернулся к ЕБ-380 и рискнул еще раз испытать его на планере. Правда, теперь крыло имело цельнобальзовую обшивку с лакированной, отшлифованной и полированной поверхностью. Результаты полетов превзошли все ожидания.
По мнению Томаша, новый профиль был намного лучше, чем все ранее используемые им на моделях, и обладал к тому же очень широким диапазоном режимов. ЕБ-380 предлагался автором как весьма подходящий для планеров класса ФЗБ (в условиях восьмидесятых годов!). Рекомендовалось также при изготовлении крыльев строго соблюдать точность теоретических обводов и технологий, обеспечивающих высокое качество и гладкость поверхности.
Насколько было ясно из статьи в «Моделярже», поляра ЕБ-380 носила лишь ознакомительный характер и являлась плодом чисто умозрительных размышлений автора. Интересно отметить, что приведенные в чешском журнале изображения профиля не соответствовали помещенной тут же таблице координат, хотя и предназначались для прямого «перекалывания» без промежуточных построений (даны натурные профили с хордой 160, 180, 205, 230 и 250 мм). На изображениях отсутствовало поджатие верхней задней части полудужки, четко проявляющееся при точном построении.
Судя по всему, оно было спрямлено либо самим автором, либо художником, выполнявшим рисунки. Поэтому здесь правомерно вести речь только о модифицированном ЕБ-380, который в дальнейшем мы будем именовать ЕБ-380м. Длительное время о профиле Бартовского не было ничего слышно. И вдруг совсем недавно появился целый ряд успешных разработок метательных радиопланеров, крылья которых снабжены ЕБ-380м.
Спортсмены довольны этим профилем, хвалят его характеристики и особо - универсальность. Он позволяет летать как в режиме чистого тихоходного парения, так и в скоростном, без потери аэродинамических свойств. На кроссовых планерах ЕБ-380 не «прижился» даже в свое время (сейчас там совершенно иные профили), зато на «металках», которые завоевывают все большую популярность во всем мире, он взял свое.
Причем именно в нёрекомендованном автором исполнении - на крыльях с частичной и полной мягкой обшивкой, да еще и на весьма малых числах Рейнольдса. Последнее, возможно, оправдано довольно острой «турбулизирующей» передней частью профиля и дополнительной турбулизацией воздуха за счет сравнительно шероховатой бумажной обшивки. Если вы занимаетесь созданием «металок» или легких планеров-парителей, может, имеет смысл попробовать применить именно ЕБ-380 или ЕБ-380м? Подумайте...
Рис. 1. Точные обводы профиля ЕБ-380. (Хорда равна 100 мм.) Вверху показан профиль ЕБ-380м, приведенный на страницах чешского журнала «Моделярж» в качестве точных шаблонов профиля ЕБ-380.
Сравнительный анализ профилей крыла для скоростных маневренных моделей
Юрий Арзуманян
(yuri _ la )
Данная статья является обобщением обсуждения этой на форуме rc-aviation. Речь там шла конкретно о моделях воздушного боя, и, в частности, такого типа, как на Рис. 1 ниже.
Рис. 1. Бойцовка SB-7AS от клуба Alisa Air
Я намеренно не упомянул это в заголовке статьи, поскольку примененный ниже подход применим не только к моделям воздушного боя. Более того, этот подход был впервые предложен еще на заре авиации одним из отцов-основателей современной аэродинамики нашим великим ученым Николаем Егоровичем Жуковским. С тех пор предложенный им метод так и называют методом потребных тяг Н.Е. Жуковского.
Чтобы не повторять то, что обсуждалось в форуме, замечу, что вопрос об использовании вместо относительного толстого симметричного профиля более тонкого и, в особенности, несимметричного профиля для бойцовок, возникает с определенной периодичностью. Не случайно говорят, что все новое – это хорошо забытое старое. Ведь к симметричному относительно толстому профилю ведущие бойцы пришли неспроста. За этим стоят годы проб, ошибок, нахождения компромиссов и накопления опыта.
Я не буду углубляться в тему воздушного боя, поскольку последний раз управлял кордовой бойцовкой еще в пионерском детстве, и не считаю себя в этом деле экспертом. Для этого лучше внимательно проштудировать соответствующие разделы форумов, поскольку там отмечаются настоящие спортсмены, а не просто любители. Скажу только, что основные аргументы в пользу перехода на более тонкий несимметричный, а то и вообще плоско-выпуклый профиль, обычно сводятся к следующим:
1) Более низкое лобовое сопротивление модели, отсюда более высокая достижимая скорость полета.
2) Время прямого полета в ходе боя в среднем больше времени полета в инверте, поэтому прямой полет более важен.
3) Меньший вес и стоимость изготовления модели.
Есть и другие предполагаемые достоинства, но они спорны, и упоминать я их не буду. А основным недостатком при этом считается ухудшение качества обратного пилотажа (в перевернутом полете).
Итак, давайте приступим к сравнению профилей. Казалось бы, ожидаемый результат анализа очевиден. Действительно, более тонкий профиль имеет меньшее лобовое сопротивление. Значит, скорость полета будет больше, и с этим не поспоришь! Но... давайте займемся расчетами и посмотрим насколько это справедливо.Для получения числовых результатов надо отталкиваться от конкретных характеристик. Поэтому примем следующие исходные данные для модели с фото.
Характеристики планера бойцовки на Рис. 1:
Размах крыла - 1000 мм
Площадь крыла – 20.8 кв. дм.
Взлетная масса модели - 475 грамм
Расчетная скорость полета - 32 м/с (это всего лишь некоторая опорная величина, дальше в расчетах скоростью будем варьировать)
Исходный профиль - симметричный 15% (NACA 0015 – близок к исходному)
Мотор - Eurgle RC Plane 1580kv D2810 Brushless Outrunner Back Mounting Motor (300W)
Батарея - 2200мА 3S 25С
Регулятор на 40А
Статика на стенде:
Винт - МА 8х5
Ток - 26А
Мощность - 270W
Тяга - 980 гр.
Для сравнения возьмем два профиля ЦАГИ. Первый – чисто плоско-выпуклый профиль ЦАГИ-719, относительная толщина примерно 10% . Второй профиль тоже ЦАГИ, только он со скругленной передней кромкой. Это ЦАГИ-831.
Наш анализ серьезно облегчается тем, что мы рассматриваем летающее крыло без выраженного фюзеляжа. Поэтому в общей величине аэродинамического сопротивления это можно учесть небольшим поправочным коэффициентом, но на СРАВНИТЕЛЬНЫЕ результаты это не сильно повлияет.
Чтобы провести соответствующие расчеты надо знать аэродинамические характеристики каждого профиля. Начнем с плоско-выпуклого.
Таблица 1. Геометрия профиля ЦАГИ-719.
|
Геометрия профиля |
||
|
X |
Y+ |
Y- |
|
0.025 |
0.04 |
|
|
0.05 |
0.0538 |
|
|
0.0722 |
||
|
0.0908 |
||
|
0.0974 |
||
|
0.0962 |
||
|
0.0896 |
||
|
0.0785 |
||
|
0.0636 |
||
|
0.0453 |
||
|
0.024 |
||
Вот так он выглядит:
Рис. 2. Контур профиля ЦАГИ-719
А его характеристики в таблице ниже.
Таблица 2. Аэродинамические характеристики профиля ЦАГИ-719
|
?, град |
Cy |
Cx |
k |
|
0.036 |
0.0366 |
0.983607 |
|
|
0.17 |
0.0258 |
6.589147 |
|
|
0.316 |
0.0234 |
13.50427 |
|
|
0.458 |
0.0242 |
18.92562 |
|
|
0.0316 |
18.98734 |
||
|
0.746 |
0.0424 |
17.59434 |
|
|
0.876 |
0.0456 |
19.21053 |
|
|
1.004 |
0.0742 |
13.531 |
|
|
1.14 |
0.0926 |
12.31102 |
|
|
1.25 |
0.1162 |
10.75731 |
|
|
1.322 |
0.141 |
9.375887 |
|
|
1.33 |
0.1778 |
7.480315 |
|
|
1.324 |
0.2448 |
5.408497 |
|
|
1.19 |
0.314 |
3.789809 |
|
В расчетах можно пользоваться табличными данными. Только в этом случае придется промежуточные значения интерполировать, а это влечет за собой громоздкие вычисления и вообще не очень удобно. Чтобы этого избежать, я пользуюсь тем, что нас интересует ограниченная область углов атаки, где табличные данные легко аппроксимировать аналитической формулой. Я вывел такие аппроксимирующие формулы для Сх и Су:
Здесь? - угол атаки в градусах.
Смотрим, насколько удачна наша аппроксимация.
Рис. 3. Аппроксимация аэродинамических характеристик профиля ЦАГИ-719
Из графиков видно, что в зоне малых углов атаки приближение аналитическими формулами вполне удовлетворительное.
Таблица 3. Геометрия профиля ЦАГИ-831
|
Геометрия |
||
|
X |
Y+ |
Y- |
|
0.025 |
0.025 |
|
|
0.025 |
0.057 |
0.005 |
|
0.05 |
0.07 |
0.001 |
|
0.089 |
||
|
0.106 |
||
|
0.11 |
||
|
0.105 |
||
|
0.095 |
||
|
0.082 |
||
|
0.066 |
||
|
0.046 |
||
|
0.026 |
||
Вот так он выглядит:
Рис. 4. Контур профиля ЦАГИ-831
Аэродинамические характеристики в таблице ниже.
Таблица 4. Аэродинамические характеристики профиля ЦАГИ-831
|
Аэродинамические характеристики |
|||
|
?, град |
Cx |
Cy |
k |
|
0.0140 |
0.0120 |
0.857 |
|
|
0.0154 |
0.1600 |
10.390 |
|
|
0.0184 |
0.3080 |
16.739 |
|
|
0.0236 |
0.4580 |
19.407 |
|
|
0.0346 |
0.6050 |
17.486 |
|
|
0.0468 |
0.7540 |
16.111 |
|
|
0.0612 |
0.9000 |
14.706 |
|
|
0.0814 |
1.0040 |
12.334 |
|
|
0.1016 |
1.1600 |
11.417 |
|
|
0.1242 |
1.2370 |
9.960 |
|
|
0.1552 |
1.2600 |
8.119 |
|
|
0.1980 |
1.3950 |
7.045 |
|
|
0.3204 |
1.0070 |
3.143 |
|
Для этого профиля выведены такие аппроксимирующие формулы для Сх и Су:
где
Рис. 5. Аппроксимация аэродинамических характеристик профиля ЦАГИ-831
Нам осталось привести характеристики симметричного профиля. Вот они:
Таблица 5. Геометрия профиля NACA -0015
|
Геометрия профиля |
||
|
X |
Y+ |
Y- |
|
0.0125 |
0.02367 |
0.02367 |
|
0.025 |
0.03268 |
0.03268 |
|
0.05 |
0.04443 |
0.04443 |
|
0.075 |
0.0525 |
0.0525 |
|
0.05853 |
0.05853 |
|
|
0.15 |
0.06682 |
0.06682 |
|
0.07172 |
0.07172 |
|
|
0.25 |
0.07427 |
0.07427 |
|
0.07502 |
0.07502 |
|
|
0.07254 |
0.07254 |
|
|
0.06617 |
0.06617 |
|
|
0.05704 |
0.05704 |
|
|
0.0458 |
0.0458 |
|
|
0.03279 |
0.03279 |
|
|
0.0181 |
0.0181 |
|
|
0.95 |
0.01008 |
0.01008 |
|
0.00158 |
0.00158 |
|
Так выглядит симметричный профиль.
Рис. 6. Контур профиля NACA-0015
Таблица 6. Аэродинамические характеристики профиля NACA -0015
|
Аэродинамические характеристики профиля |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
?, град |
Cy |
Cx |
k |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.0077 |
0.000 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.15 |
0.009 |
16.667 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.014 |
21.429 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.45 |
0.02 |
22.500 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.031 |
19.355 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.74 |
0.042 |
17.619 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.89 |
0.06 |
14.833 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
1.02 |
0.075 |
13.600 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
1.17 |
0.095 |
12.316 |
||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
0.119 |
10.924 |
|||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
|
1.42 |
Так выглядят графики аэродинамических характеристик для этого профиля.
Рис. 7. Аппроксимация аэродинамических характеристик профиля NACA -0015 Теперь у нас есть все данные для проведения сравнительных расчетов. Рассмотрим прямолинейный установившийся горизонтальный полет с постоянной скоростью. Поскольку в таком полете подъемная сила уравновешивает вес модели, то для каждой скорости можно найти требуемый балансировочный угол атаки. Для этого мы зададимся некоторым диапазоном скоростей полета модели. Для каждой скорости полета вычислим лобовое сопротивление. Поскольку в полете с постоянной скоростью тяга уравновешивает лобовое сопротивление, то, имея угол атаки, мы это сопротивление вычислим, и получим потребную тягу для полета на этой скорости. X – лобовое сопротивление S – площадь крыла V – скорость полета – плотность воздуха Последовательность расчетов следующая. Задаемся скоростью полета в интересующем нас диапазоне. Тогда из выражения для Y можно вычислить потребное значение коэффициента подъемной силы для установившегося полета на этой скорости. Имея для каждого профиля аппроксимирующие формулы, мы по значению Cy вычислим потребное значение балансировочного угла атаки. Например, из этой формулы для NACA -0015. получим Подставив его в выражение для Cx,
получим величину лобового сопротивления, равного потребной тяге для данной скорости полета. Это простая арифметика и я не буду здесь приводить пример числового расчета, а сразу приведу результат в виде таблицы и графика потребных тяг для всех трех профилей. Таблица 7. Зависимость потребной тяги от скорости полета
Из этой таблички видно, что для опорной скорости полета 32 м/с наименьшая потребная тяга у профиля ЦАГИ-831. Затем идет симметричный профиль NACA-0015, и хуже всего результаты у профиля ЦАГИ-719. Наглядно все это продемонстрировано на графике.
Рис. 8. График потребных тяг сравниваемых профилей в зависимости от скорости полета В общем, предварительные результаты расчетов катастрофические для профиля ЦАГИ-719. Получается, что этот профиль хорошо летит в диапазоне скоростей полета 6-10 м/с. Такой полет происходит на околонулевом угле атаки при скоростях менее 40 км в час. Для полета на более высоких скоростях, в частности для заданной скорости 32 м/c (115 км/ч) необходимо лететь на ОТРИЦАТЕЛЬНОМ угле атаки около четырех градусов! Это чистая теория, на практике так модель лететь не будет. Ею будет практически невозможно управлять. Но вывод однозначен - этот профиль не для таких моделей. Стоит заметить, что выбранные два профиля ЦАГИ существенно отличаются скруглением носка, и теперь видно насколько это влияет на летные характеристики крыла. Я намеренно взял два таких похожих профиля, у которых только носок разный, чтобы показать это влияние. Также из таблицы можно видеть, что при одинаковой располагаемой тяге в зоне скоростей выше опорной разница в развиваемой скорости составит примерно процентов пятнадцать. То есть преимущество (в данном случае у ЦАГИ-831 по сравнению с NACA-0015) у несимметричного профиля перед симметричным есть, но небольшое! Для симметричного профиля NACA-0015 балансировочный угол на расчетной скорости 115 км в час положительный, примерно полградуса, потребная тяга на этом режиме примерно 270 грамм. Я думаю, что если и дальше исследовать вопрос, то может быть стоит посмотреть более тонкие симметричные профили. Хотя если наложено ограничение на максимальную допустимую перегрузку из условий прочности, то время установившегося виража линейно растет с увеличением скорости полета. То есть более тонкие симметричные профили приведут к росту скорости, но снижению маневренности. Дебаты на тему маневренность против скорости активно велись перед Второй Мировой Войной. Мессершмитты Me -109 против наших Чаек (И-153) и Ишачков (И-16). Скорость победила. Но в тех боях не было правил. Не было ограничения полетной зоны и т.п. Что лучше для боя радиоуправляемых моделей – не мне решать. В заключение хотел бы указать то направление, в котором было бы целесообразно продолжить теоретические изыскания, после того, как вы определились с профилем крыла. Это оптимизация винтомоторной группы (ВМГ). Мощность мотора – обороты (kv) – диаметр и шаг винта. Но это уже совсем другая тема… Здесь же я хочу выразить благодарность Геннадию Шабельскому (SURHAND ) и Тарасу Кушниренко (Kushnirenko ) за поддержку и практическую помощь в написании данной статьи. | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Суперкритический профиль крыла
Суперкритический профиль крыла позволяет повысить эффективность самолёта в трансзвуковой области чисел М.
Из-за того, что воздушный поток не получает того же разгона над более плоской верхней поверхностью, по сравнению с обычным профилем, скачок уплотнения образуется на более высоком числе М. Образовавшийся скачок получается более слабым и маленьким. Это приводит к ослаблению градиента повышения давления на задней части профиля и повышает несущие свойства крыла.
Преимущества суперкритического профиля:
Благодаря ослаблению скачков уплотнения можно использовать меньший угол стреловидности крыла для самолёта с заданным крейсерским числом М. Таким образом ослабить проблемы, связанные со стреловидностью;
Большая относительная толщина профиля позволяет увеличить прочность и жёсткость крыла при неизменном весе конструкции. Также это позволяет создавать крылья большего удлинения, что уменьшает индуктивное сопротивление крыла;
Увеличивается внутренний объём крыла для размещения топлива и др.
Использование суперкритического профиля крыла позволяет:
Увеличить полезную загрузку. Если не изменять крейсерское число М, расход топлива уменьшится, что позволит взять больше полезной нагрузки, практически не увеличив лобовое сопротивление самолёта по сравнению с самолётом с традиционным профилем крыла.
Увеличить крейсерское число М. При сохранении той же полезной нагрузки, крейсерское число М может быть увеличено, практически без увеличения лобового сопротивления.
Недостатки суперкритического профиля
S - образная кривизна профиля хороша для больших чисел М, но далека от идеала для полёта на малых скоростях. С У МАХ уменьшается, требуя хорошо развитой механизации крыла для обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик;
Задняя кромка профиля имеет положительную кривизну и создаёт больше подъёмной силы, что приводит к возникновению большого пикирующего момента крыла. Для его компенсации требуется большее балансировочное отклонение горизонтального оперения, что создаёт дополнительное лобовое сопротивление.
Скоростная тряска, вызванная срывом за скачком уплотнения, может вызвать сильную вибрацию.
Аэродинамический нагрев
Воздух нагревается при сжатии и в результате трения. Воздух сжимается в зонах торможения перед самолётом и на скачках уплотнения и испытывает трение в пограничном слое.
При движении через воздух поверхность самолёта нагревается. Это происходит на всех скоростях, но нагрев становится существенным только на больших числах М.
На рисунке показано, как меняется температура поверхности самолёта при изменении числа М полёта. На М = 1,0 прирост температуры составляет около 40°С. При росте числа М более 2,0 температура повышается настолько, что в конструкции из традиционных алюминиевых сплавов начнутся необратимые изменения. Поэтому для самолётов с М ≥ 2,0 используются титановые сплавы или нержавеющая сталь.
Угол Маха
Если истинная скорость самолёта больше местной скорости звука, то источник звуковых волн давления движется быстрее, чем производимые им возмущения.
Рассмотрим объект, движущийся со скоростью V в направлении от А к D (см. рисунок ниже). Когда тело находилось в точке А, оно стало источником возмущения. Волна давления распространяется сферически с местной скоростью звука, но тело обогнало волну и по дороге также являлось источником звуковых волн давления. Распространение волн из точек А, В и С нарисовано соответствующими окружностями. Тело находится в точке D. Проведём касательную к этим окружностям DЕ. Данная касательная представляет собой границу распространения звуковых волн в момент нахождения тела в точке D.
Отрезок АЕ представляет местную скорость звука (а), АD – истинную скорость (V).
М = V / а (на рисунке М = 2,6).
Угол АDЕ называется углом Маха, обозначается µ.
sin µ = a / V = 1 / M.
Чем больше число М, тем угол Маха более острый. При М 1,0 µ = 90°.
Конус Маха
В трёхмерном пространстве звуковые волны распространяются сферически. Если их источник движется со сверхзвуковой скоростью, то они, накладываясь, образуют конус возмущений.
Угол полураствора конуса равен µ.
На рисунке изображён конус возмущений от объекта, движущегося с числом М 5,0.
Зона влияния
При движении со сверхзвуковой скоростью конус Маха представляет собой предел распространения звуковых возмущений от самолёта. Всё, находящееся снаружи конуса, находится вне влияния возмущений. Пространство внутри конуса называется зоной влияния самолёта.
У реального самолёта конус Маха начинается косым скачком уплотнения, угол которого несколько больше угла Маха. Это связано с тем, что первоначальная скорость распространения скачка уплотнения больше, чем местная скорость звука.
Головной скачек уплотнения
Рассмотрим сверхзвуковой поток, приближающийся к передней кромке крыла. Чтобы обойти вокруг кромки воздуху надо развернуться на большой угол. На сверхзвуковой скорости это невозможно на такой маленькой дистанции. Скорость потока резко затормозится до дозвуковой скорости и перед передней кромкой образуется прямой скачок уплотнения.
Позади скачка воздух заторможен и в состоянии обойти вокруг передней кромки. Вскоре после этого поток вновь разгоняется до сверхзвуковой скорости.
Скачок уплотнения перед самолётом называется головным скачком уплотнения. Он прямой в непосредственной близости с передней кромкой, далее от неё он переходит в косой скачок.
Как видно из рисунка на задней кромке крыла тоже образуется скачок уплотнения, но так как число М потока за крылом больше единицы, то этот скачек косой.
Волны разрежения
В предыдущем тексте было показано, как сверхзвуковой поток может обойти препятствие с торможением до дозвуковой скорости и образованием скачка уплотнения. При этом поток теряет энергию.
Рассмотрим, как сверхзвуковой поток огибает выпуклый угол.
Сначала рассмотрим дозвуковое обтекание.
При обтекании выпуклого угла скорость дозвукового потока резко уменьшается, а давление увеличивается. Неблагоприятный градиент давления приводит к отрыву пограничного слоя.
Сверхзвуковой поток может без отрыва обойти выпуклый угол за счёт расширения. При этом скорость потока увеличивается, а давление, плотность и температура понижаются. Поведение сверхзвукового потока, при пересечении волны разрежения, полностью противоположно прохождению скачка уплотнения.
На следующем рисунке показана серия волн разрежения при обтекании профиля сверхзвуковым потоком.
После прохода через головной скачек уплотнения, сжатый сверхзвуковой поток свободен для расширения и следует вдоль контура поверхности. Поскольку в потоке не возникает резких изменений параметров, волны расширения не похожи на скачки уплотнения.
При прохождении через волны расширения в потоке происходят следующие изменения:
Скорость и число М увеличиваются;
Направление потока изменяется для следования поверхности;
Статическое давление падает;
Плотность уменьшается;
Поскольку изменения не скачкообразные, то энергия потока не уменьшается.
Звуковой хлопок
Интенсивность скачков уплотнения уменьшается по мере удаления от летящего самолёта, но энергии звуковых волн давления может оказаться достаточно, чтобы создать громкий хлопок для наблюдателя на земле. Такие звуковые хлопки – неотъемлемый атрибут сверхзвуковых полётов. Звуковая волна движется вдоль земной поверхности с путевой скоростью пролетающего самолёта.
Методы улучшения управляемости в трансзвуковом диапазоне
Как уже было показано, эффективность традиционных рулевых поверхностей уменьшается в трансзвуковом диапазоне числе М. Некоторого улучшения можно добиться, используя генераторы вихрей.
Тем не менее, коренного улучшения управляемости можно добиться используя:
Цельноповоротный стабилизатор;
Интерцепторы-элероны.
Эти управляющие поверхности рассматривались в главе 11.
Зуда рулевых поверхностей можно избежать путём установки узких полосок вдоль задней кромки, использованием демпферов проводки управления или увеличения жесткости контура управления (усилия от поверхности замыкаются на силовом приводе).
Из-за возрастания и большого изменения шарнирных моментов на рулевых поверхностях в трансзвуковом диапазоне, система управления обеспечивается рулевыми приводами и механизмами искусственного создания усилий на органах управления.
Следующая таблица описывает основные свойства волновых форм сверхзвукового потока.
| Косой скачек | Прямой скачек | Волны разрежения |
|
 |  |  |
|
| Геометрия Скачка | Плоскость скачка Наклонена более, чем На 90° от направления Движения потока | Плоскость скачка Перпендикулярна Направлению Движения потока | |
| Изменение Направления Потока | В сторону на Набегающий Поток | Не меняется | В сторону от Набегающего Потока |
| Изменение Скорости Потока | Уменьшается, но Остаётся Сверхзвуковой | Уменьшается до Дозвуковой | Увеличивается |
| Изменение Давления и Плотности | Увеличивается | Значительно Увеличивается | Уменьшается |
| Изменение Потока | Уменьшается | Значительно Уменьшается | Не меняется |
| Изменение Температуры | Увеличивается | Увеличивается | Уменьшается |
Стреловидное крыло – итоги
Угол стреловидности – это угол между линией, построенной по 25% длин хорд крыла, и перпендикуляром к корневой нервюре крыла.
Цель создания стреловидности – увеличить М КРИТ. Все остальные свойства стреловидного крыла – побочные и чаще всего негативные. Но положительный эффект увеличения М КРИТ перевешивает все недостатки.
Побочные свойства стреловидного крыла
Усиливается тенденция к срыву потока на больших углах атаки первоначально в районе законцовок крыла. Для борьбы с этим используются аэродинамические гребни на верхней и нижней поверхности крыла и запилы по передней кромке (уменьшается перетекание потока от корня крыла к законцовкам).
Концевой срыв потока может вызывать срывной подхват по углу атаки – главный недостаток стреловидного крыла.
В свою очередь срывной подхват может привести к глубокому сваливанию (superstall).
Самолёты, которые демонстрируют тенденцию к подхвату на больших углах атаки, должны быть оборудованы устройством, активно предотвращающим выход на режим сваливания (толкатель штурвала).
При пилотировании самолёта на углах атаки близких к сваливанию, управление по крену следует выполнять отклонениями элеронов с координированными отклонениями руля направления. Управление одним рулём направления может давать чрезмерные кренящие моменты. (При назначении скорости V SR демонстрируется адекватное поперечное управление при использовании элеронов).
По сравнению с прямым крылом, та же самая секция крыла стреловидного крыла аэродинамически менее эффективна.
На том же самом угле атаки С У будет меньше.
С У МАКС будет меньше и будет достигаться на большем угле атаки.
Градиент наклона кривой C Y = f (α) будет меньше.
Стреловидное крыло требует установки сложной механизации крыла, предкрылков и закрылков, чтобы добиться приемлемых взлётно-посадочных характеристик.
(Менее эффективный вид предкрылков устанавливают в корневой части стреловидного крыла для обеспечения первоначального срыва в корне крыла)
Киль и стабилизатор на самолётах со стреловидным крылом также делают стреловидными, чтобы не допустить развития срыва на оперении раньше, чем на крыле. (При увеличении угла стреловидности растёт максимально-допустимый угол атаки).
По сравнению с прямым крылом, стреловидное крыло достигает требуемого коэффициента подъёмной силы на большем угле атаки, что особенно заметно при полётах на малых скоростях.
Более пологий наклон зависимости C Y = f (α) играет положительную роль при полётах в условиях турбулентности – самолёт становится менее чувствительным к кратковременным изменениям угла атаки; меньшее изменение перегрузки возникает при попадании в один и тот же вертикальный порыв.
Стреловидное крыло незначительно увеличивает путевую устойчивость.
Стреловидное крыло значительно (как правило, чрезмерно) увеличивает поперечную устойчивость.
При полете на числе М > М КРИТ, стреловидное крыло создаёт пикирующий момент (явление затягивания в пикирование), для противодействия которому на самолёте устанавливается система Mach trim.
Ось вращения элеронов на стреловидном крыле не перпендикулярна набегающему потоку, что уменьшает эффективность управления самолётом.