Dušan Slavětínský: O letadlech
Vlastnosti a použití šípových křídel
Zpět     Konstrukce křídla


Za přímé křídlo pokládáme křídlo, jehož čtvrtinová čára je přímá a kolmá na podélnou osu letounu nebo se od kolmice odchyluje jen o malý úhel (c < |15°|). Je-li odchylka čtvrtinové čáry větší (obr. 1), pak pokládáme křídlo za šípové. Úhel šípu křídla na obr. 1 je kladný. Pokud by byl orientován opačně, mluvíme o šípu záporném.

Je-li úhel šípu velmi malý (do |5°|), jeho vliv na aerodynamické a mechanické vlastnosti křídla je zcela zanedbatelný. Pří úhlech šípu v absolutní hodnotě větších než c > |20 ÷25°|



však již dochází k řadě jevů, které významně mění vlastnosti křídla, některé pozitivně, jiné negativně. Tyto změny je nutné při návrhu křídla brát v úvahu.

Obtékání šípového křídla je charakteristické rozkladem obtékajícího proudu do dvou složek, příčné a kolmé na čtvrtinovou čáru (Obr. 2).


Příčinou příčného proudění je tlakový spád plynoucí z rozložení vztlaku po šípovém křídle (Obr. 3).

Příčné proudění - u kladného šípu směřující ke konci křídla - způsobuje ztlušťovaní mezní vrstvy na konci křídla a vyvolává pří vyšších úhlech náběhu tendenci k předčasnému odtržení této ztluštěné mezní vrstvy. U křídla se záporným šípem směřuje příčné proudění směrem k trupu a způsobuje ztloustnutí mezní vrstvy a předčasné odtržení proudu u kořene křídla.


Někdy se u letadel s výrazně šípovými křídly pro omezení příčného proudění používají aerodynamické plůtky (Obr. 4). Jsou to jedna nebo více přepážek postavených ve směru letu na horním povrchu křídla, které příčné proudění po křídle brzdí a tím zmírňují nepříjemné odtrhávání proudu na konci křídla.



Rozhodující důvod pro použití šípových křídel s úhlem šípu c > 20° jsou jejich výhodné aerodynamické charakteristiky v oblasti zvukových a mírně nadzvukových rychlostí ( M = 0,75 ÷ 2,0). Šípová křídla totiž mají podstatně vyšší kritické Machovo číslo Mkr-  což je hodnota Machova čísla, při níž dochází k výraznému skokovému zvýšení součinitele odporu křídla, což nastává po dosažení lokální rychlosti zvuku při obtékání některé části křídla. Současně se náhle mění i klopivý moment křídla. Změnu průběhu přírůstku součinitele odporu CD v závislosti na M i změnu hodnoty Mkr v závislosti na úhlu šípu dokládá obr.5. 



Při návrhu letadla, které má létat vysokou podzvukovou rychlostí je požadováno, aby vždy  Mc < Mkr , přičemž Machovo číslo Mc odpovídá  maximální v provozu použitelné cestovní rychlosti. Křídlo s vysokým Mkr tedy dovoluje použít vyšší cestovní rychlosti. U letounů nadzvukových je zase využívano toho, že špička nárustu součinitele odporu, jak je zřejmé z obr. 5, je u větších úhlů šípu nižší, a proto zrychlování přes zvukovou barieru je energeticky méně náročné.

Špatnou vlastností šípových křídel je snížení až úplná ztráta podélné stability při pomalém letu blízkém kritickému úhlu náběhu. Ten jev je blíže popsán na obr. 6. Podle obr. 6a si můžeme s jistým zjednodušením (zanedbáním vyvažovací síly na vodorovné ocasní ploše) představit, že v ustáleném letu je vztlak po ploše křídla rozložen na složku Lp , působící před těžištěm letounu a složku Lz , působící za těžištěm.


Obě síly jsou vzhledem k těžišti v momentové rovnováze, podélná rovnováha není narušena. Obr. 6b ukazuje stejnou situaci po dosažení kritického úhlu náběhu, při němž nastává odtržení proudu a ztráta vztlaku na koncích křídel. Složka vztlaku Lz se výrazně sníží a společné působiště součtu obou složek se posune dopředu směrem k větší složce Lp . Tato výsledna síla již nepůsobí v těžišti, ale před ním a vyvolá vůči němu klopivý moment na ocas. Při začátku poruchy lze ztrátu rovnováhy podchytit vyvažovací silou na VOP, v pokročilejším stavu může tento moment narůst do takové velikosti, že letoun je už nemožné působením VOP přetlačit a dojde k hlubokému pádu.


U pomalých letounů bývá občas použito mírně šípových křídel, ať už s kladným nebo se záporným šípem, k doladění správné relace mezi těžištěm a aerodynamickým středem křídla. Jinými slovy, šíp křídla umožní, aniž změníme polohu vetknutí křídla do trupu posunout aerodynamický střed křídla do požadované polohy blíž k těžišti.

Šíp křídla má významný vliv na odolnost křídla vůči aeroelastickým jevům. Kladně šípové křídlo je oproti přímému křídlu odolnější, zatímco záporně šípové těmto jevům velmi snadno podléhá. Vysvětlení nabízí obr. 7.



Čára 1 představuje elastickou osu křídla. Působí-li zatížení v této ose, způsobí čistý ohyb křídla bez zkroucení. V pohledu A bude čára 2 představovat množinu průmětů tětiv nezkroucených profilů v řezech kolmých na elastickou osu. Avšak ve směru rovnoběžném se směrem proudění se odtoková hrana řezu dostane výše než hrana náběžná a úhel náběhu ve směru proudění se zmenší o hodnotu j. Tím je vyvolána aerodynamická síla, která působí proti síle, která způsobila prvotní průhyb, tedy síla tlumící.

U křídla s šípem záporným je situace obrácená v tom smyslu, že úhel náběhu v prohnuté části se zvětší a generuje sílu, která průhyb nepotlačuje, ale podporuje, tedy sílu budící.

Čím jsou tedy charakteristická křídla s kladným šípem?

• Šípové křídlo má významně vyšší Mkr , než srovnatelné křídlo přímé.
• Celkový vztlak šípových křídel je menší, než vztlak srovnatelných křídel přímých - je odvozen ze složky rychlosti kolmé ke čtvrtinové čáře (rychlost Vc dle obr.2). 
• Oproti srovnatelnénu křídlu přímému je nižší i nejvyšší dosažitelný součinitel vztlaku CLmax.
• U šípového křídla je nižší sklon vztlakové čáry křídla dCL/da, má tedy šípové křídlo nižší aerodynamickou účinnost.
• Aerodynamický střed šípového křídla je v závislosti na velikosti šípu a štíhlosti křídla posunut více dopředu k náběžné hraně. (Obr. 12).
• Nepříznivé rozložení vztlaku (obr. 8) má za následek jednak zhoršení pádových vlastnosti, jednak ztrátu funkčnosti křidélek při velmi nízkých rychlostech. Toto nepříznivé rozložení bývá nutné korigovat a snížit jeho nepříznivé důsledky větším křížením křídla.
• Další následek nepříznivého rozložení vztlaku a předčasného odtržení proudnic na koncích křídel je významné snížení podélné stability při letu minimální rychlostí. Rovněž tento problém se zmírní křížením křídla. 
• S rostoucím úhlem šípu se snižuje účínnost vztlakových klapek a křidelék do té míry, že u vysokých úhlů šípu bývají použity alternativní prostředky příčného řízení.
• Se vzrůstajícím úhlem šípu se zvyšuje efektivní vzepětí křídla, zvlášť při vysokých hodnotách součinitele vztlaku CL, tedy při malé rychlosti letu. Tento jev bývá nutné kompenzovat záporným vzepětím křídla.
• Kladně šípové křídlo je odolnější proti aeroelastickým jevům.




Křídlo se záporným šípem vykazuje vlastnosti zcela odlišné:

• Záporně šípové křídlo má rovněž výšší Mkr , než křídlo přímé.
• Celkový vztlak je rovněž odvozen ze složky rychlosti kolmé ke čtvrtinové čáře, ale nemusí být nutně nižší než u křídla přímého. (Viz další tři body).
• Dík příznivějšímu rozložení vztlaku po rozpětí je možné dosáhnout vyššího součinitele CLmax, než u přímeho křídla.
• Ze stejného důvodu je možné dosáhnout vyššiho sklonu vztlakové čáry křídla dCL/da.
• Příznivé rozložení vztlaku po rozpětí významně zlepšuje pádové vlastnosti křídla. (Křídlo pak vystačí s menším křížením, což má opět příznivý dopad na  CLmax).
• Křídla s velikým záporným šípem snadno podléhají aeroelastickým jevům. Proto musí být jejich konstrukce tužší, než u ostatních typů křídel.

Nabízí se otázka, proč křídla s velikým záporným šípem nejsou přes převážně pozitivní vlastnosti více rozšířena. Pravděpodobný důvod spočívá v té jediné negativní vlastnosti tohoto typu křídla - v náchylnosti k aeroelastickým problémům. První neúspěšný pokus o letoun se záporným šípem byl už německý Ju-287 z doby války. Později byla postavena  řada jiných prototypů a pokusných strojů, které se však přes tento nedostatek rovněž  nedokázaly přenést.

Průlom v tomto směru přinášejí experimentální supersonické stíhač Grumman X-29 a ruský stihač páté generace Su-47 Berkut, které skutečně pozitivní vlasnosti záporného šípu využívají. Rusové problém aeroelasticity omezili do přijatelných mezí navržením supertuhého křídla z kompozitních materiálů, které umožnily skloubit požadovanou tuhost konstrukce s přiměřenou hmotností. 

Vlastnosti a použití trojúhelníkových křídel




Trojúhelníková křídla jsou v podstatě křídla šípová s malou štíhlostí a extrémním zúžením. Ve větší míře se poprvé objevila u proudových stíhačů dosahujících rychlosti M = 1,5 ÷ 2.1 z přelomu 50. a 60. let min. století. 

Obdobně jako křídla šípová mají i trojúhelníková vyšší kritické Machovo číslo než křídla přímá. I jejich ostatní vlastnosti se spíš podobají vlastnostem křídel šípových, v řadě ohledů však šípová křídla překonávají.



Obr. 10 srovnává poláry posuzovaných typů křídel. Ze srovnání  vyplývá, že trojúhelníkové křídlo dosahuje ze všech alternativ nejnižší hodnotu maximálního součinitele vztlaku CLmax. Proto je nutné buď vybavit letoun s trojúhelníkovým křídlem křídlem o větší nosné ploše nebo se smířit s vyšší přistávací rychlostí letounu. Na druhé straně však je zřejmé, že v oblasti malých součinitelů  CL tj. v oblasti vysokých rychlostí letu má trojúhelníkové křídlo výrazně nižší odpor (součinitele CD ), což znamená dosažení vyšších rychlostí letounu při daném využitelném výkonu motorů.
 

 Trojúhelníková křídla vykazují posun aerodynamického středu opačný než prostá křídla šípová. Jejich AC je posunut v závislosti na úhlu šípu dozadu, směrem k odtokové hraně (obr.12).




Obr. 11 ukazuje vztlakové čary jednotlivých typů křídel. Je zřejmé, že vztlaková čára trojúhelníkového křídla má ze všech tří typů nejmenší sklon. Z toho plyne jistá nepříjemnost. Kritický úhel náběhu, tedy úhel pro dosažení maximálního součinitele vztlaku CLmax  je velmi vysoký, činí až akrit = 25°. Úhel náběhu, při kterém letoun přistává (apř ) by se  této hodnotě měl blížit a to velmi komplikuje konstrukční uspořádání letounu.


Pilot při tak velikém úhlu náběhu  z běžně umístěné kabiny již vidí jen oblohu (někdy se pro dosažení přijatelného výhledu používá sklopná příď trupu i s pilotní kabinou). Pro přistání pod tak vysokým úhlem náběhu také vychází nepřiměřeně vysoký a těžký podvozek, který je obtížně technicky realizovatelný. Další okolnost vedoucí k  zvýšení přistávací rychlosti letounu s trojúhelníkovým křídlem je nedostatek místa na odtokové hraně pro umístění dostatečně účinných vztlakových klapek.


Naopak výhodou trojúhelníkového křídla je možnost použití velmi tenkých profilů (2 ÷ 4% relativní tloušťky, na rozdíl od 14÷ 18% u šípových a přímých křídel), přičemž, dík veliké hloubce profilu u kořene křídla zůstane zachován jednak přiměřeně veliký vnitřní objem křídla pro umístění paliva, palubních i zbrojních systémů a pod., jednak je dosaženo rozumné stavební výšky kořenové části křídla, takže konstrukce takového křídla je lehčí, než konstrukce srovnatelného křídla šípového. Profil o malé relativní tloušťce má také menší minimální součnitel odporu CDo což také přispívá jednak k dalšímu zvýšení kritického Machova čísla Mkr křídla, jednak k dosažení vyšších výkonů letounu.

Trojúhelníkové křídlo nabízí pozitivní přínos i pro návrhování dnešních superobratných bojových letounů. Na náběžné hraně trojúhelníkového křídla se při vhodné relaci mezi poloměrem křivosti náběžné hrany a úhlem šípu náběžné hrany vytváří při vysokých úhlech náběhu náběžný vír, jehož pole indukovaných rychlostí brání odtržení proudu na horní straně křídla až do úhlu náběhu okolo 45° (obr. 13).



Podobný efekt má i tzv. vírový náběh, což je ploška vybíhající z náběžné hrany kořene křídla, daleko před křídlo (obr.14). Na té se při vyšších úhlech náběhu vytváří vír, který snižuje indukovaný úhel náběhu na vnější části křídla, umožňuje dosáhnout vyššího součinitele vztlaku CL, nižšího součinitele odporu CD a zvýšit Mkr křídla.


Zpět     Konstrukce křídla
Stránka není dosud dokončena, je ve vývoji. Poslední aktualizace 27. 5. 2007 16:51:33