Крыло в авиационной технике — несущая поверхность, имеющая в сечении по направлению потока профилированную форму и предназначенная для создания аэродинамической подъёмной силы. Крыло самолёта может иметь различную форму в плане, а по размаху — различную форму сечений в плоскостях, параллельных плоскости симметрии самолёта, а также различные углы крутки сечений в указанных плоскостях.

История исследования Первые теоретические исследования и важные результаты для крыла бесконечного размаха проведены на рубеже XIX—XX веков русскими учёными Н. Жуковским, С. Чаплыгиным, немецким М. Куттой, английским Ф. Ланчестером. Теоретические работы для реального крыла начаты немцем Л. Прандтлем.

Среди полученных ими результатов можно отметить: Теорема Жуковского Постулат Жуковского — Чаплыгина Lanchster-Prandtle :en:lifting-line theory

Принцип действия

Подъёмная сила крыла создаётся за счёт изменения направления потока воздухаUniversity of Michigan Engineering, How Planes Fly. This talk covers common misconceptions, including equal transit-time theory and the Venturi effect, and presents some explanations that appeal to physical intuition, including flow turning and streamline curvature .

Одним из распространённых объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона, предложенная им в Principia Mathematica для предельно разряжённой среды с несталкивающимися друг с другом частицами (т. е. для среды, в которой длина свободного пробега много больше размера крыла): частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы. В данном случае неправомерно использование этой модели для среды, в которой длина свободного пробега много меньше характерных размеров крыла.

В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону БернуллиJohn S. Denker, See How It Flies, chapter 3 : на нижней поверхности крыла скорость протекания воздуха оказывается ниже, чем на верхней, поэтому подъёмная сила крыла направлена снизу вверх; этой разностью давлений обуславливается подъёмная сила. Модель также неверна из-за неправильной односторонней связи скорости потока и разряжения . В реальности имеем взаимосвязь угла атаки, разряжения и скорости потока.

Для более точных вычислений Н. Е. Жуковский ввёл понятие циркуляции скорости потока; в 1904 году им была сформулирована теорема Жуковского. Циркуляция скорости позволяет учесть скос потока и получать значительно более точные результаты при расчётах. Одним из главных недостатков вышеприведённых объяснений является то, что они не учитывают вязкость воздуха, то есть перенос энергии и импульса между отдельными слоями потока (что и является причиной циркуляции). Существенное влияние на крыло может оказать поверхность земли, «отражающая» возмущения потока, вызванные крылом, и возвращающая часть импульса обратно (экранный эффект).

Поток воздуха, следующий вдоль верхней поверхности крыла, «прилипает» к ней и старается следовать вдоль этой поверхности даже после точки перегиба профиля (эффект Коанда).

Обтекание крыла является сложным трёхмерным нелинейным и, зачастую, нестационарным, процессом. Подъёмная сила крыла зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока (числа Маха) и от целого ряда других факторов. Для расчёта подъёмной силы используются уравнения Навье — Стокса (т.е. в расчёте учитываются вязкость, сохранение массы и импульса).

Расположение крыла

Положение крыла относительно фюзеляжа определяется его расположением по длине и высоте фюзеляжа, а также углом установки относительно его продольной оси. Расположение крыла по высоте фюзеляжа может быть различным: высоким, средним и низким. В соответствии с этим самолёт называют высокопланом, среднепланом и низкопланом. Вариант расположения зависит от формы фюзеляжа, назначения самолёта, типа и расположения двигателей и др. Угол установки крыла выбирают так, чтобы он был равен углу атаки на наиболее характерном режиме полёта. При этом фюзеляж расположен по потоку и имеет наименьшее сопротивление. На некоторых самолётах угол установки крыла может меняться.

Форма крыла

Одна из основных проблем при конструировании новых самолётов — выбор оптимальной формы крыла и его параметров (геометрических, аэродинамических, прочностных и т. п.).

Прямое крыло

Основным достоинством прямого крыла является его высокий коэффициент подъёмной силы даже при малых углах атаки. Это позволяет существенно увеличить удельную нагрузку на крыло, а значит уменьшить габариты и массу, не опасаясь значительного увеличения скорости взлёта и посадки. Данный тип крыла применяется в дозвуковых и околозвуковых самолётах с реактивными двигателями. Ещё одним достоинством прямого крыла является технологичность изготовления, позволяющая удешевить производство.

Недостатком, предопределяющим непригодность такого крыла при звуковых скоростях полёта, является резкое увеличение коэффициента лобового сопротивления при превышении критического значения числа Маха.

Прямое крыло очень чувствительно к турбулентности атмосферы, в связи с чем на тихоходных самолётах (особенно бипланах) и планёрах с прямым крылом хорошо ощущается эффект «воздушных ям».

Стреловидное крыло

Стреловидное крыло получило широкое распространение благодаря различным модификациям и конструкторским решениям.

Достоинства: увеличение скорости, при которой наступает волновой кризис, и как следствие — меньшее сопротивление на трансзвуковых скоростях по сравнению с прямым крыломАэродинамика самолёта Ту-134А. Лигум. Т. И. Москва, «Транспорт», 1975; медленный рост подъёмной силы в зависимости от угла атаки, а следовательно лучшая устойчивость к турбулентности атмосферы.

Недостатки: пониженная несущая способность крыла, а также меньшая эффективность действия механизации; увеличение поперечной статической устойчивости по мере возрастания угла стреловидности крыла и угла атаки, что затрудняет получение надлежащего соотношения между путевой и поперечной устойчивостями самолёта и вынуждает применять вертикальное оперение с большой площадью поверхности, а также придавать крылу или горизонтальному оперению отрицательный угол поперечного V; отрыв потока воздуха в концевых частях крыла, что приводит к ухудшению продольной и поперечной устойчивости и управляемости самолёта; увеличение скоса потока за крылом, приводящее к снижению эффективности горизонтального оперения; возрастание массы и уменьшение жёсткости крыла. Для решения этих проблем используется крутка крыла, механизация, переменный угол стреловидности вдоль размаха, обратное сужение крыла либо отрицательная стреловидность.

Примеры применения: Су-7, Боинг 737, Ту-134 и другие.

Оживальное крыло

Вариация стреловидного крыла. Действие крыла оживальной формы можно описать как спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла. Вихревая плёнка вызывает также образование обширных областей низкого давления и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха, повышая тем самым коэффициент подъёмной силы. Манёвренность ограничивается прежде всего статической и динамической прочностью конструкционных материалов, а также аэродинамическими характеристиками самолёта.

Примеры применения: Конкорд, Boom Overture.

Обратной стреловидности

Крыло с отрицательной стреловидностью (то есть со скосом вперёд).

Преимущества: позволяет улучшить управляемость на малых скоростях полёта; повышает аэродинамическую эффективность во всех областях лётных режимов; компоновка КОС оптимизирует распределения давления на крыло и переднее горизонтальное оперение; позволяет уменьшить радиолокационную заметность самолёта в передней полусфере;

Недостатки: КОС особо подвержено аэродинамической дивергенции (потере статической устойчивости) при достижении определённых значений скорости и углов атаки; требует конструкционных материалов и технологий, позволяющих создать достаточную жёсткость конструкции;

Примеры применения: серийный гражданский HFB-320 Hansa Jet, экспериментальный истребитель Су-47 «Беркут».

Треугольное крыло Треугольное (дельтавидное  — получило наименование по начертанию греческой буквы дельта) крыло жёстче и легче как прямого, так и стреловидного и чаще всего используется на самолетах, спроектированных для полета на скоростях свыше M = 2.

Преимущества: Имеет малое относительное удлинение

Недостатки: Возникновение и развитие волнового кризиса; Большие сопротивления и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большего потолка и радиуса действия.

Примеры применения: МиГ-21, HAL Tejas, Mirage 2000 (малой относительной толщины); Gloster Javelin, Avro Vulcan (большой относительной толщины), Avro Canada CF-105 Arrow, Saab 37 Viggen, сверхзвуковые пассажирские Lockheed L-2000, Boeing-2707-300.

Трапециевидное крыло

Трапециевидное крыло.

Преимущества:

Примеры применения: F/A-18, прототип YF-23.

Эллиптическое крыло Эллиптическое крылоКрыло эллиптическое в Энциклопедия по машиностроению XXLЛетающее крыло и эллиптический самолет // 27.06.2017.

Преимущества: имеет наибольшее аэродинамическое качество среди всех известных типов крыла§ 74. Крыло с минимальным индуктивным сопротивлением в учебнике "Механика жидкости и газа".

Недостатки: весьма сложно в изготовлении.

Примеры применения: К-7 (СССР), Supermarine Spitfire.

Крыло арочного типа

Автором арочного типа крыла является американский конструктор Уиллард Кастер, который в 1930-х — 1950-х годах разработал и построил несколько экспериментальных самолётов, на которых применил изобретённую им аэродинамическую схему. Её основной особенностью, по замыслу Кастера, была способность полукруглого крыла создавать, благодаря своей форме, дополнительную статическую подъёмную силу. Однако доказать воплощение концепции до жизнеспособных характеристик Кастеру не удалось, и арочное крыло не получило распространения в авиастроении.

Кастер утверждал, что аппарат с таким крылом способен взлетать и подниматься почти вертикально, или зависать, сохраняя скорость железнодорожного транспортного средства.

Толщина крыла Крыло также характеризуется относительной толщиной (соотношение толщины к ширине), у корня и на концах, выраженной в процентах.

Толстое крыло Толстым считается крыло, имеющее профиль относительной толщиной более 12%.Толстое крыло позволяет отодвинуть момент срыва в штопор (сваливание), и лётчик может маневрировать с большими углами и перегрузкой. Главное — этот срыв на таком крыле развивается постепенно, сохраняя плавное обтекание потока на большей части крыла. При этом, лётчик получает возможность распознать опасность по возникающей тряске аэроплана и вовремя принять меры. Самолёт же с тонким крылом резко и внезапно теряет подъёмную силу почти на всей площади крыла, не оставляя пилоту шансовОткуда есть пошёл самолёт-истребитель, ч. 3 .

Примеры: ТБ-4 (АНТ-16), АНТ-20, К-7, Boeing Model 299,

Сверхкритическое крыло

Специальный дозвуковой профиль крыла, который был разработан американским инженером Ричардом Уиткомбом, с целью повысить критическое число Маха. Главным отличием такого вида крыла от обычного является специальная сужающаяся подвеска на нижней поверхности сзади крыла, который компенсирует смещение аэродинамического фокуса, что позволяет увеличить критическое число больше чем на десять процентов. Такой вид крыла самолёта используется преимущественно в гражданской авиации, поскольку позволяет сохранить стабильный баланс между экономичностью и скоростью полёта.

Механизация крыла

1 — законцовка крыла 2, 3 —корневые и концевые элероны 4 — обтекатели механизма привода закрылков