Таким образом, главной особенностью крыла с наплывом является одновременное наличие обоих типов обтекания, что позволяет увеличить коэффициент подъемной силы и критическое число Маха и уменьшить коэффициент индуктивного сопротивления при больших углах атаки в диапазоне дозвуковых и околозвуковых скоростей, а также волновое и балансировочное сопротивления в диапазоне сверхзвуковых скоростей. Такой эффект возникает в результате использования малого сопротивления линейно работающего основного крыла при малых углах атаки с сохранением большой подъемной силы и малого сопротивления нелинейно работающего вспомогательного крыла (наплыва) при больших углах атаки. На основании комплексных исследований в гидродинамических каналах и в аэродинамических трубах установлено, что наиболее благоприятные характеристики имеет крыло с наплывом, обладающим углом стреловидности 70°.
Действие крыла с наплывом можно описать следующим образом: спиральный поток вихрей, срывающихся с острой передней кромки большой стреловидности в околофюзеляжной части крыла, ограничивает расширяющуюся с увеличением угла атаки область отрыва, расположенную между передней кромкой крыла и линией присоединения воздушного течения. Вихревая пелена вызывает также образование обширных областей низкого давления (вдоль оси вихрей) и увеличивает энергию пограничного слоя воздуха. Благодаря этому крыло с наплывом при больших углах атаки отличается от обычного крыла большим коэффициентом подъемной силы и меньшим коэффициентом сопротивления, т.е. оно обеспечивает более высокое аэродинамическое качество при выполнении маневров. В сверхзвуковом же полете дополнительная плоскость, размещенная перед основным крылом, уменьшает интервал перемещения центра давления назад, что не только обеспечивает сохранение надлежащей устойчивости, но и одновременно уменьшает балансировочное сопротивление на 20%.
Эффективность крыла с наплывом значительно возрастает при оснащении его носовыми щитками по всему размаху, а также однощелевыми или двухщелевыми выдвижными закрылками. Крылья с наплывом применены в трех новейших самолетах американской истребительной авиа- Hhh-F-16, YF-17 и F-18.
Из опубликованных данных самолетов «Конкорд» и «Мираж» 2000 следует, что некоторые характеристики рассматриваемого крыла можно получить также путем использования небольших горизонтальных несущих плоскостей, размещенных в носовой части фюзеляжа. Ввиду отсутствия более полной информации можно лишь предположить, что эти плоскости выполняют также роль турбулизаторов в полете при больших углах атаки.
Сверхкритическое крыло
Интересный пример модификации стреловидного крыла представляет собой также так называемое сверхкритическое крыло. (Название происходит от большего критического числа Маха этого крыла в сравнении с классическим стреловидным.) Для этого крыла характерно использование уплощенных профилей с соответствующим образом изогнутой задней частью, что дает более равномерное распределение давления вдоль хорды профиля и тем самым приводит к смещению центра давления назад, а также увеличивает критическое число Маха на 10-15%. Это равносильно увеличению скорости околозвукового самолета (с максимальной скоростью ~ 1000 км/ч) почти на 100-150 км/ч без возникновения волнового кризиса. В других отношениях выгоды от использования сверхкритического крыла невелики, а технология изготовления гораздо сложнее; тем не менее в околозвуковых пассажирских самолетах с реактивным двигателем оно может оказывать существенное влияние на экономичность эксплуатации. Для исследования свойств таких крыльев был использован сверхзвуковой самолет «Крусейдер», а также модернизирован опытный образец самолета F-111A TACT.
Треугольное крыло
Стремление к уменьшению массы и повышению жесткости крыла принуждает уменьшать его удлинение и увеличивать сужение. Такая тенденция одновременно с большим углом стреловидности приводит к треугольной форме крыла. Практическое применение получили треугольные крылья с углом стреловидности 55-70°. Наряду с «чисто треугольным» используются также крылья с усеченными концами, а также с небольшим отрицательным или положительным углом стреловидности задней кромки. В отношении аэродинамики эти крылья незначительно отличаются друг от друга, а разнятся лишь конструктивными особенностями. Треугольное крыло имеет практически такие же аэродинамические характеристики, как и стреловидное, но зато оно избавлено от некоторых недостатков последнего. Применение треугольного крыла определяется главным образом прочностными и конструктивными соображениями. Треугольное крыло жестче и легче как прямого, так и стреловидного (при тех же параметрах их масса составляет 8-11% по сравнению с 12-15% взлетной массы самолета). Благодаря большой хорде в корневом сечении в треугольном крыле возможно использование профилей меньшей относительной толщины. Кроме того, большая строительная высота в корневой части позволяет лучше использовать внутренний объем крыла и упрощает передачу нагрузок на фюзеляж.
Недостатками треугольного крыла являются возникновение и развитие волнового кризиса и примерно такая же, как у стреловидного, зависимость аэродинамических характеристик от скорости полета. Кроме того, для треугольного крыла характерны несколько большее сопротивление и более резкое падение максимального аэродинамического качества при изменении угла атаки, что затрудняет достижение большого потолка и радиуса действия. Кроме того, большие значения коэффициента подъемной силы треугольного крыла можно получить лишь на таких больших углах атаки, которые недостижимы при используемых в настоящее время высотах шасси (на обычных для приземления углах атаки коэффициент подъемной силы треугольного крыла на 30-40% меньше, чем у прямого, а возможность механизации такого крыла с целью увеличения коэффициента подъемной силы при посадке ограничена малым его размахом). Названные недостатки усугубляются по мере увеличения угла стреловидности передней кромки и острее всего проявляются во время приземления. Для получения приемлемых посадочных характеристик самолета с треугольным крылом удельная нагрузка на крыло не должна быть большой, а угол стреловидности передней кромки ограничивается значениями 60-65°. Из этого следует, что достоинства треугольного крыла лучше всего проявляются при больших (сверхзвуковых) скоростях полета, когда высокая жесткость конструкции и малая относительная толщина профиля оказывают определяющее влияние на летно-технические характеристики самолета. Диапазон скоростей, в котором треугольное крыло оптимально, распространяется от скорости звука до М ~ 2. Большие скорости требуют увеличения угла стреловидности передней кромки больше используемых в настоящее время углов 60-65° ценой отказа от хороших характеристик передней кромки с умеренным углом стреловидности и закругленным носком при дозвуковых скоростях.
Следовательно, достоинства треугольного крыла особенно привлекательны для сверхзвуковых
