Распределение подъемных сил вдоль профиля крыла.

Тогда крыло будет изгибаться без кручения.

Рис. 131. Если равнодействующие подъемных сил не проходят через центр изгиба,а смещены, например, в направлении передней кромки крыла, то крыло (или любаядругая балка) будет скручиваться при изгибе.

Естественно, когда в сечении крыла больше двух лонжеронов или если паралонжеронов имеет разную жесткость, то центр изгиба будет находиться непосередине, а где-то между передней и задней кромкой крыла. Однако в каждойбалке любого типа центр изгиба всегда существует. Сила, линия действиякоторой проходит через эту точку, не вызывает закручивания балки или крыла,тогда как любая иная нагрузка обязательно приводит не только к перемещениямкрыла вследствие изгиба, но и к закручиванию крыла на некоторый угол.

До сих пор мы рассматривали случай сосредоточенной силы, приложеннойк балке или крылу. Естественно, что аэродинамическая подъемная сила, котораяв полете направлена вверх и удерживает машину в воздухе, представляет собойнагрузку, распределенную по всей поверхности крыла. Однако, чтобы упроститьрасчеты, всю эту нагрузку можно заменить одной равнодействующей, приложеннойв точке, которую называют центром давления (ЦД) крыла.

Несведущему человеку может показаться, что ЦД подъемной силы, действующей накрыло в полете, лежит где-то посередине между передней и задней кромкой крыла,скажем, возле середины хорды крыла. На самом же деле, как хорошо известно изаэродинамической практики, это совсем не так. Как правило, центр давленийподъемной силы расположен недалеко от передней кромки крыла- обычно на расстоянии примерно в четверть длины хорды.

Следовательно, пока крыло не спроектировано таким образом, чтобы центризгиба был расположен примерно на расстоянии одной четвертой длины хордыот передней кромки, оно обязательно будет закручиваться. Угол поворотакрыла при этом будет, конечно, зависеть от крутильной жесткости крыла (жесткостина кручение). Но, вообще говоря, всякое закручивание крыла – вещь вреднаяи опасная, так что конструкторы стремятся свести его к минимуму. Именнопоэтому и стержень пера в крыле птицы расположен обычно на расстоянии вчетверть хорды от его передней кромки (рис. 132).

Рис. 132. Распределение подъемных сил вдоль профиля крыла.

В простом крыле моноплана с тканевой обшивкой как положение центра изгиба,так и его крутильная жесткость почти целиком зависят от относительной жесткостилонжеронов на изгиб. В самолете Д-8 центр изгиба находился значительнодальше центра давлений, где-то около середины хорды. Крыло не имело достаточнойжесткости, чтобы сопротивляться закручиванию, в результате чего оно разрушалось.После модификации крыла, когда задний лонжерон был сделан более жесткими прочным, центр изгиба передвинулся еще дальше назад, что еще больше ухудшилоситуацию.

Осмыслив все это, Фоккер предпринял теперь уже очевидный шаг: уменьшилтолщину и жесткость заднего лонжерона и передвинул тем самым центр изгибавперед, ближе к центру давления. После этого Д-8 превратился в сравнительнонадежную машину, опасную для британских и французских военно-воздушныхсил.

По законам аэродинамики центр давления подъемной силы, действующей накрыло самолета, должен всегда находиться примерно на расстоянии четвертихорды от передней кромки крыла. Для уменьшения крутящего момента, действующегона крыло, его необходимо сконструировать таким образом, чтобы передвинутьцентр изгиба вперед, как можно ближе к центру давления. Однако элероны,с помощью которых самолет получает крен и выполняет виражи, действуют наконец крыла большими вертикальными силами, приложенными вверх или внизвблизи задней кромки, то есть далеко сзади от центра изгиба. Тем самымэлероны неизбежно вызывают большие крутящие нагрузки на крыло всякий раз,когда летчик закладывает вираж.

Рис. 133. Элерон действует с большойнаправленной вниз силой на заднюю кромку крыла. Эта сила приложена довольнодалеко от центра изгиба, она стремится закрутить крыло таким образом, чтовозникающие аэродинамические силы будут противоположны тем, к которым стремилсялетчик, отклоняя элерон.

Из рис. 133 видно, что направление закрутки изменяет величину подъемнойсилы в направлении, противоположном действию элеронов, уменьшая производимыйими эффект. Если крыло имеет недостаточную крутильную жесткость, его элеронымогут оказать на самолет обратное действие: выполнив операции, необходимыедля крена вправо, летчик может вдруг обнаружить, что самолет делает кренвлево. Этот не только неожиданный, но и весьма опасный эффект носит название”обратные элероны”. С ним связаны серьезные трудности при проектированиисовременных скоростных самолетов. Профилактической мерой здесь являетсядостаточная крутильная жесткость конструкции крыла.

В ранних обшитых тканью монопланах, таких, как Д-8, крутильная жесткостькрыла почти целиком определялась относительной жесткостью на изгиб двухглавных лонжеронов и их расположением.