Поляра самолета

ПОЛЯРА  САМОЛЕТА

   Одной из основных аэродинамических характеристик  самолета является поляра самолета. Ранее  было установлено, что коэффициент  подъемной силы крыла С_y равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше С_х крыла на величину С_{х вр} , т. е.

   Поэтому поляру самолета можно получить путем  прибавления величины С_{х вр} к С_х крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С_{х вр}.

   Рис. 25 Поляры крыла и  самолета

   Обычно  поляру самолета строят, используя  данные зависимостей С_y=f(a) и С_х=f(a), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах.

   Определение аэродинамических характеристик и  характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как  это делалось на поляре крыла.

   Угол  атаки нулевой  подъемной силы a самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле a₀ подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.

   Угол  атаки, при котором коэффициент  лобового сопротивления имеет минимальную  величину () находится проведением  параллельно оси С_y касательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.

   Наивыгоднейший угол атаки (a_наив) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла, то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.

   Из  этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.

   Критический угол атаки самолета (a_крит) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла.

   Рис. 26 Поляры самолета с  выпущенными закрылками

   На  Рис.26 изображены поляры самолета в  трех вариантах:

   - закрылки убраны;

   - закрылки выпущены во взлетное  положение (d₃= 20°);

   - закрылки выпущены в посадочное  положение (d₃ = 45°).

   Выпуск  закрылков во взлетное положение (d₃ = 15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су_макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.

   При выпуске закрылков в посадочное положение (d₃ = 45 - 60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается.

   Ранее нами были рассмотрены поляры крыла  и самолета для таких скоростей  полета (чисел М), когда влиянием сжимаемости можно было пренебречь. Однако при достижении таких чисел  М, при которых сжимаемостью уже  нельзя пренебречь (М > 0,6 - 0,7) коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления  нужно определять с учетом поправки на сжимаемость.

   где Су_сж - коэффициент подъемной силы с учетом сжимаемости;

   Су_несж - коэффициент подъемной силы несжимаемого потока для того же угла атаки, что и Су_сж.

   Рис. 27 Поляры самолета для различных чисел М

   До  чисел M<0.6 все поляры практически совпадают, но при больших числах М они начинают смещаться вправо и одновременно увеличивают наклон к оси С_х. Смещение поляр вправо (на большие С_х) обусловлено ростом коэффициента профильного сопротивления за счет влияния сжимаемости воздуха, а при дальнейшем увеличении числа (М > 0,75 - 0,8) за счет появления волнового сопротивления (Рис. 27).

   Увеличение  наклона поляр объясняется ростом коэффициента индуктивного сопротивления, так как при одном и том  же угле атаки   в дозвуковом потоке сжимаемого газа увеличится пропорционально   Аэродинамическое качество самолета с момента заметного проявления эффекта сжимаемости начинает уменьшаться.