Аэродинамические характеристики самолета

Тема 2. ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФФИЦИЕНТА ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ.

Влияние выпуска механизации крыла на аэродинамические. Характеристи­ки самолета.

Анализ потребных углов отклонения закрылков на взлете и посадке.

Аэродинамические характеристики самолета

по кривым зависимости c_y = f (a) и c_y = f (c_x)

Подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52-53 %, поэтому особое внимание в процессе эксплуатации необходимо уделять состоянию верхней поверхности крыла. Аэродинамические характеристики самолета DA 40 c_y = f (a) и c_y = f (c_x) представлены на рис. 2.1.

Рис. 2.1. Аэродинамические характеристики самолета DA 40

Характерные углы аэродинамических характеристик:

a₀ = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы; зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент c_y = 0. Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления (c_{x 0} = c_{x min} = 0,034).

a_нв = 8° – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (K _max = 12,3). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью.

a_тр = 18° – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост c_y. Вихреобразование в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, которая предупреждает пилота о выходе на углы атаки, близкие к критическому. Наличие тряски является естественным признаком больших углов атаки.

a_сигнал = 16 – 17° – угол срабатывания сигнализации, предупреждающий пилота о приближении самолета к скорости срыва (на самолете установлен сигнализатор, выдающий непрерывный звуковой сигнал в кабине). Если пилот не обратит внимания на сигнализацию и тряску самолета и продолжит увеличивать угол атаки, то самолет выйдет на критический угол атаки и произойдет сваливание.

Скорость сваливания теоретически определяется по формуле , на практике – по результатам летных испытаний в процессе торможения самолета в горизонтальном полете при единичной перегрузке. Скорость сваливания будет соответствовать скорости, при которой самолет начинает совершать колебательные или апериодические движения относительно любой оси самолета с угловыми скоростями 0,1 рад/с.

a_кр = 21° – критический угол атаки, при котором вся верхняя поверхность крыла охвачена срывом, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (c_{y max} = 1,62).