Аэродинамические характеристики и аэродинамические коэффициенты.

 

Аэродинамические силы и моменты зависят от размеров ВС, от площади крыла S, от скорости полета V и от величины скоростного напора . Зависимость величины сил и моментов от углов атаки и скольжения, от формы, толщины и кривизны крыла, от положения механизации и числа М учитывается коэффициентами аэродинамических сил: Cx_a, Cy_a, Cz_a, C_Ra, m_x, m_y, m_z. Структурные формулы для аэродинамических сил и моментов имеют вид:

· Сx_a – коэффициент лобового сопротивления – отношение силы лобового сопротивления X_a к произведению скоростного напора  на площадь крыла S.

· Cy_a – коэффициент аэродинамической подъёмной силы – отношение аэродинамической подъёмной силы Y_a к скоростному напору на площадь крыла S.

· Сz_a – коэффициент аэродинамической боковой силы – отношение аэродинамической боковой силы Z_a к произведению скоростного напора  на площадь крыла ВС S.

· m_x – коэффициент аэродинамического момента крена – отношение аэродинамического момента крена M_x к произведению скоростного напора  на размах крыла  площадь крыла ВС S.

· m_y – коэффициент аэродинамического момента рыскания – отношение аэродинамического момента рыскания My к произведению скоростного напора  на размах крыла  площадь крыла ВС S.

· m_z – коэффициент аэродинамического момента тангажа – отношение аэродинамического момента тангажа M_z к произведению скоростного напора  на среднюю аэродинамическую хорду b_сах и площадь крыла ВС S.

Аэродинамические характеристики ВС называются зависимостями коэффициентов аэродинамических сил и моментов от эксплуатационных факторов, к которым относятся углы атаки и скольжения, форма крыла и положение механизации, толщина и кривизна профилей, критерии подобия числа Маха (М) и Рейнольдса (Re), влияние обдувки винта, влияние близости земли и т.д. Эти зависимости получают по результатам продувок в аэродинамических трубах, а также по результатам летных испытаний.

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называется аэродинамическое качество ; величина аэродинамического качества позволяет оценить аэродинамическое совершенство ВС.

К основным аэродинамическим характеристикам относятся зависимости Сy_a(α), Сx_a(α).

Зависимоcть коэффициента подъёмной силы от угла атаки Сy_a(α) в общем случае имеет вид, представленный на рис. 1. Эта зависимость представлена для разных углов отклонения механизации, с учетом влияния земли, с учетом обдува от воздушного винта и т.д.

Рисунок 1: «Зависимо c ть коэффициента подъёмной силы от угла атаки С y_a (α)»

 

В диапазоне безотрывного обтекания от угла атаки нулевой подьемной силы α₀, до достижения угла атаки начала срыва α_нс зависимость Сy_a(α) остается прямолинейной и определяется соотношением  , где  характеризует «чувствительность» крыла к изменению угла атаки и показывает наклон Сy_a(α).

При достижении α_нс в корневой части трапециевидного крыла в хвостовой части профиля возникает срыв потока, рост С_Yа замедляется, линейность кривой нарушается. При дальнейшем росте угла атаки область срывного обтекания увеличивается и при критическом угле атаки α_крит охватывает значительную часть поверхности крыла, и рост Сy_а заканчивается. Увеличение Сy_а в этой области связанно главным образом с повышением давления на нижней поверхности крыла в результате значительного угла атаки. При критическом угле атаки α_крит коэффициент подъёмной силы Сy_а достигает своего максимального значения Сy_аmax. При дальнейшем увеличении угла атаки срывная область может стабилизироваться, может увеличиваться. Развитие этой области, а значит и поведение самолета на закритических углах атаки зависит от характеристик крыла и профиля. Отклонение закрылков в общем случае приводит к увеличению Сy_а и уменьшению α_крит. При этом из-за увеличения кривизны профиля, угол α₀ изменяется (увеличивается по абсолютной величине.) Зависимость Сy_а(α) для ВС Cessna 172s, DA40, DA42 приведены на рис. 2,3.

Рисунок 2: «Зависимость С y _а (α) и зависимость С x_a (α) Cessna 172 s»

 

 

Рисунок 3: «Зависимость С y _а (α) и поляра для DA 40, DA 42»

Зависимость коэффициента лобового сопротивления Сx_a(α) в общем случае имеют вид, представленный на рис. 4.

Рисунок 4: «Зависимость коэффициента лобового сопротивления С x_a (α) в общем случае»

 

Минимальные значения коэффициента сопротивления Сx_amin реализуются при угле атаки нулевой подъёмной силы и его значения от 0,022 до 0,055 для разных ВС. Отклонение закрылков приводит к увеличению Сx_amin. Значение Сx_amin определяется профильным сопротивлением крыла и состоит из сопротивлений трения и давления. При увеличении угла атаки в условиях безотрывного обтекания рост лобового сопротивления происходит за счет индуктивного сопротивления, коэффициент индуктивного сопротивления зависит от коэффициента подъёмной силы и удлинения крыла λ (), .

Для уменьшения индуктивного сопротивления применяются конструктивные элементы, препятствующие перетеканию потока с нижней поверхности крыла на верхнюю поверхность и выравниванию давлений на концах крыла по размаху. К ним относятся концевые вертикальные шайбы на концах крыла, законцовки различных форм, изменение несущих поверхности крыла в этой области (концы крыла загибаются вверх). Индуктивное сопротивление тем меньше, чем больше удлинение крыла λ.

Индуктивное сопротивление является результатом обтекания крыла конечного размаха. В результате разности давлений над и под крылом конечного размаха воздух перетекает с его нижней поверхности на верхнюю. В результате возникает течение вдоль размаха крыла, приводящее к деформации линий тока. Течение на нижней поверхности направленно к концам крыла, на верхней – к центру. В результате этого сложного течения за крылом по всей задней кромке образуется вихревая пелена; на расстоянии равном нескольким размахам крыла она сворачивается в два концевых вихря. Возникающее на крыле течение вызывает отклонение набегающего потока вниз и уменьшение истинного угла атаки α_ист по отношению к геометрическому углу атаки крыла α_кр на величину ε, которая называется углом скоса потока за крылом. В результате вектор подъёмной силы крыла Y_ист, перпендикулярный вектору истинной скорости, отклоняется на ε.

Проекция Y_ист – на ось Ox_a скоростной с. к. это и есть индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление тем больше, чем больше коэффициент подъёмной силы Сy_а (отклонена механизация, увеличение α в диапазоне безотрывного обтекания и т.д.) и че меньше удлинение крыла. Характер обтекания крыла конечного размаха представлен на рис 5.

 

Рисунок 5: «Характер обтекания крыла конечного размаха»

 

Зависимость Сy_а(Сx_а) называется полярой и представляет годограф коэффициента вектора полной аэродинамической силы в полярной с. к. при изменении угла атаки. Поляры ВС Cessna 172s и DA40, DA42 представлены на рис 6 и 7.

Рисунок 6: «Зависимость С y _а (С x _а) – Поляра – Cessna 172 s»

 

Рисунок 7: «Зависимость С _{Y а} (С _{X а}) – Поляра – DA 40, DA 42»

Поляра является основной аэродинамической характеристикой ВС и позволяет судить о характере изменения Сy_а и Сx_а, о величине аэродинамического качества К, Сy_{а max}, Сy_{а min}, о влиянии механизации.