Сторінка 8 з 10
поляра ЛІТАКА
Однією з основних аеродинамічних характеристик літака є поляра літака. Раніше було встановлено, що коефіцієнт підйомної сили крила Сy рівний коефіцієнту підйомної сили всього літака, а коефіцієнт лобового опору літака для кожного кута атаки більше Сх крила на величину Сх вр, т. Е.
Тому поляра літака можна отримати шляхом додавання величини Сх вр до Сх крила на поляра крила для відповідних кутів атаки. Поляра літака буде при цьому зрушена вправо від поляри крила на величину Сх вр (Рис. 29). Зазвичай поляра літака будують, використовуючи дані залежностей Сy = f (a) і Сх = f (a), отриманих експериментально шляхом продувок моделей в аеродинамічних трубах. Кути атаки на поляра літака проставляються шляхом перенесення по горизонталі кутів атаки, розмічених на поляра крила.
Визначення аеродинамічних характеристик і характерних кутів атаки по поляра літака проводиться так само, як це робилося на поляра крила.
Кут атаки нульової підйомної сілиa літака практично не відрізняється від кута атаки нульової підйомної сили крила. Так як на вугіллі a0 підйомна сила дорівнює нулю, то на цьому куті атаки можливо тільки вертикальний рух літака вниз, зване вертикальним пікіруванням, або вертикальна гірка під кутом 90 °.
Мал. 29 поляра крила і літака
Мал. 30 поляра літака з випущеними закрилками
Кут атаки, при якому коефіцієнт лобового опору має мінімальну величину () знаходиться проведенням паралельно осі Сy дотичній до поляра. При польоті на цьому куті атаки будуть найменші втрати на опір. На цьому вугіллі атаки (або близькому до нього) здійснюється політ з максимальною швидкістю.
Найвигідніший кут атаки (aнаів) відповідає найбільшому значенню аеродинамічного якості літака. Графічно цей кут, так само, як і для крила, визначається шляхом проведення дотичній до поляра з початку координат. З графіка видно, що нахил дотичної до поляра літака більше, ніж дотичній до поляра крила. А так як
то можна зробити висновок, що максимальна якість літака в цілому завжди менше максимального аеродинамічного якості окремо взятого крила.
З цього ж графіка видно, що найвигідніший кут атаки літака більше найвигіднішого кута атаки крила на 2 - 3 °.
Мал. 31 поляра літака для різних чисел М
Критичний кут атаки літака (aкріт) по своїй величині не відрізняється від величини цього ж кута для крила.
На Рис. 29 зображені поляри літака в трьох варіантах:
- закрилки випущені під злітне положення (d3 = 20 °);
- закрилки випущені в посадочне положення (d3 = 45 °).
Випуск закрилків у злітне положення (d3 = 15-25 °) дозволяє збільшити максимальний коефіцієнт підйомної сили Сумакс при порівняно невеликому збільшенні коефіцієнта лобового опору. Це дозволяє зменшити потрібну мінімальну швидкість польоту, яка практично повністю визначає швидкість відриву літака при зльоті. Завдяки випуску закрилків (або щитків) у злітне положення довжина розбігу скорочується до 25%.
При випуску закрилків (або щитків) в посадочне положення (d3 = 45 - 60 °) максимальний коефіцієнт підйомної сили може зрости до 80%, що різко знижує посадкову швидкість і довжину пробігу. Однак лобове опір при цьому зростає інтенсивніше, ніж підйомна сила, тому аеродинамічна якість значно зменшується. Але ця обставина використовується як позитивний експлуатаційний фактор - збільшується крутизна траєкторії при плануванні перед посадкою і, отже, літак стає менш вимогливий до якості підходів в створі посадкової смуги.
Раніше нами були розглянуті поляри крила і літака для таких швидкостей польоту (чисел М), коли впливом стисливості можна було знехтувати. Однак при досягненні таких чисел М, при яких сжимаемостью вже не можна знехтувати (М> 0,6 - 0,7) коефіцієнти підйомної сили і лобового опору потрібно визначати з урахуванням поправки на стисливість.
де Сусж - коефіцієнт підйомної сили з урахуванням стисливості;
Сунесж - коефіцієнт підйомної сили нестисливого потоку для того ж кута атаки, що і Сусж.
До чисел все поляри практично збігаються, але при великих числах М вони починають зміщуватися вправо і одночасно збільшують нахил до осі Сх. Зсув полярності вправо (на великі Сх) обумовлено зростанням коефіцієнта профільного опору за рахунок впливу стисливості повітря, а при подальшому збільшенні числа (М> 0,75 - 0,8) за рахунок появи хвильового опору (Рис. 31).
Збільшення нахилу полярності пояснюється зростанням коефіцієнта індуктивного опору, так як при одному і тому ж вугіллі атаки в дозвуковом потоці стиснення газу збільшиться пропорційно Аеродинамічний якість літака з моменту помітного прояву ефекту стисливості починає зменшуватися.