Полное лобовое сопротивление

Следует обратить особое внимание на тот факт, что использование ФПГО позволяет «отвязать» балансировку «утки» от её устойчивости в продольном канале, что до предела облегчает задачу аэродинамической компоновки самолётов схемы «утка».

Мы доказали, что схема «утка с ФГО», или «флюгерная утка», обеспечивает при всех равных условиях тотальное превосходство над любой аэродинамической схемой по скоростным и взлётно-посадочным характеристикам и позволяет реализовать наибольший диапазон лётных скоростей самолёта.

Теперь докажем, что самолёты, скомпонованные по схеме «флюгерная утка» обладают абсолютной противоштопорной устойчивостью.

Доказательство безопасности полётов на «флюгерных утках» приведём на примере лёгкого двухместного самолёта ЮАН-4 «Quick Bird», заходящего на посадку со скоростью, близкой к минимальной. Общий вид самолёта показан на рис.

Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета.
Граница 2 минимальной скорости полета V _min определится из уравнения горизонтального полета Y _a = G как

Граница 3 максимальной скорости полета V _max определится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета X _a= P как

где:

	-	удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателя P
p	-	удельная нагрузка на крыло самолета, Па
	-	минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте

Наивыгоднейшая скорость полетаV _нв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета K _max и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, поскольку P =1/ K _a
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемностьV_y, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит т еоретический потолок самолета Н _т, на котором V _max = V _min, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, V _y= 0.
Практический потолок самолета Н _п определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например V_y = 0,5 м/с.
Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.
Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.

Полное сопротивление самолёта является суммой индуктивного и вредного сопротивлений.

На рисунке показано изменение полного сопротивления самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте в зависимости от приборной скорости.

На малых скоростях доминирует индуктивное сопротивление, а на больших – вредное. Минимальное полное сопротивление достигается при равенстве индуктивного и вредного сопротивлений. Эта скорость называется наивыгоднейшей (V_MD). Она является точкой отсчёта при определении лётных характеристик самолёта, таких как дальность и продолжительность полёта, угол набора высоты и планирования, взлетные и посадочные характеристики.

При полёте на наивыгоднейшей скорости самолёт обладает максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полёту на наивыгоднейшем угле атаки (около 4°).

_{Визуализация следа:} http://www.youtube.com/watch?v=47oJYhwJsJE&feature=player_embedded

Обратите внимание, как изменяется Су в диапазоне отрицательных углов атаки. Линейный рост довольно быстро заканчивается, а критический угол атаки наступает гораздо раньше, чем при положительных углах и при намного меньшем абсолютном значении Су.

Отсюда становится понятным, почему при несимметричном профиле крыла прямая и обратная петли самолета, столь сильно отличаются по величине минимального радиуса. Для симметричного профиля линия Су для отрицательных углов повторяет зеркально линию для положительных углов. Поэтому на пилотажных самолетах применяют чаще всего симметричные профили.

Для профиля с скругленной передней кромкой точка разделения верхнего и нижнего пограничных слоев при изменении угла атаки перемещается по образующей носика. Поэтому переход к срыву потока при увеличении угла атаки здесь происходит позже и более плавно.

Для острого носика такое перемещение приводит к локальному резкому повышению скорости обтекания в месте большой крутизны носика. Такое повышение провоцирует более ранний отрыв пограничного слоя сразу от носика профиля. На графиках Cy=f(a) это выражается так:

Дата добавления: 2015-05-08