3.7. Розрахунок коефіцієнта індуктивного опору літака

Коефіцієнт індуктивного опору , що визначається виразом (3.10) , залежить від коефіцієнта підйомної сили і деякого коефіцієнта пропорційності А, який визначає частку участі підйомної сили в створенні індуктивного опору.

Коефіцієнт підйомної сили - величина змінна в польоті. Тому їм зазвичай задаються або визначають для конкретного режиму польоту.

Коефіцієнт пропорційності А залежить від числа М польоту і геометричних параметрів літака. Так, при дозвуковою швидкості польоту ( ) коефіцієнт А для крил з округленою передньою крайкою обчислюється за формулою

де  ефективне подовження крила, яке відрізняється від геометричного подовження і враховує вплив форми крила в плані на положення осей вільних вихрів, що сходять з кінців крила.

Для літаків зі стрілоподібним і трикутними крилами ефективне подовження залежить від стріловидності крила і його геометричного подовження і може бути визначене по графіках рис.3.16.

Рис.3.16. Залежності

Рис.3.16. Залежності (закінчення)

При надзвуковій швидкості польоту ( ) на прямому крилі підсмоктуюча сила не реалізується незалежно від форми носка профілю. Тому коефіцієнт А визначається виразом

де  похідна літака.

На стріловидний і трикутному крилах із закругленою передньою крайкою підсмоктуюча сила реалізується лише при дозвуковой передній крайці, коли ще можливо перетікання частинок повітря через передню крайку знизу вгору, тобто при числах . У цьому випадку коефіцієнт А обчислюється за формулою

де

У виразах (3.33) і (3.35) та  похідні літака на розрахунковому числі М і М = 1 відповідно. Величина визначена дослідним шляхом і лежить в межах 0.005÷0.02 (менші значення слід брати для крил з закругленою передньою крайкою, великі - для крил зі слабко скругленій передньою крайкою і відігнутим носком).

Залежність коефіцієнта А по числах М показана на рис.3.17.

Рис.3.17. Залежність

3.8. Поляра і максимальна аеродинамічна якість літака.

В аеродинамічному розрахунку літака велике значення має співвідношення між коефіцієнтами підйомної сили та лобового опору для кожного кута атаки. Таке співвідношення визначається поляри літака (полярної діаграмою) (рис.3.18).

Графік залежності для даної швидкості (зокрема М польоту) називається поляра літака. Кожній точці поляри відповідає строго певний кут атаки.

Якщо з початку координат провести вектор в будь-яку точку поляри, то проекція цього вектора на осі координат будуть відповідно рівні коефіцієнтам та , тобто розглянутий вектор зображує за величиною і напрямком коефіцієнт аеродинамічної сили R, діючої на літак при даному куті атаки .

Таким чином, поляри можна розглядати як геометричне місце точок кінця вектора коефіцієнта аеродинамічної сили, що діє на літак на різних кутах атаки.

Аналітичний вираз поляри літака (або його крила) при можна отримати, підставивши у вираз (3.8) вираз (3.10) т.е.

Щоб розрахувати поляри для якого-небудь числа М польоту, необхідно для даного числа М визначити за графіками ріс.3.15 і 3.17 значення коефіцієнтів та А і, задаючись значеннями коефіцієнта в межах 0÷0.6, обчислити за формулою (3.36) значення коефіцієнтів , відповідних взятим коефіцієнтам , і побудувати графік (див.рис.3.18).

Рис.3.18. Поляри літака

Аеродинамічна якість літака показує, у скільки разів на даному куті атаки підйомна сила перевершує силу лобового опору, і обчислюється як відношення

Максимального значення аеродинамічна якість досягає лише на найвигіднішому куті атаки . Величину максимальної аеродинамічної якості ( ) можна обчислити за формулою

Коефіцієнти підйомної сили та лобового опору, що відповідають , називаються найвигіднішими ( , ) і обчислюються наступним чином:

Характер зміни максимального аеродинамічного якості по числах М (рис.3.19) визначається характером зміни коефіцієнтів та А по числам М (см. рис.3.15 і 3.17).

Рис.3.19. Залежність

РОЗДІЛ 4

АЕРОДИНАМІЧНИЙ ФОКУС ЛІТАКА ПО КУТУ АТАКИ.

ОЦІНКА МОМЕНТНИХ ХАРАКТЕРИСТИК