Поляра самолета

Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла С_y равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше С_х крыла на величину С_х вр, т. е.

Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины С_х вр к С_х крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С_х вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей С_y=f() и С_х=f(), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.

Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.

Угол атаки нулевой подъемной силы  самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле _подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.

Рис. 29 Поляры крыла и самолета	Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными закрылками

Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину ( ) находится проведением параллельно оси С_yкасательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.

Вопрос №7. Скорость звука, число «m»

Ответ: Скорость звука – источником звука служат колебательные движения физического тела. Такие тела являются источниками возмущения, то есть изменения давление и плотности среды. Скорость распространение этих возмущений называется скорость звука.

Скорость распространения звука – a = (где k = 1.41, g = 9.81 м/c2, R = 29.27, T = 288 к (земля)).

Число «М» - позволяет оценивать сжимаемость воздуха, в зависимости от воздушного потока и скорости воздуха в нем. M = (где V – скорость самолета, а – скорость распространения звука.)

Вопрос №8. Обтекание тел воздухом на различных скоростях.

Характер обтекания тел воздушным потоком можно определить по аэроди­намическим спектрам.

Аэродинамическим спектром называется схематическое изображение или фото­графия видимой картины обтекания тел воздухом.

Исследования аэродинамических спектров позволяет выбрать оптимальные аэро­динамические формы, определить характер взаимодействия близко расположен­ных частей и многое другое.

Спектры обтекания тел воздухом потоком получаются путём продувки мо­делей в аэродинамических трубах с использованием специальных способов для получения видимой картины обтекания. Высветить слайд “Обтекание тела воз­душным потоком”. № Т 1-12.

Рис. 2.5 Аэродинамический спектр.

Аэродинамический спектр любого тела состоит из невозмущенного и воз­мущенного потоков.

Невозмущенным потоком называется не деформированный поток струйки которого текут прямолинейно с одинаковой скоростью.

Поток, струйки которого деформированы присутствующим в нём телом на­зываются возмущенным.

В свою очередь, возмущенный поток состоит из пограничного и потенци­ального слоёв и спутной струи.

Пограничным называется тонкий слой воздуха, в котором скорости изменя­ются от нуля до величины равной местной скорости потока (1-100 мм).

Потенциальным называется слой воздуха, в котором силы внутреннего тре­ния (вязкости) не проявляются. Скорости всех частиц воздуха не одинаковы.

Стекая с поверхности тела, пограничный слой образует спутную струю, ко­торая представляет собой массу завихрёного воздуха.