1.Прямолинейный участок – безотрывное обтекание (αº↑; Cy↑– пропорционально угол наклона графика - характеризует изменение Cy при изменении αº;

2.криволинейный участок – свидетельствует о нарушении пропорциональной зависимости (начало срыва обтекания).

б

αх α

)Зависимость С´_х от αº.

C_х ни на одном угле атаки не равен «0».

Объясняется тем, что коэффициент C_х проф не может быть равен «0» т.к. обтекание без сопротивления на возможно.

α_х – угол наименьшего сопротивления.

с)Зависимость К от αº.

Поляра крыла.

График, показывающий зависимость коэффициента C_у и C_х от углов атаки.

Проводят испытание в аэродинамической трубе модели крыла или самолёта. Модель ставят под различными углами αº, а данные заносят в таблицу (C_у и C_х).

Их находят с помощью аэродинамических весов.(Опред.

Х= )

В полярной системе строят график, где масштаб С_х в 10 раз больше.

П

о поляре можно определить:

1. Для любого α C_у и C_х;

2. Для каждого α C_R ( );

3. Для каждого α K( );

4. Для каждого α θ( );

5. α₀ – точка пересечения поляры с осью С_х;

6. α_нв. – касательная из начала координат;

7. α_кр. – касательная к графику параллельной оси С_х.

8. Два угла с одинаковым качеством – секущая графика из начала координат;

9. Диапазон лётных углов атаки – от α₀ до α_кр.

Способы увеличения момента крыла (М_кр.).

1. Уменьшение относительной толщины и кривизны профиля крыла;

2. Применение стреловидных крыльев.

Аэродинамические характеристики самолета.

Подъемная сила и сила лобового сопротивления самолета.

Считают, что Υ_с-та ≈ У_кр.,т.к. подъемные силы создаваемые остальными элементами конструкции незначительны и ими пренебрегают.

(кг)

Несущие части самолета создают только дополнительное сопротивление, которое называется вредным (Х_вр). Следовательно, Х _с-та >Х_кр. на Х_вр.

Х _с-та =Х_кр. + Х_вр.

Х_вр = Х_фюз. + Х_опер. + Х _шасси + ….+ Х_{интерференции}

Интерференции – это взаимное влияние при обтекании одних частей самолёта на другие.

Причина возникновения Х_{интерф.} является различная крутизна поверхностей самолёта.

Х_вредн. всячески стараются уменьшить.

Примен. (обтекатели, капоты, плавные переходы, тщательной обработкой поверхности самолёта от снега, грязи, льда; убирающиеся шасси.)

Аэродинамическое качество самолета

Качество самолёта меньше аэродинамического качества крыла, т.к. на .

Зависит : 1. От формы частей самолёта.

2. От состояния поверхности.

3. От обледенения самолёта К↓ , т.к. С_у↓ С_х↑.

4. Отклонение посадочного щитка К↓.

5. Выпуск шасси С_х↑ С_у не измен. К↓.

6. Скольжение самолёта – С_х↑; К↓.

(С_х↑ за счет несимметричного обтекания самолёта)

7. при α_о = -2º30º С_у=0, К=0;

при ↑α_о до α _нв. К↑;

при α _нв К –маx (К_маx = 10);

при ↑α за α _нв К↓ .т.к. С_х↑ в большей степени, чем ↑С_у

8. Обдувка от винта К↑, т.к. С_у↑ в большей степени, чем С_х.

Поляра самолета.

П

оляра самолёта отличается от поляры крыла тем, что каждая точка её сдвинута вправо на величину коэффициента вредного сопротивления (Сх вредн.).

Графики зависимости аэродинамических характеристик самолёта от угла атаки.

З

ависимость одинаковая, что и для крыла. Кривая (график) смещена вверх т.к.

т.к.

при равных значениях угла атаки

Механизация крыла

Механизация крыла – это специальные конструктивные устройства, с помощью которых геометрическая конфигурация, спектр обтекания крыла и его аэродинамические характеристики могут изменяться в заданном направлении.

Основное назначение механизации является улучшение ВПХ самолёта, за счет увеличения несущей способности крыла и аэродинамического торможения, а также служит для улучшения устойчивости и управляемости самолёта на посадочных и взлетных режимах (на больших углах атаки).

На самолёте Як-18т применяется простой посадочный щиток, который отклоняется только на посадке на 50º и предназначен для улучшения посадочных характеристик самолёта. Представляет панель на нижней поверхности крыла (по центроплану), которая отклоняется вниз.

При отключении щитка увеличивается С_у на всех углах атаки (профиль) за счет изменения профиля.

Увеличение С_у происходит вследствие увеличения кривизны профиля крыла. Дополнительно он (С_у↑) за счёт зоны разряжения между крылом и щитком, в которую отсасывается пограничный слой в верхней части поверхности крыла, что незначительно затягивает начало срыва потока.

Изменение аэродинамических характеристик самолёта при выпуске щитка и шасси.

Аэродинамические характеристики зависят от изменения полётной конфигурации самолёта и близости земли.

При выпуске шасси С_у не изменяется, а С_х увеличивается, поэтому поляра смещается вправо на величину . При отклонении посадочного щитка коэффициенты С_у и С_х увеличиваются на всех углах атаки, причем прирост и на малых углах атаки больше, чем на больших. Однако С_х, увеличивается в большей степени, чем С_у, аэродинамическое качество самолёта уменьшается.

-2°30′ -5°30′

Щиток выпущен (отклонён) Шасси выпущен.} α₀↓; α₀ = - 5º30´

α_нв↑; α_нв = 10º, К = 4,5

α_кр↓; α_кр = 14º.

При полёте вблизи земли поверхность её является экраном, уменьшающим скос потока в области крыла и за крылом. В результате этого увеличивается коэффициент С_у и уменьшается коэффициент индуктивного сопротивления крыла( ).