Аэродинамические характеристики самолета

по кривым зависимости c_y = f(a) и c_y = f(c_x)

Подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52-53 %, поэтому особое внимание в процессе эксплуатации необходимо уделять состоянию верхней поверхности крыла. Аэродинамические характеристики самолета DA 42 c_y = f(a) и c_y = f(c_x) представлены на рис. 1.2.

Рис. 1.2. Аэродинамические характеристики самолета DA 42

Характерные углы аэродинамических характеристик:

a₀ = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы; зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент c_y = 0. Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления (c_x0 = c_{x min} = 0,021).

a_нв = 8° – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (K_max = 20). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью при одном неработающем двигателе V_YSE = 85 узлов.

a_тр = 18° – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост c_y. Вихреобразование в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, которая предупреждает пилота о выходе на углы атаки, близкие к критическому. Наличие тряски является естественным признаком больших углов атаки.

a_сигнал = 16–17° – угол срабатывания сигнализации, предупреждающий пилота о приближении самолета к скорости срыва (на самолете установлен сигнализатор, выдающий непрерывный звуковой сигнал в кабине). Если пилот не обратит внимания на сигнализацию и тряску самолета и продолжит увеличивать угол атаки, то самолет выйдет на критический угол атаки и произойдет сваливание.

Скорость сваливания теоретически определяется по формуле , на практике – по результатам летных испытаний в процессе торможения самолета в горизонтальном полете при единичной перегрузке. Скорость сваливания будет соответствовать скорости, при которой самолет начинает совершать колебательные или апериодические движения относительно любой оси самолета с угловыми скоростями 0,1 рад/с.

a_кр = 21° – критический угол атаки, при котором вся верхняя поверхность крыла охвачена срывом, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (c_{y max} = 1,62).

1.4. Факторы, влияющие на аэродинамические
характеристики самолета

Влияние выпуска шасси. Максимальная скорость выпуска шасси V_LO = 184 узла; время выпуска шасси составляет 6–10 с. Сила сопротивления от выпуска шасси Х_ш будет расположена ниже центра масс, поэтому на самолете появится избыточный пикирующий момент. Одновременно, за счет смещения центра масс назад, уменьшится пикирующий момент крыла, поэтому балансировочное положение руля высоты практически не изменится.

При выпуске шасси коэффициент подъемной силы остается постоянным, так как пневматики не создают подъемную силу и на работу крыла практически не влияют, а коэффициент лобового сопротивления на всех углах атаки увеличивается на 0,013 (рис. 1.3).

Рис. 1.3. Влияние выпуска шасси на аэродинамические характеристики

При выпуске шасси и увеличении c_x аэродинамическое качество самолета уменьшается на 1,5–2,0 единицы, что говорит об ухудшении аэродинамических и летных характеристик самолета. Наивыгоднейший угол атаки увеличивается до 9°. Поляра самолета смещается параллельно вправо. В процессе выпуска (уборки) шасси не меняются a_кр, c_{y max} и V_св.

Влияние выпуска закрылков. На самолете применяются щелевые внутренние и внешние закрылки, которые отклоняются на углы d_з = 20° ± 2° (АРР) и d_з = 42° ± 1° (LDG) и предназначены для улучшения посадочных характеристик самолета (рис. 1.4).

Рис. 1.4. Расположение закрылков на крыле

На взлете закрылки не отклоняются (UP = 0°), так как энерговооруженность самолета небольшая и в случае отказа одного двигателя на взлете не обеспечивается требуемый градиент набора высоты (2,4 %) на первоначальном этапе после взлета.

Если при убранных закрылках пилот выведет самолет на большие углы атаки, произойдет срыв потока из-за большого перепада давления по хорде крыла, и самолет может свалиться (рис. 1.5, а). При выпущенных закрылках обеспечивается равномерное распределение давления по поверхности крыла и плавное обтекание потоком воздуха (рис. 1.5, б). При выпуске закрылков центр давления смещается назад, что наряду с ростом подъемной силы Y₂ вызывает появление дополнительного пикирующего момента. Сопротивление крыла увеличивается, причем в процентном отношении быстрее, что приводит к уменьшению аэродинамического качества.

а б

Рис. 1.5. Работа крыла с убранными (а) и выпущенными (б) закрылками

При выпуске закрылков в посадочное положение аэродинамические характеристики изменяются следующим образом (рис. 1.6):

– a_кр уменьшается, в основном за счет увеличения кривизны профиля при выпуске закрылков;

– a₀ уменьшается, так как полученную за счет выпуска закрылков подъемную силу можно уменьшить до нуля переводом самолета на меньшие углы атаки;

– c_x увеличивается. Увеличение лобового сопротивления самолета за счет отклонения закрылков приводит к сокращению стадий выравнивания и выдерживания, а значит, уменьшает посадочную дистанцию;

– c_y увеличивается на всех углах атаки, вследствие увеличения кривизны профиля крыла (см. рис. 1.5, б). Кривая c_y = f(a) смещается вверх, при этом c_{y max} также возрастает. За счет роста c_y на любом угле атаки уменьшаются скорость на глиссаде ( ), посадочная скорость и длина пробега самолета. Если c_{y max} увеличивается, то скорость сваливания уменьшается. Так, если полетная масса самолета составляет 1785 кг, а шасси выпущено, то для d_з = 20° (APP) V_S0 = 64 узла, а для d_з = 42° (LDG) V_S0 = 62 узла, соответственно для d_з = 20° (APP) V_FE = 133 узла, а для d_з = 42° (LDG) V_FE = 113 узлов;

– К_max уменьшается, так как при выпуске закрылков лобовое сопротивление растет быстрее, чем подъемная сила.

Рис. 1.6. Влияние закрылков на аэродинамические характеристики

Влияние близости земли. В процессе выравнивания и выдерживания при отклоненных закрылках сказывается влияние экрана земли, что выражается в образовании воздушной подушки под крылом (рис. 1.7).

Рис. 1.7. Распределение вихрей вдали от земли и вблизи земли

При движении самолета вблизи поверхности земли часть вихрей не может перетекать через торец крыла с нижней поверхности на верхнюю, это увеличивает перепад давления под и над крылом, что приводит к росту подъемной силы самолета.

Рис. 1.8. Влияние близости земли на аэродинамические характеристики

При движении самолета вблизи земли скос потока, вызванный крылом, уменьшается. Индуктивное сопротивление, которое пропорционально величине скоса, также уменьшается (рис. 1.8). Уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы приводят к увеличению максимального качества на 2-3 единицы. Влияние экрана земли зависит от расстояния между крылом самолета и земной поверхностью, и величина прироста коэффициента подъемной силы (Dc_y) оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ( ).

После отрыва самолета на малых скоростях в процессе набора высоты исчезает влияние экрана земли, увеличивается лобовое сопротивление, подъемная сила падает, возможна просадка самолета.

Влияние работы воздушного винта. В наборе высоты и при работе двигателя на номинальном режиме коэффициент подъемной силы по сравнению с планированием увеличивается на 26–28 %, качество увеличивается на 11–13 % за счет обдувки крыла винтами с большей скоростью, чем скорость полета. Поляра самолета и зависимость c_y = f (a) с учетом обдувки изменяют положение в системе координат (рис. 1.9).

Рис. 1.9. Влияние работы винта на аэродинамические характеристики

Увеличение и уменьшение подъемной силы крыла за счет обдувки необходимо учитывать при изменении режима работы силовой установки, особенно после пролета препятствий на взлете, при уходе на второй круг, перед приземлением самолета. Пилот не должен допускать резкой уборки режима, так как это может привести к просадке самолета, столкновению с препятствиями, грубому приземлению. Критический угол атаки при увеличении режима двигателя незначительно уменьшается из-за больших скоростей обтекания.