Анализ подъёмной силы.

Для поддержания постоянства подъёмной силы, любое изменение скоростного напора должно сопровождаться изменением угла атаки. При этом каждому значению скоростного напора соответствует свой определённый угол атаки.

(DA-42)

Крейсерская скорость 150 узлов = (150*1,85 км/ч = 277,5 км/ч) = 77 м/с С_у = 0,28

Минимально-допустимый скоростной напор определяется величиной С_{у макс}, которая достигается на критическом угле атаки (около 16°). Этот угол есть величина постоянная (для заданной конфигурации самолёта).

Если требуется увеличение подъёмной силы при сохранении заданного угла атаки, то необходимо увеличение скоростного напора. Чем больше сила тяжести самолёта, тем больше минимально-допустимый скоростной напор.

Увеличение толщины профиля позволяет увеличить С_{у макс} до 70%.

Искривление профиля также позволяет увеличить С_{у макс} , потому что проходное сечение трубки тока воздуха над верхней поверхностью сужается сильнее, что приводит к большему ускорению потока и большему перепаду давления.

Искривление профиля способствует более равномерному распределению нагрузки вдоль хорды.

Искривлённые профили создают подъёмную силу даже на малых отрицательных углах атаки, потому что, при обтекании профиля, всё равно создаётся небольшая зона уменьшения проходного сечения трубки тока воздуха.

У симметричных профилей на тех же углах атаки проходное сечение трубки тока имеет больший размер, поэтому генерируемая подъёмная сила меньше. Особенно сильно это проявляется на тонких профилях. Но при полёте на больших числах М, это становится преимуществом, поскольку замедляется развитие скачков уплотнения.

Более толстые и искривлённые профили имеют больший С_{у макс}, что позволяет самолёту иметь меньшую скорость сваливания. Но вместе с тем, такие профили создают большее профильное сопротивление и большие моменты тангажа при полёте на больших числах М. Поэтому самолёт с таким профилем крыла будет иметь относительно небольшую крейсерскую скорость полёта. На современных самолётах используют профили эффективные на больших скоростях крейсерского полета, поскольку именно на этом режиме самолет находится большую часть летного времени. Недостаток подъемной силы при малых скоростях полёта компенсируют высоко развитой механизацией крыла.

Такое же изменение произойдет и с лобовым сопротивлением. При любой скорости крыла отно­сительно воздуха подъемная сила меняется также и с изменением угла, под которым крыло встречается с потоком воздуха. Нельзя забывать, что любое изменение подъем­ной силы влечет за собой соответствующее изменение величины лобового сопротивле­ния, независимо от того, было ли это вызвано изменением скорости или изменением угла.

Сила, тормозящая движение пластины и направленная по потоку, называется силой лобового сопротивления. Она возникает за счет сил трения в пограничном слое и разности давлений перед телом и позади него. Поэтому можно сказать, что составляющими элементами силы лобового сопротивления являются сопротивление давления и сопротивление трения.

При нулевой подъемной силе Сх минимален. Лобовое сопротивление при этом обусловлено двумя компонентами: трением воздуха о поверхность крыла и динамическим сопротивлением.

От формы тела зависит, какая из этих составляющих является преобладающей. У тел неудобообтекаемой формы преобладает сопротивление давления, а у тел удобообтекаемой формы - сопротивление трения. С целью уменьшения сопротивления трения выбирают хорошо обтекаемую форму тела, а поверхность его обрабатывают, шлифуют и полируют.

Сила сопротивления, оказываемая воздухом на тело, движущееся в нем, зависит не только от скорости и плотности воздуха, но и от формы тела.