Полное лобовое сопротивление.

Зона 1 реализуемых высот и скоростей полета самолета (область возможных полетов) ограничена минимально допустимыми 2 и максимально допустимыми 3 скоростями полета.
Граница 2 минимальной скорости полета V_min определится из уравнения горизонтального полетаY_a = G как

Граница 3 максимальной скорости полетаV_maxопределится максимальной тягой двигателя из уравнения горизонтального полета X_a=P как

где:

	-	удельная тяговооруженность самолета с полетной массой m и тягой двигателя P
p	-	удельная нагрузка на крыло самолета, Па
	-	минимальный коэффициент лобового сопротивления при полете на данной высоте

Наивыгоднейшая скорость полетаV_нв (кривая 4 на рис. 6.12) соответствует максимальному аэродинамическому качеству самолета K_max и, следовательно, минимально потребной для полета тяговооруженности, посколькуP=1/K_a
Наивыгоднейшей скорости полета соответствует и максимальная скороподъемностьV_y, определяемая избытком тяги двигателя, которую можно использовать для набора высоты.
Пересечение границ 2 и 3 определит теоретический потолок самолетаН_т, на котором V_max = V_min, т. е. возможен полет с единственной скоростью, разгон самолета невозможен и, следовательно, V_y= 0.
Практический потолок самолетаН_п определяется высотой, на которой вертикальная скорость соответствует какой-либо заранее установленной величине, например V_y = 0,5 м/с.
Динамический потолок самолета - высота, которой достигает самолет в результате энергичного вертикального маневра (горки) после разгона до большой горизонтальной скорости, используя для набора высоты не только тягу двигателей, но и кинетическую энергию, накопленную при разгоне.
Полет в болтанку, когда на человека действуют значительные знакопеременные нагрузки, вызванные порывами ветра, заставляет ограничивать диапазон скоростей и высот полета. На рис. 6.12 граница 5 обусловлена переносимостью человеком перегрузок при полете в турбулентной атмосфере.

Полное сопротивление самолёта является суммой индуктивного и вредного сопротивлений.

На рисунке показано изменение полного сопротивления самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте в зависимости от приборной скорости.

На малых скоростях доминирует индуктивное сопротивление, а на больших – вредное. Минимальное полное сопротивление достигается при равенстве индуктивного и вредного сопротивлений. Эта скорость называется наивыгоднейшей (V_MD). Она является точкой отсчёта при определении лётных характеристик самолёта, таких как дальность и продолжительность полёта, угол набора высоты и планирования, взлетные и посадочные характеристики.

При полёте на наивыгоднейшей скорости самолёт обладает максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полёту на наивыгоднейшем угле атаки (около 4°).

_{Визуализация следа:} http://www.youtube.com/watch?v=47oJYhwJsJE&feature=player_embedded

Обратите внимание, как изменяется Су в диапазоне отрицательных углов атаки. Линейный рост довольно быстро заканчивается, а критический угол атаки наступает гораздо раньше, чем при положительных углах и при намного меньшем абсолютном значении Су.

Отсюда становится понятным, почему при несимметричном профиле крыла прямая и обратная петли самолета, столь сильно отличаются по величине минимального радиуса. Для симметричного профиля линия Су для отрицательных углов повторяет зеркально линию для положительных углов. Поэтому на пилотажных самолетах применяют чаще всего симметричные профили.

Для профиля с скругленной передней кромкой точка разделения верхнего и нижнего пограничных слоев при изменении угла атаки перемещается по образующей носика. Поэтому переход к срыву потока при увеличении угла атаки здесь происходит позже и более плавно.

Для острого носика такое перемещение приводит к локальному резкому повышению скорости обтекания в месте большой крутизны носика. Такое повышение провоцирует более ранний отрыв пограничного слоя сразу от носика профиля. На графиках Cy=f(a) это выражается так:

S-образные

Как видно, у таких профилей кривизна меняет вдоль хорды свой знак. В передней части прояфиля он выпуклый вверх, в задней – вниз. Такие профили еще называют S-образными, потому что средняя линия профиля напоминает латинскую букву S. Чем замечательны эти профили? У обычного несимметричного профиля при увеличении угла атаки точка приложения аэродинамической силы R смещается по хорде профиля вперед. При этом момент крыла, способствующий подъему носа самолета, увеличивается с ростом угла атаки. Крыло с таким профилем само по себе, без оперения устойчивым быть не может. У S-профилей наоборот. В диапазоне летных углов атаки увеличение этого угла приводит к смещению точки приложения аэродинамической силы по хорде профиля назад. В результате появляется момент на пикирование, стремящийся вернуть угол атаки к первоначальному значению.

К сожалению, у S-профилей значительно более низкие предельные значения Су. Это заставляет конструктора самолета при равной с обычной аэродинамической схемой скорости полета делать у самолета гораздо меньшую нагрузку на крыло, то есть значительно увеличивать площадь крыла.

На некоторых самолетах успешно используют управление пограничным слоем. Для этого в верхней обшивке крыла делаются два ряда отверстий – в районе максимального разряжения и недалеко от задней кромки крыла, где разряжение невелико. За счет разности давлений часть воздуха через второй ряд отверстий отсасывается и подается внутри полости крыла на передний ряд, - в зону максимального разряжения. Подача дополнительного воздуха в эту зону оттягивает срыв потока на большие углы атаки, за счет чего достигается большее значение Су. Попутно отметим, что сдув и отсос пограничного слоя широко используется на больших самолетах (истребителях) при взлетно-посадочных режимах.

Крутка

В описании про удлинение крыла показано, что даже у прямого плоского крыла условия обтекания профиля по размаху меняются, в т.ч. из-за концевого вихреобразования. Чтобы снизить его отрицательные последствия, надо установить профиль у концевого сечения под меньшим углом атаки, чем у корневого, – т.е. применить отрицательную крутку крыла. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчетной скорости полета. Чтобы расширить диапазон оптимизации применяют аэродинамическую крутку крыла, – ставят на конце менее несущий профиль. Он обладает меньшей кривизной, и его поляра проходит ниже поляры корневого профиля. В случае хорошего согласования поляр можно сделать крыло, обладающее более широким диапазоном скоростей высокого аэродинамического качества, чем при геометрической крутке. Однако такой способ сложнее в проектировании.

_{АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

_{ГЕОМЕТРИЧЕСКАЯ и АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КРУТКА}

... В конце 60-х годов в ЦАГИ и в ряде ОКБ начались проработки и изучение новых направлений в развитии боевой авиации. ...
В аэродинамике были открыты новые возможности значительного увеличения несущих свойств самолета при достаточно малом приращении сопротивления. Это новое направление исследований ЦАГИ основывалось на рациональном использовании специально индуцируемых вихрей на верхней поверхности крыла, т.е. на "управлении" вихрями. Образование этих вихрей производилось за счет заостренных наплывов, расположенных в корневой части крыла. ..."

"... Дальнейшие расчетные и экспериментальные исследования выявили ... еще целый ряд важных свойств крыльев сложной формы в плане:
- при дозвуковых скоростях несущие свойства крыльев сложной формы в плане имеют нелинейный благоприятный характер и сохраняются до больших углов атаки, поэтому располагаемая подъемная сила у таких крыльев значительно выше, чем у исходных крыльев, что обеспечивает возможность достижения лучших взлетно-посадочных и маневренных характеристик; ..."

"... Использование узких треугольных крыльев или других форм в плане в качестве наплывов, устанавливаемых перед тонким крылом умеренного удлинения и стреловидности (с=5-6%, лямбда=2,5-5, Хпк=30-40 град.), изменяет характер обтекания консоли при углах атаки, превышающих критические для крыла без наплыва; кромочный вихрь (вихрь, сходящий с передней кромки консолей крыла) под воздействием вихря с наплыва смещается к концевым сечениям крыла, в результате чего зона безотрывного обтекания консолей существенно расширяется. На частях консоли и центроплана, лежащих под вихрем с наплыва, возникают зоны разрежения; разрежение имеет место и на частях консоли, подверженных влиянию кромочного вихря. Регулярное течение на большей части верхней поверхности крыла наблюдается до альфа=34 град. ..."

Концевые перетекания.

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла, что приводит к образованию завихрений массы воздуха за задней кромкой, т. е. образуется вихревой жгут. Воздух в вихревом жгуте вращается. Скорость вращения вихревого жгута различна, в центре она наибольшая, а по мере удаления от оси вихря - уменьшается.Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления. Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Чем больше скорость, тем меньше индуктивное сопротивление. Это происходит, потому что вертикальные скорости, индуцированные вихрем, накладываясь на возросшую поступательную скорость (по треугольнику) дают меньшее изменение местного угла атаки. Соответственно меньше наклон вектора подъёмной силы назад, а значит и меньше индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости.