Аэродинамическое качество – отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению или отношение их коэффициентов.
По величине качества судят об аэродинамическом совершенстве Л. А. (самолёта).
Зависит:
1. от состояния поверхности самолёта (грязь, лёд и т.д. Y↓; X >; K↓);
2. от формы крыла, чем она более совершенна тем К >;
3. от механизации крыла (при выпуске щитка Cх↑ в большей степени, чем ↑Cy К↓;
4. от положения шасси – при выпуске шасси Cх↑, Cy не изменяется К↓;
5. от угла атаки – при α0 = – 2º30´, Cy = 0; К = 0.
При увеличении αат. до αнв. K↑, т.к. Cy↑ при αнв – Кmax.
Угол атаки, при котором Кmax,называется наивыгоднейшим.
Як-18т αнв. = 5º; Кmax. = 10.
Кmax. = 7,7 (На планировании т.е. малый газ, шасси выпущены, щиток убран).
Кmax. = 4,5 (На планировании, шасси и щиток выпущен).
При ↑ αат. за αнв. К↓, т.к. Cх начинает увеличиваться в большей степени, чем Cy.
6. от режима работы двигателя – чем > мощность двигателя, тем > обдувка крыла от работы винта, тем > Cy и качество↑;
|
|
7. от обледенения самолёта Cх увеличивается, а Cy уменьшается, качество уменьшается;
8. от шага винта: при отказе двигателя:
большой шаг – Х меньше К >
малый шаг – Х >; K >.
Угол качества – это угол заключённый между вектором полкой аэродинамической силы и вектором подъёмной силы.
, но ;
Из рисунка видно, что чем < θ тем больше подъёмная сила и меньше лобовое сопротивление, т.е. больше аэродинамическое качество.
Угол качества обратно пропорционален аэродинамическому качеству. Минимальный угол качества соответствует полёту на αнв..
Построение и анализ графиков.
a) Зависимость Cy от αº.
Анализ:
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)Зависимость С´х от αº.
Cх ни на одном угле атаки не равен «0».
Объясняется тем, что коэффициент Cх проф не может быть равен «0» т.к. обтекание без сопротивления на возможно.
αх – угол наименьшего сопротивления.
с)Зависимость К от αº.
Поляра крыла.
График, показывающий зависимость коэффициента Cу и Cх от углов атаки.
Проводят испытание в аэродинамической трубе модели крыла или самолёта. Модель ставят под различными углами αº, а данные заносят в таблицу (Cу и Cх).
Их находят с помощью аэродинамических весов.(Опред.
Х= )
В полярной системе строят график, где масштаб Сх в 10 раз больше.
По поляре можно определить:
|
|
1. Для любого α Cу и Cх;
2. Для каждого α CR ();
3. Для каждого α K();
4. Для каждого α θ();
5. α0 – точка пересечения поляры с осью Сх;
6. αнв. – касательная из начала координат;
7. αкр. – касательная к графику параллельной оси Сх.
8. Два угла с одинаковым качеством – секущая графика из начала координат;
9. Диапазон лётных углов атаки – от α0 до αкр.
Способы увеличения момента крыла ( Мкр.).
1. Уменьшение относительной толщины и кривизны профиля крыла;
2. Применение стреловидных крыльев.