4.3. Углы, определяющие ориентацию траектории движения ла относительно земной поверхности.

УГОЛ НАКЛОНА ТРАЕКТОРИИ - Смотри рисунок 19 (угол между скоростью ЛА относительно земли и плоскостью XZ земной СК.).    

НАПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТА - Смотри рисунок 20 (угол между проекцией скорости ЛА относительно земли на землю и направлением на 'базовый ориентир': северный полюс).

     

Следует обратить внимание на разницу между понятиями 'направление полета' и 'курс'. Нос ЛА может 'смотреть' в одну сторону (то есть курс), а лететь он может в другую из-за сноса ветром. Это особенно важно учитывать при полетах на сверхлегких ЛА (СЛА), чья воздушная скорость невелика и обычно соизмерима со скоростью ветра.

Впр: Назвать углы, отмеченные на рисунке 21.

Отв: (1)- Тангаж. (2)- Угол атаки. (3)- Угол наклона траектории.

5. Обтекание воздушным потоком тонкой пластины. 5.1. Схемы обтекания тонкой пластины.

Разделим полную аэродинамическую силу R на составляющие: подъемную силу Y и силу сопротивления X. Рассмотрим зависимость этих составляющих от угла установки пластины к набегающему потоку воздуха (угла атаки).

Пластина расположена вдоль потока (угол атаки равен нулю).

Так как поток воздуха пластиной не отклоняется, Y=0. Сопротивление Х минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R совпадает с силой сопротивления X. Смотри рисунок 22.

На рисунках 27 и 28 отметить точку (0).

Пластина начала отклонятся.

Из-за снашивания потока появилась подъемная сила Y. Сопротивление Х немного увеличивается, так как увеличилось поперечное сечение пластины по отношению к потоку. Следует отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет быстрее, чем сопротивление. Смотри рисунок 23.

На рисунках 27 и 28 отметить точку (1).

Увеличиваем наклон пластины.

Из-за увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Y2>Y1. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Х2>Х1.  Смотри рисунок 24.

На рисунках 27 и 28 отметить точку (2).

Увеличиваем наклон пластины.

Воздуху становится 'труднее' плавно обтекать сильно наклоненную пластину. Над верхней поверхностью начинает образовываться микровихрь. Подъемная сила хотя и увеличивается (Y3>Y2), но существенно медленнее чем раньше. Сопротивление продолжает быстро расти. ХЗ>Х2. Следует отметить, что на больших углах атаки рост сопротивления обгоняет рост подъемной силы. Смотри рисунок 25.

 

На рисунках 27 и 28 отметить точку (3).

Увеличиваем наклон пластины.

Воздушный поток не в состоянии плавно обтекать пластину. Происходит СРЫВ ПОТОКА. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила падает. Y4<Y3. Сопротивление резко растет. Х4>ХЗ. Смотри рисунок 26

На рисунках 27 и 28 отметить точку (4).

 

5.2. Поляра крыла.

Объединим графики на рисунках 27 и 28 в график на рисунке 29.

Получившаяся кривая называется ПОЛЯРА КРЫЛА - основной график, характеризующий летные свойства крыла. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы Су и сопротивления Сх, этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R (при условии что боковая сила Z=0).

Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси Сх слева направо, а центр давления тела находится в центре координат (Су=0. Сх=0), то для каждого из разобранных ранее углов атаки коэффициент Сr будет идти из центра координат (Су=0, Сх=0) в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки.

Характерные точки и соответствующие им углы атаки (УА) на поляре.

КРИТИЧЕСКИЙ УА - УА, при превышении которого начинается срыв потока.

На этом УА Су максимально- ЛА может удерживаться в воздухе на минимально возможной скорости. Это полезно при заходе на посадку. Смотри точку (3) на рисунках 26 и 28.

Значения Су и Сх определяют величину Сr. Для обеспечения равномерного прямолинейного полета сумма сил, действующих на ЛА, должна быть равна нулю. То есть полная аэродинамическая сила R должна равняться весу тела G. Вес тела постоянен. Следовательно, и R не должно изменяться.

  

Для сохранения постоянного значения R при увеличении Сr скорость полета V уменьшится, так как плотность воздуха р и площадь крыла S остаются неизменными.

ЭКОНОМИЧЕСКИЙ УА - УА, при котором Сх минимально.

На этом УА ЛА может лететь с максимальной скоростью.

НАИВЫГОДНЕЙШИЙ УА - УА, обеспечивающий максимально возможное отношение Су/Сх.

При установке крыла на наивыгоднейший УА угол отклонения полной аэродинамической силы R от направления движения воздушного потока максимален. Смотри рисунок 28.