Принципы полета

Президента Украины по вопросам авиации, Герой Украины,
Заслуженный летчик-испытатель, кандидат технических наук А.В. Г а л у н е н к о;

декан факультета авиационно-космических систем Национального технического университета «КПИ»
доктор технических наук, профессор А.В. З б р у ц к и й.

-

Ищенко С.А., Трюхан О.Н.

Принципы полета(альбом основных положений, графиков, схем ): Учебно-наглядное пособие. – Киев: НАУ, 2017 – 135с. Ил. 308
ISBN 975 – 95995-16-8

В учебно-наглядном пособии представлены схемы, графики, основные положения по лекционному курсу
дисциплин "Аэрогазодинамика", "Аэродинамика летательных аппаратов", "Динамика полета ла",

-

иллюстрирующие основные законы аэродинамики дозвуковых, сверхзвуковых скоростей, теорию пограничного
слоя, аэродинамику крыла, самолета. Представлен материал по основным положениям летных характеристик
транспортных самолетов с ТРД, вопросам их устойчивости и управляемости. Приведены примеры аэродинамических
компоновок транспортных самолетов, их аэродинамические, летно-технические характеристики.

-

.

Может использоваться как опорный конспект лекций по дисциплине. Предназначено для иностранных
студентов, обучающихся по направлению "Авиация и космонавтика", "Аэронавигация" , специальности
"Эксплуатация летательных аппаратов", а также для студентов, обучающихся по другим авиационным
специальностям.

ББК 30.124

:39.52я73

© О.Н. Трюхан, 2016

Рекомендовано Министерством образования и науки Украины в качестве учебного пособия для студентов авиационных специальностей ВУЗов
(решение коллегии от 25.09.2016г. № 8/15-319)

половины 20-го столетия самолет стал одним из самых удобных и комфортабельных транспортных средств. Авиация стала всепогодной, трансконтинентальной, сверхзвуковой.
Сегодня в гражданской авиации продолжают иметь место положительные тенденции оснащения авиакомпаний современными самолетами, развития сети линий воздушных сообщений, совершенствования воздушных перевозок, работ и услуг. Продолжают развиваться и совершенствоваться мероприятия, направленные на развитие интеграционных процессов авиационных отраслей различных стран в мировое авиационное сообщество. Осуществляется настойчивое внедрение европейских стандартов по всем направлениям деятельности национальных авиакомпаний, в том числе и украинских. Интенсивно развивается малая авиация.
Вместе с вышеуказанными положительными сторонами вызывает серьезное беспокойство состояние одного из ключевых звеньев авиации – состояние подготовки летного и инженерного состава всех уровней. Его резерв в странах бывшего СНГ практически исчерпан, а спрос постоянно возрастает по причине устойчивого развития авиакомпаний.
Украина имеет богатейший опыт подготовки летного и инженерного состава не только для своей, но и для авиации зарубежных стран, который необходимо сохранять и развивать.
В высших авиационных учебных заведениях страны в настоящее время проходят подготовку представители ряда зарубежных государств, получающих образование по большинству авиационных специальностей. Подготовка специалистов для авиации зарубежных стран способствует положительному имиджу и росту авторитета страны на международной арене.
Среди авиационных наук, лежащих в основе подготовки современного пилота и инженера, ведущее место принадлежит фундаментальным наукам о законах, управляющих полетом самолета, – аэродинамике и динамика полета самолета.

Знание аэродинамики и динамики полета одинаково важно как для авиационных конструкторов и инженеров, так и для летного состава.
Конструктор, пользуясь законами и методами этих наук, имеет возможность выбрать аэродинамическую компоновку проектируемого самолета и рассчитать его летные характеристики.
Инженер, руководящий технической эксплуатацией и обслуживанием самолетов, обязан отчетливо понимать зависимость летных свойств самолетов от условий их эксплуатации, ремонта и наземного обслуживания.
Летчик должен овладеть этой наукой для того, чтобы сознательно управлять самолетом, добиться полного использования его летных данных.
К сожалению, в последние десятилетия все больше ощущается разрыв между техническим уровнем создаваемых образцов авиационной техники, оснащенности их современными системами управления, устойчивости, навигации и уровнем освоения ее летным и инженерным составом. Человеческий фактор является преобладающим в причинах продолжающих иметь место авариях и катастрофах. Многие авиационные фирмы с целью снижения влияния человеческого фактора пошли по пути сокращения отдельных категорий из состава летных экипажей – штурманов, бортинженеров, бортрадистов, возложив их функции на автоматические системы. В этих условиях возрастает роль пилота и особенно во внештатных ситуациях. Но грамотное решение при дефиците времени может принять только пилот, имеющий высокий уровень теоретической подготовки помноженный на практический опыт. Роль инженерного состава заключается в грамотных консультациях и обучении летного состава, умению грамотно анализировать опасные ситуации, разработать и внедрить мероприятия по их предупреждению.

4

самолетов может позволить летному и инженерному составу грамотно эксплуатировать авиационную технику, принимать единственно правильное решение в сложной ситуации, уметь грамотно анализировать причины аварий и катастроф, а также предпосылок к ним. Летчик должен учиться на ошибках чужих, ибо учиться на своих ошибках у него просто может не хватить жизни.
Учебно-наглядное пособие "Аэродинамика, динамика полета транспортных самолетов (альбом основных положений, графиков, схем)" создан на базе курсов лекций дисциплин "Аэродинамика летательных аппаратов", "Динамика полета летательных аппаратов", "Принципы полета", "Аэрогазодинамика", читавшихся автором в Киевском институте Военно-Воздушных Сил, Военно-Воздушной академии(Ближний восток), Национальном авиационном университете и лежащих в основе теоретической подготовки иностранных студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальностям "Летная эксплуатация воздушных судов", "Техническое обслуживание и ремонт воздушных судов".
Основной целью учебно-наглядного пособия, совместно с другими дисциплинами учебного плана, является качественная подготовка национальных летных и инженерных кадров для гражданской авиации. Наряду с изложением основных положений принципов полета большое внимание в пособии уделяется раскрытию физической сущности рассматриваемых явлений.
. Настоящее учебно-наглядное пособие предназначено также помочь летчику и инженеру разобраться в сущности возникающих в полете явлений, чтобы сознательно выполнять предписания инструкций.
Для успешного изучения и усвоения аэродинамики, динамики полета транспортных самолетов нужно твердо знать физику, математику, теоретическую механику.

Структурно учебно-наглядное пособие состоит из частей, в которых рассматриваются теоретические основы аэродинамики, аэродинамики частей самолета и самолета в целом, моментные характеристики самолета, вопросы устойчивости, управляемости, летные характеристики и факторы, влияющие на них. Вопросы динамики полета рассмотрены для транспортных самолетов с ТРД.
Глубокие знания аэродинамики и динамики полета, особенностей поведения самолета на различных режимах позволяют пилоту и инженеру: правильно проводить подготовку к полету; грамотно выбирать режим полета, анализировать поведение самолета, принимать и реализовывать решение, обеспечивая безопасность и экономичность полета; анализировать авиационные происшествия и предпосылки к ним, вырабатывать и реализовать рекомендации по их предотвращнию; самостоятельно изучать новые типы самолетов, анализировать их характеристики; участвовать в совершенствовании летной эксплуатации самолетов.
Обобщая высказывания опытных пилотов, инженеров о значении глубоких знаний аэродинамики и динамики полета для летного и инженерного состава, можно сказать, что эти дисциплины как никакие другие формируют профессиональную культуру авиационного специалиста.
Учебное пособие может быть использовано студентами и курсантами высших учебных заведений, обучающихся по направлениям "Авиация и космонавтика", "Самолеты и вертолеты", "Летная эксплуатация воздушных судов", "Техническое обслуживание и ремонт воздушных судов и авиадвигателей", а также летным и инженерно-техническим составом военно-воздушных сил, предприятий и авиакомпаний гражданской авиации.

5

− число Маха - характеристика сжимаемости движущегося потока газа.
трансзвуковой
(околозвуковой) диапазон чисел М

Сопротивление трения (обусловлено вязкими свойствами воздуха)

Сопротивление давления (обусловлено инерционными свойствами воздуха)

Составляющие аэродинамической силы лобового сопротивления самолета Х :

диапазон дозвуковых скоростей

Сжимаемость – способность воздуха изменять свой объём, а значит и плотность, с изменением давления и температуры

─ чем больше это отношение, тем более сжимаема среда.

12

Каждый из этих диапазонов имеет свои особенности, в соответствии с которыми аэродинамика подразделяется на дозвуковую (малых и больших дозвуковых скоростей), аэродинамику трансзвука, сверхзвуковую, аэродинамику гиперзвука

свободного пробега молекулы (до соударения);
L - характерный размер тела.

Kn < 10 –3 - сплошная среда
Уровень моря (Н=0): l0 = 6.3 ·10 –6;
Дискретная среда:
Н = 100 км l0 = 4.5 см;
Н=200 км l0 = 300м.

Взаимодействие профиля с потоком сплошной среды – струёй воздуха.

R

В связи с тем, что в одном кубическом миллиметре воздуха содержится 2, 7· 1016 молекул воздух можно считать не дискретной, а сплошной средой. Такое положение называется гипотезой сплошности.

При рассмотрении обтекания тел воздушным потоком можно использовать такие понятия как "струйка воздуха", "вихрь". Для расчета аэродинамических характеристик можно использовать аппарат дифференциального исчисления. Необходимым условием является непрерывность газодинамических параметров – давление, температура, плотность, скорость.

С увеличением высоты количество молекул в единице объема падает, уменьшается силовое взаимодействие воздуха с телом. На высотах свыше 80 км воздушная среда считается дискретной. Критерием сплошности среды является число Кнудсена.

1.5. КЛАССИФИКАЦИЯ ТЕЧЕНИЙ

В общем случае движение жидкости есть функция трех пространственных координат и времени.
Рассматривают частные случаи с меньшим числом переменных:

По зависимости от времени – неустановившиеся течения(с переменными от времени параметрами)
и установившиеся - параметры не изменяются со временем.

17

истинная):

ИЗМЕРЕНИЕ СКОРОСТИ ВОЗДУШНОГО ПОТОКА

20

4 4 8 км/ч

V = 6 0 8 км/ч

V = 7 9 0 км/ч

Vпр. = V = 400 км/ч

Н = 4 000 м;

Н =8 000 м;

Н = 12 000 м;

Vпр. = 4 0 0 км/ч

Vпр. = 4 0 0 км/ч

Vпр. = 4 0 0 км/ч

Воздушная скорость (узкая стрелка)

Приборная скорость (широкая стрелка)

)* – соответствующие значения чисел М

23

Воздушная скорость(при постоянной приборной) с увеличением высоты возрастает, так как уменьшается плотность воздуха.

малые Re.

Х т – координата точки перехода ЛПС в ТПС;

ВИДЫ ПОГРАНСЛОЯ

ламинарный, турбулентный, смешанный - определяется величиной числа .

Турбулентный ПС – интенсивное перемешивание слоев, обладает большей энергией чем ЛПС, более устойчив к отрыву, большие силы трения, большие Re.

Точка перехода ламинарного погранслоя в турбулентный

Здесь Rex– местное число Рейнольдса; х – текущая координата.

Толщина турбулентного погранслоя увеличивается более интенсивно, чем ламинарного

Профиль скоростей в ПС

─ формула определения скорости по высоте ламинарного погранслоя.

По мере удаления от носка пластины напряжения трения убывают в ламинарном слое более интенсивно, чем в турбулентном

25

─ формула определения скорости по высоте турбулентного погранслоя

При расчете толщины пограничного слоя пользуются следующими формулами: – для ламинарного пограничного слоя:

– для турбулентного пограничного слоя:

За толщину погранслоя δ принимают расстояние от поверхности тела, где скорость потока отличается от скорости невозмущенного потока на 1% (Vδ ≈0.99V∞).

пограничном слое определяется по формуле

Коэффициент одностороннего трения плоской пластины при полностью турбулентном пограничном слое определяется по формулам

С ростом числа Re коэффициент Сf уменьшается как при ламинарном, так и при турбулентном пограничном слое.

Зависимость коэффициента двухстороннего трения плоской пластины 2Cf от числа Re и вида пограничного слоя

График зависимости коэффициента силы лобового сопротивления крыла самолета Сх от угла атаки

26

Обтекание безотрывное. Давления в точках А и С будут наибольшими (скорость в этих точках равна 0). Коэффициенты давления в этих точках

Давления в точках, симметричных относительно вертикальной оси Оу – одинаковые. Таким образом, в невязкой среде цилиндр не испытывает сопротивления – парадокс Эйлера – Даламбера. Подъемная сила также равна 0, т.к. давление симметрично относительно оси Ох.

Область отрыва за плохообтекаемыми телами зависит от величины Re. При увеличении Re и переходе ламинарного течения в турбулентное (перестройка обтекания) область отрыва потока уменьшается, сопротивление давления также резко уменьшается – явление вязкого кризиса.

Отрыв ламинарного ПС шара почти на экваторе

Отрыв турбулентного ПС происходит ниже по течению (точки Е и L)

Е

L

При обтекании цилиндра вязким потоком на участке ВС и DС образуется положительный градиент давления способствующий отрыву погранслоя (точки Е и L). Давление в т.А не восстанавливается и оно меньше, чем в т.А, что является причиной образования сопротивления давления Хр. Поскольку поток вязкий, то образуется и сопротивление трения – Хтр.

Давления в точках на поверхности цилиндра при обтекании идеальным потоком определяется по формуле
где θ – полярная координата точки

29

результате перехода кинетической энергии поступательного движения частиц в тепловую при их интенсивном торможении.
Тепловой пограничный слой ─ слой воздуха, у поверхности обтекаемого тела, в котором происходит интенсивное изменение температуры.
Необходимость учета кинетического нагрева при больших сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях:
– ухудшение условий работы экипажей; – ухудшение условий работы электро- и электронного оборудования; – снижение прочности материалов; – поваышение скорости реакции коррозии при возрастании температуры.

Носовые и нижние части корпуса и крыла воздушно-космического летательного аппарата "Буран"(СССР) обложены керамическими плитками с целью защиты от кинетического нагрева при полете в плотных слоях атмосферы Земли

Срыв потока на большей части поверхности крыла самолета МиГ – 23М (угол атаки ≈240)

Тδ − температура на границе теплового пограничного слоя;

ТW − температура у поверхности при теплопроводной поверхности и газе;

Т* − температура торможения(поверхность теплоизолирована и нет обмена теплом между частицами газа).

Тr − температура у при теплоизолированной поверхности и наличии теплообмена между частицами воздуха;

30

Мкр происходят качественные изменения: образуются скачки уплотнения, резко возрастает сила лобового сопротивления (за счет сопротивления давления), аэродинамические моменты(увеличение АД сил и смещение АД фокуса (по углу атаки и бокового). Изменяются характеристики устойчивости и управляемости – растут потребные расходы рулевых поверхностей. Резко возрастает потребная тяга, что увеличивает расходы топлива(необходимость примения двигателей с наличием форсажных режимов), растут нагрузки на конструкцию планера. Аэродинамика сверхзвуковых скоростей (газовая динамика) изучает законы взаимодействия газа с обтекаемыми телами при скоростях соизмеримых со скоростью звука и превышающих ее. Основоположники газовой динамики – С.А. Чаплыгин «О газовых струях", 1902г. ; С.А. Христианович "Исследования обтекания профиля при больших дозвуковых скоростях" 1940г., "Течения газа с трансзвуковыми и сверхзвуковыми скоростями" 1941…1947г.г.

Изменение скорости газа вдоль струи при изменении площади ее поперечного сечения

V1;
F1;
ρ1

V2 =V1 + dV;
F2=F1 + dF;
ρ2

Воспользуемся уравнением постоянства расхода для струи сжимаемого газа: ρVF = const.
Дифференцируем и делим почленно на ρVF:
d(ρVF) = VFdρ + ρFdV + ρVdF = 0

– относительное изменение плотности, приходящееся на единицу относительного изменения скорости (курс теоретической физики).

31

Равенство, устанавливающее зависимость между площадью поперечного сечения струи F, скоростью движения в ней газаV и числа М :

ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ И СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЕЙ.

скорости. Увеличение скорости происходит за счет преобразования внутренней энергии газа в кинетическую энергию.
Уменьшение площади поперечного сечения сверхзвуковой струи приводит к скачкообразному изменению параметров сверхзвукового потока – имеет место течение сжатия сверхзвукового потока.
Течения расширения и сжатия сопровождаются распространением возмущений в окружающей воздушной среде.

Случай 1. Скорость V1 в сечении 1-1 дозвуковая (V1Знак dF обратен знаку dV. F2>F1 ; (dF>0) .

F1,V1

F2,V2

dF>0

V1

V2

dV<0;

V2

Рассматриваем два случая течений в расширяющейся струе – с дозвуковой скоростью течения в ней и сверхзвуковой.

32

среде.

Vi=0; Pi

V∞

ρ∞

P∞

Распространение малых возмущений в дозвуковом потоке (возмущения распространяются впереди источника).

Распространение малых возмущений в звуковом потоке (источник возмущений находится на фронте волны возмущения.

Небольшие изменения скорости и давления называют возмущениями скорости и давления или малыми возмущениями, которые распространяются в газовой среде со скоростью звука. Любая точка на поверхности тела является источником возмущений.

Размеры возмущенной области зависят от скорости источника возмущений

Распространение малых возмущений в сверхзвуковом потоке. Малые возмущения в сверхзвуковом потоке распространяются только внутри конуса Маха. Наибольшие возмущения – на поверхности конуса.

0

03

А

01

02

003 = Vt

0A = at

μ

Возмущенная область

Невозмущенная область

Линия (конус) возмущений (конус Маха)

r = at

V = a

V < a

V > a

V = 0

33

скачка V, M, p, ρ, T, ω ;
неизвестными – параметры за скачком уплотнения V1, M 1, p 1, ρ 1, T 1, β.

V, M, p, ρ, T

β

V1, M 1, p 1, ρ 1, T 1

ω

Vτ

Vn

V1

V

Используется теорема импульсов, соотношение касательных скоростей на скачке, закон сохранения энергии(при переходе газа через скачок уплотнения общий запас энергии меняться не может в силу адиабатичности процесса)

36

ОБТЕКАНИИ РАЗЛИЧНЫХ ТЕЛ СВЕРХЗВУКОВЫМ ПОТОКОМ

При полете на сверх звуке возникает система ударных волн. Скачки уплотнения возникающие в носовой части самолета, по мере удаления от самолета , догоняют носовую ударную волну. Скачки уплотнения, в хвосотовой части самолета , возникшие в области пониженного давления, отстают и сливаются с хвостовой ударной волной. Вдали от самолета наблюдаются две ударные волны – носовая и хвостовая. Скачкообразное изменение давления на носовой и хвостовой ударных волнах у поверхности земли воспринимается как двойной хлопок или звуковой удар.

37

полета(невозмущенного потока), при котором на крыле возникает скорость потока, равная местной скорости звука. Мкр <1 и зависит от величины наибольшего разрежения С рmin, которое возникает в месте наибольшего поджатия струй над крылом. Установлена связь между Мкр профиля и величиной С рmin, которая представлена графически в виде кривой С.А. Христиановича. С рmin зависит от формы профиля(относительной толщины , кривизны ), угла атаки α, стреловидности крыла χ, его удлинения λ .

Факторы, влияющие на величину Мкр.:

сp

1

-1

0

1

сp в

сp min

сp Н

Эпюра распределения коэффициента давления по хорде профиля

39

и нижней поверхностям симметричного профиля.

(P1 – P) < 0

(P1 – P) > 0

Эпюра распределения давления по верхней и нижней поверхностям плоской пластины

Сжатие потока на скачке уплотнения (обтекание внутреннего тупого угла

P1

P1

Расширение потока на пучке характеристик (обтекание внешнего тупого угла

V

40

СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

0.4

1.2

Мкр

М

0

41

А

0

Сх i = А С 2у

М

М=1/cos χ

Мкр.

Зависимость коэффициента индуктивности А от числа М полета для крыла со скругленной передней кромкой и острой передней кромкой(подсасывающая сила не реализуется)

Большие дозвуковые скорости М = 0.4…Мкр.

V

1

-1

1

Эпюра распределения коэффициента давления по хорде профиля в несжимаемом и сжимаемом дозвуковом потоках. При больших дозвуковых скоростях в местах разрежения величина разрежения увеличивается, а в местах поджатия потока возрастает давление. В итоге: разность давлений между верхней и нижней поверхностями крыла возрастает, несущие свойства возрастают.

My ф н > 2My z в.о. будет иметь место путевая неустойчивость.

Зависимость my(β) для статически устойчивого в путевом канале самолета..

Боковая сила, образующаяся на носовой части фюзеляжа на сверхзвуке Zф н создает момент относительно центра масс самолета больший, чем момент от боковых сил, создаваемых вертикальным оперением – самолет становится статически неустойчивый в путевом канале. Один из способов решения вопроса путевой устойчивости на сверхзвуковых режимах полета – установка двухкилевого вертикального оперения

My (z1в.о),My (z2 в.о.) – моменты от вертикального оперения (двухкилевое ВО)

My ф н - момент, создаваемый боковой силой носовой части фюзеляжа при скольжении самолета на сверхзвуковой скорости(скачок уплотнения на носовой части асимметричен плоскости симметрии самолета)

находится в центре масс (тяжести) самолета

Проекции результирующей аэродинамической силы R на оси связанной системы координат – продольная сила X1, нормальная сила Y1, поперечная сила Z1

Проекции результирующего момента М на оси связанной системы координат – момент крена Мх, рыскания Му, тангажа Мz .

х1

z1

у1

0

Базовая плоскость 0х1z1

Плоскость симметрии 0х1у1

Продольная ось Ох1

Нормальная ось Оу1

Поперечная ось Оz1

Мх

Му

Mz

В аэродинамике используются две правые, прямоугольные системы координат – скоростная ( для определения аэродинамических сил) и связанная(для определения аэродинамических моментов, действующих на самолет).

Поскольку моменты определяются только в связанной системе координат, то индекс 1 в обозначении моментов и их коэффициентов – опускаем.

который находится под углом атаки α к набегающему потоку. На верхнюю и нижнюю поверхности элемента площади действуют соответственно давления Рв и Рн, разность которых и будет представлять собой подъемную силу dY, действующую на элемент поверхности крыла:

Используем выражения для коэффициента давления для нижней и верхней поверхностей крыла соответственно:

Интегрируя по всей поверхности крыла и введя понятие коэффициента подъемной силы Су , получаем формулу подъемной силы крыла Y:

Следует отметить, что Су определяется формой крыла в плане(прямое, стреловидное, треугольное и т.д.), формой профиля крыла(симметричный, плоско-выпуклый, выпукло-вогнутый…), стреловидностью передней кромки крыла, углом атаки крыла, числом М полета, числом Re

56

В н и м а н и е ! Подъемная сила направлена перпендикулярно скорости набегающего потока.

характеристики самолета определяются его компоновкой, под которой понимают формы, размеры и взаимное расположение основных частей самолета с целью обеспечения заданных летных характеристик. К основным частям самолета относятся крыло, фюзеляж, оперениие, шасси, двигатели. В основе компоновки самолета лежит аэродинамическая схема. Различают следующие основные аэродинамические схемы: нормальная(а), "утка" (б), бесхвостка (летающее крыло)(в), схема с передним оперением ("трехлистник")(г) и др.

В последние десятилетия при разработке истребителей четвертого поколения (военная авиация) широко применяется интегральная схема, в которой крыло и фюзеляж представляют собой единую несущую поверхность( МиГ-29, Су-27, F-16, F-15 и др.) В зависимости от количества крыльев – моноплан, биплан, полутораплан; от формы крыла - компоновки с прямым крылом, стреловидным, трапециевидным, треугольным, с изменяемой геометрией. В зависимости от положения крыла относительно фюзеляжа различают: высокоплан, среднеплан, низкоплан. По взаимному расположению киля и стабилизатора: стабилизатор расположен у основания киля, посреди киля, Т-образное хвостовое оперение. Количество, тип и расположение двигателей: ТРД, ТРДД, ТВД на пилонах под крылом, над крылом, в месте сочленения крыла с фюзеляжем, в хвостовой части фюзеляжа. Тип шасси: убирающиеся трехстоечное с носовым или хвостовым колесом, велосипедное. Гондолы шасси могут располагаться в фюзеляже, под крылом.

57

Транспортные самолеты компонуются по нормальной аэродинамической схеме(оперение позади крыла, однокилевые), крылья больших удлинений( λ= 8-12) со стреловидностью по передней кромке от 100 до 350, располагаются по схеме высокоплан или низкоплан, толщина профилей крыла от 12% и выше. Крылья имеют геометрическую и аэродинамическую крутку, положительное(у низкопланов) или отрицательное(высокопланы) поперечное “V" Шасси трехстоечные с носовым колесом, убирающимися в фюзеляж или в крыло(у низкопланов).

среды – Р, ρ, Т, ν
Международная стандартная атмосфера

Изображение воздушного потока: линия тока, струйка

Область применимости:
– среда идеальная (вязкими свойствами пренебрегаем); – течение установившееся.

60

; V пос. – скорости отрыва и посадки самолета;

СУотр , СУпос – коэффициент подъемной силы самолета в посадочной и взлетной конфигурациях;

ρ0 – плотность воздуха аэродрома взлета и посадки.

Конфигурация самолета – сочетание положений механизации крыла, шасси и др. частей, изменяющих его очертания и, как следствие,. аэродинамические характеристики. Основные конфигурации:
первая взлетная: механизация во взлетном положении, шасси выпущено,
вторая взлетная: механизация во взлетном положении, шасси убрано;
полетная – механизация в положении соответствующем крейсерскому полету, шасси убрано;
пред посадочная: механизация в положении, соответствующем заходу на посадку, шасси выпущено;
посадочная: механизация в посадочном положении, шасси выпущено.

§ 1.22. МЕХАНИЗАЦИЯ КРЫЛА И ЕЕ ВЛИЯНИЕ НА ВЗЛЕТНО – ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Механизация крыла – конструктивные элементы, предназначенные для увеличения коэффициента подъемной силы на режимах взлета, посадки, а также коэффициента лобового сопротивления на режимах снижения и во время пробега на посадке.
Различают механизацию передней, задней кромок.

61

Скорости самолета в момент отрыва при взлете и в момент касания ВПП при посадке определяется из условия равенства подъемной силыY силе веса самолета G в момент отрыва и касания:

С развитием авиации удельная нагрузка на крыло самолета возрастала (цельнометаллический планер, расширение состава бортового оборудования, увеличение полезной нагрузки,. запаса топлива), и, как следствие, росли скорости отрыва и посадки.