Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины С
х вр
к С
х
крыла на поляре
крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла
на величину С
х вр
(
Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей С
y
=f(
α
)
и
С
х
=f(
α
),
полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах. Углы атаки на
поляре самолета проставляются путем переноса по горизонтали углов атаки, размеченных на поляре крыла.
Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета
производится так же, как это делалось на поляре крыла.
Угол атаки нулевой подъемной силы
α
самолета практически не отличается от угла атаки нулевой
подъемной силы крыла. Так как на угле
α
0
подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно
только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка
под углом 90°.
Рис. 29 Поляры крыла и самолета
Рис. 30 Поляры самолета с выпущенными
закрылками
Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину
(
мин
сх.
α
)
находится проведением параллельно оси С
y
касательной к поляре. При полете на этом угле атаки
будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с
максимальной скоростью.
Достарыңызбен бөлісу: |
