Аэродинамические характеристики самолета

Под аэродинамическими характеристиками самолета понимают­ся зависимость коэффициента С_у от утла атаки С_у=f(α), а также поляра самолета (кривая, выражающая зависимость коэффи­циента С_у от коэффициента С_х).

Поляра самолета ИЛ-86 для малых чисел М(0,3-0,35)

По графикам (см. рис.2) можно определить аэродинамические характеристики самолета для каждого угла атаки. Для этого на оси абсцисс кривой С_у=f(α) находится заданный угол атки α, на оси ординат - значение С_у, на поляре - значение С_у и С_х. По значениям С_у и С_х определяется К= С_у /С_х; С_R = и угол качества θ = C_х/С_у.

Точка пересечения кривой С_у=f(α) с осью абсцисс дает значение угла атаки нулевой подъемной силы α₀, значение ко­торого ввиду большой геометрической крутка положительно и равно +2°, для этого угла атаки С_у=0, К=0, а С_х =С_R, .

Касательная к поляре, проведённая из начала координат, определяет в точке касания наивыгоднейший угол атаки α_нв=8°.

При этой величине угла атаки самолет имеет уточненное в результате летных испытаний К_max=17,5. При помощи касательной, проведенной параллельно оса ординат, определяется велчина С_{х min} = 0,021, которая соответствует α₀ = +2°, а касатель­ная (параллельно оси абсцисс) дает величину С_{у max} = 1,25. ко­торая соответствует α_кр =22-25° (см.рис.2 ).

При приближения к α_кр на α_тр=17-18° наступает срыв пограничного слоя в корне крыла, а концевые части крала, бла­годаря аэродинамической игеометрической крутке (-4°), а также аэродинамическим гребням, еще имеют плавное обтекание.

Приближение значения утла атаки к α_кр и наступление среза в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, по которой пилот узнает о выходе самолета на углы атаки, близкие к критическому (см. рис.2).

Поляра самолета Ил-86 при выпущенном положения шасси

При выпуске шасси характер обтекания крыла не изменяется а коэффициент подъемной силы С_у на любом угле атаки остается без изменения, а коэффициент лобового сопротивления на всех углах атаки увеличивается на С_х=0,015, При увеличении С_х аэродинамическое качество уменьшается до 11,3, a α_нв увели­чивается до 10° (табл.I).

Таблица 1

Аэродинамические характеристики самолета при выпуске механизации

Скорости сваливания при массе самолета 210т:

1) при δ₃ = 0° δ_пр = 0°

2) при δ₃ = 30° δ_пр = 25°

3) при δ₃ = 40° δ_пр = 35°

На самолете ИЛ-86 шасси выпускается:

- на траверзе ДПРМ при V = 410-430 км/ч Пр и устанавли­вается скорость 390-410 км/ч Пр;

- при посадке с прямой на расстоянии 25 км при V = 410-430 км/ч Пр и устанавливается скорость 390-410 км/ч Пр;

- при посадке с одним отказавшим двигателем шасси выпус­кается так же;

- пра посадке с двумя отказавшими двигателями наV = 400-420 км/ч Пр перед входом в глиссаду и устанавливается V = 325-360км/ч Пр;

- при посадке с тремя отказавшими двигателями на V=400км/ч Пр перед входом в глиссаду;

- при экстренном снижении на V≤530км/ч Пр;

- при самовыключении четырех двигателей шасси выпускается на V = 450км/ч Пр на высоте не менее 1000м.

Поляра самолета ИЛ-86 для различных значений числа М

При значениях числа М>0,4 сказывается влияние сжимае­мости воздуха. Увеличивается избыточное давление под крылом и разряжение над крылом. Это увеличивает С_у на любой величине угла атаки.

Ввиду больших скоростей обтекания срыв потока с крыла происходит раньше, что уменьшает α_кр и С_{у mах}. Вследствие увеличения избыточного давления перед крылом а разряжения за крылом, увеличивается коэффициент лобового сопротивления С_х, а на графике поляра уходит вправо (см.рис.2).

При больших значениях числа М появляются ответвляющиеся поляры. Угол качества увеличивается, а качество падает. При М=0,85, К_mах =15, α_кр =16° С_{у mах} = 1.