Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Ранее было установлено, что коэффициент подъемной силы крыла Сy равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше Сх крыла на величину Сх вр, т. е.
Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины Сх вр к Сх крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину Сх вр (Рис. 29). Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей, 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 самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле 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 (
) находится проведением параллельно оси Сy 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.
Наивыгоднейший угол атаки соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла. А так как
(2.22)
то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла.
Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°.
Рис. 31 Поляры самолета для различных чисел М
Критический угол атаки самолета по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла.
На Рис. 29 изображены поляры самолета в трех вариантах:
- закрылки убраны;
- закрылки выпущены во взлетное положение (20°);
- закрылки выпущены в посадочное положение (45°).
Выпуск закрылков во взлетное положение (15-25°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Сумакс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков (или щитков) во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.
При выпуске закрылков (или щитков) в посадочное положение (45-60°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество значительно уменьшается. Но это обстоятельство используется как положительный эксплуатационный фактор - увеличивается крутизна траектории при планировании перед посадкой и, следовательно, самолет становится менее требователен к качеству подходов в створе посадочной полосы.