Для начала напомним базовые термины из авиации и аэродинамики:
Полная аэродинамическая сила (ПАС)- это сила, которая возникает на перемещаемом в воздушном пространстве объекте ( крыло, самолёт, падающий кирпич и т.д.) как реакция на силовое воздействие воздушного потока. Величина и направления ПАС сильно зависит от формы объекта, и в общем случае не совпадает с направлением вектора скорости объекта.
Обозначим ПАС как Fа.
Подъёмная сила крыла (ПС)- это составляющая ПАС, направленная перпендикулярно вектору скорости перемещения объекта. То есть ПС перпендикулярна траектории в каждый момент времени.
Обозначается ПС как Fy.
Сила сопротивленияполёту (CC)- составляющая ПАС, направленная вдоль вектора скорости и перпендикулярная к ПС.
Обозначается СС как Fx.
Из аэродинамики нам известно, что аэродинамические силы пропорциональны скоростному напору
Pv=q*V^2/2
Где q- плотность воздуха, V- скорость полёта (скорость встречного потока в АДТ).
А влияние формы конкретного продуваемого объекта выражается через скоростной напор, характерную площадь крыла S ( характерное сечение объекта) и безразмерный коэффициент, характеризующий долю ПС по направлению Х и У.
Fx=Pv*Cx*S
Fy=Pv*Cy*S
Таким образом получается, что для любой скорости полёта отношение величин Fy/Fx=Ккр=const при одинаковом угле атаки крыла.
При этом заранее нам не известно при каких углах атаки и на какой скорости полёта чему равна каждая из этих составляющих.
Для определения этих параметров профили крыла и самолёты целиком (или макеты самолётов в уменьшенном масштабе) продувают в аэродинамических тубах при разных углах атаки, замеряя при этом величины Fx и Fy.
Результаты таких продувок заносят в таблицы , по которым уже можно вести необходимые расчёты.
Табличные данные можно представить как график в координатах Х и Y, где будут откладываться положения точек при различных углах атаки в соответствии с координатами определёнными значениями Сх и Су.
Такой график изменение величин коэффициентов Cх и Су в привязке к УА на графике называют «полярой крыла» или «полярой самолёта», в зависимости от конфигурации конкретного продуваемого объекта.
Рассмотрим в качестве примера поляру самолёта Ан-2 (см.рис.1)
У данного самолёта сложная характеристика профиля, включающая механизацию крыла в различных положениях. При этом профиль крыла и фюзеляж оказывают сложное взаимное влияние друг на друга.
Что может нам рассказать такая поляра про конкретный самолёт?
Сама по себе поляра не очень понятна, но вот в сочетании с дополнительными параметрами о самолёте, такими как масса и мощность двигателя, уже можно производить некоторые дополнительные оценки и расчёты.
Так приведём конкретные данные Ан-2:
Масса пустого самолёта- 3400-3690кг.
Максимальная взлётная масса- 5500кг
Площадь крыла- 71,5 м.кв
Мощность двигателя- 736кВт на взлёте и 500кВт на крейсерской скорости. (1000/700л.с.)
Теперь зная, что произведение скоростного напора на Су и площадь крыла должны быть равны силе тяжести от 5500кг расчитаем скоростной режим для каждой точки поляры, а также посчитаем необходимую тягу двигателя и мощность для каждой точки поляры.
m*g=Pv* S*Cy
m*g=Pv*S *Cх *К
К= Cy/Сх
Рv= q*v^2*S
N= m*g*v/К
Из перечисленных формул можно получить все интересующие параметры полёта Ан-2 при подстановки всех остальных известных значений с поляры и из ТТХ самолёта.
Результат расчёта представлен в таблице. (см.Таб.1.)
Таблица позволяет оценить её правдивость при сравнении с заявляемыми ТТХ скоростными режимами при полёте и посадке.
Так наиболее экономичный режим (крейсерская скорость) получены на скорости 192км/ч и уровне газа на 44% от максимальной мощности, угол тангажа самолёта составляет при этом 4 градуса при качестве крыла К=11,2 (строка № 3).
Это прекрасно совпадает со справочными ТТХ для АН-2.
Также совпадает с ТТХ расчётная посадочная скорость 91км/ч (стр.№35)
При анализе планирующих режимов полёта интересен столбик № 18, где приведены углы тангажа в планирующем режиме полёта, рассчитанные вычитанием угла наклона ПАС (столб.№ 17) из угла атаки (столб.№ 2).
Так планирующий режимы на гладком крыле происходят ещё на положительных углах атаки, кроме наиболее экономичного и скоростного режима полёта (строка № 3) с отрицательным тангажём в -1 градус.
Устойчивое планирование возможно в широком диапазоне углов тангажа от -1 до +12 градусов, в завависимости от желания улететь подальше или лететь помедленней при поиске подходящей площадки для вынужденной посадки.
Планирующий полёт с выпущенными закрылками происходит уже на отрицательных углах тангажа, пока не выпустятся предкрылки на предельных УА.
При этом с выпущенной механизацией углы тангажа при планировании лежат в ещё более широком диапазоне от -17 до +7 град.
То есть при отказе двигателя нужно не впадать в панику, а просто уменьшить угол текущего тангажа самолёта на угол отклонения ПАС (ст.№ 17) при данном режиме полёта и спокойно пойти на снижение с тангажом планирования согласно столбцу №18, неторопливо подыскивая площадку для вынужденной посадки.
При этом минимальная установившаяся посадочная скорость на оптимальных углах тангажа с полностью выпущенной механизацией составит всего 4,5м/с в установившемся режиме снижения, что вполне приемлемо даже без дополнительного торможения над землёй.
Интересно, что минимальная вертикальная установившаяся скорость не совпадает с минимальной посадочной скоростью. Так минимальная скорость 4,5м/с достигается при 116км/ч на гладком крыле с выпущенным прекрылком, а при скорости 91км/ч приполностю отжатых закрылках и прекрылках вертикальная скорость составит 5,6 м/с.
При желании перед самой посадкой допустимо дополнительно снизить горизонтальную и вертикальную скорость планирования, что достигается резким задиранием носа самолёта у самой земли, как это делают птицы при приземлении.
Такой манёвр по гашению скоростей выгоднее делать с запасом по скорости. Хотя только пилоту по текущим условиям будет понятно что ему выгоднее: сесть «мягче», но на более высокой скорости, или сесть чуть «жёстче» при меньшей горизонтальной скорости из-за ограничения по длине доступной посадочной полосы.