1.    Как подразделяются самолеты в зависимости от дальности полета

Дальность и продолжительность полета являются важнейшими летно-тактическими характеристиками самолета. Под дальностью полета понимают расстояние от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета по земной поверхности (Рис. 1).

Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента вылета до момента посадки.

Обычно рассматриваются следующие виды дальности: техническая, практическая и тактическая.

Техническая дальность и продолжительность - дальность и продолжительность полета одиночного самолета до полного израсходования топлива.

Практическая дальность и продолжительность - дальность и продолжительность полета с учетом гарантийного 7 - 10% остатка топлива (от полной заправки).

Тактическая дальность - дальность полета с учетом запаса топлива на выполнение задания, не связанного с продвижением по маршруту.

 

Рис. 1 Траектория полета самолета на дальность

Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты, горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты.

Дальность и продолжительность полета определяются прежде всего запасом топлива и режимом полета (высотой и скоростью). Каждому режиму полета соответствует определенный расход топлива на один километр пути и за один час полета. Так, например, при полете самолета Л-29 на высоте 5000 м без подвесных баков с полным запасом топлива 775 кг при номинальном режиме работы двигателя техническая дальность равна 625 км, продолжительность - 1 ч 13 мин. А при полете на высоте 9000 м на режиме максимальной дальности техническая дальность равна 880 км, продолжительность полета - 2 ч 04 мин.

Таким образом, от того, какой режим полета установил летчик, будут зависеть и дальность и продолжительность полета.

Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность полета, являются километровый и часовой расходы топлива. Зная километровый и часовой расходы топлива при данном варианте заправки самолета, можно рассчитать дальность и продолжительность полета.

В зависимости от дальности полета самолеты делятся:

1. дальние (свыше 12000 км);

2. средней дальности (6000 – 12000 км)

3. малой дальности (до 6000 км)

2.    От каких факторов зависят коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления

Аэродинамические характеристики крыла в перевернутом полете будут иметь некоторые отличия от аэродинамических характеристик крыла в нормальном полете. Эти отличия обусловлены различными картинами обтекания профиля крыла и, следовательно, различным распределением давления вдоль хорды профиля. Для удобства рассуждений целесообразно углы атаки и подъемную силу крыла в перевернутом полете обозначать , а знак так, как показано на рис.1. Соответственно обозначим и коэффициент подъемной силы - С_У^П.

Если профиль крыла двояковыпуклый, несимметричный, то, как видно на Рис. 3, картины обтекания крыла в нормальном и перевернутом полете будут отличаться одна от другой. Это отличие будет уменьшаться по мере приближения формы профиля к двояковыпуклой, симметричной.

Рис. 1 Обозначения углов атаки и подъемной силы в перевернутом полете

У строго симметричных профилей картины обтекания в нормальном и перевернутом полетах практически мало отличаются одна от другой. Имеющее место некоторое различие объясняется действием сил тяготения на частицы воздуха в потоке, обтекающем профиль крыла.

У несимметричных профилей картины обтекания и распределения давлений по хорде профиля в прямом и перевернутом полете будут иметь существенные различия. В результате этого изменяется и характер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки в области отрицательных углов атаки.

Рис. 2 Картина обтекания профиля крыла в прямом и перевернутом полете

Рис. 3 Кривые Су = f (а) профилей: а - несимметричного; б - симметричного

У симметричного профиля, как видно из рис.3 коэффициент подъемной силы в области положительных и в области отрицательных углов атаки имеет одинаковый характер изменения при изменении угла атаки. Практически одинаковы абсолютные значения критических углов атаки _КРИТ и максимальных величин коэффициента подъемной силы (Сумакс).

У несимметричного профиля в области отрицательных углов атаки абсолютная величина коэффициента Cy_МАКС значительно меньше величины Сумакс в области положительных углов атаки. Эта разница будет больше у таких профилей, у которых кривизна верхней поверхности больше, чем кривизна нижней, т. е. у профилей, которые имеют большую относительную кривизну _.

Критические углы атаки у несимметричных профилей по абсолютной величине, как правило, неодинаковы, причем в области отрицательных углов величина  будет меньше критического угла атаки _КРИТ прямого полета.

Лобовое сопротивление крыла в летном диапазоне отрицательных углов атаки не будет равно лобовому сопротивлению крыла на положительных углах атаки при полете на одних и тех же значениях Су. Например, при полете на скорости и в нормальном и перевернутом положениях потребная величина коэффициента подъемной силы будет одинакова в том и в другом случае и составит по абсолютной величине

                                                                                                    (1)

Однако углы между хордой крыла и направлением набегающего потока при этом будут отличаться из-за наличия угла атаки нулевой подъемной силы  (см. рис. 4).

Рис. 4 Влияние угла установки крыла на угол между продольной осью самолета и горизонтом

Можно записать, что при Су = Су^П будем иметь

.                          (2)

Следовательно, в перевернутом полете угол между хордой профиля и направлением набегающего потока при прочих равных условиях больше аналогичного угла прямого полета на величину 2₀. По этой причине в перевернутом полете профильное сопротивление крыла на одинаковых по абсолютному значению Су будет больше, чем в прямом полете. Из этого следует, что при полете на одинаковых скоростях в перевернутом полете лобовое сопротивление крыла будет больше, чем в прямом полете.

Самолеты, предназначенные для выполнения длительных полетов в перевернутом положении и пилотажа с отрицательным значением подъемной силы, должны иметь крыло, набранное из профилей по своей форме, близких к симметричным.

Лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете обычно имеет большую величину, чем лобовое сопротивление в нормальном полете. Это обусловливается особенностями конструкции фюзеляжа, предусматривающей минимальное сопротивление в обычном полете;

вредной интерференцией крыла и фюзеляжа, наличием положительного установочного угла крыла.

В нормальном полете при угле атаки крыла aуст угол между продольной осью фюзеляжа и направлением набегающего потока меньше угла атаки на величину установочного угла крыла. Тем самым снижается лобовое сопротивление фюзеляжа. В перевернутом положении этот угол, наоборот, будет больше, чем угол атаки, на двойную величину установочного угла крыла. Например, если установочный угол равен +2°, то при полете на угле атаки  = 5° в нормальном полете угол между продольной осью самолета и набегающим потоком будет составлять +3°, а в перевернутом по абсолютной величине он будет равен /7°/, т. е..

Все это вызовет увеличение лобового сопротивления самолета в перевернутом полете по сравнению с полетом в нормальном положении. Поляра крыла самолета показывает зависимость коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления крыла от угла атаки в положительной и отрицательной областях. На поляре (см. рис.5) видно, что величина максимального значения коэффициента подъемной силы // в области отрицательных углов атаки меньше, чем  нормального полета, а .

Рис. 5 Поляра крыла и самолета

Поляра самолета в целом строится с учетом дополнительных величин подъемной силы и лобового сопротивления, создаваемых фюзеляжем и другими частями самолета.

Выше было установлено, что при полете при одинаковых значениях коэффициента подъемной силы в прямом и перевернутом полетах у самолетов, имеющих крыло с несимметричным профилем, коэффициенты лобового сопротивления и крыла и фюзеляжа будут большими при полете в перевернутом положении.

Из сказанного можно сделать вывод: в перевернутом полете при прочих равных условиях лобовое сопротивление всегда будет больше, чем в нормальном полете.

Аэродинамическое качество самолета есть отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления

Но так как лобовое сопротивление самолета в перевернутом полете всегда больше лобового сопротивления в нормальном полете, то, следовательно, аэродинамическое качество самолета в перевернутом полете всегда меньше, чем в нормальном полете.