Закон Бернулли: соотношение скорости и давления в ограниченном потоке В закрытой трубе с постоянным потоком воздуха одинаковое количество воздуха должно проходить через каждое поперечное сечение в единицу времени. Сужение сечения приводит к ускорению потока, что обеспечивает непрерывность. Статическое давление - это давление неподвижного воздуха, действующее одинаково во всех направлениях, в то время как динамическое давление связано с движением и направлено вдоль потока. На данной высоте динамическое давление растет пропорционально квадрату скорости, а сумма статического и динамического давлений остается постоянной вдоль потока. Поэтому, когда скорость в узком месте увеличивается, динамическое давление увеличивается, а статическое давление падает — механизм, который впоследствии будет поддерживать самолет.
Изогнутая верхняя поверхность снижает давление и создает подъемную силу Асимметричный профиль разгоняет воздушный поток по своей более выпуклой верхней поверхности, снижая статическое давление над крылом. Под крылом поток сжимается гораздо меньше, поэтому давление там меняется незначительно. Разница давлений между верхней и нижней поверхностями создает подъемную силу. Распределение давления достигает максимума при сильном всасывании через верхнюю переднюю кромку, при меньшем перепаде давления под крылом и высоком давлении торможения в носовой части.
Выбор формы плана соответствует задаче и скоростному режиму Прямоугольные и трапециевидные крылья наиболее эффективны на низких скоростях, в то время как стреловидные и треугольные (дельта) крылья подходят для высоких и околозвуковых скоростей. Основные параметры формы крыла включают размах — расстояние по прямой между законцовками крыльев ‑ и площадь крыла — поверхность, ограниченную контуром крыла. Конструктивно крыло представляет собой единое целое с левым и правым полукрылами, соединенными лонжеронами через фюзеляж.
Соотношение сторон, конусность, стреловидность и двугранность определяют геометрию крыла Соотношение сторон - это отношение размаха к средней хорде; длинный размах с короткой хордой дает высокое соотношение сторон. Коэффициент конусности сравнивает корневую и концевую хорды. Стреловидность - это угол между передней кромкой и поперечной осью самолета. Поперечный V (двугранный) - это угол между поперечной осью и нижней поверхностью крыла, который колеблется примерно от +5° до -15°. Характеристики профиля включают в себя хорду, относительную толщину и относительный изгиб.
Угол атаки и центр давления Задают направление подъема и сопротивления Угол атаки - это угол между хордой крыла и набегающим потоком воздуха, и его изменение изменяет форму потока и возникающих в результате сил. Результирующая аэродинамическая сила действует в центре давления, из которого возникают подъемная сила и лобовое сопротивление. Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно воздушному потоку, в то время как лобовое сопротивление совпадает с ним. Симметричный профиль с нулевым углом атаки не создает подъемной силы; его наклон на определенный угол восстанавливает разницу давлений и увеличивает подъемную силу до предела.
Сопротивление профилю: влияние давления, трения и сжимаемости Лобовое сопротивление возникает из-за разницы давлений перед крылом и за ним и увеличивается с увеличением толщины профиля и изгиба. Лобовое сопротивление зависит от вязкости воздуха и шероховатости поверхности; более теплый и вязкий воздух создает большее трение, чем холодный. Волновое сопротивление возникает на высоких, околозвуковых скоростях из‑за сжимаемости воздуха и перераспределения давления и будет рассмотрено при высокоскоростном полете.
Индуцированное сопротивление от нисходящего потока Наклоняет подъемник назад Разница давлений на крыле перемещает воздух с нижней стороны крыла, находящейся под высоким давлением, на верхнюю сторону крыла, находящуюся под низким давлением, вблизи законцовок, создавая нисходящий поток. Нисходящий поток уменьшает эффективный угол атаки в направлении законцовок и немного отклоняет вектор подъемной силы назад, создавая сопротивление, вызванное компонентами крыла. Индуцированное лобовое сопротивление растет с увеличением угла атаки и доминирует над общим лобовым сопротивлением на низких скоростях и больших углах. Винглеты, остроконечники и другие наконечники препятствуют обтеканию по размаху и образованию вихрей, в то время как высокое соотношение сторон с короткой хордой наконечника смещает подъемную силу внутрь корпуса и уменьшает индуцированное лобовое сопротивление, как это наблюдается на планерах.
Подъемная сила и лобовое сопротивление Распределяются Неравномерно по всему корпусу Самолета На тренажере L‑29 векторы подъемной силы расположены перпендикулярно воздушному потоку и различаются по величине по всему крылу, поскольку длина хорды, толщина профиля и стреловидность изменяются по размаху. Векторы лобового сопротивления меньше и проходят параллельно воздушному потоку. Горизонтальный стабилизатор может создавать подъемную силу как вверх, так и вниз в зависимости от условий. Выдвижение шасси не создает подъемной силы, но значительно увеличивает лобовое сопротивление.
Положение носа изменяет угол атаки и подъемную силу Поднятие носа увеличивает угол атаки и подъемную силу, в то время как опускание носа уменьшает подъемную силу и может даже сделать ее отрицательной. На средних и высоких скоростях угол атаки остается небольшим; по мере снижения скорости для поддержания горизонтального полета его необходимо увеличивать. Если скорость продолжает падать, имеющаяся подъемная сила становится недостаточной, и самолет опускается с все еще поднятой носовой частью.
Угол атаки - Это не Угол наклона: Четкие, Практичные Контрасты Тангаж - это угол между продольной осью самолета и горизонтом, в то время как угол атаки находится между хордой крыла и встречным потоком. При быстром наборе высоты тангаж может быть положительным только при небольшом угле атаки. Горизонтальный полет на низкой скорости может совпадать со снижением, создавая большой угол атаки, несмотря на нулевой тангаж. При интенсивном движении носом вниз угол атаки может даже стать отрицательным.
Взлетные усилия и превышение критического угла атаки При нулевой скорости подъемная сила отсутствует; во время разбега подъемная сила крыльев увеличивается, и направленное вниз усилие на горизонтальном стабилизаторе прижимает хвост к взлетно-посадочной полосе. Аэродинамически хвост опускается, а не поднимается вверх. На низких скоростях самолет чувствителен и не любит больших углов атаки. Вблизи критического угла (например, около 320 км/ч, когда индикатор AoA находится в красной зоне) подъемная сила крыла становится нестабильной и при дальнейшем увеличении падает до нуля. Даже на высокой скорости резкое превышение критического угла приводит к такой же потере управления, сваливанию и штопору.