Полярность крыла: Соотношение подъемной силы и лобового сопротивления под разными углами Крыло, находящееся в воздушном потоке, испытывает подъемную силу перпендикулярно потоку и лобовое сопротивление параллельно ему. При испытаниях в аэродинамической трубе эти силы измеряются при каждом угле атаки, преобразуются в коэффициенты Cy (подъемная сила) и Cx (лобовое сопротивление) и выводятся на график. Результирующая диаграмма зависимости подъемной силы от лобового сопротивления показывает, как Cy растет с увеличением угла, в то время как Cx также увеличивается, особенно быстро при больших углах. Эта кривая является базовой для определения аэродинамических характеристик крыла.
Нулевой угол подъема и симметрия профиля Полюс пересекает ось аэродинамического сопротивления под углом нулевой подъемной силы. Симметричный профиль достигает нулевой подъемной силы при 0 градусах: выровненный по потоку, он не создает подъемной силы и лишь незначительно тормозит. Изогнутый профиль создает подъемную силу даже при 0 градусах, создает относительно большее лобовое сопротивление, а его нулевой угол подъема отрицателен.
Минимальный угол сопротивления: Геометрия с минимальным использованием Угол минимального лобового сопротивления определяется по касательной к полярной оси, параллельной оси подъема; точка касания дает наименьшую величину Cx и ее угол наклона. Несмотря на то, что она четко определена, она практически не имеет практического значения для выполнения полетов. Она служит в основном геометрическим ориентиром на полярной оси.
Критический угол: Максимальный подъем и внезапное торможение Проведя касательную, параллельную оси аэродинамического сопротивления, можно определить максимальный коэффициент подъемной силы и его угол, критический угол атаки. До этого момента подъемная сила увеличивается, а затем резко падает, когда крыло зависает; после этого сбор данных не имеет ни практического, ни смысла. Это порог, который не должен быть превышен.
Разделение потоков: от ламинарного сцепления к хаосу При малых углах воздушный поток плавно обтекает крыло — ламинарный и прилегающий. С увеличением угла поток на верхней поверхности начинает разделяться, становясь неравномерным и турбулентным с вихрями, и точка отрыва перемещается вперед с дальнейшим увеличением. Вблизи критического угла и за его пределами крепление может исчезнуть прямо у передней кромки, возникнет лобовое сопротивление, а эффективная подъемная сила может даже стать отрицательной. Начало отрыва зависит от профиля и скорости.
Движущееся разделение и изменчивость в реальном мире Линия разделения не является фиксированной; она смещается вперед и назад при изменении угла и, косвенно, при атмосферных колебаниях, порывах ветра и турбулентности, которые на мгновение изменяют истинный угол атаки. Ни крылья, ни воздух не идеальны, поэтому некоторое разделение существует; важно то, как рано оно начинается. Как правило, если разделение начинается только в последней четверти хорды, его влияние на общий поток и подъемную силу незначительно.
Соблюдение безопасного AoA: Скорость, нагрузки и обледенение В обычных условиях эксплуатации при соблюдении разрешенных скоростей вы остаетесь в пределах допустимых углов атаки, поскольку каждая скорость соответствует определенному углу для данного самолета. Превышение критического угла происходит из-за резкого поворота рычага управления или полета с минимальной разрешенной скоростью. Двумя основными исключениями являются маневры с высокой нагрузкой и обледенение, которые изменяют поток воздуха и могут вывести крыло из безопасного положения. Никогда не превышайте критический угол.
Наиболее выгодный угол наклона: Максимальное соотношение подъемной силы и лобового сопротивления Наиболее благоприятный угол атаки определяется по касательной, проведенной от начала координат к полярной оси; это дает максимальное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению, “золотую середину” между слишком малой подъемной силой и чрезмерным лобовым сопротивлением. Это обеспечивает наибольшую подъемную силу при наименьшем лобовом сопротивлении по сравнению с углом минимального лобового сопротивления (слишком малая подъемная сила) и критическим углом (большое лобовое сопротивление). Многие показатели производительности указывают на скорость, привязанную к этому углу.
Аэродинамические качества: Кривая L/D и ее пик Аэродинамическое качество ‑ это отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению в зависимости от угла атаки. Его максимум определяется по касательной к вершине кривой зависимости угла наклона L/D и совпадает с наиболее благоприятным углом наклона от полярной точки. Сначала кривая растет почти линейно, а затем резко падает. Не путайте этот L / D график с полярной зависимостью Cy от Cx.
От крыла к самолету, основные формулы и закрылки Поляры самолета отражают поляры крыла, но смещаются вправо из-за дополнительного лобового сопротивления; наиболее благоприятный угол наклона самолета обычно на 2-3 градуса выше, а его максимальное аэродинамическое качество немного ниже. Подъем и перетаскивание выполняются по параллельным формулам: L = Cy · (pV ^ 2/2) · S и D = Cx · (pV ^ 2/2) · S. На постоянной высоте плотность полета фиксирована, а площадь крыла остается постоянной, поэтому в полете подъемная сила зависит от угла атаки (через Cy) и квадрата скорости (через V). Механизация — закрылки и предкрылки — позволяет увеличить высоту и полезную площадь без изменения угла наклона или скорости, улучшая взлетно-посадочные характеристики.