Основы динамики полёта самолетов

силы

с течением времени не меняется ни по величине, ни по

направлению. К установившемуся движению самолета относятся: горизонтальный полёт, подъем и планирование.
Неустановившимся называется такое движение, при котором скорость самолёта изменяется или по величине, или по направлению, или одновременно и по направлению и по величине.
К неустановившемуся движению относятся: взлет, посадка, штопор, пилотаж.

виде:

Первое уравнение системы обеспечивает условие прямолинейности движения самолёта, а второе

- постоянства скорости.
Скорость полёта, необходимая для соблюдения равенства первого уравнения системы, называется потребной скоростью горизонтального полёта.




С увеличением угла атаки до критического увеличивается и коэффициент подъемной силы. При этом уменьшается потребная скорость горизонтального полёта.

и наоборот.
Уравнение энергии (закон Бернулли)


Величина р называется статическим давлением (атмосферным

давлением на высоте полета), а величина - скоростным напором, или динамическим давлением.
Следовательно, в любом произвольном сечении установившегося потока воздуха сумма статического и динамического давлений есть величина постоянная. Это означает, что большей скорости потока соответствует меньшее статическое давление, поэтому применительно к рис. можно записать:

и заднюю точки профиля крыла.
Углом атаки крыла α называется угол

между хордой крыла и направлением скорости невозмущенного потока.

приводит, согласно уравнению неразрывности, к уменьшению скорости потока. Это в

свою очередь, в соответствии с законом Бернулли, обуславливает увеличение давления в передней части крыла. Обтекая верхнюю и нижнюю поверхности крыла, струйки сужаются, скорости обтекания увеличиваются, а давление уменьшается. При этом местные скорости обтекания VМ превышают скорость невозмущенного потока V.

тела действуют разные силы давления, результирующая их будет отлична от

нуля.
Это различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.

Нетрудно заметить, что степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки подсчитать величину давления воздуха и таким образом судить о величинах и характере действия аэродинамических сил.

потока обозначается X и называется лобовым сопротивлением, а проекция направленная

перпендикулярно потоку, обозначается через Y и называется подъемной силой. Точку приложения силы R называют центром давления. Эмпирически установлено, что:


cR, cY, cX – коэффициенты полной аэродинамической силы, подъемной силы и лобового сопротивления соответственно;
S – площадь крыла в плане;
- скоростной напор.