Аэродинамические характеристики БПЛА

В общем случае при полете самолета (при наличии угла атаки и угла скольжения ) вектор полной аэродинамической силы самолета ориентирован в пространстве произвольным образом. В соответствии с записанным ранее выражением для полной аэродинамической силы проекции ее на оси скоростной системы координат можно записать в следующем виде:

Здесь:

- сила лобового сопротивления (составляющая силы   по оси скоростной системы осей координат, взятая с обратным знаком);

- подъемная сила самолета;

 - боковая сила;

- соответственно безразмерные коэффициенты силы лобового сопротивления, подъемной силы и боковой силы;

- площадь крыла самолета;

- скоростной напор.

Отсюда

Физический смысл коэффициентов  аналогичен физическому смыслу коэффициента полной аэродинамической силы .
Составляющие () безразмерного коэффициента полной аэродинамической силы и положение точки ее приложения (центр давления) полностью описывают аэродинамические характеристики самолета.

В установившемся полете без скольжения ( =0) боковая сила отсутствует, поэтому, естественно,

Обычно принято представлять аэродинамические характеристики самолета в виде зависимостей составляющих коэффициента полной аэродинамической силы () от полетных углов ( и ).[6] Примерные зависимости и  и  приведены на Рисунках 2а, 2б соответственно.

а)                                                         б)

Рисунок 2. Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки (а) и зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки (б)

Рисунок 3. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

На Рисунке 3 показан характер поведения кривой зависимости коэффициента подъемной силы в рассматриваемом диапазоне угла атаки, где видно, что в диапазоне безотрывного обтекания от угла атаки нулевой подъемной силы  до достижения угла атаки начала срыва зависимость  остается прямолинейной и определяется соотношением             , где характеризует «чувствительность» крыла к изменению угла атаки и показывает наклон . При достижении критического угла атаки на крыле начинается срыв потока, подъемная сила резко падает. Срыв обычно начинается не одновременно на левой и правой консоли крыла. Это происходит вследствие наличия скольжения, технологических неточностей при изготовлении самолета - возможно резкое кренение самолета. Поэтому в эксплуатации ограничивают диапазон летных углов атаки самолета предельно допустимым углом , который меньше на 2-5°.

Одной из форм представления аэродинамических характеристик самолета является аэродинамическое качество или аэродинамическая п оляра - отношение аэродинамической подъемной силы к силе лобового сопротивления или отношение соответствующих коэффициентов:

Аэродинамическое качество является одной из важнейших характеристик, отражающих техническое совершенство самолета. Например, от аэродинамического качества в значительной степени зависит дальность полета. Ясно, поэтому, что при создании самолета, задаваясь величиной подъемной силы, стремятся уменьшить лобовое сопротивление, чтобы увеличить качество. На Рисунке 4 приведен график поляры.

Рисунок 4. Аэродинамическое качество или поляра крыла

Тангенс угла наклона касательной будет равен максимальному значению аэродинамического качества: . Коэффициент подъемной силы и угол атаки, соответствующие , называются наивыгоднейшими и отмечаются индексом «нв».[7]