Зависимость аэродинамических характеристик самолёта от числа Маха.

Появление сжимаемости потока вызывает изменение обтекания тела потоком воздуха и распределения давление по профилю крыла из-за чего измен С_у, С_х. Рассмотрим зависимость С_у, С_х  прямого крыла достаточно большого удлинение при α=const от числа «М».

На графике С_у=f(M) можно выделить участки:

- 0-1(М=0..0,4) С_у примерно равна const, т.к. сжимаемость потока при М меньше 0,4 не проявляется

- 1-2 (М=0,4.. ) С_у увеличивается, т.к. из-за проявления сжимаемости растет зона разрежения над крылом

- 2-3 (М= 0,8) происходит резкое увеличение С_у из-за образования местной сверхзвуковой зоны и понижение давления над крылом и продолжается до появления местной сверхзвуковой зоны под крылом.

- 3-4 (М=0,8-0,9) уменьшение С_у  связано с увеличением зоны разрежения под крылом, так как нижний скачок уплотнения быстро смещается к задней кромке профиля.

- 4-5 (М=0,9-1,0) С_у увеличивается из-за увеличения зоны разрежения над крылом, т.к. верхний скачок уплотнения смещается к задней кромке. При М=1,0 верхний скачок уплотнения достигает задней кромки, а перед крылом образуется головной прямой отсоединенный скачок уплотнения.

- 5-6 (М=1,0-1,2) по мере увеличения сверхзвуковой скорости головной скачок уплотнения приближается к передней кромке , приобретая форму косого скачка, С_у уменьшается, т.к. расширение потока после головного скачка под крылом протекает интенсивнее чем над крылом.

На графике С_х = f(M) можно выделить области:

- 0-1 (М=0..0,4) сжимаемость воздуха не проявляется и С_х = const

- 1-2 (М=0,4.. ) медленное увеличение С_х из-за повышения давления перед крылом.

- 2-5 (М= ..1,0) резкое увеличение С_х из-за появления волнового сопротивления. С_х достигает максимального значения при М=1,0 при появлении головного скачка уплотнения.

- 5-6 (М=1,0..1,2) С_х уменьшается из-за уменьшения волнового сопротивления которое уменьшается из-за того что прямой отсоединенный скачок уплотнения приближается к профилю и становится косым присоединенным скачком уплотнения.

Угол атаки и оптимальная скорость набора высоты.

Угол набора – угол заключенный м-у гориз-ой полскостью и траеторией набора.

Sin УН = Δ P/G – на экономическом угле атаки.

Практический потолок может быть достигнут на а_эк

Max V_у при а_нв ;MAX H при а_эк.

Градиент набора это тангаж УН переведенный в %

Факторы влияющие на УН и град.набора Δ Pmax при а_эк, РРД, t, p, механизация, встречный ветер.

Режим набора высоты.

1. Максимальной скороподъемности, выполняется на скорости и угле атаки соотв-ей максимальному избытку мощности.(При обходе грозовых очагов ,обледенения и чтобы быстрее набрать высоту и не сжечь топливо)

2. Скоростной режим, для сокращения времени полета, Як-40 =390км/ч

3. Режим минимального километрового расхода топлива(режим наибольшей дальности), при t° по МСА, на як-40=350км/ч

4. Комбинированный, если тем-ра воздуха выше МСА на +10⁰ то режим min расхода топлива совпадают с max скороподьемностью, як-40~340км/ч