Введение

Мера аэродинамической эффективности

В аэродинамике отношение подъёмной силы к сопротивлению (или L/D) — это подъёмная сила, создаваемая аэродинамическим телом, таким как профиль крыла или летательный аппарат, делённая на аэродинамическое сопротивление, возникающее при движении в воздухе. Оно описывает аэродинамическую эффективность при заданных условиях полёта. Значение L/D для любого конкретного тела будет меняться в зависимости от этих условий полёта. Для крыла самолёта или самолёта с двигателем L/D указывается при прямолинейном и горизонтальном полёте. Для планера оно определяет коэффициент планирования – отношение пройденного расстояния к потере высоты. Это значение рассчитывается для любой конкретной скорости воздушного потока путём измерения создаваемой подъёмной силы, а затем деления её на сопротивление при этой скорости. Эти значения меняются в зависимости от скорости, поэтому результаты обычно отображаются на двумерном графике. В большинстве случаев график имеет U-образную форму из-за двух основных составляющих сопротивления. L/D можно рассчитать с помощью вычислительной гидродинамики или компьютерного моделирования. Его также измеряют эмпирически, проводя испытания в аэродинамической трубе или в полёте. На значение L/D влияют как форма сопротивления тела, так и индуктивное сопротивление, связанное с созданием подъёмной силы. Оно в основном зависит от коэффициентов подъёмной силы и сопротивления, угла атаки воздушного потока и удлинения крыла. L/D обратно пропорционально энергии, необходимой для заданного маршрута полёта, то есть удвоение L/D потребует только половины энергии для преодоления того же расстояния. Это напрямую приводит к повышению топливной экономичности. L/D также может использоваться для судов и наземных транспортных средств. Значения L/D для судов на подводных крыльях и водоизмещающих судов определяются аналогично самолётам.

Подъем и перетаскивание

Подъемная сила возникает, когда тело в форме аэродинамического профиля движется в вязкой среде, такой как воздух. Аэродинамический профиль часто имеет выпуклость и/или устанавливается под углом атаки к потоку воздуха. Подъемная сила затем увеличивается пропорционально квадрату скорости воздушного потока. Каждый раз, когда аэродинамическое тело создает подъемную силу, также возникает индуцированное сопротивление. На низких скоростях самолету необходимо создавать подъемную силу под большим углом атаки, что приводит к увеличению индуцированного сопротивления. Этот фактор преобладает на низкоскоростной части графика зависимости подъемной силы от скорости. Сопротивление формы возникает из-за движения тела в воздухе. Этот тип сопротивления, также известный как сопротивление воздуха или профильное сопротивление, изменяется пропорционально квадрату скорости (см. уравнение сопротивления). Поэтому профильное сопротивление более заметно на высоких скоростях, формируя правую сторону U-образной кривой зависимости подъемной силы от скорости. Профильное сопротивление снижается главным образом за счет обтекаемости и уменьшения площади поперечного сечения. Таким образом, общее сопротивление любого аэродинамического тела состоит из двух компонентов: индуцированного сопротивления и сопротивления формы.

Коэффициенты подъема и сопротивления

Скорости изменения подъёмной силы и сопротивления с углом атаки (AoA) называются соответственно коэффициентами подъёмной силы и сопротивления CL и CD. Изменение отношения подъёмной силы к сопротивлению в зависимости от AoA часто отображается на графиках с использованием этих коэффициентов. Для любого заданного значения подъёмной силы, AoA изменяется в зависимости от скорости. Графики зависимости CL и CD от скорости называются кривыми сопротивления. Скорость на графиках возрастает слева направо. Отношение подъёмной силы к сопротивлению определяется тангенсом угла наклона от начала координат к некоторой точке на кривой, поэтому максимальное отношение L/D достигается не в точке с наименьшим коэффициентом сопротивления (самой левой точке), а при немного большей скорости. Конструкторы обычно выбирают конструкцию крыла, обеспечивающую максимальное значение L/D на выбранной крейсерской скорости для самолёта с фиксированным крылом и двигателем, тем самым максимизируя экономичность. Как и во всех аспектах авиационной инженерии, отношение подъёмной силы к сопротивлению – не единственный фактор, учитываемый при проектировании крыла. Важны также характеристики на большом угле атаки и плавный срыв потока.

Коэффициент скольжения

Поскольку фюзеляж самолета и органы управления также создают сопротивление и, возможно, некоторую подъемную силу, справедливо рассматривать L/D самолета в целом. Коэффициент планирования, который представляет собой отношение скорости движения самолета вперед (без использования двигателя) к скорости его снижения, (при полете с постоянной скоростью) численно равен L/D самолета. Это особенно важно при проектировании и эксплуатации высокопроизводительных планеров, которые в лучших случаях могут иметь коэффициент планирования почти 60:1 (60 единиц пройденного расстояния на каждую единицу снижения), но 30:1 считается хорошим показателем для общего любительского использования. Для достижения наилучшего L/D планера на практике требуется точное управление скоростью и плавное, аккуратное управление органами управления для снижения сопротивления отклоненных поверхностей. В безветренных условиях L/D будет равен пройденному расстоянию, деленному на потерянную высоту. Для достижения максимальной дальности при заданной потере высоты в ветреных условиях требуется дополнительная корректировка оптимальной скорости, а также при чередовании крейсерского полета и полета в восходящих потоках. Чтобы достичь высокой скорости на больших дистанциях, пилоты планеров, ожидающие сильных термиков, часто загружают свои планеры (парусные самолеты) балластом с водой: увеличение нагрузки на крыло обеспечивает оптимальный коэффициент планирования при более высокой скорости, но за счет снижения скорости набора высоты в термиках. Как указано ниже, максимальное значение L/D не зависит от веса или нагрузки на крыло, но при большей нагрузке на крыло максимальное L/D достигается при более высокой скорости. Кроме того, более высокая скорость означает, что самолет будет летать при большем числе Рейнольдса, что обычно приводит к снижению коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе.