_(6437228061).jpg/1280px-Aero_L-159_ALCA_(Czech_Air_Force)_(6437228061).jpg)
Дозвуковой самолет — это самолет с максимальной скоростью, меньшей скорости звука ( число Маха 1). Термин технически описывает самолет, который летит со скоростью ниже своего критического числа Маха , обычно около 0,8 Маха. Все современные гражданские самолеты, включая авиалайнеры , вертолеты , будущие пассажирские беспилотники , персональные воздушные транспортные средства и дирижабли , а также многие военные типы являются дозвуковыми.
Хотя высокие скорости обычно желательны для самолетов, сверхзвуковой полет требует гораздо более мощных двигателей, большего расхода топлива и более современных материалов, чем дозвуковой полет. Поэтому дозвуковой тип стоит гораздо меньше, чем эквивалентная сверхзвуковая конструкция, имеет большую дальность и наносит меньший вред окружающей среде.
Менее суровая дозвуковая среда также допускает использование гораздо более широкого спектра типов летательных аппаратов, таких как воздушные шары , дирижабли и винтокрылые машины , что позволяет им выполнять гораздо более широкий спектр задач.
Дозвуковой полет характеризуется аэродинамически несжимаемым потоком, где динамическое давление изменяется из-за движения через воздух, заставляя воздух течь из областей высокого динамического давления в области более низкого динамического давления, оставляя статическое давление и плотность окружающего воздуха постоянными. На высоких дозвуковых скоростях начинают проявляться эффекты сжимаемости. [1]
Пропеллер является одним из наиболее эффективных источников тяги и распространен на дозвуковых самолетах и дирижаблях . Иногда он заключен в виде канального вентилятора . На более высоких дозвуковых скоростях и на больших высотах , таких как достигают большинство авиалайнеров , турбореактивный или турбовентиляторный двигатель становится необходимым. Чистые реактивные двигатели, такие как турбореактивный и прямоточный, неэффективны на дозвуковых скоростях и используются нечасто.
Размах и площадь крыла важны для характеристик подъемной силы . Они связаны соотношением сторон , которое представляет собой отношение размаха, измеренного от кончика до кончика, к средней хорде , измеренной от передней кромки до задней кромки.
Аэродинамическая эффективность крыла описывается его отношением подъемной силы к лобовому сопротивлению , причем крыло, дающее большую подъемную силу при малом лобовом сопротивлении , является наиболее эффективным. Более высокое отношение удлинения дает более высокое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению и, следовательно, более эффективно. [2]
Сопротивление крыла состоит из двух компонентов: индуцированного сопротивления , которое связано с созданием подъемной силы , и профильного сопротивления , в значительной степени обусловленного трением поверхности, которое вносится всей площадью крыла. [3] Поэтому желательно , чтобы крыло имело наименьшую площадь, совместимую с желаемыми характеристиками подъемной силы. Этого лучше всего достичь с помощью большого удлинения, и высокопроизводительные типы часто имеют такой тип крыла.
Но другие соображения, такие как малый вес, жесткость конструкции, маневренность, наземное обслуживание и т. д. часто выигрывают от более короткого размаха и, следовательно, менее эффективного крыла. Небольшие самолеты малой высоты общего назначения обычно имеют удлинение шесть или семь; авиалайнеры — 12 или более; а высокопроизводительные планеры — 30 или более.
На скоростях выше критического числа Маха воздушный поток начинает становиться околозвуковым , при этом локальный воздушный поток в некоторых местах вызывает образование небольших звуковых ударных волн. Это вскоре приводит к срыву потока , вызывая быстрое увеличение сопротивления. [4] Крылья быстрых дозвуковых летательных аппаратов, таких как реактивные авиалайнеры, имеют тенденцию быть стреловидными , чтобы задержать возникновение этих ударных волн.
Теоретически индуцированное сопротивление минимально, когда распределение подъемной силы по размаху эллиптическое. Однако на индуцированное сопротивление влияет ряд факторов, и на практике крыло эллиптической формы в плане, как у истребителя Supermarine Spitfire времен Второй мировой войны, не обязательно является самым эффективным. Крылья реактивных авиалайнеров, которые в высокой степени оптимизированы для эффективности, далеки от эллиптической формы.
Отношение хорды кончика к хорде корня называется коэффициентом конусности. Конусность имеет желаемый эффект снижения напряжения изгиба корня путем смещения подъемной силы внутрь, но некоторые известные конструкторы, включая Джона Торпа и Карла Берги, утверждали, что неконусная прямоугольная форма плана лучше всего подходит для самолетов с общим весом менее 6000 фунтов.