_(6437228061).jpg/1280px-Aero_L-159_ALCA_(Czech_Air_Force)_(6437228061).jpg)
Дозвуковой самолет — самолет , максимальная скорость которого меньше скорости звука ( 1 Маха ). Технически этот термин описывает самолет, который летает ниже критического числа Маха , обычно около 0,8 Маха. Все современные гражданские самолеты, включая авиалайнеры , вертолеты , будущие пассажирские дроны , персональные летательные аппараты и дирижабли , а также многие военные типы являются дозвуковыми.
Хотя для самолета обычно желательны высокие скорости, сверхзвуковой полет требует гораздо более мощных двигателей, более высокого расхода топлива и более совершенных материалов, чем дозвуковой полет. Таким образом, дозвуковой тип ракеты стоит гораздо меньше, чем эквивалентная сверхзвуковая конструкция, имеет большую дальность полета и наносит меньший вред окружающей среде.
Менее суровая дозвуковая среда также позволяет использовать гораздо более широкий спектр типов самолетов, таких как воздушные шары , дирижабли и винтокрылые аппараты , что позволяет им выполнять гораздо более широкий спектр функций.
Дозвуковой полет с аэродинамической точки зрения характеризуется несжимаемым потоком, при котором изменения динамического давления из-за движения воздуха заставляют воздух течь из областей с высоким динамическим давлением в области с более низким динамическим давлением, оставляя статическое давление и плотность окружающего воздуха постоянными. При высоких дозвуковых скоростях начинают проявляться эффекты сжимаемости. [1]
Пропеллер является одним из наиболее эффективных источников тяги и часто используется на дозвуковых самолетах и дирижаблях . Иногда его заключают в виде канального вентилятора . На более высоких дозвуковых скоростях и на больших высотах , которые достигаются большинством авиалайнеров , становится необходимым турбореактивный или турбовентиляторный двигатель . Чистые струи, такие как турбореактивные и прямоточные воздушно-реактивные двигатели , неэффективны на дозвуковых скоростях и используются нечасто.
Размах и площадь крыла важны для 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 аэродинамическому сопротивлению , при этом крыло, обеспечивающее большую подъемную силу при небольшом сопротивлении, является наиболее эффективным. Более высокое удлинение дает более высокое соотношение подъемной силы и лобового сопротивления и, следовательно, более эффективно. [2]
Сопротивление крыла состоит из двух компонентов: индуцированного сопротивления , которое связано с созданием подъемной силы , и сопротивления профиля , в основном из-за поверхностного трения , которому способствует вся площадь крыла. [3] Поэтому желательно, чтобы крыло имело наименьшую площадь, соответствующую желаемым характеристикам подъемной силы. Лучше всего этого достичь с помощью большого удлинения, и высокопроизводительные типы часто имеют такое крыло.
Но другие соображения, такие как легкий вес, жесткость конструкции, маневренность, наземное обслуживание и т. д., часто выигрывают от более короткого размаха и, следовательно, менее эффективного крыла. Небольшие маловысотные самолеты авиации общего назначения обычно имеют удлинение шесть или семь; авиалайнеры от 12 и более; и высокопроизводительные планеры - 30 и более.
На скоростях выше критического числа Маха воздушный поток начинает становиться околозвуковым , причем локальный воздушный поток в некоторых местах вызывает образование небольших звуковых ударных волн. Вскоре это приводит к ударному срыву , вызывающему быстрое увеличение сопротивления. [4] Крылья быстрых дозвуковых самолетов, таких как реактивные авиалайнеры, имеют тенденцию поворачиваться , чтобы задержать возникновение этих ударных волн.
Теоретически, индуцированное сопротивление минимально, когда распределение подъемной силы по размаху является эллиптическим. Однако на наведенное сопротивление влияет ряд факторов, и с практической точки зрения крыло эллиптической формы в плане, такое как у истребителя Supermarine Spitfire времен Второй мировой войны, не обязательно является самым эффективным. Крылья реактивных авиалайнеров, которые высоко оптимизированы с точки зрения эффективности, имеют далеко не эллиптическую форму.
Отношение вершинной хорды к корневой хорде называется коэффициентом конусности. Конусность имеет желаемый эффект, заключающийся в уменьшении напряжения изгиба основания за счет смещения подъемной силы внутрь, но некоторые известные конструкторы, в том числе Джон Торп и Карл Берги, утверждали, что неконусная прямоугольная форма в плане лучше всего подходит для самолетов с полной массой менее 6000 фунтов. .