Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Сила сопротивления » Индуктивное сопротивление » Отношение подъемной силы и сопротивления

Отношение подъемной силы и сопротивления

Lift/Drag Ratio

Сопротивление — цена, за то, чтобы получить подъемную силу. Отношение подъемной силы к силе сопротивления (L/D) показывает количество подъемного усилия которое производит крыло по отношению к его сопротивлению. Отношение L/D показывает аэродинамическое качество крыла. Самолеты с более высоким качеством крыла более эфыективны чем те же самолеты с низким качеством. В неускоренном полете при неизменных значениях подъемной силы и сопротивления для конкретного угла атаки можно вывести соотношения для коэффициентов CL (для подъемной силы) и cопротивления (CD). [Рисунок 4-9]

Отношение L/D определяется, делением CL на CD, так как остальные переменные в формулах сил подъема и сопротивления совпадают.

L = Подъемная сила в фунтах
D = Сопротивление

Где L — подъемная сила в фунтах, CL — коэффициент подъемной силы, ρ — плотность, выраженная в слагах на кубический фут, V — скорость в футах в секунду, q — динамическое давление на квадратный фут и S — площадь крыла в квадратных футах.

CD — коэффициент, показывающий отношение давление сопротивления и динамического давления. Как правило при малом угле атаки, коэффициент сопротивления также мал и небольшие изменения угла приводят к незначительному увеличению коэффициента сопротивления. При больших значения УА его изменения вызывают значительные изменения лобового сопротивления.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

Формулы показывают выражение подъемной силы (CL) и силы сопротивления (CD) соответственно. Форма крыла и другие жизненнонеобходимые устройства (как то, закрылки) влияют на создание подъемной силы и также зависят от УА. Отношение L/D используется, чтобы выразить отношение сил подъема и лобового сопротивление и вычисляется делением коэффициентов этих сил.

Заметьте, что на рисунке 4-9, кривая подъемной силы (красная) достигает своего максимума для данного профиля крыла при УА = 20 °, и затем быстро уменьшается. Поэтому угол атаки равный 15 ° являются углом сваливания. Кривая сопротивления (желтая) начинает резко расти при углах больше 14 ° и пересекает кривую подъемной силы при угле атаки равном 21 °. Кривая отношения L/D (зеленая) достигает своего максимума при УА равном 6 °, это означает, что при этом угле атаки, производится максимальное количество подъемной силы и минимум силы сопротивления.

Обратите внимание на то, что максимальное отношение L/D (L/DMAX) возможно только при одном определенном значении CL и УА. Если самолет находится в прямолинейном неускоренном полете, и при этом соотношение L/D = L/DMAX, то полное лобовое сопротивление минимально. Любое другое значение УА больше или меньше значения, соответствующего L/DMAX, приведет к уменьшению соотношения L/D и следовательно увеличит лобовое сопротивление данного самолета. На рисуноке 4-8 лобовое или «полное сопротивление»отражено L/DMAX нижней частью оранжевой линии. Конфигурация самолета имеет большое влияние на соотношение L/D.

Рисунок 4-9. Коэффициент подъемной силы при различных углах атаки.

Drag is the price paid to obtain lift. The lift to drag ratio (L/D) is the amount of lift generated by a wing or airfoil compared to its drag. A ratio of L/D indicates airfoil efficiency. Aircraft with higher L/D ratios are more efficient than those with lower L/D ratios. In unaccelerated flight with the lift and drag data steady, the proportions of the CL and coefficient of drag (CD ) can be calculated for specific AOA. [Figure 4-9]

The L/D ratio is determined by dividing the CL by the CD , which is the same as dividing the lift equation by the drag equation. All terms except coefficients cancel out.

L = Lift in pounds
D = Drag

Where L is the lift force in pounds, CL  is the lift coefficient, ρ is density expressed in slugs per cubic feet, V is velocity in feet per second, q is dynamic pressure per square feet, and S is the wing area in square feet.

CD — Ratio of drag pressure to dynamic pressure. Typically at low angles of attack, the drag coefficient is low and small changes in angle of attack create only slight changes in the drag coefficient. At high angles of attack, small changes in the angle of attack cause significant changes in drag.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

The above formulas represent the coefficient of lift (CL ) and the coefficient of drag (CD ) respectively. The shape of an airfoil and other life producing devices (i. e., flaps) effect the production of lift and alter with changes in the AOA. The lift/drag ratio is used to express the relation between lift and drag and is determined by dividing the lift coefficient by the drag coefficient, CL /CD.

Notice in Figure 4-9 that the lift curve (red) reaches its maximum for this particular wing section at 20° AOA, and then rapidly decreases. 15° AOA is therefore the stalling angle. The drag curve (yellow) increases very rapidly from 14° AOA and completely overcomes the lift curve at 21° AOA. The lift/drag ratio (green) reaches its maximum at 6° AOA, meaning that at this angle, the most lift is obtained for the least amount of drag.

Note that the maximum lift/drag ratio (L/DMAX) occurs at one specific CL and AOA. If the aircraft is operated in steady flight at L/DMAX, the total drag is at a minimum. Any AOA lower or higher than that for L/DMAX reduces the L/D and consequently increases the total drag for a given aircraft’s lift. Figure 4-8 depicts the L/DMAX by the lowest portion of the orange line labeled «total drag.» The configuration of an aircraft has a great effect on the L/D.

Figure 4-9. Lift coefficients at various angles of attack.


Система Orphus