Аэродинами́ческое ка́чество лета́тельного аппара́та, отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению.

Аэродинамическое качество самолёта, планёра

Аэродинамическое качество самолёта, планёра и других подобных им летательных аппаратов – отношение подъёмной силы $Y_a$, действующей на летательный аппарат, к аэродинамическому сопротивлению $X_a$ при данных условиях полёта: $K \!=\! \frac{Y_a}{X_a}$. Для самолёта, совершающего горизонтальный установившийся полёт при малом угле атаки, сила сопротивления уравновешивается тягой $T$ силовой установки, а подъёмная сила – весом самолёта $G$. Поэтому аэродинамическое качество оказывается равным $K \!=\! \frac{G}{T}$, т. е. представляет собой отношение веса самолёта к тяге и характеризует экономичность самолёта (например, определяет максимальную дальность полёта с заданным запасом топлива). У спортивных планёров при малых скоростях полёта аэродинамическое качество достигает значений 35–40, для самолётов благодаря рациональной аэродинамической компоновке крыла, воздухозаборников и других элементов удаётся получить значения аэродинамического качества 15–20 в зависимости от назначения самолёта. При сверхзвуковых скоростях аэродинамическое качество значительно меньше, например, для самолёта Concorde (Франция, Великобритания) на крейсерском режиме полёта с числом Маха $M_∞ \!=\! 2$ оно равно 7. В связи с этим разработан ряд конструктивных мер, направленных на повышение аэродинамического качества сверхзвуковых самолётов. В частности, используется эффект «полезной» аэродинамической интерференции между гондолой двигателей и крылом при её установке на нижней поверхности крыла, также достигается уменьшение индуктивного сопротивления путём выбора формы срединной поверхности крыла и формы в плане. Предложены аэродинамические схемы самолёта, позволяющие уменьшить сопротивление, связанное с балансировкой.

Аэродинамическое качество вертолёта

Различают эквивалентное аэродинамическое качество и качество вертолёта. Эквивалентное аэродинамическое качество $K_э$ равно отношению веса вертолёта к его т. н. эквивалентному сопротивлению $X_э$: $K_э\! =\! \frac{G}{X_э}$ (где $X_э\! =\! \frac{N_{г.п}}{V}$, где $V$ – скорость установившегося горизонтального полёта, $N_{г.п}$ – мощность, подводимая к винту на этом режиме полёта). Качество вертолёта $K_в$ равно отношению веса вертолёта к его сопротивлению $R_{xac}$ при полёте в режиме авторотации несущего винта, взятому с обратным знаком: $K_в\! =\! - \frac{G}{R_{xac}}$. Величины $K_э$ и $K_в$ связаны между собой соотношением $K_э\! =\! \eta_в \cdot K_в$, где $\eta _в\! =\!- \frac{V \cdot R_{xac}}{N_{г.п}}$ – пропульсивный КПД вертолёта. Знание значений $K_в$ и $\eta_ в$ позволяет определить вертикальную скорость $V_{ya}$ или ускорение $\dot{V}$ вертолёта в зависимости от избытка мощности несущего винта. На режиме авторотации $K_в$ определяет установившуюся скорость снижения вертолёта при постоянной горизонтальной скорости. Понятия $K_э$, $K_в$ применяются при $V \!> \!100$ км/ч. При $V\! <\! 200$ км/ч величина $K_в$ находится в диапазоне от 7 до 9, а $K_э$ – в диапазоне от −6,5 до −4,5. При $V\approx 300$ км/ч величина $K_в$ находится в диапазоне от 3 до 5, а $K_э$ – в диапазоне от −4 до −2,5.