Составляющие коэффициента сопротивления Сх.

Сх = Сх(профильное) + Сх(индуктивное)
Сx (профильное) = Сx(давления) + Сx(трения)
Сх = Сх(давления) + Сх(трения) + Сx(индуктивное)

Cx(давления): определяется формой профиля.
Сх(трения): зависит от шероховатости обтекаемой поверхности.
Сx(индуктивное): возникает из-за закручивания потока на концах крыла.

Индуктивное сопротивление крыла.

При обтекании крыла над верхней и под нижней поверхностями давление воздуха оказывается разным. Внизу больше, наверху меньше. Собственно, это и определяет возникновение подъемной силы. В 'середине' крыла воздух течет строго от передней кромки к задней. На концах же картина обтекания меняется. Воздух, стремясь из зоны повышенного давления в зону пониженного давления, перетекает из под нижней поверхности на верхнюю через законцовки крыла. Воздушный поток при этом закручивается. С концов крыла срываются два вихря, которые некоторое время 'живут' в атмосфере, а затем постепенно рассасываются. Очевидно, что чем разница давлений над верхней и под нижней поверхностями крыла больше, тем образующиеся вихри интенсивнее.

Вихри, срывающиеся с законцовок крыла, называются СПУТНЫМИ СТРУЯМИ.

Энергия, затрачиваемая на образование этих вихрей, и определяет индуктивное сопротивление крыла. Смотри рисунок 39.

Способы уменьшения индуктивного сопротивления:

	Увеличение удлинения крыла.
	Установка концевых шайб.
	Отрицательная крутка крыла (уменьшение углов атаки на законцовках консолей).

Примечание 1: УДЛИНЕНИЕ КРЫЛА - отношение квадрата размаха к площади крыла. У крыла с бесконечным размахом (или бесконечным удлинением) индуктивное сопротивление равно нулю.

Примечание 2: Концевые шайбы - это вертикальные плоскости, устанавливаемые на законцовках консолей Они препятствуют перетеканшо воздуха и, таким образом, уменьшают индуктивное сопротивление.
Смотри рисунок 40.

Примечание 3: Уменьшение углов атаки на законцовках консолей на парапланах не применяется, так как ведет к увеличению вероятности подворота консолей.

Зависимость формы поляры крыла от формы профиля.

Смотри рисунок 41.

Впр: На рисунке 41 для профиля [1] показаны точки (1), (2), (3). Назвать соответствующие им углы атаки.
Отв: (1)- Экономический УА.
(2)- Наивыгоднейший УА.
(3)- Критический УА.

Впр: Какое крыло лучше, судя по полярам на рисунке 417
Отв: Каждое крыло хорошо для 'своего' режима полета:
[1]- Имеет лучшее аэродинамическое качество. Это полезно в полете.
[2]- Имеет большие значении Су. Это полезно при заходе на посадку для уменьшения посадочной скорости.

8. Пограничный слой (ПС).
8.1. Понятие пограничного слоя.

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться: