Главная страница Случайная страница Разделы сайта АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника |
Лобовое сопротивление крыла
Причинами возникновения лобового сопротивления крыла явяются разность давлений перед крылом и за крылом, действия сил трения в пограничном слое
Лобовое сопротивление крыла имеет следующие составляющие: X = Х тр + Х д + X i, где X тр — сопротивление трения, Х д – сопротивление давления, X i – индуктивное сопротивление крыла.
Сопротивление трения X тр возникает из-за трения частиц воздуха о поверхность обтекаемого тела и из-за проявления вязкости воздуха в пограничном слое. Величина Х тр зависит от характера течения в пограничном слое. В турбулентном потоке Х тр больше, чем в ламинарном. Чем больше шероховатость профиля, тем больше Х тр. Сопротивление давления Х д возникает из-за разности давлений перед телом и за ним и тем больше, чем больше относительная толщина и кривизна профиля. Х тр и Х д практически не зависят от формы крыла в плане, а определяются только формой профиля, поэтому объединяются под общим названием «профильное сопротивление крыла». Х проф = Х тр + Х д Сопротивление Х тр составляет 80% профильного сопротивления крыла. На небольших углах атаки профильное сопротивление от угла атаки не зависит, т.е. Х пр = const. На углах атаки > Х пр несколько увеличивается из-за начинающихся срывов потока. Профильное сопротивление Х пр определяется по формуле:
По статистике для крыльев современного самолёта СX пр = 0, 007... 0, 01.
График зависимости СX пр (α) имеет следующий вид: Рис.2.13. Коэффициент профильного сопротивления
|