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
и скос потока воздуха на концах крыла.
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:
| Х пр =
|
;
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
|
|