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

С_{X пр} = 0,007... 0,01.

График зависимости С_{X пр} (α) имеет следующий вид:

Рис.2.13. Коэффициент профильного сопротивления