Индуктивное сопротивление

Индуктивное сопротивление возникает из-за перетекании воздуха по концам крыла с нижней поверхности на верхнюю.

Рис. 2.14. Образование вихревых жгутов

Такое перетекание объясняется разностью давления над крылом и под крылом и приводит к образованию вихревых жгутов, отклоняющих
поток от первоначального направления.

Вектор истинной скорости потока оказывается отклоненным вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока.

На концах крыла истинный угол атаки , измеряемый между хордой и фактическим направлением воздушного потока V_ист, оказывается меньше угла атаки, с которым летит самолёт на величину угла скоса потока :

.

Угол скоса потока зависит от разности давлений под и над крылом, формы крыла в плане и удлинением и определяется по формуле:

=

Скос потока приводит к отклонению вектора истинной подъёмной силы Уист от нормали к потоку. При этом появляется составляющая подъёмной силы, направленная по потоку и, следовательно, препятствующая движению крыла. Эта составляющая и называется индуктивным сопротивлением крыла.

Рис. 2.15.Схема возникновения скоса потока

— формула для определения индуктивного сопротивления.

Индуктивное сопротивление тем больше, чем больше угол атаки в диапазоне лётных углов. Коэффициент С_Xai определяется по формуле:

(уравнение параболы).

Следовательно, график зависимости С ( ) имеет вид параболы, смещенной вверх на величину Сх .

Рис. 2.16. График зависимости С_ха (α)

Как видно из графика Сх (α), ни на одном из углов атаки коэффициент лобового сопротивления крыла С_х не равен нулю. Это объясняется тем, что коэффициент профильного сопротивления Сх _пр не можнт быть равным нулю, так как обтекание профиля без сопротивления невозможно. На малых углах атаки определяющим является С_{х пр} , а на больших — С_{х i}.

Малым углам атаки соответствуют большие скорости полета, поэтому для современных скоростных самолетов особое значение приобретает качество обработки его поверхности, так как сопротивление трения составляет основную часть профильного сопротивления.

Поляра крыла

Поляра является важнейшей аэродинамической
характеристикой крыла. Ее называют «королевой теоретической аэродинамики» (кстати, «королевой
экспериментальной аэродинамики» называют аэродинамическую трубу).

Полярой крыла называется график зависимости коэффициента подъёмной силы С_у от коэффициента лобового сопротивления С_х для различных углов атаки (рис.2.18).

Для построения поляры по графикам С_х ( )
и для каждого угла атаки определяют соответствующие аэродинамические коэффициенты
и откладывают по оси ординат значения С_у , а по оси абсцисс — С_х . Каждая точка на поляре соответствует определенному углу атаки α.

Если построить поляру в одинаковых масштабах для С_у и С_х (рис. 2.17), то ее можно рассматривать как полярную диаграмму в координатах С_RA и θ, где θ — угол наклона коэффициента С_RA к направлению скорости на- бегающего потока.

θ

Поэтому график С_у
(С_х ) и называется полярой.

Но, как правило, при построении поляры масштаб по оси С_х выбирают в 5-10 раз больше, чем по оси С_у (рис. 2.17).

Рис. 2.17. К объяснению сущности поляры крыла

Это объясняется тем, что коэффициент С_х обычно
в несколько раз меньше, чем С_у . Поляра, построенная в одинаковых масштабах, имеет маленькую кривизну, что затрудняет определение по ней С_X при проведении аэродинамических расчетов.

Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки.

По поляре крыла можно определить следующие характерные углы атаки:

Точка пересечения поляры с осью абсцисс соответствует углу атаки нулевой подъемной силы α :

(α = -2…0 ).

Точка касания поляры с прямой, параллельной оси ординат, соответствует углу атаки наименьшего сопротивления α :

(α = - 1…0 ).

Рис. 2.18. Поляра крыла

Наивыгоднейший угол атаки находится в точке касания поляры с прямой, проведенной из начала координат. Это угол, при котором аэродинамическое качество крыла максимально (по статистике =4..8 , К_max =15…25).

Критический угол атаки α определяется точкой касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс (α_кр=12…18 ).

Не следует забывать, что поляра, построенная
в разных масштабах, оказывается искаженной, и поэтому на ней непосредственно нельзя измерять коэффициенты полной аэродинамической силы С_RA и углы наклона этих коэффициентов к оси абсцисс .