Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость. Некоторые эффекты будут рассмотрены здесь и в следующих разделах

По мере увеличения угла атаки появляется и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление при этом тоже растет, сначала медленно, потом быстрее. Разницу между лобовым сопротивлением при ненулевой подъемной силе и профильным сопротивлением называют индуктивным сопротивлением. Оно в широких пределах пропорционально квадрату Су. При срыве обтекания Сх быстро растет и не убывает при дальнейшем росте угла атаки.

Лобовое сопротивление - это сопротивление движению крыла самолета в воздухе. Для больших скоростей полета оно складывается из профильного, индуктивного и волнового сопротивлений:

Х_кр=Х_пр+Х_инд+Х_В.

Волновое сопротивление далее рассматриваться не будет, так как возникает на скоростях полета свыше 450 км/ч.

Профильное сопротивление слагается из сопротивления давления и сопротивления трения:

Х_пр=Х_Д+Х_тр

Сопротивление давления - это разность давлений перед и за крылом. Чем больше эта разность, тем больше сопротивление давления. Разность давлений зависит от формы профиля, его относительной толщины и кривизны.

Индуктивное сопротивление для крыла конечного размаха - это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием дополнительной подъемной силы крыла, необходимой для компенсации ее утраты из-за влияния концевых перетеканий. При обтекании крыла невозмущенным воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыльев перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления.

РАЗНООБРАЗИЕ КОМПОНОВОКhttp://www.interesno.dn.ua/interes....olyotov

ОДИН ИЗ СПОСОБОВ СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ http://www.popmech.ru/blogs/post/2591-kryilo-ventilyator/

Главное и, пожалуй, единственное положительное свойство классической аэродинамической схемы заключается в том, что расположенное за крылом горизонтального оперения (ГО) позволяет без особых трудностей обеспечить продольную статическую устойчивость на больших углах атаки самолёта.

Объясняется это тем, что ГО находится в скосе потока от крыла и угол атаки ГО всегда меньше, чем угол атаки крыла, на величину угла скоса потока. Несмотря на то, что ГО обтекается заторможенным потоком, всё-таки удаётся обеспечить нормальные запасы продольной статической устойчивости самолёта, так как срыв потока в первую очередь наступает на крыле.

Основным недостатком классической аэродинамической схемы является наличие так называемых потерь на балансировку.

Для выполнения условий безопасности полёта центровка самолёта определяется, исходя из необходимости обеспечения продольной статической устойчивости при брошенной ручке управления, т.е. со свободным рулём высоты. В итоге при зажатой ручке управления запас продольной статической устойчивости увеличивается, и при расположении центра давления крыла позади центра масс для балансировки самолёта требуется отрицательная подъёмная сила на ГО (рис. 1). Таким образом, результирующая подъёмная сила самолёта оказывается меньше, чем подъёмная сила крыла, на величину отрицательной подъёмной силы ГО.

Аэродинамики нашли остроумный способ частичной компенсации потерь на балансировку, который заключается в следующем.

ГО необходимо установить относительно крыла так, чтобы оно находилось в зоне максимального скоса потока от крыла. По теореме Жуковского подъёмная сила несущей поверхности всегда перпендикулярна вектору скорости набегающего потока. На рис. 2 видно, что вектор полной аэродинамической силы ГО даёт положительную проекцию на направление полёта самолёта, создавая, таким образом, силу тяги ГО. Исследования показывают, что данное техническое решение позволяет увеличить аэродинамическое качество самолёта на 0,5–1 ед. Но на реальных компоновках не всегда удается обеспечить такой режим обтекания ГО, поэтому данный способ повышения аэродинамического качества самолётов классической схемы нельзя назвать универсальным.

Максимальное значение потерь на балансировку имеет место на взлётно-посадочных режимах при выпущенной механизации крыла, когда пикирующий момент самолёта имеет максимальное значение. Например, самый массовый советский пассажирский самолёт при полностью выпущенной механизации имеет отрицательную подъёмную силу ГО, равную 25% веса самолёта. Значит, крыло данного самолёта переразмерено примерно на ту же величину. Таким образом, можно заключить, что все экономические и эксплуатационные показатели этого летательного аппарата, а именно массовая отдача, топливная эффективность, ресурс и т.д., мягко говоря, далеки от оптимальных значений.