2. Лобовое сопротивление ла

   1. Общая характеристика лобового сопротивления

Сопротивление летательного аппарата (ЛА) определяется силами давления, действующими по нормали к элементу поверхности (сопротивление давления), и касательными силами трения, обусловленными вязкостью среды (сопротивление трения). С другой стороны, лобовое сопротивление, а также коэффициент лобового сопротивления ЛА удобно представить в виде суммы двух слагаемых:

где – коэффициент сопротивления ЛА при не отклонённых рулевых поверхностях и угле атаки, равном нулю; – коэффициент индуктивного сопротивления, который учитывает приращение сопротивления за счет угла атаки и отклонения рулевых поверхностей.

Коэффициент лобового сопротивления ЛА при и будем рассматривать в вида суммы коэффициента сопротивления трения и коэффициента сопротивления давления, который, в свою очередь, удобно разделить также на две составляющие: – коэффициент сопротивления давления боковой поверхности и – коэффициент сопротивления от сил давления, приложенных к донному срезу корпуса и к плоскими торцам задних кромок несущих поверхностей:

.

При дозвуковых скоростях полёта ( ) значения коэффициента для удобообтекаемых тел близка к нулю, а на некоторых носовых частях возникает подсасывающая сила ( ), что приводит к уменьшению суммарного сопротивления. Поэтому при дозвуковых скоростях полёта для многих форм ЛА этой величиной можно пренебречь. Однако для корпусов с сильно затупленными носовыми частями величина коэффициента может оказаться существенной и соизмеримой с другими составляющими сопротивления.

При скоростях полёта, соответствующих возникает волновое сопротивление, которое определяется силами давления, действующими на боковую поверхность. Поэтому

где – коэффициент волнового сопротивления ЛА.

2. Коэффициент сопротивления трения ла

Сопротивление трения ЛА определяется суммой трения отдельных его частей с учётом взаимного влияния между ними. Формула для определения коэффициента сопротивления трения имеет вид:

где , и – коэффициенты сопротивления изолированных корпуса (фюзеляжа) и несущих поверхностей.

При расчете коэффициентов сопротивления трения изолированные частей используется методика ЦАГИ, согласно которой сопротивление трения любого удобообтекаемого тела (например, несущей поверхности) определяется через сопротивление трения плоской пластинки. Согласно этой методике

.

Здесь – коэффициент сопротивления трения одной стороны плоской пластинки в несжимаемом потоке ( ) при одинаковых с данным телом числе Рейнольдса и положении точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный . Удвоенное значение коэффициента учитывает обтекание пластинки с двух сторон. Коэффициент учитывает влияние сжимаемости (числа ) на сопротивление трения плоской пластинки, а коэффициент – влияние градиента давления (формы тела) на сопротивление трения.

С увеличением числа М число Re что ведёт к уменьшению . При увеличении высоты полёта число Re уменьшается, что ведёт к увеличению (рис. 2.1.)

Наибольший вклад в формирование сопротивления трения вносят корпус и вторые несущие поверхности. Так, при Н=12км и М=2.4