3.6. Залежність і її аналіз

Залежність коефіцієнта літака від числа М польоту розрахована за виразом (3.9), наведена на ріс.3.15.

Коефіцієнт лобового опору літака при нульовій підйомної силі - складається, як показано вище, із суми коефіцієнтів його частин з урахуванням інтерференції, віднесених до площі крила S. Причому, більшу частину опору (близько 60-70%) створює крило і фюзеляж.

Рис.3.15. Залежність коефіцієнта від М

На частку інших частин літака (горизонтальне і вертикальне оперення, мотогондоли, спецпідвіски і т.п.) припадає близько 30-40% опору літака.

Коефіцієнт літака має складний характер зміни по числах М польоту (см.рис.3.15). який пояснюється фізичними особливостями обтікання літака потоком повітря в діапазоні від малих дозвукових до помірних надзвукових швидкостей.

Так, при малих звукових швидкостях польоту (до чисел М < 0.4) стискаємість повітря не проявляється, і лобовий опір частин літака визначається лише силами опору тертя в прикордонному шарі. Опір тиску удобообтікаємих тіл, якими є частини літака, невеликий і враховується поправочними множниками К_ц та К_ф при розрахунку опору (див. вирази 3.13, 3.14, 3.15 и 3.20).

Коефіцієнт при малих дозвукових швидкостях від швидкості (числа М) польоту практично не залежить, а визначається лише величиною коефіцієнта опору тертя (див.рис.3.15).

При великих дозвукових швидкостях польоту стискаємість повітря змінює опір тиску, що враховується поправочним множником при розрахунку коефіцієнта опору тертя (см. вирази 3.13, 3.14, 3.15, 3.20). Однак збільшення швидкості польоту на постійній висоті призводить до збільшення числа Рейнольдса і, відповідно, до зменшення коефіцієнта опору тертя (див. рис.3.1).

Сумарний вплив цих факторів може або дещо збільшувати значення коефіцієнта несучих поверхонь великої відносної товщини зі збільшенням швидкості в зазначених межах, або не змінювати (або незначно зменшувати) значення коефіцієнта несучих поверхонь малої відносної товщини.

При навколозвукових швидкостях польоту ( ) спостерігається змішане обтікання частин літака, тобто дозвуковий потік в місцях найбільшого розрідження стає звуковим і надзвуковим, утворюючи місцеві звукові і надзвукові зони. Течія повітря всередині місцевих надзвукових зон нестійка, оскільки обриси частин літака не забезпечують розрахунковий закон розширення надзвукового потоку. Тому надзвуковий потік гальмується, утворюючи місцеві стрибки ущільнення. Місцеві скачки ущільнення являють собою потужне джерело лобового опору, який називають хвильовим, оскільки повітря, долаючи стрибок ущільнення, рухається з області зниженого тиску до стрибка в область підвищеного тиску за стрибком, витрачаючи на це кінетичну енергію. Разом з тим наявність місцевих надзвукових зон суттєво змінює картину розподілу тиску на несучих поверхнях, зміщуючи пік розрідження вниз по потоку (до задньої крайки), що також збільшує опір літака.

Таким чином, хвильовий опір, який виникає при критичному М, значно збільшує загальний опір літака, а коефіцієнт , представляючи собою в цьому діапазоні швидкостей суму коефіцієнтів опору тертя і хвильового, із збільшенням чисел інтенсивніше зростає (див.рис.3.15). Темп зростання коефіцієнта знижується по мірі наближення чисел М польоту до тих значень, при яких обтікання частин літака стає повністю надзвуковим, а головні стрибки ущільнення стають близькими до приєднаних і похилими. Після чого коефіцієнт не збільшується.

Нарешті, при надзвукових швидкостях польоту, коли обтікання частин літака встановлюється надзвуковим, збільшення числа М польоту зменшує нахил головних і хвостових стрибків, що призводить до зменшення різниці тисків на скачках, що призводить до зменшення хвильового опору. Тому коефіцієнт із збільшенням надзвукової швидкості зменшується.