Розділ 3. Лобовий опір літака

3.1. Загальні визначення

Силою лобового опору X прийнято називати складову аеродинамічної сили R по осі Ox швидкісної системи координат, взятої з протилежним знаком.

За фізичною природою лобовий опір літака можна розділити на наступні види:

• опір тертя , який являє собою результуючу сил тертя, що виникають на поверхні всього літака при його обтіканні реальним в'язким повітрям;

• опір тиску , представляє собою суму проекцій на вісь Ox всіх аеродинамічних сил, нормальних до поверхні тіла, що обтікається потоком при нульовій підйомної силі;

• хвильовий опір , який є опором тиску, обумовленим стисливістю повітря при числах ;

• індуктивний опір Х_i, з'являється в результаті просторового течії навколо крила кінцевого розмаху, викликається вільними вихорами, що збігають з кінців крила.

Сума перерахованих видів опору складає силу лобового опору літака

Опір тертя, тиску і хвильовий опір визначаються при нульовій підйомної силі = 0. Тому їх сума позначається

Тоді вираз (3.1) запишеться у вигляді

Таким чином, сила лобового опору літального апарату складається з опору, не залежного від підйомної сили Х₀, і індуктивного опору, обумовленого підйомної силою Х_i.

3.2. Коефіцієнт лобового опору літака.

Перераховані вище складові лобового опору виражаються через відповідні коефіцієнти лобового опору таким чином:

а сили и  через свої коефіцієнти

Зіставивши вираження (3.1), (3.2) і (3.3) з виразами (3.4) та (3.5), можна записати: ,

,

,

де , ,  коефіцієнти опору тертя, тиску і хвильового;

 коефіцієнт індуктивного опору;

 коефіцієнт опору при ;

 коефіцієнт опору літального апарату.

Завдання розрахунку коефіцієнта літального апарату полягає у визначенні коефіцієнтів та .

Для знаходження коефіцієнта літака необхідно обчислити коефіцієнти опору ізольованих його частин (крила, горизонтального і вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол, спецпідвесок і т.п.), потім підсумовувати їх наступним чином

де , , , , , - коефіцієнти ізольованого крила, горизонтального, вертикального оперення, фюзеляжу, мотогондол і спецпідвесок;

 додатковий опір, викликаний наявністю нерівностей, щілин, заклепок, гвинтів і т.п. (приймають );

, , , , - відношення характерних площ розглянутих частин літака до площі крила; - коефіцієнт, уточнюючий вираз (3.9) на невраховані джерела опору (приймають ).

Коефіцієнт індуктивного опору обчислюється за формулою

де А  коефіцієнт, що визначає частку участі підйомної сили в створенні індуктивного опору;  коефіцієнт підйомної сили (їм зазвичай задаються).

3.3. Розрахунок коефіцієнтів крила, горизонтально і вертикального оперення

Методи розрахунку коефіцієнтів лобового опору крила, горизонтального і вертикального оперення при нульовій підйомної силі ідентичні. Тому розглянемо лише методику розрахунку коефіцієнта крила.

Лобовий опір крила (оперення) при нульовій підйомної силі складається з профільного опору, обумовленого силами тертя і тиску при , і хвильового опору, обумовленого стисливістю повітря при числах . Коефіцієнт лобового опору крила (оперення) записується звичайно в наступному вигляді

Коефіцієнт профільного опору ізольованого крила обчислюється за формулою

де 2с_f – коефіцієнт опору двостороннього тертя плоскої пластини в нестисливої ​​потоці, визначається числом Рейнольдса (Re) і координатою точки переходу ламінарного прикордонного шару в турбулентний У цій формулі число Рейнольдса визначається виразом , а залежність приведена на рис. 3.1;

к_с – поправочний множник, що враховує вплив щодо товщини профілю крила (оперення) на опір тиску, значення поправочного множника кс на дозвукових швидкостях знаходяться за графіком на рис. 3.2, на надзвукових швидкостях к_с = 1; к_М – поправочний множник, що враховує вплив скаємості повітря (числа М польоту) на опір тертя крила, визначається по рис. 3.3.

Коефіцієнт хвильового опору ізольованого крила при числах дорівнює нулю ( = 0), а при числах залежить від числа М, форми крила (оперення) в плані, а також від товщини і форми профілю.

Рис. 3.1. Залежність коефіцієнта опору двостороннього тертя плоскої пластини від числа Re та

На надзвукових швидкостях для всіх крил простої форми в плані коефіцієнт хвильового опору визначається за критеріями подібності: , , (див. рис. 3.4).

Коефіцієнт профільного опору, розрахований за формулою (3.12) і віднесений до омитою площі несучої поверхні (для крила , для горизонтального оперення до омитою площі , для вертикального оперення до омитою площі ) і визначений без урахування інтерференції.

Інтерференція, як відомо, збільшує опір внаслідок взаємодії потоків, обтікаючих суміжні елементи літака. Тому вирази для коефіцієнтів профільного опору крила, горизонтального і вертикального оперення з урахуванням інтерференції повинні враховувати збільшення опору. Зазвичай вони записуються у вигляді:

де – коефіцієнт інтерференції, залежний від схем розташування крила, горизонтального і вертикального оперення щодо фюзеляжу. Цей коефіцієнт приймається рівним:

• для високоплана 0…0.1;

• для середньоплана 0.15…0.2;

• для низькоплана 0.75.

Для вертикального оперення, розташованого по одну сторону фюзеляжа, слід зменшити у два рази.

Коефіцієнт хвильового опору, розрахований по рис.3.4, також віднесено до характерної площі несучої поверхні. Тому коефіцієнти лобового опору крила, горизонтального і вертикального оперення при нульовій підйомної силі згідно з виразом (3.11) запишуться у вигляді:

Значення виразів (3.16), (3.17) і (3.18) при аеродинамічному розрахунку підставляють у вираз (3.9).

Рис.3.2. Залежність поправочного множника

від товщини профілю та М

Рис.3.3. Залежність поправочного множника від числа М

Рис. 3.4. Залежність коефіцієнта крила від параметрів подібності при надзвукових швидкостях польоту

Продовження рис.3.4.