3.2. Индуктивное сопротивление передних несущих поверхностей

При выводе выражения C_{хi I} будем исходить из схемы сил, показанной на рис. 4.41.

Здесь C_n — коэффициент нормальной силы собственно консолей;

C_{у1i ф} — коэффициент нормальной си­лы, индуцированной консолями на корпусе;

C _F — коэффициент подсасывающей силы консолей.

Как известно, подсасывающая сила возникает в тех случаях, когда нормальная к передней кромке крыла составляющая скорости потока меньше скорости звука (M cos χ₀ < 1). В этих слу­чаях частицы воздуха перетекают из области высокого давления под крылом в область низкого давления над крылом, огибая его переднюю кромку. Так как радиус закругления передней кромки мал, то местные скорости обтекания здесь очень велики, вслед­ствие чего возникает значительное разрежение. В результате появляется сила, направленная параллельно хорде крыла на­встречу набегающему потоку — подсасывающая сила.

Теоретическая величина коэффициента подсасывающей силы изолированных крыльев пропорциональна C_у²: C_{F теор} = С_F С_у²_из.кр.

Коэффициент пропорциональности C_F можно определить по гра­фику, изображенному на рис. 4.42. Правая область этого графи­ка, относящаяся к сверхзвуковым скоростям, построена по тео­ретическим данным для крыльев бесконечного сужения (η_к = ∞). В первом приближении этими данными можно пользоваться и для крыльев конечного сужения. Как видно из рис. 4.42, по мере роста числа Маха коэффициент C_F убывает и при (звуковая или сверхзвуковая передняя кромка) обращается в нуль.

Левая область графика, относящаяся к дозвуковым скорос­тям, построена по формуле .

О пыт показывает, что теоретическая величина подсасываю­щей силы реализуется не полностью, особенно при больших уг­лах атаки. Это можно объяснить тем, что при достижении определенной степени разрежения в окрестности передней кромки происходит местный отрыв потока, после чего дальнейший рост разрежения прекращается. Для учета этого обстоятельства вве­дем коэффициент реализации ξ. Примерные значения ξ можно определить по эмпирическому графику (рис. 4.43).

На крыльях с заостренной передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется, поэтому можно принимать ξ=0.

С учетом коэффициента ξ

(4.59)

Коэффициент индуктивного сопротивления передней несущей поверхности равен сумме проекций векторов С_n, C_{у1i ф} и C_f (см. рис. 4.41) на направление невозмущенного потока: С_хi = С_n sin(α + δ) + С_{y1i ф} sin α – C_F cos(α + δ). (4.60)

Учитывая соотношения

получим

Входящая сюда величина C_{n I} подсчитывается по формуле (3.77) в зависимости от эффективного угла атаки передней несущей поверхности δ_{эфф I}. Значение ξ также соответствует углу α_{эфф I} При малых углах α и δ_I, когда зависимость С_n(α,δ) близка к линейной, выражение (4.63) принимает вид

где

В частном случае, когда δ_I = 0, а угол α мал