4. Сопротивление трения.

Сопротивление трения различных по форме тел может быть подсчитано по сопротивлению трения эквивалентной по площади и протяженности пластины. Сопротивление трения одной стороны плоской пластины с размахом, равным единице:

Для несжимаемого ламинарного (1) и турбулентного (2) пограничного слоя коэффициент трения C определяется по формулам:

1. (2)

В смешанном пограничном слое положение точки перехода характеризуется критическим числом Рейнольдса, которое для полета в атмосфере равняется .

Положение точки перехода определяется по формуле:

Для смешанного пограничного слоя:

4. Управление пограничным слоем.

Управление пограничным слоем является одним из наиболее эффективных видов механизации крыла и сводится к тому, что пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либо сдувается с его верхней поверхности. Для отсоса пограничного слоя или для его сдувания применяют специальные вентиляторы либо используют компрессоры самолетных газотурбинных двигателей. Отсасывание заторможенных частиц из пограничного слоя внутрь крыла уменьшает толщину слоя, увеличивает его скорость вблизи поверхности крыла и способствует безотрывному обтеканию верхней поверхности крыла на больших углах атаки. Сдувание пограничного слоя увеличивает скорость движения частиц воздуха в пограничном слое, тем самым предотвращает срыв потока. Управление пограничным слоем дает хорошие результаты в сочетании с щитками или закрылками.

4. Связанная система координат. Начало связанной системы осей координат помещено в центр масс (ц.м.) самолета, ось 0X направлена от хвостовой к носовой части самолета, ось 0Y перпендикулярна оси 0X и направлена вверх в плоскости симметрии, ось 0Zперпендикулярна плоскости симметрии самолета и направлена в сторону правой консоли крыла.

4. Скоростная система координат. (красные оси)

Начало находится в центре масс ЛА. Ось   направлена вдоль вектора скорости ЛА относительно воздушной среды и называется скоростной осью. Ось   лежит в плоскости симметрии, направлена вверх (при нормальном полете) и называется осью подъемной силы. Ось   направлена вправо и называется боковой осью. Эта система используется для определения аэродинамических сил, действующих на самолет.

4. Понятие углов атаки и скольжения

Угол атаки (α) – угол, заключенный между продольной осью самолета и проекцией вектора скорости на плоскость симметрии самолета. Лежит в вертикальной плоскости. Угол скольжения (β) – угол, заключенный между плоскостью симметрии самолета и вектором скорости. Лежит в горизонтальной плоскости.

4. Геометрические характеристики крыла.  Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть эллипсовидные (а), прямоугольные (б), трапециевидные (в), стреловидные (г) и треугольные (д).

Форма крыла в плане характеризуется размахом, площадью удлинением, сужением, стреловидностью и поперечным углом V. 

Размахом крыла L называется расстояние между концами крыла по прямой линии.

Площадь крыла в плане S_кр ограничена контурами крыла.

Площадь трапециевидного и стреловидного крыльев вычисляет как площади двух трапеций

          (2.1)

где b₀ - корневая хорда, м;

b_к- концевая хорда, м;

- средняя хорда крыла, м.

Удлинением крыла l называется отношение размаха крыла к средней хорде

         (2.2)

Если вместо b_ср подставить его значение из равенства, то удлинение крыла будет определяться по формуле

       

Сужением крыла h называется отношение осевой хорды к концевой хорде

          

Углом стреловидности c называется угол между линией передней кромки крыла и поперечной осью самолета. Стреловидность также может быть замерена по линии фокусов (проходящей на расстоянии 1/4 хорды от ребра атаки) или по другой линии крыла.

Углом поперечного V крыла называется угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла.