Лобовое сопротивление.

Лобовое сопротивление крыла – это составляющая полной аэродинамической силы (R), направленная против движения параллельно потоку (Х).

Лобовое сопротивление крыла состоит из профильного и индуктивного сопротивлений.

Х_кр. = X_проф. + X_инд.

1. Профильное сопротивление (X_проф ) возникает вследствие разности давлений под крылом и за крылом и вследствие трения частиц воздуха о поверхность крыла в пограничном слое.

Х_проф. = X_дав. + X_трен. } α_ат > ; С_x > ; Х_проф. >.

(кг) С_x > ; Х_пр. > ;

ρ > ; Х_проф. >.;

V > ; Х_проф. >..

С_x – аэродинамический коэффициент профильного сопротивления зависит от:

– формы крыла;

– состояния поверхности крыла ;

– угла атаки крыла.

Определяется опытным путём при продувке в аэродинамической трубе.

Для уменьшения Х_проф.

– придают удобообтекаемую форму;

– поверхность тщательно обрабатывают и очищают от пыли, грязи, снега и льда.

2. Индуктивное сопротивление возникает вследствие разности давлений под крылом и над крылом. Основной причиной его возникновения является скос потока на крыле. В результате отклонения потока, отклоняется истинная подъёмная сила, которая раскладывается на две составляющие: вертикальная составляющая Y, которая уравновешивает вес самолёта и горизонтальная составляющая – индуктивное сопротивление (Х_i.).

Причины скоса потока:

1. По третьему закону механики, с какой силой воздух толкает крыло снизу вверх, с такой силой крыло отталкивает воздух вниз.

2. В результате разности давлений под крылом и над крылом на концах крыла происходит перетекание воздуха из области повышенного давления в область пониженного давления.

(кг) Для уменьшения X_i изменяют, сужение крыла, уменьшают профиль (толщину)

1. α >; C_y >; > 0; X_i > к концу крыла и закругляют концы крыльев.

2. ρ > ; X_i >

3. V >; X_i >

4. S > X_i

5. λ > < X_i <

Аэродинамическое качество крыла

Аэродинамическое качество – отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению или отношение их коэффициентов.

По величине качества судят об аэродинамическом совершенстве Л. А. (самолёта).

Зависит:

1. от состояния поверхности самолёта (грязь, лёд и т.д. Y↓; X >; K↓);

2. от формы крыла, чем она более совершенна тем К >;

3. от механизации крыла (при выпуске щитка C_х↑ в большей степени, чем ↑C_y К↓;

4. от положения шасси – при выпуске шасси C_х↑, C_y не изменяется К↓;

5. от угла атаки – при α₀ = – 2º30´ , C_y = 0; К = 0.

При увеличении α_ат. до α_нв. K↑, т.к. C_y↑ при α_нв – К_max.

Угол атаки, при котором К_max ,называется наивыгоднейшим.

Як-18т α_нв. = 5º; К_max. = 10.

К_max. = 7,7 (На планировании т.е. малый газ, шасси выпущены, щиток убран).

К_max. = 4,5 (На планировании, шасси и щиток выпущен).

При ↑ α_ат. за α_нв. К↓, т.к. C_х начинает увеличиваться в большей степени, чем C_y.

6. от режима работы двигателя – чем > мощность двигателя, тем > обдувка крыла от работы винта, тем > C_y и качество↑;

7. от обледенения самолёта C_х увеличивается, а C_y уменьшается, качество уменьшается;

8. от шага винта: при отказе двигателя:

большой шаг – Х меньше К >

малый шаг – Х >; K >.

Угол качества – это угол заключённый между вектором полкой аэродинамической силы и вектором подъёмной силы.

, но ;

Из рисунка видно, что чем < θ тем больше подъёмная сила и меньше лобовое сопротивление, т.е. больше аэродинамическое качество.

Угол качества обратно пропорционален аэродинамическому качеству. Минимальный угол качества соответствует полёту на α_нв..

Построение и анализ графиков.

1. Зависимость C_y от αº.

А

нализ: