70% Турбулентное

Л - 30%

пример

Т

70%

100% ламинарное

100% турбулентное

Re

Э

Экспериментальные данные

по коэффициенту

кспериментальные данные

по коэффициенту

0

0,02

плоские элементы

(крыло оперение)

b

0,01

1,5

1,0

0,8

ср. линия f(x)

- кривизна

h

фюзеляж

мотогондола

1,0

0,1

0,2

0,3

хорда

М

0

1

2

Показатель рассчитывается как относительная площадь омываемой поверхности крыла (любого элемента компоновки).

S – в плане

– площадь верхней и нижней поверхности

Для изолированного крыла ;

Для пассажирского самолета .

Показатель определяется отдельно для каждого элемента самолета (крыло, фюзеляж, оперение, мотогондола и т.д.).

Полный коэффициент сопротивления

(44)

Здесь – индуктивное сопротивление, которое отсутствует у профиля (или крыла бесконечного размаха, и имеется только у крыла конечного размаха).

Теоретическая формула для расчета при условии – эллипс имеет вид: (профиль симметричный)

(45)

Если распределение циркуляции по размаху отлично от эллипса и профиль крыла (самолет в целом) несимметричны относительно оси (в продольной плоскости), то

(46)

– тонкое изолированное крыло;

– учитывает несимметрию;

– коэффициент Освальда, учитывает, что – не эллипс, на крыле имеются фюзеляж, мотогондола, а так же другие элементы самолета.

– гражданские магистральные самолеты;

– военно-транспортные самолеты;

– самолеты АОН, с/хоз, …

это статические данные.

Для сверхзвуковых самолетов есть полуэмпирическая формула:

(47)

Физический смысл образования в том, что для формирования мощных концевых вихрей требуется дополнительная энергия, что проявляется в увеличенном режиме двигателя, это воспринимается как дополнительное сопротивление.

Геометрическое представление

x

x

– проекция на ось

Есть и другие методы расчета , однако они не учитывают точно те элементы компоновки самолета, которые также приближенно учтены коэффициентом Освальда “ ”.

(сверхзвуковые самолеты ,

магистральные дозвуковые ,

планеры )

может составлять до 50% общего сопротивления самолета, поэтому рассмотрим пути его уменьшения.

1. Увеличение удлинения

2. Увеличение коэффициента

ф

сужение для магистральных дозвуковых самолетов

приближение распределения циркуляции по размаху к эллипсу. Крылья большинства самолетов имеют форму трапеции

орма крыла в плане

эллипс

трапеция

b

b

b

Передний и задний наплывы, как правило выполняются из конструктивных требований в аэродинамических расчетах обычно представляют крыло в виде трапеции, продолжая переднюю и заднюю кромки до оси самолета.

передний

наплыв

задний

наплыв

b

Если циркуляция имеет сложный вид, то можно к оптимизации формы в плане добавить крутку.

борт

x

x

x

эллипс

0

3) Пути воздействия на концевой вихрь – различного рода законцовки крыла.

наиболее часто применяется тип “а”

а

вихрь

б

тянущая

сила

в

ВЗК – “вертикальные” законцовки оказывают 2 типа воздействия:

- ослабляют концевой вихрь, приходящий на крыло;

- создают тянущую силу.

Недостатки ВЗК и других типов “б”, “в”: они имеют собственный вес и сопротивление. Конструкции “б” и “в” создают дополнительно снизу крыла дополнительный вихрь, противоположного вращения, ослабляющий основной вихрь.

Большинство современных лайнеров имеют специальные законцовки того или иного типа. Есть данные, что их эффект оценивается в 1-2% экономии топлива.