4. Расчет коэффициента лобового сопротивления и аэродинамического качества крыла

Коэффициент лобового сопротивления крыла вычисляется как сумма коэффициентов сопротивления: профильного , индуктивного , крутки и волнового .

Профильное сопротивление крыла определяется в общем случае как сумма сопротивлений трения и давления.

Вихревое индуктивное сопротивление крыла конечного размаха определяется сходом концевых вихрей на концах крыла и пропорционально квадрату коэффициента подъемной силы крыла.

Волновое сопротивление возникает только при относительно больших скоростях полета, когда полетное число Маха превышает критическое число Маха . В этом случае на поверхности крыла появляются области местных сверхзвуковых течений.

Сопротивление от крутки крыла возникает вследствие того, что у крыла с круткой распределение давления создает вихревое индуктивное сопротивление (даже при нулевой подъемной силе).

4.1. Расчет коэффициента профильного сопротивления крыла ведется с учетом влияния подъемной силы [3] в следующей последовательности:

,

(  коэффициент подъемной силы, соответствующий ),

 для ,

здесь берется в относительных единицах,

  для ,

,

где - учитывает изменения профильного сопротивления при , (формула для приведена для четырех и пятизначных профилей NACA).

4.2. Расчет индуктивного сопротивления крыла [1]:

Для расчета используется формула [1]

, (8)

где коэффициент учитывает влияние формы крыла.

4.3. Расчет коэффициента сопротивления от крутки крыла :

, (9)

где - угол крутки в градусах.

4.4. Расчет критического числа Маха .

Предварительно приближенным способом определяется коэффициент подъемной силы профиля для заданного угла атаки :

,

- коэффициент подъемной силы профиля.

Расчет ведется по следующей формуле:

.  (10)

Для обычных профилей:

- учитывает влияние на величину ;  

- определяет влияние толщины на критическое число Маха.

Для сверхкритических профилей влияние и на определяется выражениями:

;   .

Влияние стреловидности на крыла (для всех профилей) учитывается по формуле:

,

где - угол стреловидности по линии ¼ хорд в градусах.

Из предыдущих формул видно, что уменьшение и увеличение  приводит к повышению . С другой стороны это приводит к уменьшению объема крыла (за счет уменьшения ), увеличению веса конструкции (за счет увеличения  и уменьшения ), и уменьшению и .

4.5. Расчет коэффициента волнового сопротивления  . Расчет коэффициента волнового сопротивления крыла осуществляется только тогда, когда . Приближенная формула для расчета получена на основании обработки экспериментальных данных

. (11)

4.6. Расчет коэффициента сопротивления крыла :

        при , (12)

при . (13)

4.7. Аэродинамическое качество крыла определяется по формуле:

. (14)

5. Сводная таблица результатов расчета

, град
(при )
( = 0 при M <  )

Примечание: 1. Таблица и выходные данные заполняются для каждого числа М.

2. Значения определяются только для углов атаки .

3. Волновое сопротивление определяется, если M >  .

Для М = 0,2 расчет и волнового сопротивления не производится.