|
Индуктивное сопротивление крыла. При переходе от крыла бесконечного размаха к крылу конечного удлинения появляется новый вид сопротивления, величина которого резкоповышаетсяприувеличенииуглаатаки.
Этосопротивлениеназываетсяиндуктивнымиобозначается Qi.
V2 Q = C ? S ??? ,
i Xi
2
2
C
где, C ?y ? коэффициент индуктивного сопротивления, зависящий от удлинения Xi ??
крылаиуглаатаки.
В отличие от крыла бесконечного размаха, все сечения которого обтекаются плоскопараллельным потоком, обтекание на концах крыла конечного размаха имеет пространственный характер. Это объясняется перетеканием воздуха по торцам крыла из области повышенногодавленияподкрыломвобластьпониженногодавлениянадкрылом (рис. 20).
Рис. 20. Перетекание воздуха по торцам крыла
Так как разность давления на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, то между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется тесная связь. Если нетподъемнойсилы, индуктивноесопротивлениеотсутствует.
Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление.
Физическая сущность индуктивного сопротивления крыла становится ясной из рассмотрениясхемсилискоростейпотока, обтекающегокрыло (рис. 21).
Рис. 21. К возникновению индуктивного со
противления:
а– концевые вихри; б–схемавозникновения
скоса потока и индуктивного сопротивле
ния
Крыло, отбрасывает набегающий на него поток вниз со скоростью Vcp называемой средней скорость скоса потока. Поэтому истинная скорость потока Vист в отличие от скорости набегающегопотока V изменитсвое направление на угол ??, называемый углом скосапотока. Изменениенаправленияпотокаподкрыломназываютскосомпотока.
Образование скоса потока может быть объяснено на основании третьего закона Ньютона следующим образом. Истинную подъемную силу крыла Yист можно рассматривать как силу реакции потока в результате отбрасывания крылом массы набегающего воздуха вниз. Так как подъемная сила должна быть перпендикулярна потоку, то сила Yист будет перпендикулярна истинной скорости и в результате скоса потока отклонится от кажущейся подъемной силы Y, перпендикулярной к невозмущенному потоку, назад на угол скоса потока ??.
Составляющая истинной подъемной силы Yист, направленная вдоль набегающего потока, иявляетсядополнительныминдуктивнымсопротивлением Qi.
Таким образом, лобовое сопротивление крыла в общем случае складывается из профильногоииндуктивногосопротивлений:
Q=Qp+Qi.
Формула лобового сопротивления крыла аналогична по структуре формуле подъемной силы: V2
Q = CX ? S ???
2
или, переходяотсилкихкоэффициентам, CХ = CХp + CХi, где CХ – коэффициентлобовогосопротивления.
Зависимость коэффициента лобового сопротивления крыла от угла атаки. Из графика (рис. 22) видно, что на малых углах атаки основной частью лобового сопротивления крыла является профильное сопротивление. По мере увеличения угла атаки доля профильного сопротивления в общем сопротивлении крыла уменьшается, а доля индуктивного сопротивления возрастает и на больших углах атаки составляет основную часть лобового сопротивления.
Рис. 22. График зависимости Cx = f (?): 1– симметричный профиль: 2 – несимметричныйпрофиль
|
