Механика жидкости и газа в аэрокосмической технике: Электронное мультимедийное пособие. Шахов В.Г - 56 стр.

UptoLike

Составители:

Рубрика:

откуда видно, что с уменьшением относительного удлинения крыла λ угол наклона кривой

коэффициента подъемной силы крыла в функции угла атаки α убывает (рис. 30). При этом

эксперимент показывает уменьшение c

yamax

и увеличение α

кр

с уменьшением λ. В случае

крыльев малого удлинения (λ < 3) кривые c

(α) теряют свой линейный характер при малых

углах атаки и приобретают характерную S-образность. Такой характер кривых объясняется тем,

что торцовое перетекание потока с нижней поверхности крыла, где давление повышенное, на

верхнюю, где образуется разрежение, приводит к срыву потока, особенно заметному при

острых боковых кромках (рис. 31). Этот срыв создает вихревое разрежение, увеличивающее

подъемную силу. Подъемная сила крыла малого удлинения при α ≈ 10˚ и выше создается в

меньшей степени за счет циркуляции, связанной со сходом вихревой пелены с задней кромки, и

в большей степени за счет срыва и вихревого обтекания боковых кромок.

Рис. 31 Перетекание воздуха через боковые стороны и образование вихревых жгутов у

треугольного крыла малого удлинения

Лобовое сопротивление крыла конечного размаха складывается из профильного и

вихревого сопротивлений. При безударном обтекании профильное сопротивление крыла

минимально и его коэффициент можно найти с помощью формуле (111) по значениям средней

хорды и средней толщины крыла. Для коэффициента вихревого или индуктивного

сопротивления используется выражение (113). Таким образом, коэффициент сопротивления

крыла конечного размаха описывается следующей зависимостью:

xaxaixaxa

cccc

. (115)