Сопротивление крыла на режиме нулевой подьемной силы

При обтекании крыла на режиме, когда подьемная сила равна нулю, его сопротивление может быть принято равным профильному сопротивлению эквивалентного прямоугольного крыла. Хорда эквивалентного крыла принимается равной средней геометрической хорде расчитываемого крыла, а относительная толщина соответствует толщине крыла в том сечении, где текущая хорда равняется средней геометрической.

Профильное сопротивление крыла обусловлено сопротивлением трения и давления. На рассматриваемом режиме величина сопротивления давления существенно меньше сопротивления трения. Поэтому профильное сопротивление приближенно может быть принято равным сопротивлению трения.

Для расчета сопротивления трения необходимо определить оложение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, поскольку величина трения существенно зависит от характера течения в пограничном слое. Точка перехода характеризуется расстоянием от носка профиля вдоль продольной оси крыла. Относительная координата точки перехода



на профиле крыла зависит от шероховатости поверхности и формы профиля.

Для крыла с мягкой обшивкой или при низком качестве поверхности жесткой обшивки пограничный слой можно считать полностью турбулентным, то есть

В остальных случаях положение точки перехода определяется следующим образом:

1. ПО таблице, в зависимости от кчества отделки определяется максимальная высота микронеровностей.

Отделка поверхности	, м
ВИАМ В-3	2 х 10-6
Фанера окленная тканью и покрытая нитролаком	2 х 10-6
Пульверизационный камуфляж	2 х 10-6
Ткань покрытая нитролаком	25 х 10-6
Кистевой камуфляж	40 х 10-6

2. По величине



согласно графику



определяется число Re_кр

3. Вычислив значение



находят отношение



по которому согласно графику



устанавливается координата точки перехода.

Определяя точку перехода, следует иметь ввиду, что в некоторых случаях ею становится либо первый ряд заклепок с непотайной головкой, либо соединение листов обшивки "внахлест". Если определенная таким образом координата точки перехода оказывается меньше, чем в приведенном выше расчете, то следует принять меньшее значение.

Коэффициент трения в зависимости от положения точки перехода определяется по следующему графику



Установив по следующему графику



параметр , учитывающий влияние толщины профиля, можно вычислить коэффициент профильного сопротивления изолированного крыла



При наличии фюзеляжа подфюзеляжная часть крыла не омывается потоком и поэтому не создает сопротивления трения. Однако в этом случае возникает дополнительное сопротивление из-за взаимного влияния (интерференции) крыла и фюзеляжа. Отмеченные изменения профильного сопротивления учитываются следующим образом.



где составляет 0,5 для низкоплана, 0,85 для среднеплана и 0,95 для высокоплана.





по материалам:
"Руководство для конструкторов летательных аппаратов самодеятельной постройки", Том 1, СибНИИА