Лобовое сопротивление крыла

Сила лобового сопротивления независимо от величины угла атаки всегда направлена против движения крыла. Лобовое сопротивление крыла является суммой сил сопротивления, вызываемых различными причинами.

Рассмотрим крыло бесконечного размаха, когда влияние его концов исключено. В этом случае аэродинамические характеристики крыла являются характеристиками его профиля.

Профильное сопротивление крыла. Сопротивление крыла так называемого «бесконечного размаха» называется профильным сопротивлением . Профильное сопротивление вызвано совокупным действием сил давления по поверхности крыла и сил трения в пограничном слое.

Если бы трение отсутствовало, происходило бы так называемое теоретическое обтекание, при котором поток плавно бы расширялся к хвостовой части и восстанавливал давление, действующее на носовую часть.

Крыло не испытывало бы разности давлений, а значит, и сопротивления (Рисунок 3.15-1,а).

Из-за наличия вязкости воздуха абсолютно плавного обтекания не может быть даже у хорошо обтекаемых тел, с самой гладкой поверхностью.

При расширении струек, обтекающих хвостовую часть профиля крыла, происходят местные отрывы пограничного слоя. В результате этого давление в хвостовой части полностью не восстанавливается, там образуется спутная струя и зона разрежения. Профиль испытывает действие не только сил трения, но и разности давления перед телом и за ним (см. Рисунок3.15-1,б).

Таким образом, профильное сопротивление складывается из сопротивления трения и давления:

_.

Сопротивление давления – это сила разности давлений перед и за крылом.

На Рисунок 3.16 показано влияние формы профиля, его относительной толщины и кривизны на профильное сопротивление.

Рисунок 3.16 График зависимости профильного сопротивления от толщины профиля

Из графика видно, что чем больше относительная толщина профиля, тем больше повышается давление перед крылом и больше уменьшается за крылом. Увеличивается разность давлений и, как следствие, увеличивается сопротивление давления, так как обтекание сопровождается образованием вихрей в спутной струе. Сопротивление давлениятел вращения рассмотрено на Рисунок 3.9.

На углах атаки, близких к критическому, размеры завихренной спутной струи резко увеличиваются, сопротивление давления значительно возрастает.

Для крыла и других хорошо обтекаемых тел сопротивление давления при малых скоростях полета составляет незначительную долю всего сопротивления.

У тел с плохообтекаемой хвостовой частью, имеющих вихревой спектр, сопротивление давления может составлять основную часть всего сопротивления. К таким телам относится, как было показано выше, плоская пластина, поставленная перпендикулярно потоку (см. Рисунок 3.9).

Если к пластинке приставить обтекатель и конус, то характер обтекания значительно улучшится, сопротивление станет меньше (Рисунок3.16-1).

Рисунок3.16-1 Сопротивление давления тела вращения

Сопротивление трения – это часть профильного сопротивления крыла, которая возникает вследствие проявления вязкости воздуха в пограничном слое.

Величина сил трения зависит от вида течения пограничного слоя и от состояния обтекаемой поверхности крыла (его шероховатости).

В ламинарном

пограничном слое воздуха сопротивление трения меньше, чем в турбулентном пограничном слое. Чем большую часть поверхности крыла занимает ламинарное течение пограничного слоя, тем меньше сопротивление трения.

На величину сопротивления трения влияют также: скорость потока, шероховатость поверхности, форма крыла. Чем больше скорость полета, с худшим качеством обработана поверхность крыла и толще профиль крыла, тем больше сопротивление трения.

Для снижения сопротивления трения при подготовке ЛА к полету необходимо следить за состоянием поверхности крыла и частей ЛА.

Изменение угла атаки на величину сопротивления трения практически не влияет.

Расчет профильного сопротивления производится по формуле:

,

где – коэффициент профильного сопротивления, состоящий из двух составляющих: коэффициентов трения и давления:

.

Коэффициент крыла зависит, в основном, от относительной толщины профиля крыла.

Величина коэффициента зависит от течения пограничного слоя.

Вывод: определяющими факторами, влияющими на профильное сопротивление, являются: для крыла:

-форма профиля,

-состояние и качество обработки его поверхности,

— скорость воздушного потока;

для тел вращения:

—площадь Миделя тела т. е. наибольшая площадь поперечного сечения,

-форма тела.

Влияние угла атаки крыла на профильное сопротивление сравнительно невелико, поэтому на всех углах атаки его можно считать постоянным.

Индуктивное сопротивление крыла. Для крыла конечного размаха появляется новый вид сопротивления, величина которого существенно возрастает при увеличении угла атаки.

Индуктивное сопротивление — это прирост лобового сопротивления, связанный с образованием подъемной силы крыла.

При обтекании крыла воздушным потоком возникает разность давлений над крылом и под ним. В результате часть воздуха на концах крыла перетекает из зоны большего давления в зону меньшего давления (Рисунок 3.17).

Рисунок 3.17 Обтекание крыла конечного размаха

Поток воздуха перетекает с нижней поверхности крыла на верхнюю и накладывается на воздушный поток, набегающий на верхнюю часть крыла – образуется вихревой жгут.

Рисунок 3.18 Отклонение воздушного потока вниз, вызванное вихревым жгутом

Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух.

Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку дополнительную скорость, направленную вниз. При этом воздух, обтекающий крыло со скоростью V, отклоняется вниз со скоростью U( Рисунок 3.18).

Угол , на который отклоняется поток воздуха, называется углом скоса потока. Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуцированной вихревым жгутом, и истинной скорости набегающего потока V_ист:

Благодаря скосу потока истинный угол атаки _ист крыла будет отличаться от геометрического угла атаки  на величину  (Рисунок 3.19):

Рисунок 3. 19 Образование индуктивного сопротивления

.

Поворот набегающего потока вызывает поворот назад на угол вектора истинной подъемной силы. Согласно теореме Н.Е. Жуковского, она должна быть перпендикулярна к истинной скорости потока.

Подъемной силой будет не вся сила Y’ а ее составляющая Y, направленная перпендикулярно набегающему потоку:

Вторая составляющая истинной подъемной силы равна: Она действует в направлении невозмущенного потока в сторону, противоположную движению, и являетсясилой индуктивного сопротивления .

Следовательно, индуктивное сопротивление – это проекция истинной подъемной силы на направление движения крыла.

Чем больше угол скоса потока , тем сильнее отклоняется назад подъемная сила, и тем больше индуктивное сопротивление.

определяется по общим аэродинамическим формулам:

,

где C_xi— коэффициент индуктивного сопротивления.

Формула для его расчета выведена теоретическим путем:

.

Из формулы видно, что С_хi пропорционален квадрату коэффициента подъемной силы и обратно пропорционален удлинению крыла. Коэффициент δ учитывает форму крыла в плане. Для прямоугольного крыла , для эллиптического.

Из формулы следует, что минимальным индуктивным сопротивлением обладают эллиптические крылья, максимальным – прямоугольные.

При увеличении углов атаки индуктивное сопротивление возрастает в квадрате. При увеличении удлинения индуктивное сопротивление снижается. Во многих случаях полета, особенно при полете с дозвуковой скоростью на больших высотах, индуктивное сопротивление составляет значительную часть сопротивления крыла. Поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют крылья большого удлинения. Индуктивное сопротивление снижается также за счет применения геометрической и аэродинамической крутки крыла.

Вывод: Разность давлений на поверхности крыла определяет величину подъемной силы, поэтому между подъемной силой и индуктивным сопротивлением имеется связь. Если нет подъемной силы, индуктивное сопротивление отсутствует.

Чем больше угол атаки, тем больше подъемная сила и, следовательно, индуктивное сопротивление увеличивается.

При угле атаки нулевой подъемной силы α₀ концевых вихрей нет, поэтому . На углах атаки, отличающихся от α₀, сопротивление крыла состоит из профильного сопротивления и индуктивного:

; ,

где С_Хi – коэффициент индуктивного сопротивления.

Переходя от сил к их коэффициентам, получим формулу коэффициента лобового сопротивления профиля крыла: .

Зависимость C_xот угла атаки является важной аэродинамической характеристикой крыла.

Зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла атаки. Эта зависимость строится после продувок модели крыла в аэродинамической трубе (Рисунок 3.20) с помощью формулыСx =, где Сx — коэффициент лобового сопротивления профиля крыла;

X -сила лобового сопротивления модели крыла; — скоростной напор воздушного потока в аэродинамической трубе;S – площадь крыла модели.

Рисунок 3.20 Зависимость С_Х =

График представляет собой квадратную параболу, каждая точка которой найдена суммированием двух коэффициентов – профильного сопротивления Сxр и индуктивного Сxi:

Сx = Сxр + Сxi.

График показывает, что коэффициент Сx на любом угле атаки не равен нулю, так как обтекание профиля без сопротивления невозможно.

На малых углах атаки коэффициент Сx имеет минимальное значение и соответствует профильному сопротивлению.

С увеличением углов атаки Сxр почти не изменяется, а индуктивное быстро растет (пропорционально Сy²). По мере приближения к критическому углу атаки рост Сx ускоряется из-за начинающегося срыва потока.

Графическая зависимость позволяет также определить влияниекривизны профиля. Для несимметричных профилей (кривая 2) график смещается влево. Это означает, что Сx у несимметричного профиля больше, чем у симметричного (кривая 1).

Вывод: Известно, что чем меньше углы атаки, тем больше скорость полета. Поэтому на больших скоростях полета наибольшая доля сопротивления приходится на профильное сопротивление. Поэтому на сопротивление основное влияние оказывают толщина и кривизна профиля, состояние поверхности крыла.

На малых скоростях полета и больших углах атаки основная доля в общем сопротивлении крыла – это индуктивное сопротивление. Поэтому основное внимание уделяется размерам площади и удлинения крыла.

Минимальное лобовое сопротивление самолёта — презентация онлайн

Похожие презентации:

Влияния состава и размера зерна аустенита на температуру фазового превращения и физико-механические свойства сплавов

Газовая хроматография

Геофизические исследования скважин

Искусственные алмазы

Трансформаторы тока и напряжения

Транзисторы

Воздушные и кабельные линии электропередач

Создание транспортно-энергетического модуля на основе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса

Магнитные аномалии

Нанотехнологии

Лекция 3. Минимальное лобовое сопротивление самолёта
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
1
Примеры самолётов с отогнутой кормовой частью
фюзеляжа
Фролов В. А. Лекции по аэродинамики, 2021
2
Поправка, учитывающая угол атаки и изгиб хвостовой
части фюзеляжа вверх
Картина обтекания хвостовой части
фюзеляжа (NCR Aeron Report LR 395)
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики,
2021
3
Концепция поперечного обтекания при оценки
дополнительного сопротивления отогнутой хвостовой
части фюзеляжа
dX ï .ï ñx ï .ï
Bô
1/ 2 V sin ô
sin ô dx
cos
2
l
ô
bô
X ï .ï
3
Cx S sin ô cxï .ï
dx
1 2 V 2
cos
0
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
4
Концепция поперечного обтекания при оценки
дополнительного сопротивления отогнутой
хвостовой части фюзеляжа
II
lII
Dýêâ ì .ô
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики,
2021
5
Лобовое сопротивление мотогондолы двигателя
Рисунок 3-3 – Мотогондола двигателя: 1 – обтекатель вентилятора; 2 – обтекатель газогенератора; 3 –
центральное тело; 4 – миделево сечение
Омываемая площадь поверхности мотогондолы
D
D
Fî ì . âåí ò löåí òð Dâåí ò 2 0,35 0,8 î áå÷ 1,15(1 ) ñ.âåí ò ,
Dâåí ò
Dâåí ò
где – отношение длины передней части обтекателя вентилятора к его общей длине.
Омываемая площадь поверхности обтекателя газогенератора
Fî ì .ãàç
53
Dãàç
1 Dñ.ãàç
lãàç Dãàç 1 1
1 0,18
;
3
Dãàç
lãàç
Омываемая площадь поверхности центрального тела равна
Площадь омываемой поверхности мотогондолы двигателя
будет равна сумме
Fî ì .ö.ò 0, 7 lö.ò Dö.ò .
Sì .ã Fî ì .âåí ò Fî ì .ãàç Fî ì .ö.ò
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики,
2021
6
Коэффициент минимального лобового сопротивления
гондол двигателей
cxa 0ì .ã cxa F ì .ã cF ì .ã M
ì .ã 1 ì .ã ,
ì .ã
2,2
1,5ì .ã ýô
3,8
3ì .ã ýô
Sì .ã
Sì .ì .ã
.
ì .ã.ýô
lì .ã.ýô
d ì .ì .ã.ýô
Для грубой оценки сопротивления мотогондолы
двигателя ТРДД можно использовать формулу
cxa 0ì .ã 1,25ñF
Sì .ã
,
Sì .ì .ã
где cF – коэффициент трения вычисляется по
формуле для полностью ТПС по эффективной
длине мотогондолы
Рисунок 3-3 – Определение эффективной
длины гондолы винтовых двигателей
cF 0,455 lg Re
Фролов В. А. Лекции по аэродинамики, 2021
2,58
7
Коэффициент минимального лобового
сопротивления пилона
Расчёт коэффициента минимального лобового сопротивления пилона
аналогичен расчёту коэффициента профильного сопротивления крыла по
формуле (3-1), в которой коэффициент формы пилона вычисляется так
cxa p ï èë 2 cF c ï èë M .
(3-1)
cï èë 1 ï èë , ï èë 2,7ñï èë cos 2 1 4ï èë
cF f Re, xt , Re
V bñð. ï èë
H
, xt
xt
bñð. ï èë
При значениях чисел Рейнольдса Re 3 107 ТПС
cF 0,455 lg Re
2,58
;
Для смешанного пограничного слоя при значениях чисел
Рейнольдса 4,85 105<Re<3 107
cF 0,455 lg Re
2,58
1 xt 40 xt
0,625
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
/ Re
0,375
0,8
.
8
Коэффициент минимального лобового сопротивления
хвостового оперения
Коэффициент профильного сопротивления ГО или ВО определяется формулой
cxa p ã.î (â.î ) 2ñF ã.î (â.î ) c ã.î (â.î ) , c ã. î (â.î ) 1 ã.î (â.î ) ,
ã.î (â.î ) 2,7ñã.î (â.î ) 100ñã.î4 (â.î ) cos 2 1 4ã.î (â.î )
При значениях чисел Рейнольдса Re 3 107 реализуется на поверхности ГО или
ВО турбулентный пограничный слой
cF ã.î (â.î ) 0,455 lg Reã.î (â.î )
2,58
Для смешанного пограничного слоя при значениях чисел
Рейнольдса 4,85 105<Re<3 107
cF
ã.î (â.î )
0,455 lg Reã.î (â.î )
2,58
xt ã.î (â.î )
1 xt ã.î (â.î ) 40 xt ã.î (â.î )
0,625
/ Re
0,8
.
ã.î (â.î )
0,375
10nã.î (â.î )
; xc ã.î (â.î )
min
Reã.î (â.î )
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
9
Координата точки перехода ламинарного пограничного
слоя в турбулентный
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
10
Определение коэффициента минимального лобового
сопротивления самолёта
cxa 0 M M*
kòêð cxa êð cxa ô Sì .ô kòã.î cxa ã.î S ã.î kòâ.î cxa â.î S â.î
1,05
m
n
S kòì .ãm cxa ì .ã j Sì .ã j kòì .ã n cxa ì . ãi Sì .ãi
j
1
i
1
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
11
Пример сводки лобовых сопротивлений частей самолёта
Наименование элемента
самолета
№
Колво п,
шт.
Площадь
Коэффициент
в плане
Сxa0Sj
лобового
или
сопротивления
миделя
%
1 Крыло
1
300
0,0062
1,860 38,05
2 Фюзеляж
1
19,625
0,0684
1,341 27,41
1
63
0,0082
0,517 10,58
1
49,6
0,0076
0,377
5 Мотогондола
4
3,14
0,0552
0,693 14,18
6 Пилон
4
4,6
0,0055
0,101
2,07
Итого:
4,888
100
3
4
Горизонтальное оперение
(ГО)
Вертикальное оперение
(ВО)
Сxa0≈0,02
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
7,71
12
Спасибо за внимание!
Фролов В.А. Лекции по аэродинамики, 2021
13

English     Русский Правила

Индуцированное сопротивление | SKYbrary Aviation Safety

Описание

Индуктивное сопротивление является неизбежным следствием подъемной силы и возникает при прохождении аэродинамического профиля (например, крыла или хвостового оперения) по воздуху. Воздух, проходящий через верхнюю часть крыла, имеет тенденцию течь внутрь, потому что пониженное давление над верхней поверхностью меньше, чем давление снаружи законцовки крыла. Под крылом воздух течет наружу, потому что давление под крылом больше, чем снаружи законцовки крыла. Прямым следствием этого, что касается законцовок крыла, является то, что происходит постоянное проливание воздуха вверх вокруг законцовки крыла, явление, называемое «концевым эффектом» или «концевым эффектом». Один из способов понять, почему большое удлинение для крыла лучше, чем низкое, заключается в том, что при большом удлинении доля воздуха, который движется таким образом, уменьшается, и, следовательно, большая его часть создает подъемную силу.

Для крыла в целом потоки воздуха сверху и снизу крыла текут под углом друг к другу, когда они встречаются вдоль задней кромки крыла. Они объединяются, образуя вихри, которые, если смотреть сзади, вращаются по часовой стрелке с левого крыла и против часовой стрелки с правого. Эти вихри имеют тенденцию двигаться наружу к законцовке крыла, соединяясь при этом. К тому времени, когда достигается кончик крыла, формируется и исчезает один большой вихрь на кончике парика.

Большинство этих вихрей, конечно, совершенно невидимы, но в очень влажном воздухе центральное ядро ​​вихря может стать видимым, потому что давление воздуха в его центре уменьшилось — и, следовательно, охладилось — настолько, что произошла конденсация. Более высокая нагрузка на крыло в повороте также повысит прочность — и степень пониженного давления — так что видимые вихревые ядра будут еще более вероятны во время поворотов. Если приблизиться к этим вихрям, их тоже иногда можно услышать!

Большая часть воздуха, стекающего с верхней части крыла — «струя вниз» — продолжается более или менее горизонтально к хвостовому оперению, потому что она уравновешивается соответствующей струей вверх перед передней кромкой крыла. Напротив, движение воздуха вверх, которое приводит к «консолидации» вихря на конце, происходит сразу за кончиком, тогда как соответствующее движение вниз происходит как раз на краю размаха крыла, так что чистое направление воздушного потока мимо крыла — вниз. Подъемная сила, создаваемая крылом, которое по определению находится под прямым углом к ​​воздушному потоку, поэтому слегка наклонена назад и, таким образом, «содействует» индуцированному сопротивлением сопротивлению.

Несмотря на то, что индуктивное сопротивление всегда должно быть, поскольку крылья имеют конечную толщину, при проектировании делается попытка по возможности уменьшить этот поток. Требуемая площадь крыла может быть достигнута за счет различных соотношений размаха крыла к хорде (удлинению). Чем больше удлинение крыла, тем меньше возмущение воздуха создается на конце. Однако для большинства самолетов существуют как практические ограничения максимального размаха крыла для маневрирования на земле, так и конструктивные проблемы, которые означают, что в конечном итоге штраф за вес для адекватного усиления длинного тонкого крыла становится чрезмерным. Тот факт, что самолеты несут большую часть своего топлива в крыльях, также является фактором конструкции крыла. Типичное соотношение сторон транспортного самолета находится в диапазоне от 6:1 до 10:1.

Другие способы уменьшения индуктивного сопротивления и силы законцовочного вихря в конструкции крыла также основаны на уменьшении количества воздуха, движущегося вверх на законцовках крыла, путем создания относительно большей подъемной силы вдали от законцовок. Этому способствует сужение крыла к кончику, как и поворот крыла. Боинг 767 – пример искривленного крыла. Внутреннее крыло установлено на более высокий угол атаки (AOA), чем внешнее крыло, и, таким образом, создает пропорционально большую подъемную силу, тогда как законцовка с очень малым углом атаки создает очень небольшую. Крылышки (акулы) также стали популярными, как обычные перевернутые версии, так и более старые версии Airbus A320 с двусторонним забором на концах крыльев. Хорошо сконструированные крылышки могут предотвратить около 20% рассеивания воздушного потока на конце и, следовательно, 20% индуктивного сопротивления.

Индуктивное сопротивление и вихри на конце крыла являются прямым следствием создания подъемной силы крылом. Поскольку коэффициент подъемной силы велик, когда угол атаки велик, индуктивное сопротивление обратно пропорционально квадрату скорости, тогда как все остальные сопротивления прямо пропорциональны квадрату скорости. Следствием этого является то, что индуктивное сопротивление относительно незначительно на высокой скорости в крейсерском режиме и на снижении, где оно, вероятно, составляет менее 10% от общего сопротивления. В наборе высоты более важно, чтобы он составлял не менее 20% от общего сопротивления. На низких скоростях сразу после взлета и в начале набора высоты это имеет максимальное значение и может создавать до 70% полного сопротивления. Наконец, при рассмотрении потенциальной силы вихрей законцовок крыльев вся эта теория индуктивного сопротивления должна быть смягчена влиянием веса самолета. Индуктивное сопротивление всегда будет увеличиваться с увеличением веса самолета.

SKYclip

Следующий SKYclip посвящен проблеме столкновения с вихревым следом на маршруте.

 

Подробнее

 

Статьи по теме

• Распространение и затухание вихревого следа
• Устройства уменьшения сопротивления законцовок крыла

Типы сопротивления самолета

Сопротивление — Wikimedia

Сопротивление:-

Сопротивление — одна из четырех аэродинамических сил, действующих на самолет. Для получения дополнительной информации об аэродинамических силах нажмите здесь. Сопротивление — это ограничительная сила, препятствующая движению самолета. Существуют различные типы сопротивления в зависимости от их источников

Типы тяги

• Паразитная тяга
• Сопротивление формы или сопротивление давления
• Сопротивление трения кожи
• Перетаскивание профиля
• Интерференционное сопротивление
• Сопротивление, вызванное подъемной силой
• Волновое сопротивление

AПодробное объяснение каждого типа сопротивления приведено ниже.

1. Паразитное сопротивление

Паразитное сопротивление — это сопротивление, вызванное движением объекта через жидкость. Применительно к авиации объект — это самолет, а жидкость — атмосферный воздух. Паразитное торможение происходит за счет молекул воздуха. Паразитное сопротивление классифицируется как сопротивление формы или сопротивление давления, сопротивление трения кожи и сопротивление интерференции.

2. Перетаскивание формы или сопротивления давления

ПРИЛАДНОЙ ПАРТИ — WIKIMEDIA

Сопротивление формы возникает из-за формы объекта, движущегося через жидкость. Это зависит от поперечного сечения объекта. Объект с большим поперечным сечением и тупой формой будет иметь большее сопротивление формы, тогда как объект с меньшей площадью поперечного сечения и более острой формой будет иметь меньшее сопротивление формы.

Как уменьшить сопротивление формы?

Его можно уменьшить, используя меньшую площадь поперечного сечения для изготовления крыльев и используя аэродинамическую форму для крыла.

3. Сопротивление трения кожи

Сопротивление трения кожи — это сопротивление, возникающее из-за трения между объектом (самолет) и жидкостью (атмосферным воздухом). Шероховатая поверхность будет иметь высокое сопротивление трения кожи, и, наоборот, гладкая поверхность будет иметь меньшее сопротивление трения кожи.

Как уменьшить сопротивление поверхностного трения?

Гладкая обшивка самолета уменьшит трение обшивки.

4. Сопротивление профиля

Сопротивление профиля представляет собой сумму сопротивления формы и сопротивления трения кожи.

5. Интерференционное сопротивление

Интерференционное сопротивление возникает из-за интерференции двух или более воздушных потоков с разными скоростями. И это сопротивление создается интерференцией различных частей самолета, то есть за счет смешения обдува крыла и обтекания фюзеляжа.

Как уменьшить интерференционное сопротивление?
Его можно уменьшить, если угол между этими двумя элементами будет меньше 90 градусов.

Сопротивление подъемной силы Подъемная сила — еще одна аэродинамическая сила. Это сила, удерживающая самолет в воздухе, и ее величина равна весу самолета при устойчивом полете. Направление подъемной силы перпендикулярно встречному воздушному потоку в сторону самолета. Сопротивление, вызванное подъемной силой, как следует из названия, представляет собой сопротивление, создаваемое подъемной силой. При меньшей скорости и большем угле атаки самолет будет иметь большую подъемную силу. Но по мере увеличения угла атаки воздух толкает самолет в обратном направлении. Этот обратный толчок является индуцированным сопротивлением. Технически изменение направления вектора подъемной силы самолета приводит к образованию этого вида сопротивления.

Другие типы индуктивного сопротивления возникают из-за смешения воздушных потоков над и под крылом. Воздушный поток смешивается на концах самолета. Мы знаем, что скорость воздушного потока над крылом больше, чем скорость воздушного потока под крылом. Хотите знать причину? Проверьте здесь!

На законцовках крыльев эти два воздушных потока с переменной скоростью смешиваются друг с другом, что создает вихри на законцовках крыльев. Причина образования вихрей заключается в том, что поток воздуха с высоким давлением притягивается к потоку воздуха с низким давлением.

Как уменьшается сопротивление, вызванное подъемной силой?

Использование крылышек или акул на концах крыльев.

Винглеты — Wikimedia

0050

Волновое сопротивление обычно возникает при околозвуковой скорости (скорость почти равна скорости звука) и сверхзвуковой скорости (скорость больше скорости звука). Из-за высокой скорости воздушного потока возникают ударные волны. Ударные волны — это не что иное, как возмущение воздуха. Это возмущение увеличивает сопротивление самолета, известное как волновое сопротивление.