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 круткойраспределение 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.