Индуктивное сопротивление

Индуктивное сопротивление возникает из-за перетекании воздуха по концам крыла с нижней поверхности на верхнюю.

Вектор истинной скорости потока оказывается отклоненным вниз на некоторый угол , называемый углом скоса потока.

На концах крыла истинный угол атаки , измеряемый между хордой и фактическим направлением воздушного потока V_ист, оказывается меньше угла атаки, с которым летит самолёт на величину угла скоса потока :

.

Угол скоса потока зависит от разности давлений под и над крылом, формы крыла в плане и удлинением и определяется по формуле:

=

Скос потока приводит к отклонению вектора истинной подъёмной силы Уист от нормали к потоку. При этом появляется составляющая подъёмной силы, направленная по потоку и, следовательно, препятствующая движению крыла. Эта составляющая и называется индуктивным сопротивлением крыла.

Рис. 2.15.Схема возникновения скоса потока

— формула для определения индуктивного сопротивления.

Индуктивное сопротивление тем больше, чем больше угол атаки в диапазоне лётных углов. Коэффициент С_Xai определяется по формуле:

(уравнение параболы).

Следовательно, график зависимости С () имеет вид параболы, смещенной вверх на величину Сх .

Рис. 2.16. График зависимости С_ха (α)

Как видно из графика Сх (α), ни на одном из углов атаки коэффициент лобового сопротивления крыла С_х не равен нулю. Это объясняется тем, что коэффициент профильного сопротивления Сх _пр не можнт быть равным нулю, так как обтекание профиля без сопротивления невозможно. На малых углах атаки определяющим является С_{х пр}, а на больших — С_{х i}.

Малым углам атаки соответствуют большие скорости полета, поэтому для современных скоростных самолетов особое значение приобретает качество обработки его поверхности, так как сопротивление трения составляет основную часть профильного сопротивления.