Стреловидные или скользящие крылья в дозвуковом потоке

Скользящим называется стреловидное крыло бесконечного размаха

относительная толщина крыла:

Относительная толщина нормального сечения: , т.е

При обтекании скользящего крыла можно считать, что распределение давления по крылу определяет только нормальная составляющая скорости .Потенциальная составляющая приводит к смещению воздушных масс вдоль крыла.

Относительная кривизна в нормальном сечении(аналогично ):

; ( )

Пусть крыло расположено под некоторым углом атаки:

Поток, взаимодействуя со скользящим крылом, имеет дело с более толстым крылом, имеющим большую кривизну и работающего под большим углом атаки .

Как ведет себя подъемная сила?

Рассмотрим скользящее крыло в дозвуковом потоке, сравним его с эквивалентным прямым крылом имеющим одинаковые профиль и подъемную силу.

На дозвуковых скоростях, скользящие крыло имеет меньший коэффициент подъемной силы, чем эквивалентное ему прямое крыло.

Т.к. для крыла конечного размаха:

Для стреловидного крыла:

Стреловидность уменьшает сопротивление крыла.

Уравнение докритической поляры крыла имеет вид:

,

где A коэффициент отвала поляры, расчетный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление .

Коэффициент отвала поляры A определяется по формуле:

,

где эффективное удлинение крыла

.

Здесь S_i площадь крыла, занятая фюзеляжем и мотогондолами; l_эфк –эффективное удлинение крыла, определяемое в зависимости от удлинения крыла l, сужения крыла h и стреловидности крыла по передней кромке c_0.:

,

причем

,

где - удлинение крыла.

Площадь крыла S включает подфюзеляжную часть. При ее определении следует продолжить переднюю и заднюю кромки крыла до пересечения с плоскостью симметрии самолета.

Исходный коэффициент подъемной силы, которому соответствует минимальное сопротивление определяется характеристиками профиля и рассчитывается по формуле:

где a₀ – угол нулевой подъемной силы профиля, выраженный в радианах. При отсутствии данных для профиля принимается = 0,1-0,15.