* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки

Ill ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ 112 крыла и называемая и н д у к т и в н ы м с о ­ п р о т и в л е н и е м . Но при движении кры­ ла от трения поверхности крыла о воздух и от различных по­ бочных вихреобразований создается еще сила лобового сопро­ тивления , зависящая исключительно от индивидуальных осо­ бенностей профиля крыла. Это сопротивление называется профильным сопротивлением; обозначим его через Q . Индуктивное и про­ фильное сопротивления создают то лобовое сопротивление, которое и наблюдается при испытаниях крыла. Т. о., полное лобовое сопротивление ф и г > p Q = Qi + Q P Т . к . скос потока является величиной срав­ нительно небольшой и проекция подъемной силы на новое направление изменит ее очень мало, то приближенно принимают, что подъ­ емная сила за счет скоса потока изменяется незначительно; большое же изменение ее происходит за счет изменения угла атаки. Согласно фиг. 6, И . с. выражается сле­ дующим образом: раболы И . с и зависит только от относи­ тельного размаха Я. При увеличении Я ветви параболы будут приближаться к оси орди­ нат—парабола будет делаться более раскры­ той ; при А=оо _ А=0—парабола обращается в ось ординат» Так. обр., И. с. зависит от подъемной силы и от относительного размаха: при одной и той же подъемной силе, чем больше относи­ тельный размах, тем меньше И. с ; при бес­ конечном размахе И. с. равно нулю и, сле­ довательно, все лобовое сопротивление кры­ л а сводится только к профильному сопроти­ влению. С другой стороны, при одном и том же относительном размахе И. с. меняется в зависимости от подъемной силы, и при нуле подъемной силы все лобовое сопротивление сводится только к профильному сопротив­ лению, т. к. в этом случае И. с. равно нулю. Поляра Лилиенталя дает характеристику данного крыла (см. Аэродинамика). На ка­ ком-либо угле атаки а отрезок АС, парал­ лельный оси абсцисс, бу­ г дет ПреДСТаВЛЯТЬ СОбОЮ ЛО- Qi = P д = Р- • Да, а полное лобовое сопротивление Да+<^. Подставив в эту ф-лу выражения сопро­ тивлений через коэфф-ты сопротивлений, будем иметь: С • в-S-F х 2 = С • Q-S-F у 2 • Да + С • Q-S р -V , 2 где С можно назвать коэфф-том профильно­ го сопротивления. Деля все выражение на Q • S • V , получим: С =СуАа+С , (10) или С = С +С , где C —коэфф-т индук­ тивного сопротивления, выражающийся сле­ дующим образом: р Z х р х { р t С ^ . Д а . (11) Коэфф. профильного сопротивления, как зависящий от индивидуальных особенностей профиля, не м. б. найден теоретич. путем; коэфф-т же И. с. зависит от угла скоса: Да = ^ у • Подставляя сюда найденное значение для средней вызванной скорости, получим: Да = 2 лА ^ (12) или, выражая угол скоса в градусах, Aa° = 5 7 , 3 ^ . C V Т. о., коэфф. И. с. может быть представлен следующей ф-лой: Gi-^-Cl. f (13) Это—ур-ие параболы, ось к-рой проходит че­ рез ось C . Эта парабола называется п а р а ­ болой индуктивного сопротив­ л е н и я . Обозначим-^- через А; тогда С<=А.С*. (14) А является, следовательно, параметром па- бовое сопротивление дан- г, ного крыла (фиг. 7). Д л я имеющегося у этого крыла а относительного размаха Я можно по ф-ле (13) постро­ ить параболу И. с ; тогда отрезок АВ будет предста­ влять собою И. с. этого крыла, соответствующее, определенной подъемной силе. Отрезок ВС будет, Фиг. следовательно, равен С , т. е. профильному сопротивлению. Т. о., при помощи приведенных ф-л можно решать ос­ новные задачи теории И. с , которые нахо­ дят большое применение на практике. Одной из главных задач является нахо­ ждение характеристики крыла одного отно­ сительного размаха по характеристике кры­ ла другого относительного размаха, или на­ хождение характеристики биплана или вооб­ ще полиплана какого угодно размаха по ха­ рактеристике моноплана. Т. к. аэродинамич. лаборатории обычно дают характеристику монопланного крыла для относительного размаха, равного 5 или 6, то при аэродина­ мическом расчете самолета приходится на­ ходить характеристику крыла для того от­ носительного размаха, который имеется на рассчитываемом самолете. Исходя из теории П-образных вихрей в случае биплана или вообще полиплана, мож­ но также найти все поле скоростей. Метод, данный для этого Бетцем, состоит в том, что путем последовательных приближений нахо­ дят влияние одного крыла на другое при ка­ ком угодно расположении и величине кры­ льев; однако, он требует длительных вычис­ лений, и поэтому мы приведем здесь лишь приближенную ф-лу для полипланов, дан­ ную проф. Прандтлем. Под коэфф-тами со­ противления полиплана мы будем подразу­ мевать коэфф-ты суммарного действия пла­ нов, получающиеся по правилу смешения, т. е. коэфф-ты подъемной силы и лобового сопротивления полиплана будут: нягс сопротивления 0 р Парабола инЭр/пио Si + Су^ • ss S. + S . + +