1. Лекция 27
10.3. Аэродинамическая модель крыла конечного размаха
Теорема Жуковского
Ya = ρ ∞V∞ Γ
Рис. 10.8. Присоединенный вихрь

2. Рис. 10.9. Образование концевых вихрей

3. Рис. 10.10. Вихревая схема крыла

4. 10.4. Скос потока у крыла. Индуктивное сопротивление крыла
Рис. 10.11. Распределение индуцированного поля скоростей
по размаху крыла
V ′( z )

5. V∞ = (V∞ ,0, 0 )
′
V∞ = V∞ + V y′
Рис. 10.12. Треугольники скоростей и сил в сечении крыла конечного
размаха

6. V′
tg ∆α =
V∞
или
α = α и + ∆α
V′
∆α ≈
V∞
(10.2)
α и = α − ∆α
′
′
Ya = Ya cos ∆α ≈ Ya
Спроектируем
Ya′
на ось лобового сопротивления
′
X i = Ya sin ∆α ≈ Ya ∆α
Xi
− сила индуктивного сопротивления
OX a
(10.3)

7. 10.5. Приближенный расчет индуктивного сопротивления
∆α = −V ′ V∞
∆α =
c ya
πλ
(1 + ∆ )
(10.4)
Для крыльев большого удлинения, ∆ ≈ 0,15
X i = q∞ S
c xai
c2
ya
πλ
(1 + ∆ )
c2
Xi
ya
(1 + ∆ )
=
=
q∞ S πλ
Для пассажирского самолета в крейсерском режиме
При
λ = 10 и ∆ ≈ 0,15 , имеем
c xai ≈ 0,01
(10.5)
c ya ≈ 0,5