2. Середня аеродинамічна хорда крила (сах)
Всякий обертальний рух літака у польоті здійснюється навколо його центру тяжіння. Тому важливо уміти швидко визначати положення ЦТ і знать, як змінюватиметься балансування при зміні його положення. Положення центру тяжіння, як правило, орієнтується відносно середньою аеродинамічної хорди крила.
Середньою аеродинамічною хордою крила (САХ) називається хорда такого прямокутного крила, яке має однакові з цим крилом площа, величину повної аеродинамічної сили і положення центру тиску (ЦТ) при рівних кутах атаки (Мал. 3.8).
Рис. 3.8 Середні аеродинамічні хорди крил
Величина і координати САХ для кожного літака визначаються в процесі проектування і вказуються в технічному описі.
Якщо величина і положення САХ цього літака невідомі, то їх можна визначити
приблизно. Для трапецієвидного незакрученого крила САХ визначається шляхом геометричної побудови.
Для цього крило літака викреслюється в плані (і в певному масштабі). На продовженні кореневої хорди відкладається відрізок, рівний за величиною кінцевій хорді (Мал. 3.9), а на
продовженні кінцевої хорди (вперед) відкладається відрізок, рівний кореневій хорді. Кінці відрізків сполучають прямою лінією. Потім проводять середню лінію крила, сполучаючи прямої середини кореневої і кінцевий хорд. Через точку перетину цих двох ліній і пройде середня аеродинамічна хорда (САХ).
Мал. 30 Геометричне визначення САХ
Знаючи величину і положення САХ на літаку і прийнявши її як базову лінію, визначають відносно неї положення центру тяжіння літака, центру тиску крила і т. д.
Аеродинамічна сила літака створюється крилом і прикладена в центрі тиску. Центр
тиски і центр тяжіння, як правило, не співпадають і тому утворюється момент сил. Величина цього моменту залежить від величини сили і відстані між ЦТ і центром тиски, положення яких визначається як відстань від початку САХ, виражене в лінійних величинах або у відсотках довжини САХ.
Мал. 31 Положення центру тяжіння літака Мал. 32 Розрахунок центрування при зміні ваги літака
3 Лобовий опір крила
Лобовий опір – це опір руху крила літака в повітрі. Він складається з профільного, індуктивного і хвилевого опорів:
Хкр=Хпр +Хінд +Ххв.
Хвильовий опір розглядатися не буде, оскільки виникає на швидкостях польоту зверху
450 км/год.
Профільний опір складається з опору тиску і опору тертя :
Хпр=Хт +Хтер
Опір тиску - це різниця тисків перед і за крилом. Чим більше ця різниця, тим
більше опір тиску. Різниця тисків залежить від форми профілю, його відносної
товщина і кривизни (Мал. 33, на малюнку позначене Сх - коефіцієнт профільного опору).
Опір тертя виникає внаслідок прояву в'язкості повітря в приграничному шарі
оточуючого профілю крила. Величина сил тертя залежить від структури приграничного шару і стану обтічній поверхні крила (його шорсткості). У ламінарному приграничному шарі повітря опір тертя менший, ніж в турбулентному приграничному шарі. Отже, чим більшу частину поверхні крила обтікає ламінарний приграничний шар повітряного потоку, тим менше опору тертя.
На величину опору тертя впливають: швидкість літака; шорсткість поверхні; форма
крила. Чим більше швидкості польоту, з гіршою якістю оброблена поверхня крила і товще профіль крила, тим більше опір тертя.
Індуктивний опір - це приріст лобового опору, пов'язаний з утворенням підйомної сили крила При обтіканні крила незбуреним повітряним потоком виникає різниця
тисків над крилом і під ним В результаті частина повітря на кінцях крил перетікає із зони більшого тиску в зону меншого тиску (Мал. 34).
Потік повітря перетікає з нижньої поверхні крила на верхню і накладається на повітряний потік, що набігає на верхню частину крила, що приводить до утворення завихорень маси повітря за задньою кромкою, т. е. утворюється вихровий джгут. Повітря у вихровому джгуті обертається.
Швидкість обертання вихрового джгута різна, в центрі вона найбільша, а у міру видалення від осі вихору - зменшується.