Сопротивление трения

проекция касательных напряжений, приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. Т. Есть составная часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия сил внутреннего трения (вязкости). При движении тела в идеальной среде (см. Идеальная жидкость) оно отсутствует. С. Т. И его доля в СА зависят от параметров движения, формы тела, характера обтекания, режима течения среды (ламинарное, переходное или турбулентное) и т. П. Так, например, при безотрывном обтекании потоком несжимаемой жидкости тонкого профиля крыла с затупленной передней и острой задней кромками под малым углом атаки С. Т. Вносит основной вклад в СА, поскольку в потоке идеальной жидкости его сопротивление равно нулю (см.

Д'Аламбера — Эйлера парадокс). В вязкой среде наряду с С. Т. Из-за вытесняющего действия вязкости появляется также сопротивление давления (СД), которое при больших Рейнольдса числах пропорционально толщине вытеснения пограничного слоя. Аналогичная картина имеет место в дозвуковом потоке сжимаемой среды. Для крыла конечного размаха доля С. Т. Несколько уменьшается из-за наличия индуктивного сопротивления. При транс- и сверхзвуковых скоростях движения при обтекании такого профиля образуются ударные волны, которых происходит диссипация энергии, обусловливающая значительное волновое сопротивление (ВС), являющееся частью СД. Вследствие этого с увеличением Маха числа набегающего потока вклад С. Т. В СА профиля быстро уменьшается, при сверхзвуковых скоростях им можно пренебречь по сравнению с СД.

Но если при сверхзвуковых скоростях у профиля сделать переднюю кромку острой, то его ВС резко уменьшится и С. Т. Будет сравнимо с СД. Для плохо обтекаемых тел, например, для сферы, при всех скоростях движения СД намного превышает С. Т., при этом характер течения среды в пристеночном слое оказывает заметное влияние на СД из за разного положения точки отрыва потока (см. Кризис сопротивления). В силу сказанного для дозвуковых самолётов С. Т. Играет существенную роль. Поскольку движение самолётов происходит при больших числах Рейнольдса, и на большей части обтекаемой поверхности в пограничном слое реализуется турбулентный режим течения, то для уменьшения С. Т. Применяют различные методы направленные на увеличение области течения с ламинарным режимом (см.

Ламинарный профиль, Ламинаризация пограничного слоя).Для сверхзвуковых самолётов, и в особенности для летательных аппаратов, спускаемых с орбиты, С. Т. Относительно мало по сравнению с СД, поэтому здесь основное внимание уделяется снижению ВС. Хотя С. Т. И мало, но с ним связано проявление вязкости среды и, следовательно, аэродинамическое нагревание летательного аппарата (подводимая к обтекаемой поверхности летательного аппарата тепловая энергия пропорциональна С. Т.).При больших числах Рейнольдса С. Т. Обычно рассчитывается в рамках теории пограничного слоя. При очень больших сверхзвуковых скоростях движения становится существенным учёт взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком. Иногда расчёт С.

Т., а также и аэродинамического нагревания проводится на основе полных Навье — Стокса уравнений или уравнений Навье—Стокса, в которых отброшены некоторые члены для облегчения численного анализа задачи. Для определения С. Т. Применяются также экспериментальные методы исследования.В аэродинамических расчётах широко используется безразмерный суммарный коэффициент С. Т. Cf, равный отношению суммарной силы С. Т. X((), к характерному скоростному напору q и характерной площади S:cf = X(()/qS..