Дельтапланы

Зависимость коэффициента лобового сопротивления крыла от угла атаки. Коэффициент Сх=СХр + Схг При этом коэффициент СХр мало зависит от угла атаки а. А коэффициент CXi в том диапазоне углов атаки, в котором зависимость СЛ.=/(а) сохраняет прямолинейность, зависит от Су по закону квадратной параболы, так как. Таким образом, суммарная зависимость Cx=f(a) имеет вид квадратной параболы, сдвинутой по оси Сх вверх на величину СХр. При <х=а0, когда коэффициент Су=0, коэффициент Сх, также равен нулю, то есть сопротивление крыла состоит только из профильного сопротивления: Сх=Сх. Такой случай возможен в гголете с нулевой подъемной силой при отвесном пикировании.

На малых углах атаки основной частью сопротивления крыла является профильное сопротивление. По мере увеличения угла атаки доля профильного сопротивления в общем сопротивлении крыла уменьшается, а доля индуктивного возрастает и на больших углах атаки составляет основную часть сопротивления.

Сопротивление интерференции. Сопротивление всего летательного аппарата не равно сумме сопротивлений его отдельных частей. Это объясняется аэродинамической интерференцией, то есть взаимовлиянием потоков, обтекающих части летательного аппарата, расположенные близко друг от друга. На дельтапланах это явление особенно проявляется в зоне подвески пилота. Одной из причин возникновения сопротивления интерференции является разность скоростей струек, обтекающих смежные части из-за разной кривизны поверхности этих частей. В результате происходит резкое утолщение струй и ранний отрыв пограничного слоя.