Cuando el fuselaje de la aeronave es un objeto aislado, la fuerza aerodinámica y el coeficiente de momento varían con el ángulo de ataque y el número de Mach de vuelo. Es uno de los datos originales para estimar las características aerodinámicas de la aeronave. La forma y los parámetros geométricos del fuselaje tienen una influencia importante en las características aerodinámicas del fuselaje.

Parámetros geométricos Elfuselaje de la aeronave tiene principalmente la forma de un cuerpo o una forma cercana a la de un cuerpo.

La relación de esbeltez es un parámetro geométrico principal del fuselaje, es la relación entre la longitud del fuselaje y el diámetro de la sección transversal más grande del fuselaje. Para fuselajes no giratorios, utilice un círculo con un área igual al área de sección transversal máxima como el diámetro de sección transversal máximo.

El área de la sección transversal máxima del fuselaje a menudo se toma como el área de referencia para los coeficientes de sustentación y resistencia del fuselaje. El fuselaje generalmente se compone de una cabeza, un centro cilíndrico y una cola contraída, cada uno de los cuales tiene su propia relación de esbeltez.

Además, la relación de contracción de la cola del fuselaje es la relación entre el área de la sección transversal de la parte inferior de la cola y el área de la sección transversal máxima de la cola. Estos parámetros geométricos afectan directamente las características de sustentación, resistencia y momento del fuselaje.

ResistenciaEn las condiciones ideales de flujo de ondas antiadherente, sin separación y sin choque alrededor de un cuerpo liso, la resistencia del cuerpo es igual a cero. Esto pertenece a la naturaleza de la famosa cuestión de D’Alembert.

Por lo tanto, en el flujo subsónico, la resistencia del fuselaje es principalmente la resistencia a la fricción superficial causada por la viscosidad del aire, que está relacionada con el área mojada de la superficie del fuselaje. Si se instala un motor a reacción o un motor de cohete en el fuselaje, la cola del fuselaje se truncará para instalar la boquilla.

Esta sección de la cola se llama la parte inferior. Cuando el motor no está funcionando, el flujo de aire externo se separa de alrededor de la parte inferior y tiene el efecto de quitar el aire alrededor de la parte inferior del fuselaje (el llamado efecto de eyección), de modo que la parte inferior del fuselaje forma una baja zona de presión y genera resistencia en el fondo.

El grosor de la capa límite del flujo de aire cerca del fondo afecta directamente el tamaño del efecto de expulsión. Por lo tanto, la resistencia del fondo depende en gran medida de la longitud del fuselaje, las condiciones de la superficie y la relación de contracción de la cola.

En el flujo de aire supersónico, la presión de la cabeza del fuselaje aumenta después de la onda de choque o la onda de compresión débil, lo que hace que la cabeza produzca una resistencia a la presión diferencial.

Cuando el flujo de aire fluye desde el centro hacia la cola, la presión se reduce por la onda de expansión, por lo que la cola también produce resistencia a la presión diferencial (Figura 1). Esta resistencia a la presión diferencial asociada con el sistema de ondas es la resistencia de las ondas. Cuanto mayor sea la relación de esbeltez del fuselaje, menor será la resistencia a las olas.

Después de la parte trasera del fuselaje, debido a la existencia del sistema de amortiguación de cola, el flujo de fondo supersónico y las características de resistencia del fondo se han vuelto más complicadas, lo que se ha convertido en un tema difícil en aerodinámica.

Sustentación y momentoSi el fuselaje es muy delgado, de acuerdo con la teoría del cuerpo delgado sin flujo viscoso, la distribución de sustentación por unidad de longitud del fuselaje en un pequeño ángulo de ataque es proporcional a la tasa de cambio del área de la sección transversal del fuselaje a lo largo de la dirección longitudinal.

Por lo tanto, cuando hay un ángulo de ataque a velocidades subsónicas, la cabeza del fuselaje produce sustentación, el centro del cilindro no produce sustentación y la cola tiene sustentación negativa. Por lo tanto, la sustentación total de un solo fuselaje es muy pequeña, pero la sustentación de la cabeza y la sustentación negativa de la cola constituyen un momento inestable considerable, que debe equilibrarse con un estabilizador.

A velocidades supersónicas, a medida que el flujo de aire continúa expandiéndose en la superficie de sotavento detrás de la cabeza del fuselaje, también hay una elevación considerable en el medio de la columna. Desde la década de 1950, ha habido muchos métodos teóricos más completos, especialmente métodos de cálculo numérico, que se pueden utilizar para calcular el flujo no separado alrededor del fuselaje.

Sustentación no lineal:cuando no hay separación del flujo de aire en un pequeño ángulo de ataque, la sustentación y el momento del fuselaje tienen una relación lineal con el ángulo de ataque. En ángulos de ataque altos, el flujo de aire separado de la superficie de sotavento del fuselaje se enrolla en uno o varios pares de fuertes vórtices (Figura 2).

Al principio, los vórtices izquierdo y derecho se distribuyen simétricamente y se desarrollan asimétricamente a medida que aumenta el ángulo de ataque. El área de baja presión en el sistema de vórtice proporciona una sustentación adicional, de modo que la sustentación y el momento del fuselaje tienen una relación no lineal con el ángulo de ataque.

Además, el vórtice del fuselaje también tendrá un impacto importante en la superficie del ala de la aeronave. El estudio de la formación y el desarrollo del sistema de vórtice en el fuselaje juega un papel importante en la investigación de las características aerodinámicas no lineales del fuselaje y la aeronave en ángulos de ataque elevados.