ПОДЪЁМНАЯ СИЛА

Составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело, направленная перпендикулярно к скорости тела (к скорости центра тяжести тела, если оно движется непоступательно). Возникает П. с. вследствие несимметрии обтекания тела. Напр., несимметричное обтекание крыла (рис. 1) можно представить как результат наложения на симметричное течение циркуляционного потока вокруг контура крыла, что приводит к увеличению скорости на одной стороне крыла и к её уменьшению на противоположной стороне. Тогда П. с. Y будет зависеть от величины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, для участка крыла длиной L (вдоль размаха), обтекаемого плоскопараллельным потоком идеальный несжимаемой жидкости, У= rvГL, где r — плотность среды, v — скорость набегающего потока.

Рис. 1. Обтекание профиля крыла самолёта. Скорость vн pв, Y — подъёмная сила крыла.

Поскольку Г имеет размерность (v•l), то П. с. можно выразить равенством Y=cyrSv2/2, обычно применяемым в аэродинамике, где S — величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная L•b, если b — длина хорды профиля крыла), Су — безразмерный коэфф. П. с., зависящий, в общем случае, от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение Су определяют теор. расчётом или экспериментально., Так, согласно теории Жуковского, для крыла в плоскопараллельном потоке при небольших углах атаки cy=2m(a-a0), где a — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), a0 — угол нулевой П. с., m — коэфф., зависящий только от формы профиля крыла, напр, для тонкой слабо изогнутой пластины m=p. В случае крыла конечного размаха L коэфф. m=p(1-2/l), где l=L/b — удлинение крыла.

В реальной жидкости в результате

Рис. 2. Зависимость cy от a.

влияния вязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастает по мере увеличения относит. толщины профиля; значение угла a0 также меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла а зависимость Су от а (рис. 2) перестаёт быть линейной и величина dcy/da монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки aкр, к-рому соответствует макс. величина коэфф. П. с.— cy, max. Дальнейшее увеличение а ведёт к падению Су вследствие отрыва пограничного слоя от верхней поверхности крыла и возрастания давления на ней. Величина су, max имеет существ. значение, т. к. чем она больше, тем меньше скорость взлёта и посадки самолёта.

При больших, но докритич. скоростях, т. е. таких, для к-рых М

a'=a/?(1-M2), су=(cy)несж/?(1-M2)

При сверхзвуковых скоростях характер обтекания существенно меняется. Так, при обтекании плоской пластины у передней кромки на верхней поверхности образуются волны разрежения, а на нижней — ударная волна (рис. 3). В результате давление рн на нижней поверхности пластины становится больше, чем на верхней (рв); возникает суммарная сила, нормальная к поверхности пластины, составляющая к-рой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть П. с.

Рис. 3. Схема сверхзвукового обтекания пластинки: vв>v1, рвpв; vнр1, v3>vн, p3

Для малых М>1 и малых а П. с. пластины может быть вычислена по ф-ле cy=4a/?(M2-1). Эта ф-ла справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой передней кромкой.