Підіймальна сила
 
а б в г д е ж з и й к л м н о п р с т у ф х ц ч ш щ ъ ы ь э ю я
 

Підіймальна сила

Підіймальна сила , складова повної сили тиску рідкого або газоподібного середовища на рухоме в ній тіло, направлена перпендикулярно до швидкості тіла (до швидкості центру тяжіння тіла, якщо воно рухається непоступально). Виникає П. с. унаслідок несиметрії обтікання тіла середовищем. Наприклад, при обтіканні крила літака ( мал. 1 ) частки середовища, оточуючі нижню поверхню, проходят за той же проміжок часу меншу дорогу чим частки, оточуючі верхню, більш опуклу поверхню і, отже, мають меншу швидкість. Але, згідно Бернуллі рівнянню, там, де швидкість часток менша, тиск середовища більше і навпаки. В результаті тиск середовища на нижню поверхню крила буде більший, ніж на верхню, що і приводить до появи П. с.

загрузка...

  Несиметричне обтікання крила можна представити як результат накладення на симетричну течію циркуляційного потоку довкола контура крила, направленого на більш опуклій частині поверхні у бік течії, що приводить до збільшення швидкості, а на менш опуклою — проти течії, що приводить до її зменшення. Тоді П. с. Y залежатиме від величини циркуляції швидкості Г і, згідно Жуковського теоремі, для ділянки крила довжиною L, обтічного плоскопаралельним потоком ідеальної нестискуваної рідини, Y = ru Гl, де r — щільність середовища, u швидкість набігаючого потоку.

  Оскільки Г має розмірність [u ×l ], те П. с. можна виразити рівністю Y = c в r S u 2 /2 зазвичай вживаним, в аеродинаміці де S — величина характерної для тіла площі (наприклад, площа крила в плані), с в безрозмірний коефіцієнт П. с., залежний від форми тіла, його орієнтації в середовищі і чисел Рейнольдса Re і Маху М. Значення с в визначають теоретичним розрахунком або експериментально. Так, згідно теорії Жуковського, для крила в плоско-паралельному потоці с в = 2 m (a a 0 ), де а — кут атаки (кут між напрямом швидкості набігаючого потоку і хордою крила), a 0 кут нульовий П. с., m — коефіцієнт, залежний лише від форми профілю крила, наприклад, для тонкої зігнутої пластини m = p . В разі крила кінцевого розмаху / коефіцієнт m = p / (1 — 2 /l ) , де l = l 2 /s — подовження крила.

  В реальній рідині в результаті впливу в'язкості величина m менше теоретичною, причому ця різниця зростає у міру збільшення відносної товщини профілю; значення кута a 0 також менше теоретичного. Крім того, із збільшенням кута а залежність с в від а, перестає бути лінійною і величина dc в /d а монотонно убуває, стаючи рівною нулю при вугіллі атаки a кр , якому відповідає максимальна величина коефіцієнта П. с. — cymax. Подальше збільшення а веде до падіння з в унаслідок відриву пограничного шару від верхньої поверхні крила. Величина cymax має істотне значення, т.к. чем вона більша, тим менше швидкість зльоту і посадки літака.

  При великих, але докритичних швидкостях, тобто таких, для яких М-кодів < М кр ( M kp значення числа М-коду набігаючого потоку, при якому поблизу поверхні профілю місцеві значення числа М-коду = 1), стає істотною стисливість газу. Для слабо зігнутих і тонких профілів при малих кутах атаки стисливість можна приблизно врахувати, поклавши

.

  При надзвукових швидкостях характер обтікання істотно міняється. Так, при обтіканні плоскої пластини в передньої кромки на верхній поверхні утворюються хвилі розрідження, а на ніжней — ударна хвиля ( мал. 3 ). В результаті тиск р н на нижній поверхні пластини стає більше, ніж на верхній ( р в ) ; виникає сумарна сила, нормальна до поверхні пластини складова якої, перпендикулярна до швидкості набігаючого потоку, і є П. с. Для малих М-кодів > 1 і малих а П. с. пластини може бути обчислена за формулою . Ця формула справедлива і для тонких профілів довільної форми з гострою передньою кромкою.

  Літ.: Жуковський н.е., Про приєднані вихори, Ізбр. соч.(вигадування), т. 2, М. — Л., 1948; Лойцянський Л. Р., Механіка рідини і газу, 2 видавництва, М., 1957; Голубев Ст Ст, Лекції по теорії крила, М. — Л., 1949; Абрамович Р. Н., Прикладна газова динаміка, 2 видавництва, М., 1953; Феррі А., Аеродинаміка надзвукових течій, пер.(переведення) з англ.(англійський), М., 1953.

  М. Я. Юделовіч.

Мал. 2. Залежність с в від а.

Мал. 1. Обтікання профілю крила літака. Швидкість n н < n в , тиск р н у , Y — підіймальна сила крила.

Мал. 3. Схема надзвукового обтікання пластинки: n в > n 1 , р в < p 1 ; n 2 < n в , р 2 > р в ; n н < n 1 , р н > n 1 ; n 3 > n н , p 3 < р н .