подъемная сила
ПОДЪЕМНАЯ СИЛА - сила, перпендикулярная вектору скорости движения центра тяжести тела, возникающая вследствие несимметрии обтекания тела потоком жидкости (газа). В двумерной модели движения крыла в идеальной и несжимаемой жидкости (рис. 1) несимметричное движение жидкости у границ крыла можно представить как сумму поступат. движения со скоростью v и циркуляц. движения интенсивностью Г. В суммарном течении при выбранном направлении циркуляции скорость у ниж. границы профиля будет меньше, а давление больше, чем у верхней (см. Бернулли уравнение ).Интеграл от давления по контуру профиля крыла даст П. с. Y, перпендикулярную скорости набегающего потока v. П. с. Y будет зависеть от величины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, для участка крыла длиной L (вдоль размаха) где - плотность среды.
Рис. 1. Схема обтекания профиля крыла самолёта. Скорость vн < vв, давление pн> рв.
Поскольку Г имеет размерность [vl] ([l] - размерность длины), то П. с. можно выразить равенством где S - величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная Lb, если b - длина хорды профиля крыла), Су - безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение Суопределяют теоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла бесконечного размаха в плоскопараллельном потоке при небольших углах атаки где - угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), - угол атаки при нулевой П. с., m - коэф., зависящий только от формы профиля крыла, напр. для тонкой слабоизогнутой пластины т =. В случае крыла конечного размаха L коэф. т = где= L/b - удлинение крыла. Методы вычисления П. с. обобщены на случай обтекания решётки профилей и используются при расчёте лопаточных машин (насосов, компрессоров и турбин).
В реальной жидкости в результате влияния вязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастает по мере увеличения относит. толщины профиля; значение углатакже меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла зависимость Су от (рис. 2) перестаёт быть линейной и величина dCy/ монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки к-рому соответствует макс. величина коэф. П. с. Сумакс. Дальнейшее увеличение ведёт к падению Су вследствие отрыва пограничного слоя от верх. поверхности крыла и возрастания давления на ней. Величина Сумакс имеет существ. значение, т. к. чем она больше, тем меньше скорость взлёта и посадки самолёта.
Рис. 2. Зависимость Суот a.
При больших, но докритич. скоростях, т. е. таких, для к-рых М < Мкр (Мкр - значение числа М набегающего потока, при к-ром вблизи поверхности профиля местные значения числа М = 1), становится существенной сжимаемость газа. Для слабопзогнутых и тонких профилей при малых сжимаемость можно приближённо учесть, положив
При сверхзвуковых скоростях характер обтекания существенно меняется. Так, при обтекании плоской пластины идеальным сжимаемым газом у её передней кромки на верх. поверхности образуются волны разрежения, а на нижней - ударная волна (рис. 3). В результате давление рнна ниж. 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. Для малых М > 1 и малых П. с. пластины может быть вычислена по ф-ле Су =Эта ф-ла справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой передней кромкой.
Рис. 3. Схема сверхзвукового обтекания пластинки: vв > vн, рв < рн; v2 < vв, р2 > рв; vн< v1, рн> р1, v3 > vн, р3< рн.
При обтекании тел сложной формы, напр. спускаемых в атмосфере Земли и планет космич. летат. аппаратов, П. с. определяют эксперим. путём на основании испытаний геометрически подобных моделей в аэродинамич. трубах и газодинамич. стендах.
Рассчитайте подъемную силу в нашем случае, и увидите что не взлетит
