ІV. Розрахункові формули

Тепер давайте розглянемо, як кількісно можна оцінити аеродинамічну силу, а значить дві її складові: підйомну силу і силу лобового опору.

Підйомна сила крила:

ІV. Розрахункові формули - №1 - открытая онлайн библиотека

Сила лобового опору:

ІV. Розрахункові формули - №2 - открытая онлайн библиотека

де p - масова щільність повітря; V - швидкість руху крила щодо повітря; S - площа крила; Cy - коефіцієнт підйомної сили крила; Cx - коефіцієнт лобового опору крила.

Цілком зрозуміло, що найцікавіше полягає якраз в цих коефіцієнтах підйомної сили і лобового опору. Обидва вони сильно залежать від кута атаки крила, але по-різному. Для типового несиметричного профілю ці залежності виглядають так:

ІV. Розрахункові формули - №3 - открытая онлайн библиотека Рис. 6

Тут багато цікавого. Спробуємо розібратися, чому графіки йдуть так, а не інакше. Почнемо з нульового кута атаки. Як видно з графіка при ньому підйомна сила не дорівнює нулю. Це пов'язано з різною верхньою та нижньою твірною профілю, тобто з ненульовою його кривизною. Верхня твірна більш опукла, ніж нижня тому тиск розподіляється так:

ІV. Розрахункові формули - №4 - открытая онлайн библиотека

Рис. 7

Щоб підйомна сила несиметричного профілю стала б рівною нулю, його треба розташувати під негативним кутом атаки.

У міру збільшення кута атаки, коефіцієнт підйомної сили зростає майже пропорційно. При цьому підпір на нижній твірній профілю зростає не сильно, а розрідження на верхній твірній зростає в рази. Якщо уважно подивитися на розподіл тиску по верху профілю, можна помітити великий перепад тиску з задньої половини профілю на передню, тобто перепад спрямований назустріч потоку обтікання. Поки він не занадто великий, швидкісний напір обтікаючого повітря справляється з ним. Але, починаючи з деякого кута атаки, цей перепад стає причиною виникнення зворотного струму повітря уздовж другої половини верхньої твірної профілю:

ІV. Розрахункові формули - №5 - открытая онлайн библиотека

Рис. 8

У точці В відбувається відрив прикордонного шару від поверхні крила. За точкою відриву виникає вихрове обтікання з лініями зворотного потоку. Відбувається зрив потоку. При подальшому невеликому збільшенні кута атаки Су спочатку злегка зростає. Але точка відриву швидко переміщається вперед по верхній твірній, після чого Су починає падати. Кут атаки, на якому досягається перегин кривої Су, називається критичним кутом атаки.

Тепер подивимося на Сх. При нульовій підйомної силі він мінімальний. Лобовий опір при цьому обумовлений двома компонентами: тертям повітря об поверхню крила і динамічним опором, сенс появи якого добре видно на малюнку 7. Лобовий опір, що складається з цих двох компонентів, називають профільним опором. У міру збільшення кута атаки з'являється і зростає підйомна сила крила. Лобовий опір при цьому теж зростає, спочатку повільно, потім швидше. Різницю між лобовим опором при ненульовий підйомній силі і профільним опором називають індуктивним опором. Він в широких межах пропорційний квадрату Су. При зриві обтікання Сх швидко росте і не зменшується при подальшому зростанні кута атаки.

Зверніть увагу, як змінюється Су в діапазоні негативних кутів атаки. Лінійний ріст досить швидко закінчується, а критичний кут атаки настає набагато раніше, ніж при позитивних кутах і при набагато меншому абсолютному значенні Су. Звідси стає зрозумілим, чому при несиметричному профілі крила пряма і зворотна петлі літака, настільки сильно відрізняються за величиною мінімального радіусу. Для симетричного профілю лінія Су для негативних кутів повторює дзеркально лінію для позитивних кутів. Тому на пілотажних літаках застосовують найчастіше симетричні профілі.