ІІ. Підйомна сила крила

Всім відомо, що крило створює підйомну силу, тільки тоді, коли воно рухається відносно повітря. Тобто характер обтікання повітрям верхньої та нижньої поверхонь крила безпосередньо створює підйомну силу. Як це відбувається?

Розглянемо профіль крила в потоці повітря:

Рис. 2

Тут лінії течії елементарних потоків повітря позначені тонкими лініями. Профіль до ліній течії знаходиться під кутом атаки α - це кут між хордою профілю і незбуреними лініями течії. Периметр верхньої частини крила більше, ніж нижній. Через це, виходячи з міркувань нерозривності, швидкість потоку у верхній частині кромки більше, ніж у нижній. Тоді виходить, що над крилом тиск менше, ніж під ним. Явище зменшення тиску при збільшенні швидкості потоку було давно досліджено і описано Данилом Бернуллі в 1738р.. Виходячи з підсумку його роботи, а саме рівняння Бернуллі, даний факт стає досить очевидним:

;

де p – тиск газу в точці; ρ – щільність газу; v – швидкість течії газу; g – прискорення вільного падіння; h – висота відносно початку координат; Υ – адіабатична постійна.

Звідси виходить, що в різних точках профілю повітря тисне на крило з різною силою. Різницю між місцевим тиском біля поверхні профілю і тиском повітря в незбуреному потоці можна представити у вигляді стрілок, перпендикулярних контуру профілю, так що напрямок і довжина стрілок пропорційна цій різниці. Тоді картина розподілу тиску за профілем буде виглядати так:

Рис. 3

Тут добре видно, що на нижній твірній профілю є надмірний тиск – підпір повітря. На верхній же, - навпаки, розрідження. Причому воно більше там, де вище швидкість обтікання. Примітно тут те, що величина розрідження на верхній поверхні в кілька разів перевищує підпір на нижній. Векторна сума всіх цих стрілок і створює аеродинамічну силу R, з якою повітря діє на рухоме крило:

Рис. 4

Розклавши цю силу на вертикальну Y і горизонтальну X компоненти, ми отримаємо підйомну силу крила і силу його лобового опору. З картини розподілу тиску видно, що більша частина підйомної сили утворюється не з підпору на нижній твірній профілю, а з розрідження на верхній.

Точка прикладання сили R залежить від характеру розподілу тиску по поверхні профілю. При зміні кута атаки, розподіл тиску теж буде змінюватися. Разом з ним буде змінюватися і векторна сума всіх сил по абсолютній величині, напрямку і точці прикладання. До речі, останню називають центром тиску. З ним тісно пов’язане поняття фокуса профілю. У симетричних профілів ці точки співпадають. У несиметричних положення центру тиску на хорді при зміні кута атаки змінюється, що дуже ускладнює розрахунки. Щоб їх спростити, було введено поняття фокусу. При цьому рівнодіючу аеродинамічних сил розділили не на два компоненти, а на три – до підйомної сили і сили лобового опору додався ще момент крила. Такий, начебто нелогічний прийом дозволив, помістивши точку прикладання підйомної сили у фокусі профілю, зафіксувати його положення і зробити його незалежним від кута атаки. Прийом зручний, тільки не треба забувати про момент крила, який з’явився при цьому.

Розрідження на верхній частині профілю можна не тільки виміряти приладами, але і за певних умов побачити на власні очі. Як відомо, при різкому розширенні повітря, що міститься в ньому волога може миттєво конденсуватися в крапельки води. Хто бував на авіа шоу, міг бачити, як під час різкого маневрування літака, з верхньої поверхні крила зриваються потоки білої пелени. Це і є водяна пара, що сконденсувалася при розрідженні в дрібні крапельки води, які дуже швидко знову випаровуються і стають невидимими.