* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки

841 АЭРОДИНАМИКА 842 наклон и место приложения на профиле. Для удобства исследования обыкновенно рассматривают на крыле не самую силу, а соответствующий коэффициент сопротивле­ ния, который ей пропорционален. Таким образом имеем: R=Cj>S*, (5) P=C QSv (6) Q=C Sv*, (7) где Са называется коэфф-том полной силы, С —коэфф-том подъемной силы, С —коэфф. лобового сопротивления и S — площадь крыльев, то есть в случае цилиндрических крыльев—площадь, получаемая умножением ширины крыла (т. е. длины отрезка хорды, отсекаемого перпендикулярами к хорде, ка­ сающимися передней и задней кромок кры­ ла) на размах (то есть длину между край­ ними точками крыла, измеряемую парал­ лельно образующим). Рассмотрим изменение величины этих коэфф-тов в зависимости от угла атаки. — Подъемная сила с увеличе­ нием угла атаки увеличивается до некото­ рого максимального значения, а потом сно­ ва начинает падать; угол, соответствую­ щий максимальной подъемной силе, назы­ вается к р и т и ч е с к и м у г л о м ; ве­ личина его для различных профилей раз­ ная (примерно около 15—20°). На фиг. 11 y xQ у х и эксперименты делаются обычно в этих пре­ делах и только для каких-либо специальных целей находят зависимость подъемной силы или полной силы от углов атаки в преде­ лах от 0° до 360°. Сила лобового сопротивления с увели­ чением угла атаки тоже увеличивается, имея минимум на углах около 0°, при чем увеличение это близ­ ко подходит к па­ раболическому зако­ ну. В авиации важ­ но иметь возможно большую подъемную силу и возможно меньшее лобовое со­ противление; таким образом качество крыла оценивается величиной -Jf-& На С фиг. 11 показано так­ же изменение каче­ ства с углом атаки. Из фиг. 10 видно, что величина, обрати. качеству, т. е. ж •4° ОБ V 1 05 04 no 1° /Ст 1 аз /У ) .... -1 ш 1—АЛ° и 7 (7е 2°-- *&/ 0 0 05 Q •6* 5° 10° 01 15" W 20 02 Сн Ф и г . 11. Х а р а к т е р и с т и к а к р ы л а . представлена указанная зависимость; как видим, закон изменения C , почти точно прямолинейный до критического угла, при больших углах атаки нарушается, вслед­ ствие появления срыва струй—При угле атаки 0° для несимметрич. профиля имеет­ ся некоторая подъемная сила. Линия, фик­ сированная на профиле и параллельная дви­ жению потока при нуле подъемной силы, иногда называется н у л е в о й л и н и е й . Для симметричных , же профилей подъем­ ная сила при угле атаки 0° равна нулю. Для авиации обычно бывает интересен лишь небольшой диапазон т. н. л е т н ы х у г ­ л о в , примерно от —10° до + 2 0 ° , поэтому v 4 есть tg угла наклона Ф и г . 12. П о л о ж е н и я р а в ­ вектора полной си­ н о д е й с т в у ю щ е й н а п р о ­ филе крыла. лы к подъемной силе; этот наклон имеет нек-рый минимум, соответствующий наиболь­ шему качеству, после чего он начинает опять увеличиваться. При угле атаки, соответ­ ствующем нулю подъемной силы, вектор полной&силы обращается в лобовое сопроти­ вление и направлен по потоку. Центр прилолсения вектора полной силы такясе меняет свое положение, при чем при наибольшей подъемной силе, т. е. при критическом угле, он расположен обычно в наиболее перед­ нем положении (обычно около Vs перед­ ней кромки), с уменьшением же угла атаки точка прилолсения отходит назад (фиг. 12). Полная сила сопротивления образуется за счет разных скоростей по профилю крыла, а следовательно, и разных давле­ ний в этих местах. К а к показывает опыт, давление по профилю распределено т. о., что разреяеение с верхней стороны больше, чем давление снизу; т. о. крыло поддержи­ вается в воздухе главн. обр. не давлением снизу, а присасыванием сверху. С умень­ шением угла атаки в передней части про­ филя начинает появляться сила, противо­ положная получающейся в задней, и при угле атаки, соответствующем нулю подъ­ емной силы, эти две силы становятся рав­ ными и противоположными. Следовательно, при нуле подъемной силы имеется не толь­ ко лобовое сопротивление, но также и еще пара сил, к-рая стремится повернуть крыло на еще меньшие углы. Т. о. мы видим, что при набегании на крыло потока с опре­ деленной скоростью на крыле получается сила сопротивления, которая относительно какой-либо точки на крыле дает момент. Обычно для удобства этот момент относят к носику профиля, т. е. при цилиндриче­ ском крыле — к точке пересечения хорды о т