ПОДЪЁМНАЯ СИЛА

ПОДЪЁМНАЯ СИЛА, составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело, направленная перпендикулярно к скорости тела (к скорости центра тяжести тела, если оно движется непоступательно). Возникает П. с. вследствие несимметрии обтекания тела средой. Напр., при обтекании крыла самолёта (рис. 1) частицы среды, обтекающие нижнюю поверхность, проходят за тот же промежуток времени меньший путь, чем частицы, обтекающие верхнюю, более выпуклую поверхность и, следовательно, имеют меньшую скорость. Но, согласно Бернул-ли уравнению, там, где скорость частиц меньше, давление среды больше и наоборот. В результате давление среды на нижнюю поверхность крыла будет больше, чем на верхнюю, что и приводит к появлению П. с.

Несимметричное обтекание крыла можно представить как результат наложения на симметричное течение циркуляционного потока вокруг контура крыла, направленного на более выпуклой части поверхности в сторону течения, что приводит к увеличению скорости, а на менее выпуклой - против течения, что приводит к её уменьшению. Тогда П. с. Y будет зависеть от величины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, для участка крыла длиной L, обтекаемого плоскопараллельным потоком идеальной несжимаемой жидкости, Y = pvГL, где р - плотность среды, v - скорость набегающего потока.

Поскольку Г имеет размерность [v*l], то П. с. можно выразить равенством Y = c_ypSv²/2, обычно применяемым в аэродинамике, где S - величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане), с_у - безразмерный коэфф. П. с., зависящий от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение с„ определяют теоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла в плоскопараллельном потоке c_у = 2т (а - а₀), где а - угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), а₀ - угол нулевой П. с., т - коэфф., зависящий только от формы профиля крыла, напр., для тонкой изогнутой пластины т = п. В случае крыла конечного размаха l коэфф. т = п/(1 - 2/Х), где Х= l²/S - удлинение крыла.

В реальной жидкости в результате влияния вязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастает по мере увеличения относит, толщины профиля; значение угла а₀ также меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла а зависимость с_у от ос (рис. 2), перестаёт быть линейной и величина dc_vjda монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки "кр, к-рому соответствует макс, величина коэфф. П. с.- с_ymах. Дальнейшее увеличение а ведёт к падению с_y вследствие отрыва пограничного слоя от верхней поверхности крыла. Величина с_ymахимеет существ, значение, т. к. чем она больше, тем меньше скорость взлёта и посадки самолёта.

При больших, но докритич. скоростях, т. е. таких, для к-рых M<M_кр (М_кр -значение числа М набегающего потока, при к-ром вблизи поверхности профиля местные значения числа М = 1), становится существенной сжимаемость газа. Для слабо изогнутых и тонких профилей при малых углах атаки сжимаемость можно приближённо учесть, положив

При сверхзвуковых скоростях характер обтекания существенно меняется. Так, при обтекании плоской пластины у передней кромки на верхней поверхности образуются волны разрежения, а на нижней - ударная волна (рис. 3). В результате давление р_н на нижней поверхности пластины становится больше, чем на верхней (р_в); 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 а П. с. пластины может быть вычислена по

мула справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой передней кромкой.

Рис. 3. Схема сверхзвукового обтекания пластинки: v_B > v₁, p_B < p₁; v₂ < v_B p₂>р_в; v_н < v₁, р_н > v₁; v₃ > v_н, p₃ < р_н.

Лит.: Жуковский Н. Е., О присоединенных вихрях, Избр. соч., т. 2, М.- Л., 1948; Лойцянский Л. Г., Механика жидкости и газа, 2 изд., М., 1957; Голубев В. В., Лекции по теории крыла, М.- Л., 1949; Абрамович Г. Н., Прикладная газовая динамика, 2 изд., М., 1953; Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений, пер. с англ., М., 1953.

М. Я. Юделович.