Мечта летать (Теоретический курс)   ::   Волков Игорь Владимирович

Величина подъемной силы сильно зависит от угла, под которым набегающий поток "ударяется" в крыло. Угол между набегающим потоком и хордой профиля называется углом атаки. При увеличении угла атаки, точка деления потока воздуха смещается на нижнюю поверхность профиля. Путь частиц по верхней поверхности увеличивается. Из-за этого возрастает разница давлений и увеличивается подъемная сила (рис. 6).

Подобный рост подъемной силы возможен, пока угол атаки не достиг критического значения. На больших углах атаки воздух вынужден двигаться по сильно искривленной траектории. Возможен отрыв и завихрения потока в хвостовой части профиля. На критическом углу атаки отрыв потока распространяется на всю верхнюю поверхность профиля. Образуются мощные вихри. Подъемная сила пропадает, а сила сопротивления многократно увеличивается.

Это неприятное и опасное явление называют срывом потока. Столь не любимый пилотами режим "штопор", возникает из-за срыва потока. На одном из крыльев пропадает подъемная сила, и самолет падает, вращаясь как кленовый лист. Далее мы подробно рассмотрим все режимы и ограничения в полете, а пока вернемся к формулам.

Формулы для определения величины подъемной силы и силы сопротивления аналогичны формуле (l).

Y=CY (2)

X=CX (3)

За S обычно принимают площадь крыла.

Коэффициент подъемной силы (СY ) и коэффициент сопротивления (СX ) являются удельными характеристиками крыла и зависят от угла атаки, формы профиля и геометрии крыла.