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. Напр., несимметричное обтекание крыла (рис. 1) можно представить как результат наложения на симметричное течение циркуляционного потока вокруг контура крыла, что приводит к увеличению скорости на одной стороне крыла и к её уменьшению на противоположной стороне. Тогда П. с. Y будет зависеть от величины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, для участка крыла длиной L (вдоль размаха), обтекаемого плоскопараллельным потоком идеальный несжимаемой жидкости, У= rvГL, где r — плотность среды, v — скорость набегающего потока.

Рис. 1. Обтекание профиля крыла самолёта. Скорость vн давление pн>pв, Y — подъёмная сила крыла.

Поскольку Г имеет размерность (v•l), то П. с. можно выразить равенством Y=cyrSv2/2, обычно применяемым в аэродинамике, где S — величина характерной для тела площади (напр., площадь крыла в плане, равная L•b, если b — длина хорды профиля крыла), Су — безразмерный коэфф. П. с., зависящий, в общем случае, от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение Су определяют теор. расчётом или экспериментально., Так, согласно теории Жуковского, для крыла в плоскопараллельном потоке при небольших углах атаки cy=2m(a-a0), где a — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), a0 — угол нулевой П. с., m — коэфф., зависящий только от формы профиля крыла, напр, для тонкой слабо изогнутой пластины m=p. В случае крыла конечного размаха L коэфф. m=p(1-2/l), где l=L/b — удлинение крыла.

В реальной жидкости в результате

Рис. 2. Зависимость cy от a.

влияния вязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастает по мере увеличения относит. толщины профиля; значение угла a0 также меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла а зависимость Су от а (рис. 2) перестаёт быть линейной и величина dcy/da монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки aкр, к-рому соответствует макс. величина коэфф. П. с.— cy, max. Дальнейшее увеличение а ведёт к падению Су вследствие отрыва пограничного слоя от верхней поверхности крыла и возрастания давления на ней. Величина су, max имеет 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 М сжимаемость газа. Для слабо изогнутых и тонких профилей при малых углах атаки сжимаемость можно приближённо учесть, положив

a'=a/?(1-M2), су=(cy)несж/?(1-M2)

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 рн на нижней поверхности пластины становится больше, чем на верхней (рв); возникает суммарная сила, нормальная к поверхности пластины, составляющая к-рой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть П. с.

Рис. 3. Схема сверхзвукового обтекания пластинки: <v1, рв pв; vн р1, v3>vн, p3

Для малых М>1 и малых а П. с. пластины может быть вычислена по ф-ле cy=4a/?(M2-1). Эта ф-ла справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой передней кромкой.

Физический энциклопедический словарь. — М.: Советская энциклопедия. Главный редактор А. М. Прохоров. 1983.

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА

- сила, перпендикулярнаявектору скорости движения центра тяжести тела, возникающая вследствие несимметрииобтекания тела потоком жидкости (газа). В двумерной модели движения крылав идеальной и несжимаемой жидкости (рис. 1) несимметричное движение жидкостиу границ крыла можно представить как сумму поступат. движения со скоростью . ициркуляц. движения интенсивностью Г. В суммарном течении при выбранномнаправлении циркуляции скорость у ниж. границы профиля будет меньше, адавление больше, чем у верхней (см. Бернулли уравнение). Интегралот давления по контуру профиля крыла даст П. с. Y, перпендикулярнуюскорости набегающего потока v. П. с. Y будет зависеть отвеличины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, дляучастка крыла длиной L (вдоль размаха)где - плотность среды.

Рис. 1. Схема обтекания профиля крыла самолёта. <Скорость v _н < v _в, давление p _н р _в.

Поскольку Г имеет размерность [vl]([l] - размерность длины), то П. с. можно выразить равенством где S - величина характерной для тела площади (напр., площадь крылав плане, равная Lb, если b - длина хорды профиля крыла), С _у- безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, <его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение С _у определяюттеоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, <для крыла бесконечного размаха в плоскопараллельном потоке при небольшихуглах атаки где - угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордойкрыла), -угол атаки при нулевой П. с., m- коэф., зависящий только от формыпрофиля крыла, напр. для тонкой слабоизогнутой пластины т =.В случае крыла конечного размаха L коэф. т = где =L/b- удлинение крыла. Методы вычисления П. с. обобщены на случай обтеканиярешётки профилей и используются при расчёте лопаточных машин (насосов, <компрессоров и турбин).
В реальной жидкости в результате влияниявязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастаетпо мере увеличения относит. толщины профиля; значение угла такжеменьше теоретического. Кроме того, с увеличением угла зависимость С _у от (рис. 2) перестаёт быть линейной и величина dC_y/ монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки к-рому соответствует макс. величина коэф. П. с. С _у макс.Дальнейшее увеличение ведёт к падению Су вследствие отрыва пограничного слоя от верх. <поверхности крыла и возрастания давления на ней. Величина С _у макс имеет существ. значение, т. к. чем она больше, тем меньше скорость взлётаи посадки самолёта.

Рис. 2. Зависимость С _у отa.

При больших, но докритич. скоростях, т. <е. таких, для к-рых М< М _кр ( М _кр- значение числа М набегающего потока, при к-ром вблизи поверхностипрофиля местные значения числа М =1), становится существенной сжимаемостьгаза. Для слабопзогнутых и тонких профилей при малых сжимаемость можно приближённо учесть, положив

При сверхзвуковых скоростях характер обтеканиясущественно меняется. Так, при обтекании плоской пластины идеальным сжимаемымгазом у её передней кромки на верх. поверхности образуются волны разрежения, <а на нижней - ударная волна (рис. 3). В результате давление р _н наниж. поверхности пластины становится больше, чем на верхней (р _в);возникает суммарная сила, нормальная к поверхности пластины, составляющаяк-рой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть П. с. Длямалых МП. с. пластины может быть вычислена по ф-ле С _у = Этаф-ла справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой переднейкромкой.

Рис. 3. Схема сверхзвукового обтеканияпластинки: v _в <<> v _н, р _в< р _н; v₂ < v _в, р ₂ р _в;v _н<v₁, р _н р ₁, v₃v _н, р ₃< р _н.

При обтекании тел сложной формы, напр. <спускаемых в атмосфере Земли и планет космич. летат. аппаратов, П. с. определяютэксперим. путём на основании испытаний геометрически подобных моделей ваэродинамич. трубах и газодинамич. стендах.

Лит.: Лойцянский Л. Г., Механикажидкости и газа, 6 изд., М., 1987; Седов Л. И., Механика сплошной среды,4 изд., т. 1 - 2, М., 1983 - 84. р

М. Я. Юделович.

Физическая энциклопедия. В 5-ти томах. — М.: Советская энциклопедия. Главный редактор А. М. Прохоров. 1988.