«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. Например, 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 Бернулли уравнению (См. Бернулли уравнение), 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 (См. Циркуляция скорости)Г и, согласно Жуковского теореме (См. Жуковского теорема), для участка крыла длиной L,обтекаемого плоскопараллельным потоком идеальной несжимаемой жидкости, Y =ρυГL, где ρ — плотность среды, υ— скорость набегающего потока.

Поскольку Г имеет размерность [υ․l], то П. с. можно выразить равенством Y = c_yρSυ²/2обычно применяемым, в аэродинамике где S — величина характерной для тела площади (например, площадь крыла в плане), с_у — безразмерный коэффициент П. с., зависящий от формы тела, его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение с_уопределяют теоретическим расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, для крыла в плоско-параллельном потоке с_у= 2m(α—α₀), где α — угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордой крыла), α₀ — угол нулевой П. с., m — коэффициент, зависящий только от формы профиля крыла, например, для тонкой изогнутой пластины m =π. В случае крыла конечного размаха / коэффициент m = π/(1 — 2/λ), где λ= l²/S — удлинение крыла.

В реальной жидкости в результате влияния вязкости величина m меньше теоретической, причём эта разница возрастает по мере увеличения относительной толщины профиля; значение угла α₀ также меньше теоретического. Кроме того, с увеличением угла α зависимость с_уот α (рис. 2), перестаёт быть линейной и величина dc_y/dα монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки α_кр, которому соответствует максимальная величина коэффициента П. с. — cymax. Дальнейшее увеличение а ведёт к падению с_у вследствие отрыва пограничного слоя от верхней поверхности крыла. Величина cymaxимеет существенное значение, т.к. чем она больше, тем меньше скорость взлёта и посадки самолёта.

При больших, но докритических скоростях, т. е. таких, для которых ММ_кр(M_kp —значение числа М набегающего потока, при котором 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 которой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть П. с. Для малых М> 1 и малых α П. с. пластины может быть вычислена по формуле

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.

Рис. 1. Обтекание профиля крыла самолёта. Скорость ν_н <>_в, давление р_н>р_в, Y — подъёмная сила крыла.

Рис. 2. Зависимость с_у от α.

Рис. 3. Схема сверхзвукового обтекания пластинки: ν_в > ν₁, р_в <>₁; ν₂ <>_в, р₂ > р_в; ν_н <>₁, р_н > ν₁; ν₃> ν_н, p₃ <>_н.

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА - составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело; направлена перпендикулярно скорости движения тела.

lift авиац.;
carrying capacity/powercarrying capacity;

(дока) lifting capacity, ascensional force, lift(ing) force, raising force,(магнита) tractive force, upward force,(крыла) bearing strength

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 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

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.

ПОДЪЕМНАЯ СИЛА, в АЭРОДИНАМИКЕ - сила, которая действует снизу вверх на нижнюю поверхность профиля крыла (см. ПРОФИЛЬ ВОЗДУШНЫЙ). Во время движения вперед ведущий край профиля рассекает воздушный поток. Так как верхний слой воздушного потока должен пройти большее расстояние вдоль более искривленной верхней поверхности крыла, то, чтобы соединится с нижним слоем, верхний слой движется быстрее и, следовательно, имеет, в соответствии с ЗАКОНОМ БЕРНУЛЛИ, более низкое давление. Подъемная сила - это результат того, что давление на нижнюю поверхность профиля крыла, направленное вверх, больше, чем давление на верхнюю поверхность профиля крыла, направленное вниз.

подъёмная си́ла

составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело; направлена перпендикулярно скорости движения тела. Подъёмная сила возникает вследствие различия скоростей обтекания несимметричного тела средой (например, при обтекании потоком воздуха крыла самолёта).

* * *

ПОДЪЕМНАЯ СИ́ЛА, составляющая полной силы давления жидкой или газообразной среды на движущееся в ней тело; направлена перпендикулярно скорости движения тела.

геом. сумма аэродинамической подъёмной силы и проекции тяги двигателей на ось, перпендикулярную скорости ЛА и направл. в сторону его условной верх. части.

ПОДЪЁМНАЯ СИЛА составляющая полной гидроаэродинамической силы давления (др. составляющая — лобовое сопротивление) жидкости или газообразной среды, воздействующая на движущееся в ней тело (или на тело, обтекаемое жидкостью или газом) и направленная перпендикулярно направлению скорости тела. При горизонтальном движении она направлена вертикально. На существовании П. с. основаны движение морских и речных судов с подводными крыльями, полёты птиц и самолётов. П. с. возникает благодаря определённой форме тела (крыла) и его положению (углу атаки) в потоке жидкости или газа, когда обтекание тела является несимметричным, т. е. скорость течения по одну сторону тела (крыла) оказывается меньше, чем по др. сторону (над крылом). По законам гидромеханики давление в потоке тем больше, чем меньше его скорость, и наоборот, поэтому давление, оказываемое со стороны жидкости (газа) на тело (крыло), снизу больше, чем сверху, в результате чего и появляется подъёмная сила. П. с. зависит от плотности среды, скорости, формы и площади тела, его ориентации относительно направления движения потока и др. факторов.