Рис. 158. Зависимость коэффициентов подъемной силы (са) и лобового сопротивления (си,) от угла атаки а. Для облегчения отсчета на оси ординат поставлены числа, в сто раз большие действительных значений с и Сю

Рис. 159. Плавное обтекание крыла

и ординаты, и таким путем получается кривая, называемая полярой (рис. 161). Около отдельных точек поляры надписываются соответствующие значения угла атаки. Так как подъемная сила А и лобовое сопротивление W представляют собой прямоугольные составляющие полной

Рис. 160. Обтекание крыла с отрывом потока

Рис. 161. Поляра (изображена сплошной линией) и моментная кривая (изображена штрихпунктиром). Для облегчения отсчета на осях абсцисс и ординат поставлены числа, в сто раз большие действительных значении Са, Cw, и Ст

силы сопротивления, то отрезок прямой, соединяющей начало координат с какой-нибудь точкой поляры, представляет собой не что иное, как коэффициент полного сопротивления R и указывает своим направлением направление полного сопротивления R. Такой способ графического

Eiller G ., Nouvelles recherches sur la resistance de Pair et Iaviation, Paris, 1914.

изображения связи между и с, впервые был применен, по-видимому, О. Лилиенталем. Эйфель улучшил этот способ тем, что стал откладывать значения коэффициента сопротивления, обычно очень малые, в масштабе в пять раз большем масштаба коэффициента подъемной силы. Изображение аэродинамических свойств крыла при помощи поляры оказалось очень удобным для целой авиационной техники и поэтому получило очень широкое распространение.

Следующей важной характеристикой аэродинамических свойств крыла является положение полной силы сопротивления R относительно крыла для каждого угла атаки. Это положение может быть задано расстоянием S точки D, в которой сила R пересекает хорду крыла 0Q, от передней точки профиля О (см. рис. 157). Точка D называется центром давления крыла. Однако такой способ задания положения силы R неудобен для графического изображения, а также для целей интерполяции, так как для угла атаки, соответствующего нормальной силе N = О, расстояние S почти всегда делается равным бесконечности. Значительно удобнее вместо расстояния s указывать момент М полного сопротивления R относительно точки О, который изменяется при изменении угла атаки а очень постепенно. Этот момент, как легко видеть, равен М = Ns, следовательно, зная М и N, можно всегда найти s. Для того чтобы коэффициент пропорциональности с, связывающий момент М с произведением Fpa, был безрамерным числом, необходимо умножить произведение Fpa на некоторую длину. В качестве такой длины удобнее всего взять ширину профиля 0Q = Ь. Тогда мы будем иметь:

М = CmFpdb. (90)

Коэффициент Ст называется коэффициентом момента. Зависимость его от коэффициента подъемной силы Са изображена на рис. 161 штрих-пунктирной кривой (значения отложены по оси абсцисс). Представление коэффициента в виде функции от удобно потому, что коэффициент Са в технически важной области углов атаки, при которых обтекание крыла происходит плавно, увеличивается с возрастанием угла атаки очень равномерно. Вторая причина, почему в качестве независимой переменной берутся значения с, выяснится в дальнейшем, в § 17.

Линия, соединяющая переднюю и заднюю точки профиля и проведенная так, что каждая ее точка лежит на одинаковом расстоянии от верхнего и нижнего обвода профиля, называется скелетной линией