профиля. Для симметричных профилей, скелетная линия которых представляет собой, очевидно, прямую линию, центр давления лежит при всех углах атаки довольно точно на расстоянии 1/4 ширины профиля от его передней точки. Для профилей со скелетной линией в виде дуги круга центр давления при нулевом угле атаки (относительно хорды скелетной линии) лежит в середине профиля. При других углах атаки центр давления таких профилей перемещается в ту или другую сторону от указанного положения. Кроме симметричных профилей свойством неизменности положения центра давления обладают также некоторые профили со скелетной линией в виде слабо изогнутой буквы S, причем расстояние центра давления от передней точки профиля для них равно также 1/4 ширины профиля.

Рис. 162. Распределение давления на нижней и верхней сторонах профиля при различных углах атаки

На рис. 162 показано распределение давления на нижней и верхней сторонах профиля, сходного со средним из профилей, изображенных на рис. 154, при обтекании под углами атаки в 0; 6; 12 и 18°. При обтекании под углом атаки в 18° происходит отрыв потока на верхней стороне профиля. На этой стороне вблизи передней точки давление понижается на величину, примерно в три раза большую динамического давления в передней точке. На нижней стороне профиля максимальное увеличение давления, не превышает, как это следует из уравнения Бернулли, однократной величины динамического давления в передней точке.

Как уже было упомянуто, максимальная подъемная сила крыла имеет место при том угле атаки, после превышения которого происходит отрыв потока на верхней стороне профиля. При возрастании числа Рейнольдса (а также при возрастании турбулентности воздушного потока при продувке в аэродинамической трубе) подъемная сила увеличивается незначительно. Однако при малых числах Рейнольдса, меньших 100000, возникают условия, которые легко могут привести к резкому

уменьшению подъемной силы (см. стр. 191). Это обстоятельство следует учитывать при постройке моделей самолетов. Именно поэтому лучшие профили для моделей имеют несколько иную форму, чем профили для настоящих самолетов. Согласно исследованиям Шмитца для моделей особенно пригодны профили с острым передним концом. Шмитц установил также, что хорошие профили для настоящих самолетов могут быть сделаны пригодными для моделей, если перед передней кромкой крыла модели натянуть тонкую проволоку или нитку (благодаря этому набегающий поток воздуха делается турбулентным).

Рис. 163. Крыло со щитком (наверху) и крыло с щелевым закрылком и предкрылком (внизу)

При взлете и посадке самолета, когда скорость полета сравнительно невелика, крылья самолетов, рассчитанных на высокие скорости полета, не могут дать достаточной подъемной силы. В таких случаях для повышения подъемной силы применяются различного рода специальные приспособления, из которых лучше всего оправдали себя щитки и щелевые закрылки (рис. 163). ПДиток представляет собой пластинку, вплотную примыкающую к нижней поверхности крыла около его задней кромки и отгибаемую вниз при взлете и посадке. При опущенном щитке в пространстве между ним и задней кромкой крыла возникает очень сильное понижение давления, распространяющееся затем и на верхнюю поверхность крыла. Это понижение давления и приводит к увеличению подъемной силы. Щелевой закрылок представляет собой небольшое крыло, при нормальном полете вплотную прилегающее к основному крылу. При взлете и посадке закрылок опускается, вследствие чего резко увеличивается кривизна крыла и, кроме того, создается щель

Schmits F. W., Aerodynamik des Flugmodells, Trangfliigelmessungen, I, Berlin, 1941.

iRramer М., Zeitschr. f. Flugt. u. Motorl., т. 23 (1932), стр. 185.

FarrenW. S., Rep. a. Mem., № 1561 (1933) и № 1648 (1935), см. также Н a II e г, Mitt. a. d. Inst. f. Aerodynamik Eidg. Techn. Hochscch. Zurich № 4/5 (1936): в этой работе рассматривается влияние внезапного увеличения подъемной силы на вибрации крыла.

между ним и основным крылом, что и приводит к увеличению подъемной силы. Часто закрылок применяется в сочетании с предкрылком (см. рис. 111). Ширина щитка и закрылка обычно составляет от 1/5 до 1/4 части ширины всего крыла. Максимальный коэффициент подъемной силы Са для профилей, изображенных на рис. 154, равен от 1,2 до 1,5, а для профилей, изображенных на рис. 155, - от 1,0 до 1,1. При помощи щитка эти коэффициенты могут быть повышены до 2,3-2,5, при помощи закрылка - до 2,5-2,7, а при помощи закрылка в сочетании с предкрылком - примерно до 3,0.

Заслуживает упоминания следующее обстоятельство, связанное с отрывом потока от крыла: процесс отрыва требует известного времени. Именно поэтому, как впервые экспериментально обнаружил Крамере при внезапном увеличении угла атаки до значения, большего критического, поток в течение короткого промежутка времени еще продолжает прилегать к поверхности крыла, вследствие чего достигается подъемная сила, значительно большая ее значения на предкритическом угле атаки. Только по прошествии определенного времени подъемная сила понижается до своего критического значения. Внезапное резкое увеличение угла атаки наблюдается в условиях действительного полета при вертикальных порывах ветра; обусловленное этим резкое увеличение подъемной силы приводит к большому вертикальному ускорению, которое вызывает неприятное ощущение у пассажиров самолета. Подробности рассмотренного явления и других, связанных с ним явлений, очень тщательно изучены Фарреном.

Аэродинамические свойства крыла, так же как и плоской пластинки, сильно зависят от отношения размаха крыла / к его ширине Ь (это отношение / : Ь называется относительным размахом, или удлинением); а именно, коэффициент лобового сопротивления с, соответствующий определенному значению коэффициента подъемной силы Са, тем меньше, чем больше относительный размах. Наоборот, коэффициент подъемной силы, соответствующий определенному значению угла атаки, тем больше, чем больше относительный размах. До тех пор, пока обтекание крыла происходит плавно, без отрыва потока, такое поведение указанных коэффициентов легко объяснить на основе теоретических соображений относительно движения жидкости без трения. При этом сопротивление трения, а также сопротивление давления (если имеет место отрыв потока) остаются, конечно, неучтенными, что