Рис. 173. Зависимость коэффициента подъемной силы прямоугольного крыла от угла атаки при различных относительных размахах. Числа для Са на оси ординат увеличены в 100 раз

получим:

(108)

Эта формула позволяет вычислить для крыла 2 угол атаки «2? соответствующий коэффициенту подъемной силы Са, если известен угол атаки «1, соответствующий тому же коэффициенту Са, для крыла 1. Опыты хорошо подтверждают правильность формулы (108). На рис. 173 изображена зависимость коэффициента подъемной силы Са от угла атаки для крыльев с одним и тем же профилем, но с разными относительными размахами (для тех же крыльев, для которых построены поляры на рис. 170). На рис. 174 показан результат пересчета углов атаки к относительному размаху 5:1. Мы видим, что и здесь все точки располагаются тесно около кривой Са, полученной в результате эксперимента для относительного размаха 5:1.

Зависимость а = f{ca) между действительным углом атаки а и коэффициентом подъемной силы Са определяется из уравнения (107):

100с„

-о- 1

+- 2

--3:

-.- 4

10"

20"

Рис. 174. Пересчет экспериментальных результатов, изображенных на рис. 173, к относительному размаху 5 :1

Значения а и Са получаются из опыта путем продувки крыла в аэродинамической трубе. Вейниг обратил внимание на то, что формула (109) верна только в том случае, когда продувка в аэродинамической трубе выполнена для крыла эллиптической формы, ширина которого связана с расстоянием у от середины крыла уравнением

Ь = Ьо

в самом деле, формула (109) выведена в предположении, что интенсивность подъемной силы, а также скорость w(y) нисходящего потока воздуха постоянны вдоль всего размаха, а таким свойством обладает только эллиптическое крыло. В случае же прямоугольного крыла ни интенсивность подъемной силы, ни скорость нисходящего потока воздуха не постоянны вдоль размаха: распределение подъемной силы вдоль размаха получается более равномерным, чем для эллиптического крыла, а скорость нисходящего потока возду-

iWeinig F., VDI-Zetschr., т. 80 (1936), стр. 299. Я весьма обязан Ф. Ригелю (F.Riegel), указавшему мне, что исследование, аналогичное исследованию Вейнига, было выполнено еще в 1926 г. Г. Глауэртом; см., например, его книгу, цитированную на стр. 280). Такого же рода расчеты для крыла в форме трапеции выполнил Гюбер, см. Huder J., ZFM, т. 26 (1933), стр. 209.

ха - меньшей в середине крыла, но зато большей на концах его. Поэтому возникает вопрос, каким образом, имея результат продувки для эллиптического крыла конечного размаха, можно определить коэффициент подъемной силы для бесконечно длинного крыла с тем же профилем или, иными словами, для исследуемого профиля при его плоском обтекании. Для этой цели следует найти для какого-нибудь сечения крыла, например, центрального, зависимость местной интенсивности подъемной силы, выраженной через местный коэффициент подъемной силы cJ, а также местного скоса потока - от коэффициента подъемной силы Са крыла конечного размаха. Для продувки обычно применяются крылья с относительным размахом 5 :1. Для такого относительного размаха Вейниг получил следующие зависимости:

с: = 1,17с„, = 0,855

ИЛИ, таи как = i,

cl = 1,17Са, а* = а - 0,0545 Са.

Отсюда, имея экспериментальные значения а и с, можно найти зависимость а*(Со), характеризующую бесконечно длинное крыло.

Значительно проще производится определение коэффициента профильного сопротивления ср из уравнения (105), если значения с, и Са известны по результатам продувки. Вследствие небольшого отклонения распределения подъемной силы от эллиптического распределения коэффициент индуктивного сопротивления ci получается примерно на 4% больше своего значе-

ния -- при эллиптическом распределении подъемной силы. Следовательно,

7Г I

для относительного размаха I : Ъ = Ъ : 1 мы имеем:

ср = с„ - 1,041- = с„ - 0,0662 cl.

Для составных крыльев, например, для бипланов, могут быть выведены формулы, сходные с полученными выше для одиночного крыла. В частности, для пересчета индуктивного сопротивления получаются формулы, отличающиеся от формул (105) и (106) только тем, что

тр тр

в них вместо величины входит величина я, где я есть численный

коэффициент, зависящий только от характера расположения крыльев, причем при правильном расположении я всегда меньше единицы. Для биплана, в котором оба крыла имеют одинаковый размах, приближенно