Просмотр кода страницы Подъёмная сила

{{о|аэродинамической подъёмной силе| гидростатической подъёмной силе|Закон Архимеда}}{{Универсальная карточка}}
[[Файл:Aeroforces ru.svg|мини|280пкс|Силы, действующие на крыло самолёта в полёте]]
[[Файл:Karman trefftz.gif|thumb|280пкс|Обтекание профиля крыла<ref name=":0">{{Cite web|lang=en|url=https://www.youtube.com/watch?v=UqBmdZ-BNig|title=Airflow across a wing|access-date=2021-04-15|archive-date=2021-04-27|archive-url=https://web.archive.org/web/20210427071211/https://www.youtube.com/watch?v=UqBmdZ-BNig|deadlink=no}}</ref>]]
'''Подъёмная си́ла''' — составляющая полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком. Полная аэродинамическая сила — это интеграл от давления вокруг [[профиль (аэродинамика)|контура профиля крыла]]. Подъемная сила не создается для самолетов с прямым типом крыла.

<math>\mathbf{Y}+\mathbf{P} = \oint\limits_{\partial\Omega}p\mathbf{n} \; dS </math>

где:
* {{math|'''Y'''}} — подъёмная сила,
* {{math|'''P'''}} — [[Тяга (аэродинамика)|тяга]],
* <math>\partial\Omega</math> — граница профиля,
* {{math|''p''}} — величина давления,
* {{math|'''n'''}} — нормаль к профилю
Согласно [[Теорема Жуковского|теореме Жуковского]], величина подъёмной силы пропорциональна плотности среды, скорости потока и [[Циркуляция скорости|циркуляции скорости]] потока.

Приближённо возникновение подъёмной силы можно объяснить тем, что ввиду наличия инерции и вязкости у обтекающего крыло газа при ненулевом [[угол атаки|угле атаки]], газу со стороны положительного угла атаки необходимо ускориться, преодолев инерцию, чтобы догнать «убегающую» поверхность крыла, а с другой стороны сжаться под воздействием набегающей поверхности. В результате имеем следующие составляющие подъёмной силы:
* изменение направления потока газа и его ускорение с одной стороны, замедление с другой и уравновешиваются подъёмной силой, согласно [[Закон сохранения импульса|закону сохранения импульса]].
* разность давлений, соответствующая разрежению с одной стороны крыла и сжатию с другой, обусловливает появление силы, направленной в сторону положительного угла атаки.

Более подробно о связи полей скоростей, давления с инерцией и вязкостью среды можно прочитать в описании уравнений [[Закон Бернулли|Бернулли]] и [[уравнения Навье — Стокса]].

Если скорость потока воздуха над крылом <math>v_{1}</math> больше скорости потока воздуха <math>v_{2}</math> под крылом, то, согласно [[Закон Бернулли|уравнению Бернулли,]] это соответствует перепаду давлений <math>\Delta p = p_{2} - p_{1}</math>. Подъёмную силу можно рассчитать по формуле <math>F_{p}=(p_{2}-p_{1})S = \frac{\rho}{2}(v_{1}^{2} - v_{2}^{2})S</math>, где <math>\rho</math> — плотность воздуха, <math>S</math> — площадь крыла. Обозначив скорость потока воздуха относительно крыла через <math>u</math>, а скорость циркуляционного потока через <math>v</math>, получим <math>v_{1}=u+v</math>, <math>v_{2}=u-v</math>, <math>F_{p}=\frac{\rho}{2}(v_{1}^{2} - v_{2}^{2})S = \frac{\rho}{2}(v_{1} + v_{2})(v_{1} - v_{2})S = \frac{\rho}{2}2u 2vS = 2 {\rho} S vu</math> — [[Теорема Жуковского|формула Жуковского]], формула вычисления подъёмной силы крыла, разработанной в 1903 - 1904 гг. основателями авионики и аэродинамики Н.Е.Жуковским (1847-1921) и К.Э.Циолковским (1857-1935).

== Коэффициент подъёмной силы ==
[[Коэффициент подъёмной силы]] — безразмерная величина, характеризующая подъёмную силу [[крыло (самолёт)|крыла]] определённого [[профиль (аэродинамика)|профиля]] при известном [[угол атаки|угле атаки]]. Коэффициент определяется экспериментальным путём в [[аэродинамическая труба|аэродинамической трубе]], либо по [[Теорема Жуковского|теореме Жуковского]].

Кривая, показывающая зависимость величины коэффициента от угла атаки, получается обычно опытным путём, в аэродинамической трубе или при лётных испытаниях. 

[[Смитон, Джон|Джон Смитон]] уже в XVIII веке рассчитал поправочный коэффициент подъёмной силы (далее ''Коэффициент Смитона'', в формуле не указан) для формулы расчёта подъёмной силы. Формула имеет вид<ref>''Clancy L. J.'' Aerodynamics, Section 4.15</ref>:
: <math>Y = C_y \frac{\rho V^2}{2} S</math>
где:
: <math>Y</math> — подъёмная сила (Н),
: <math>C_y</math> — [[коэффициент подъёмной силы]], зависящий от [[угол атаки|угла атаки]] (получается опытным путём для разных профилей крыла),
: <math>\rho</math> — плотность воздуха на высоте полёта (кг/м³),
: <math>V</math> — скорость набегающего потока (м/с),
: <math>S</math> — характерная площадь (м²) (общая площадь крыла).

Формула для расчёта [[лобовое сопротивление|лобового сопротивления]] сходна с вышеприведённой, за исключением того, что используется коэффициент лобового сопротивления <math>C_x</math> (также приведённый для общей площади крыла) вместо коэффициента подъёмной силы <math>C_y</math>.

Поправочный коэффициент, значение которого по расчётам Смитона составляло 1,005, использовался более 100 лет, и только опыты [[Братья Райт|братьев Райт]], в ходе которых они обнаружили, что подъёмная сила, действующая на планёры, была слабее расчётной, позволили уточнить «коэффициент Смитона» до значения 1,0033.

== Примечания ==
{{примечания}}

== Ссылки ==
{{Навигация|Викисловарь=подъёмная сила}}
* [https://web.archive.org/web/20080129095401/http://www.effects.ru/science/91/index.htm Подъемная сила] <small>копия из веб-архива</small>
* [https://web.archive.org/web/20070318073511/http://stores.lulu.com/emar ON THE PHYSICS OF FLIGHT]
* [http://www.maths.ru/2-2.html Подсчёт подъёмной силы, действующей на тело конечных размеров в потоке сплошной среды. Методика классического решения в пространстве.]

{{Силы, действующие на самолёт}}

[[Категория:Аэродинамика]]
[[Категория:Механика полёта]]