Завтра я напишу маленькую статейку, в которой приведу доказательства того, что у крыла Несимметричного профиля на нулевом угле атаки есть ПС. А в конце статейки будет вывод о том, что покинувший нас вождь и учитель тов. Гравий на поверку оказался треплом!
---------------------------------------------
Статья про нулевой угол атаки (для тех, кто хочет поумнеть).
На многих авиафорумах и не только сталкиваюсь с темой «о нулевом угле атаки»,
далее НУАКак правило стороны в данном споре занимают две совершенно противоположные позиции, а именно: Одни утверждают, что на НУА Подъемной Силы,
далее ПС, быть не может в принципе. Данные товарищи
являются сторонниками так называемой Ньютоновской теории реактивного создания ПС на крыле, которая в основном заключается в том, что крыло отбрасывает воздух вниз и тем самым само устремляется вверх. Посему: раз нет положительного угла атаки, значит и не будет отброса воздуха вниз, а значит и создание ПС на НУА - невозможно.
Их оппоненты более уверены в себе. Во первых у них перед глазами обдувки крыльев в аэродинамической трубе,
далее в Аэротрубе, которые показывают что при НУА ПС у крыла – есть. И во вторых они вооружены так называемой теорией от Эйнштейна, которая в основном заключается в том, что поток над крылом ускоряется и тем самым снижает давление над крылом (по уравнению Бернулли), и крыло устремляется вверх из–за создавшегося перепада давлений из-за разности Скоростей потоков.
Как не странно и те и те Частично правы (что то слышали краем уха), и как не странно и те и те Совершенно не правы.
Дело в том, что ПС действительно является результатом перепада давлений над и под крылом, но этот перепад создается не разностью Скоростей "потоков". Проблема современной теоретической аэродинамики состоит в том, что она насквозь лжива и в ней совершенно нет Физики.
Но речь сейчас не об этом, это лирическое отступление для того чтобы была понятна мая позиция. От себя скажу только еще одно: Даже если над крылом в аэротрубе создать поток медленнее чем под крылом (ну к примеру над крылом поток будет 40м/сек а под крылом поток будет 50м/сек), то крыло будет иметь ПС и такую ПС, при которой самолет сможет лететь в Горизонтальном Полете, далее ГП.
. . . . Но вернемся к НУА.
Предлагаю вашему вниманию книжку, которая называется : Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев, под редакцией Ушаков, Красильшиков, Волков, Гржегоржевский. Выпущен он был где-то в 30-40х годах прошлого века.
------------------------------
------------------------------
В этом атласе я наугад взял серию профилей NACA-22, которая включает в себя 5 профилей (8% , 11% , 14% , 17% , 20%)
------------------------------
------------------------------
Теперь если вы посмотрите таблицы с результатами их обдува в аэротрубе на НУА, то увидите , что
Су везде больше нуля.
Таким образом если подставить Су в формулу ПС, которой как бы для расчета пользуется современная теоретическая аэродинамика:
Fy= 1/2p ∙ V² ∙ S ∙CyТо вы получите ПОЛОЖИТЕЛЬНУЮ ПС, т.е. ПС больше нуля.
Но! Но не стоит обольщаться и прыгать от восторга.
Во первых ПС на НУА формируется только у Несимметричных профилей, у симметричных профилей ПС на НУА нет и быть не может.
Во вторых, если вы посмотрите
Cy на летных углах атаки, а это
6°- 8°, то увидите, что Су на этих углах в 5 - 8 раз больше. А это означает, что самолет хоть и имеет ПС на НУА , но летать на данном угле не сможет, т.к. ПС будет в 8 раз меньше потребной для ГП. Поэтому петь дифирамбы и прыгать от счастья что у крыла на НУА есть ПС – не стоит – это глупо!
У Несимметричного профиля
при НУА по хорде и
нижняя плоскость крыла стоит на отрицательном угле атаки и
верхняя плоскость крыла стоит на отрицательном угле атаки. И снизу происходит "отсос" и сверху происходит "отсос". И снизу под крылом падает давление и сверху над крылом падает давление. Но сверху отрицательный угол атаки по плоскости больше, чем нижний, поэтому разрежение над крылом больше чем разрежение под крылом - вот и появляется подъемная сила на НУА.
---------------------------------------------------
У Симметричного профиля на НУА Разрежение и под крылом и над крылом равны - поэтому ПС не возникает.
