На сайте " Формула по расчёту подъёмной силы крыла" А В Никитин
опубликовал следующее:
" При нулевом угле атаки крыла никакой подъёмной силы нет. ( разумеется,
когда оно находится в воздушном потоке.)
При наклонной плоскости получается элементарная разность давлений.
Поток ударяется в наклонную плоскость и толкает её в верх. Вот и вся подъёмная сила. Осталась лишь разность давлений под и над крылом.
Разность давлений умноженная на площадь крыла- даёт оценку подъёмной силе. А разность давлений создаётся углом атаки крыла к набегающему
потоку"
Надо заметить, что это, возможно, будет происходить до наивыгоднейшего
угла атаки пластины.
При дальнейшим увеличении угла атаки происходит срыв потока на верхней
поверхности пластины с увеличением аэродинамического сопротивления
и падением подъёмной силы.
Не даром Жуковский, Чаплыгин и другие теоретики аэродинамики все свои
расчёты подъёмной силы крыла самолёта, начинали именно с пластины, с
подсчёт сопротивления и на основе этих данных строили поляру подъёмной силы крыла.
Если крыло, с обычным профилем, не даёт подъёмной силы при нулевом
угле атаки в аэродинамической трубе, то это значит одно:
все профили крыльев -это выдумка теоретиков аэродинамики, подтверждённая,
почему-то практикой полётов и продувкой профилей крыльев в аэродинамических трубах всех типов плоскостей самолётов, лопастей
вертолётов, винтов винтомоторной авиации, реактивных самолётов, которые
имеют компрессорные устройства для сжатия и подачи воздуха в камеры сгорания и на одной оси - турбину, - основную деталь двигателя для создания
реактивной тяги.
Все эти винты вертолётов, пропеллеры, компрессоры, лопатки турбин -
в точности повторяют профиль крыльев самолётов, конечно, в различных
масштабах и имеющих другие особенности.
Так что в аэродинамическом отношении создания крыльев самолётов мы
не продвинулись ни сколько с времён Жуковского и профили крыльев,
в принципе, такие же, как у птиц, приспособленных к полёту машущего
крыла.
Вот от куда прошлая наука брала наглядные параметры по созданию профиля
крыла, обогатив её только мощной механизацией. И это совсем не плохо.
Мы помним, что подъёмная сила крыла равна разноси давлений под и над крытом и чем больше площадь крыла в плане, тем подъёмная сила самолёта
больше. Есть, конечно, и другие критерии увеличения подъёмной силы крыла, например, увеличение угла атаки до наивыгоднейшего, увеличение скорости полёта, отношение длины верхней поверхности к нижней, механизация крыла .
В принципе, объяснение появления разности давлений сводится к одному главному понятию: движение воздушной струйки, примыкающей к поверхности крыла, где скорость движения этих струек по верхней и нижней
поверхности -различна из-за кривизны верхней поверхности крыла.
Есть и несколько углубленное понимание этого процесса: молекулы воздуха, находящиеся над крылом, в результате поджатия увеличением толщины профиля, получают большую энергию для движения в верх от верхней обшивки
крыла и для ускоренного движения вдоль профиля крыла.
По закону Бернулли -там где скорость движения молекул струйки воздуха,
примыкающей к поверхности крыла
больше -там давление меньше.
Разделение струйки воздуха происходит при обдувании крыла или его
движения в воздушной среде, начиная от носика крыла, одна часть струйки идёт
по верхней стороне крыла, другая часть -по его нижней стороне. И эти части
струек обязательно должны встретиться за задней кромкой крыла.
Это и есть закон аэродинамики о неразрывности струи двигающегося газа
( или не газа ), Мне что-то не очень вериться в этот закон. Что-то в нём
не так.
Но тем не менее, дело вот в чём: пока струйка воздуха передвигается от носика крыла до его максимального утолщения по верхней поверхности крыла -
она ускоряется поджатием этого утолщения и разница давлений под и над крылом увеличивается.
Поджатие струйки утолщением профиля крыла придаёт молекулам воздуха
на его верхней стороне дополнительную энергию ускорения до точки максимальной толщины профиля.
Если все расчёты подъёмной силы принять за аксиому, то крыло с определённым профилем должно иметь от носика до его максимальной
толщины -максимальную подъёмную силу . Подъёмная сила будет находиться
даже при нулевом угле атаки, но при этом надо иметь приличную скорость обтекания потоком воздуха.
Но как только струйка воздуха на верхней поверхности крыла перейдёт максимальную толщину профиля, происходит расширение струйки, у ней "земля" уходит из-под "ног", то есть некуда особо опереться.
В результате этого уменьшается скорость движения молекул воздуха,
молекулы чем дальше, тем меньше получают энергии поддавливания от изгиба крыла.
До верхней точки - толщина профиля отталкивала своей кривизной молекулы
воздуха подальше от своей поверхности, поэтому молекулы , примыкающие
к верхней поверхности крыла имеют меньшее количество молекул в струйке
и они могут быстрее двигаться по поверхности крыла, получая от него постоянную механическую помощь, а теперь, после прохождения точки
максимальной толщины профиля, начинается размывание струйки воздуха,
затем появляются завихрения и весь этот поток становится турбулентным,
давление в нём увеличивается и распространяются навстречу ускоряющемуся потоку воздуха в район максимальной толщины профиля крыла , даже
идёт дальше до носка крыла и давление под и над крылом уравнивается за счёт
перетекания воздуха из зоны повышенного давления под крылом.
Этот процесс наступает быстро при нулевом угле атаки крыла. Поэтому
на сегодняшних крыльях с обычным профилем, при нулевом угле атаки,
подъёмная сила будет равна нулю.
Всё это я пишу для того, чтобы несколько напомнить читателям о работе крыла
в набегающем потоке воздуха.
Далее, я хочу предложить новую теорию работы крыла в тех же условиях
с ДРУГОЙ ФОРМОЙ профиля крыла.
Итак, сегодняшняя максимальная толщина профиля крыла находится
( примерно ) , на удалении от носика на 25%. Если хорда крыла будет
равна, скажем, одному метру, то необходимо максимальную толщину
крыла сделать на задней его кромке, увеличив его толщину в четыре раза.
То есть, если у современного крыла максимальная толщина равна, скажем, -
10 сантиметров, при длине хорды в один метр, то у нового крыла на
задней кромке она будет равна сорок сантиметров.
В этом случае струйка воздуха, обтекающая это крыло, на верхней его поверхности будет по всей площади крыла - от носика до задней кромки
-увеличивать свою скорость, получая дополнительную механическую
энергию постоянным подталкиванием молекул воздуха своей новой формой
и получая при этом некоторую вертикальную составляющую скорости
движения и, следовательно, всё крыло, всей своей площадью будет играть
в сторону увеличения подъёмной силы на несколько порядков.
На таких крыльях коэффициент подъёмной силы растёт гораздо быстрее,
чем лобовое сопротивление.
На таких профилях крыльев возможно применение всех видов механизации.
На сверхзвуковых скоростях желательно применять прямоугольные профили,
то есть без выпуклой его верней поверхности.
Идеальным профилем возможно надо считать сегмент окружности , где на
диаметре отложено, скажем, сорок сантиметров, а длинна в один метр -
от диаметра до окружности. Всё это - безотрывное, постоянно работающее,
обтекание крыла.
Лучше всего летать безаварийно, уверенно, на высотах до 200 метров, на
скорости -до 150 км \час.
Если поразмыслить хорошо, то преимущества такого крыла имеет основание