границей профиля будут меньше скорости полёта, т. е.

Таким образом, мы можем экспериментально убе-

диться, что при движении крыла самолёта в воздухе ско-

рости на верхней поверхности крыла будут больше ско-

рости полёта, а на нижней несколько меньше скорости

верх а

Ониж< а

Рис. 26. Скорости частичек воздуха на верхней и

нижней поверхности крыла самолёта

полёта. При движении струек воздуха, обтекающих крыло,

давление в каждой струйке связано с величиной скорости

частичек математической формулой: давление, делённое

на плотность, плюс половина квадрата скорости есть ве-

личина постоянная. Если давление воздуха в струйке

обозначить буквой Р, плотность буквой р, скорость бук-

вой ' U, а постоянную величину буквой С, то формулу

можно записать в виде

Записанную формулу часто называют законом Бернулли

для струйки движущегося воздуха. Легко понять, что

там, где скорость движения частичек воздуха больше,

давление уменьшается, а в тех местах, где скорости ча-

стичек меньше,— давление увеличивается. Следовательно,

при движении крыла в воздухе на верхней его поверхно-

сти будет пониженное давление (разрежение), а на ниж-

ней поверхности — повышенное давление (сгущение).

Разрежение на верхней поверхности крыла даст подсасы-

вающие силы, направленные вверх, а увеличение давле-

ния на нижней поверхности даст поддерживающие силы,

направленные также вверх. Если сложить все эти мест-

ные силы, действующие по элементам поверхности крыла,

то мы получим, как говорят, результирующую подъём-

ную силу.

Распределение местных сил давления по контуру про-

филя крыла при угле атаки 20 показано на рис. 27. Инте-

83