ресно отметить, что при лётных углах атаки около 700/0

общей подъёмной силы обусловлено подсасывающими си-

лами, они действуют по верхней поверхности крыла.

И только 300/0 обусловлено поддерживающими силами,

возникающими благодаря повышению давления на ниж-

Рис. 27. Распределение дав-

лений по контуру профиля

крыла самолёта

ней поверхности.

заслугой

Величайшей

Н. Е. Жуковского является со-

здание метода определения

подъёмной силы крыла само-

лёта. Следует указать, что раз-

режение на верхней поверхно-

незначительно —

сти очень

порядка 1—20/0. Но так как

сила атмосферного давления

на один квадратный метр пло-

щади достигает в нормальных

условиях 10 ООО килограммов,

то разрежение в 1—20/0 обеспе-

чивает подъёмную силу в

100—200 килограммов на каж-

дый квадратный метр несущей

поверхности крыла.

Для вычисления величины подъёмной силы, как видно

из предыдущих пояснений, весьма важно знать, по ка-

кому закону увеличиваются скорости на верхней поверх-

ности крыла и по какому закону уменьшаются на нижней

поверхности. Для интегральной (суммарной) характери-

стики неравномерности распределения скоростей Жуков-

ский использовал одну величину, называемую циркуля-

цией скорости вокруг профиля крыла. Эта величина есть

не что иное, как работа вектора скорости по замкнутому

контуру, охватывающему профиль крыла. Если обозна-

чить плотность воздуха буквой р, а циркуляцию скоро-

сти буквой Г, то величина подъёмной силы крыла дан-

ного профиля на единицу размаха определяется следую-

щей теоремой Н. Е. Жуковского:

Величина подъёмной силы крыла на метр размаха

равняется произведению плотности воздуха на циркуля-

цию скорости и на скорость полёта аэроплана.

Математически формула Н. Е. Жуковского записы-

вается в виде

84