Диспут обо всем, только не по теме. Умерла.
До тех пор пока будут считать что подъемная сила крыла обусловлена разностью давления над и под крылом, и будут продолжать игнорировать закон сохранения импульса движения, до тех пор будут появляться такие вопросы.
Ататолий, Это происходит так:
Из-за вязкости воздуха нужно рассматривать профиль крыла, как так называемое "тело вытеснения", образуемое пограничным слоем, который характеризуется так называемой "толщиной вытеснения".
То есть в реальности имеется искажённый профиль с воздушными границами по верхней и нижней поверхностям и с длинным "хвостом", вытягивающимся назад далеко за пределы задней кромки (задней критической точки для профиля, ибо кромки у профиля нет) и в поперечном сечении на задней критической точке имеющем толщину в виде суммы толщин вытеснения на верхней и нижней поверхностях в этой точке. В результате нарушается парадокс Даламбера-Эйлера для идеальной среды, когда давление торможения на передней и задней критических точках профиля одинаково, ибо задняя критическая точка как бы исчезает (возникает сопротивление давления, так как не уравновешивается давление торможения воздушного потока на переднюю критическую точку). Чем больше турбулентность пограничного слоя, тем больше взбухает и ещё быстрее, чем взбухает, удлиняется тело вытеснения, а, значит, тем больше искажается исходный профиль.
Как известно, в пограничном слое воздух, как и всякая вязкая среда, осуществляет своё движение под действием сил трения и давления. Приповерхностные струйки воздуха по мере продвижения от передней кромки (ребра атаки) к точке максимальной толщины профиля вынуждены сужаться, так как на них давят струйки, двигающиеся по потоку выше. Чтобы "протолкнуть" ту же массу воздуха в ту же единицу времени (ибо этой массе деваться просто некуда), необходимо увеличить скорость протекания. Согласно закону сохранения энергии общая энергия струйки должна оставаться неизменной (за минусом потерь на трение в вязкой среде) в каждом своём поперечном сечении. Если увеличивается одна составляющая энергии (в данном случае – кинетическая, за счёт увеличения скорости), значит, на столько же должна уменьшаться другая составляющая (в данном случае – потенциальная, за счёт уменьшения статического давления на верхнюю поверхность). После прохождения самого толстого сечения профиля крыла приповерхностные струйки воздуха начинают расширяться вплоть до задней законцовки профиля (задней критической точки) с соответственным уменьшением скорости потока и ростом статического давления.
Таким образом градиент статического давления воздуха по верхнему контутру профиля сначала отрицательный (от носка до максимальной толщины профиля – давление по ходу движения падает), а затем положительный (от максимальной толщины профиля до законцовки - давление по ходу движения растёт). В точке верхнего контура профиля, соответствующей максимальной толщине профиля, градиент статического давления равен нулю, а само статическое давление достигает своего минимального значения. Данная точка – это точка максимального разрежения воздуха на верхней поверхности.
На участке отрицательного градиента статического давления силы, связанные с давлением, способствуют течению воздуха в пограничном слое (поддавливают воздушный поток в направлении движения). В этом случае, если в носке профиля был ламинарный (плоско-параллельный) пограничный слой, то он сохраняется, а если турбулентный (вихреобразный), то его толщина по мере продвижения вдоль профиля растёт медленно. На участке положительного градиента статического давления силы давления направлены против течения в пограничном слое, ибо в каждой последующей по потоку точке верхнего контура профиля давление больше, чем в предыдущей. Если до начала этого участка ещё сохранялось ламинарное течение, то происходит его нарастающая по ходу течения вдоль профиля турбулизация.
На этом участке (то есть после точки максимальной толщины профиля) в верхней части пограничного слоя, где скорость течения велика, разность давлений скажется лишь в том, что частицы воздуха будут несколько притормаживаться, но направление их движения не изменится. В примыкающей к обшивке крыла нижней части пограничного слоя, где скорость движения мала (из-за трения об обшивку), под влиянием положительной разности давлений может возникнуть обратное движение воздуха (так называемое "возвратное течение").
Это возвратное течение приводит к отрыву пограничного слоя от обтекаемой поверхности. Движущиеся в различных направлениях струйки воздуха в пограничном слое сталкиваются, свёртываются, давая начало вихрю, затем отходят от поверхности и подхватываются набегающим потоком. Сам вихрь (точнее, так называемое "ядро вихря") образуется из воздуха в пограничном слое в результате его отрыва и закручивания. Плавность обтекания нарушается.Если угол атаки увеличивать, то первый участок (с отрицательным градиентом давления) сокращается, сдвигаясь своей задней границей к носку профиля, а второй участок (с положительным градиентом давления), наоборот, удлиняется. При этом на втором участке торможение приповерхностных струек воздуха усиливается, а положительный градиент статического давления растёт.
Однако явление отрыва пограничного слоя происходит только тогда, когда положительный градиент статического давления вдоль обтекаемой воздухом поверхности превышает определённую для данных условий величину, что обычно реализуется на достаточно больших (для каждого типа профиля – своих) углах атаки
ЗЫ. При увеличении угла атаки растёт разрежение на верхней поверхности, растут коэффициенты аэродинамической силы (исходящей из центра давления), так и подъёмной силы (как одной из составляющих аэродинамической силы). При определённом угле атаки, начиная с хвостовой части, возникает отрыв пограничного слоя из-за растущего положительного градиента давления (так называемый "диффузорный отрыв"). При этом в хвостовой части возникает разрежение, которое распространяется и на нижнюю поверхность. На остальной части верхней поверхности разрежение уменьшается. Если далее наращивать угол атаки, то зона отрыва двинется вперёд.
