Приложение

1. Хордой жесткого недеформируем ого крыла принято называть линию, соединяющую переднюю и задние кромки.

2. Углом установки называется угол, заключенный между хордой крыла и продольной осью модели.

3. Углом атаки а называют угол, заключенный между хордой крыла и направлением набегающего потока воздуха (рис. 66).

Рис. 66. Изменение угла атаки а в зависимости от изменения положения хорды АБ и направления набегающего потока воздуха

4. Полной аэродинамической силой Rα называют силу, воспринимаемую крылом от отталкиваемого им воздуха. Направление этой силы примерно можно считать перпендикулярным к хорде (рис. 67).

Рис. 67. Изменение направления полной аэродинамической силы Rα в зависимости от изменения положения хорды относительно направления набегающего потока воздуха

5. Для точного выражения величины и направления полной аэродинамической силы ее обычно задают в виде двух составляющих.

Одна, перпендикулярная к направлению потока воздуха и поперечной оси крыла, называется подъемной силой Y.

Из определения видно, что подъемная сила может быть направлена не только вверх, но и в любую сторону относительно вертикали; поэтому совсем не обязательно, чтобы подъемная сила поднимала модель. Положительная подъемная сила направлена вверх - к голове летчика, сидящего в кабине, а отрицательная вниз - к ногам летчика.

Другая составляющая, направленная по потоку, называется лобовым сопротивлением Q.

6. На поляре (рис. 68) видно, что при изменении угла атаки а от 0 до 8° подъемная сила Y растет при сравнительно небольшом росте лобовою сопротивления Q. При увеличении угла а до 15° прирост подъемной силы уже небольшой, но лобовое сопротивление возрастет сильно.

Рис. 68. Графики, иллюстрирующие изменения величин подъемной силы и лобового сопротивления в зависимости от увеличения угла атаки

При увеличении а до 25° подъемная сила начинает уменьшаться, а лобовое сопротивление продолжает расти.

7. Направление местной подъемной силы и местного лобового сопротивления любого участка крыла ориентируют относительно направления потока воздуха, набегающего на данный участок крыла.

8. Тягой крыльев Р' будем считать проекцию аэродинамических сил, возникающих у машущего крыла, на направление полета центра тяжести модели. Положительная тяга направлена вперед, отрицательная тяга или лобовое сопротивление Q' - назад (рис. 69).

Рис. 69. Направление тяги у модели с машущими крыльями

9. Суммарной подъемной силой Y' будем называть проекцию аэродинамических сил модели на перпендикуляр к направлению полета модели и к ее поперечной оси (рис. 69).