где 
- плотность среды.
Приглашаем посетить сайт
ПОДЪЁМНАЯ СИЛА
ПОДЪЁМНАЯ СИЛА - сила, перпендикулярнаявектору скорости движения центра тяжести тела, возникающая вследствие несимметрииобтекания тела потоком жидкости (газа). В двумерной модели движения крылав идеальной и несжимаемой жидкости (рис. 1) несимметричное движение жидкостиу границ крыла можно представить как сумму поступат. движения со скоростью . ициркуляц. движения интенсивностью Г. В суммарном течении при выбранномнаправлении циркуляции скорость у ниж. границы профиля будет меньше, адавление больше, чем у верхней (см. Бернулли уравнение). Интегралот давления по контуру профиля крыла даст П. с. Y, перпендикулярнуюскорости набегающего потока v. П. с. Y будет зависеть отвеличины циркуляции скорости Г и, согласно Жуковского теореме, дляучастка крыла длиной L (вдоль размаха)где - плотность среды.
Рис. 1. Схема обтекания профиля крыла самолёта. <Скорость v н < v в, давление p н р в.
Поскольку Г имеет размерность [vl]([l] - размерность длины), то П. с. можно выразить равенством 
где S - величина характерной для тела площади (напр., площадь крылав плане, равная Lb, если b - длина хорды профиля крыла), С у- безразмерный коэф. П. с., зависящий в общем случае от формы тела, <его ориентации в среде и чисел Рейнольдса Re и Маха М. Значение С у определяюттеоретич. расчётом или экспериментально. Так, согласно теории Жуковского, <для крыла бесконечного размаха в плоскопараллельном потоке при небольшихуглах атаки 
где 
- угол атаки (угол между направлением скорости набегающего потока и хордойкрыла),
-угол атаки при нулевой П. с., m- коэф., зависящий только от формыпрофиля крыла, напр. для тонкой слабоизогнутой пластины т =
.В случае крыла конечного размаха L коэф. т =
где 
=L/b- удлинение крыла. Методы вычисления П. с. обобщены на случай обтеканиярешётки профилей и используются при расчёте лопаточных машин (насосов, <компрессоров и турбин).
В реальной жидкости в результате влияниявязкости величина т меньше теоретической, причём эта разница возрастаетпо мере увеличения относит. толщины профиля; значение угла 
такжеменьше теоретического. Кроме того, с увеличением угла 
зависимость С у от 
(рис. 2) перестаёт быть линейной и величина dCy/
монотонно убывает, становясь равной нулю при угле атаки 
к-рому соответствует макс. величина коэф. П. с. С у макс.Дальнейшее увеличение 
ведёт к падению Су вследствие отрыва пограничного слоя от верх. <поверхности крыла и возрастания давления на ней. Величина С у макс имеет существ. значение, т. к. чем она больше, тем меньше скорость взлётаи посадки самолёта.
Рис. 2. Зависимость С у отa.
При больших, но докритич. скоростях, т. <е. таких, для к-рых М< М кр ( М кр- значение числа М набегающего потока, при к-ром вблизи поверхностипрофиля местные значения числа М =1), становится существенной сжимаемостьгаза. Для слабопзогнутых и тонких профилей при малых 
сжимаемость можно приближённо учесть, положив
При сверхзвуковых скоростях характер обтеканиясущественно меняется. Так, при обтекании плоской пластины идеальным сжимаемымгазом у её передней кромки на верх. поверхности образуются волны разрежения, <а на нижней - ударная волна (рис. 3). В результате давление р н наниж. поверхности пластины становится больше, чем на верхней (р в);возникает суммарная сила, нормальная к поверхности пластины, составляющаяк-рой, перпендикулярная к скорости набегающего потока, и есть П. с. Длямалых М
П. с. пластины может быть вычислена по ф-ле С у =
Этаф-ла справедлива и для тонких профилей произвольной формы с острой переднейкромкой.
Рис. 3. Схема сверхзвукового обтеканияпластинки: v в > v н, р в< р н; v2 < v в, р 2 р в;v н<v1, р н При обтекании тел сложной формы, напр. <спускаемых в атмосфере Земли и планет космич. летат. аппаратов, П. с. определяютэксперим. путём на основании испытаний геометрически подобных моделей ваэродинамич. трубах и газодинамич. стендах.
Лит.: Лойцянский Л. Г., Механикажидкости и газа, 6 изд., М., 1987; Седов Л. И., Механика сплошной среды,4 изд., т. 1 - 2, М., 1983 - 84. р
М. Я. Юделович.