Підйомна з і ла, складова повної сили тиску рідкого або газоподібного середовища на рухоме в ній тіло, спрямована перпендикулярно до швидкості тіла (до швидкості центру тяжіння тіла, якщо воно рухається непоступательно). Виникає П. с. внаслідок несиметрії обтікання тіла середовищем. Наприклад, при обтіканні крила літака (рис. 1) частки середовища, оточуючі нижню поверхню, проходять за той же проміжок часу менший шлях, ніж частинки, оточуючі верхню, більш опуклу поверхню і, отже, мають меншу швидкість. Але, згідно Бернуллі рівняння , Там, де швидкість часток менше, тиск середовища більше і навпаки. В результаті тиск середовища на нижню поверхню крила буде більше, ніж на верхню, що і призводить до появи П. с.

Несиметричне обтікання крила можна представити як результат накладення на симетричне протягом циркуляційного потоку навколо контуру крила, спрямованого на більш опуклою частини поверхні в бік течії, що призводить до збільшення швидкості, а на менш опуклою - проти течії, що призводить до її зменшення. Тоді П. с. Y буде залежати від величини циркуляції швидкості Г і, згідно Жуковського теоремі , Для ділянки крила довжиною L, обтічного плоскопаралельним потоком ідеальної нестисливої рідини, Y = ru ГL, де r - щільність середовища, u - швидкість потоку, що набігає.

Оскільки Г має розмірність [u × l], то П. с. можна висловити рівністю Y = cy r S u 2 / 2обично застосовуваним, в аеродинаміці де S - величина характерною для тіла площі (наприклад, площа крила в плані), су - безрозмірний коефіцієнт П. с., що залежить від форми тіла, його орієнтації в середовищі і чисел Рейнольдса Re і Маха М. значення су визначають теоретичним розрахунком або експериментально. Так, відповідно до теорії Жуковського, для крила в плоско-паралельному потоці су = 2 m (a - a 0), де a - кут атаки (кут між напрямком швидкості набігаючого потоку і хордою крила), a 0 - кут нульовий П. с. , m - коефіцієнт, що залежить тільки від форми профілю крила, приміром, для тонкої зігнутої пластини m = p. У разі крила кінцевого розмаху / коефіцієнт m = p / (1 - 2 / l), де l = l2 / S - подовження крила.

У реальної рідини в результаті впливу в'язкості величина m менше теоретичної, причому ця різниця зростає в міру збільшення відносної товщини профілю; значення кута a 0 також менше теоретичного. Крім того, зі збільшенням кута a залежність су від a (рис. 2), перестає бути лінійною і величина dcy / d a монотонно убуває, стаючи рівною нулю при вугіллі атаки a кр, якому відповідає максимальна величина коефіцієнта П. с. - cymax. Подальше збільшення а веде до падіння з у внаслідок відриву прикордонного шару від верхньої поверхні крила. Величина cymax має істотне значення, тому що чим вона більша, тим менше швидкість зльоту і посадки літака.

При великих, але докритичних швидкостях, т. Е. Таких, для яких М <Мкр (Mkp - значення числа М потоку, що набігає, при якому поблизу поверхні профілю місцеві значення числа М = 1), стає істотною стисливість газу. Для слабо вигнутих і тонких профілів при малих кутах атаки стисливість можна приблизно врахувати, поклавши

, .

При надзвукових швидкостях характер обтікання суттєво змінюється. Так, при обтіканні плоскої пластини у передньої кромки на верхній поверхні утворюються хвилі розрідження, а на нижній - ударна хвиля (Рис. 3). В результаті тиск рн на нижній поверхні пластини стає більше, ніж на верхній (р в); виникає сумарна сила, нормальна до поверхні пластини, складова якої, перпендикулярна до швидкості набігаючого потоку, і є П. с. Для малих М> 1 і малих a П. с. пластини може бути обчислена за формулою . Ця формула справедлива і для тонких профілів довільної форми з гострою передньою кромкою.

Літ .: Жуковський Н.Є., Про приєднані вихори, Ізбр. соч., т. 2, М. - Л., 1948; Лойцянський Л. Г., Механіка рідини і газу, 2 изд., М., 1957; Голубєв В. В., Лекції з теорії крила, М. - Л., 1949; Абрамович Г. Н., Прикладна газова динаміка, 2 вид., М., 1953; Феррі А., Аеродинаміка надзвукових течій, пров. з англ., М., 1953.

М. Я. Юделовіч.

Мал. 2. Залежність су від a.

Мал. 1. Обтікання профілю крила літака. Швидкість n н <n в, тиск рн> рв, Y - підйомна сила крила.

Мал. 3. Схема надзвукового обтікання пластинки: n в> n 1, рв <p1; n 2 <n в, р2> рв; n н <n 1, рн> n 1; n 3> n н, p3 <рн.