Рис. 43 Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки

Рис. 43 Центр давления крыла и изменение его положения в зависимости от угла атаки 

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
 
Положение центра давления зависит от формы профиля и угла атаки. На Рис. 43, б показано, как 
изменяется положение центра давления в зависимости от угла атаки для профилей самолетов Як 52 и Як-55, 
кривая 1 -для самолета Як-55, кривая 2-для самолета Як-52. 
Из графика видно, что положение ЦД при изменении угла атаки у симметричного профиля 
самолета Як-55 остается неизменным и находится примерно на 1/4 расстояния от носка хорды. 
Таблица 1 
нагрузка 
Обозначение веса 
(груза) 
Пустой самолет 
Взлетный вес 
Летчик в передней кабине 
Летчик в задней кабине 
Топливо в баках 
Масло в баках 
G
п
G
взл
G
1
G
2
G
T
G
M
При изменении угла атаки изменяется распределение давления по профилю крыла, и поэтому центр 
давления перемещается вдоль хорды (для несимметричного профиля самолета Як-52), как показано на Рис. 
44
. Например, при отрицательном угле атаки самолета Як 52, примерно равном -1°, силы давления в 
носовой и хвостовой частях профиля направлены в противоположные стороны и равны. Этот угол атаки 
называется углом атаки нулевой подъемной силы. 
Рис. 44 Перемещение центра давления крыла самолета Як-52 при изменении угла атаки 
При несколько большем угле атаки силы давления, направленные вверх, больше силы, 
направленной вниз, их равнодействующая Y будет лежать за большей силой (II), т. е. центр давления 
окажется расположенным в хвостовой части профиля. При дальнейшем увеличении угла атаки 
местонахождение максимальной разности давлений передвигается все ближе к носовой кромке крыла, что, 
естественно, вызывает перемещение ЦД по хорде к передней кромке крыла (III, IV). 
Наиболее переднее положение ЦД при критическом угле атаки 
α
кр= 18° (V).