Основы полета Principles of Flight Оксфордская авиационная академия

Если рассмотреть обтекание профиля при одном и том же угле атаки, то при увеличении скоростного напора потока разрежение будет усиливаться, а значит, будет увеличиваться подъёмная сила.

При постоянном скоростном напоре, но увеличивающемся угле атаки (приблизительно до 16) будет увеличиваться перепад давлений между верхней и нижней частью профиля и, одновременно, будет меняться картина распределения давления.

Кроме угла атаки на распределение местных скоростей потока, а значит, и распределение давлений по профилю влияет его геометрия. Геометрия профиля определяется распределением толщины и кривизны профиля по длине хорды.

Наибольшей величины давление достигает в точке торможения потока, где относительная скорость потока равна нулю. Эта точка находится недалеко от передней кромки профиля. При отрицательных углах атаки она находится немного выше передней кромки и по мере роста угла атаки она смещается по направлению к нижней поверхности профиля. Поток воздуха, подходя к точке торможения, делится на поток над и под профилем. Давление в точке торможения равно полному давлению.

Поток, проходящий над профилем, быстро разгоняется вокруг носовой части профиля, образуя зону разрежения. Темп ускорения потока существенно увеличивается при увеличении угла атаки (вплоть до, приблизительно 16). Любая помеха в этой области, такая как отложение льда, снега, инея или грязь и т.п., может существенно воспрепятствовать разгону потока воздуха.

Поток, проходящий под профилем, немного разгоняется и вновь тормозится, образуя небольшую зону разрежения (при углах атаки до 8).

Разница давлений между точкой торможения потока и задней кромкой профиля создаёт силу, направленную против движения самолёта и называемую профильным сопротивлением. Она будет рассмотрена позже.

Рассмотрим обтекание профиля на характерных углах атаки: