Итак, при движении пластинки под некоторым углом к направлению движения возникает подъемная сила. Однако попутно с этим образуется, как мы видели, и другая сила — сила лобового сопротивления, которая тормозит поступательное движение пластинки. Но нельзя ли как-нибудь уменьшить эту вредную силу?

Лобовое сопротивление пластинки велико потому, что пластинка не представляет собой тела обтекаемой формы. Следовательно, для того чтобы сохранить подъемную силу, но уменьшить лобовое сопротивление, необходимо взять не пластинку, а тело обтекаемой формы. Иными словами, крыло нельзя делать плоским наподобие пластинки, а следует придать ему в поперечном сечении обтекаемую форму (фиг. 38).

Выше мы видели, что встречный воздух легко и плавно обтекает тело обтекаемой формы (фиг. 33), вследствие чего сзади тела почти не получается завихрений. Вот почему именно такую форму и придают в поперечном сечении, крылу любой летательной машины, в том числе и лопастям ротора автожира.

профиля к глубине крыла, т. е.

, Фиг. 39. Основные виды профилей крыльев

(фиг. 40), чем в случае плоской пластинки. Иными словами, у крыла благодаря обтекаемой форме сила сопротивления воздуха идет, главным образом, на поддержание крыла, а не на торможение его. Из чертежа ясно, что чем более отвесно вверх будет направлена сила R, тем больше будет подъемная сила Р и тем меньше будет сила лобового сопротивления.

Движение крыла показано также на фиг. 41.. Угол α, составляемый хордой крыла и направлением движения, называется углом атаки. Точка пересечения силы давления воздуха R

Фиг. 40. У крыла отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления больше, чём у пластинки

Крыло может двигаться в воздухе под различными углами атаки (фиг. 42).Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым. Положительным углом атаки (фиг. 42,а) называется такой, при котором встречный воздух набегает на нижнюю поверхность крыла, отрицательным углом атаки (фиг. 42, b) называется такой, при котором потоку воздуха подставлена верхняя поверхность крыла, и

Фиг. 42. Крыло может двигаться под положительным (а), отрицательным (b) и нулевым (с) углами атаки

нулевым утлом атаки (фиг. 42, с) — угол, при котором направление движения и хорда крыла совпадают.

Мы указали четыре основные формы профилей крыльев. Однако для каждой из этих форм может быть найдено множество различных профилей, отличающихся друг от друга толщиной и кривизной. Подбор нужного профиля — важная задача конструктора, так как от правильно выбранного профиля зависят летные качества машины. В основу исследований над различными профилями крыльев кладется всегда опыт. Для опытного исследования профилей крыльев служит аэродинамическая труба, о которой уже упоминалось.

Если в аэродинамической трубе поместить крыло или модель крыла данного профиля под некоторым углом атаки а к потоку (фиг. 43), то крыло окажется точно в таких же условиях, как если бы самолет с таким крылом летел. Крыло, следовательно, будет испытывать определенное сопротивление воздуха. Для того чтобы определить подъемную силу и лобовое сопротивление крыла, последнее соединяется рычажками с особыми чувствительными весами, принцип которых понятен из фиг. 43. Нетрудно понять, что сумма грузиков Р, и Р₂ даст нам подъемную силу крыла, а величина лобового сопротивления крыла определится натяжением нити, перекинутой через блок, т. е. грузиком Q.