Образование дополнительной подъемной силы на крыле с несимметричным профилем.

На рисунке 37 показана схема обтекания несимметричного профиля.

Рассмотрим две струйки воздуха, обтекающие верхнюю и нижнюю поверхности профиля параплана. Профиль параплана обтекается без завихрений. Молекулы воздуха в струйках 1 и 2, подходящие одновременно к передней кромке крыла, должны также одновременно отойти от задней кромки. Из рисунка видно, что длина траектории струйки воздуха, обтекающей верхнюю поверхность профиля параплана, (1) больше, чем длина траектории обтекания нижней поверхности (2). Над верхней поверхностью молекулы воздуха движутся быстрее и располагаются реже, чем внизу. Возникает РАЗРЯЖЕНИЕ. Разница давлений под нижней и над верхней поверхностями крыла приводит к появлению дополнительной подъемной силы. В отличие от пластины, при нулевом угле атаки на крыле с подобным профилем подъемная сила будет не нуль.
Наибольшее ускорение обтекающего профиль потока возникает над верхней поверхностью вблизи передней кромки параплана. Соответственно там же наблюдается и максимальное разряжение. На рисунке 38 показаны эпюры распределения давления по поверхности профиля.

Сp - Коэффициент давления.
Р - Давление в потоке.
Рн - Давление в невозмущенном потоке.
qн - Скоростной напор невозмущенного потока.
Pн - Плотность воздуха в невозмущенном потоке.
Vн - Скорость невозмущенного потока.

Примечание: Твердое тело, взаимодействуя с потоком воздуха, изменяет его характеристики (давление, плотность, скорость). Под характеристиками невозмущенного потока мы будем понимать характеристики потока на бесконечно большом удалении от исследуемого тела. То есть там где исследуемое тело с потоком не взаимодействует (не возмущает его).

Коэффициент Ср показывает относительную разницу между давлением воздушного потока на крыло (параплан) и атмосферным давлением в невозмущенном потоке. Там где Ср<0 поток разряжен. Там где Ср>0 поток испытывает сжатие.

Особо отметим точку 'А'. Это критическая точка. В ней происходит разделение потока. В этом месте скорость потока равна нулю, давление максимально и равно давлению торможения, а коэффициент давления Ср=1.

Рo -Давление торможения.
Рн - Давление в невозмущснном потоке.
qн - Скоростной напор невозмушенного потока.

Распределение давлений по профилю параплана существенно зависит от формы профиля, угла атаки и может значительно отличаться от приведенного на рисунке. Важно лишь уяснить, чтоосновная часть подъемной силы образуется на первых 25%хорды профиля за счет разряжения воздушного потока над верхней поверхностью крыла.