Угол атаки — различия между версиями
Darkden (обсуждение | вклад) м (стилевые правки) |
UEMJ (обсуждение | вклад) |
||
| Строка 2: | Строка 2: | ||
| − | На поляре крыла выделяют несколько характерных | + | На поляре крыла выделяют несколько характерных значений угла атаки: |
# Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю; | # Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю; | ||
Версия 01:43, 29 февраля 2012
Угол атаки (α) - это угол между хордой крыла и вектором набегающего потока воздуха. При горизонтальном полёте в спокойной атмосфере угол атаки будет равен сумме углов установки крыла и тангажа.
На поляре крыла выделяют несколько характерных значений угла атаки:
- Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю;
- Наивыгоднейший угол атаки, при котором аэродинамическое качество крыла максимально;
- Критический угол атаки, на котором крыло создаёт максимальную подъемную силу.
См. также
Источники
- Брошюра «Введение в лётно-технические характеристики ВС» изд. департаментом Airbus по Поддержке и Обеспечению Летной Эксплуатации (Airbus SAS)
