Угол атаки — различия между версиями
Jethawk (обсуждение | вклад) |
Jethawk (обсуждение | вклад) |
||
| Строка 2: | Строка 2: | ||
На полярах самолета выделяют несколько характерных углов атаки: | На полярах самолета выделяют несколько характерных углов атаки: | ||
| + | |||
1. Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю; | 1. Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю; | ||
| + | |||
2. Наивыгоднейший угол атаки, при котором аэродинамическое качество крыла максимально; | 2. Наивыгоднейший угол атаки, при котором аэродинамическое качество крыла максимально; | ||
| + | |||
3. Критический угол атаки, на котором крыло создаёт максимальную подъемную силу. | 3. Критический угол атаки, на котором крыло создаёт максимальную подъемную силу. | ||
Версия 14:13, 3 ноября 2010
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 полярах самолета выделяют несколько характерных углов атаки:
1. Нулевой угол атаки, когда коэффициент подъемной силы равен Cy 0-ю;
2. Наивыгоднейший угол атаки, при котором аэродинамическое качество крыла максимально;
3. 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)
