Угол атаки — различия между версиями
Jethawk (обсуждение | вклад) |
Darkden (обсуждение | вклад) м (стилевые правки) |
||
| Строка 4: | Строка 4: | ||
На поляре крыла выделяют несколько характерных углов атаки: | На поляре крыла выделяют несколько характерных углов 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 == | == См. также == | ||
Версия 01:24, 4 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 поляре крыла выделяют несколько характерных углов 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)
