Угол атаки

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

• Тангаж

Источники

• Брошюра «Введение в лётно-технические характеристики ВС» изд. департаментом Airbus по Поддержке и Обеспечению Летной Эксплуатации (Airbus SAS)