Первоначальное сообщение от Vovan Если ЦТ — центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.
Например мы летим в горизонт полете, все сбалансировано, вдруг половина пассажиров ломанулась вперед салона — появится, конечно, момент (пикирующий) силы тяжести и мы будем вынуждены его скомпенсировать, потянув баранку на себя и создав на ГО противоположный момент (кабрирующий).
Вопрос: относительно чего эти моменты, если относит. ЦТ, то не получается, он убежал вслед за пассажирами ?
Супер, ЦТ точно убежал. Господа, предлагаю простую схему весов … случай без дифуров: при таком раскладе неподвижная точка — это точка приложения подъемной силы. Если отбросить аэродинамические составляющие компонент планера, которые зависят от режима полета, отбросим конечность размаха крыла, аэродинамическую и геометрическую крутки, то получаем академический случай — точка приложения аэродинамической силы на хорде профиля крыла составляет 25% хорды (конформное преобразование) и она неподвижна. Эта точка и может служить 0 на продольной оси. Далее, имеем установившееся движение … значит суммарный вращающий момент равен нулю. Суммарный момент в продольной вертикальной плоскости = масса самолета * G * (ЦТ — 25%САХ крыла) + подъемная сила ГО * (25%САХ ГО — 25% САХ крыла) Т.о., если пассажиры побежали куда-нибудь … то и ЦТ смещается … и значение первого члена изменяется. Значит, надо изменить второй член, для предотвращения Суммарного момента…
Спасибо.
Gritsevsky
05.12.2003 в 03:11
Первоначальное сообщение от Vovan Если ЦТ — центр вращения, то от центровки (положения ЦТ) не может зависеть никакой момент. Нет момента, потому что нет плеча силы.
Начнем с того, что центр вращения не обязан находиться в центре тяжести. При опускании передней стойки после посадки (а это частный случай полета) центр вращения в точке касания. При выполнении петли Нестерова центр вращения в центре петли, т.е. далеко от самолета. А центр вращения располагают в центре тяжести при рассмотрении продольного равновесия чисто условно, удобно так.
Теперь вернемся к нашим баранам, т.е. тангажу. Чтобы самолет летел горизонтально, надо чтобы подъемная сила была равна весу. Подъемная сила конкретного самолета при конкретных условиях (плотность воздуха) зависит от скорости и угла атаки. Значит в горизонтальном полете на определенной высоте и скорости мы должны рулем высоты удерживать определенный угол атаки а значит и тангажа. И это вся теория, в первом приближении.
Во втором приближении мы должны учесть то, что подъемная сила создается не только крылом, но и оперением. Вот перераспределение подъемной силы между крылом и оперением зависит от центровки. При передней центровке для удержания равновесия надо уменьшить подъемную силу оперения и, для сохранения общей подъемной силы, несколько увеличить угол атаки крыла.
Нельзя рассматривать равновесие самолета как равновесие весов, где груз — туда и наклонился. Самолет штука управляемая, внутри парень рулит и устанавливает такой тангаж, какой нужен для полета а не какой самолет «хочет» под действием перемещений пассажиров или еще чего. А вот когда запас рулей исчерпан, тогда да, весы могут и перевесить.
Степан
Bizon
05.12.2003 в 07:28
Первоначальное сообщение от Gritsevsky … Нельзя рассматривать равновесие самолета как равновесие весов, где груз — туда и наклонился. Самолет штука управляемая, внутри парень рулит и устанавливает такой тангаж, какой нужен для полета а не какой самолет «хочет» под действием перемещений пассажиров или еще чего …
Gritsevsky, Вы правы по-своему, однако, имхо усложняете. Я в простой форме попытался описать равновесие самолета при горизонтальном полете … Считаю легкомысленным делать выводы о динамике поведения самолета в других фазах полета … в этом случае без дифуров грубо будет … в конце концов мы все равно рассуждаем в рамках моделей, реальность «красивше».
Спасибо.
Gritsevsky
05.12.2003 в 08:11
Первоначальное сообщение от Bizon Gritsevsky, Вы правы по-своему, однако, имхо усложняете. Я в простой форме попытался описать равновесие самолета при горизонтальном полете … Считаю легкомысленным делать выводы о динамике поведения самолета в других фазах полета … в этом случае без дифуров грубо будет … в конце концов мы все равно рассуждаем в рамках моделей, реальность «красивше».
Спасибо.
Во первых, как раз с вами то я и не спорил. У вас все правильно. Аналогия с весами не в ваш адрес. Просто хотелось довести простую мысль: если самолет задрал нос выше положенного, то скорее всего скорость маловата а не хвост перегружен.
Что касается усложнения. Вы симовскую модель тангажа и управления по тангажу видели? Там усложнять уже некуда, очень лихо заверчено. А вот дифуров пожалуй не нужны, моделирование в реальном масштабе времени.
Степан
Bizon
05.12.2003 в 08:49
Первоначальное сообщение от Gritsevsky … Вы симовскую модель тангажа и управления по тангажу видели? …
Нет, не видел … я не специалист в симе. С сентября увлекся симом Интересно было бы увидеть системы управления, реализованные в симе … поделитесь, пожалуйста, ссылками с описаниями.
Спасибо.
PS: в дополнение, «нулем», т.е. точкой для расчета моментов может служить любая точка в пространстве … главное правило для равномерного горизонтального полета, в этой точке сумма моментов от всех сил, воздействующих на самолет, равно нулю.
Vovan
05.12.2003 в 14:16
Первоначальное сообщение от TenderCat Подъемная сила — то приложена отнюдь не к центру масс! Плечо, создающее пикирующий момент — расстояние между фокусом крыла и ЦТ, плечо, создающее компенсирующий кабрирующий момент — расстояние между фокусом ГО и ЦТ, а сумма моментов, равная нулю, находится в точке фокуса самолета.
Если мы говорим о нулевом суммарном моменте, то моменты (и плечи сил) должны считаться относительно ОДНОЙ выбранной точки.
Мне, бестолковому, кажется, что самолет «подвешен» в воздухе не за ЦТ, а за некоторую точку, где приложена равнодействующая аэродинамических сил — центр давления. Он в общем случае не совпадает с фокусом самолета. Фокус — точка приложения приращения подъемной силы. То есть приращение подъемной силы тоже создает момент. А в свою очередь изменение угла атаки тоже изменяет положение центра давлений.
Вобщем пишу я все это потому, что центровка реально влияет на тангаж самолета. А всяких точек и моментов достаточно много. И от их взаимного расположения, ИМХО, это и зависит
Bizon
05.12.2003 в 14:40
Первоначальное сообщение от Vovan … Мне … кажется, что самолет «подвешен» в воздухе не за ЦТ, а за некоторую точку, где приложена равнодействующая аэродинамических сил — центр давления. Он в общем случае не совпадает с фокусом самолета …
А силу тяги Вы относите к аэродинамической силе при расчете равнодействующей аэродинамических сил? Если да, то такой фокус будет совпадать с ЦТ, иначе … самолет будет вращаться.
Спасибо.
Vovan
05.12.2003 в 15:18
Первоначальное сообщение от Bizon А силу тяги Вы относите к аэродинамической силе при расчете равнодействующей аэродинамических сил? Если да, то такой фокус будет совпадать с ЦТ, иначе … самолет будет вращаться.
Спасибо.
Да оставим в покое децентрацию тяги — нет ее. И каким образом фокус совпадет с ЦТ, ничего не понимаю, при чем тут тяга…?
ilya1502
06.12.2003 в 16:43
Первоначальное сообщение от Bizon аэродинамическую и геометрическую крутки
Разрешите, пожалуйста, один вопрос по ходу…
Крутку крыла себе представляю: это изменение углов установки хорд от корня к законцовке. Так?
А чем геометрическая отличается от аэродинамической?
Спасибо
denokan
06.12.2003 в 17:43
Фокус крыла — точка приложения приращения вектора подъемной силы. Она всегда постоянна.
Стабилизатор — то же крыло.
В аэродинамике рассматривают фокус самолета — точка приложения приращения подъемной силы самолета, т.е. среднего вектора (фокуса крыла и стабилизатора) попросту говоря.
Эта точка МЕНЯЕТ свое положение в зависимости от угла атаки.
В устойчивом самолет фокус самолета находится позади центра тяжести, тогда при действии внешнего возмущения самолет будет сам возвращаться в устойчивое положение, т.к. на плече до центра тяжести от фокуса самолета будет создаваться стабилизирующий момент.
В неустойчивом самолете фокус находится впереди центра тяжести, и при любом изменении устойчивого положения самолета будет создаваться момент, увеличивающий это изменение. От пилота потребуются двойные движения штурвалом,полет будет очень опасен, т.е, невозможен.
Если ЦТ совмещен с Ф, самолет будет продольно-нейтральным, потребуется вмешиваться в пилотирование в ответ на малейшее возмущение.
Децентрация тяги есть и на Ту-154. Двигатели расположены выше ЦТ, значит, при увеличении режима появляется ПИКИРУЮЩИЙ момент.
Он и появляется. Но также, увеличение режима увеличивает скос потока воздуха, действующий сверху на стабилизатор, что дает момент кабрирующий и он более значителен, чем момент от децентрации двигателей.
Komthur
06.12.2003 в 17:44
Изменение угла установки крыла по размаху называется ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ круткой.
Изменение профиля крыла по размаху называется АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ круткой.
У современных пассажирских самолетов аэродинамическая крутка обычно выражается в постепенном переходе от сверхкритических профилей большой относительной толщины у корня к профилю, близкому к симметричному, с малой относительной толщиной у законцовок. Такая крутка обеспечивает условия размещения большого количества топлива в кессонах крыла, сдвигает начало волнового кризиса в область больших значений числа М и смещает его в корневую часть, что способствует сохранению поперечной устойчивости и управляемости на больших крейсерских скоростях.
denokan
06.12.2003 в 17:55
Поясню. Срыв потока начнется сначала в корневой части крыла, имеющей больший угол установки и толщину профиля.
Ваня
06.12.2003 в 20:14
Первоначальное сообщение от denokan Поясню. Срыв потока начнется сначала в корневой части крыла, имеющей больший угол установки и толщину профиля.
Всё правильно, только наооборот! С конца крыла (это для стреловидного). Картинки публиковать?
Ваня
06.12.2003 в 20:17
Первоначальное сообщение от denokan Фокус крыла — точка приложения приращения вектора подъемной силы. Она всегда постоянна.
Стабилизатор — то же крыло.
В аэродинамике рассматривают фокус самолета — точка приложения приращения подъемной силы самолета, т.е. среднего вектора (фокуса крыла и стабилизатора) попросту говоря.
Эта точка МЕНЯЕТ свое положение в зависимости от угла атаки.
В устойчивом самолет фокус самолета находится позади центра тяжести, тогда при действии внешнего возмущения самолет будет сам возвращаться в устойчивое положение, т.к. на плече до центра тяжести от фокуса самолета будет создаваться стабилизирующий момент.
В неустойчивом самолете фокус находится впереди центра тяжести, и при любом изменении устойчивого положения самолета будет создаваться момент, увеличивающий это изменение. От пилота потребуются двойные движения штурвалом,полет будет очень опасен, т.е, невозможен.
Если ЦТ совмещен с Ф, самолет будет продольно-нейтральным, потребуется вмешиваться в пилотирование в ответ на малейшее возмущение.
Децентрация тяги есть и на Ту-154. Двигатели расположены выше ЦТ, значит, при увеличении режима появляется ПИКИРУЮЩИЙ момент.
Он и появляется. Но также, увеличение режима увеличивает скос потока воздуха, действующий сверху на стабилизатор, что дает момент кабрирующий и он более значителен, чем момент от децентрации двигателей.
Капнём глубже! Теперь давайте поговорим что такое ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ, а также вспомним что такое СТАТИЧЕСКАЯ и ДИНАМИЧЕСКАЯ устойчивость самолета. Ну это для более полного понимания топика…
ilya1502
06.12.2003 в 20:55
Первоначальное сообщение от Ваня Картинки публиковать?
Обязательно!
Ваня
07.12.2003 в 04:15
Первоначальное сообщение от ilya1502 Обязательно!
Вот… Объяснять нужно что тут намалёвано?
Ваня
07.12.2003 в 04:17
А теперь все дружно напрягёмся и попробуем угадать ответ на вопрос из писменного теста PPL. (Ну это кто не понял верхнего рисунка…)
denokan
07.12.2003 в 05:02
Первоначальное сообщение от Ваня Всё правильно, только наооборот! С конца крыла (это для стреловидного). Картинки публиковать?
Абсолютно верно для крыла не имеющей геометрической и аэродинамической крутки.
Специально для того, чтобы срыв начинался в КОРНЕВОЙ части крыла она и была придумана.
И тогда эти рисунки принимают совсем иной вид.
Блин, ты меня чуть в неловкое положение не поставил.
ПОвнимательнее топик читаем, повнимательнее
Ваня
07.12.2003 в 05:16
Сотри, пожайлуста, что ты тут сверху написал, а то я щас еще кое что про крутку опубликую и тогда произойдёт то самое…
kulik
07.12.2003 в 05:18
Срыв потока на треугольных и скошеных крыльях начинается от конца крыла к основанию. Так?
Ваня
07.12.2003 в 05:22
Ладно, пока от себя, без цитат и рисунков: Аэродинамичиская и геометрическая крутки уменьшают, но не устраняют этот эффект. Это является одним из недостатков стреловидного крыла.
Ваня
07.12.2003 в 05:27
Первоначальное сообщение от kulik Срыв потока на треугольных и скошеных крыльях начинается от конца крыла к основанию. Так?
Совершенно в дырочку:
kulik
07.12.2003 в 05:45
Первоначальное сообщение от Ваня Ладно, пока от себя, без цитат и рисунков: Аэродинамичиская и геометрическая крутки уменьшают, но не устраняют этот эффект. Это является одним из недостатков стреловидного крыла.
Нашел вот такие определения. Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют более несущие профили с большим значением Сумакс. Благодаря этому концевой срыв на больших углах атаки наступает позже. Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаются по мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых у незакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает.
Возникли три вопроса. 1. Несущие профили с большим значением Сумакс, что это и как? 2. установочные углы? 3. Может крыло быть с аэродинамическая круткой и одновременно с гометрическая круткой?
Ваня
07.12.2003 в 05:54
Первоначальное сообщение от kulik Возникли три вопроса. 1. Несущие профили с большим значением Сумакс, что это и как? 2. установочные углы? 3. Может крыло быть с аэродинамическая круткой и одновременно с гометрическая круткой?
1. Разные типы профилей. 2. Угол между хордой и продольной осью самолета меняется с размахом крыла. 3. Да.
denokan
07.12.2003 в 06:06
Первоначальное сообщение от Ваня Сотри, пожайлуста, что ты тут сверху написал, а то я щас еще кое что про крутку опубликую и тогда произойдёт то самое…
Могу и на пальцах обосновать, но раз в Симе не доверяют словам, прошу на помощь зубров.
Геометрическая крутка крыла достигается переменным установочным углом. Корневая часть крыла установлена под углом 3*, а концевая под углом -1*. В конце отъемной части крыла применяется профиль более несущий с повышенным критическим углом атаки. НАЛИЧИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КРУТКИ задерживает срыв потока В КОНЦЕ КРЫЛА ДО БОЛЬШИХ УГЛОВ АТАКИ. … … Благодаря этим особенностям крыла ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета до больших углов атаки. Такие крайне опасные явления, как «подхватывание» самолета, боковая раскачка и срыв самолета происходят на значительно меньших скоростях, и больших углах атаки.
Еще вопросы есть?
По практической аэродинамике я люблю дискуссии. Любимый предмет
Господа, предлагаю простую схему весов … случай без дифуров: при таком раскладе неподвижная точка — это точка приложения подъемной силы. Если отбросить аэродинамические составляющие компонент планера, которые зависят от режима полета, отбросим конечность размаха крыла, аэродинамическую и геометрическую крутки, то получаем академический случай — точка приложения аэродинамической силы на хорде профиля крыла составляет 25% хорды (конформное преобразование) и она неподвижна. Эта точка и может служить 0 на продольной оси.
Далее, имеем установившееся движение … значит суммарный вращающий момент равен нулю. Суммарный момент в продольной вертикальной плоскости = масса самолета * G * (ЦТ — 25%САХ крыла) + подъемная сила ГО * (25%САХ ГО — 25% САХ крыла)
Т.о., если пассажиры побежали куда-нибудь … то и ЦТ смещается … и значение первого члена изменяется. Значит, надо изменить второй член, для предотвращения Суммарного момента…
Спасибо.
Начнем с того, что центр вращения не обязан находиться в центре тяжести. При опускании передней стойки после посадки (а это частный случай полета) центр вращения в точке касания. При выполнении петли Нестерова центр вращения в центре петли, т.е. далеко от самолета. А центр вращения располагают в центре тяжести при рассмотрении продольного равновесия чисто условно, удобно так.
Теперь вернемся к нашим баранам, т.е. тангажу.
Чтобы самолет летел горизонтально, надо чтобы подъемная сила была равна весу. Подъемная сила конкретного самолета при конкретных условиях (плотность воздуха) зависит от скорости и угла атаки. Значит в горизонтальном полете на определенной высоте и скорости мы должны рулем высоты удерживать определенный угол атаки а значит и тангажа.
И это вся теория, в первом приближении.
Во втором приближении мы должны учесть то, что подъемная сила создается не только крылом, но и оперением. Вот перераспределение подъемной силы между крылом и оперением зависит от центровки. При передней центровке для удержания равновесия надо уменьшить подъемную силу оперения и, для сохранения общей подъемной силы, несколько увеличить угол атаки крыла.
Нельзя рассматривать равновесие самолета как равновесие весов, где груз — туда и наклонился. Самолет штука управляемая, внутри парень рулит и устанавливает такой тангаж, какой нужен для полета а не какой самолет «хочет» под действием перемещений пассажиров или еще чего.
А вот когда запас рулей исчерпан, тогда да, весы могут и перевесить.
Степан
Gritsevsky, Вы правы по-своему, однако, имхо усложняете. Я в простой форме попытался описать равновесие самолета при горизонтальном полете … Считаю легкомысленным
делать выводы о динамике поведения самолета в других фазах полета … в этом случае без дифуров грубо будет … в конце концов мы все равно рассуждаем в рамках моделей, реальность «красивше».
Спасибо.
Во первых, как раз с вами то я и не спорил. У вас все правильно. Аналогия с весами не в ваш адрес. Просто хотелось довести простую мысль: если самолет задрал нос выше положенного, то скорее всего скорость маловата а не хвост перегружен.
Что касается усложнения. Вы симовскую модель тангажа и управления по тангажу видели? Там усложнять уже некуда, очень лихо заверчено. А вот дифуров пожалуй не нужны, моделирование в реальном масштабе времени.
Степан
Нет, не видел … я не специалист в симе. С сентября увлекся симом
Интересно было бы увидеть системы управления, реализованные в симе … поделитесь, пожалуйста, ссылками с описаниями.
Спасибо.
PS: в дополнение, «нулем», т.е. точкой для расчета моментов может служить любая точка в пространстве … главное правило для равномерного горизонтального полета, в этой точке сумма моментов от всех сил, воздействующих на самолет, равно нулю.
Если мы говорим о нулевом суммарном моменте, то моменты (и плечи сил) должны считаться относительно ОДНОЙ выбранной точки.
Мне, бестолковому, кажется, что самолет «подвешен» в воздухе не за ЦТ, а за некоторую точку, где приложена равнодействующая аэродинамических сил — центр давления. Он в общем случае не совпадает с фокусом самолета. Фокус — точка приложения приращения подъемной силы. То есть приращение подъемной силы тоже создает момент. А в свою очередь изменение угла атаки тоже изменяет положение центра давлений.
Вобщем пишу я все это потому, что центровка реально влияет на тангаж самолета.
А всяких точек и моментов достаточно много. И от их взаимного расположения, ИМХО, это и зависит
А силу тяги Вы относите к аэродинамической силе при расчете равнодействующей аэродинамических сил? Если да, то такой фокус будет совпадать с ЦТ, иначе … самолет будет вращаться.
Спасибо.
Да оставим в покое децентрацию тяги — нет ее. И каким образом фокус совпадет с ЦТ, ничего не понимаю, при чем тут тяга…?
Разрешите, пожалуйста, один вопрос по ходу…
Крутку крыла себе представляю: это изменение углов установки хорд от корня к законцовке. Так?
А чем геометрическая отличается от аэродинамической?
Спасибо
Стабилизатор — то же крыло.
В аэродинамике рассматривают фокус самолета — точка приложения приращения подъемной силы самолета, т.е. среднего вектора (фокуса крыла и стабилизатора) попросту говоря.
Эта точка МЕНЯЕТ свое положение в зависимости от угла атаки.
В устойчивом самолет фокус самолета находится позади центра тяжести, тогда при действии внешнего возмущения самолет будет сам возвращаться в устойчивое положение, т.к. на плече до центра тяжести от фокуса самолета будет создаваться стабилизирующий момент.
В неустойчивом самолете фокус находится впереди центра тяжести, и при любом изменении устойчивого положения самолета будет создаваться момент, увеличивающий это изменение. От пилота потребуются двойные движения штурвалом,полет будет очень опасен, т.е, невозможен.
Если ЦТ совмещен с Ф, самолет будет продольно-нейтральным, потребуется вмешиваться в пилотирование в ответ на малейшее возмущение.
Децентрация тяги есть и на Ту-154. Двигатели расположены выше ЦТ, значит, при увеличении режима появляется ПИКИРУЮЩИЙ момент.
Он и появляется. Но также, увеличение режима увеличивает скос потока воздуха, действующий сверху на стабилизатор, что дает момент кабрирующий и он более значителен, чем момент от децентрации двигателей.
Изменение профиля крыла по размаху называется АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ круткой.
У современных пассажирских самолетов аэродинамическая крутка обычно выражается в постепенном переходе от сверхкритических профилей большой относительной толщины у корня к профилю, близкому к симметричному, с малой относительной толщиной у законцовок. Такая крутка обеспечивает условия размещения большого количества топлива в кессонах крыла, сдвигает начало волнового кризиса в область больших значений числа М и смещает его в корневую часть, что способствует сохранению поперечной устойчивости и управляемости на больших крейсерских скоростях.
Всё правильно, только наооборот! С конца крыла (это для стреловидного). Картинки публиковать?
Капнём глубже! Теперь давайте поговорим что такое ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ, а также вспомним что такое СТАТИЧЕСКАЯ и ДИНАМИЧЕСКАЯ устойчивость самолета.
Ну это для более полного понимания топика…
Обязательно!
Вот… Объяснять нужно что тут намалёвано?
Абсолютно верно для крыла не имеющей геометрической и аэродинамической крутки.
Специально для того, чтобы срыв начинался в КОРНЕВОЙ части крыла она и была придумана.
И тогда эти рисунки принимают совсем иной вид.
Блин, ты меня чуть в неловкое положение не поставил.
ПОвнимательнее топик читаем, повнимательнее
Совершенно в дырочку:
Нашел вот такие определения.
Аэродинамическая крутка. У аэродинамически закрученных крыльев на концах применяют более несущие профили с большим значением Сумакс. Благодаря этому концевой срыв на больших углах атаки наступает позже.
Геометрическая крутка крыла выполняется таким образом, что установочные углы уменьшаются по мере приближения к концам крыла. Этим достигается то, что при тех же углах атаки, при которых у незакрученного крыла возникает концевой срыв потока, у закрученного крыла он не возникает.
Возникли три вопроса.
1. Несущие профили с большим значением Сумакс, что это и как?
2. установочные углы?
3. Может крыло быть с аэродинамическая круткой и одновременно с гометрическая круткой?
1. Разные типы профилей.
2. Угол между хордой и продольной осью самолета меняется с размахом крыла.
3. Да.
Могу и на пальцах обосновать, но раз в Симе не доверяют словам, прошу на помощь зубров.
Объясняю цитатой из П.Т.Бехтира «Практическая аэродинамика самолета Ту-154», стр. 31,12 строка сверху.
Геометрическая крутка крыла достигается переменным установочным углом. Корневая часть крыла установлена под углом 3*, а концевая под углом -1*. В конце отъемной части крыла применяется профиль более несущий с повышенным критическим углом атаки. НАЛИЧИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКОЙ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КРУТКИ задерживает срыв потока В КОНЦЕ КРЫЛА ДО БОЛЬШИХ УГЛОВ АТАКИ. … … Благодаря этим особенностям крыла ОБЕСПЕЧИВАЕТСЯ продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета до больших углов атаки. Такие крайне опасные явления, как «подхватывание» самолета, боковая раскачка и срыв самолета происходят на значительно меньших скоростях, и больших углах атаки.
Еще вопросы есть?
По практической аэродинамике я люблю дискуссии. Любимый предмет