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 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.
РЛЭ выделяют:
- предельный угол атаки - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве предельного ограничения для предписанных конфигураций самолета и режимов полета;
- допустимый угол атаки - значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве эксплуатационного ограничения для предписанных конфигураций самолета и режимов полета.
См. также
Источники
- Брошюра «Введение в лётно-технические характеристики ВС» изд. департаментом Airbus по Поддержке и Обеспечению Летной Эксплуатации (Airbus SAS)
