Физика и аэродинамика в БзС

[adzyga]

Неправда ваша. Элерон меняет кривизну профиля, от которой и зависит подъемная сила. Зависимость подъемной силы от угла атаки имеет линейный вид. Изменение кривизны профиля влияет на величину начальной подъемной силы. Симметричный профиль имеет нулевую подъемную силу на нулевом угле атаки. Изменение вогнутости профиля создаст дополнительную подъемную силу при неизменном угле атаки.

 

Читая ваши посты ловлю себя на мысли, что для Вас нет разницы между Су и подъемной силой.

[Tenzo]

Adzyga, зачем отвечать на оторванные фразы из давнего обсуждения, если даже далекому от темы человеку ясно, что именно имел ввиду SAS_47, кому и для чего он это объяснял.

[adzyga]

Adzyga, зачем отвечать на оторванные фразы из давнего обсуждения, если даже далекому от темы человеку ясно, что именно имел ввиду SAS_47, кому и для чего он это объяснял.

 

Кто с кем играет и какой счет?

 

Повторяю: 

Стабилизатор горизонтального оперения служит для стабилизации самолета в продольном канале.

Руль высоты - для создания управляющих моментов при маневрировании.

Триммер - для снятия нагрузок с органов управления.

 

[Tenzo]

Прием, прием! Земля на связи! Повторяем:

Зачем вырывать удобную для Вас фразу из диалога 13 года, искажать тем самым смысл написанного, образованного человека SAS_47, который и без Ваших неуместных определения знает для чего служат агрегаты на самолете? Что бы поумничать?

Не засоряйте пожалуйста тему, которую Вы решили прочитать, и наверняка уже узнали об SAS_47, сообщениями которые кроме Вас, в данном случае, никому не нужны.

Изменено 3 мая 2014 пользователем don_Huan

[adzyga]

Список "священных коров" в студию! 

[[I.B.]ViRUS]

Читая ваши посты ловлю себя на мысли, что для Вас нет разницы между Су и подъемной силой.

вообще ппц, полная каша в голове. Вы хоть аэродинамику вообще открывали? Подъемная сила - произведение этого коэффициента на скоростной напор. Меньший коэффициент соответствует меньшему углу атаки. Данный коэффициент - безразмерная величина, которой пользуются аэродинамики. С размерными величинами имеют в основном конструктора на начальном этапе проектирования.

[adzyga]

 Зависимость подъемной силы от угла атаки имеет линейный вид.

 

И ссылку на график подъемной силы по углу атаки можете дать?

[[I.B.]ViRUS]

подъемная сила от угла атаки

поляра крыла

[=BY=KAPUTT]

......................

Не засоряйте пожалуйста тему,..............

Ее уже давно и основательно зас****** интернет-физики, интернет-авиаинженеры, интернет-конструкторы.

[adzyga]

подъемная сила от угла атаки

поляра крыла

 

"Дальше в лес - больше дров."

Даже не смешно. Там где у вас на графиках по первой ссылке видна линейная зависимость "подъемной силы от угла атаки", я вижу зависимость Су (ось ординат) от угла атаки (ось абсцисс).

Раньше я предполагал, что: "...для Вас нет разницы между Су и подъемной силой", теперь я в этом убежден. 

 

По поводу второй ссылки на поляры - там я тоже не нашел пресловутой подъемной силы ни на осях абсцисс, ни на осях ординат, а линейными зависимостями, о которых Вы так опрометчиво заявили, там даже и не пахло.

Изменено 3 мая 2014 пользователем adzyga

[adzyga]

Поляра

"Поляра - это диаграмма совместившая в себе два графика - графики Су и Сх по углу атаки."

Диаграммы обычно используются, когда требуется найти оптимальные комбинации в двух наборах данных. В нашем случае - наивыгоднейший угол атаки, при котором аэродинамическое качество достигает своего максимального значения.

Поляра самолета отличается от поляры крыла лишь тем, что она смещена вправо на величину Сх фюзеляжа ( в умных книжках пишут - Сх вредное).

Представление о том, что при минимальном значении коэффициента сопротивления (Сх) на поляре, мы получим минимальное сопротивление самолета, а следовательно, и минимальную потребную тягу, ошибочно.
Поляра строится для горизонтального полета, и в точке где мы имеем Сх мин., мы имеем Су значительно меньший, чем Су наивыгоднейший. А это значит, что для создания подъемной силы самолета равной его весу, нам придется лететь на скорости значительно превышающей скорость наивыгоднейшую. А это, в свою очередь, означает, что сопротивление самолета значительно возрастет, так как оно зависит не только от коэффициента Сх, но ещё и от скорости полета в квадрате.

На скоростях меньше М 0.6 (без учета сжимаемости) поляра самолета не зависит ни от скорости, ни от веса.
Наивыгоднейший угол атаки остается неизменным. А вот наивыгоднейшая скорость полета на этом угле будет меняться прямо пропорционально корню квадратному от веса самолета.

 

PS.

То, что на рисунке ошибочно обозначено как вектор полной аэродинамической силы R есть, ни что иное,
как её коэффициент - Сr.

 

https://forum.warthunder.ru/index.php?showtopic=29473

 

 

 

Изменено 3 мая 2014 пользователем adzyga

[[I.B.]ViRUS]

"Дальше в лес - больше дров."

Даже не смешно. Там где у вас на графиках по первой ссылке видна линейная зависимость "подъемной силы от угла атаки", я вижу зависимость Су (ось ординат) от угла атаки (ось абсцисс).

Раньше я предполагал, что: "...для Вас нет разницы между Су и подъемной силой", теперь я в этом убежден. 

 

По поводу второй ссылки на поляры - там я тоже не нашел пресловутой подъемной силы ни на осях абсцисс, ни на осях ординат, а линейными зависимостями, о которых Вы так опрометчиво заявили, там даже и не пахло.

повторяю еще раз, подъемная сила равна произведению скоростного напора (плотность на вэ квадрат, деленная на два), на площадь (в прошлый раз забыл указать), и коэффициент подъемной силы. Это одна из основных формул. Зависимость подъемной силы (при равном скоростном напоре и неизменной площади крыла) имеет линейный характер от угла атаки до начала срыва. В представленных картинках на гугле это прекрасно можно увидеть. На поляре изображена зависимость подъемной силы от сопротивления (точнее, их коэффициенты). Рассматриваемый случай полета на мак скорости. Имеем огромный скоростной напор (квадрат скорости), значит для создания равной подъемной силы нужен крайне малый коэффициент подъемной силы (порядка 0,15-0,2, на поляре обычно это небольшой отрицательный угол). Изменение коэффициента при увлеичении веса крайне незначительное, изменение коэффициента сопротивления то же, значит и скорость практически не меняется при увеличении веса.

Задаете такие странные вопросы и странные претензии, хотя все аэродинамические тонкости просто разжевываются.

[[I.B.]ViRUS]

тьфу ты, дошло о чем спорили, вы зря вырвали цитату без контекста, речь в том споре шла о других вещах совершенно.

Теперь о создании сил рулями. Отклонение того или иного руля меряет профиль сечения крыла/стабилизатора/киля, создавая некоторую кривизну. Изменение кривизны формирует силу, отклоняющую в сторону поверхность, к которой крепится руль, создавая относительна центра инерции всего самолета управляющий момент. Скос потока дополнительно меняет величину этих сил, а следовательно и силы (к примеру на посадке на поверхности стабилизатора, что приводит к созданию кабрирующего момента при выпуске механизации в посадочное положение

[adzyga]

Ее уже давно и основательно зас****** интернет-физики, интернет-авиаинженеры, интернет-конструкторы.

 

"Рассуждают довольно гладко. Непосвященные верят. А то, что посвященные лицо ладонью прикрывают, так много ли их, посвященных-то?"

[adzyga]

Увеличение дальности полета; так то планера, а мы с вами про самолет разговариваем. Просто прикиньте на досуге какой аэродинамический коэффициент соответствует полету самолета времен ВМВ на максимальной скорости; затем прибавьте, пол тонны, тонну - да хоть сколько. Вы не сможете просто оценить разницу, поскольку разница в угле атаки просто ничтожна, потребный угол атаки крайне мал, а вместе с ним и коэффициент сопротивления меняется ВЕСЬМА незначительно, у несимметричного крыла и вовсе может упасть. Крылья "не нужны" в полете, лишний груз и площадь миделя. В большой площади крыла есть смысл только для маневренности и на взлете/посадке.

 

Не верите, нарисуйте схему со стрелками сил, действующих на самолет в горизонтальном полете. Сила тяжести перпендикулярна вектору скорости, как она по вашему меняет скорость в таком случае? Индуктивное сопротивление - на один или два порядка меньше общей силы сопротивления.

 

Хотелось бы знать фамилию научного руководителя "нашего" аспиранта.

[[I.B.]ViRUS]

Хотелось бы знать фамилию научного руководителя "нашего" аспиранта.

А вы вообще кто по специальности?

Сила тяжести направлена перпендикулярно вектору скорости (доли градуса не в счет, ими МОЖНО пренебречь). В том споре я указывал на цитату из древней советской книжке по динамике полета (конечно, у вас видимо опыта в авиации больше, чем у советских ученых, пишущих книжки на эту тему), в которой также указывалось что масса самолета на максимальную скорость полета практически НЕ ВЛИЯЕТ (в случае истребителя). В горизонтальном полете на макс. скорости на самолет действует лишь вредное сопротивление, индуктивное имеет малую величину по сравнению с ним.

[pufik]

Есть такое понятие как аэродинамическое качество. Это сумма всех составляющих планера кроме веса и тяги. От комбинации этих трёх составляющих будет зависеть дальность, высотность, скорость и грузоподъёмность ЛА. В конечном итоге всё это напрямую сказывается на манёвренности ЛА. Можно так завесить ястреба всякими подвесами что на момент взлёта он будет врядли манёвренней и быстрее какого не будь транспортника но вот по нагрузке тягаться с ним точно не сможет из за разных весовых категорий. Когда подвесы и горючие будет скинуто\использовано только тогда ТТХ вернуться к норме, а до этого момента о высотности, скорости и манёвренности можно позабыть.

[ROSS_Wespe]

Про макс. скорости уже разбирались, когда обсуждали подвесы на мессере. По второму кругу? 

[[I.B.]ViRUS]

Аэродинамическое качество - это максимальная величина отношения подъемной силы и силы сопротивления. На маневренность она влияет крайне слабо. Маневренность в большей степени зависит от нагрузки на крыло, максимального значения Cy, и характера срыва на критических углах атаки. Аэродинамическое качество влияет больше на дальность полета. Аэродинамическое качество самолета может быть и низким, но за счет подбора профиля и увеличения площади крыла можно значительно увеличить маневренность.

К примеру у яка аэродинамическое качество меньше чем у лагга, но он лучше него виражит.

[pufik]

 

Аэродинамическое качество - это максимальная величина отношения подъемной силы и силы сопротивления.

...Подъёмная сила тут не причём вообще.

Не читай через слово и по диагонали, читай полностью "От комбинации этих трёх составляющих будет зависеть...".

 

Аэродинамическое качество самолета может быть и низким, но за счет подбора профиля и увеличения площади крыла можно значительно увеличить маневренность.

Подбор профиля это и есть изменение качества, один из его компонентов    ... Увеличение площади может быть как по размаху так и по хорде а можно добавить ещё одну несущую плоскость. О каком варианте увеличивающим манёвренность вы гутарите, можно поточнее?

[-=StF=-Take-oFF]

 

Вы мне щас моск сломаете. Во имя великого отца-основателя темы - лучезарного Петровича на жестком крыле - заклинаю, прекратите!

 

Изменено 4 мая 2014 пользователем -=StF=-Take-oFF

[[I.B.]ViRUS]

...Подъёмная сила тут не причём вообще.

Не читай через слово и по диагонали, читай полностью "От комбинации этих трёх составляющих будет зависеть...".

Понятие аэродинамическое качество завязано на соотношении сил сопротивления и подъемной, а точнее максимальная величина этого соотношения. Все прочее от лукавого

 

Подбор профиля это и есть изменение качества, один из его компонентов    ... Увеличение площади может быть как по размаху так и по хорде а можно добавить ещё одну несущую плоскость. О каком варианте увеличивающим манёвренность вы гутарите, можно поточнее?

От подбора профиля зависит в большей степени величина минимального сопротивления и режим сваливания. От площади зависит общая величина подъемной силы. Чем она выше, тем сильнее самолет способен делать вираж. Но с ростом площади растет и величина сопротивления, отсюда берет начало понятие удельная нагрузка на крыло.

Изменено 4 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[adzyga]

 На поляре изображена зависимость подъемной силы от сопротивления (точнее, их коэффициенты). Рассматриваемый случай полета на мак скорости. Имеем огромный скоростной напор (квадрат скорости), значит для создания равной подъемной силы нужен крайне малый коэффициент подъемной силы (порядка 0,15-0,2, на поляре обычно это небольшой отрицательный угол). Изменение коэффициента при увлеичении веса крайне незначительное, изменение коэффициента сопротивления то же, значит и скорость практически не меняется при увеличении веса.

 

 

Аэродинамическое качество самолета:

 

Каэр = Су/Сх 

 

Как видно из формулы, крайне малый коэффициент Су свидетельствует о крайне малом аэродинамическом качестве самолета. С другой стороны, потребная тяга в ГП:

 

Рпотр. = G/K

 

Вот и получается, что с увеличением веса самолета и уменьшением аэродинамического качества потребная тяга значительно возрастает. Но ведь мы уже и до увеличении веса использовали максимальную тягу для достижения максимальной скорости полета. Дальше продолжать?

[[I.B.]ViRUS]

Вот и получается, что с увеличением веса самолета и уменьшением аэродинамического качества потребная тяга значительно возрастает. Но ведь мы уже и до увеличении веса использовали максимальную тягу для достижения максимальной скорости полета. Дальше продолжать?

Вы вообще странно воспринимаете информацию, в том разговоре речь шла о МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ И ВЛИЯНИИ ВЕСА НА НЕЕ, а не наивыгоднейшей. Максимальная скорость достигается дачей полного газа и полетом не на наивыгоднейшем угле атаки, а на том угле, на котором при максимальной скорости создается подъемная сила, равная весу. Вы нифига не разбираетесь в той теме откуда берете цитаты и пытаетесь поучать

Изменено 4 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[adzyga]

Есть мнение

 

Лобовое сопротивление.

Лобовое сопротивление Х = Ny G Cх/Cу (перегрузка, вес и 1/качество)
Его разделяют на два слагаемых:
-профильное + вредное и
-индуктивное
Х = Хo + Хi
Соответственно и коэффициенты: Cx = Cxo + Cxi
В установившемся горизонтальном полете сила тяги равна силе лобового сопротивления.

Теория гласит, что на дозвуковых скоростях полета Хo - квадратичная парабола,
а Хi - обратно пропорционально квадрату скорости. По этой причине во всех
случаях кроме Vнв. рост одной из слагаемых полного лобового сопротивления
превышает падение другой и только на наивыгоднейшей скорости полета профильное и

вредное сопротивление - Хo равно индуктивному сопротивлению - Хi и потому, полное

лобовое сопротивление минимально.

Зачем пилоту компоненты силы лобового сопротивления?
Не стоит, ИМХО, тащить их из экспериментальной в прикладную аэродинамику.
В Практической аэродинамике, ИМХО, достаточно оперировать суммарной силой
сопротивления самолета, а не заморачиваться разбивая ее на составляющие.
Лобовым сопротивлением в ГП для меня является не наукообразная сумма
профильно-вредного и индуктивного сопротивлений вместе с их взаимными
интерференциями, а значения потребных тяг на кривой Жуковского: Pг.п. = Х г.п. = F (V).
А в общем виде: Х = Ny * Х г.п.

[adzyga]

Вы вообще странно воспринимаете информацию, в том разговоре речь шла о МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ И ВЛИЯНИИ ВЕСА НА НЕЕ, а не наивыгоднейшей. Максимальная скорость достигается дачей полного газа и полетом не на наивыгоднейшем угле атаки, а на том угле, на котором при максимальной скорости создается подъемная сила, равная весу. Вы нифига не разбираетесь в той теме откуда берете цитаты и пытаетесь поучать

 

Не крутите попой, Уважаемый!

Где Вы нашли у меня упоминание о наивыгоднейшей скорости полета?

 

Убедительно прошу, в случае несогласия с моим мнением, цитировать меня, а не излагать то, что подумали Вы, но якобы сказал я.

[ROSS_Wespe]

Напомню.

http://forum.il2sturmovik.ru/topic/122-fizika-i-aerodinamika-v-bzs/page-76?do=findComment&comment=136336

[[I.B.]ViRUS]

Предметом того спора была оценка влияния увеличения массы самолета на изменения максимальной скорости. Максимальная скорость по определению является предельной, которую достигает самолет в горизонтальном полете дачей полного газа. В горизонтальном направлении на самолет действует тяга мотора, выведенного на полную мощность, в обратную - аэродинамическое сопротивление, состоящее в основном из вредного сопротивления. Подъемная сила равна силе тяжести. Угол атаки самолета близок к нулевому, соответственно в вашей формуле

 

Лобовое сопротивление Х = Ny G Cх/Cу (перегрузка, вес и 1/качество)

соотношение Сх/Су не сответствует положению, наивыгоднейшего угла атаки. Это другой режим полета.

 

Теория гласит, что на дозвуковых скоростях полета Хo - квадратичная парабола,

а Хi - обратно пропорционально квадрату скорости. По этой причине во всех
случаях кроме Vнв. рост одной из слагаемых полного лобового сопротивления
превышает падение другой и только на наивыгоднейшей скорости полета профильное и

вредное сопротивление - Хo равно индуктивному сопротивлению - Хi и потому, полное

лобовое сопротивление минимально.

полет на наивыгоднейшем угле соответствует экономичному режиму, а не режиму полета максимальной скорости. Вы путаете понятия.

 

Зачем пилоту компоненты силы лобового сопротивления? 

Не стоит, ИМХО, тащить их из экспериментальной в прикладную аэродинамику.
В Практической аэродинамике, ИМХО, достаточно оперировать суммарной силой
сопротивления самолета, а не заморачиваться разбивая ее на составляющие.
Лобовым сопротивлением в ГП для меня является не наукообразная сумма
профильно-вредного и индуктивного сопротивлений вместе с их взаимными
интерференциями, а значения потребных тяг на кривой Жуковского: Pг.п. = Х г.п. = F (V).
А в общем виде: Х = Ny * Х г.п.

Вот тут вы допускаете ошибку, поскольку вредное сопротивление практически неизменно, а индуктивное зависит от угла атаки. Добавляя вес у вас меняются две величины - Ny и качество. Если перегруппировать формулу в

Fx=(Ny/Cy)*Cx*G это станет понятнее. С ростом Ny соответственно растет Cy. Новому значению Cy на поляре будет соответствовать другое значение Cx, которое из-за малости угла атаки при полете будет практически тем же. В режиме полета на максимальной скорости у вас угол атаки не 8-9 градусов, а околонулевой.

[[I.B.]ViRUS]

Вы зря полагаете что соотношение Cx/Cy неизменно. Оно полностью зависит от текущего угла атаки. В случае полета на макс. скорости у нас внешнее ограничение о равенстве подъемной силы и веса. Для обеспечения необходимой подъемной силы летчик меняет угол атаки самолета, Cy растет. Вместе с ним меняется Cx, но слабо, поскольку индуктивная составляющая в сумме сопротивлений крайне мала. В своем ИМХО вы не учли изменения сразу двух величин, оставив одну из них неизменной, хотя она меняется весьма значительно.

[ROSS_Wespe]

Не поленитесь перейти по моей ссылке. Там всё разжёвано.

Кроме того, ответьте на вопрос, как меняется поляра самолёта с увеличением веса. В этом вопросе поможет понимание- зачем планера на соревнованиях наливают водобалласт. (условия соревнований-пройти дистанцию за мин. время) 

[adzyga]

Вы зря полагаете что соотношение Cx/Cy неизменно.

 

Повторяю! ...в случае несогласия с моим мнением, цитировать меня, а не излагать то, что подумали Вы, но якобы сказал я.

Советую так же уяснить для себя разницу между Vэк. и Vнв.

[[I.B.]ViRUS]

Повторяю! ...в случае несогласия с моим мнением, цитировать меня, а не излагать то, что подумали Вы, но якобы сказал я.

Советую так же уяснить для себя разницу между Vэк. и Vнв.

Допустим, но теперь то вы хоть разобрались в предмете спора? Не вызывает больше такого удивления тот факт что увеличение веса слабо сказывается на макс. скорости?

[adzyga]

Что-то задержался я на параде глупостей. Всем вменяемым, пока!

[=ART=Nemoy]

 

Кроме того, ответьте на вопрос, как меняется поляра самолёта с увеличением веса. В этом вопросе поможет понимание- зачем планера на соревнованиях наливают водобалласт. (условия соревнований-пройти дистанцию за мин. время) 

 В аэродинамике планера появился режим горизонтального полета?

 Не вызывает больше такого удивления тот факт что увеличение веса слабо сказывается на макс. скорости?

 Очень рад тому, что уже нет попыток доказать то, что увеличение веса приводит к увеличению мах скорости.

[pufik]

 

Вместе с ним меняется Cx, но слабо, поскольку индуктивная составляющая в сумме сопротивлений крайне мала.

Правда что ли?   И далеко улетит у вас ЛА поставленный поперёк корпусом или вообще силуэтом снизу\сверху по потоку?  Это пять... пожалуй воспользуюсь советом умных людей и свалю с этого "праздника словоблудия" пока не зачЯпило... господа закусывайте-закусывайте  .

[[I.B.]ViRUS]

Правда что ли?   И далеко улетит у вас ЛА поставленный поперёк корпусом или вообще силуэтом снизу\сверху по потоку?  Это пять... пожалуй воспользуюсь советом умных людей и свалю с этого "праздника словоблудия" пока не зачЯпило... господа закусывайте-закусывайте  .

в смысле индуктивное сопротивление присутствует лишь при наличии подъемной силы. Нет подъемной силы - данная составляющая равна нулю. Большую долю сопротивления составляет вредное сопротивление от вязкого трения о воздух + сопротивление давления, вызванное отрывом погранслоя. Какой-то странный троллинг с самоопусканием

[[I.B.]ViRUS]

 В аэродинамике планера появился режим горизонтального полета?

нет, тут скорее это важно в понимании того, что является движителем планера. Движка то у него нет, а сопротивление есть, так откуда возьмется скорость?) Намек и предыдущему "всезнающему оратору" на то, сила тяжести может и увеличивать скорость.

 Очень рад тому, что уже нет попыток доказать то, что увеличение веса приводит к увеличению мах скорости.

И не было. Хотя и не исключено, что такое возможно. Все зависит от конкретной поляры.

Изменено 4 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS

[pufik]

в смысле индуктивное сопротивление присутствует лишь при наличии подъемной силы. Нет подъемной силы - данная составляющая равна нулю. Большую долю сопротивления составляет вредное сопротивление от вязкого трения о воздух + сопротивление давления, вызванное отрывом погранслоя. Какой-то странный троллинг с самоопусканием

"В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G" - то бишь она есть всегда.

И до кучи видимо то что уже приводили другие:

 

Из формулы видно, что потребная мощность зависит: от высоты полета самолета (плотность воздуха); от веса самолета и удельной нагрузки на крыло; от аэродинамического качества самолета и коэффициента подъемной силы.

Следовательно, потребная мощность тем больше, чем больше вес самолета, меньше плотность воздуха и хуже качество самолета.

Это необходимые составляющие при полёте на одной высоте. Меняете вес и качество без изменения мощности вмг - будете либо набирать либо терять высоту соответственно.

[Tenzo]

Ну планер как то неуместно, у него нет режима "горизонтального полета", при планировании планер с балластом просто пройдет путь быстрей, который не сократиться, если качество при этом не измениться. 

 

Adzyga, при всем уважении, зачем ты все это заварил, причем повторно! И ушел! Ты этого добивался?

[[I.B.]ViRUS]

"В горизонтальном полете подъемная сила равна весу самолета Y=G" - то бишь она есть всегда.

А что вас в этом утверждении смущает? Не массе же, а весу. В горизонтальном полете априори вес равен подъемной силе, поскольку самолет летит на неизменной высоте прямо и прямолинейно на постоянной скорости. Утверждение в этом посте о том что при увеличении веса качество самолета падает - НЕВЕРНО. С ростом веса самолета аэродинамическое качество в горизонтальном полете РАСТЕТ, поскольку до наивыгоднейшего угла атаки растет и качество. Полет в режиме максимальной скорости происходит ДО наивыгоднейшего угла атаки. ПОСЧИТАЙТЕ величину коэффициента и взгляните на график и убедитесь сами. Не верите, разгоните як/лаг/мессер до максимальной скорости в горизонтальном полете и оцените тот угол атаки, на который выставлено крыло.

Ребята, у вас полная каша в головах в области аэродинамики

Изменено 4 мая 2014 пользователем [I.B.]ViRUS