ВВЕДЕНИЕ На низких скоростях двумерный поток над аэродинамическим крылом обычно остается неизменным при малых углах наклона, и увеличение подъемной силы с увеличением угла наклона фактически является линейным, так что коэффициент подъемной силы при любом угле наклона определяется произведением наклона кривой подъемной силы ( a1)0@ и падение с нулевого подъема@ (??-??0). Изменение подъемной силы в зависимости от угла наклона остается по существу линейным до тех пор, пока не начнется отрыв потока при определенном угле наклона, который зависит от условий набегающего потока и геометрии аэродинамического профиля. Дальнейшее увеличение угла падения приводит к большей степени отрыва потока и уменьшению наклона кривой подъемной силы до тех пор, пока общий коэффициент подъемной силы аэродинамического профиля не достигнет максимального значения (CLm) и аэродинамический профиль не остановится. В еще более высоких случаях подъемная сила снижается, возможно, катастрофически.
ESDU 84026 B-1993 История
1993ESDU 84026 B-1993 МАКСИМАЛЬНЫЙ КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ ПОДЪЕМНОЙ ПОДЪЕМНОСТИ АЭРОФИЛА ДЛЯ ЧИСЛА МАХА ДО 0,4