Вот, нашёл термин:
аэродинамический укол атаки.
Здесь его трактуют как угол отклонения от направления бесциркуляционного обтекания - т.е. от той ориентации относительно невозмущённого потока, при которой подъёмной силы нет.
Вот наконец-то и вы поняли,
Почему вертолет " Муха" - никогда не взлетит без - угла атаки...
Правда наш маэстро Лапшин было пытался "схимичить подменяя реальный аэродинамический угол атаки - за:
"уложу винт на четыре точки но задам только профиль"
слава б-гу, инутиция и, видимо,опыт не позволили ему заключить пари ..
Хотя друганы евоные даже пытались что-то мямлить в эту, и сторону, и даже видео соорудили с винтом "от Мухи" ...но также на пари ..не отважились..
И,о боже - всячески всучивали мне графики ПРОДУВОК,с последующими характеристиками оных.
Но...есть еще и наука - практическая аэродинамика ..называется.
"...Рассматриваемое реальное крыло не является элементом идеальной трубки в модели Закона Бернулли, а является ограниченным твёрдым объектом в неограниченном пространстве движущегося реального газа, состоящего из вполне осязаемых по массе и размеру частиц газа. В таком случае следует рассмотреть криволинейное течение струй над криволинейной поверхностью крыла с учётом сил инерции и создаваемого давления, перпендикулярного вектору скорости и поверхности крыла.
Если рассматривать движение струй над профилем крыла, то создать разряжение над крылом может струя воздуха за счёт криволинейности своего течения.
Так для искривления прямолинейного движения тела нужно приложить силу, в перпендикулярном к вектору скорости направлении. В случае непрерывной плоской струи для её искривления нужно обеспечить разность давлений над и под ней. При этом со стороны выпуклости струи будет повышенное давлении, а с вогнутой стороны- пониженное давление.
При движении по окружности материальной точки центростремительное ускорение будет создаваться силой
F=m*V^2/R
А при таком же круговом движении тонкого слоя газа толщиной dR масса будет равна
m= q*S*dR,
где S- площадь участка слоя газа, q- плотность газа. Если привести центростремительную силу к элементарной площадке слоя газа, сила превратится в давление
P=q*V^2*dR/R
Теории конечно хорошо ...но практика - лучше.
"Муха" это прекрасно доказывает.
Для оценочного расчёта крыла выберем привычную для малоскоростных самолётов высоту профиля 20% от ширины крыла. В данном случае за высоту профиля примем разницу высот передней и задней кромки по отношению к горизонтальному воздушному потоку (см.рис.1-3)
Рис.1. Геометрия тонкого крыла постоянной кривизны
Рис.2. Предполагаемый режим обтекания тонкого радиусного крыла
Рис.3. Характер распределения давления по тонкому радиусному крылу и равнодействующие силы по направлениям
