что такое угол атаки крыла

Угол атаки

Угол атаки самолета (общепринятое обозначение — альфа) — угол между направлением скорости набегающего на тело потока (жидкости или газа) и характерным продольным направлением, выбранным на теле, например у самолета это будет хорда крыла, — продольная строительная ось, у снаряда или ракеты — их ось симметрии.

При рассмотрении именно крыла самолета следует различать угол атаки ( определение выше) и угол скольжения (находится в нормальной плоскости к углу атаки).

Угол атаки крыла (несущей поверхности летательного аппарата) является одной из ключевых характеристик в эксплуатации летательного аппарата и при решении задач динамики полета. Угол атаки влияет на подъемную силу крыла, находясь с ней в прямой пропорциональности.

Угол атаки самолета

Но увеличение угла атаки также приводит и к увеличению индуктивного сопротивления (собственного сопротивления крыла или несущей поверхности самолета).

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

При решении задач динамики полета угол атаки определяется как угол между положительным направлением оси ОХ и вектором скорости полета.

Интересным фактом может послужить то, что существуют самолеты, способные изменять угол атаки (путем изменения угла установки крыла) в полете или на земле. Примером может служить американский палубный самолет А-8.

Угол атаки самолета видео

Источник

Аэродинамические характеристики крыла самолета

ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент C_x входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью V_cp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v₁. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и V_cp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

где λ — удлинение крыла.

Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V₁

Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к α_кр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы R_n и R_t.

Сила R_n мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что R_n = Y. Момент силы R_n относительно точки А равен

где Х_с— расстояние от центра давления до точки А.

Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой R_m. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Х_с может соответствовать изменению R_m при постоянном плече b. Величину R_m определяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу R_m при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент C_mA в формуле

Зависимость коэффициента C_mA от угла атаки α представлена на рис. 6.

Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су _max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

При полете на угле атаки, имеющем К_max модель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол атаки был равен экономическому углу.

Угол атаки нулевой подъемной силы α₀ лежит на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки С_у = 0.

Угол атаки, при котором С_х имеет наименьшее значение С_{х min} находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси С_у.

Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re Re_кpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.

Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

Источник

Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

Привет!

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой аэродинамических определений нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… 🙂 Итак начнем.

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам профиле крыла, и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей мы говорили о подъемной силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло ( т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему. Таким образом существует такое очень важное понятие, как угол атаки. Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α. Поток при этом рассматриваем спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия угол атаки возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток как бы скашивается и приобретает некоторое движение вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили здесь.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается угол атаки.

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… 🙂

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

Источник

Что такое угол атаки крыла

Сначала немного теории

На занятии по обучению полетам на малой скорости я показывал, как, снизив воздушную скорость и увеличив угол атаки крыла, можно сохранить необходимую для полета подъемную силу. Вам, наверное, интересно, есть ли предел увеличения угла атаки. В конце концов, здравый смысл подсказывает, что есть предел всему. Древние египтяне всегда руководствовались здравым смыслом, особенно когда решали, какого размера строить пирамиды (и пирамиды у них получались действительно здоровые). У крыльев тоже есть пределы.

При большом угле атаки крыла (около 18 градусов для большинства самолетов) над его верхней частью образуются аэродинамические завихрения. Эти завихрения срывают поток воздуха с крыла, препятствуют возникновению подъемной силы и вызывают сваливание. Угол, при котором возникает срыв потока с последующим сваливанием, называется критическим углом атаки.

Внимание! Даю ценный совет. Запомните на всю оставшуюся жизнь. Поскольку превышение критического угла атаки всегда ведет к сваливанию, чтобы выйти из сваливания, нужно уменьшить угол атаки до значения, которое будет меньше критического. Все понятно? Повторите про себя 10 раз, быстро.

Сваливание, угол атаки и откуда нос знает

Рисунок 1-1. Угол атаки

У каждой машинки (и молекулы воздуха) есть цель: преодолеть кривую, идущую через верхнюю изогнутую поверхность крыла. Если крыло имеет небольшой угол атаки, то кривая не очень резкая, и путешествие не представляет сложности (рис. 1-1).

Молекулы образуют завихрения, срываются в окружающий воздух и перестают обеспечивать постоянный, высокоскоростной, ламинарный воздушный поток на поверхности крыла (рис. 1-2). На крыле происходит срыв потока.

Рисунок 1-2. Крыло, на котором произошел срыв потока

Запомните, согласно Якобу Бернулли, чем меньше скорость воздушного потока на крыле, тем меньшую подъемную силу он обеспечивает. Остаются еще молекулы воздуха, ударяющие в крыло снизу, но мы уже знаем, что этой подъемной силы недостаточно для поддержки самолета. Когда подъемная сила меньше силы тяжести, с хорошими самолетами происходят плохие вещи. Крыло объявляет забастовку, и начинается сваливание. Оставшись без Бернулли, сила тяготения влечет самолет к земле по своим собственным законам.

Для любого крыла существует критический угол атаки (он слегка различается для разных самолетов). По достижении этого угла сотрудничество между крылом и ветром прекращается. И никакие теории не помогут преодолеть законы физики и аэродинамики. Полиция крыла всегда на страже. Стоит только превысить критический угол атаки, и молекулы воздуха перестанут обеспечивать подъемную силу. Звучит серьезно, и так оно и есть на самом деле. К счастью, имеется готовое решение. Нет-нет, не нужно кричать инструктору: «Берите управление на себя!» Сейчас я попрошу вас заткнуть одно ухо пальцем. Зачем? Затем что собираюсь сказать одну очень важную вещь и не хочу, чтобы она влетела в одно ухо и вылетела в другое. Итак, приготовились. Чтобы избежать срыва потока, следует уменьшить угол атаки. Для этого нужно плавно опустить нос самолета, используя тягу руля высоты (рис. 1-3A и 1-3B).

Рисунок 1-3. Сваливание и превышение критического угла атаки

А теперь спокойствие, только спокойствие. Как только угол атаки станет меньше критического, молекулы воздуха спокойно потекут через верх крыла и появится подъемная сила. Все очень просто. Теперь самолет может продолжать полет и выполнять то, что обычно делают самолеты (рис. 1-3C и 1-3D). Пожалуйста, никогда не забывайте об этом. Отлично, можете вынуть палец из уха.

Почему я придаю этому такое значение? Потому что в стрессовой ситуации (а отсутствие подъемной силы вызывает стресс у многих пилотов) вам захочется сделать то, что не нужно делать. У летчиков есть естественная склонность к тому, чтобы перемещать тягу руля высоты либо к себе, либо от себя, если требуется изменить угол тангажа самолета. Во время сваливания, когда самолет падает вниз, инстинктивно хочется отклонить тягу руля высоты к себе. Можно дернуть эту штуку хоть до колен, но ни к чему хорошему это не приведет. Самолет не выйдет из сваливания, а у тебя, друг мой, будет вид только что кастрированного быка.

Если на крыле произошел срыв потока, следует сделать одну очень важную вещь: уменьшить угол атаки до значения, не превышающего критическое. Только после этого сваливание прекратится. Включение режима полного газа также способствует процессу восстановления, поскольку самолет начинает набирать скорость. Увеличение горизонтальной скорости помогает уменьшить угол атаки.

Если на крыле произошел срыв потока, не сидите сложа руки. Вы же не зря зоветесь командиром экипажа. Делайте что-нибудь. Но только что-нибудь полезное.

Сваливание при любом пространственном положении или воздушной скорости

Следует знать, что самолет может попасть в режим сваливания при любом пространственном положении и воздушной скорости. Засуньте палец обратно в ухо. Направление носа самолета (вверх или вниз) и скорость полета (60 узлов или 160) не имеют значения. Самолет может превысить критический угол атаки при любом пространственном положении и воздушной скорости. На рисунке 1-4A изображено, как это может произойти.

Рисунок 1-4. Выход из сваливания при превышении критического угла атаки

Самолеты обладают инерцией, это значит, что они стремятся продолжать движение в том направлении, в котором двигались. Самолет A пикирует носом вниз со скоростью 150 узлов. (Не пытайтесь повторить это в домашних условиях!) Пилот слишком энергично потянул руль на себя, это привело к превышению критического угла атаки и срыву потока. Вот это да! Представьте себе. В режиме сваливания самолет пикирует вниз со скоростью 150 узлов! На рисунке 1-4B изображен самолет, скорость которого при горизонтальном полете составляет 100 узлов, а в режим сваливания он попал после того, как пилот слишком резко отклонил к себе тягу руля высоты.

Что нужно делать, чтобы выйти из сваливания? Во-первых, следует уменьшить угол атаки, переместив тягу руля высоты вперед или перестав тянуть к себе рычаг управления (не забывайте, что отклонение тяги руля управления на себя, возможно, послужило причиной большого угла атаки и последующего сваливания). Это позволит восстановить спокойный, высокоскоростной поток воздуха на крыле, и самолет продолжит полет.

Во-вторых (если требуется), можно использовать всю доступную мощность для разгона самолета и уменьшения угла атаки.

Когда сваливание прекратится, выведите самолет на требуемый угол тангажа, следя за тем, чтобы опять не произошел срыв потока. Сваливание после выхода из предыдущего сваливания называется вторичным. Ничего хорошего в нем нет, особенно с точки зрения сидящего рядом пилота-инструктора. (Понять, что инструктор недоволен, можно по разным остроумным замечаниям, например: «Да, подумать только! Рожать легче было».)

Если пойти на поводу у нетренированных инстинктов и продолжать тянуть на себя руль высоты, сваливание только усугубится. Опытные пилоты более осмотрительны. Они знают о возможности сваливания и умело сочетают отклонение руля высоты назад с режимами газа во время посадки для того, чтобы изменить глиссаду самолета без превышения критического угла атаки. (Инструктор покажет, как правильно использовать руль высоты и режим газа во время посадки.) Как пилоты определяют нужную степень воздействия на руль высоты? Как они определяют, что самолет не попадет в режим сваливания?

Если бы в самолете был индикатор угла атаки, распознавание сваливания не представляло бы проблем. Просто нужно было бы следить за тем, чтобы не превышать критическое значение угла атаки для данного крыла. Маленькие самолеты редко оборудуют индикаторами угла атаки, несмотря на их полезность. В игре Flight Simulator основным средством извещения о начале сваливания является звуковой сигнал, который начинается, когда самолет превысит скорость сваливания на несколько узлов. Кроме того, вы вдоволь насладитесь словом «Сваливание», которое появится на экране. В настоящем самолете, конечно же, этого не будет. Однако там может быть световой сигнал красного цвета, это почти то же самое.

Теперь, когда вы познакомились с основами аэродинамики сваливания, можно перейти к более подробному изучению выхода из режима сваливания.

Заканчиваем полет, начинаем сваливание

Отклонение рычага управления на себя ведет к превышению критического угла атаки крыльев и срыву потока. В воздушном потоке образуются завихрения, и он перестает спокойно обтекать верхнюю часть крыла. От этого уменьшается подъемная сила, и самолет начинает пикировать (если багаж, пассажиры и топливо были загружены в соответствии с правилами). Автоматическое пикирование чем-то похоже на применение метода Геймлиха к самому себе. Угол атаки уменьшается до значения, не превышающего критическое, и самолет получает возможность продолжать полет.

Если самолеты сконструированы таким образом, что могут самостоятельно выходить из сваливания, зачем все это учить? Проблема в том, что очень часто пилоты делают то, что мешает самолету выйти из сваливания. Поэтому следует знать, что именно не следует делать. Кроме того, чтобы выйти из случайного сваливания близко к земле, нужно уметь быстро восстанавливать положение самолета с минимальной потерей высоты. Давайте еще раз войдем в режим сваливания и посмотрим, что произойдет, если помешать самолету самостоятельно пикировать.

Что не следует делать при сваливании

Что произойдет, если войти в режим сваливания и помешать самолету восстановить положение?

Ответ таков: самолет останется в режиме сваливания даже при полностью отклоненном назад рычаге управления. Как бы вы ни тянули этот рычаг на себя, самолет не начнет набирать высоту. Внимательно подумайте: самолет может не выйти из сваливания до самой земли, хотя рычаг управления полностью отклонен назад. Радости мало, верно? Если удерживать рычаг управления, отклоненным назад, угол атаки крыла останется близким к критическому. К сожалению, именно так поступают некоторые пилоты, когда самолет попадает в режим сваливания.

Что следует делать при сваливании

Вот почему мы учили, что не нужно тянуть рычаг управления на себя, а нужно перемещать его вперед до тех пор, пока угол атаки крыла не станет меньше критического значения. Угол тангажа, необходимый для восстановления положения самолета в пространстве, зависит от нескольких факторов, поэтому при обучении отрицательный угол тангажа будет составлять от 5 до 10 градусов. Не стоит направлять самолет слишком круто носом вниз, поскольку это приведет к излишней потере высоты и увеличению воздушной скорости.

Как узнать, что угол атаки уменьшен до необходимого значения? При обучении на тренажере это нужно испытать: перестанет звучать сигнал, предупреждающий о сваливании, с экрана исчезнет слово «Сваливание», самолет вернется в режим полета, начнет расти воздушная скорость, а органы управления полетом будут четче реагировать на команды. Если на борту будет инструктор, его голос станет менее высоким, и китам больше не нужно будет выбрасываться на берег.

За некоторыми исключениями, именно так большинство пилотов распознают сваливание и выходят из него. После уменьшения угла атаки вы сразу захотите перейти в режим полного газа. Это помогает ускорить процесс восстановления пространственного положения. Будьте осторожны и следите за тем, чтобы не задирать нос самолета кверху. Это может снова привести к увеличению угла атаки и срыву потока. Когда самолет выйдет из сваливания (перестанет звучать предупреждающий сигнал), поднимите нос в положение для набора высоты и установите воздушную скорость набора высоты.

Сваливание при вылете

Что будет, если сваливание произойдет в режиме полного газа? Давайте представим, что самолет только что взлетел и набирает высоту в режиме полного газа (как вы обычно и делаете в этом самолете). Вдруг вы замечаете в кабине большого шмеля. Вы отвлекаетесь, забываете об управлении самолетом и пытаетесь прихлопнуть беднягу обеими руками. Самолет входит в режим сваливания, а вы тем временем прыгаете по кабине, как герой фильма про кун-фу. Что делать?

Ну что ж, кузнечик, никакие приемы кун-фу теперь не помогут, если не сделать одну вещь: уменьшить угол атаки до значения, не превышающего критическое. Когда самолет выйдет из сваливания, можно вернуть его в положение для набора высоты. Поскольку режим полного газа уже включен, рычаг управления двигателем можно не трогать.

Вот и состоялось первое знакомство с воздушным парком развлечений под названием «Мир сваливания». Единственная проблема состоит в том, что вы не посетили аттракцион «Реальная действительность». Вот что вы пропустили.

То, что самолет попадает в режим сваливания, если превысить критический угол атаки, запомнить легко. Но не забывайте, что это может произойти при любом пространственном положении, на любой воздушной скорости и при любой установке мощности двигателя. Пришло время признаться еще кое в чем.

На самом деле, если нос самолета направлен прямо вниз, а пилот энергично отклоняет рычаг от себя, самолет все равно не выйдет из режима сваливания. Конечно, никто не будет так поступать в настоящем самолете (даже если он взят напрокат). Запомните, это тренажер. В нем можно делать то, чего не сделаешь в настоящем самолете. Это как путешествие в вымышленную страну, где нам не грозит опасность. Поэтому используйте преимущество новой технологии и испытайте то, о чем другие только говорят.

Пришла пора учиться выходу из режима сваливания. Чтобы приступить к тренировке, щелкните ссылку Начать учебный полет. Желаю приятно провести время!

Источник