Увеличение поперечного угла приводит к уменьшению общей подъемной силы, создаваемой крыльями. Я хотел бы знать умеренный двугранный угол (в градусах) для низкоплана, особенно любительского типа (например, RV-3).
Также есть ли рекомендуемый угол атаки для такой категории самолетов.
Пожалуйста, не беспокойтесь о потере подъемной силы. Оно реально, но настолько мало, что им можно пренебречь. Плохое уплотнение закрылка или элерона обойдется вам в L/D дороже, чем когда-либо обойдется поперечный угол.
Потери пропорциональны разнице косинуса двугранного угла с единицей. С 5° (что находится на верхней границе типичных значений для низкоплана) это всего 0,38%.
Точная величина двугранного угла во многом зависит от деталей конфигурации:
В общем, вам нужен хороший баланс между (двугранный эффект) и (эффект флюгера).
К вопросу об угле атаки: похоже, вы думаете о рекомендациях по конструкции самолета. В таком случае, мне интересно, имеете ли вы в виду угол падения крыла или угол декаляции, которые являются конструктивными решениями, в то время как угол атаки меняется во время полета самолета.
Падение крыла - это встроенный угол между хордой крыла и осевой линией самолета (которая во многих случаях параллельна линии тяги воздушного винта). Угол падения крыла относительно линии тяги влияет на то, что происходит, когда вы увеличиваете или уменьшаете мощность двигателя. Обычно при добавлении мощности требуется небольшое положительное изменение дифферентовки (носовая часть поднимается вверх), но не слишком сильно.
Декаляж — это разница углов падения крыла и стабилизатора (крыло всегда должно иметь больший угол падения, чем стабилизатор). Большой угол декаляции, как правило, делает самолет более самостабилизирующимся по тангажу, но также вызывает большие изменения дифферента при увеличении или уменьшении воздушной скорости.
Угол атаки — это угол между хордой крыла и «относительным ветром», в котором летит самолет. Он не устанавливается, но изменяется от незначительного отрицательного до угла атаки сваливания в зависимости от воздушной скорости самолета, нагрузки на крыло, и коэффициент подъемной силы профиля крыла. Высокая скорость и низкая нагрузка на крыло приводят к почти нулевому углу атаки, даже отрицательному для профиля с большой подъемной силой, в то время как низкая скорость и высокая нагрузка на крыло приводят к большому углу атаки.
Конструктор обычно устанавливает угол наклона крыла таким образом, чтобы в нормальных крейсерских условиях, которые обычно подразумевают угол атаки крыла 0-2 градуса, фюзеляж располагался приблизительно горизонтально, т. е. ни низкое, ни высокое хвостовое оперение. Таким образом, аэродинамическое сопротивление фюзеляжа во время полета сводится к минимуму.
Пилотажные самолеты и другие маневренные самолеты обычно имеют настройку ноль-ноль (угол падения и декаляции близок к нулю). Это дает высокую маневренность и небольшие изменения дифферента при изменении воздушной скорости. Недостатком является низкая стабильность. «Самолет идет туда, куда вы указываете», и у него мало встроенной устойчивости, поэтому им нужно постоянно летать.
Если это звучит сложно, это так. Еще кое-что по этой теме можно найти по адресу: https://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html .
Дэвид Ричерби