7.1.1. Геометрические параметры несущей поверхности (крыла)
Рис. 7.4. Основные геометрические параметры крыла
Рис. 7.6. Некоторые формы (серии) профилей:
Рис. 7.7. Геометрическая крутка крыла
Рис. 7.8. Сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144 и его аналог в полете
Так, при проектировании сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144 на базе легкого сверхзвукового истребителя МиГ-21 был построен самолет-аналог (рис. 7.8) с крылом сложной формы и профилировки, подобным крылу проектируемого самолета, что позволило не только смоделировать в реальном полете аэродинамику будущего Ту-144, но и решить другие проблемы.    Если в дополнение к записанным выше условиям геометрического подобия двух крыльев еще и S1 = S2, то крылья одинаковы.    Следует отметить, что не только геометрическое подобие агрегатов (частей) различных самолетов определяет аналогию их летных характеристик при одинаковых числах М полета, но также значения тяговооруженности P и удельной нагрузки на крыло p, которые, таким ообразом, также являются критериями при сравнении различных самолетов.
Крыло является основной частью самолета, и от выбора его геометрических размеров в высшей степени зависят параметры всего СЛА.
Под геометрическими размерами крыла подразумевается его площадь S, размах l, удлинение , сужение , относительная толщина и кривизна профиля .
С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным является профиль, имеющий высокое значение коэффициента подъемной силы Су на больших углах атаки крыла и высокое аэродинамическое качество К. на умеренных углах. Высокое значение Су позволяет при заданной площади крыла уменьшить скорости взлета и посадки самолета, а высокое качество обеспечивает максимальную скорость полета при заданной мощности двигателя. Мощность двигателя и качество самолета определяют и такую важную характеристику, как скороподъемность (вертикальная скорость набора высоты после взлета).
Рис. 1.2 Поляра и координаты профиля P-II-18 и P-III (рис. 1.3)
Рис. 1.3 Поляра и координаты профиля P-III-15
и другие с относительной толщиной 12. 20%.
В последнее время начали применяться планерные ламинаризированные профили с очень высоким аэродинамическим качеством. Однако это качество может быть достигнуто только при достаточно высокой чистоте поверхности крыла.
Если в техническом задании есть требование получения максимальной скорости при хороших взлетно-посадочных характеристиках самолета, то необходимо применить взлетно-посадочную механизацию крыла в виде закрылков, предкрылков, зависающих элеронов. Закрылки могут быть простыми, однощелевыми, многощелевыми, выдвижными.
Щитки на СЛА обычно не применяются из-за резкого ухудшения аэродинамического качества крыла при сравнительно небольшом увеличении коэффициента подъемной силы.
Аэродинамические характеристики механизированных крыльев с взлетно-посадочной механизацией приведены в табл. 1.3.
Следует иметь в виду, что указанные в табл. 1.3 приращения коэффициента подъемной силы будут иметь место в том случае, если механизация расположена по всему размаху крыла. Обычно она занимает только часть размаха, в этом случае приращение коэффициента максимальной подъемной силы и коэффициента сопротивления от механизации при оптимальных углах отклонения механизации приближенно можно определить по формулам:
(1.6)
Для значительного увеличения коэффициента подъемной силы на режимах взлета и посадки, при сохранении достаточно высокого аэродинамического качества на крейсерских режимах, но только для скоростных СЛС, может быть рекомендован профиль крыла GA(W)-1, координаты и аэродинамические характеристики которого соответственно представлены в табл. 1.4. и на рис. 1.4.
Таблица 1.4 Координаты профиля GA(W)-1
Рис 1.4 Поляры профиля GA(W)-1 при различных углах отклонения закрылка
Достоинством данного профиля является и то, что он обеспечивает достаточно плавный срыв потока с убранной механизацией на закритических углах атаки.
При выборе механизации необходимо учитывать, что все виды механизации (кроме предкрылка): во-первых, ухудшают аэродинамическое качество СЛА, а значит, требуют большей мощности двигателя; во-вторых, приводят к усложнению конструкции и увеличению массы крыла; в-третьих, снижают надежность СЛА.
Поэтому, несмотря на значительный выигрыш в уменьшении площади крыла, во многих случаях применение механизации на СЛА оказывается нецелесообразным.
Относительная толщина профиля выбирается в пределах 14. 22%. Уменьшение относительной толщины ниже 14% нецелесообразно из-за уменьшения строительной высоты крыла, а значит, увеличения массы лонжеронов (прежде всего его полок). Кроме того, уменьшаются несущие свойства крыла, особенно на малых скоростях полета.
Крылья с относительной толщиной профиля более 18. 22% уступают по аэродинамическим характеристикам более тонким профилям из-за увеличения их лобового сопротивления. Причем это ухудшение характеристик не может быть компенсировано уменьшением веса крыла, так как при очень больших строительных высотах площадь поперечного сечения: полок лонжеронов определяется не из условия прочности, а из «конструктивных соображений», в то время как вес стенок растет.
Определение площади крыла
Площадь крыла является одним из наиболее характерных размеров самолета. Она определяет большинство размеров самолета, технических, весовых и геометрических параметров СЛА.
Уменьшение площади, а значит, и массы крыла, оказывает существенное влияние на уменьшение массы всего СЛА, но, как правило, требует большей мощности двигателя.
Минимально возможная площадь крыла определяется из условия обеспечения заданной скорости отрыва самолета при взлете.
Подъемную силу, создаваемую крылом в момент отрыва самолета, можно определить по формуле
а так как подъемная сила в момент отрыва самолета примерно равна его весу, то, подставив в уравнение (1.8) вместо подъемной силы Y вес самолета Go и решив уравнение относительно S, получим
Если крыло механизации не имеет или при взлете она не используется, то
Коэффициент при Су mаx, равный 0,8, вводится с учетом того, что, во-первых, подъемная сила горизонтального оперения самолета, выполненного по нормальной схеме, направлена вниз и вычитается из подъемной силы крыла; во-вторых, необходим некоторый запас по углу атаки крыла для предотвращения срыва потока при случайном увеличении угла атаки вследствие вертикальных порывов или ошибок летчика.
Выбор площади крыла при заданном весе самолета однозначно определяет такой характерный параметр, как удельная нагрузка на крыло Go/S. Для большинства СЛА, выполненных по самолетной схеме, она находится в пределах 20. 50 кгс/м2. Чем больше значение отношения Go/S, тем труднее обеспечить заданные значения скоростей отрыва посадки самолета.
Для приближенных расчетов удельную нагрузку на крыло по заданной скорости отрыва можно выбрать по графику на рис. 1.6.
Выбор удлинения крыла
При выборе удлинения крыла следует учитывать, что значение именно этого параметра оказывает наиболее сильное влияние на его аэродинамическое качество. Чем больше удлинение крыла, тем выше аэродинамическое качество крыла, а значит, и СЛА в целом.
Аэродинамическое качество СЛА, в первом приближении, можно определить, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1. 7.
Увеличение аэродинамического качества К, при сохранении неизменными других характеристик СЛА, позволяет снизить мощность, а значит, и массу силовой установки.
С другой стороны, увеличение удлинения крыла неизбежно вызывает увеличение массы крыла. Это объясняется тем, что при заданной площади S увеличение вызывает уменьшение хорд, а значит, и строительных высот крыла.
Если СЛА предназначен для длительных полетов, то в расчет необходимо включать и изменение потребной массы топлива.
Оптимальным можно считать такое удлинение крыла, при котором суммарная масса крыла, силовой установки и потребного запаса топлива будет минимальной.
Часто СЛА с заданной максимальной скоростью горизонтального полета проектируются под имеющийся в наличии двигатель. В этом случае минимально необходимое удлинение min определяется, исходя из энергетических возможностей выбранного двигателя.
За 1 с двигатель может выполнить работу по перемещению СЛА, равную (Н*м)
Если максимальная скорость горизонтального полета задана техническим заданием, то потребную тягу двигателя при этой скорости легко определить, воспользовавшись формулой
Так как в установившемся горизонтальном полете потребная тяга двигателя Р равна сопротивлению самолета X, а подъемная сила Y равна весу СЛА Go, то
Минимальное удлинение крыла, обеспечивающее заданное аэродинамическое качество, можно найти, воспользовавшись графиком, представленным на рис. 1.7, считая величину аэродинамического качества К известной и равной Кпотр.
Выбор других параметров, определяющих форму крыла в плане
Сужение крыла (отношение корневой хорды крыла к концевой) оказывает влияние на качество, вес и характеристики устойчивости CЛА, особенно поперечной. Увеличение сужения крыла, благодаря уменьшению индуктивного сопротивления, увеличивает его аэродинамическое качество. При увеличении сужения уменьшается и вес крыла. Однако чрезмерное увеличение сужения ухудшает срывные характеристики крыла (начало срыва смещается на конец крыла), а значит, ухудшает характеристики поперечной устойчивости.
Оптимальные значения сужения крыла находятся в пределах 1,5. 2 для сверхлегких самолетов и 2. 4 для планеров любительской постройки.
Вместе с тем при выборе сужения крыла необходимо учитывать трудности технологического характера, связанные с изготовлением крыла. Так, если крыло имеет сужение, не равное единице, то:
Рис 1.8 Рекомендуемые формы крыла в плане
либо выполнять сужающимися только отдельные части крыла.
Стреловидность крыла СЛА, выполненного по нормальной схеме, по основному лонжерону целесообразно выполнять равной нулю. Стреловидность по передней кромке крыла при этом не будет превышать 2. 3°.
Большую стреловидность крыла могут иметь СЛА типа «летающее крыло», «бесхвостка» и другие СЛА оригинальных схем.
Отрицательную стреловидность крыла использовать нецелесообразно из-за большой трудности обеспечения достаточной жесткости крыла на кручение.
Выбор места расположения и геометрических размеров элеронов
Для увеличения эффективности элеронов их стремятся разнести как можно дальше от продольной оси самолета. Если элероны расположены на концах крыла (рис. 1.9),
Рис 1.9 К выбору геометрических размеров элеронов
то их площадь в первом приближении можно определить на основании статистики по формуле
где эл можно принять равной 0,05. 0,07 для маломаневренных и 0,07. 0,09 для маневренных СЛС. Однако, как будет показано ниже, относительная площадь элерона эл в полной мере эффективность элеронов характеризовать не может.
Эффективность элеронов удобнее оценивать, используя величину, называемую коэффициентом момента элеронов. Эту величину можно определить по формуле
На рис. 1.10 представлены графики зависимости коэффициента поперечного момента от угла отклонения элерона эл для четырех значений = эл/. Из графиков видно, что при эл >20° величина растет очень медленно, поэтому максимальные углы отклонения элерона больше 20. 25° выбирать нецелесообразно. Следует также учитывать, что увеличение относительной хорды элерона =bэл/b выше 0,20. 0,25 значительного прироста не дает, поэтому нецелесообразно.
Рис 1.10 Зависимость коэффициента поперечного момента от угла отклонения элеронов
С учетом этого, приняв =0,25, формула (1.15) примет вид
Если хорда крыла остается постоянной по всему его размаху, то есть =1, то формула (1.16) примет еще более простой вид:
Из-за малых усилий на ручке управления самолетом (РУС) применять аэродинамическую компенсацию элеронов на СЛА нецелесообразно.
Чтобы не допустить флаттер, элероны крыльев больших удлинений должны иметь полную весовую компенсацию.
по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко «Расчет и проектирование СЛА»
Какие предметы создают подъемную силу, и зачем крылу форма крыла. ч.2
В первой части https://pikabu.ru/story/kakie_predmetyi_sozdayut_podemnuyu_s. было про то, как всякие не очень похожие на крыло предметы создают подъемную силу. А в этом посте предлагаю проверить свою интуицию и угадать, что происходит с подъемной силой в том или ином случае.
К сожалению, ученые не продувают чайники в аэродинамических трубах, вместо этого предпочитая профили крыльев. (Пикабу, может запилим пикабушную аэродинамическую трубу?) Однако, нашлись странные люди, которые решили продуть профиль крыла под всеми углами атаки от 0 до 180 (в отличие от «обычных» 0-17 градусов, на которых летают самолеты). Эти данные мы и используем. Но начнем с закрылков.
Пример 1: из крыла торчит плоская хрень почти перпендикулярно потоку.
Как вы думаете, увеличится или уменьшится подъемная сила крыла, если в его конец (на 20% длины хорды) присобачить щиток почти перпендикулярно потоку (показано красным)? скажем, под углом 75 градусов от убранного положения?
Какой же правильный ответ? Подъемная сила увеличится почти в 2-3 раза. (Чтобы это не было средней температурой по больнице, нужно указать, при каких углах атаки; для интересующихся, графики в комментариях.)
Пример 2. Крыло задом наперед. Допустим, по каким-то странным причинам крыло установили задом наперед (не зря на некоторых авиационных деталях написано «этой стороной вверх»:D ). Сможет ли самолет лететь?
Этот вопрос на самом деле не такой уж и праздный. У вертолетчиков, как известно, все не как у людей, и иногда некоторые части лопастей оказываются в зоне обратного потока. Не все хорошо и у водителей самолетов с хвостовым колесом: на рулении даже не очень сильный попутный ветер вполне способен создать подъемную силу на стабилизаторе (несмотря на то, что он к ветру задом наперед) и перевернуть самолет носом вниз, повредив пропеллер.
Но вернемся к теме! Есть ли подъемная сила при обратном обтекании и сколько?
С одной стороны, у нас прямо в поток торчит острый конец. За ним же наверно срыв потока и вот это вот все? С другой стороны, вспомним наше правило из прошлого поста:
Если что-то более-менее плоское поставить под разумным углом атаки к потоку на большой скорости, то оно будет создавать дохрена подъемной силы.
(источник графика: Fluid-dynamic lift, S. Hoerner, стр. 2-8 (так вот у него в книжке страницы пронумерованы)
Если присмотреться, то обратное обтекание даже создает чуть больше подъемной силы. (Хотя такие тонкости наверно сильно зависят от конкретного профиля крыла. Но это не помешало авторам книги привести аж две теории, почему так случилось.)
(и как выглядит его обтекание?)
Если грубо прикинуть для нашего самолета, то получаются примерно такие цифры: при посадке перед касанием (на больших углах атаки) нужен коэффициент где-то 1.4. При круизе на скорости 100 узлов нужно где-то 0.3-0.4. При полете на скорости 150 узлов (очень маленькие углы атаки) нужно где-то 0.15.
Иными словами, если кто-то на скорости 150 узлов вдруг поставит крылья нашего самолета перпендикулярно потоку, они продолжат создавать подъемную силу, но в 2-3 раза меньшую, чем нужно, и смогут поднять где-то 300-400 кг вместо обычных
Авторы кстати сами слегка удивились и предположили, что подъемная сила создается благодаря обтеканию воздуха вокруг закругленной передней части крыла.
4. Крыло под 45 градусов к потоку. Дело в том, что гражданские самолеты летают на углах атаки где-то 0-17 градусов (зависит от крыла), и поэтому график подъемной силы от угла атаки обычно приводят только для этих углов.
Милая сердцу любого пилота картина.
Все пилоты знают, что за критическим углом атаки подъемная сила падает, но вот насколько сильно она падает и что с ней происходит дальше, обычно не говорят, т.к. это банально не нужно в полете. Многие даже считают, что она падает до нуля. Мне казалось, что она ведет себя как-то так:
а реальность как всегда оказалась сурова и бескомпромиссна:
Данный конкретный профиль под углом 45 градусов производит даже чуть больше подъемной силы, чем в «нормальном режиме крыла» в районе 10 градусов. (Но на всякий случай уточню, что конкретные числа зависят от удлинения крыла и от числа Рейнольдса. Мне попадались графики, где второй пик (на 45 градусов) был сильно ниже или выше первого)
5. Крыло под 80 градусов к потоку. В этом случае профиль NACA 0012 имеет коффициент подъемной силы примерно 0.35, т.е. такое крыло может поддерживать наш самолет в круизе на скорости в 100 узлов.
Сопротивление довольно мало при маленьких (круизных) углах атаки, но потом на углах 10-15 градусов резко возрастает. А теперь давайте посмотрим, где это резкое возрастание в общей картине, и сколько сопротивления производило бы наше «крыло» под 45 градусов к потоку:
Сперва и не найдешь, где на это картинке то самое «резкое возрастание». Вон оно, слева, на углах 0-12 градусов почи у самого нуля, сплющилось до почти горизонтальной линии из-за огромных чисел сопротивления на больших углах атаки.
То есть, крыло под нормальными углами атаки типа 5 градусов создает очень много подъемной силы очень мало сопротивления, а крыло под скажем 70 градусов создает столько же подъемной силы и в разы больше сопротивления. Ну и нафига нам такое крыло?
Кто-то в интернете когда-то сказал:
Когда мне говорят «с хорошим двигателем полетит даже забор», я спрашиваю у него: «ну и нафига тебе забор с двигателем?»
За сим откланяюсь, спасибо за внимание, и не стоит недооценивать количество производимой подъемной силы!
Авиация и Техника
6.3K постов 13K подписчиков
Правила сообщества
Это всё херня! Где МАГИЯ ВОЗДУХА?!
Вам надо физику в университете преподавать) Я ни у кого еще понятнее не читал)
ну вот. На всех графиках при 0 атаки крыла-0 подъёмной силы
А почему не использовать сверхтонкое и сверхплощадное крыло плоской формы? Чтобы самолёт был просто маленьким фюзеляжем, прикреплённым к огромному куску фанеры. Так обеспечится наименьшее аэродинамическое сопротивление.
Факты из аэродинамики 5. Крыло
С прямым крылом все просто: легко в производстве, отлично себя чувствует на небольших скоростях. Пример самолеты первой и второй мировых войн, современные поршневые самолеты.
Стреловидное крыло (40. 60град) имеет преимущества на околозвуковых скоростях и сверхзвуковых скоростях. Современные авиалайнеры развивают скорость до 900км/ч, а на больших высотах это может быть уже M=0,8 (в авиации М=1 это скорость звука при данных условиях полета). Поэтому у всех крупных самолётов угол стреловидности завис от 35. 45 град, не более.
Абзац со звездочкой* Поток воздуха на стреловидном крыле можно разложить на две составляющие: перпендикулярно крылу и вдоль передней кромки. Тот вектор скорости, что вдодь передней кромки в создании подъемной силы не участвует, лишь создает сопротивление. А второй вектор, который перпендикулярен кромке крыла (Vn) имеет МЕНЬШУЮ скорость, нежели поток воздуха, который был изначально (V) (сложение векторов, все дела). Таким ообразом, все негативные эффекты околозвуковой скорости наступят позже.
Пример, условно: негатив при M=0.8. Фактическая скорость V М=0.9, но на крыле (Vn) всего лишь М=0.6 из-за стреловидности крыла
Еще одно инженерное решение для самолетов с большим углом стреловидности. Чтобы тот поток воздуха, что скользит по кромке крыла, был нам на пользу, ставят аэродинамические гребни (МиГ17)
На некотрых истребителях вместо гребней есть «аэродинамический зуб» (МиГ23, например). Создаваемый им вихрь не дает воздуху перетекать, а при маневрировании (на як130 тоже есть) закрученный поток воздуха намного позже отлипает от крыла (при больших углах атаки, срыв на крыле позже кароч)
Итак, теперь про крылья изменяемой стреловидности. Площадь крыла не изменятся при повороте консоли, так что формула подъемной силы и сама подъемная сила должна быть постоянной. Теперь перечитываем все выше и получаем: на взлетно-посадочных и маневренных режимах важны: большое удлинение крыла и малая стреловидность, а на больших скоростях наоборот. Вот вам хит 80ых, крыло изменямой стреловидности
Не могу пройти мимо истребителей. Для малых скоростей есть отклоняемые носки крыла, отклоняемые флаппероны (Су-30см). Для устойчивости на больших углах атаки от наплывов образуется полезный вихрь, сохраняющий путевую устойчивость самолета. Для сверхзвуковых скоростей есть цельноповоротный стабилизатор, ведь из-за образовавшихся скачков уплотнения эффективности обычных рулей высоты (как на поршневых самолетах) недостаточно.
Все. Не отвлекаюсь. Я про крыло рассказывал.
Какие предметы создают подъемную силу, и зачем крылу форма крыла. ч.1
В первой части поста мы немного поговорим про подъемную силу вообще (по принципу «ей-богу так!»), а во второй части посмотрим уже на конкретные цифры в некоторых случаях. Там вы сможете проверить свою интуицию и угадать, как много подъемной силы создается в том или ином случае.
Т.к. крыло прикладывает силу к воздуху, изменяя его траекторию, воздух в ответку прикладывает силу к крылу. И если картинка обтекания несимметрична (верх/низ), то скорее всего на тело действует сколько-то подъемной силы.
Из этого нехитрого рассуждения можно сделать простой вывод: почти всё создает подъемную силу. Чтобы тело не создавало подъемной силы, нужно специально постараться: либо надо взять симметричное тело и поставить его параллельно потоку:
либо, если тело несимметрично, надо найти специальный угол обдува (на авиационном языке угол атаки), при котором подъемная сила оказывается равна нулю:
Вот возьмем простой советский чайник. Если его обдувать, скажем, справа, будет он создавать подъемную силу? Да, будет, он же несимметричен (если только ему случайно не повезло. Но тогда можно чуть изменить угол атаки. ). Она может быть большой или маленькой, она может быть направлена вверх или вниз, но она будет.
От чего зависит подъемная сила. Вы скажете, ну ладно, будет у чайника подъемная сила, но она будет крохотной. Это не считается. И тут нужно сказать две вещи.
Второе. Несмотря на отсутствие экспериментальных данных, иногда можно «на глаз» определить, создает ли что-то подъемную силу. Эмпирическое правило выглядит примерно так, хотя есть некоторое количество исключений:
Если что-то более-менее плоское поставить под разумным угломатаки к потоку на большой скорости, то оно будет создавать дохрена подъемной силы.
Начнем с предметов, про которые точно известно, что они создают дохрена подъемной силы:
В данном случае пластинка и крыло поставлены под большими углами атаки, где-то 40 и 60 наверно. Несмотря на тотальный срыв потока за данными предметами, они продолжают создавать дофига подъемной силы, хотя казалось бы, этот хаос на картинке не имеет ничего общего с плавным обтеканием крыла на картинках выше. Откуда подъемная сила?
Воздух, расступаясь перед оными предметами, создает зону повышенного давления, которое выталкивает предмет вверх. А что происходит за предметом, ему уже как-то пофиг. Много этой подъемной силы создается или мало? Эксперимент показывает, что величина подъемной силы зависит в первую очередь от скорости, и при стандартных скоростях полета данные предметы создают достаточно подъемной силы, чтобы компенсировать вес самолета.
А вот еще одно эээ. чудо инженерной мысли, создающее подъемную силу фюзеляжем:
Но эээ.. стоп, у него же лапки крылья, скажете вы. Да, и они вносят свой вклад, но когда у этого чуда померяли подъемную силу в зависимости от угла атаки, оказалось, что крылья уже давно свалены, а подъемная сила все росла. и росла. и росла.
А вот крыло, поставленное задом наперед, т.е. острым концом вперед к потоку. И что бы вы думали. (на величину подъемной силы, производимой таким образом, посмотрим в следующей части)
Как вы видели в видео с гоночной машиной, машины тоже те еще любители полетать, причем не только с задранным носом, но и с задранным боком и, простите, задом (погуглите видео NASCAR Blowover Compilation, но там немного жесть)
Перейдем к предметам, которые, к сожалению, никогда не продували в аэродинамических трубах, но которые просто обязаны создавать подъемную силу, по тем же причинам, как и предметы выше.
Ступа Бабы-Яги. Вопрос исключительно скорости и угла атаки.
Заключение. Конечно, никакой речи о реальных летающих метлах и чайниках не идет: чтобы на чем-то можно было летать, одной подъемной силы мало: нужна балансировка, управляемость, хорошее поведение возле критических режимов полета и возможность из них выйти, прочность конструкции, а так же достаточно мощный двигатель, чтобы, как в анекдоте про бассейн на борту, «со всем этим взлететь».
Именно поэтому все, что торчит в поток в самолете, по возможности имеет каплевидную форму: крылья и стабилизаторы, лопасти винтов и роторов, фюзеляжи и даже вот эти каплевидные штуки на колесах: чем меньше сопротивление, тем меньше мощности двигателя нужно тратить на его преодоление, и тем быстрее можно лететь.
, сужение 
, относительная толщина 
и кривизна профиля 
.
(1.6)
вызывает уменьшение хорд, а значит, и строительных высот крыла.
находятся в пределах 1,5. 2 для сверхлегких самолетов и 2. 4 для планеров любительской постройки.
эл можно принять равной 0,05. 0,07 для маломаневренных и 0,07. 0,09 для маневренных СЛС. Однако, как будет показано ниже, относительная площадь элерона 
эл в полной мере эффективность элеронов характеризовать не может.
эл для четырех значений 
= 
эл/
. Из графиков видно, что при 
эл >20° величина растет очень медленно, поэтому максимальные углы отклонения элерона больше 20. 25° выбирать нецелесообразно. Следует также учитывать, что увеличение относительной хорды элерона 
=bэл/b выше 0,20. 0,25 значительного прироста не дает, поэтому нецелесообразно.
=0,25, формула (1.15) примет вид
=1, то формула (1.16) примет еще более простой вид:
