SYS:
Продолжайте. Мне все равно, а народ посмеется


радует что вы смешите народ и довольны этим, клоуны ж не только в цирке нужны.

Предлагаю прекратить этот беспредметный спор.

Плетью обуха не перешибешь!
Согласен на любую роль: хоть плеть, хоть обух!

sorry
-----------
Невоспитанные немцы из BFU по инценденту....

саил:
Тут- я х.з.)) Щас он вам "Харриер" фтыкнет.))06/08/2015 [14:43:55]

Ну да, Харриер, а еще А-8 кажется есть такой с изменяемым углом установки крыла. Давайте гравицапу еще вспомним.
А есть утверждение -
SYS:
угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет. :)))05/08/2015 [10:15:08]

Это так или не так?
Именно в общем случае, ведь здесь не говорится о том что это может быть верно только для некоторых частных случаев?

neustaf:

sorry
-----------
Невоспитанные немцы из BFU по инценденту..
========
Пожалуй, тогда уж "по инцИденту"!

WWW:
Пожалуй, тогда уж "по инцИденту"!


вам осталось считать запятые и вы вполне можете считать себя воспитанным человеком ведущим разговор исключительно по теме катастофы Як-42 в Ярославле и избегающим флуда ни о чем.

угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет. :)))05/08/2015 [10:15:08]

А здесь што не так ?

саил:
угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет. :)))05/08/2015 [10:15:08]

А здесь што не так ?06/08/2015 [15:21:23]

А Вы не видите? Угол тангажа прямо связан с углом атаки через угол установки крыла и угол траектории формулой
УгАтаки=Тангаж+УгУстКрыла-УголТраектории
Эта формула в любом учебнике аэродинамики есть. И как отсюда можно утверждать что тангаж не влияет на Су. Влияет, через изменение угла атаки и влияет. В общем и практически абсолютном большинстве случаев полета - меняется тангаж - меняется угол атаки.
Так влияет?

саил:

угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет.

А здесь што не так ?


вы распечатку взлета Як-42 в Ярославле смотрели?
как связаны между собой Угол атаки и угол тангажа на разбеге?

саил:

угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет.

А здесь што не так ?


вы распечатку взлета Як-42 в Ярославле смотрели?
как связаны между собой Угол атаки и угол тангажа на разбеге?

И как отсюда можно утверждать что тангаж не влияет на Су. Влияет, через изменение угла атаки и влияет.
--
Эээ, пардон.
Для режима двигателей вы пишете сами- "режим дв.-увеличивает тангаж, затем УА.."- т.е, вы не считаете это за связь, бо не напрямую.
Здесь- та же непрямая связь "увеличение тангажа- изменяет УА, затем Су.." Не вижу разницы.
Вот ежели вы покажете влияние тангажа на Су при равном УА- другое дело.))

Зы. Более того, наверное, вполне можно подобрать какой-то одинаковый тангаж с разными УА. Скажем, в наборе и гп., в гп и на снижении, итп.

саил:
Зы. Более того, наверное, вполне можно подобрать какой-то одинаковый тангаж с разными УА


тангаж с УА связан формулой
ТАНГАЖ=УНТ+УА, для разбега , где УНТ постоянен и равен 0, изменнеие тангажа пропорционально изменению УА.
следует помнить, что в полете, тут сису вновь пора удивится, изменения УА коротко периодические в отличие от длиннопериодического УНТ, о чем и говорил Ленг, изменение тнагажа ведет к росту УА, что ведет к росту У - искривлению траектории (чего Сис там и не понял за годы учебы в МАИ) и затем уже росту УНТ. если вы посмотрите как болтался тангаж на том несчастном Ту-154 в грозе, то его отклонение почти полностью совпадаете с ракачкой и по УА, так как инертный самолет не мог изменять свой УНТ также быстро как УА.

to WWW
можете смело править все опечатки, буду благодарен за вашу добровольную работу корректором.

LEngFT:

Анисим:
LEngFT:
Это метла что-ли? Рад за вас, продолжайте летать на ней.)))

это не метла, а ручка (рычаг) где как, выпуска/уборки закрылков...
...слыхали что-нибудь о механизации крыла?05/08/2015 [19:50:15]

А вы слышали что-нибудь о разнице между углом атаки крыла и профиля? У вас при выпуске механизации указатель углов атаки что показывает? Неужели изменение? Именно к углу атаки крыла приводятся все аэродинамические характеристики - откуда и делаются все расчеты. А угол атаки профиля в практической аэродинамике почти не используется. Потому не надо подменять один термин - другим.
Да и изначально речь шла о другом - что лететь с передней центровкой 20% и поднять стойку на разбеге со стабилизатором не по центровке - это разные вещи:
LEngFT:это разные вещи - лететь и поднять стойку для создания взлетного угла тангажа
SYS: угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет. 05/08/2015 [10:15:08]
Или вы как и Сис считаете что если я увеличу тангаж - это не повлияет на Су? С этого утверждения и пошли вопросы про маневры. И конфигурация тут принципиально ни причем.

SYS:
LEngFT:
Я исходя из того как летит и определяю центровку. Истинную.
====
Нимб не жмет?05/08/2015 [20:03:07]

Судя по тому что вы здесь пишете -думаю вам жмет и очень сильно. И с этим надо срочно что-то делать. Снимите его и вам станет легче.
Вы знаете что такое балансировочные кривые? Это значения руля высоты при которых осуществляется горизонтальный полет в зависимости от скорости и центровки самолета. Например Лигум Аэродинамика Ту-154 Б стр.180. Значит зная центровку и скорость -я знаю то значение РВ при котором самолет будет сбалансирован по тангажу. Так кто мешает решить обратную задачу из того же графика? Зная что самолет сбалансирован по тангажу и значение РВ - получить значение центровки? Никто. Откуда и берется центровка. Истинная. А не придуманная МАК вкупе с грузчиками и ДЦ.

саил:
Здесь- та же непрямая связь "увеличение тангажа- изменяет УА, затем Су.." Не вижу разницы.
Вот ежели вы покажете влияние тангажа на Су при равном УА- другое дело.))
06/08/2015 [15:59:36]

За эти фразы Ваши преподаватели в летном училище сгорели бы со стыда. Делаю крайнюю попытку пояснить. Тангаж влияет на Су, так как он меняет угол атаки а значит и Су.
Совсем упрощаю. Если принять угол установки крыла равным 0, то Угол атаки есть угол тангажа за минусом угла траектории. Если траектория не меняется, как на разбеге или в ГП - это вообще одно и то же. Если есть установившийся набор или снижение - между ними также прямая зависимость с разницей в величину угла траектории. Это очевидно.
Ваше понимание зависимости абсолютно ошибочное в корне. Угол атаки и Су - это не некие независимые параметры, а это суть одно и то же, Су - это и есть фактически угол атаки . Су - просто есть отражение угла атаки в формуле подъемной силы. Изменения Су без изменения угла атаки НЕ БЫВАЕТ( не берем в учет изменения конфигурации, влияния земли и т.п факторов которые могут двигать график Су по углу атаки). Поэтому Ваша фраза - измените мне Су при равном угле атаки путем изменения тангажа - выглядит чудовищной по смыслу и ошибочности.
Сожалею о таком непонимании очевидных вещей.

LEngFT:
Я исходя из того как летит и определяю центровку. Истинную.
====
Вы знаете что такое балансировочные кривые? Это значения руля высоты при которых осуществляется горизонтальный полет в зависимости от скорости и центровки самолета.
Например Лигум Аэродинамика Ту-154 Б стр.180. Значит зная центровку и скорость - я знаю то значение РВ при котором самолет будет сбалансирован по тангажу. Так кто мешает решить обратную задачу из того же графика? Зная что самолет сбалансирован по тангажу и значение РВ - получить значение центровки? Никто. Откуда и берется центровка. Истинная.
===========

Если уйти от личностных выпадов и общаться по существу.

Любопытствующий вопрос к Вам, как к инженеру.
Ну почему же, опираясь на балансировочные кривые самолетная инженерия до сих пор не соорудила на этой зависимости указатель полетной центровки.
Подчеркиваю. Не на земле (ИМЦ), а полетный!
И почему сегодня полетную центровку на А и Б отслеживают не таким образом,
а на основе исходного задания массы/центровки самолета без топлива и текущих сведений
по фактическому остатку/расположению топлива на борту!

neustaf:
....для разбега , где УНТ постоянен и равен 0, изменнеие тангажа пропорционально изменению УА.

Напоминаю изначальный вопрос:

LEngFT:
угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет. :)))05/08/2015 [10:15:08]

Это так или не так?
Именно в общем случае, ведь здесь не говорится о том что это может быть верно только для некоторых частных случаев?06/08/2015 [15:02:34]

Неустаф, найдите здесь слово "разбег". Лично я вижу слова "Именно в общем случае".

Поэтому Ваша фраза - измените мне Су при равном угле атаки путем изменения тангажа - выглядит чудовищной по смыслу и ошибочности.
--
Л Енж, там таки стояли смайлы.)) Делаю крайнюю попытку пояснить.(с) ))
Если есть зависимость- должна быть функция одного от другого. Линийная, нелинейная, - пох. Я вам привел пример- в гп, в наборе, на снижении, при одинаковом тангаже будут разные УА.

Ваша же формула
УгАтаки=Тангаж+УгУстКрыла-УголТраектории- говорит о том, что с изменением тангажа- УА может остаться неизменным(за счет УНТ). И наоборот, при неизменном тангаже- может меняться УА(по той же причине).

Логику вам не преподавали ?)) тогда можно и не сгорать.))

саил:
Неустаф, найдите здесь слово "разбег". Лично я вижу слова "Именно в общем случае".

общий случай это и есть обобщение всего в том числе и разбега, остальное вы не прочитали или не поняли, хотя бы по раскачке по тангажу и УА того несчатного Ту-154.

Саил, что заканчивали, если не секрет?

neustaf:

саил:

угол тангажа, в отличие от угла атаки, на Су не влияет.

А здесь што не так ?


вы распечатку взлета Як-42 в Ярославле смотрели?
как связаны между собой Угол атаки и угол тангажа на разбеге?


Готов прослыть "невежей", но разве при отрыве "экспериментального" УА не "переламывается" в момент отрыва при практически неизменном тангаже?
Неужели УНТ не зависит от скорости при неизменном тангаже (УНТ+УА)?

Или я неверно понял изначальную суть вопроса?

(УНТ+УА) читать как (УНТ+УА=const) .

WWW:
Если уйти от личностных выпадов и общаться по существу.
06/08/2015 [18:30:04]

Кто бы против? Я так и рассчитывал. Но вскорости получил от Вас два личных выпада в свой адрес и решил прервать общение. И где гарантия того что снова начав общаться это не повторится?

WWW
Ну почему же, опираясь на балансировочные кривые самолетная инженерия до сих пор не соорудила на этой зависимости указатель полетной центровки.


из практики, летел паксом служебным (проще зайцем) на 154 в лихие 90-е, вышли на высоту кругу переключатель П-С-З естественно в положении П закрыли в посадочное штурвал на пупе и без инженерии понятно, что с центровкой закрылки убрали служ. паксам и проводникам на передней кухне четкая команда "все в хвост", уход на второй , и затем нормальный заход.
на 134 тоже было два положения стаба на заходе -1, 5 и -2, 5 по положению штурвала (балансировачному) и так было понятна какая центровка по факту и на сколько переставлять стаб, а иногда и скорость держать поболее при передней центровке для запаса хода РВ - все это известно и тайной может только для вас быть.

общий случай это и есть обобщение всего в том числе и разбега
--
Неустаф, здесь, как и в прошлый раз (с "установившимся режимом")- вы не оговариваете начальные условия. Благодаря чему СИС и "находит лазейку". А потом начинается- "а вом там..а вот при таких условиях..а на разбеге.."

остальное вы не прочитали или не поняли, хотя бы по раскачке по тангажу и УА того несчатного Ту-154
--
Ну нах мне эти теоретические изыскания ?)) Сюда-то втянули, можно сказать, против моей воли.))

что заканчивали
--
Началось в колхозе утро..)) Л Енж, у вас толше. Адазначно !))

kovs214:

Анисим:
...Вы продолжаете настаивать на том, что выпуск закрылков
на разбеге не увеличивает угол атаки, даже если и
"существуют слухи" о "разнице между углом атаки крыла и
профиля" а указатель углов атаки этого не показывает?

Характеристики профиля - это характеристики крыла
бесконечного размаха не имеющего крутки. Реальное
крыло, как вы понимаете, имеет конечный размах (что вызывает
индуктивное сопротивление, и меняет картину обтекания,
переходя на трёх-мерное), крутку и стреловидность...

С индуктивным сопротивлением, возникающим от скоса потока, который в свою очередь возникает от перетока воздуха с нижней поверхности на верхнюю, вопросов нет. Это ладно.
У меня другой вопрос: почему решено, что концевые вихри (переток) скашивают поток именно вниз? То есть вихрь изначально вверх направлен, потом закручивается...а нам говорят: поток отклоняется вниз...как такое может быть? Вопрос без подковырки, действительно хочу прояснить. В смысле, вниз вихрь закрутится уже далеко за самолётом, а на протяжении - законцовка крыла - хвостовой обтекатель фюзеляжа, вихрь вверх будет направлен, с началом закрутки внутрь (к фюзеляжу).
Мыслю так: у крыла бесконечного размаха нет перетока на концах = нет индуктивного сопротивления = нет скоса потока.
Теперь берём профиль крыла бесконечного удлинения, имеющего УА 45* (для наглядности). Очевидно же, что скос потока вниз будет иметь место. Реальный, ощутимый, видимый в трубе с подкрашиванием потока.
Вот собссна в этом у меня и вопрос: создаёт ли крыло бесконечного размаха скос потока вниз? Или то, что мы видим - ОТКЛОНЕНИЕ вниз потока воздуха без перетока, скосом не является?
Поясню, как можно создать такую картину: на всю ширину трубы (диаметр) поместить крыло и продуть, без перетекания воздуха снизу вверх.
Желающие могут дома сигаретный дым выпустить на наклонный к горизонту лист...хотя бы лист игральной карты...поток вниз отклонится, без всяких концевых перетоков (если "карту" достаточно длинную взять).

neustaf: "...по положению штурвала (балансировачному) и так было понятна какая центровка по факту..."

Абсолютно согласен. Определение фактической центровки (по положению руля высоты/стабилизатора) в полете не представаляет никаких сложностей ни на Ту-134/154/204, ни на В/А.
На полтиннике вон даже цветные зоны на указателе РВ нарисованы - специально для летчика, шоб не думал долго, в зеленой зоне - ставь задатчик стаба в "П", там, кстати тоже зеленая метка.

саил
Ну нах мне эти теоретические изыскания ?))


ну во-первых расскачка по тангажу И УА Ту-154 перед сваливанием под Донецком самака что не на есть практика, при чем горькая,
во-вторых не поняли, то же ничего страшного.

literballer: "...Неужели УНТ не зависит от скорости при неизменном тангаже (УНТ+УА)?...(УНТ+УА) читать как (УНТ+УА=const)..."

Летим в горизонте (стаб Н), УНТ=0, УА=УТ. Ставим малый газ, скорость падает, УА растет, УТ также растет, но по-прежнему УНТ=0, а УА=УТ.
Набираем высоту на режиме допустим 0, 7 ном, УНТ=8*, УТ=12*, УА=4*.
Увеличиваем режим до номинала, здесь возможны варианты:
- стаб Vверт - УНТ=8*, УТ=10*, УА=2*;
- стаб V - УНТ=10*, УТ=14*, УА=4*.
Где-то так.

создаёт ли крыло бесконечного размаха скос потока вниз?

создает, два вихря имеется на концах крыльев (концевые вихри) и еще один это та самая теорема Жуковского (полагаю о ней уже тоже наслышаны на этом форуме) о циркуляции скорости - которая и создает подъемную силу.

Проще на палъцах: крыло отклоняет поток вниз масса воздуха на изменение скорости невозмущенног потока и потока за крылом и создает полную аэродинамическую силу. с какой силой поток воздействует на крыло, с такой же и крыло воздействеут на поток: механика Ньютона никуда не дется.
вектор R (полной аэродинамической силы) равен = m (массе воздуха) на a (векторное изменение скорости потока за единицу времени.)

на этом же эффекте и экран работает, воздух не успевает уйти вниз.

Летим в горизонте (стаб Н), УНТ=0, УА=УТ. Ставим малый газ, скорость падает, УА растет, УТ также растет, но по-прежнему УНТ=0, а УА=УТ.
---
ФЛ, )) условие литерболлера было- "зависит от скорости при НЕИЗМЕННОМ тангаже".
Отключаем АП, фиксируем тангаж, ставим малый газ- идем вниз. Добавили- идем вверх.
Изменение УНТ и УА- налицо. (Привет Л Енжу:))

"...Отключаем АП, фиксируем тангаж, ставим малый газ- идем вниз. Добавили- идем вверх.
Изменение УНТ и УА- налицо. (Привет Л Енжу:))..."

Саил, да я понял, но смысл то в том, что в любом случае УНТ+УА=УТ. Будет тангаж постоянен, само собой и УНТ+УА будет неизменно.

Готов прослыть "невежей", но разве при отрыве "экспериментального" УА не "переламывается" в момент отрыва при практически неизменном тангаже?


да пожалуйста, на разбеге в Ярославле как меняется УА в зависимости от тангажа?

neustaf:

Готов прослыть "невежей", но разве при отрыве "экспериментального" УА не "переламывается" в момент отрыва при практически неизменном тангаже?


да пожалуйста, на разбеге в Ярославле как меняется УА в зависимости от тангажа?


Я говорил о разбеге "экспериментального" (с наложенных графиков, которые Вы публиковали) в момент его отрыва. ТГ- конст , УНТ растет от 0 (см график высоты и характер его изгиба), значит УА уменьшается.

саил:
Началось в колхозе утро..)) Л Енж, у вас толше. Адазначно !))06/08/2015 [19:38:34]

Ну ладно, ладно, отставить вопрос.))
Но зачем же тогда вступать на скользкую стезю корвалола и учить инженера что есть функция и зависимость, самому имея об этом в корне неверные понятия?
Я кстати представляю как Сис сейчас стебется над нами, ему ведь удалось в очередной раз отнять время и увести все в сторону.)) Что он многократно проделывал раньше, только в другом месте. Ладно. Пускай посмеется. В последний )) раз.

Я говорил о разбеге "экспериментального"

а я вас спрашиваю о разбеге в Ярославле как меняется УА в зависимости от тангажа?
вам сложно ответить?

to LEngFT
не знаю как вам, для меня в этой ситуации один клоунский персонаж, уже и ни в первый раз.

ляпнет чушь несусветную и тут же в тину. до следующего ляпа, так что ждемс следующей "мудрой мысли" от сиса.

LEngFT:
Но зачем же тогда вступать на скользкую стезю корвалола и учить инженера что есть функция и зависимость, самому имея об этом в корне неверные понятия?

хотелось бы услышать от инженера: "существует ли прямая зависимость УА от УТ и наоборот, и если да, то опишите эту функцию".

neustaf:

создаёт ли крыло бесконечного размаха скос потока вниз?

создает, два вихря имеется на концах крыльев (концевые вихри) и еще один это та самая

Дык вот про этот скос я и говорил, который "ещё один". Просто не помню где, мне тут мозги запудрили, что скос потока создают концевые вихри, а тот, про который я говорю - отбрасывание массы вниз самим наклонённым к горизонту крылом, вроде и ни при чём. Хотя ясно, что он и есть источник подъёмной силы - динамическое давление воздуха (реакция) на нижнюю часть крыла. Поменять угол атаки на отрицательный: будет вниз давить. Проще симметричный профиль взять, чтоб с Бернулли не заморачиваться пока. Последний вопрос: как этот скос потока влияет на работу стабилизатора? Поясню, что именно я имею в виду:
- на скорости 500 к примеру (приб.) поток отклоняется вниз на всём размахе. Бох с ними, с вихрями на концах, мы про этот, ОСНОВНОЙ поток. Что мы видим? На угле атаки 5 градусов (к примеру), весь поток стекает с задней кромки крыла отклонённым вниз на те же 5 градусов. Дальше, смешиваясь с нижележащими слоями, прекращает "движение вниз" (вертикальная составляющая "гаснет" из-за вязкости и инертности воздуха). В зависимости от близости к земле, давление в этом возмущенном слое может повышаться, что и есть "экранный эффект" (влияние земли ), всё понятно. Продолжу.

Чот не отправляет. Тест.

LEngFT:
...Вам известен хоть один маневр когда при изменении тангажа не меняется Су? Я пока только один такой вижу - петля Нестерова.

...Вы в этом уверены?
...утверждаете, что в любой точке петли с постоянной скоростью подъёмная сила неизменна?
...или быть может, опИшите уравнение движения на петле с переменной скоростью, при котором Су постоянен?

Последний вопрос: как этот скос потока влияет на работу стабилизатора?


угол атаки местный на стаб получает отрицательное приращение

тест

neustaf:

угол атаки местный на стаб получает отрицательное приращение

Это всё понятно, так написано, но это готовые выводы. Физическая картина непонятна.

Продолжу.

Непонятно одно: как этот скос оказывает влияние на Т-образное оперение? Когда он (скошенный вниз на угол 5 градусов) успевает подняться до стаба на таком коротком расстоянии: задняя кромка крыла - передняя кромка стабилизатора? До него метров семь в высоту (больше САХ). Про изменение подъёмной силы стаба с увеличением режима двигателей с задним расположением в курсе. Непонятно только, как именно скос с крыла успевает повлиять на работу стаба в ГП (а особенно на разбеге).

Ну и...само собой вопрос, почему концевые вихри скосом потока назвали. Вроде как вихри симметрично внутрь закручиваются, без всякого скоса. Сначала вверх, потом целый оборот делают...где, к каком месте тут скос? Вопрос конечно в терминологии, но часто эти скосы путают. Тот, основной, где воздух вниз, и этот, от перетекания, вихрь по сути, поэтому и непонятно: где у кругового движения скос.

Понял теперь, почему сообщения не отправлялись. Стрелочку вправо не пропускает, где витамин "Ю". Что за ерунда?

Анисим:


хотелось бы услышать от инженера

Так он оказывается не только на этом форуме пиарит свой комикс под названием: "взлёт на Як-42 с центровкой 13%"? Ай да ленж....

literballer:
Почему совсем перестало "биться" значение взлетной массы?

Пока аэродинамики выясняют свои отношения, у меня к Вам вопрос.
Что Вы имели в виду под выражением "биться"?

Продолжу.

Непонятно одно: как этот скос оказывает влияние на Т-образное оперение? Когда он (скошенный вниз на угол 5 градусов) успевает подняться до стаба на таком коротком расстоянии: задняя кромка крыла - передняя кромка стабилизатора?


так он и не поднимается - это ось отклонения потока, но сверху ведь тоже воздух разрежения там быть не может вот он весь поток и отклоняет вниз, меньше чем на оси, но отклоняет.
Скос потока зависит от
а) расстояния от крыла (оно у Як-42 очень маленькое)
б) высота стаба (подняли как могли, но влияние осталось)
в) Су - чем оно больше тем скос более.
Ковс даже формула приводил мне помнится

так что на Як-42 рост АЛФА ведет к росту Су , росту скоса потока и росту кабрирующего момнета на стабе - поэтому и заброс по тангажу.

корвалол:
С индуктивным сопротивлением, возникающим от скоса потока, который в свою очередь возникает от перетока воздуха с нижней поверхности на верхнюю, вопросов нет...

ИС возникает в виде двух жгутов на концах крыльев в результате перетекания воздуха через законцовки крыльев из области высокого давления (под крылом), в область низкого давления (над крылом). Воздух, в жгутах, вращается в сторону фюзеляжа. Скос потока образуется пеленой, которая стекает с крыла. Чем больше размах крыла, тем меньшая часть "поражена" жгутами. У крыла малого удлинения картина обтекания другая.

У меня другой вопрос: почему решено, что концевые вихри (переток) скашивают поток именно вниз? То есть вихрь изначально вверх направлен, потом закручивается...а нам говорят: поток отклоняется вниз...как такое может быть?

В ГП самолёт "держится" в воздухе отбрасывая крыльями воздух вниз, ну а если огромная масса воздуха отбрасывается вниз, то все жгуты и пелена будет так же стремится вниз.

...Мыслю так: у крыла бесконечного размаха нет перетока на концах = нет индуктивного сопротивления = нет скоса потока.

Да, ИС нет, но скос потока-то куда делся? "Спинка" профиля имеет дугообразную форму, даже эта форма способствует отклонению потока вниз, что и влечёт за собой скос потока.

Теперь берём профиль крыла бесконечного удлинения, имеющего УА 45* (для наглядности). Очевидно же, что скос потока вниз будет иметь место. Реальный, ощутимый, видимый в трубе с подкрашиванием потока.

С таким УА наступит срыв потока. Безотрывное обтекание профиля (крыла), происходит где-то до УА 16-18 град (это если профили без "заморочек"). А так, да! Чем больше УА, тем больше ИС, ну а на скос потока больше влияет, как мне кажется, выпуск механизации, т.е. увеличение кривизны профиля крыла.

Вот собссна в этом у меня и вопрос: создаёт ли крыло бесконечного размаха скос потока вниз? Или то, что мы видим - ОТКЛОНЕНИЕ вниз потока воздуха без перетока, скосом не является?

Конечно создаёт. ИС, при бесконечном размахе - отсутствует.
06/08/2015 [19:47:15]

корвалол.
Снизойдите, прочтите ссылку ;). Написано доступно о Т-образном оперении, что бы здесь всё это описывать, надо много букОв использовать :)
http://hapsida.ru/aerodinamika ...

Анисим:
хотелось бы услышать от инженера: 07/08/2015 [05:51:58]

Анисим, не услышите, некогда тратить свое время на пустые споры.