Основы динамики полёта самолетов

течением времени не меняется ни по величине, ни по направлению. К установившемуся движению самолета относятся: горизонтальный полёт, подъем и планирование.
Неустановившимся называется такое движение, при котором скорость самолёта изменяется или по величине, или по направлению, или одновременно и по направлению и по величине.
К неустановившемуся движению относятся: взлет, посадка, штопор, пилотаж.

уравнение системы обеспечивает условие прямолинейности движения самолёта, а второе - постоянства скорости.
Скорость полёта, необходимая для соблюдения равенства первого уравнения системы, называется потребной скоростью горизонтального полёта.
С увеличением угла атаки до критического увеличивается и коэффициент подъемной силы. При этом уменьшается потребная скорость горизонтального полёта.

наоборот.

Уравнение энергии (закон Бернулли)
Величина р называется статическим давлением (атмосферным давлением на высоте полета), а величина - скоростным напором, или динамическим давлением.
Следовательно, в любом произвольном сечении установившегося потока воздуха сумма статического и динамического давлений есть величина постоянная. Это означает, что большей скорости потока соответствует меньшее статическое давление, поэтому применительно к рис. можно записать:

заднюю точки профиля крыла.
Углом атаки крыла α называется угол между хордой крыла и направлением скорости невозмущенного потока.

согласно уравнению неразрывности, к уменьшению скорости потока. Это в свою очередь, в соответствии с законом Бернулли, обуславливает увеличение давления в передней части крыла. Обтекая верхнюю и нижнюю поверхности крыла, струйки сужаются, скорости обтекания увеличиваются, а давление уменьшается. При этом местные скорости обтекания VМ превышают скорость невозмущенного потока V.

действуют разные силы давления, результирующая их будет отлична от нуля.
Это различие давлений в разных точках поверхности движущегося крыла является основным фактором, обусловливающим появление аэродинамических сил.

Нетрудно заметить, что степень деформации струек в потоке будет зависеть от конфигурации тела и его положения в потоке. Зная спектр обтекания тела, можно для каждой его точки подсчитать величину давления воздуха и таким образом судить о величинах и характере действия аэродинамических сил.