отклонение вектора местной скорости набегающего потока от направления невозмущенного потока, обусловленное приращениями скорости при обтекании тела. В теоретической и прикладной аэродинамике в основном рассматривают С. п. в вертикальном и горизонтальной плоскостях (вертикальные и боковые С. п.). Например, в теоретической модели несущей нити (
см. Крыла теория) анализ вертикального С. п., индуцированного вихревой пеленой на линии вихря присоединённого, позволил ввести понятие истинных углов атаки сечений и объяснить
механизм появления индуктивного сопротивления у крыла конечного размаха. Исследования показывают, что несущие поверхности создают сложные поля скосов. При наличии нескольких несущих поверхностей (крылья, оперение) каждая из них может оказаться расположенной в поле С. п., созданных другими поверхностями, что приводит к интерференции аэродинамической несущих поверхностей. При нормальной аэродинамической схеме горизонтальное
оперение (ГО) работает в поле вертикального С. п., индуцированного крылом. При анализе продольной устойчивости таких компоновок часто пользуются осреднённым углом его С. п. в области ГО (угол его считается положительным, когда вертикальная составляющая местной скорости направлена вниз). Угол его может быть найден из сопоставления экспериментальных зависимостей коэффициента момента тангажа (
см. Аэродинамические коэффициенты) от угла атаки, полученных для модели с установленным ГО и без него. Вертикальное С. п. за крылом обычно существенно изменяются по высоте. Поэтому при изменении угла атаки самолёта нормальной схемы условия обтекания ГО оказываются различными, что может приводить к сильным нелинейным изменениям продольной статической устойчивости. В связи с этим изучение полей С. п. за крылом и выбор оптимального расположения ГО являются важной практической задачей.
В схеме «утка» вертикальный С. п., индуцированный вихревой системой дестабилизатора, приводят к уменьшению подъёмной силы крыла. В результате несущие свойства компоновки с передним ГО и без него при малых углах атаки практически одинаковы.
Боковые С. п. оказывают определяющее влияние на характеристики путевой устойчивости летательного аппарата (см. Боковая устойчивость). При отличных от нуля углах атаки и скольжения несимметричные вихревые системы, созданные впереди расположенными элементами летательного аппарата, индуцируют в зоне размещения вертикального оперения сложные поля боковых скосов, что может приводить к сильным нелинейным зависимостям путевой устойчивости от угла атаки. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия
Главный редактор Г.П. Свищев
1994
