О индуктивном сопротивлении.
Вы правы, что радиус вихря - вещь неопределенная (поэтому я и написал “условно”). Имеет значение тот факт, что та часть вихрей, которая под крылом (или над ним) - сходится вместе, то есть скос потока направлен вниз и наблюдается на всем (по размаху) крыле.
О “маленьких вихрях на концах”. При эллиптическом крыле та часть вихрей, которая, опять же, под крылом, включая и концы крыла, имеет одну и ту же линейную скорость, равную скорости скоса; правда эта скорость (по учебнику) достигается за задней кромкой (причем, на некотором удалении, если я не ошибаюсь). Угловые скорости, естественно, тем выше, чем ближе к концам крыльев.
Чесно говоря из вышесказанного нипонял ничего. Просто за день уже устал эти вихри обдумывать.
Может я не правильно понял, но мне кажеться что вы смешели докучи несколько разновидностей вихрей. И поэтому у нас не клеиться разговор.
Вносим ясность. Есть как минимум два основных вида вихрей о которых вообще мы упоминали.
А - вихрь который называют циркуляцией или присоедененным вихрем. Он как раз учавствует в расчетах подьемной силы и профильного сопротивления. При бесконечно длинном крыле он не вызывает никаких скосов потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА. Нет скосов потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА - нет индуктивного сопротивления.
В - вихрь образуемый на конце крыла (образуеться он как раз вихрем А). Существует этот вихрь только на КОНЦАХ КРЫЛЬЕВ. Как раз этот вихрь и вызывает скос потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА (на верхней обшивке к центру крыла, на нижней от центра). В свою очередь скос потока определяет индуктивное сопротивление.
то есть скос потока направлен вниз и наблюдается на всем (по размаху) крыле
Что за скос потока и направлен вниз (как я понимаю В ПЛОСКОСТИ ПРОФИЛЯ КРЫЛА???), я не знаю. Возможно это вымышленный параметр который являеться составляющей расчетов профильного сопротивления. Но то что он вызывает индуктивное сопротивление, этого по определению индуктивного сопротивления быть не может.
Нет маленьких и больших вихрей (Маленький - это какой, где он???), есть только точно описанные (в какой плоскости действует, в каком направлении, а величина его это уже дело второстепенное).
У меня в учебниках тоже ничего нет про индуктивное сопротивление крыла с бесконечным размахом, но это не значит, что его нет
Согласно вышесказанного: Нет конца крыла - нет индуктивного сопротивления, так как нет скоса потока в ПЛОСКОСТИ КРЫЛА.
Кстати, шайбы на концах крыльев не уничтожают индуктивное сопротивление, а всего лишь его уменьшают, причем их эффект можно пересчитать в крыло бОльшего удлинения…
Конечно полностью не уничтожают, кроме того они еще и добавляют своего профильного сопротивления.
На практике с “маленькими вихрями” сейчас борятся “красивыми хитрыми” законцовками на планерах. Если я не ошибаюсь, то “ласты” на концах крыльев современных пассажирских самолетов предназначены для той же цели.
Неа 😁 Не борются, а используют 😃 Такая “ласта” увеличивает эффективное удлинение крыла и даже добавляет ТЯГУ. 😃
И подьемная сила крыла образуеться в основном не от того что крыло (лопатой) отражает набегающий поток (где как раз работает закон сохранения импульса), а изи за разности скоростей на верхней и ижней обшывках крыла (но этого вам вообще наверное не понять). .
Если бы крыло действительно “лопатой отбрасывало поток вниз”, то самолеты бы не летали…
Объясняю “на пальцах” как возникает подъемная сила. О профиле и законах Бернулли говорить я не буду. Достаточно закона Паскаля и законов Ньютона…
Итак, на крыло набегает встречный поток, под крылом избыточное давление, над крылом недостаток давления.
По закону Паскаля воздух вокруг обеих кромок стремится снизу вверх, образуя два вихря (теоретически - бесконечного диаметра). В результате:
1 Перед крылом:
-Частицы воздуха получают ускорение вверх (в результате по достижении передней кромки крыла имеют сотавляющую скорости, направленную вверх)
- Те частицы воздуха, которые выше крыла, ускоряются из-за пониженного давления над крылом.
- Аналогично, частицы воздуха ниже крыла замедляются.
2 Зона крыла - частицы воздуха выше крыла получают ускорение вниз из-за низкого давления над крылом
- то же с частицами воздуха под крылом, только из-за избытка давления.
- до прохода зоны минимального давления частицы воздуха над крылом получают дополнительную горизонтальную скорость; за этой зоной частицы тормозятся в горизонтальном направлении.
- аналогично изменяются горизонтальные скорости под крылом, только с точностью до наоборот (тормозятся - разгоняются).
3 В результате всего выше изложенного на уровне задней кромки частицы имеют составляющую скорости направленную вниз; выше крыла они имеют горизонтальную скорость бОльшую, чем исходная, а ниже крыла - мЕньшую.
4 За задней кромкой частицы попадают в “обратный вихрь”. - частицы воздуха из-за давления снизу, бОльшего, чем вверху получают ускорение вверх.
- частицы ниже крыла разгоняются
- частицы выше крыла тормозятся.
СЛЕДСТВИЯ. Каждая частица воздуха вокруг крыла в процессе движения много раз ускоряется в разные (противоположные стороны), на что (по закону Ньютона) требуется сила (разность давлений).
На некотором удалении за крылом частицы воздуха движутся ПОЧТИ так же, как и в невозмущенном потоке. Вот это ПОЧТИ и эквивалентно тому, что воздух не “загребается лопатой”, а загребается РЕШЕТКОЙ из лопат (такой “дофигаплан”), эквивалентной 50-100 хордам (тот самый импульс, который создает подъемную силу).
В науке вся выше описанная хрень называется “присоединеным вихрем” ( вихрь который вертится вокруг профиля) и есть специальный математический аппарат его его расчета. Я этим аппаратом не владею. И, если нам удалось создать эти вихри (угол атаки для симметричного профиля, изгиб профиля, то подъемная сила обеспечена) 😃
Немного о Бернулли. Кто-нибудь пробовал подсчитать (в цифрах) КАКОЕ СУЖЕНИЕ И УСКОРЕНИЕ потока над крылом, и РАСШИРЕНИЕ и ЗАМЕДЛЕНИЕ потока под крылом НЕОБХОДИМО для получения Су=1 ? Если попробуете, то обнаружите, что его (закон) надо очень “оригинально” применить, чтобы получить реальные цифры. Так что, закон Бернулли (в том виде, в котором его учили в школе), не очень то и описывает процесс создания подъемной силы…
Неа 😁 Не борются, а используют 😃 Такая “ласта” увеличивает эффективное удлинение крыла и даже добавляет ТЯГУ. 😃
Бороться можно по разному 😃 Можно и спользовать действия “врага” в своих интересах. Если серьезно, то что-то подобное сказанному Вами я и предполагал.
По закону Паскаля воздух вокруг обеих кромок стремится снизу вверх, образуя два вихря (теоретически - бесконечного диаметра). В результате:
1 Перед крылом:
-Частицы воздуха получают ускорение вверх
Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” (хотя ускорение вверх может быть при движении вниз (замедленное движение) но врядли это имелось ввиду)
2 Зона крыла
- частицы воздуха выше крыла получают ускорение вниз из-за низкого давления над крылом
Это что у вас крыло прозрачное для частиц??? или имееться ввиду НА КОЦЕ КРЫЛА???
В науке вся выше описанная хрень называется “присоединеным вихрем” ( вихрь который вертится вокруг профиля) и есть специальный математический аппарат его его расчета. Я этим аппаратом не владею. И, если нам удалось создать эти вихри
А этот вихрь еще и создавать надо??? а можно для етого использовать Speed 380 или слабоват???
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
PS: Ой спер картинку 😊
Чесно говоря из вышесказанного нипонял ничего. Просто за день уже устал эти вихри обдумывать.
Вот такие вихри создают индуктивное сопротивление крыла конечного размаха. Вид на самолет сзади.
Естественно, вихри изображены условно (вне проекции крыла ини “уходят в бесконечность”
flysnake
абсолютно верно.
Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” (хотя ускорение вверх может быть при движении вниз (замедленное движение) но врядли это имелось ввиду)
Это что у вас крыло прозрачное для частиц??? или имееться ввиду НА КОЦЕ КРЫЛА???
А этот вихрь еще и создавать надо??? а можно для етого использовать Speed 380 или слабоват???
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
PS: Ой спер картинку 😊
"Вы противоречите сами себе. “Стремиться вниз” и “получают ускорение вверх” " - невнимательно прочли
Над (и под крылом) ускорение направлено вниз, к задней кромке и скорость имеет составляющую, направленнуюа вниз (за счет угла атаки и изгиба профиля). “Прозрачность” тут не нужна…
Все на Вашей картинке про скос потока верно. Для индуктивной части профильного сопротивления (бесконечный размах) нужно было бы сильно изменить масштаб (изогнуть чуть-чуть очень широкий поток).
В описании создания подъемной силы я не претендую на безошибочность (быстро писал). Просто попробуйте представить…
Что же касается присоединеного вихря, то он действительно создается (при движении с углом атаки или изогнутым профилем), на что тратится энергия, но потом он “крутится почти без затрат энергии” (так в учебнике написано). Это тот вихрь, который на вашей картинке крутится вокруг профиля (не на конце.
Этот скос потока, не индуктивное сопротивление а профильное. И никогда не называлось индуктивным. То что оно образованно вихрем (в аэродинамике почти все образованно вихрями и подьемная сила и профильное сопротивление) это не значит что надо вносить самовольные коректировки в общепринятую терминологию.
Странно…Идем по вашей же ссылке: www.zipsites.ru/…/krasnov_aerodinamika/
Страница 246, вверху
Странно…Идем по вашей же ссылке: zipsites.ru/matematika_estestv_...v_aerodinamika/
Страница 246, вверху
Что и требовалось доказать.
Если вы внимательно прочитаете со страницы 243 и ди 246, то поймете что это индуктивное сопротивление как раз и вызванно скосом потока и существует только у крыла конечного удлиннения.
Приношу всем свои извинения, кому я втирал, что скос потока не вниз, а в бок. Это я неправильно использовал терминологию.
Да действительно скос потока в терминологии аэродинамики направленн вниз.
На рисунке скос потока обозначен буквой Еср.
Но тот скос потока о котором говорил я
тоже имеет место и также являеться следствием свободных вихрей . Кончно мой скос не являеться расчетной величиной индуктивного сопротивления но природа возникновения этих скосов одинаковая. Поэтому суть вопроса о том, что крыло бесконечного удлиннения не имеет индуктивного сопротивления, остаеться неизменной.
Еще раз прошу извинения. 😊
…но природа возникновения этих скосов одинаковая.
Даааааа…Вот это перл 😃
Вы ВНИМАТЕЛЬНО посмотрите на картинки в моём предыдущем посте. Специально для вас разместил.
Надеюсь, что с индуктивным сопротивлением крыла конечного размаха уже разобрались. Могу только добавить (чисто практическое). Если не учитывать крыльев очень маленьких удлинений (<3), то в формуле
Cxi=Cy*Cy*K/3.14/L , L - удлинение крыла.
K - коэффицент формы. Для эллипса К=1, для остальных форм крыла в плане К зависит от удлинения.
Для “трапеции” с сужением 2-3 К очень близок к 1 (<1.05);
Для прмогугольного крыла К=1.1-1.2
Для треугольного, ромбовидного К<1.2
Так что, выигрыш при применении “эллипса” не так уж и велик.
Следствия из скоса потока крыла конечного размаха.
1 нагрузка на единицу длины вдоль размаха крыла “стремится к эллиптческому виду”. То есть, у крыла прямоугольной формы нагрузка на единицу длины вдоль размаха не имеет “прямоугольный вид” (что-то похожее на эллипс, утолщенный ближе к краям (или слегка сжатый в середине). Для “треугольника” - “эллипс”, растянутый посередине.
2 Из 1 вытекает, что нагрузка на единицу площади в середине прямоугольного крыла больше , чем по краям, следовательно поток сначала срывается в середине, у потом по краям и такие крылья не склонны к штопорению.
3 Из 1 вытекает, что трапеция с сужением больше 3 склонна к штопорению, так как нагрузка (на единицу площади) на концах крыла больше, чем в середине.
Все вышенаписанное я взял из учебников.
О том, что я называю " маленькими вихрями". Поясняю. Какие вихри создают индуктивное сопротивление, надеюсь, понятно. Теперь предположим, что мы имеем “обрубленную топором” законцовку крыла. Очевидно, что, при перетекании воздуха вокруг законцовки ( серединка большого вихря), на углах образуются вихри (так же как при обтекании любого угла воздухом). Вот эти вихри я и назвал “маленькими” 😃 Потери на эти вихри добавляются к сопротивлению и зависят от формы законцовки.
Даааааа…Вот это перл
А какая же природа возникновения “скосов о которых говорил я” ???
На ваших картинках ничего подобного не упомянуто.
О том, что я называю " маленькими вихрями". Поясняю. Какие вихри создают индуктивное сопротивление, надеюсь, понятно. Теперь предположим, что мы имеем “обрубленную топором” законцовку крыла. Очевидно, что, при перетекании воздуха вокруг законцовки ( серединка большого вихря), на углах образуются вихри (так же как при обтекании любого угла воздухом). Вот эти вихри я и назвал “маленькими” Потери на эти вихри добавляются к сопротивлению и зависят от формы законцовки.
Как я понимаю, потери на эти вихри это и есть индуктивное сопротивление крыла (кончно если вы не поставите на законцовке крыла грабли, сопротивление которых надо расчитывать отдельно). Свободные вихри (грубо говоря) образуються как раз из за перетекания воздуха вокруг законцовки. А именно свободные вихри формируют индуктивное сопротивление. Потери не добавляются к уже вычесленному индуктивному соротивлению, а выигрыши индуктивного сопротивления (с помошью законцовок крыла) вычитаються из индуктивного сопротивления. Пример из жизни: Если ставить концевую шайбу, то она позволяет делать расчет заданного крыла как крыла большего удлиннения - следовательно мы имеем выигрыш в индуктивном сопротивлении.
Коллега, вы с невероятным упорством путаете термины… 😊
- Когда на крыло действует подъёмная сила, то возникает циркуляция потока вокруг сечений крыла. Скос потока есть следствием циркуляции. Если есть скос - уже появляется индуктивное сопротивление.
Нет его только в случае, когда Су = 0 и удлинение бесконечно. И то это правильно только для симметричного профиля, у которого Альфа Су0 = 0. - У крыла бесконечного размаха не появляется перетекание на концах крыла. У крыла КОНЕЧНОГО такое перетекание (снизу-вверх) уже присутствует, в следствии чего появляется концевой вихрь, жгут, звал как звал - здесь каждый придумывает как может. Но этот вихрь - не есть скос.
С терминологией выяснили?
Скос потока есть следствием циркуляции
Скос потока не есть следствие циркуляции. страница 244. Циркуляция в вашем понятии это присоедененный вихрь ось которого ВДОЛЬ ОСИ КРЫЛА. Скос есть следствие свободного вихря, ось которого перпендикулярна оси присоедененного вихря.
zipsites.ru/matematika_estestv_...v_aerodinamika/
Но этот вихрь - не есть скос.
Никто и не утверждал, что вихрь и скос это одно и тоже.
Но то, что и жгут (будем называть его так) и скос (вертикальный и горизонтальный) -это все следствия одного и того же явления, а именно свободного вихря.
Чтото мне здаеться что вам недает покоя вот эта картинка
да на ней мы видим скос потока обусловленный свободными вихрями, которые не изображенны на ней.
Для бесконечного крыла нет никакого скоса потока
нет сил которые его туда бы отклоняли. Присоедененный вихрь (циркуляция) действует только на величине хорды профиля но не за ее пределами.
Присоединённый вихрь = вихревые линии, движущиеся вместе с крылом.
Свободный вихрь = вихрь, оторвавшийся от задней кромки.
Это так, упрощённо.
Если скос потока не есть следствием циркуляции, то от чего он зависит?
Не, всё… Откуда вы вытряхнули ВЕРТИКАЛЬНЫЙ скос ?! НАДОЕЛО. Вы хотите доказать, что у крыла с бесконечным удинением нет индуктивного? Хорошо, нет. Нет и не будет.
Коллега Васильков. Призываю вас оставить этот флуд в покое.
Еще раз громко.
Свободный вихрь = вихрь, оторвавшийся от задней кромки.
Нет нет и нет. Свободный вихрь образуеться на заканцовке крыла, а не на задней кромке.
Скос потока - следствие свободного вихря. Как раз того вихря что все рисуют на законцовке. Просто для понятности (в математических вычислениях) его разбивают на маленькие вихри (интенсивность которых зависит от положения на крыле) и раскладывают по всему крылу. Нет конца крыла - нет свободного вихря - нет индуктивного сопротивления. (это конечно все по теории, на практике такого реализовать неьлзя).
Еще раз громко.
Нет нет и нет. Свободный вихрь образуеться на заканцовке крыла, а не на задней кромке.Скос потока - следствие свободного вихря. Как раз того вихря что все рисуют на законцовке. Просто для понятности (в математических вычислениях) его разбивают на маленькие вихри (интенсивность которых зависит от положения на крыле) и раскладывают по всему крылу. Нет конца крыла - нет свободного вихря - нет индуктивного сопротивления. (это конечно все по теории, на практике такого реализовать неьлзя).
Основная ошибка в этих рассуждениях - вихри, нарисованные на конце крыла. На самом деле только центры этих вихрей находятся на концах крыла, а сами они “с рождения” охватывают ВСЕ крыло (своими половинками, которые и есть “скос потока”. Не зря же я нарисовал ту картинку…) И такая же в тех учебниках, которые у меня. (сразу прошу извинить за некорректность в формулировках). Кроме этих вихрей на самих законцовках возникают “локальные вихри” (просто из-за плохого обтекания законцовок “основными вихрями”), интенсивность которых зависит от формы законцовки.
По поводу “индуктивного” сопротивления крыла бесконечного размаха. Прочтите обсуждение статьи Vovic (это совсем несложно), он там ссылается на серьезные работы серьезных людей.
Основная ошибка в этих рассуждениях - вихри, нарисованные на конце крыла. На самом деле только центры этих вихрей находятся на концах крыла, а сами они “с рождения” охватывают ВСЕ крыло (своими половинками, которые и есть “скос потока”. Не зря же я нарисовал ту картинку…) И такая же в тех учебниках, которые у меня. (сразу прошу извинить за некорректность в формулировках). Кроме этих вихрей на самих законцовках возникают “локальные вихри” (просто из-за плохого обтекания законцовок “основными вихрями”), интенсивность которых зависит от формы законцовки.
По поводу “индуктивного” сопротивления крыла бесконечного размаха. Прочтите обсуждение статьи Vovic (это совсем несложно), он там ссылается на серьезные работы серьезных людей.
На законцовках никаких дополнительных вихрей не возникает, это все один и тот же вихрь. Есть способы его уменьшить, используя те или иные формы законцовок но он всегда будет, как бы не была идеальна законцовка.
И после всего Вами вказанного вы утверждаете, что есть индуктивное сопротивление при бесконечном крыле??? Вы определитесь как лично вы думаете. И еще не плохобы ссылку на “обсуждение статьи vovic”
Просто для понятности (в математических вычислениях) его разбивают на маленькие вихри (интенсивность которых зависит от положения на крыле) и раскладывают по всему крылу.
Это моя фраза, но она примененна не по назначению для свободного вихря. Свободный вихрь нельзя раскладывать он имеет центр только в одной точке (на заканцовке крыла). Можно (и нужно) только присоедененный (если крыло не прямоугольной формы).
И после всего вказанного вы утверждаете, что есть индуктивное сопротивление при бесконечном крыле??? Вы определитесь как лично вы думаете.
Это моя фраза, но она примененна не по назначению для свободного вихря. Свободный вихрь нельзя раскладывать он имеет центр только в одной точке (на заканцовке крыла). Можно только присоедененный (если крыло не прямоугольной формы).
Рация не на полупроводниках, рация - на танках… 😃
И после всего вказанного вы утверждаете, что есть индуктивное сопротивление при бесконечном крыле??? Вы определитесь как лично вы думаете.
Определился: оно есть; но я считаю, что оно входит в поляры и я его учмтывать не буду.
Может быть вам ближе язык математики (которую в этой области я прилично забыл).
На “математическом языке” это звучит приблизительно так:
Профиль крыла (бесконечного размаха, поэтому возможен “плоский вариант”) можно рассматривать как зону (профиль, хорда) дивергенции, движущуюся в потоке воздуха с известными свойствами (работают законы Паскаля и Ньютона). Если созданы такие условия, при которых появляется подъемная сила (кривизна профиля и/или угол атаки) то обязательно возникает ротор. Причем, в данном случае возникнет ДВА РОТОРА. Один ротор “прикреплен к профилю” (имеет название “присоединеный вихрь”). Обладает чудным свойством не потреблять энергии после формирования. Второй ротор (ось его параллельна оси этого ротора) имеет центр очень далеко за задней кромкой (или перед передней, но тоже далеко) и “существует” “в масштабах вселенной”. (причина простая - если мы где-то “давим на воздух”, неважно каким образом, например, посредством присоединеного вихря, то где-то в другом месте воздух обязательно будет двигаться в обратную сторон, просто по закону Паскаля). Маленький (в масштабах вселенной) или большой (в масштабах хорды) “кусочек” этого ротора (порядка сотни хорд по “высоте”) выглядит как воздух, отклонившийся вниз (получивший вертикальную составляющую скорости) за “зоной дивергенции” (то есть, сзади нашго профиля). А это - типичный скос потока, то есть - индуктивное сопротивление. К сожалению, СЕЙЧАС я не могу представить РЕШЕНИЕ этой задачи (институт закончил в 1980году и занимаюсь “совершенно другой математикой”), но решение именно таково.
В случае же КОНЕЧНОГО размаха крыла этот(эти) ротор(ы) очевиден(ны) и его(их) рисуют (там уже трехмерная задача и дивергениция “выглдит” как крыло в плане).
Определился: оно есть; но я считаю, что оно входит в поляры и я его учмтывать не буду.
Может быть вам ближе язык математики (которую в этой области я прилично забыл).
На “математическом языке” это звучит приблизительно так:
Профиль крыла (бесконечного размаха, поэтому возможен “плоский вариант”) можно рассматривать как зону (профиль, хорда) дивергенции, движущуюся в потоке воздуха с известными свойствами (работают законы Паскаля и Ньютона). Если созданы такие условия, при которых появляется подъемная сила (кривизна профиля и/или угол атаки) то обязательно возникает ротор. Причем, в данном случае возникнет ДВА РОТОРА. Один ротор “прикреплен к профилю” (имеет название “присоединеный вихрь”). Обладает чудным свойством не потреблять энергии после формирования. Второй ротор (ось его параллельна оси этого ротора) имеет центр очень далеко за задней кромкой (или перед передней, но тоже далеко) и “существует” “в масштабах вселенной”. (причина простая - если мы где-то “давим на воздух”, неважно каким образом, например, посредством присоединеного вихря, то где-то в другом месте воздух обязательно будет двигаться в обратную сторон, просто по закону Паскаля). Маленький (в масштабах вселенной) или большой (в масштабах хорды) “кусочек” этого ротора (порядка сотни хорд по “высоте”) выглядит как воздух, отклонившийся вниз (получивший вертикальную составляющую скорости) за “зоной дивергенции” (то есть, сзади нашго профиля). А это - типичный скос потока, то есть - индуктивное сопротивление. К сожалению, СЕЙЧАС я не могу представить РЕШЕНИЕ этой задачи (институт закончил в 1980году и занимаюсь “совершенно другой математикой”), но решение именно таково.
В случае же КОНЕЧНОГО размаха крыла этот(эти) ротор(ы) очевиден(ны) и его(их) рисуют (там уже трехмерная задача и дивергениция “выглдит” как крыло в плане).
Надо только понимать, что циркуляция, порождаемая стартовым вихрем - это не есть циркуляция потока (воздуха), а это циркуляция СКОРОСТИ. Именна она приводит к тому, что появляется вертикальная составляющая скорости (скос потока), а следовательно появляется горизонтальная проекция у вектора подъемной силы, т.е. как раз то самое пресловутое ИНДУКТИВНОЕ сопротивление бесконечного крыла.