Угол атаки

В динамике жидкости , угол атаки ( AOA , α , или $\alpha$ ) - это угол между эталонной линией на теле (часто аккордной линии аэродинамического профиля ) и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется. ^{[ 1 ]} Угол атаки - это угол между эталонной линией тела и встречным потоком. Эта статья посвящена наиболее распространенному применению, углу атаки крыла или аэродинамического профиля, движущегося через воздух.

В аэродинамике угол атаки определяет угол между аккордовой линией крыла самолета с фиксированным крылом и вектором, представляющим относительное движение между самолетом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь поворот, аккордная линия всего крыла может быть не определена, поэтому альтернативная эталонная линия просто определяется. Часто аккордовая линия корня крыла выбирается в качестве эталонной линии. Другой выбор - использовать горизонтальную линию на фюзеляже в качестве контрольной линии (а также в качестве продольной оси). ^{[ 2 ]} Некоторые авторы ^{[ 3 ]}^{[ 4 ]} Не используйте произвольную линию аккордов, но используйте нулевую ось подъема , где по определению нулевой угол атаки соответствует нулевому коэффициенту подъема .

Некоторые британские авторы использовали термин угол падения вместо угла атаки. ^{[ 5 ]} Тем не менее, это может привести к путанице с термином угла падения жесткости, что означает угол между аккордом аэродинамического профиля и некоторой фиксированной базой в самолете. ^{[ 6 ]}

Соотношение между углом атаки и коэффициентом подъема

Коэффициент подъема самолета с фиксированным крылом варьируется в зависимости от угла атаки. Увеличение угла атаки связано с увеличением коэффициента подъема до максимального коэффициента подъема, после чего коэффициент подъема уменьшается. ^{[ 7 ]}

По мере увеличения угла атаки самолета с фиксированным крылом, отделение воздушного потока от верхней поверхности крыла становится более выраженным, что приводит к снижению скорости увеличения коэффициента подъема. На рисунке показана типичная кривая для измельченного прямого крыла. Измельченные аэродинамические профили изогнуты, так что они генерируют некоторый подъем под небольшими негативными углами атаки. Симметричное крыло имеет нулевой подъем под углом атаки 0 градусов. На кривую подъема также влияет форма крыла, включая ее секцию аэродинамической профиля и форму плана крыла . Смешанное крыло имеет более низкую, более плоскую кривую с более высоким критическим углом.

Критический угол атаки

Критическим углом атаки является угол атаки, который дает максимальный коэффициент подъема. Это также называется « при киоске угол атаки ». Под критическим углом атаки, когда угол атаки уменьшается, коэффициент подъема уменьшается. И наоборот, над критическим углом атаки, когда угол атаки увеличивается, воздух начинает течь менее плавно над верхней поверхностью аэродинамической профиля и начинает отделяться от верхней поверхности. На большинстве форм аэродинамического профиля, поскольку угол атаки увеличивается, точка разделения верхней поверхности потока перемещается от заднего края к переднему краю. Под критическим углом атаки верхний поверхностный поток более разделен, а аэродинамическое покрытие или крыло дают максимальный коэффициент подъема. По мере того, как угол атаки увеличивается дальше, верхний поверхностный поток становится более полностью разделенным, а коэффициент подъема уменьшается дальше. ^{[ 7 ]}

Над этим критическим углом атаки, как говорят, самолет находится в киоске. Самолет с фиксированным крылом по определению останавливается под критическим углом атаки или выше, а не на или ниже определенной воздушной скорости . Воздушная скорость, при которой самолеты варьируются в зависимости от веса самолета, коэффициента нагрузки , центра тяжести самолета и других факторов. Однако самолет обычно задерживается под тем же критическим углом атаки, если только условия обледенения не преобладают. Критический угла атаки или притяжение, как правило, около 15 ° - 18 ° для многих аэродинамических профилей.

Некоторые самолеты оснащены встроенным летным компьютером, который автоматически не позволяет самолету увеличить угол атаки еще дальше, когда достигнут максимальный угол атаки, независимо от пилотного ввода. Это называется «Угол ограничителя атаки» или «Альфа -ограничитель». Современные авиалайнеры, которые имеют технологии, проводящие проводки, избегают критического угла атаки с помощью программного обеспечения в компьютерных системах, которые регулируют поверхности управления полетом. ^{[ 8 ]}

В операциях по взлету и посадке с коротких взлетно -посадочных полос ( STOL ), таких как операции с авианосцами военно -морских авиационных судов и полет в бэккантрите , самолеты могут быть оснащены углом индикаторов атаки или подъема . Эти показатели измеряют угол атаки (AOA) или потенциал подъема крыла (Powl или подъемного резерва) непосредственно и помогают пилоту летать близко к точке остановки с большей точностью. Операции STOL требуют, чтобы самолет мог работать близко к критическому углу атаки во время посадков и под лучшим углом подъема во время взлетов. Угол индикаторов атаки используется пилотами для максимальной производительности во время этих маневров, поскольку информация о воздушной скорости лишь косвенно связана с поведением киоска.

Очень высокая альфа

Некоторые военные самолеты способны достичь контролируемого полета под очень высокими углами атаки, но за счет массивного индуцированного сопротивления . Это дает самолету большую ловкость. Знаменитым примером является кобра Пугачева . Хотя самолет испытывает высокие углы атаки на протяжении всего маневра, самолет не способен ни на аэродинамический контроль направления, ни поддержание полета уровня до конца маневрирования. Cobra является примером супермамеров ^{[ 9 ]}^{[ 10 ]} Поскольку крылья самолета находятся далеко за пределами критического угла атаки для большей части маневрирования.

Дополнительные аэродинамические поверхности, известные как «устройства с высоким уровнем подтяжки», в том числе удлинители корня переднего края, позволяют истребитею самолеты гораздо большую истинную «истинную альфа», до 45 ° по сравнению с примерно 20 ° для самолетов без этих устройств. Это может быть полезно на больших высотах, где даже небольшое маневрирование может потребовать высоких углов атаки из -за низкой плотности воздуха в верхней атмосфере, а также на низкой скорости на низкой высоте, где маржа между уровнем полета AOA и прилавливанием AOA уменьшается. Высокая способность AOA самолета обеспечивает буфер для пилота, который затрудняет задержку самолета (что происходит, когда критическое AOA превышает) сложнее. Тем не менее, военные самолеты обычно не получают такую высокую альфа в бою, так как он очень быстро лишает самолета скорости из -за индуцированного сопротивления, а в крайних случаях увеличивает лобовое зону и паразитическое сопротивление. Мало того, что такие маневры замедляют самолет, но они вызывают значительное структурное напряжение на высокой скорости. Современные системы управления полетом, как правило, ограничивают угол атаки истребителя, намного ниже его максимального аэродинамического предела. ^{[ Цитация необходима ]}

Парусный спорт

В парусном спорте физические принципы такие же, как и для самолетов - парус - это аэродинамическая профиль. ^{[ 11 ]} паруса Угол атаки - это угол между линией аккордов паруса и направлением относительного ветра.

Смотрите также

Бум данных воздуха , измерения угла атаки
Предварительное соотношение
Основные оси самолета
Угол боковой линии
Принцип Бернулли
Уравнение перетаскивания
Кюснер эффект
Подъем (сила)

Ссылки

^ «Воздействие склонности на подъем» . Национальная авиационная и космическая администрация . 2018-04-05.
^ Грейси, Уильям (1958). «Сводка методов измерения угла атаки на самолеты» (PDF) . NACA Technical Note (NACA-TN-4351). Технические отчеты НАСА: 1–30 . Получено 2024-02-22 .
^ Джон С. Денкер, посмотри, как он летит . http://www.av8n.com/how/htm/aoa.html#sec-def-aoa
^ Вольфганг Лангевиш, Стилка и Руддер: объяснение искусства полетов , McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990 г.), ISBN 0-07-036240-8
^ Вольфганг Лангевиш, Стилка и Руль: объяснение искусства полета , с. 7
^ Kermode, AC (1972), Механика полета , глава 3 (8 -е издание), Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-31623-0
^ Jump up to: ^а ^{беременный} «Коэффициент подъема НАСА» .
^ «Системы мухи за проводной проводкой позволяют обеспечить более безопасное, более эффективное полетное полет | Дополнение НАСА» . spinoff.nasa.gov . Получено 2022-01-04 .
^ Тимоти Коуэн
^ "DTIC" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) на 2023-03-15 . Получено 2022-06-02 .
^ Эванс, Робин С. "Как парусная лодка плывет на ветер" . Отчеты о том, как все работает . Массачусетский технологический институт . Получено 14 января 2012 года .

Лоуфорд, JA и Nippress, KR; Калибровка консультативной группы систем и датчиков направления воздуха (НАТО) для аэрокосмических исследований и разработок, агардограф № 300 Vol. 1 (Agard AG-300 Vol. 1); «Калибровка систем воздушных данных и датчиков направления потока»; Экспериментальное учреждение самолетов и вооружения, Боскомб Даун, Солсбери, Уилтс SP4 OJF, Великобритания
USAF & NATO Report RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001).

[nasa-1] «Воздействие склонности на подъем» . Национальная авиационная и космическая администрация . 2018-04-05.

[2] Грейси, Уильям (1958). «Сводка методов измерения угла атаки на самолеты» (PDF) . NACA Technical Note (NACA-TN-4351). Технические отчеты НАСА: 1–30 . Получено 2024-02-22 .

[SHIF-3] Джон С. Денкер, посмотри, как он летит . http://www.av8n.com/how/htm/aoa.html#sec-def-aoa

[SnH-4] Вольфганг Лангевиш, Стилка и Руддер: объяснение искусства полетов , McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990 г.), ISBN 0-07-036240-8

[5] Вольфганг Лангевиш, Стилка и Руль: объяснение искусства полета , с. 7

[6] Kermode, AC (1972), Механика полета , глава 3 (8 -е издание), Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-31623-0

[nasa-lc-7] Jump up to: ^а ^{беременный} «Коэффициент подъема НАСА» .

[8] «Системы мухи за проводной проводкой позволяют обеспечить более безопасное, более эффективное полетное полет | Дополнение НАСА» . spinoff.nasa.gov . Получено 2022-01-04 .

[9] Тимоти Коуэн

[10] "DTIC" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) на 2023-03-15 . Получено 2022-06-02 .

[MIT_-_How_Sails_Work-11] Эванс, Робин С. "Как парусная лодка плывет на ветер" . Отчеты о том, как все работает . Массачусетский технологический институт . Получено 14 января 2012 года .

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]