Угол атаки

В гидродинамике , атаки ( АОА α или угол $\alpha$ ) — это угол между опорной линией тела (часто линией хорды аэродинамического профиля ) и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется. ^[1] Угол атаки — это угол между опорной линией тела и набегающим потоком. В этой статье основное внимание уделяется наиболее распространенному применению — углу атаки крыла или профиля, движущегося в воздухе.

В аэродинамике угол атаки определяет угол между линией хорды крыла самолета и вектором, представляющим относительное движение между самолетом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь скручивание, линию хорды всего крыла невозможно определить, поэтому просто определяется альтернативная опорная линия. линию хорды корня крыла Часто в качестве опорной линии выбирают . Другой вариант — использовать горизонтальную линию на фюзеляже в качестве контрольной линии (а также в качестве продольной оси). ^[2] Некоторые авторы ^[3]^[4] не используйте произвольную линию хорды, а используйте ось нулевой подъемной силы , где по определению нулевой угол атаки соответствует нулевому коэффициенту подъемной силы .

Некоторые британские авторы использовали термин «угол падения» вместо «угол атаки». ^[5] Однако это может привести к путанице с термином «угол падения монтажников», означающим угол между хордой профиля и некоторой фиксированной точкой отсчета в самолете. ^[6]

Связь между углом атаки и коэффициентом подъемной силы

Коэффициент подъемной меняется силы самолета в зависимости от угла атаки. Увеличение угла атаки связано с увеличением коэффициента подъемной силы до максимального коэффициента подъемной силы, после чего коэффициент подъемной силы снижается. ^[7]

По мере увеличения угла атаки самолета отрыв воздушного потока от верхней поверхности крыла становится более выраженным, что приводит к снижению скорости роста коэффициента подъемной силы. На рисунке показан типичный изгиб изогнутого прямого крыла. Выпуклые аэродинамические профили изогнуты так, что создают некоторую подъемную силу при небольших отрицательных углах атаки. Симметричное крыло имеет нулевую подъемную силу при угле атаки 0 градусов. На кривую подъемной силы также влияет форма крыла, включая сечение аэродинамического профиля и форму крыла в плане . Стреловидное крыло имеет более низкую, более плоскую кривую с более высоким критическим углом.

Критический угол атаки

Критический угол атаки — это угол атаки, при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы. Это еще называют « сваливания углом атаки ». Ниже критического угла атаки по мере уменьшения угла атаки коэффициент подъемной силы уменьшается. И наоборот, выше критического угла атаки, по мере увеличения угла атаки, воздух начинает менее плавно обтекать верхнюю поверхность профиля и начинает отделяться от верхней поверхности. На большинстве профилей профиля по мере увеличения угла атаки верхняя точка отрыва потока перемещается от задней кромки к передней кромке. На критическом угле атаки поток на верхней поверхности более разделен, и аэродинамический профиль или крыло создают максимальный коэффициент подъемной силы. По мере дальнейшего увеличения угла атаки поток на верхней поверхности становится более полностью отделенным, а коэффициент подъемной силы еще больше снижается. ^[7]

Говорят, что при превышении этого критического угла атаки самолет находится в сваливании. Самолет по определению сваливается на критическом угле атаки или выше, а не на определенной воздушной скорости или ниже нее . Скорость полета, при которой самолет сваливается, зависит от веса самолета, коэффициента загрузки , центра тяжести самолета и других факторов. Однако самолет всегда сваливается на одном и том же критическом угле атаки. Критический или сваливающий угол атаки для многих профилей обычно составляет около 15–18 °.

Некоторые самолеты оснащены встроенным бортовым компьютером, который автоматически предотвращает дальнейшее увеличение угла атаки самолетом при достижении максимального угла атаки, независимо от действий пилота. Это называется «ограничителем угла атаки» или «альфа-ограничителем». Современные авиалайнеры, оснащенные технологией электродистанционного управления, избегают критического угла атаки с помощью программного обеспечения в компьютерных системах, управляющих поверхностями управления полетом. ^[8]

При взлете и посадке с коротких взлетно-посадочных полос ( КВП ), таких как полеты на авианосцах ВМС и полеты в отдаленных районах , самолеты могут быть оборудованы индикаторами угла атаки или запаса подъемной силы . Эти индикаторы напрямую измеряют угол атаки (AOA) или потенциал подъемной силы крыла (POWL или запас подъемной силы) и помогают пилоту лететь ближе к точке сваливания с большей точностью. Операции СВП требуют, чтобы самолет мог работать под критическим углом атаки во время приземления и под лучшим углом набора высоты во время взлета. Индикаторы угла атаки используются пилотами для достижения максимальной эффективности во время этих маневров, поскольку информация о воздушной скорости лишь косвенно связана с поведением сваливания.

Очень высокая альфа

Некоторые военные самолеты способны осуществлять управляемый полет на очень больших углах атаки, но ценой огромного индуцированного сопротивления . Это обеспечивает самолету большую маневренность. Известный пример — «Кобра Пугачева» . Хотя на протяжении всего маневра самолет испытывает большие углы атаки, он не способен ни к аэродинамическому путевому управлению, ни к поддержанию горизонтального полета до завершения маневра. «Кобра» — образец сверхманеврирования ^[9]^[10] поскольку крылья самолета находятся далеко за пределами критического угла атаки для большей части маневра.

Дополнительные аэродинамические поверхности, известные как «устройства большой подъемной силы», включая удлинения корня передней кромки крыла, позволяют истребителю иметь гораздо большую летную «истинную» альфу, до более 45 °, по сравнению с примерно 20 ° для самолетов без этих устройств. Это может быть полезно на больших высотах, где даже незначительное маневрирование может потребовать больших углов атаки из-за низкой плотности воздуха в верхних слоях атмосферы, а также на низкой скорости на малой высоте, где разница между радиусом действия горизонтального полета и радиусом сваливания уменьшается. Высокий угол обзора самолета обеспечивает пилоту буфер, который затрудняет сваливание самолета (которое происходит при превышении критического угла атаки). Однако военные самолеты обычно не достигают такой высокой альфа в бою, поскольку они очень быстро лишают самолет скорости из-за наведенного сопротивления и, в крайних случаях, увеличения лобовой площади и паразитного сопротивления. Такие маневры не только замедляют самолет, но и вызывают значительные структурные напряжения на высокой скорости. Современные системы управления полетом имеют тенденцию ограничивать угол атаки истребителя значительно ниже максимального аэродинамического предела. ^{[ нужна ссылка ]}

Парусный спорт

В парусном спорте используются те же физические принципы, что и в самолетах: парус — это аэродинамический профиль. ^[11] паруса Угол атаки — это угол между линией хорды паруса и направлением относительного ветра.

См. также

Ссылки

^ «Влияние наклона на подъемную силу» . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . 05.04.2018.
^ Грейси, Уильям (1958). «Краткое описание методов измерения угла атаки самолета» (PDF) . Техническая нота NACA (NACA-TN-4351). Технические отчеты НАСА: 1–30 . Проверено 22 февраля 2024 г.
^ Джон С. Денкер, Посмотрите, как это летает . http://www.av8n.com/how/htm/aoa.html#sec-def-aoa
^ Вольфганг Лангевише, Палка и руль направления: объяснение искусства полета , McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990 г.), ISBN 0-07-036240-8
^ Вольфганг Лангевише, Палка и руль направления: объяснение искусства полета , стр. 7
^ Кермод, AC (1972), Механика полета , Глава 3 (8-е издание), Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-31623-0
^ Jump up to: ^а ^б «Коэффициент подъемной силы НАСА» .
^ «Системы дистанционного управления обеспечивают более безопасный и эффективный полет | Дополнительный продукт НАСА» . spinoff.nasa.gov . Проверено 4 января 2022 г.
^ Тимоти Коуэн
^ «ДТИК» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 15 марта 2023 г. Проверено 2 июня 2022 г.
^ Эванс, Робин К. «КАК ПАРУСНАЯ ЛОДКА плывет против ветра» . Отчеты о том, как все работает . Массачусетский технологический институт . Проверено 14 января 2012 г.

Лоуфорд, Дж. А. и Ниппресс, КР; Калибровка систем передачи данных о воздухе и датчиков направления потока (НАТО), Консультативная группа по аэрокосмическим исследованиям и разработкам, AGARDograph № 300 Vol. 1 (АГАРД АГ-300 Том 1); «Калибровка систем измерения воздуха и датчиков направления потока»; Экспериментальный центр самолетов и вооружения, Боскомб-Даун, Солсбери, Уилтс SP4 OJF, Великобритания
Отчет ВВС США и НАТО RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001 г.).

[nasa-1] «Влияние наклона на подъемную силу» . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . 05.04.2018.

[2] Грейси, Уильям (1958). «Краткое описание методов измерения угла атаки самолета» (PDF) . Техническая нота NACA (NACA-TN-4351). Технические отчеты НАСА: 1–30 . Проверено 22 февраля 2024 г.

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

[SnH-4] Вольфганг Лангевише, Палка и руль направления: объяснение искусства полета , McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990 г.), ISBN 0-07-036240-8

[5] Вольфганг Лангевише, Палка и руль направления: объяснение искусства полета , стр. 7

[6] Кермод, 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 ^б «Коэффициент подъемной силы НАСА» .

[8] «Системы дистанционного управления обеспечивают более безопасный и эффективный полет | Дополнительный продукт НАСА» . spinoff.nasa.gov . Проверено 4 января 2022 г.

[9] Тимоти Коуэн

[10] «ДТИК» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 15 марта 2023 г. Проверено 2 июня 2022 г.

[MIT_-_How_Sails_Work-11] Эванс, Робин К. «КАК ПАРУСНАЯ ЛОДКА плывет против ветра» . Отчеты о том, как все работает . Массачусетский технологический институт . Проверено 14 января 2012 г.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]