Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Угол атаки платформы
Угол атаки профиля

В динамике жидкости , угол атаки ( АОА , α , или ) является углом между опорной линией на теле (часто линия хорды из с аэродинамической поверхности ) и вектор , представляющим относительное движением между телом и сквозной жидкостью которого он является движущийся. [1] Угол атаки угла между опорной линией тела и набегающим потоком. Эта статья посвящена наиболее распространенному применению - углу атаки крыла или аэродинамического профиля, движущегося в воздухе.

В аэродинамике угол атаки определяет угол между линией хорды крыла самолета с неподвижным крылом и вектором, представляющим относительное движение между самолетом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь скручивание, линия хорды всего крыла не может быть определена, поэтому просто определяется альтернативная опорная линия. Часто, хорда линия корня крыла выбрана в качестве опорной линии. Другой вариант заключается в использовании горизонтальной линии на фюзеляже в качестве опорной линии (а также в качестве продольной оси). [2] Некоторые авторы [3] [4] не используют произвольную линию хорды, но используют ось нулевого подъема.где по определению нулевой угол атаки соответствует нулевому коэффициенту подъемной силы .

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


Связь между углом атаки и коэффициентом подъемной силы [ править ]

Коэффициенты сопротивления и подъемной силы в зависимости от угла атаки. Скорость сваливания соответствует углу атаки при максимальном коэффициенте подъема.

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

По мере увеличения угла атаки самолета с неподвижным крылом отрыв воздушного потока от верхней поверхности крыла становится более выраженным, что приводит к снижению скорости увеличения коэффициента подъемной силы. На рисунке показана типичная кривая для изогнутого прямого крыла. Изогнутые аэродинамические поверхности изогнуты таким образом, что создают некоторую подъемную силу при малых отрицательных углах атаки. Симметричное крыло имеет нулевую подъемную силу при угле атаки 0 градусов. Кривая подъемной силы также зависит от формы крыла, в том числе от его профиля и формы крыла в плане . Стреловидным крылом имеет более низкую, плоскую кривую с более высоким критическим углом.

Критический угол атаки [ править ]

Критический угол атаки является угол атаки , который производит максимальный коэффициент подъемной силы. Это также называется « углом атаки сваливания ». 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 с увеличением угла атаки точка отрыва потока от верхней поверхности перемещается от задней кромки к передней кромке. При критическом угле атаки поток на верхней поверхности более разделен, и аэродинамический профиль или крыло обеспечивают максимальный коэффициент подъемной силы. По мере дальнейшего увеличения угла атаки поток на верхней поверхности становится более разделенным, и коэффициент подъемной силы еще больше уменьшается. [7]

Выше этого критического угла атаки самолет находится в сваливании. Самолет по определению останавливается на критическом угле атаки или выше, чем на определенной воздушной скорости или ниже . Скорость полета, при которой самолет останавливается, зависит от веса самолета, коэффициента нагрузки , центра тяжести самолета и других факторов. Однако самолет всегда сваливается под одним и тем же критическим углом атаки. Критический угол атаки или угол атаки сваливания обычно составляет около 15–20 ° для многих профилей.

Некоторые самолеты оснащены встроенным бортовым компьютером, который автоматически предотвращает дальнейшее увеличение угла атаки самолета при достижении максимального угла атаки, независимо от действий пилота. Это называется «ограничителем угла атаки» или «ограничителем альфа-канала». Современные авиалайнеры, оснащенные технологией беспроводной связи, избегают критического угла атаки с помощью программного обеспечения компьютерных систем, управляющих поверхностями управления полетом.

При взлете и посадке с коротких взлетно-посадочных полос ( STOL ), таких как морские авианосцы и полеты в удаленной местности с STOL , воздушные суда могут быть оборудованы индикаторами угла атаки или подъемной силы . Эти индикаторы напрямую измеряют угол атаки (AOA) или потенциал подъемной силы крыла (POWL, или резерв подъемной силы) и помогают пилоту лететь близко к точке сваливания с большей точностью. Для выполнения операций по КВП необходимо, чтобы самолет мог работать с близким к критическому углу атаки во время посадки и с наилучшим углом набора высоты во время взлета. Индикаторы угла атаки используются пилотами для максимальной эффективности во время этих маневров, поскольку информация о воздушной скорости лишь косвенно связана с поведением сваливания.

Очень высокая альфа [ править ]

Су-27М / Су-35 на большом угле атаки

Некоторые военные самолеты способны осуществлять управляемый полет при очень больших углах атаки, но за счет большого индуцированного сопротивления . Это обеспечивает самолету большую маневренность. Знаменитый пример - «Кобра» Пугачева . Хотя самолет испытывает большие углы атаки на протяжении всего маневра, он не способен ни управлять аэродинамическим направлением, ни поддерживать горизонтальный полет, пока маневр не закончится. Cobra является примером сверхманеврирования [8] [9], поскольку крылья самолета находятся далеко за критическим углом атаки для большей части маневра.

Дополнительные аэродинамические поверхности, известные как "устройства большой подъемной силы", включая удлинители передней кромки крыла, позволяют истребителямгораздо большая летная «истинная» альфа, до более 45 °, по сравнению с примерно 20 ° для самолетов без этих устройств. Это может быть полезно на больших высотах, где даже небольшое 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 горизонтальным полетом AoA и сваливанием AoA уменьшается. Высокая способность AoA самолета обеспечивает пилоту буфер, который затрудняет сваливание самолета (которое происходит при превышении критического AoA). Однако военные самолеты обычно не достигают таких высоких значений альфа в бою, так как они очень быстро лишают самолет скорости из-за индуцированного сопротивления и, в крайних случаях, увеличенной площади лобовой части и паразитного сопротивления. Такие маневры не только замедляют самолет, но и замедляют его.но они вызывают значительные структурные напряжения на высокой скорости. Современные системы управления полетом имеют тенденцию ограничивать угол атаки истребителя значительно ниже его максимального аэродинамического предела.[ необходима цитата ]

Парусный спорт [ править ]

В парусном спорте физические принципы такие же, как и в случае с самолетом. [10] Угол атаки паруса - это угол между линией хорды паруса и направлением относительного ветра.

См. Также [ править ]

  • Стрела данных с воздуха , измеряет угол атаки
  • Коэффициент аванса
  • Главные оси самолета
  • Угол скольжения
  • Принцип Бернулли
  • Уравнение перетаскивания
  • Эффект Кюсснера
  • Подъем (сила)

Ссылки [ править ]

  1. ^ "Экскурсия по аэронавтике НАСА" .
  2. ^ Грейси, Уильям (1958). «Краткое изложение методов измерения угла атаки самолетов» (PDF) . Техническое примечание NACA . Технические отчеты НАСА (NACA-TN-4351): 1–30.
  3. ^ Джон С. Денкер, посмотри, как он летает . http://www.av8n.com/how/htm/aoa.html#sec-def-aoa
  4. ^ Вольфганг Лангуиш, Стик и Rudder: Объяснение искусства летать , McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990), ISBN 0-07-036240-8 
  5. ^ Вольфганг Langewiesche, Stick and Rudder: An Explanation of the Art of Flying , p. 7
  6. ^ Kermode, AC (1972), Механика полета , Глава 3 (8-е издание), Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-31623-0 
  7. ^ a b «Коэффициент подъемной силы НАСА» .
  8. Тимоти Коуэн
  9. ^ DTIC
  10. ^ Эванс, Робин С. "КАК ПАРУСНАЯ ЛОДКА ПАРУСИТ ПО ВЕТРУ" . Отчеты о том, как все работает . Массачусетский технологический институт . Проверено 14 января 2012 года .
  • Лоуфорд, Дж. А. и Ниппресс, КР; Калибровка систем данных о воздухе и датчиков направления потока (НАТО) Консультативная группа по аэрокосмическим исследованиям и разработкам, AGARDograph No. 300 Vol. 1 (AGARD AG-300 Vol. 1); «Калибровка систем измерения параметров воздуха и датчиков направления потока»; Экспериментальный центр самолетов и вооружения, Боскомб Даун, Солсбери, Уилтс SP4 OJF, Соединенное Королевство
  • Отчет USAF и НАТО RTO-TR-015 AC / 323 / (HFM-015) / TP-1 (2001).