WikiDer > Угол атаки

Angle of attack
Угол атаки платформы
Угол атаки профиля

В динамика жидкостей, угол атаки (АОА, α, или же ) это угол между справочная линия на теле (часто линия хорды из профиль) и вектор представляющий относительное движение между телом и жидкостью, в которой оно движется.[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 аэродинамикаугол атаки определяет угол между линией хорды крыла самолет и вектор, представляющий относительное движение между летательным аппаратом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь скручивание, линия хорды всего крыла не может быть определена, поэтому просто определяется альтернативная опорная линия. Часто аккордная линия корень крыла выбран в качестве опорной линии. Другой вариант - использовать горизонтальную линию на фюзеляж как опорная линия (а также как продольная ось).[2] Некоторые авторы[3][4] не используйте произвольную линию аккорда, но используйте ось нулевого подъема где по определению нулевой угол атаки соответствует нулевому коэффициент подъемной силы.

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


Связь между углом атаки и коэффициентом подъемной силы

А коэффициент подъема изгиб.

В коэффициент подъема из самолет зависит 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 разделение воздушный поток с верхней поверхности крыла становится более выраженным, что приводит к снижению скорости увеличения коэффициента подъемной силы. На рисунке представлена ​​типичная кривая для изогнутый прямое крыло. 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, включая его профиль раздел и форма крыла в плане. А стреловидное крыло имеет более низкую, более плоскую кривую с более высоким критическим углом.

Критический угол атаки

В критический угол атаки - угол атаки, обеспечивающий максимальный коэффициент подъемной силы. Это также называется "ларек угол 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 течь через верхнюю поверхность профиль 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 него, а не на определенном скорость полета. Скорость полета, при которой самолет останавливается, зависит от веса самолета. коэффициент нагрузки, центр тяжести самолета и другие факторы. 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 операции с авианосцами и STOL В полете по бездорожью, самолет может иметь угол атаки или Индикаторы резерва подъема. 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 при посадке и с наилучшим углом набора высоты при взлете. 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

Су-27М / Су-35 под большим углом атаки
Дальнейшая информация: Исследовательская машина с высоким уровнем альфа

Некоторые военные самолеты способны осуществлять управляемый полет на очень больших углах атаки, но за счет больших индуцированное сопротивление. Это обеспечивает самолету большую маневренность. Известный 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. Кобра является примером сверхманеврирование[8][9] поскольку крылья самолета находятся далеко за критическим углом атаки для большей части маневра.

Дополнительные аэродинамические поверхности, известные как «подъемные устройства», включая удлинения корней передней кромки крыла позволять самолет истребитель гораздо 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 вызывают значительные структурные напряжения на высокой скорости. Современные системы управления полетом имеют тенденцию ограничивать угол атаки истребителя значительно ниже его максимального аэродинамического предела.[нужна цитата]

Парусный спорт

В парусный спорт, задействованные физические принципы такие же, как и для самолета.[10] Парус угол атаки - угол между линией хорды паруса и направлением относительного ветра.

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ "Экскурсия НАСА по аэронавтике".
  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, Посмотрите, как он летает. http://www.av8n.com/how/htm/aoa.html#sec-def-aoa
  4. ^ Вольфганг Лангевиче, Палка и руль направления: объяснение искусства полета, McGraw-Hill Professional, первое издание (1 сентября 1990 г.), ISBN 0-07-036240-8
  5. ^ Вольфганг Лангевиче, Палка и руль направления: объяснение искусства полета, п. 7
  6. ^ Кермод, A.C. (1972), Механика полета, Глава 3 (8-е издание), Pitman Publishing Limited, Лондон ISBN 0-273-31623-0
  7. ^ а б «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 Институт Технологий. Получено 14 января 2012.
  • Лоуфорд, Дж. и Nippress, K.R .; Калибровка систем передачи данных по воздуху 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).