Как найти угол атаки

Подъемная сила крыла

Подъемную силу
_a
можно рассматривать как реакцию воздуха,
возникающую при поступательном движении
крыла. Поэтому она всегда перпендикулярна
направлению вектора скорости невозмущенного
набегающего потока (см. Рисунок3.14-1).

а)

б)
в)

Рисунок3.14-1
Подъемная сила крыла

Подъемная сила
может быть положительной, если она
направлена в сторону положительного
направления вертикальной оси

(Рисунок3.14-1,б), и отрицательной, если
она направлена в противоположную сторону
(Рисунок3.14-1,в). Это возможно на отрицательном
угле атаки, например, в перевернутом
полете .

Причиной возникновения
подъемной силы является разность
давления
воздуха
на верхней и нижней поверхностях крыла
(Рисунок3.14-1,а).

Симметричные
профили при нулевом угле атаки не создают
подъемной силы. У несимметричных профилей
подъемная сила может быть равна нулю
только при некотором отрицательном
угле атаки
.

Выше была приведена
формула подъемной силы :
.

Формула показывает,
что подъемная сила зависит:

-от коэффициента
подъемной силы C_Y,

—
плотности
воздуха ρ,

-скорости полета,

-площади крыла.

Для более точного
расчета подъемной силы крыла используется
“вихревая теория” крыла. Такая теория
была разработана Н.Е. Жуковским в 1906 г.
Она дает возможность найти теоретическим
путем наиболее выгодные формы профиля
и крыла в плане.

Как видно из формулы
подъемной силы, при неизменных
иS
подъемная сила пропорциональна квадрату
скорости потока. Если при этих же условиях
скорость потока будет постоянной, то
подъемная сила крыла зависит только от
угла атаки и соответствующей ему величины
коэффициента
.

При изменении угла
атаки α будет изменятся только коэффициент
подъемной силы
.

Зависимость
коэффициента подъемной силы от угла
атаки.
Зависимость коэффициента подъемной
силы C_Y
от угла атаки изображается графиком
функции
=ƒ(α)
(Рисунок3.15).

Перед построением
графика проводится продувка модели
крыла в аэродинамической трубе. Для
этого крыло закрепляется в аэродинамической
трубе на аэродинамических весах и
устанавливается постоянная скорость
потока в рабочей части трубы (см.Рисунок2.8).

Рисунок 3.15.
Зависимость коэффициента
от угла атаки

Затем коэффициенты
C_Y
на соответствующих углах атаки
рассчитываются по формуле: C_Y=,

где Y-подъемная
сила модели крыла;

q
-скоростной напор потока в аэродинамической
трубе;

S-площадь
крыла модели.

Анализ графика
показывает:

-На малых углах
атаки сохраняется безотрывное обтекание
крыла, поэтому зависимость
=ƒ(α)
прямолинейная, имеет постоянный угол
наклона.
Это означает, что коэффициент
C_Y
увеличивается пропорционально увеличению
угла атаки α.

-На больших углах
атаки усиливается диффузорный
эффект на
верхней поверхности крыла. Происходит
торможение потока, давление понижается
медленнее, начинается более резкое
повышение давления вдоль профиля крыла.
Это вызывает отрыв пограничного слоя
от поверхности крыла (см.Рисунок2.4).

Срыв потока
начинается на верхней поверхности крыла
– сначала местный, а затем общий.
Линейная зависимость
=ƒ(α)
нарушается, коэффициентувеличивается медленнее, и после
достижения максимума (_max)
начинает уменьшаться.

Угол атаки, при
котором коэффициент
имеет максимальное значение, называется
критическим углом атаки α_кр.

Критический угол
атаки α_кр
крыльев современных самолетов составляет
от 15 до 20°.

С помощью графической
зависимости
=ƒ(α)
можно также оценить влияние кривизны
профиля.

Для несимметричных
профилей график 1
смещен влево по отношению к графику 2
для симметричного профиля. Это означает,
что для любого угла атаки коэффициент
для несимметричного профиля больше,
чем для симметричного (см. Рисунок
3.15).

Угол атаки, при
котором
=0,
т.е. подъемная сила не создается,
называется углом атаки нулевой подъемной
силы α₀.

Для симметричных
профилей угол α₀
=0. Кривая
=ƒ(α)
проходит через начало координат. Для
несимметричных профилей нулевая
подъемная сила будет при отрицательном
угле атаки, т.е. уголα₀
< 0.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

From Wikipedia, the free encyclopedia

In fluid dynamics, angle of attack (AOA, α, or ) is the angle between a reference line on a body (often the chord line of an airfoil) and the vector representing the relative motion between the body and the fluid through which it is moving.^[1] Angle of attack is the angle between the body’s reference line and the oncoming flow. This article focuses on the most common application, the angle of attack of a wing or airfoil moving through air.

In aerodynamics, angle of attack specifies the angle between the chord line of the wing of a fixed-wing aircraft and the vector representing the relative motion between the aircraft and the atmosphere. Since a wing can have twist, a chord line of the whole wing may not be definable, so an alternate reference line is simply defined. Often, the chord line of the root of the wing is chosen as the reference line. Another choice is to use a horizontal line on the fuselage as the reference line (and also as the longitudinal axis).^[2] Some authors^[3][4] do not use an arbitrary chord line but use the zero lift axis where, by definition, zero angle of attack corresponds to zero coefficient of lift.

Some British authors have used the term angle of incidence instead of angle of attack.^[5] However, this can lead to confusion with the term riggers’ angle of incidence meaning the angle between the chord of an airfoil and some fixed datum in the airplane.^[6]

Relation between angle of attack and lift coefficient[edit]

The lift coefficient of a fixed-wing aircraft varies with angle of attack. Increasing angle of attack is associated with increasing lift coefficient up to the maximum lift coefficient, after which lift coefficient decreases.^[7]

As the angle of attack of a fixed-wing aircraft increases, separation of the airflow from the upper surface of the wing becomes more pronounced, leading to a reduction in the rate of increase of the lift coefficient. The figure shows a typical curve for a cambered straight wing. Cambered airfoils are curved such that they generate some lift at small negative angles of attack. A symmetrical wing has zero lift at 0 degrees angle of attack. The lift curve is also influenced by the wing shape, including its airfoil section and wing planform. A swept wing has a lower, flatter curve with a higher critical angle.

Critical angle of attack[edit]

The critical angle of attack is the angle of attack which produces the maximum lift coefficient. This is also called the «stall angle of attack». Below the critical angle of attack, as the angle of attack decreases, the lift coefficient decreases. Conversely, above the critical angle of attack, as the angle of attack increases, the air begins to flow less smoothly over the upper surface of the airfoil and begins to separate from the upper surface. On most airfoil shapes, as the angle of attack increases, the upper surface separation point of the flow moves from the trailing edge towards the leading edge. At the critical angle of attack, upper surface flow is more separated and the airfoil or wing is producing its maximum lift coefficient. As the angle of attack increases further, the upper surface flow becomes more fully separated and the lift coefficient reduces further.^[7]

Above this critical angle of attack, the aircraft is said to be in a stall. A fixed-wing aircraft by definition is stalled at or above the critical angle of attack rather than at or below a particular airspeed. The airspeed at which the aircraft stalls varies with the weight of the aircraft, the load factor, the center of gravity of the aircraft and other factors. However, the aircraft always stalls at the same critical angle of attack. The critical or stalling angle of attack is typically around 15° — 18° for many airfoils.

Some aircraft are equipped with a built-in flight computer that automatically prevents the aircraft from increasing the angle of attack any further when a maximum angle of attack is reached, regardless of pilot input. This is called the ‘angle of attack limiter’ or ‘alpha limiter’. Modern airliners that have fly-by-wire technology avoid the critical angle of attack by means of software in the computer systems that govern the flight control surfaces.^[8]

In takeoff and landing operations from short runways (STOL), such as Naval Aircraft Carrier operations and STOL backcountry flying, aircraft may be equipped with the angle of attack or Lift Reserve Indicators. These indicators measure the angle of attack (AOA) or the Potential of Wing Lift (POWL, or Lift Reserve) directly and help the pilot fly close to the stalling point with greater precision. STOL operations require the aircraft to be able to operate close to the critical angle of attack during landings and at the best angle of climb during takeoffs. Angle of attack indicators are used by pilots for maximum performance during these maneuvers, since airspeed information is only indirectly related to stall behavior.

Very high alpha[edit]

Some military aircraft are able to achieve controlled flight at very high angles of attack, but at the cost of massive induced drag. This provides the aircraft with great agility. A famous example is Pugachev’s Cobra. Although the aircraft experiences high angles of attack throughout the maneuver, the aircraft is not capable of either aerodynamic directional control or maintaining level flight until the maneuver ends. The Cobra is an example of supermaneuvering^[9][10] as the aircraft’s wings are well beyond the critical angle of attack for most of the maneuver.

Additional aerodynamic surfaces known as «high-lift devices» including leading edge wing root extensions allow fighter aircraft much greater flyable ‘true’ alpha, up to over 45°, compared to about 20° for aircraft without these devices. This can be helpful at high altitudes where even slight maneuvering may require high angles of attack due to the low density of air in the upper atmosphere as well as at low speed at low altitude where the margin between level flight AoA and stall AoA is reduced. The high AoA capability of the aircraft provides a buffer for the pilot that makes stalling the airplane (which occurs when critical AoA is exceeded) more difficult. However, military aircraft usually do not obtain such high alpha in combat, as it robs the aircraft of speed very quickly due to induced drag, and, in extreme cases, increased frontal area and parasitic drag. Not only do such maneuvers slow the aircraft down, but they cause significant structural stress at high speed. Modern flight control systems tend to limit a fighter’s angle of attack to well below its maximum aerodynamic limit.^{[citation needed]}

Sailing[edit]

In sailing, the physical principles involved are the same as for aircraft.^[11] A sail’s angle of attack is the angle between the sail’s chord line and the direction of the relative wind.

See also[edit]

• Air data boom, measures angle of attack
• Advance ratio
• Aircraft principal axes
• Angle of sideslip
• Bernoulli’s principle
• Drag equation
• Küssner effect
• Lift (force)

References[edit]

• Lawford, J.A. and Nippress, K.R.; Calibration of Air-data Systems and Flow Direction Sensors (NATO) Advisory Group for Aerospace Research and Development, AGARDograph No. 300 Vol. 1 (AGARD AG-300 Vol. 1); «Calibration of Air-data Systems and Flow Direction Sensors»; Aeroplane and Armament Experimental Establishment, Boscombe Down, Salisbury, Wilts SP4 OJF, United Kingdom
• USAF & NATO Report RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001).

Угол атаки

Угол атаки самолета (общепринятое обозначение  — альфа) — угол между направлением скорости набегающего на тело потока (жидкости или газа) и характерным продольным направлением, выбранным на теле, например у самолета это будет хорда крыла, — продольная строительная ось, у снаряда или ракеты — их ось симметрии.

При рассмотрении именно крыла самолета следует различать угол атаки ( определение выше) и угол скольжения (находится в нормальной плоскости к углу атаки).

Угол атаки крыла (несущей поверхности летательного аппарата) является одной из ключевых характеристик в эксплуатации летательного аппарата и при решении задач динамики полета. Угол атаки влияет на подъемную силу крыла, находясь с ней в прямой пропорциональности.

Угол атаки самолета

Но увеличение угла атаки также приводит и к увеличению индуктивного сопротивления (собственного сопротивления крыла или несущей поверхности самолета).

Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

При решении задач динамики полета угол атаки определяется как угол между положительным направлением оси ОХ и вектором скорости полета.

Интересным фактом может послужить то, что существуют самолеты, способные изменять угол атаки (путем изменения угла установки крыла) в полете или на земле. Примером может служить американский палубный самолет А-8. 

Угол атаки самолета видео

Другие части самолетов

Почему нельзя ходить по крылу у края и угол атаки

Этот случай рассказал мой отец. Он был авиационным инженером на заводе и отвечал за конечную сдачу изделия заказчику. Приземлялся истребитель, который буквально недавно выкатили из цеха окончательной сборки. Мягкое касание, штатная посадка. В общем, обычный испытательный полет. Ничего нового. Но пилот не улыбается, как обычно.

— Что такое, Женя? — спрашивает мой отец лётчика.
— Всё хорошо, Валер, но пока «неуд»: угол атаки врёт, и врёт намного. Я не подпишу акт приёмки.
— На сколько?
— Прямо намного.
— Хм… Будем посмотреть.

Как он мог это почувствовать? Каких-то 5–7 градусов. Неужели он так хорошо чувствует машину? В начале моей лётной карьеры этот вопрос меня затрагивал за живое, поэтому рассказ отца я слушал с особым интересом.

Бытовало мнение, что лётчик более гуманитарен, чем инженер. В среде инженеров, конечно. Поэтому словам лётчиков доверяли не всегда и старались проверять их очень тщательно. Однако тесная работа с лётчиками подсказывала, что, если они не уверены и говорят, что «что-то не так», то факт заслуживает внимания. Кроме того, именно среди лётчиков-испытателей многие пилоты знали матчасть не упрощённо, а вполне себе комплексно вплоть до агрегатов и принципиальных схем. И если инженер отвечал только за своё направление, например, инженер по радиооборудованию знал только радиооборудование, инженер по СД (специалист по планеру самолёта и двигателя) знал только двигатель, то лётчик знал всё.

Прежде чем рассказывать дальше, давайте разберёмся, что такое вообще угол атаки по определению. Это угол между проекцией вектора скорости на ось асимметрии самолёта и продольной осью самолёта.

Важный параметр, по которому лётчики определяют, насколько самолёт устойчив в воздухе. То есть крыло, находясь в определённом положении при определённой скорости и с определённым весом, создаёт определённую подъёмную силу на крыле.

Но только до определённого момента, пока не происходит срыв потока с крыла. В кабине это чувствуется так: сначала — тряска штурвала (или самолёт иным способом сигнализирует о приближении к критическому углу), потом при превышении критического угла атаки происходит дальнейший срыв потока воздуха на крыле, резко теряется подъёмная сила, и наконец самолёт сваливается в штопор.

Как измерить угол атаки? Информацию об угле атаки лётчики считывают с УАСП. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП) — это элемент пилотажно-навигационного комплекса в самолёте, предназначенный для контроля текущего угла атаки и оповещения экипажа в случае выхода на близкий к критическому или критический угол атаки. Как мы уже говорили, опасность превышения допустимого значения угла атаки состоит в возможном срыве потока и последующем сваливании самолёта в штопор.

Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация, и загорается световое табло.

Другими словами, флюгарка от набегающего потока отклоняется и через систему специальных датчиков подаёт значение текущего угла атаки.

Это очень важный прибор. Даже братья Райт взяли его в полёт. Вообще у них он был единственным прибором. Не было указателя скорости или высоты, не было никакого авиагоризонта и даже компаса. Первый АУАСП выглядел, как бечёвка, привязанная к передней кромке крыла. Она показывала первым пилотам угол атаки самолёта, и уже по нему они судили о скорости полёта!

Итак, теперь вы понимаете, почему 5–7 градусов угла атаки — это «неуд» по приёмке.

Первым делом на заводе были перепроверены журналы проверочной аппаратуры. Все параметры согласно записям — в норме.

Cамолёт закатили в ангар и, как больного пациента в реанимации, подключили к стенду.

Проверка происходила следующим способом. К стенду подключили самолёт и вручную отклоняли флюгарку. Стенд не зафиксировал ложной информации. Отклонили на 5 градусов — 5 градусов прописалось на стенде, отклонили на 10 градусов — прописалось 10. Все параметры были в норме.

Хм… ну ладно. Опять самолёт выкатили на испытания. Опять полёт. Опять лётчик-испытатель не подписывает акт проверки. Угол атаки врёт, и врёт прилично. Данную процедуру проделывали несколько раз. Несколько раз самолёт поднимали в воздух, и каждый раз лётчик подтверждал дефект, каждый раз десятки авиаспециалистов искали дефект на земле, который не подтверждался. Топливо, аэродромные службы, ресурс двигателя, трудочасы авиаинженеров — это всё расходы, которые нёс завод при испытании только что произведённой машины, и если вы думаете, что в Советском Союзе никто не считал подобных затрат, то ошибаетесь.

— Женя, не дури, самолёт исправен, подписывай, — давили на лётчика и отец, и заводское начальство.

Но Женя не соглашался.

— Не подпишу, ребята, я лучше себе «руку сломаю»…

Шло время, лётчик не подписывал, самолёт на земле исправен, производственные показатели падали, что предвещало проблемы уже на уровне Министерства авиационной промышленности. Решили «увеличить угол атаки» — надавить на лётчика «тяжёлой артиллерией», но в самый ответственный момент, когда давить стали уж очень авторитетные люди, он «сукин сын», взял и ушёл на больничный. Из столицы нашей родины Москвы был вызван «альтернативный» лётчик-испытатель, который вновь подтвердил дефект!

Опустим в нашем повествовании споры и ругань, приёмы психологического давления на личность между разработчиком и заказчиком, опустим и способы поиска причины, но дефект всё-таки был выявлен! Всё было просто: какой-то техник, обслуживавший самолёт, находясь на стремянке или в каком-то другом положении, наступил на эту флюгарку и просто немного её деформировал.

Вообще, конечно, по крылу ходить можно. Оно очень прочное, оно целый самолёт на себе несёт и испытывает огромные нагрузки — куда большие, чем вес пары-тройки человек, пытающихся его обслужить. Но не везде! Зоны, куда нельзя заступать, отмечены специальными обозначениями. Причём не из-за прочностных показателей, а как раз из-за близости к разным датчикам и по другим причинам (хотя на некоторых самолётах и из-за прочности).

Вмятина была незаметна глазу, но она таки создавала другой профиль обтекания этой флюгарки воздухом. То есть, когда её отклоняли рукой на земле, всё было в норме, но в воздухе от набегавшего потока угол отклонения был другим — нерасчётным. Вот и весь ответ. А лётчики-испытатели «просто чувствовали» эту разницу!

Как? — задавал я себе вопрос. Задницей, отвечали лётчики. На самом деле ответ прост: в горизонтальном полёте угол атаки равняется тангажу. Это реально просто.

Тангаж — это угол между горизонтом и строительной осью самолёта. Положительный тангаж с увеличением угла (подъём носа) — кабрирование, штурвал на себя; отрицательный с уменьшением угла (опускание носа) — пикирование, штурвал от себя. Измеряется в градусах, индуцируется на КПП командно-пилотажным прибором. Его не чувствуют… Это величина вполне физическая, которую смотрят на КПП.

Шло время, я начал летать, тесная связь между скоростью, углом атаки и тангажом ощущалась всё яснее уже на практике. Однако каково было моё удивление, когда я начал знакомиться с иностранной техникой! На иномарках последнего поколения нет УАСП или его аналога. До сих пор многих лётчиков, переучивающихся с отечественной техники, этот факт не то что удивляет — он их потрясает.

— Почему? — спрашивал я.
— А зачем? — отвечали мне. — Есть скорость, пилотируй по скорости.
— А если её нет?
— Кого нет?
— Скорости.
— Это как так?
— Ну как? Вот так: не показывает по каким-то причинам скорость.

Для этого есть memory actions. Тот самый отказ прописан в специальной книжке, где определены все действия при этом отказе, которые мы должны помнить наизусть. Отключаем автопилот, отключаем автомат тяги (автомат, который отвечает за режим работы двигателя и соответственно за выдерживание скорости), отключаем флайт директора (это планки на командно-пилотажном приборе, которые подсказывают пилоту, какие надо выдерживать тангаж и крен, чтобы поддерживать заданный режим полёта) и устанавливаем определённые обороты двигателя при определённой механизации крыла. И всё — летим.

Опа-а-а… А на советской технике это как будто само собой разумеется. Далее я предвижу горячие споры на эту тему. Это здорово, что это прописано в специальной книге, и не просто прописано, а ещё и включено в список отказов, которые надо знать наизусть.

На первый взгляд кажется: всё просто. На самом деле простой вопрос об угле атаки вызывает много споров среди инженеров и лётчиков, нужен ли он.

Ещё наши посты про авиацию: зачем конкретно обливают самолёт перед вылетом, и что будет, если этого не делать, как работает бизнес-авиация в России, инфраструктура FBO Шереметьево, грузовой рейс, подготовка к полёту для пилотов, история бортового питания и наш рейтинг «самых вкусных» авиакомпаний, по каким правилам летит самолёт в России, безопасность авиаперелётов.