Алфавитный указатель

Угол атаки

Угол атаки — 1) У. а. профиля — угол α между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (рис. 1, см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению всех аэродинамических характеристик профиля. Для профиля вводятся следующие характерные У. а.: α0У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; αкр — критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; αКmaxУ. а., при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества.

2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью ЛА и проекцией его скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах динамики полёта используется пространственный У. а.: αп — угол между осью ОХ и направлением скорости ЛА. Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: αбал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения αбал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); αдоп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения αдоп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; αсвУ. а. начала сваливания самолёта. Изменение У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной плоскости.

3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности, крутка крыла и т. п.).

Поскольку аэродинамические характеристики крыла и ЛА зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — α0 и αкр.

4) У. а. несущего винта — угол между скоростью Vн центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): αн = arctg(Vнy/VDн), где VDн = (V2нx + V2нz)1/2, Vнx, Vнy, Vнz — проекции Vн на оси связанной системы координат несущего винта, то есть Vнx = Vx + ωyzн — ωzyн + u*нx; Vнy = Vy + ωzxн — ωxzн + u*нy; Vнz = Vz + ωxyн — ωyxн + u*нz. Здесь Vx, Vy, Vz — проекции скорости V полёта; ωx, ωy, ωz — проекции мгновенной скорости ω поворота вертолёта вокруг центра масс; xн, yн, zн — координаты центра несущего винта, u* — осреднённая по площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. От αн зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). При заданном αн характеристики винта не зависят от направления полёта (как у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта αнэ и плоскости концов лопастей αнк. Первый — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей φ = φ0 + φ1сcos2ωнt + φ1ssinωнt + φ2ccos2ωнt +… не содержит первой гармоники: φ1с = φ1s = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения эквивалентного винта» или «плоскостью постоянных углов установки». Второй — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол взмаха лопасти β1 = a0a1cosωнt b1sinωнt a2cos2ωнt… не содержит первой гармоники: a1 = b1 = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения концов лопастей» или «основанием конуса, описываемого лопастями». Соотношения между У. а. при Vнz = 0 выражаются формулами: αнэ = αн + φ1s; αнк = αн + a1. При некоторых значениях αн, зависящих в основном от Vн/(ωнR), ωzн и φ0 на несущем винте начинается срыв потока. При сочетании воздушных скоростей VнD от 0 до 40 км/ч и Vну от 4 до 20 м/с, когда У. а. αн изменяется от 90 до 30° (например, при вертикальном снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем скольжением), наступает режим «вихревого кольца». Он характерен тем, что свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и «вихревого кольца», небезопасен.

Энциклопедия авиации