Угол атаки

Угол атаки

1) У. а. профиля — угол (α) между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (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.: (α)0 — У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; (α)кр — критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; (α)Кmax — У. 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.: (α)п — угол между осью ОХ и направлением скорости ЛА . Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: (α)бал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения (α)бал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); (α)доп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения (α)доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; (α)св — У. 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. — (α)0 и (α)кр.
4) У. а. несущего винта — угол между скоростью Vн центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения):
(α)н = 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 + (ω)yzн — (ω)zyн + u*нx;
Vнy = Vy + (ω)zxн — (ω)xzн + u*нy;
Vнz = Vz + (ω)xyн — (ω)yxн + u*нz.
Здесь Vx, Vy, Vz — проекции скорости V полёта; (ω)x, (ω)y, (ω)z — 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 (α)н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). При заданном (α)н 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 (α)нэ и плоскости концов лопастей (α)нк. Первый — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей
(φ) = (φ)0 + (φ)1сcos2(ω)нt + (φ)1ssin(ω)нt + (φ)2ccos2(ω)нt +…
не содержит первой гармоники: (φ)1с = (φ)1s = 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
(β)1 = a0 — a1cos(ω)нt — b1sin(ω)нt — a2cos2(ω)нt…
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:
(α)нэ = (α)н + (φ)1s;
(α)нк = (α)н + a1.
При некоторых значениях (α)н, зависящих в основном от Vн/((ω)нR), (ω)z/(ω)н и (φ)0 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. (α)н 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.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.