В гидродинамике угол атаки ( AOA , α или ) — это угол между линией отсчета на теле (часто хордой аэродинамического профиля ) и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, через которую оно движется. [1] Угол атаки — это угол между линией отсчета тела и набегающим потоком. В этой статье основное внимание уделяется наиболее распространенному применению — углу атаки крыла или аэродинамического профиля, движущегося в воздухе.
В аэродинамике угол атаки определяет угол между линией хорды крыла самолета с фиксированным крылом и вектором, представляющим относительное движение между самолетом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь крутку, линия хорды всего крыла может быть неопределенной, поэтому просто определяется альтернативная линия отсчета. Часто в качестве линии отсчета выбирается линия хорды корня крыла . Другой выбор — использовать горизонтальную линию на фюзеляже в качестве линии отсчета (а также в качестве продольной оси). [2] Некоторые авторы [3] [4] не используют произвольную линию хорды, а используют ось нулевой подъемной силы , 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» такелажника , означающим угол между хордой аэродинамического профиля и некоторой фиксированной точкой отсчета в самолете. [6]
Коэффициент подъемной силы самолета с фиксированным крылом изменяется в зависимости от угла атаки. Увеличение угла атаки связано с увеличением коэффициента подъемной силы вплоть до максимального коэффициента подъемной силы, после чего коэффициент подъемной силы уменьшается. [7]
По мере увеличения угла атаки самолета с фиксированным 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 профили изогнуты таким образом, что они создают некоторую подъемную силу при небольших отрицательных углах атаки. Симметричное крыло имеет нулевую подъемную силу при угле атаки 0 градусов. На кривую подъемной силы также влияет форма крыла, включая его аэродинамическое сечение и форму крыла в плане . Стреловидное крыло имеет более низкую, плоскую кривую с более высоким критическим углом.
Критический угол атаки — это угол атаки, который создает 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 течь менее плавно по верхней поверхности аэродинамического профиля и начинает отделяться от верхней поверхности. На большинстве форм аэродинамического профиля, по мере увеличения угла атаки, верхняя точка отрыва поверхности потока перемещается от задней кромки к передней кромке. При критическом угле атаки поток верхней поверхности более отрывается, и аэродинамический профиль или крыло создают свой максимальный коэффициент подъемной силы. По мере дальнейшего увеличения угла атаки поток верхней поверхности становится более полно отрываемым, и коэффициент подъемной силы уменьшается еще больше. [7]
Выше этого критического угла атаки самолет считается находящимся в состоянии сваливания. Самолет с фиксированным крылом по определению сваливается на или выше критического угла атаки, а не на или ниже определенной воздушной скорости . Воздушная скорость, при которой самолет сваливается, зависит от веса самолета, коэффициента загрузки , центра тяжести самолета и других факторов. Однако самолет обычно сваливается на том же критическом угле атаки, если только не преобладают условия обледенения . Критический или сваливающий угол атаки обычно составляет около 15° - 18° для многих аэродинамических 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 «альфа-ограничителем». Современные авиалайнеры, оснащенные технологией управления по проводам, избегают критического угла атаки с помощью программного обеспечения в компьютерных системах, которые управляют поверхностями управления полетом. [8]
При взлете и посадке с коротких взлетно-посадочных полос ( STOL ), таких как операции с авианосцами ВМС и полеты STOL в удаленных районах, самолеты могут быть оснащены индикаторами угла атаки или запаса подъемной силы . Эти индикаторы измеряют угол атаки (AOA) или потенциал подъемной силы крыла (POWL или запас подъемной силы) напрямую и помогают пилоту лететь близко к точке сваливания с большей точностью. Операции STOL требуют, чтобы самолет мог работать близко к критическому углу атаки во время посадки и под оптимальным углом набора высоты во время взлета. Индикаторы угла атаки используются пилотами для максимальной производительности во время этих маневров, поскольку информация о скорости полета только косвенно связана с поведением при сваливании.
.jpg/1280px-Su-35_(12509727094).jpg)
Некоторые военные самолеты способны достигать управляемого полета на очень больших углах атаки, но ценой огромного индуктивного сопротивления . Это обеспечивает самолету большую маневренность. Известный пример — «Кобра» Пугачева . Хотя самолет испытывает большие углы атаки на протяжении всего маневра, самолет не способен ни к аэродинамическому путевому управлению, ни к поддержанию горизонтального полета до окончания маневра. «Кобра» является примером сверхманевренности [9] [10], поскольку крылья самолета находятся далеко за пределами критического угла атаки на протяжении большей части маневра.
Дополнительные аэродинамические поверхности, известные как «устройства с высокой подъемной силой», включая удлинители корневой части крыла передней кромки, позволяют истребителям иметь гораздо большую летную «истинную» альфу, 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 углом атаки горизонтального полета и углом атаки сваливания уменьшается. Высокая способность угла атаки самолета обеспечивает пилоту буфер, который затрудняет сваливание самолета (что происходит при превышении критического угла атаки). Однако военные самолеты обычно не достигают такой высокой альфы в бою, поскольку это очень быстро лишает самолет скорости из-за индуцированного сопротивления и, в крайних случаях, увеличенной лобовой площади и паразитного сопротивления. Такие маневры не только замедляют самолет, но и вызывают значительное структурное напряжение на высокой скорости. Современные системы управления полетом, как правило, ограничивают угол атаки истребителя значительно ниже его максимального аэродинамического предела. [ необходима ссылка ]
В парусном спорте используются те же физические принципы, что и в самолетах: парус — это аэродинамический профиль. [11] Угол атаки паруса — это угол между линией хорды паруса и направлением относительного ветра.
