Угол атаки самолета что это простыми словами

02.01.202410.12.2022 admin 0 Comments

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

Источник

угол атаки

Рис. 1. Угол атаки профиля.

у́гол ата́ки 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.: α₀ У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; α_кр критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; α_Kmax У. а., при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества.

2) У. а. летательного аппарата угол между продольной осью летательного аппарата 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 OX и направлением скорости летательного аппарата (рис. 2). 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 летательного аппарата зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. α₀ и α_кр.

Л. Е. Васильев, А. С. Браверман.

Рис. 2. Угол атаки самолёта.

Источник

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.

Источник

Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

Привет!

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой аэродинамических определений нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… 🙂 Итак начнем.

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам профиле крыла, и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей мы говорили о подъемной силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло ( т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему. Таким образом существует такое очень важное понятие, как угол атаки. Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α. Поток при этом рассматриваем спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия угол атаки возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток как бы скашивается и приобретает некоторое движение вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили здесь.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается угол атаки.

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… 🙂

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

Источник

Критический угол атаки

Alena_

Старожил

Lukas

Старожил

Сторожил

MAN_BLR

Старожил

timsz

Старожил

Струя сходит с хвостовой точки профиля (постулат Чаплыгина-Жуковского). Завихрения нет, как видно на картинке. Скорость в разных точках профиля разная, в среднем на верхней поверхности он больше, чем на нижней. В результате появляется подъемная сила.

То есть, на передней части профиля есть условная точка, которая разделяет поток, который идет на верхнюю часть профиля, и который идет на нижнюю. Потом оба потока сходятся в хвостовой точке в одно время. Так как путь по верхней поверхности больше, чем по нижней, там больше скорость и, соответственно, ниже давление.

При увеличении угла атаки эта точка смещается вниз. Разница скоростей на верхней и нижней поверхностью возрастает, подъемная сила увеличивается.

Вихри для описания не нужны, так как и при ламинарном (безвихревом) обтекании все то же самое происходит.

При дальнейшем увеличении угла атаки происходит срыв поток сверху, течение ломается и подъемная сила резко падает.

Gosha

Aeronautical Ph.D.

Air_116

Местный

Позвольте мне процитировать пособие «ДИНАМИКА ПОЛЕТА И ПИЛОТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА Ту-154» А. И. Пятин.,Москва, Воздушный транспорт.

Угол атаки (коэффициент подъемной силы) сваливания dс, (СУd) — угол атаки
самолета (коэффициент подъемной силы), соответствующий началу сваливания.

Примечания: 1. Под началом сваливания понимается момент возникновения на больших углах атаки
недопустимого, по оценке пилота и данным регистрации, не прекращающегося без уменьшения угла атаки
самопроизвольного апериодического или колебательного движения самолета (исключая движение, которое легко
парируется малыми обычными отклонениями рулей).

2. Под сваливанием понимается явление, возникающее на больших углах атаки, характеризующееся
самопроизвольным апериодическим или колебательным движением самолета с большой амплитудой, не
прекращающееся без уменьшения угла атаки.

Предельный угол атаки (коэффициент подъемной силы) dпред (СУпред) —
значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве предельного
ограничения для предписанных РЛЭ конфигураций самолета и режимов полета.

На углах атаки, соответствующих dдоп должны своевременно, по оценке пилота, возникать
достаточно интенсивные и характерные только для этих углов атаки естественные либо
искусственные предупредительные признаки, безошибочно и легко распознаваемые пилотом и не
пропадающие при дальнейшем увеличении угла атаки вплоть до dпред. Приемлемыми
предупредительными признаками являются:
тряска конструкции и (или) рычагов управления, отличающаяся от тряски при
выпущенной механизации или при полете с отказавшим двигателем;
звуковая сигнализация, отличающаяся от других звуковых сигналов, имеющихся на
самолете, с дублирующей световой сигнализацией; при этом должна обеспечиваться индикация
текущего угла атаки вплоть до dпред. Предупредительные признаки не должны препятствовать
переводу самолета на нормальные углы атаки.
На угле атаки dпред не должно возникать сваливания, характеристики которого не
соответствуют требованиям к характеристикам сваливания.
Если угол атаки dпред определяется сваливанием, то в процессе сваливания и вывода
самолета в горизонтальный полет не допускаются:
явления, препятствующие выводу самолета обычными методами пилотирования на
эксплуатационные углы атаки;
приращения угла крена более 40° при симметричной тяге двигателей и 70° при
несимметричной тяге;
превышения эксплуатационных ограничений по скорости и перегрузке;
изменения конфигурации самолета.
На углах атаки вплоть до dпред не допускается нарушение работоспособности силовых
установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т. п.).

На самолете Ту-154Б допустимый угол атаки dдоп = 11,6° отвечает перечисленным
требованиям ЕНЛГС-С.

P.S. здесь d=альфа (alfa) (проклятый юникод)

MAN_BLR

Старожил

Dr.Andre

Местный

Eduard