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.: {{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 (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 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.