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 естьVнx = 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..