10. Критический угол атаки и срыв потока с крыла.
С увеличением величина силы R растет и она отклоняется более и более назад из-за роста сопротивления воздуха, но угол атаки не может постоянно и безнаказанно расти, в конце концов сук обламывается и наступает срыв потока с крыла.
При срыве потока крыло теряет свою несущую способность и мало чем отличается от обычной обрезной доски. Кроме того, срыв происходит неодновременно на всём крыле и сопровождается тряской с последующим вращением ЛА.
Каждое крыло имеет свой, критический угол атаки , после превышения которого наступает срыв потока. У толстых профилей кр больше, чем у тонких из-за более плавного обтекания профиля.
кр мало зависит от скорости полёта.
Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения кр, потеря скорости лишь частный случай достижения кр.
На
кр можно вывести ЛА в широком диапазоне
скоростей, при интенсивном маневрировании.
После срыва ЛА для возвращения в нормальный режим полёта требуется запас высоты.
Срыв ЛА вблизи земли из-за дефицита высоты ведет к столкновению землей.
Срыв на малой высоте — это причина 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей. Существует специальный прибор “Указатель угла атаки”, который ставится на все современные самолеты. Он показывает текущий реальный угол атаки.
11. Полная аэродинамическая сила r. Её составляющие. Центр давления.
Рис. 12 | Полной аэродинамической силой R называют равнодействующую всех сил трения и давления, действующих на тело в полете. Точка пересечения силы R с хордой называется центром давления (ЦД). Формула силы R — это главная аэродинамическая формула всех времён и народов, впрочем не только силы R — но и вообще ВСЕХ аэродинамических сил. , действующих на самолёты, тепловозы,
падающие кирпичи и автомобили. Она
проста и гениальна и состоит из трёх
множителей:1) S — площадь крыла 2) — скоростной напор 3) коэффициент (в нашем случае CR— це эр) полной аэродинамической силы. |
рис.13
Если силу R разложить по осям скоростной системы координат, то получим 3 (три) её составляющие: X, Y и Z.
X — сила лобового сопротивления;
Y — подъёмная сила.
Z — боковая сила.
рис. 14 | рис. 15 |
Угол (бета) — угол скольжения. Это угол между продольной плоскостью симметрии ЛА и вектором скорости набегающего потока.
Сила
Z
возникает только при возникновении
скольжения.
Без скольжения сила R
раскладывается только на Y
и X.
12. Подъёмная сила и лобовое сопротивление.
Подъёмная сила возникает вследствие обтекания крыла и образования разности давлений под крылом и над крылом.
Лобовым сопротивлением крыла называется аэродинамическая сила, которая тормозит движение крыла в воздухе и направлена в сторону, противоположную движению.
Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.
| Y= Cy S | X= Cx S |
Значения этих коэффициентов получают путём продувки крыла в аэродинамической трубе.
График примерной зависимости Cy от имеет вид:
Как
видно из графика Cy
практически линейно растет с увеличением
,
вплоть до кр,
то есть до срыва потока с крыла.
Значение
Cy колеблется на большинстве самолётов
от 0 до 2. По сути коэффициент Cy характеризует способность крыла
преобразовывать скоростной напор в
подъёмную силу. Существуют самолёты,
оснащённые мощной механизацией крыла
для уменьшения посадочной скорости и
уменьшения взлётной дистанции, они
имеют более высокие значения C
Коэффициент Cx, как, впрочем, и сила X, состоит в основном из 3-х составляющих. Волновая — 4-я составляющая появляется при числах M, близких к M критическому, около M = 0,8.
Cx тр (трения) — возникает из-за трения воздуха о ЛА.
Cx давления (или вихревое) — возникает из-за разности давлений перед крылом и за крылом.
Cxi(индуктивное)
— возникает из-за так называемого скоса
потока .
Когда набегающий поток встречает
наклонную, нижнюю, плоскость крыла, он
изменяет направление движения параллельно
плоскости, то есть несколько наклоняется
вниз. Подъёмная сила отклоняется вместе
с потоком на такой же угол назад, так
как является производной от потока,
изменившего направление. Появившаяся
составляющая подъёмной силы на оси X
и есть индуктивная составляющая.
Cxi возникает ещё и из-за перетекания воздуха через торцы крыла и из-за разности давлений под крылом и над крылом.
Cxiзависит от удлинения крыла и угла атаки .
Рис. 17.
Чем короче и шире крыло, тем интенсивнее происходит перетекание потока и больше индуктивное сопротивление.
Чем
больше ,
тем также интенсивнее происходит
перетекание и увеличивается Xi.
Вот почему у спортивных планеров такие
узкие и длинные крылья — для снижения
индуктивного сопротивления.
Критический угол — атака — Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1
Cтраница 1
Критический угол атаки акр, соответствующий максимальному значению Су, в кофузорной решетке больше, а в диффузорнои решетке меньше, чем у изолированного профиля. [1]
| Поляры самолета при докритических числах М. [2] |
Критический угол атаки получается малым при больших числах М потому, что срыв потока начинается на меньших углах атаки. Основная причина этого заключается в том, что из-за влияния сжимаемости разрежение над задней половиной профиля более энергично падает вдоль потока ( рис. 2.03), а это способствует отрыву пограничного слоя.
| Зависимость безразмерных коэффициентов от угла атаки для густой решетки тонких дужек. и 65, 8 50. [4] |
Вот почему такой критический угол атаки изолированного профиля часто называют срывным углом атаки. Иное дело в решетке. Здесь достижение равнодействующей максимума не обязательно связано со срывом потока, а возникает и при бессрыв-ном потенциальном обтекании решетки профилей. [5]
| Влияние е на зависимости б и Да от i и малых Mj. решетки с параметрами й / 1 3. 62 60. с10 %. [6] |
При этом увеличивается угол отставания и уменьшается критический угол атаки. [7]
С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки акр уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета акр достигается при меньших значениях W.
У многих самолетов срыв развивается постепенно, и еще до выхода самолета на критический угол атаки наблюдается тряска. Такие самолеты как бы предупреждают летчика о недопустимости дальнейшего увеличения угла атаки. [9]
Если запас перегрузки в полете станет равным нулю, это значит, что самоле выведен на критический угол атаки. [10]
Если летчик относительно резко отклонит ручку ( штурвал) на себя, самолет может с перегрузкой выйти на критический угол атаки на скорости, значительно превышающей Vcs в прямолинейном полете, так как начало сваливания определяется не скоростью полета, а выходом самолета на критический угол атаки. [11]
Перегрузка, которую можно создать в полете определяется возможным изменением величины коэффициента Су от исходног режима Суисх до выхода самолета на критический угол атаки ( с тах) и ограниче нием прочности конструкции.
[12]
| Центробежные путевые моменты, связанные с разносом масс вдоль фюзеляжа и вдоль размаха. [13] |
Кроме того, смещение ЦТ назад ухудшает продольную устойчивость самолета в горизонтальном полете, облегчая тем самым выход самолета в горизонтальном полете на критический угол атаки. [14]
В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты ( управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки. При сверхзвуковых скоростях вследствие значительного увеличения степени продольной статической устойчивости самолета и уменьшения эффективности руля высоты ( стабилизатора) даже полным отклонением штурвала или ручки на себя самолет обычно уже не может быть выведен на критические углы атаки, если при этом нет крена и рыскания. [15]
Страницы: 1 2 3
Что такое угол атаки? — Три критических угла
УГОЛ НАКЛАДКИ против УГЛА АТАКИ против УГЛА ПОЛЕТА
Являемся ли мы профессиональными пилотами или воинами выходного дня, отправляющимися за гамбургерами по 100 долларов на субботние утренние экскурсии, очень легко потерять связь с фундаментальными концепциями аэродинамики.
Мы слышим их, когда учимся летать, и большинству пилотов обычно знакомы их имена. Однако, когда непрофессионал или (что еще хуже) наш инструктор просит нас объяснить различные аэродинамические концепции, мы начинаем понимать, что они часто становятся нечеткими или скрытыми в темном уголке нашего разума.
В этом обсуждении давайте кратко рассмотрим несколько «критических углов», которые мы действительно должны четко понимать как пилоты и которые являются ключевыми для понимания для обучения предотвращению расстройств и восстановлению (UPRT). Для некоторых это будет упражнением на подтверждение; для других это может быть первый раз, когда эти три критических аспекта были собраны вместе в виде объединенного обсуждения и четко объяснены. В любом случае точность аэродинамических основ является ключевым компонентом обеспечения безопасности полетов каждый день. Понимая, что этот краткий фрагмент информации ниже предназначен для генератора обсуждения, давайте продолжим следующим образом:
- Просмотрите краткие определения каждого критического угла,
- Рассмотрите возможность задавать вопросы или оставлять отзывы в разделе «Комментарии» ниже,
- Заполните информационную форму в конце статьи, чтобы узнать больше о том, как UPRT использует подобные технические знания, а также обучение на борту самолета для снижения риска потери управления в полете.
ОПРЕДЕЛЕНИЯ:
Рисунок 1: Угол атаки (AoA)Три важных определения угла имеют решающее значение для полного понимания взаимосвязи между углом атаки (AOA), тангажем и траекторией полета самолета.
Угол атаки (AoA):
- Определяется как угол между хордой аэродинамического профиля и относительным ветром. Для нас это можно аппроксимировать как разницу между углом тангажа и углом траектории полета.
- AoA определяет, заглохли аэродинамические поверхности самолета или нет.
- Для самолетов, оборудованных вектором траектории полета, маркером траектории полета или указателем вектора скорости, разница между символом самолета, указывающим угол тангажа, и маркером траектории полета или вектором скорости является прямым указанием угла атаки самолета.
Угол траектории полета:
- Угол между вектором траектории полета и горизонтом.
- Также угол подъема или спуска.
Pitch Attitude или Pitch Angle:
- Угол между продольной осью самолета и горизонтом.
- Отображается на авиагоризонте или авиагоризонте символом самолета.
- Дебаты об угле атаки: журнал APS Skies обсуждает эффективность индикаторов сваливания
- Что особенного в угле атаки?: Информационный документ о том, как понимание угла атаки имеет решающее значение для предотвращения опрокидывания самолета
Отбрасывание «техно-жаргона»…
Вот как вы объясняете эти понятия своей прабабушке, которая скорее поедет из Нью-Йорка в Лос-Анджелес, чем пролетит с вами круг по пробкам. Вам нужно набраться терпения. Тем не менее, с небольшой помощью вашей любимой модели самолета в руках, она получит это. Если вы хотите чему-то научиться и максимизировать свою способность запоминать информацию, учите этому. Великая бабушка — отличное начало.
Шаг:
Это положение носа или крыла вверх или вниз. Туда направлен самолет.
Угол тангажа или положение тангажа:
Угол между тангажем и горизонтом.
Маршрут полета:
Туда, куда направляется самолет.
Угол траектории полета:
Угол между траекторией полета и горизонтом.
Угол атаки:
Угол между тангажем (куда направлен самолет) и траекторией полета (куда движется самолет). Часто путаница с этими тремя углами возникает из-за того, что мы обычно практикуем сваливание только в одном и том же горизонтальном полете, медленно замедляя ситуацию на 1G. В этом контексте сваливание всегда будет происходить с одной и той же скоростью и с относительно постоянным тангажем относительно горизонта. Это приводит к тому, что пилоты связывают сваливание с углом к горизонту, который они могут видеть, а не с углом тангажа по сравнению с траекторией полета. Относительный ветер, воздушный поток, противоположный траектории полета, невидим без контрольно-измерительных приборов или авионики.
Критический угол атаки:
Критический угол атаки , при котором воздушный поток отделяется от крыла, вызывая снижение подъемной силы, может быть превышен в любом положении и даже при разных воздушных скоростях, если он больше или меньше 1G в самолете. Самолет может даже заглохнуть, когда нос на ниже от горизонта, чего большинство пилотов никогда раньше не видели. Представьте себе замешательство, которое может возникнуть у пилота на самолете, который заглох, при скорости сваливания выше 1 G, нос которой находится ниже горизонта.
Хорошей новостью является то, что независимо от положения тангажа угол атаки можно уменьшить, опустив нос (переместив штурвал или ручку вперед) относительно пилота. Правильное понимание этих трех углов и их взаимосвязей важно для понимания правильных действий, необходимых для устранения сваливания, наиболее распространенного результата неожиданного опрокидывания самолета.
Отправьте нам сообщение, и один из наших экспертов свяжется с вами в ближайшее время.
Свяжитесь с нами
Что нужно знать об индикаторах угла атаки
Суэйн Мартин
Вы когда-нибудь летали на самолете с индикатором угла атаки? Они становятся все более распространенными в самолетах общего назначения и являются отличным инструментом безопасности. Вот что вам следует знать…
В чем смысл?
Индикаторы угла атаки (AOA) дают визуальное представление о том, какая подъемная сила создается крыльями при заданной воздушной скорости. Это невероятно полезно, потому что скорость сама по себе не является надежным параметром, позволяющим избежать сваливания. Это потому, что самолеты могут глохнуть на любой скорости, если они превышают критический угол атаки.
Вы должны думать об индикаторах AOA как об инструментах для определения маржи срыва. Короче говоря, индикаторы угла атаки измеряют текущий угол атаки самолета по сравнению с критическим углом атаки самолета.
Давайте копнем немного глубже…
Garmin
Критический угол атаки
Для данной конфигурации самолет всегда будет сваливаться при одном и том же угле атаки, называемом критическим углом атаки. Критический угол атаки НЕ изменяется при:
- Вес
- Угол крена
- Температура
- Плотность Высота
- Центр тяжести
Допустим, вы летите по крутому виражу. Как поворачивать и одновременно поддерживать высоту? Вам нужно увеличить общую подъемную силу, которую производит ваше крыло. И для этого вам нужно оттянуть штурвал, что увеличивает угол атаки, на котором летит ваше крыло. Эта часть важна, потому что, когда вы увеличиваете угол атаки, вы приближаетесь к критическому углу атаки 9.0128 , когда ваше крыло глохнет (независимо от воздушной скорости или положения).
Boldmethod
Без индикатора угла атаки угол атаки «невидим» для пилотов.
В определенных конфигурациях и положениях вы можете не осознавать, что приближаетесь к стойлу.
Как это работает
Мы не будем углубляться в конкретные компоненты системы или измерения, используемые для расчета АОА, потому что каждый вариант системы имеет свои собственные параметры. В корпоративных, авиационных и военных полетах вы часто будете видеть индикаторы AOA в виде лопастей. Они показывают прямые признаки AOA, но должны быть установлены в положении с чистым потоком воздуха.
David Monniaux
В авиации общего назначения обычно используются индикаторы угла атаки, зависящие от давления. Большинство из них измеряют перепады давления в трубке Пито для точного определения угла атаки. Несмотря на то, что они чрезвычайно популярны и доступны по цене, большинство этих моделей не рассчитывают угол атаки на основе различных конфигураций закрылков. Тем не менее, они по-прежнему очень полезный инструмент.
Dynon Avionics
Однако некоторые из новейших систем со стеклянной кабиной предоставляют данные об углах атаки, включая изменения конфигурации закрылков.
Обратитесь к POH вашего самолета для получения дополнительной информации.
https://buy.garmin.com/en-US/US/p/682215/pn/G3X-TCERT-01#
FAA обеспокоено и упрощает установку
В 2014 г. изменения по расширению установки индикаторов угла атаки на самолетах авиации общего назначения. В соответствии с этими новыми политиками механик с соответствующим рейтингом может установить индикатор AOA путем утверждения на месте или внесения незначительных изменений в журналы технического обслуживания самолета. Вот что сообщает FAA…
Предотвращение потери управления в авиации общего назначения (АОН) является приоритетной задачей FAA и сообщества АОН. Установка системы AoA может помочь предотвратить аварии с потерей управления. Производители запросили упрощенный метод проектирования и утверждения производства для необязательных/дополнительных систем. Поскольку эти системы предоставляют пилоту только дополнительную информацию и не требуются по правилам, FAA разработало следующий процесс утверждения в соответствии с 14 CFR 21.