+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Угол атаки крыла: Угол атаки — это… Что такое Угол атаки?

0

КРЫЛО И ЕГО ПОДЪЕМНАЯ СИЛА

Итак, при движении пластинки под некоторым углом к направлению движения возникает подъемная сила. Однако попутно с этим образуется, как мы видели, и другая сила — сила лобового сопротивления, которая тормозит поступательное движение пластинки. Но нельзя ли как-нибудь уменьшить эту вредную силу?

Лобовое сопротивление пластинки велико потому, что пластинка не представляет собой тела обтекаемой формы. Следовательно, для того чтобы сохранить подъемную силу, но уменьшить лобовое сопротивление, необходимо взять не пластинку, а тело обтекаемой формы. Иными словами, крыло нельзя делать плоским наподобие пластинки, а следует придать ему в поперечном сечении обтекаемую форму (фиг. 38).

Выше мы видели, что встречный воздух легко и плавно обтекает тело обтекаемой формы (фиг. 33), вследствие чего сзади тела почти не получается завихрений. Вот почему именно такую форму и придают в поперечном сечении, крылу любой летательной машины, в том числе и лопастям ротора автожира.

Поперечное сечение крыла (или вид сбоку) называется профилем или дужкой крыла. Профили крыльев (фиг. 39) бывают с вогнутым основанием 7, с плоским основанием 2, двояковыпуклые

3 и симметричные 4. Линия b называется хордойкрыла.

Фиг. 38. Форма крыльев (в плане и в поперечном сечении)

Расстояние

t называется глубиной крыла, а h — высотой профиля. Отношение наибольшей высоты про-

профиля к глубине крыла, т. е.

h/t (выраженное в процентах

от глубины крыла) называется толщиной крыла. Опыт показывает, что при движении крыла хорошего профиля сила полного сопротивления воздуха R направлена значительно более вверх

, Фиг. 39. Основные виды профилей крыльев

(фиг. 40), чем в случае плоской пластинки. Иными словами, у крыла благодаря обтекаемой форме сила сопротивления воздуха идет, главным образом, на поддержание крыла, а не на торможение его. Из чертежа ясно, что чем более отвесно вверх будет направлена сила

R, тем больше будет подъемная сила Р и тем меньше будет сила лобового сопротивления.

Движение крыла показано также на фиг. 41.. Угол α, составляемый хордой крыла и направлением движения, называется углом атаки. Точка пересечения силы давления воздуха

R

Фиг. 40. У крыла отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления больше, чём у пластинки

с хордой крыла, т. е. точка С называется центром давления крыла. Положение центра давления изменяется в зависимости угла атаки, но при малых углах атаки точка С находится приблизительно на одной трети хорды от передней кромки крыла.

Крыло может двигаться в воздухе под различными углами атаки (фиг. 42).Угол атаки может быть положительным, отрицательным и нулевым. Положительным углом атаки (фиг. 42,а) называется такой, при котором встречный воздух набегает на нижнюю поверхность крыла, отрицательным углом атаки (фиг. 42,

b) называется такой, при котором потоку воздуха подставлена верхняя поверхность крыла, и

Фиг. 42. Крыло может двигаться под положительным (а), отрицательным (

b) и нулевым (с) углами атаки

нулевым утлом атаки (фиг. 42, с) — угол, при котором направление движения и хорда крыла совпадают.

Мы указали четыре основные формы профилей крыльев. Однако для каждой из этих форм может быть найдено множество различных профилей, отличающихся друг от друга толщиной и кривизной. Подбор нужного профиля — важная задача конструктора, так как от правильно выбранного профиля зависят летные качества машины. В основу исследований над различными профилями крыльев кладется всегда опыт. Для опытного исследования профилей крыльев служит аэродинамическая труба, о которой уже упоминалось.

Если в аэродинамической трубе поместить крыло или модель крыла данного профиля под некоторым углом атаки а к потоку (фиг. 43), то крыло окажется точно в таких же условиях, как если бы самолет с таким крылом летел. Крыло, следовательно, будет испытывать определенное сопротивление воздуха. Для того чтобы определить подъемную силу и лобовое сопротивление крыла, последнее соединяется рычажками с особыми чувствительными весами, принцип которых понятен из фиг. 43. Нетрудно понять, что сумма грузиков Р, и Р

2 даст нам подъемную силу крыла, а величина лобового сопротивления крыла определится натяжением нити, перекинутой через блок, т. е. грузиком Q.

Испытывая этим способом крылья самых различных профилей, легко подобрать наиболее выгодные из них. Способ этот называется продувкой,

Угол — атака — крыло

Угол — атака — крыло

Cтраница 1

Угол атаки крыла такой, что скачок при 9 -тг / 2 присоединен к кромке.  [1]

Чем больше угол атаки крыла, тем больше и разность подъемных сил левого и правого крыльев, создаваемая скольжением. Следовательно, поперечная устойчивость стреловидного крыла тем выше, чем больше угол атаки, при котором выполняется полет.  [3]

Вихревая зона создает поле вертикальных скоростей kVy, изменяющих угол атаки крыла и оперения самолета, попадающего в спутную зону. Эпюра вертикальных скоростей по размаху крыла показана на рис. 1.19, где также показано влияние спутной струи на позади летящий самолет с размахом крыла, меньшим, чем у самолета, летящего впереди.  [4]

На величины и направления аэродинамических сил влияет ориентировка самолета относительно воздушного потока: угол атаки крыла, угол скольжения и угол крена.  [5]

При больших углах крена летчик прибегает к помощи элеронов-добавочных надкрылков на концах крыла — и искусственно увеличивает

угол атаки опустившегося крыла, опуская на нем элерон.  [7]

Аналогично, если тело совершает установившееся движение и в некоторый момент времени это движение нарушается, например внезапно меняется угол атаки крыла, то переход к новому установившемуся движению, соответствующему новому положению крыла в потоке, не происходит столь же быстро, как изменение угла атаки, а запаздывает. На реконструкцию обтекания, в связи с действием в пограничном слое вязких сил, необходимо некоторое конечное время.  [8]

При этом угол атаки крыла, подъемная сила и перегрузка отрицательны.  [9]

Выяснилось, что для достижения большой подъемной силы птицы должны ставить свое крыло иод определенным, сравнительно небольшим углом к встречному потоку воздуха. Когда при крутых подъемах такой угол ( угол атаки) увеличивается, под крылом образуются неблагоприятные для полета завихрения воздуха, птица оттопыривает крылышко, пропуская через образующуюся щель поток воздуха; это позволяет ей увеличивать

угол атаки крыла без уменьшения его подъемной силы.  [10]

Неожиданные изменения, которые происходят в балансировке самолета. Предположим, например, что крыло испытывает волновой срыв потока раньше хвостовой части. Это весьма возможно, поскольку как относительная толщина, так и угол атаки крыла могут быть больше соответствующих параметров хвостовой поверхности.  [11]

Все приведенные формулы в основном относятся к крыльям бесконечного удлинения. Сбегающие с концов крыла вихри вызовут вблизи крыла дополнительные скорости w, перпендикулярные к направлению скорости набегающего потока. Наличие скоса потока уменьшает

фактический угол атаки крыла на величину Да.  [13]

Очевидное условие равновесия в установившемся полете состоит в том, что моменты подъемных сил, действующих на крыло и хвост, взятые вблизи центра тяжести самолета, должны уравновешиваться, причем большая сила, создаваемая крылом, уравновешена меньшей силой, создаваемой хвостовой частью, которая имеет большее плечо пары сил. Это является условием равновесного положения. Однако для достижения устойчивости равновесия требуется второе условие, а именно: если равновесие нарушается, то результирующий момент от подъемной силы, действующей на крыло и хвост, должен быть такой, что он стремится восстановить самолет в исходном положении. Если это условие выполняется, то мы говорим, что самолет статически устойчив. В частности, он установил, что стабилизирующий момент может быть создан, если крыло и хвост образуют так называемый продольный диэдр таким образом, что хвост установлен под углом атаки меньшем, чем

угол атаки крыла.  [14]

Страницы:      1

Исследование нормальной силы самолета с треугольным крылом на больших углах атаки при неустановившемся движении Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XV 198 4

№ 3

УДК 629.735.33.015.017.26/27

ИССЛЕДОВАНИЕ НОРМАЛЬНОЙ СИЛЫ САМОЛЕТА С ТРЕУГОЛЬНЫМ КРЫЛОМ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ ПРИ НЕУСТАНОВИВШЕМСЯ ДВИЖЕНИИ

Ю. А. Виноградов, Ю. Б. Дубов, А. Н. Жук, В. П. Мамров,

Г. И. Столяров

Приведены результаты экспериментального исследования нормальной силы модели самолета с треугольным крылом в широком диапазоне углов атаки при неустановившемся движении на дозвуковых скоростях. Показано, что в случае выхода самолета на большие углы атаки, соответствующие режиму неустойчивого срывного обтекания, возникают аэродинамические силы, существенно отличающиеся от сил, полученных при стационарном обтекании. Дано сопоставление результатов аэродинамического эксперимента и летных испытаний.

1. Реализация больших углов атаки является одним из основных факторов, расширяющих маневренные возможности современных самолетов. Для пассажирских и транспортных самолетов динамика движения на больших углах и при сваливании представляет основной интерес на малых скоростях полета, на режимах взлета и посадки. Для маневренных самолетов реализация предельных несущих свойств компоновки существенна_во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.

В настоящее время аналитические исследования и исследования динамики самолета на пилотажных стендах, в том числе и на больших углах атаки, основываются на использовании статических аэродинамических характеристик, соответствующих стационарному обтеканию, вращательных и нестационарных производных, подученных при динамических испытаниях методами установившегося вращения и вынужденных гармонических колебаний моделей в аэродинамических трубах. — скорость набегающего потока, ЬА — средняя аэродинамическая хорда, V — кинематический коэффициент вязкости) определяется в основном

формой крыла в плане и его профилировкой (форма профиля, относительная толщина, крутка и т. д.) [1]. На тонком треугольном крыле отрыв основного потока происходит практически с нулевого угла атаки по всей длине острой стреловидной передней кромки. Непосредственно от вершины крыла начинают распространяться две вихревые пелены. С увеличением угла атаки эти спиральные вихри движутся к плоскости симметрии крыла и вверх. В результате этого над поверхностью треугольного крыла, обтекаемого под некоторым углом атаки, возникают два мощных вихревых жгута, приводящих к уменьшению давления на верхней поверхности крыла и вследствие этого к увеличению коэффициента подъемной СИЛЫ Суа-

На треугольных крыльях с относительной толщиной профиля

с= ^^0,05 [&(.О)] на условия перестройки структуры течения, т. е. на условия разрушения (при аг>0) и восстановления (при аг<0) устойчивой вихревой структуры при неустановившемся движении.

Выход самолета на большие углы сопровождается изменениями в структуре обтекания вследствие возникновения отрыва потока с несущих поверхностей большого удлинения или разрушения вихревой структуры на треугольных крыльях и крыльях с наплывом. Эти явления отражаются в интегральных аэродинамических характеристиках сил и моментов в виде нелинейностей, а в некоторых случаях и в виде гистерезиса. Это может привести к целому ряду нежелательных эффектов, таких как обращение реакции самолета по крену на отклонение органов поперечного управления, возникновение поперечно-путевых колебаний, сваливание и т. д.

На существенную зависимость аэродинамических характеристистик от предыстории движения указывают также и результаты обработки материалов летных испытаний самолета с треугольным крылом (со стреловидностью по передней кромке Хп.к = 57° и относительной толщиной ся*0,05) на сваливание из горизонтального полета, в процессе которого летчик, подтягивая ручку управления «на себя», выводит самолет на большие углы атаки, а затем по мере развития неустойчивого движения (начала сваливания) отдает ручку «от себя» и возвращает самолет к исходному режиму полета (рис. 1). Видно, что для одних и тех же углов атаки и отклонения органов продольного управления ф, но для разных знаков производной угла атаки по времени а значения коэффициентов нормальной силы су заметно отличаются. Причем

в——1_____I____I_____I_____1____I

5 10 15 о., град

Рис. 1

это различие Дсу (а) = су (а > 0) — (я < 0) определяется не только знаком, но и величиной угловой скорости тангажа. Однако объяснить это различие нестационарной составляющей су ш==(с“^-{-с* )ашах,

где тг — -~ , л = -~ , (с“* + су)«2,3, | а 1шах == 0,008, не представ-

оо оо

ляется возможным.

В рассматриваемом случае на углах атаки а = 5°н-80 величина суШ, определенная методом вынужденных колебаний, т. е. на режиме с устойчивой вихревой структурой, не превышает по модулю значения 0,018, что на порядок меньше величины Асу(а) «0,13, полученной в летных испытаниях.

2. Отмеченные выше качественные особенности характера обтекания самолета при неустановившемся движении и отличие по величине коэффициентов подъемной силы, полученных из летных и статических испытаний, потребовали систематических исследований по оценке влияния нестационарное™ движения модели самолета с треугольным крылом на больших углах атаки на нормальную сиЛу и продольный момент. Результаты этих исследований в аэродинамической трубе для модели самолета с треугольным крылом (хп. к=57°, с«0,05, и положением центра масс в долях Ьа лгт = 0,315), установленным в среднем положении по высоте фюзеляжа, и стреловидным горизонтальным оперением приводятся в настоящей статье.

С целью выявления особенностей изменения нормальной силы при неустановившемся движении экспериментальные исследования проводились с использованием модифицированного метода свободных колебаний модели в плоскости тангажа относительно закрепленного услов-

ного центра масс. Метод основан на совместном применении измерителей кинематических параметров движения модели (а, ю2, ы2) и суммарных аэродинамических нагрузок, действующих на модель в процессе колебаний. Подвесное устройство, с помощью которого модель устанавливалась в потоке аэродинамической трубы, выполнено в виде профилированной подфюзеляжной стойки с шарнирным узлом, обеспечивающим колебания модели в широком диапазоне углов атаки. Внутри шарнирного узла вмонтированы тензовесы для измерения полной мгновенной нормальной силы Уп, действующей на модель в процессе колебаний. Для измерения кинематических параметров движения в модель вмонтированы датчики угла атаки а, угловой скорости и углового ускорения о)2- Система измерений включает тензоаппаратуру, согласующие операционные усилители, масштабные блоки и фильтры низкой частоты. Элементы системы измерения (усилители, фильтры, вибраторы осциллографа) выбраны из условия минимальных динамических искажений в рабочем диапазоне частот колебаний модели. Особое внимание уделялось характеристикам фильтров низких частот, идентичность которых была достигнута за счет выполнения элементов фильтров из прецизионных резисторов и конденсаторов.

Методика испытаний заключалась в следующем. Модель в потоке аэродинамической трубы освобождалась из первоначального фиксированного положения при угле атаки ао и под действием аэродинамических сил совершала колебания в плоскости тангажа относительно неподвижного условного центра масс. В процессе колебаний модели на магнитоэлектрическом осциллографе производилась одновременная регистрация угла атаки а(0, угловой скорости а>г(£), углового ускорения <о?(0.и полной нормальной силы Уп(0- Выход модели на требуемые углы атаки аШах осуществлялся как путем задания величин начальных углов атаки а0, так и отклонением стабилизатора на определенный угол фо.

3. На рис. 2 для примера приведена осциллограмма с записью по времени полной нормальной силы Уп и угла атаки а при свободных колебаниях модели самолета с треугольным крылом относительно поперечной оси Ог, проходящей через условный центр масс модели. Расшифровка осциллограмм с записями Уп(0 и а$) позволяет построить

К

зависимость коэффициента полной нормальной силы су п(а, шг, ®г) =

по углу атаки (5 — площадь крыла, <7 — скоростной напор) (рис. 3, 4), которая в общем случае является функцией угла атаки а, угловой скорости (а) и углового ускорения о)2 (а). Там же на рис. 3, 4 для сопоставления приведены зависимости коэффициента нормальной силы по углу атаки су(а) при двух значениях угла отклонения стабилизатора фо = —10° и —20°, полученные при статических испытаниях (штриховые линии).7°-г-9° сохраняется практически линейная зависимость су (а). При дальнейшем увеличении угла атаки до а— 12°ч-13° наблюдается некоторое увеличение производной за счет образования на этих углах атаки носовой пелены {2]. При углах атаки а, больших 12°—13°, как указывалось в работе [2], восстановление давления на верхней поверхности крыла в результаты разрушения ядра вихря и возникновения хаотического турбулентного течения приводит к уменьшению интенсивности роста подъемной силы и падению производной Су . Таким образом, некоторый угол атаки «, в диапазоне 12°— 13° можно считать критическим углом атаки, соответствующим началу

ся

с*.о~0,2град %=-20ipad,Sh= 0,012

at — экстремальные значеная у глиб о і скорости

j___________і___________і___________і____:______і__________і

З V t,£

Рис. 2

Рис. З

Рис. 4

потери устойчивости вихревой структуры на рассматриваемом треугольном крыле, что хорошо согласуется с результатами ряда отечественных и зарубежных работ.

Сопоставление результатов динамического эксперимента суп (а, (ог, ыг) для трех периодов колебаний с данными Су (а), полученными при стационарном обтекании (см. рис. 3, 4), показывает, что при неустановившемся движении на больших углах атаки возникают аэродинамические силы, качественно отличающиеся от сил, полученных при стационарном обтекании: в зависимостях суп (а, со*, (ог) появляются гистере-зисные петли. С ростом угловой скорости (1)г = а (см. рис. 2) гистере-зисные петли в интегральной аэродинамической характеристике суа (а, со*, ю2) заметно возрастают. Данное явление имеет место в случае выхода модели самолета при динамических испытаниях на углы атаки, соответствующие режиму неустойчивого срывного обтекания (а>он) при статических испытаниях. + “ТТ- [“*’+ т* )

В расчетах были использованы зависимости: гпг(а), полученная при статических испытаниях (сог = 0), и комбинация нестационарных

аэродинамических характеристик т™г (я) т\ (а), определенная экспериментально методом малых вынужденных гармонических колебаний. Получение нестационарных характеристик и переходных процессов проводилось для одной и той же модели при числах

Б’є — 1,9-10® и БЬ = -гг—0,08, где ш — круговая частота вынуж-

00

денных колебаний модели.

На рис. 5 дано сопоставление экспериментальных (сплошные кривые) и расчетных (штриховые кривые) зависимостей кинематических

=*~20фа2

параметров переходного процесса при свободных колебаниях а(/), шг(/). Видно, что при одинаковых начальных условиях в полученном экспериментальным путем переходном процессе достигается максимальная величина угла атаки атах = 30°, а в расчетном —27°. Исходя из этого, можно предположить, что при динамическом эксперименте в интервале углов атаки а = 21°-*-30° реализуются меньшие (по абсолютной д величине) значения коэффициента продольного момента, чем при статических испытаниях.

Для проверки этого предположения была проведена идентификация продольного момента путем обработки процессов изменения угла атаки и угловой скорости тангажа, полученных в результате свободных колебаний модели самолета в аэродинамической трубе. При идентификации зависимость rnza (а,’©*, ш2) задавалась в виде отрезка полинома по углу атаки а и угловой скорости сог, а оценка коэффициентов этого полинома осуществлялась методом двойного осреднения. Результаты расчетов показали, что позиционный момент (т. е. момент, обусловленный только углом атаки), реализуемый при возмущенном свободном продольном движении, начиная с углов атаки и ‘ 18°, заметно отличается от момента, полученного в результате статических испытаний.) и сoz(t), полученных с использованием этого момента и коэффициента демпфирования, определенного в результате аэродинамического эксперимента методом малых вынужденных гармонических колебаний, показало, что максимальные значения углов атаки при их возрастании практически совпадают. Однако при обратном движении модели самолета (уменьшение а) сохраняется расхождение между экспериментальной и расчетной зависимостями а (0- Согласование может быть улучшено, если в интервале а = 20°-ь30° в зависимости идентифицированного позиционного момента учесть наличие гистерезисной петли. В этом случае расчетные и экспериментальные зависимости a (t) и сог(0 удовлетворительно согласуются между собой (см. рис. 5 — крестики),

Таким образом, проведенные исследования показывают, что при выходе самолета с треугольным крылом на большие углы атаки происходит существенная трансформация аэродинамических характеристик, причем в зависимостях подъемной силы и продольного момента от угла атаки возникают гистерезисные петли, наличие которых должно учитываться при анализе динамики возмущенного движения.

ЛИТЕРАТУРА

1. Нейланд В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 1.

2. Отрывное обтекание тонких крыльев несжимаемой жидкостью/Сб. статей под ред. С. М. Белоцерковского. — Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.

3. Ч ж е н П. Управление отрывом потока, — М.: Мир, 1979.

4. Р а г к е г A. G. Measurements on delta wing in insteady flow. —

J. Aircraft, 1977, vol. 14, N 6.

5. Апаринов В. В., Павлов А. А., Столяров Г. И,. Храброе А. Н. Исследование вихревой структуры крыла сложной формы в плане и ее устойчивости при стационарном обтекании. — Труды ЦАГИ,

1982, вып. 2174.

6. Белоцерковский С. М., Скрипач Б. К., Табачников В. Г. Крыло в стационарном потоке газа.—М.: Наука, 1971.

Рукопись поступила 6/VIII 1981 г.

Наука вокруг нас. Физика в авиации. -Наука вокруг нас. Физика в авиации.

4878 просмотров Добавлено: 22 августа 2019 11:01 Обновлено: 2 апреля 2022 23:55

Подъёмная сила 

На данный момент создано множество различных летательных аппаратов: самолеты, воздушные шары, планеры, аэропланы и др. Но условие для осуществления полета любых летательных аппаратов общее — они должны преодолевать силу земного притяжения, т.е. в процессе полета создавать подъемную силу, превышающую силу притяжения Земли. 

Всего существует 3 основных принципа создания подъёмной силы: реактивный, аэростатический и аэродинамический. Последний принцип является самым распространённым. Он характерен для летательных аппаратов тяжелее воздуха, а именно для самолётов различного типа. Его суть в том, что подъемная сила создается несущими поверхностями, в основном крылом, при перемещении самолета относительно воздуха в результате работы двигательной установки. 

Исторический факт: 

В 1505 году великий Леонардо да Винчи писал: «… когда птица находится в ветре, она может держаться в нём без взмахов крыльями, ибо ту же роль, которую при неподвижном воздухе крыло выполняет в отношении воздуха, выполняет движущийся воздух в отношении крыльев при неподвижных крыльях». 

Из этой идеи следует: чтобы полететь, не нужно размахивать крыльями, нужно заставить их двигаться относительно воздуха. Для этого крылу с помощью двигательной установки сообщают горизонтальную скорость, благодаря которой крыло и воздух начнут взаимодействовать с образованием подъёмной силы. 

Тем не менее, величина подъёмной силы зависит не только от взаимодействия между крылом и воздухом. Она также зависит от угла, под которым воздух дует на крыло. Этот угол называется углом атаки и чем он больше, тем больше подъёмная сила. Однако, если на плоскую пластину под небольшим углом действует набегающий поток воздуха, то помимо подъёмной силы, старающейся поднять пластину, возникает сила сопротивления, пытающаяся «сдуть» её назад. 

Рис. 1 Подъемная сила

Получается, что чем больше угол атаки, тем больше и подъёмная сила, и сила сопротивления. Так каким же должен быть угол атаки, чтобы эти силы находились в эффективном балансе? Ещё в 80-х годах XIX века учёные выяснили, что оптимальный угол атаки для плоского крыла лежит в пределах от 2 до 9 градусов. Если угол сделать меньше, то подъёмной силы будет недостаточно для совершения полёта, а если больше, то сопротивление будет настолько большим, что крыло будет выполнять роль паруса. 

Также большое значение для величины подъёмной силы имеет форма крыла. Ещё очень давно люди заметили, что у птиц крылья не плоские, а в тех же 1880-х годах английский физик Горацио Филлипс провёл эксперименты в аэродинамической трубе и доказал, что аэродинамическое качество выпуклой пластины значительно больше, чем плоской. Почему же так происходит? Представьте, что вам удалось сделать крыло, у которого нижняя поверхность плоская, а верхняя — выпуклая. Поток воздуха, набегающий на переднюю кромку крыла, делится на две части: одна обтекает крыло снизу, другая — сверху. Обратите внимание, что сверху воздуху приходится пройти путь несколько больший, чем снизу, следовательно, сверху скорость воздуха будет тоже чуть больше, чем снизу. Однако, согласно закону Бернулли давление газа, протекающего по поверхности, выше там, где скорость его движения меньше, и наоборот: там, где скорость больше, давление меньше. Следовательно, давление воздуха под крылом оказывается выше, чем над ним, что и влечет появление подъёмной силы. 

Рис. 2 Подъемная сила

Вывод: 

Подъёмная сила – это сила, возникающая при перемещении несущей поверхности относительно воздуха и направленная на преодоление силы притяжения, а также зависящая от формы крыла и его угла атаки. Она является неотъемлемой частью современной авиации, так как без неё ни один авиатранспорт не сможет взлететь, не говоря о совершении авиаперелётов. 

Конденсация 

Конденсация паров — переход вещества в жидкое или твёрдое состояние из газообразного. В авиации это физическое явление больше известно, как конденсационный след или эффект Прандтля-Глоерта. 

Рис. 3 Конденсация

Эффект Прандтля – Глоерта — явление, заключающееся в конденсации атмосферной влаги позади объекта, движущегося на околозвуковых скоростях. Чаще всего наблюдается у самолётов. Эффект назван в честь немецкого физика Людвига Прандтля и английского физика Германна Глоерта. Существует распространённое заблуждение, что возникновение облака из-за эффекта Прандтля-Глоерта означает, что именно в этот момент самолёт преодолевает «звуковой барьер». На самом деле, проявление этого эффекта зависит не только от скорости самолёта, но и от температуры и влажности воздуха. В условиях нормальной или слегка повышенной влажности облако образуется только при скоростях, близких к скорости звука. В условиях очень высокой влажности эффект можно наблюдать и на намного более низких скоростях. 

Сама конденсация происходит только при условии, что количество водяного пара превышает то количество, которое необходимо для насыщения. Эти условия определяются точкой росы – температурой, при которой водяной пар, содержащийся в воздухе, достигает насыщения при данной удельной влажности и постоянном давлении. Степень насыщения характеризуется относительной влажностью – процентным отношением количества водяного пара, содержащегося в воздухе, к количеству, которое требуется для насыщения. Кроме этих условий, необходимо еще и наличие центров конденсации. 

Интересный факт: 

При температуре до −30… −40 °C водяной пар при конденсации переходит в жидкую фазу, при температуре ниже −30… −40 °C водяной пар превращается сразу в ледяные кристаллы, минуя жидкую фазу. 

Существуют две основные причины возникновения условий для конденсации и появления следа. Первая — повышение влажности воздуха, когда к атмосферному водяному пару добавляется водяной пар, содержащийся в отработанных газах авиационного двигателя в результате сгорания топлива. Это повышает точку росы в ограниченном объеме воздуха, за двигателями. Если точка росы становится выше температуры окружающего воздуха, то по мере остывания отработанных газов избыточный водяной пар конденсируется. Количество водяного пара, выбрасываемого двигателем, зависит от его мощности и режима работы. Вторая причина — понижение температуры воздуха в результате падения его давления над крылом и внутри вихрей, возникающих при обтекании различных частей самолета. Наиболее интенсивные вихри образуются на краях крыла и выпущенных закрылков. Если при этом температура опускается ниже точки росы — избыток атмосферного водяного пара конденсируется в области над крылом и внутри вихрей. Степень понижения давления и температуры зависят от таких параметров, как масса летательного аппарата, коэффициент подъемной силы, величина индуктивного сопротивления и др. Часто наблюдаются следы, образованные в результате комбинации этих двух причин. Образованию конденсационного следа также способствуют центры конденсации в виде частиц не сгоревшего или не полностью сгоревшего топлива. 

Таким образом, возможность появления, вид, и время существования конденсационного следа зависят от влажности и температуры атмосферного воздуха. При низкой влажности и относительно высокой температуре след может отсутствовать вовсе, так как при таких условиях водяной пар не достигает состояния перенасыщения. Чем выше влажность и ниже температура, тем больше водяного пара конденсируется, и тем медленнее происходит испарение, следовательно — след насыщеннее и длиннее. А при относительной влажности, близкой к 100% и низкой температуре, конденсируется наибольшее количество водяного пара, а поскольку высокая влажность препятствует испарению частиц следа, то это влечет образование конденсационных следов, которые могут существовать в течении большого отрезка времени, нередко превращаясь в перистые или перисто-кучевые облака. 

Вывод: 

В современной авиации явление конденсации является едва ли не самым распространённым, потому что большинство самолётов совершают полёты на скоростях, близких к сверхзвуковым. Единственное, что требуется для появления конденсационного следа – это подходящие погодные и климатические условия. 

Кристаллизация 

Кристаллизация — процесс образования кристаллов из газов, растворов, расплавов или стёкол. Кристаллизацией называют также образование кристаллов с данной структурой из кристаллов иной структуры. Кристаллизация начинается при достижении некоторого предельного условия, например, переохлаждения жидкости или перенасыщения пара, когда практически мгновенно возникает множество мелких кристалликов — центров кристаллизации. Кристаллики растут, присоединяя атомы или молекулы из жидкости или пара.

В авиации явление кристаллизации наиболее ярко представлено таким процессом, как обледенение. Обледенение — отложение льда на обтекаемых частях самолета, силовых установках и внешних деталях его специального оборудования при полете в воздухе, содержащем переохлажденные капли воды. 

Всего существует 3 вида обледенения: 

Первый тип — это так называемое сублимационное обледенение. В этом случае происходит превращения водяных паров в лёд на поверхности обшивки летательного аппарата, минуя жидкую фазу. Обычно это происходит, когда воздушные массы, насыщенные влагой, контактируют с сильно охлажденными поверхностями. Это, например, возможно, если на поверхности уже имеется лед, либо, если самолет быстро теряет высоту, перемещаясь из более холодных верхних слоев атмосферы в более нагретые нижние, сохраняя тем самым низкую температуру обшивки. Образовавшиеся в этом случае кристаллы льда непрочно держатся на поверхности и быстро сдуваются набегающим потоком. 

Второй тип — так называемое сухое обледенение. Это оседание уже готового льда, снега или града при пролете самолета через кристаллические облака, которые охлаждены настолько, что влага в них содержится в замороженном или кристаллическом виде. Такой лед обычно на поверхности не удерживается, а сразу сдувается и не приносит вреда. 

Третий тип — обледенение, при котором капли воды замерзают непосредственно на обшивке летательного аппарата. Этот вид наиболее часто встречается, и, сам по себе, наиболее опасен для эксплуатации летательных аппаратов. 

Рис. 4 Кристаллизация

Однако, для того, чтобы вода все-таки замерзла, то есть кристаллизовалась, кроме необходимой температуры нужна дополнительная энергия для формирования центров кристаллизации. Эта энергия берется за счет дополнительного охлаждения воды, иначе говоря ее переохлаждения. То есть вода уже становится переохлажденной с температурой ощутимо ниже нуля. Теперь образование центров кристаллизации и, в конечном итоге, превращение ее в лед, может произойти либо самопроизвольно, либо при наличии в воде примесей, либо при каком-нибудь внешнем воздействии, например, сотрясении.

Вывод: 

Несмотря на огромный скачок в развитии авиации явление кристаллизации, а именно обледенение, все ещё представляет опасность для самолётов, ведь зачастую лёд может образовываться на механизмах, поломка которых может привести к крушению самолёта.

Аэродинамические характеристики крыла


 

 

 

Похожие материалы  «Подъемная сила крыла» а так же, что такое «САХ» и как найти «центр тяжести».

 

      ВСЯКАЯ несущая поверхность, помимо сопротивления, создает еще подъемную силу, обеспечивающую полет летательного аппарата. Единый поток перед крылом разделяется на два неодинаковых потока (рис. 1,а). В верхнем потоке струйки как бы сжимаются, скорость их увеличивается, в нижнем же потоке, наоборот, струйки расширяются и скорость их уменьшается. По закону Бернулли, чем выше скорость, тем меньше давление в струе. Следовательно, над крылом образуется область, давление в которой ниже, чем под крылом.

       В зависимости от скорости распределяется и давление по крылу (рис. 1,б). Каждый вектор давления на диаграммах представляет собой силу, которая действует на единицу площади поверхности крыла. Если все эти силы сложить, то получим полную аэродинамическую силу, воздействующую на крыло. Исключением в этом случае будут силы трения, которые по диаграмме распределения давления определить нельзя, так как они направлены по касательной к профилю.

       Проекция полной аэродинамической силы на ось, перпендикулярную направлению потока, называется подъемной силой (рис. 2,а). Полную аэродинамическую силу R можно разложить на подъемную силу Y и силу лобового сопротивления X (рис. 2,б.)

 

 

 

     Подъемная сила крыла зависит от его геометрических размеров, положения относительно потока, скорости полета модели, плотности воздуха и несущей способности профиля крыла. Эту зависимость принято записывать в виде формулы:

где Cy — коэффициент подъемной силы крыла, учитывающий несущую способность профиля.

       Этот коэффициент зависит от формы профиля и угла атаки α — угла между скоростью набегающего воздушного потока и хордой профиля (рис. 2в). Хорда профиля — это условная прямая линия, применяемая для построения профиля, проходящая, как правило, через носик и хвостовик профиля.

      Кроме сопротивления трения и формы, в коэффициент Cx входит еще один третий вид сопротивления — индуктивное. Дело в том, что крыло отбрасывает набегающий на него поток воздуха вниз со скоростью Vcp (рис. 7) так, что в итоге он направлен не по скорости v, a по скорости v1. Это явление называется скосом потока. Угол отклонения потока ∆α называется углом скоса потока. Сложив геометрически скорости V и Vcp. получают действительное направление и величину скорости потока v1, обтекающего крыло. Изменение направления скорости вызывает, естественно, и изменение угла атаки

       Благодаря скосу потока истинный угол атаки меньше геометрического. Угол скоса потока определяется по формуле

где  λ — удлинение крыла.

       Удлинение крыла λ определяется как отношение квадрата размаха крыла L к площади крыла Sкр

         Размах крыла L определяется как расстояние между двумя плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

       Подъемная сила всегда направлена перпендикулярно к потоку, обтекающему крыло. Благодаря скосу потока подъемная сила отклонится назад на угол ∆α и будет перпендикулярна новому направлению скорости V1

       Эта подъемная сила называется истинной. Ее можно разложить на две составляющие: перпендикулярную к направлению скорости полета V и параллельную направлению скорости. Эта составляющая, существование которой возможно только при наличии подъемной силы, направлена всегда против движения крыла.

        Коэффициент индуктивного сопротивления определяют по формуле

      Угол скоса потока и индуктивное сопротивление зависят от формы профиля крыла, удлинения и от угла атаки.

      Таким образом, полное лобовое сопротивление крыла конечного размаха состоит из сопротивления формы, сопротивления трения и индуктивного сопротивления (рис. 2в). Соответственно, коэффициент сопротивления крыла выражается формулой

      Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления. Условились считать, что центр давления лежит на хорде крыла. Если характер обтекания правой и левой половины крыла одинаков, центр давления всего крыла лежит в плоскости симметрии. Нарушение геометрической и аэродинамической симметрии крыла вызовет смещение центра давления.

 

    Положение центра давления на хорде зависит от угла атаки и оказывается различным у профилей разной формы. Характер перемещения центра давления вдоль хорды при изменении угла атаки зависит от формы профиля.

       В этом отношении профили делятся на три категории. У несимметричных 1,2 и вогнуто-выпуклых 3,4 профилей (рис. 4), у которых средняя линия вогнута, центр давления при увеличении угла атаки перемещается вперед и наиболее переднее положение занимает при α, близких к αкр, В этом случае центр давления находится примерно на расстоянии 25—35% хорды от носика профиля. При уменьшении угла атаки он перемещается назад и при углах атаки, на которых Су становится близким к Су = 0, уходит за пределы крыла.

 

        У симметричных профилей 4, имеющих прямую среднюю линию, центр давления в пределах значительного диапазона углов атаки занимает постоянное положение и находится примерно на расстоянии 25% длины хорды от носика. При углах атаки больших критического, центр давления у них резко уходит назад.

          У S-образных профилей 6 отогнута вверх задняя кромка. Если хвостик профиля отогнут мало, то перемещение центра давления такое же, как и у профилей первой категории. Бели хвостик отогнут больше, то профиль будет иметь постоянный центр давления. Если же его отогнуть еще больше, то центр давления при увеличении угла атаки отходит назад.

         Перемещение центра давления вызывает изменение момента равнодействующей воздушных сил относительно центра тяжести модели. Для того, чтобы судить об устойчивости крыла данного профиля, необходимо знать, как меняется момент воздушных сил, действующих на крыло, с изменением угла атаки.

 

        На рис. 10 изображен профиль крыла модели. Так как при предварительных расчетах конструкция модели еще неизвестна, и, следовательно, неизвестно положение ее центра тяжести, вращение крыла рассматривают не относительно центра тяжести, а относительно точки А, находящейся на носике профиля. Силу R раскладывают не на Y и X, как это делалось раньше, а на силы Rnи Rt.

       Сила Rn мало отличается от Y, поэтому с небольшой ошибкой можно допустить, что Rn = Y. Момент силы Rn относительно точки А равен

где Хс— расстояние от центра давления до точки А.

     Так как положение центра давления при разных углах атаки неизвестно, то считают, что крыло вращается силой Rm. приложенной на задней кромке профиля. Для этого необходимо, чтобы

       Это равенство может сохраняться при разных углах атаки, так как изменение Y и Хс может соответствовать изменению Rmпри постоянном плече b. Величину Rmопределяют в аэродинамической трубе из условия равновесия относительно опоры весов. При этом замеряют силу Rm при разных углах атаки. Зная момент, нетрудно подсчитать и коэффициент CmA в формуле

      Зависимость коэффициента CmA от угла атаки α  представлена на рис. 6.

 

      Значение коэффициентов Сх и Су для различных углов атаки — на рис. 3. Значения коэффициентов Су для различных профилей — на рис. 5. Кривая Су по α для симметричного профиля проходит через начало координат. С увеличением вогнутости профиля кривая зависимости Су по α смещается вверх.

        Объединенный график зависимости Су от Сх при различных α называется полярой (рис. 8). Имея поляру, можно определить ряд величин, которые характеризуют крыло. Если провести касательную к поляре, параллельную оси Сх, то в точке касания получают угол атаки, соответствующий Су max (рис. 8). Этот угол называется критическим углом атаки «Крит- При увеличении угла атаки сверх критического нарушается обтекание крыла и подъемная сила уменьшается.

Как видно из поляры, при увеличении угла атаки до α крит , подъемная сила и сопротивление увеличиваются. На больших углах атаки крыло работает в невыгодных условиях вследствие нарушения обтекания.

     Наивыгоднейшим называется такой угол атаки, при котором отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления наибольшее. Чтобы найти этот угол, нужно из начала координат провести касательную к поляре.

 

 

     Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению называют аэродинамическим качеством крыла.

     При полете на угле атаки, имеющем Кmaxмодель проходит наибольшее расстояние. Для того, чтобы модель продержалась наибольшее время в воздухе, необходимо, чтобы угол   атаки был равен экономическому углу.

       Угол атаки нулевой подъемной силы α0 лежит на пересечении поляры с осью Сх. При этом угле атаки Су = 0.

         Угол атаки, при котором Сх  имеет наименьшее значение Сх min находится в точке касания линии к поляре, проведенной параллельно оси Су.

     Значения коэффициентов Сх и Су при каком-либо значении угла атаки зависит от числа Re (рис. 9). При Re<Reкpобтекание профиля ламинарное. Обычно отрыв ламинарного пограничного слоя происходит сразу же за максимально высокой точкой профиля на данном угле атаки, а точнее, за точкой минимума давления, в месте начала повышения давления. С ростом угла атаки точка отрыва ламинарного пограничного слоя перемещается вперед.

      Застойная зона как бы исключает из работы большую часть верхней поверхности крыла. В результате подъемная сила профиля падает, а перераспределение давлений по верхней поверхности приводит к существенному изменению Су и значительному росту Сх.

При Re>Reкpит обтекание профиля потоком турбулентное. Благодаря перемешиванию относительная скорость и кинетическая энергия частиц воздуха вблизи профиля более высокая, чем у ламинарного пограничного слоя, и турбулентный пограничный слой может преодолевать повышенное давление на значительном участке задней поверхности профиля. Точка отрыва турбулентного пограничного слоя лежит вблизи задней кромки и тем ближе к ней, чем меньше перепад давления между соседними точками профиля и чем большую скорость имеет внешний поток. Это приводит к росту Су и уменьшению Сх.


 

Н. ЛЯШЕНКО, руководитель заводского клуба юных техников Харьков

Журнал Крылья Родины

 

 

ПОДЪЁМНАЯ СИЛА • Большая российская энциклопедия

  • В книжной версии

    Том 26. Москва, 2014, стр. 573

  • Скопировать библиографическую ссылку:


Авторы: Г. А. Тирский

Рис. 1. Силы, действующие на крыло: R – полная аэродинамическая сила,Y – подъёмная сила, X – сила лобового сопротивления; l – длина хорды крыла, α – угол атаки, v∞  – скорость набегающего потока.

ПОДЪЁМНАЯ СИ́ЛА, од­на из со­став­ляю­щих пол­ной аэ­ро­ди­на­мич. си­лы, дей­ст­вую­щей на те­ло, дви­жу­щее­ся в га­зе или жид­ко­сти; на­прав­ле­на пер­пен­ди­ку­ляр­но век­то­ру ско­ро­сти те­ла (рис. 1). Дей­ст­ву­ет на кры­ло и фю­зе­ляж ле­тя­ще­го са­мо­лё­та, глис­си­рую­ще­го по во­де суд­на и др. Вы­зва­на на­ло­же­ни­ем на на­бе­гаю­щий по­тен­ци­аль­ный (без­вих­ре­вой) по­ток (рис. 2, а) цир­ку­ля­ци­он­но­го по­то­ка (рис. 2, б), воз­ни­каю­ще­го во­круг об­те­кае­мо­го про­фи­ля (напр., кры­ла). Вслед­ст­вие та­ко­го на­ло­же­ния (рис. 2, в) на верх­ней сто­ро­не кры­ла ско­рость по­то­ка уве­ли­чи­ва­ет­ся, а на ниж­ней – умень­ша­ет­ся. Из Бер­нул­ли урав­не­ния сле­ду­ет, что дав­ле­ние над кры­лом умень­ша­ет­ся, а под кры­лом – уве­ли­чи­ва­ет­ся, т. е. воз­ни­ка­ет си­ла, дей­ст­вую­щая на кры­ло сни­зу вверх, – подъ­ём­ная си­ла.

Рис. 2. Образование подъёмной силы: а – безвихревой поток; б – циркуляция вокруг крыла; в – наложение циркуляции на безвихревой поток; Y – подъёмная сила, Γ – цирку…

В 1904 Н. Е. Жу­ков­ский и позд­нее нем. ма­те­ма­тик В. Кут­та тео­ре­тически по­лу­чи­ли вы­ра­же­ние для П. с. $Y$ кры­ла, об­те­кае­мо­го по­тен­ци­аль­ным по­то­ком иде­аль­ной не­сжи­мае­мой жид­ко­сти: $Y=ρv_∞Γ$, где $ρ$ – плот­ность жид­ко­сти, $v_∞$ – ско­рость на­бе­гаю­ще­го по­то­ка, $Γ$ – ска­ляр­ная ве­ли­чи­на, опи­сы­ваю­щая цир­ку­ля­цию по­то­ка во­круг кры­ла. Эта фор­му­ла на­зы­ва­ет­ся фор­му­лой Жу­ков­ско­го или Жу­ков­ско­го – Кут­ты. При­чи­ной воз­ник­но­ве­ния цир­ку­ля­ции яв­ля­ет­ся об­ра­зо­ва­ние по­верх­но­сти раз­де­ла ме­ж­ду по­то­ка­ми, сте­каю­щи­ми с верх­ней и ниж­ней по­верх­но­стей кры­ла. Вслед­ст­вие осо­бой фор­мы кры­ла эти по­то­ки име­ют раз­ные ско­ро­сти, по­это­му по­верх­ность раз­де­ла пре­в­ра­ща­ет­ся в вихрь (цир­ку­ля­цию), ко­то­рый от­ры­ва­ет­ся и уно­сит­ся вме­сте с по­то­ком.2_{\infty}$, где $S$ – ха­рак­тер­ная ве­ли­чи­на пло­ща­ди те­ла (напр., пло­щадь кры­ла в пла­не), $C_y$ – без­раз­мер­ный ко­эф. П. с. Эта фор­му­ла при­ме­ни­ма при об­те­ка­нии про­из­воль­ных тел как вяз­кой, так и не­вяз­кой жид­ко­стью, а так­же га­зом. Ко­эф. $C_y$ в об­щем слу­чае за­ви­сит от Рей­нольд­са чис­ла, Ма­ха чис­ла $M_∞$, уг­ла ата­ки $α$, уг­ла стре­ловид­но­сти, фор­мы кры­ла. Ко­эф. $C_y$ оп­ре­де­ля­ет­ся экс­пе­ри­мен­таль­но или чис­лен­ным ре­ше­ни­ем за­дач об­те­ка­ния. Со­глас­но тео­рии Жу­ков­ско­го, для кры­ла в плос­ко­па­рал­лель­ном по­то­ке $C_y=2m(α-α_0)$, где $α_0$ – угол ата­ки, при ко­то­ром П. с. рав­на ну­лю, $m$ – ко­эф., за­ви­ся­щий толь­ко от фор­мы про­фи­ля кры­ла (напр., для тон­кой изо­гну­той пла­сти­ны $m=π$). Учёт вяз­ко­сти жид­ко­сти умень­ша­ет мно­жи­тель $m$ и, со­от­вет­ст­вен­но, П. с. Это свя­за­но с по­яв­ле­ни­ем в вяз­кой жид­ко­сти по­гра­нич­но­го слоя, вслед­ст­вие че­го про­ис­хо­дит от­рыв по­то­ка, на про­фи­ле об­ра­зу­ет­ся об­ласть воз­врат­но­го те­че­ния с поч­ти по­сто­ян­ным дав­ле­ни­ем, что при­во­дит к умень­ше­нию П. с. При уве­ли­че­нии уг­ла ата­ки за­ви­си­мость $C_y(α)$ пе­ре­ста­ёт быть ли­ней­ной. При уг­ле ата­ки, на­зы­вае­мом кри­ти­че­ским, зна­че­ние $C_y$ дос­ти­га­ет мак­си­му­ма (и умень­ша­ет­ся при даль­ней­шем рос­те $α$). Ве­ли­чи­на макс. зна­че­ния $C_y$ иг­ра­ет важ­ную роль в аэ­ро­ди­на­ми­ке: чем она боль­ше, тем мень­ше ско­рость взлё­та и по­сад­ки са­мо­лё­та. При боль­ших ско­ро­стях ста­но­вит­ся су­ще­ст­вен­ной сжи­мае­мость га­за.

При сверх­зву­ко­вых ско­ро­стях ха­рак­тер об­те­ка­ния тел су­ще­ст­вен­но ме­ня­ет­ся. Так, при об­те­ка­нии пло­ской пла­сти­ны иде­аль­ным га­зом у пе­ред­ней кром­ки свер­ху об­ра­зу­ет­ся т. н. ве­ер раз­ре­же­ния с умень­ше­ни­ем дав­ле­ния за ним, а сни­зу – удар­ная вол­на с по­вы­ше­ни­ем дав­ле­ния за ней. В ре­зуль­та­те дав­ле­ние на ниж­ней по­верх­но­сти пла­сти­ны $p_н$ ста­но­вит­ся боль­ше, чем на верх­ней $p_в$, т. е. воз­ни­ка­ет П. с. Для чи­сел Ма­ха, не­зна­чи­тель­но пре­вы­шаю­щих 1, и ма­лых $α$ ко­эф. П. с.2_{\infty}-1}$. Эта фор­му­ла спра­вед­ли­ва для тон­ких про­фи­лей про­из­воль­ной фор­мы с ост­рой пе­ред­ней кром­кой. Раз­ра­бо­та­ны чис­лен­ные ме­то­ды ре­ше­ния за­дач сверх­зву­ко­во­го об­те­ка­ния тел про­из­воль­ной фор­мы как в рам­ках ре­ше­ния урав­не­ний Эй­ле­ра (иде­аль­ный газ), так и в рам­ках ре­ше­ния урав­не­ний На­вье – Сто­кса и Рей­нольд­са с учё­том фи­зи­ко-хи­мич. свойств га­за.

Важ­ной ха­рак­те­ри­сти­кой кры­ла, при­ме­няе­мой для рас­чё­та П. с., яв­ля­ет­ся т. н. по­ля­ра кры­ла – гра­фик за­ви­си­мо­сти пол­ной аэ­ро­ди­на­мич. си­лы от уг­ла ата­ки. Точ­ки на по­ля­ре да­ют зна­че­ния ко­эф. $C_y$ и ко­эф. со­про­тив­ле­ния $C_x$, от­ве­чаю­щих од­но­му и то­му же уг­лу ата­ки. От­но­ше­ние $K=C_y/C_x$ на­зы­ва­ет­ся аэ­ро­ди­на­мич. ка­че­ст­вом кры­ла. Эта ве­ли­чи­на яв­ля­ет­ся од­ной из осн. ха­рак­те­ри­стик, оп­ре­де­ляю­щих со­вер­шен­ст­во са­мо­лё­та. Так, кры­лья аль­бат­ро­са (раз­мах ко­то­рых дос­ти­га­ет 4 м, а раз­ви­вае­мая пти­цей ско­рость – 110 км/ч) име­ют ко­эф. ка­че­ст­ва 20. Эту ве­ли­чи­ну авиа­кон­ст­рук­то­рам уда­лось пре­взой­ти лишь при соз­да­нии пла­нё­ров и вы­сот­ных (во­ен­ных, спор­тив­ных) са­мо­лё­тов.

П. с. кры­ла ко­неч­но­го раз­ма­ха име­ет свои ка­че­ст­вен­ные осо­бен­но­сти: те­че­ние око­ло та­ко­го кры­ла ин­тер­пре­ти­ру­ет­ся как при­сое­ди­нён­ная вих­ре­вая нить, ко­то­рая на кон­цах кры­ла схо­дит и об­ра­зу­ет в сле­де за кры­лом два ко­неч­ных (по­гра­нич­ных) вих­ря, ко­то­рые со­еди­ня­ют­ся с на­чаль­ным вих­рем, ухо­дя­щим в бес­ко­неч­ность, об­ра­зуя под­ко­во­об­раз­ный вихрь. Эти вих­ри вы­зы­ва­ют по­яв­ле­ние ин­ду­ци­ро­ван­ной ком­по­нен­ты ско­ро­сти за кры­лом, на­прав­лен­ной вниз по по­току. Л. Прандтль ис­поль­зо­вал схе­му под­ко­во­об­раз­но­го кры­ла для рас­чё­та ин­ду­ци­ро­ван­ной П. с. с учё­том рас­пре­де­ле­ния цир­ку­ля­ций $Γ(y)$ по кры­лу ко­неч­но­го раз­ма­ха (т. н. пе­ре­мен­ная цир­ку­ля­ция). Ве­ли­чи­на $Γ(y)$ на­хо­дит­ся из ре­ше­ния осн. ин­тег­ро-диф­фе­рен­ци­аль­но­го урав­не­ния тео­рии кры­ла Пран­дт­ля и за­тем П.{L/2}Γ(y)dy$, где $L$ – раз­мах кры­ла.

Угол атаки самолета — определение.

В прямолинейном горизонтальном полёте угол атаки самолета при увеличении скорости растёт, добавляя летательному аппарату подъёмную силу, которую создаёт крыло. Однако растёт и индуктивное сопротивление. Угол атаки самолета обозначается греческой буквой «альфа» и означает тот угол, который расположен между хордой крыла и направлением скорости потока воздуха.

Крыло и поток

Сколько существует на свете авиация, столько и грозит летательным аппаратам одна из самых частых и страшных опасностей — сваливание в штопор, потому что угол атаки самолета становится выше критической величины. Тогда плавность обтекания потоком воздуха крыла нарушается, а подъёмная сила резко уменьшается. Срыв обычно происходит на одном крыле, поскольку обтекание почти никогда не бывает симметричным. Именно на это крыло самолёт и сваливается, и хорошо, если сваливание не перейдёт в штопор.

Отчего происходят такие ситуации, когда угол атаки самолета возрастает до своего критического значения? Либо была потеряна скорость, либо маневрирование слишком сильно перегрузило летательный аппарат. Ещё такое может произойти, если высота слишком велика и приблизилась к «потолку» возможностей. Чаще всего последнее происходит при обходе сверху грозовой облачности. Скоростной напор на больших высотах невелик, судно становится всё более неустойчивым, и критический угол атаки самолета может увеличиваться самопроизвольно.

Авиация военная и гражданская

Описанная выше ситуация очень хорошо знакома лётчикам манёвренных самолётов, особенно истребителей, которые имеют теоретические знания и достаточный опыт, чтобы выходить из любой ситуации подобного плана. Но суть этого явления — чисто физическая, и потому оно свойственно всем летательным аппаратам, всех типов, всех размеров и любого предназначения. Пассажирские воздушные суда на предельно малых скоростях не летают, и энергичные манёвры для них тоже не предусмотрены. Гражданские лётчики чаще всего и не справляются с ситуацией, когда угол атаки крыла самолета становится критическим.

Считается необычной ситуацией, если пассажирское судно вдруг теряет скорость, более того, многие считают, что это, вообще, исключено. Но нет. И отечественная, и зарубежная практика показывает, что такое происходит даже не очень редко, когда сваливание заканчивается катастрофой и гибелью многих людей. Гражданских лётчиков не слишком хорошо готовят для преодоления такого положения летательного аппарата. А ведь переход в штопор можно предотвратить, если угол атаки самолета при взлете не становится критическим. На малой высоте сделать практически ничего невозможно.

Примеры

Так случилось в катастрофах, произошедших с самолётами ТУ-154 в разное время. Например, в Казахстане, когда судно снижалось в режиме срыва, лётчик не переставал тянуть штурвал на себя, пытаясь прекратить снижение. А судну надо было дать обратное! Опустить нос, чтобы набрать скорость. Но до самого падения на землю лётчик этого так и не понял. Примерно то же самое происходило и под Иркутском, и под Донецком. Также А-310 неподалёку от Кременчуга пытался набрать высоту, когда надо было набирать скорость и всё время наблюдать датчик угла атаки в самолете.

Подъёмная сила образуется в результате увеличения скорости потока, который обтекает крыло сверху по сравнению со скоростью потока под крылом. Чем большую скорость набрал поток, тем меньше давление в нём. Разность давления на крыле и под крылом — вот она, подъёмная сила. Угол атаки самолета — это показатель нормального полёта.

Что нужно делать

Если судно вдруг идёт в крен направо, лётчик отклоняет штурвал влево, против крена. При этом элерон на консоли крыла отклоняется вниз и увеличивает угол атаки, тормозя струю воздуха и повышая давление. В это же время сверху на крыле поток ускоряется и понижает давление на крыло. А на правом крыле в тот же самый момент происходит обратное действие. Элерон — вверх, уменьшается угол атаки и подъёмная сила. И судно из крена выходит.

Но если угол атаки самолета (при посадке, например) близок к критическому, то есть слишком велик, элерон вниз отклонять нельзя, тогда плавность воздушной струи нарушается, начиная завихряться. И вот это уже срыв потока, резко убирающий скорость течения воздуха и так же резко повышающий давление на крыло. Подъёмная сила быстро сходит на нет, в то время как на другом крыле всё нормально. Разность подъёмной силы крен только увеличивает. А лётчик-то хотел как лучше… Но судно начинает снижаться, уходить во вращение, в штопор и падение.

Как поступить

Про угол атаки самолета «для чайников» рассказывают многие практикующие лётчики, даже Микоян об этом много писал. В принципе, тут всё просто: полной симметрии в воздушном потоке практически не бывает, а потому даже без крена может случиться срыв потока воздуха, и тоже только на одном крыле. Люди, весьма далёкие от пилотирования, но знающие законы физики, смогут сообразить, что это угол атаки самолета стал критическим.

Вывод

Теперь легко сделать простой и фундаментальный вывод: если угол атаки велик на малой скорости, нельзя, категорически нельзя противодействовать крену элеронами. Он убирается рулём поворота (педалями). В противном случае легко спровоцировать штопор. Если сваливание всё же произошло, выводить из этой ситуации судно умеют лишь военные лётчики, гражданских такому не учат, они летают по очень строгим ограничительным правилам.

А нужно учить! После авиакатастроф всегда тщательно анализируются записи разговоров из «чёрных ящиков». И ни разу в кабине разбившегося в штопоре самолёта не звучало «Штурвал от себя!», хотя это единственная возможность спасения. И «Нога против крена!» не звучало тоже. Лётчики гражданской авиации к таким ситуациям не готовы.

Почему так происходит

Пассажирские самолёты почти полностью автоматизированы, что, безусловно, облегчает действия лётчика. Особенно это касается сложных метеоусловий и полётов в ночное время. Однако именно здесь кроется огромная опасность. Если наземной системой воспользоваться невозможно, если откажет хоть один узел в автоматической системе, тогда нужно использовать ручное управление. Но лётчики привыкают к автоматике, постепенно теряя навыки пилотирования «по старинке», тем более в сложных условиях. Ведь даже тренажёры для них настроены на автоматический режим.

Так происходят авиакатастрофы. Например, в Цюрихе пассажирский самолёт не смог нормально приземлиться по приводам. Погода была минимальная, и лётчик не вырулил, столкнулся с деревьями. Все погибли. Часто бывает, что именно автоматика становится причиной сваливания в штопор. Автопилот всегда против самопроизвольного крена использует элероны, то есть делает то, что при угрозе сваливания делать никак нельзя. На больших углах атаки автопилот должен быть незамедлительно выключен.

Пример действий автопилота

Автопилот вредит не только при начале сваливания, но и при выводе самолёта из штопора. Примером тому может послужить случай в Ахтубинске, когда прекрасный военный лётчик-испытатель Александр Кузнецов вынужден был катапультироваться, так и поняв, в чём же дело. Он атаковал цель при включённом автопилоте, когда сорвался в штопор. Дважды ему удавалось прекратить вращение самолёта, но автопилот упрямо манипулировал элеронами, и вращение возвращалось.

Подобные проблемы, которые постоянно возникают в связи с широчайшим распространением запрограммированного автоматического управления воздушными суднами, чрезвычайно беспокоят не только отечественных специалистов, но и зарубежную гражданскую авиацию. Проводятся международные семинары и слёты, посвящённые безопасности полётов, где непременно отмечается, что экипажи мало тренированы в управлении самолётом с высокой степенью автоматизации. Они выходят из плачевных ситуаций только в том случае, если пилот располагает личной изобретательностью и хорошей техникой ручного пилотирования.

Самые частые ошибки

Даже ту автоматику, которой оснащено судно, пилоты часто недостаточно понимают. В 40% лётных происшествий это сыграло свою роль (из них 30% окончились катастрофой). В США начали составлять свидетельства дисгармонии у лётчиков с самолётом высокой автоматизации, и накопился их уже целый каталог. Очень часто лётчики даже не замечают отказ автомата тяги и автопилота вообще.

Плохо контролируют они и состояние скорости и энергии, потому это состояние не сохраняется. Некоторые лётчики не осознают, что отклонение рулей перестало быть правильным. Нужно контролировать траекторию полёта, а лётчик отвлекается на программирование автоматической системы. И ещё множество подобных ошибок происходит. Человеческий фактор — 62% всех тяжких авиапроисшествий.

Объяснение «на пальцах»

Что такое угол атаки самолета уже, наверное, знают все, и важность этого понятия осознают даже люди, к авиации не относящиеся. Впрочем, есть ли такие? Если и есть, то их на Земле очень мало. Летают-то самолётами почти все! И почти все полётов боятся. Кто-то внутренне переживает, а кто-то прямо на борту впадает в истерику при малейшей турбулентности.

Наверное, нужно было бы рассказывать пассажирам о самых основных понятиях, касающихся воздушного судна. Ведь критический угол атаки самолета это вовсе не то, что они сейчас переживают, и лучше, если они это поймут. Можно поручить стюардессам донести подобную информацию, приготовить соответствующие иллюстрации. Например, рассказать, что нет такой самостоятельной величины, как подъёмная сила. Просто не существует. Всё летит благодаря аэродинамической силе сопротивления воздуха! Такие экскурсы к основам наук могут не только отвлечь от страха полёта, но и заинтересовать.

Датчик угла атаки

В самолете обязательно есть прибор, способный определять угол крыла и горизонтальность потока воздуха. То есть такой прибор, от которого зависит благополучие полёта, стоит хотя бы на картинке пассажирам продемонстрировать. С помощью этого датчика можно судить, насколько нос самолёта смотрит вверх или вниз. Если угол атаки критический, двигателям мощности не хватает, чтобы продолжить полёт, а потому происходит сваливание на одно крыло.

Можно и совсем просто объяснить: благодаря этому датчику можно увидеть угол между самолётом и землёй. Линии должны быть параллельны в полёте на уже набранной высоте, когда до снижения ещё есть время. А если идущая вдоль земли линия стремится к линии, мысленно нарисованной вдоль самолёта, получается угол, который и называется углом атаки. Без него тоже обойтись не получится, потому что самолёт под углом взлетает и производит посадку. Но критическим ему быть нельзя. Примерно так и нужно рассказывать. И это далеко не всё, что нужно знать пассажирам о полётах.

Влияние наклона на подъемную силу

При движении крыла в воздухе крыло наклоняется направление полета под некоторым углом. Угол между линией хорды а направление полета называется углом 9000° атака и оказывает большое влияние на поднимать порождается крылом. Когда самолет взлетает, пилот прикладывает столько толкать как можно заставить самолет катиться по взлетно-посадочной полосе. Но непосредственно перед взлетом пилот «вращается» самолет.Нос самолета поднимается, увеличивая угол атаки и производя увеличена подъемная сила , необходимая для взлета.

Величина подъемной силы, создаваемая объект зависит от форма объекта и как он перемещается воздух. Для тонких аэродинамических профилей подъемная сила прямо пропорциональна углу атаки для малых углов (в пределах +/- 10 градусов). Для однако при более высоких углах зависимость довольно сложная.Как объект движется по воздуху, молекулы воздуха палка на поверхность. Это создает слой воздуха у поверхности, называемый пограничный слой что, по сути, изменяет форму объекта. поворот потока реагирует на край пограничного слоя так же, как на физическая поверхность объекта. Чтобы сделать вещи более запутанными, пограничный слой может отрываться или «отделяться» от тела и создавать эффективная форма сильно отличается от физической формы. отрыв пограничного слоя объясняет, почему крылья самолета резко теряют подъемную силу под большими углами к потоку. Это условие называется подкрылковым киоском .

На слайде, показанном выше, условия потока для двух аэродинамических профилей показано слева. Форма двух фольг одинакова. Нижний фольга наклонена под углом десять градусов к набегающему потоку, а верхняя фольга наклонена под углом двадцать градусов. На верхней фольге граница слой отделился и крыло застопорилось.Прогнозирование срыва точка (угол сваливания крыла) очень сложно математически. Инженеры обычно полагаются на ветер туннельные тесты для определения точки срыва. Но тест должен быть сделан очень тщательно, сопоставляя все важные сходства параметры реальной летной аппаратуры.

График в правой части рисунка показывает, как подъемная сила зависит от угол атаки для типичного тонкого аэродинамического профиля. При малых углах подъемная сила почти линейно.Обратите внимание на этот график, что при нулевом угле небольшое количество Подъемная сила создается из-за формы аэродинамического профиля. Если бы аэродинамический профиль имел был бы симметричным, подъемная сила была бы равна нулю при нулевом угле атаки. В справа от кривой подъемная сила меняется довольно резко и кривая останавливается. На самом деле, вы можете установить аэродинамический профиль под любым углом. хочу. Однако, как только крыло останавливается, поток становится очень сильным. нестационарна, и величина подъемной силы может быстро меняться со временем. Поскольку измерить такие условия потока очень сложно, инженеры обычно оставляют график пустым после срыва крыла.

Поскольку величина подъемной силы, создаваемой при нулевом угле и месте Точка срыва обычно определяется экспериментально, т. аэродинамики включают эффекты наклона в коэффициенте подъемной силы. Для некоторых простых примеров коэффициент подъемной силы может определяться математически. Для тонких профилей на дозвуковая скорость и малый угол атаки, коэффициент подъемной силы Cl определяется по формуле:

Cl = 2 * пи * а

где пи равно 3.1415 и и угол атаки, выраженный в радианах:

Пи радианы = 180 градусов

Аэродинамики полагаются на аэродинамическую трубу тестирование и очень сложный компьютерный анализ для определения коэффициент подъемной силы.

Исследуем зависимость подъемной силы от угла атаки с помощью Java симулятор, решающий уравнения жидкости движения.

Из-за ИТ проблемы безопасности, многие пользователи в настоящее время испытывают проблемы с запуском NASA Glenn образовательные апплеты.Апплеты медленно обновляются, но это длительный процесс. Если вы знакомы с Java Runtime Environments (JRE), вы можете попробовать загрузить апплет и запустить его в интегрированной среде разработки (IDE), такой как Netbeans или Eclipse. Ниже приведены руководства по запуску апплетов Java в любой из IDE:
NetBeans
Затмение

На этой странице показан интерактивный Java-апплет с обтеканием аэродинамического профиля.Там является плоттером, и отображается расчетный подъем.

В качестве эксперимента установите угол на 5,0 градусов и отметьте величину подъемной силы. Теперь увеличьте угол до 10 градусов. Подъем увеличился или уменьшился? Снова увеличьте угол до 15 градусов. Что вы заметили в смотровом окне? Установите угол на 0 градусов. Есть лифт? Что это говорит вам о форме аэродинамического профиля? Найдите угол, для которого нет лифта.

Вы можете загрузить собственную копию программы для работы в автономном режиме, нажав на эту кнопку:

Вы можете дополнительно исследовать влияние угла атаки и другие факторы, влияющие на подъемную силу, с помощью Java-апплет FoilSim III. Вы также можете скачать ваша собственная копия FoilSim для игры бесплатно.


Деятельность:


Экскурсии с гидом
  • Факторы, влияющие на подъемную силу:
  • Стабилизаторы:

Навигация ..


Домашняя страница руководства для начинающих

Угол атаки и подъемной силы

 

Угол атаки и подъемной силы Угол атаки и подъемной силы

   Угол атаки не следует путать с углом атаки самолета. отношение по отношению к земной поверхности, или с «углом падения» (угол, под которым крыло крепится относительно продольной оси самолета). Угол атаки чаще всего определяется как угол между линией хорды крыла и относительным ветром.Как правило, это достаточно сказать, что угол атаки — это просто угловая разница между тем, куда направляется крыло, и тем, куда оно фактически направляется. Сканирование Как видно из рис. 17-12, этот угол может быть точно таким же для наборов высоты, снижениях и горизонтальном полете, или может быть совсем другой даже при поддержании такая же высота.

   Особенность, которая усложняет эту проблему, заключается в том, что с за некоторыми исключениями, у нас нет возможности увидеть угол, под которым крыло встречает относительный ветер.Показатели угла атаки обычно встречается только в самолетах с турбореактивными двигателями.
   В самом прямом смысле угол атаки определяет полет в самолетах все о. Изменяя угол атаки, пилот может управлять подъемной силой, воздушной скоростью и лобовым сопротивлением. Даже общая нагрузка, поддерживаемая в полете крылом, может быть изменено изменением угла атаки, и когда координируется с изменением мощности и вспомогательными устройствами, такими как закрылки, щели, предкрылки и т.д., это суть управления самолетом.

Угол атаки аэродинамического профиля непосредственно определяет распределение давления ниже и выше него. Когда крыло низко, но положительный угол атаки, большая часть подъемной силы приходится на отрицательный угол крыла давление (верхняя поверхность) и промывка вниз. (Отрицательное давление – это любое давление меньше атмосферного, а положительное давление больше атмосферного.)
   Из рис. 17-7 видно, что избыточное давление под крылом на малых углах атаки очень незначительно, и можно отметить также то, что отрицательное давление над крылом довольно сильное по сравнению с ним.

При любом угле атаки, кроме угла при нулевой подъемной силе, все силы действующее на крыло в результате распределения давления, окружающего ее можно суммировать и представить как одну силу — центр давления.

   Когда угол атаки увеличивается примерно до 18 до 20 градусов (на большинстве крыльев) воздух больше не может плавно обтекать поверхность верхней части крыла. Потому что воздушный поток не может сделать такие большие изменения в направлении так быстро, что воздуху становится невозможно следовать за контур крыла.Это угол сваливания или критический угол атаки, и часто называется точкой бурления. Булькающий или бурлящий поток воздух, который начинается у задней кромки крыла, внезапно распространяется вперед

по всей верхней поверхности крыла. Отрицательное давление над крыло вдруг становится почти равным атмосферному давлению по величине с результирующая потеря подъемной силы и внезапное увеличение сопротивления или лобового сопротивления.Эти события показывают, что принцип Бернулли верен только в обтекаемой или плавный воздушный поток — не в турбулентном воздушном потоке. Центр давления на точка срыва находится в максимальном переднем положении, и результирующая сила резко отклоняется назад.

   Одна из самых важных вещей, которую должен понимать пилот об угле атаки заключается в том, что для любого данного самолета сваливание или критическое угол атаки остается постоянным независимо от веса, динамического давления, угол крена или тангаж.Эти факторы, безусловно, повлияют на скорость, при которой происходит сваливание, но не угол. Аэродинамик можно сказать, что угол атаки сваливания не всегда является абсолютной константой, но для наших целей это допустимая, полезная и безопасная концепция.




Понимание угла атаки | Наземная онлайн-школа частных пилотов

Почему важен угол атаки?

  • Крайне важно понимать угол атаки, так как он напрямую связан со многими аспектами характеристик, устойчивости и управляемости самолета.
  • У каждого самолета есть угол атаки, при котором происходит максимальная подъемная сила (сваливание).
  • Величина подъемной силы, создаваемой крылом, напрямую зависит от плотности воздуха, площади крыла, формы крыла, воздушной скорости и угла атаки.
  • Помните, как мы обсуждали четыре силы полета, чтобы самолет мог летать, общая подъемная сила должна превышать общий вес.

Угол атаки или «AOA» определяется как:

Угол, под которым относительный ветер встречается с линией хорды крыла.

Линия хорды, как показано ниже, проходит от передней кромки к задней кромке.

Линия хорды

Чтобы определить угол атаки, мы ищем разницу между углом, под которым «относительный ветер» встречается с крылом, и линией хорды. Разница между этими двумя линиями дает нам угол атаки.

Угол атаки

При большом угле атаки (около 16 градусов или около того для большинства самолетов общего назначения) воздушный поток над верхней частью крыла становится турбулентным, а не плавным, что приводит к потере подъемной силы. поскольку большая часть нашей подъемной силы создается потоком воздуха низкого давления над верхней частью крыла.

Как угол атаки и воздушная скорость связаны с различными фазами полета:

Помните, что величина подъемной силы, создаваемая крылом, зависит от угла атаки и воздушной скорости.

  • Если сохранить тот же угол атаки и увеличить скорость полета (тягу), самолет начнет набор высоты.
  • если сохранить тот же угол атаки и уменьшить воздушную скорость (тягу), самолет начнет снижаться.

Если вы увеличиваете воздушную скорость (тягу) и хотите сохранить текущую высоту, угол атаки должен быть уменьшен.Вот почему, когда мы выравниваемся для крейсерского полета, мы:

  • Медленно и плавно уменьшаем тангаж к горизонту, позволяя воздушной скорости увеличиваться.
  • Когда самолет будет переведен в горизонтальный полет, временно поддерживайте мощность набора высоты, чтобы позволить воздушной скорости достичь желаемой крейсерской скорости.
  • Когда будет достигнута крейсерская скорость, уменьшите дроссельную заслонку до крейсерской мощности и при необходимости подравняйте дрон.

Если вы уменьшаете воздушную скорость (тягу) и хотите сохранить текущую высоту, угол атаки необходимо увеличить.По мере того, как самолет замедляется, необходимо будет постоянно увеличивать величину противодавления, оказываемого на органы управления, чтобы поддерживать горизонтальный полет. Когда угол атаки превышает примерно 16 градусов, воздушный поток над крылом нарушается, что приводит к потере подъемной силы и последующему сваливанию.

Запомните:

  • Большой угол атаки при низкой воздушной скорости создает такую ​​же подъемную силу, как и меньший угол атаки при более высокой воздушной скорости.
  • При низкой воздушной скорости угол атаки должен быть большим, чтобы сбалансировать требуемую подъемную силу с весом самолета.

 

Внимательно посмотрите видео в следующей ТЕМЕ, чтобы увидеть это в действии.

Понимание угла атаки | Model Aviation

Автор Скотт Ступс Летная подготовка Столбец Как видно из номера журнала Model Aviation за февраль 2013 года.

Во время поездки с семьей и друзьями в Мексику нам посчастливилось оказаться в последнем ряду вагонов четырехчасового перелета. Сидя через проход от друга семьи, он поинтересовался, почему нам кажется, что мы сильно наклонены носом вверх, даже в крейсерском полете.В своей типичной многословной манере я начал излагать основы полета и, в частности, угол атаки (УА). Увидев, как через минуту или около того его глаза остекленели, я решил, что эта колонка станет лучшим средством для обсуждения. Давайте рассмотрим AOA, некоторые распространенные заблуждения новых пилотов о сваливании и некоторые распространенные методы восстановления. Начнем с самого начала. Крылья создают подъемную силу. Они делают это в первую очередь, манипулируя АОА. УА — это разница между линией хорды и траекторией полета или относительным ветром крыла.Подобно тому, как вы высовываете руку из окна автомобиля, слегка наклонив ее вверх, крыло создает прижимную силу как за счет своей формы, так и, в первую очередь, за счет угла, под которым оно направлено на встречный воздух. Это АОА (см. рис. 1).

фигура 1

Хотя базовая форма аэродинамического профиля влияет на эффективность крыла и его способность создавать подъемную силу, основным фактором подъемной силы является угол атаки. В зависимости от конструкции крыла и аэродинамического профиля существует максимальный угол атаки, при котором крыло будет продолжать создавать подъемную силу.Полет за пределами этого угла атаки приводит к тому, что воздушный поток становится чрезвычайно турбулентным и отрывается от верхней поверхности крыла. Это отсоединение приводит к потере подъемной силы или остановке. Конкретный угол сваливания является постоянным для этого конкретного крыла. Глохание не имеет абсолютно никакого отношения к сбою питания мотора или двигателя. Фактически, самолеты без двигателя, такие как планеры, также могут заглохнуть. Сваливание — это аэродинамический термин, который относится только к превышению критического угла атаки. Во время нормального полета на большинстве типов самолетов мы избегаем полетов на критическом или близком к критическому углу атаки.Однако важно знать характеристики торможения вашей модели. Научившись сваливать свою модель, вы сможете лучше понять энергетическое состояние самолета в отношении угла атаки. Практика — единственный способ научиться и стать компетентным в остановке и восстановлении. Для сваливания самолета должен существовать угол атаки, превышающий критический угол атаки (см. рис. 2). В случае отработки сваливаний лучше всего начинать с горизонтального полета с большим запасом высоты для восстановления.Вы можете намеренно затормозить дрон, увеличив вход руля высоты и удерживая его в положении с увеличивающимся тангажем, одновременно уменьшая мощность двигателя.
фигура 2

Когда воздушное судно превысит критический угол атаки, поток воздуха над крылом «оторвется» от верхней поверхности крыла, вызывая некоторую вибрацию и, как правило, выраженный момент тангажа в сторону положения носом вниз. Большинство моделей имеют критический угол атаки примерно 17°. Восстановление простое, но не инстинктивное. Теперь, когда нос направлен немного вниз (вероятно, ниже горизонта), вы должны уменьшить вход руля высоты вверх, чтобы позволить крылу вернуться к летящему УА.Это не инстинктивно, потому что в обычном полете мы бы использовали руль высоты, когда нос находится ниже горизонта, чтобы скорректировать горизонтальный полет. В сваливающемся полете очень важно позволить крылу снова начать полет, еще больше снизив угол атаки. Часто достаточно просто вернуть любой вход руля высоты в нейтральное положение, чтобы начать восстановление. Это уменьшение угла атаки обычно совпадает с увеличением тяги и, как только крыло больше не глохнет, плавной коррекцией обратно в горизонтальный полет.

Прилавки во всех положениях

Теперь о запутанной части! Предыдущий пример был для горизонтального полета с замедлением. Сваливание происходит при превышении критического угла атаки, что означает, что оно может произойти при любом положении тангажа. Срыв может произойти, когда самолет направлен прямо вверх, прямо вниз, перевернут или находится в любом положении по тангажу, пока превышен критический угол атаки. Обычно это связано с большим входом лифта, но также может происходить с небольшими входами на более высоких скоростях. Сваливание может произойти на любой воздушной скорости (это не обязательно событие низкой скорости, а скорее событие высокого угла атаки).Это может сбить с толку начинающих моделистов, потому что традиционные диаграммы сваливания AOA изображают самолет в горизонтальном полете, как я объяснил. Модель может заглохнуть, двигаясь прямо вверх по петле. Если пилот слишком сильно потянет ручку управления рулем высоты (сместив руль высоты вверх), может быть превышен критический угол атаки, и крыло остановится, когда самолет будет направлен прямо вверх. То же самое верно, если пилот слишком сильно тянет руль высоты во время обратной стороны петли, направляя его прямо вниз.Хорошим индикатором того, что угол атаки модели близок к критическому, является положение руля высоты. Чтобы угол атаки был высоким, руль высоты должен быть значительно смещен. Таким образом, крылья сваливаются при определенном угле атаки, а не при определенном положении по тангажу (см. рис. 3).
Рисунок 3

Трехмерный полет

Следующим логическим вопросом было бы то, как трехмерные самолеты могут летать за пределами критического угла атаки, если подъемная сила значительно уменьшается, когда крыло сваливается. Простой ответ — тяга. Они используют тягу, чтобы заменить подъемную силу, потерянную из-за заглохшего крыла.Если вы обратите внимание, большинство трехмерных самолетов имеют значительно увеличенные органы управления полетом и оптимизированные аэродинамические поверхности, которые обеспечивают полный контроль за счет изменения вектора тяги и плавного перехода в сваливающийся полет и из него. По мере того, как ваши навыки улучшаются, рассмотрите возможность изучения некоторых основ трехмерного полета, потому что это может сделать вас более комфортным в полете на AOA вокруг и даже за пределами сваливания!

Еда на вынос

Хотя может быть страшно замедлить вашу модель до такой степени, что вам будет некомфортно от того, как она будет работать, изучение сваливания и выхода из сваливания имеет решающее значение для того, чтобы стать всесторонним пилотом RC.Начните с высоты и, если необходимо, с ящиком для друзей. Самое главное, помните, что простое нажатие кнопки лифта часто позволяет модели восстановиться самостоятельно! В последующих колонках я сделаю все возможное, чтобы продолжить изучение полета с остановкой с помощью некоторых трехмерных маневров, а также резких кувырков и вращений, так что попробуйте базовое сваливание. Летайте безопасно и помните, что учиться — это весело, а веселье — вот что такое это замечательное хобби. — Скотт Ступс

Угол атаки (AOA) в авиации

Одним из самых фундаментальных понятий в аэродинамике является понятие угла атаки, также называемое УА.Аэродинамика — сложный предмет, и существует множество концепций, которые позволяют точно понять, что такое угол атаки и почему он необходим.

Угол атаки (АОА) — это угол, образуемый между крылом и относительным ветром. На первый взгляд может показаться, что это то же самое, что и высота тангажа самолета, которую пилоты авиакомпаний называют «угол палубы». Но AOA немного сложнее.

Основы лифтинга

Форма крыла называется аэродинамическим профилем.Аэродинамические поверхности имеют изогнутую верхнюю поверхность, которая ускоряет поток воздуха, обтекающего верхнюю часть крыла. Это создает область более низкого давления над крылом, что и создает подъемную силу.

Крылья

также создают подъемную силу, когда воздух ударяется об их нижнюю поверхность и отскакивает от нее. Третий закон Ньютона гласит, что на каждое действие существует равная и противоположная реакция. Когда воздух ударяется о нижнюю часть крыла и отклоняется вниз, создается подъемная сила вверх.

Оба этих фактора требуют, чтобы воздух обтекал крылья.Вот почему самолет не может взлететь, когда он неподвижен; он должен набирать скорость на взлетно-посадочной полосе. По мере увеличения воздушного потока над крыльями начинает создаваться подъемная сила.

Воздух, проходящий через крыло, называется относительным ветром, поскольку он связан с траекторией полета самолета. Он находится напротив направления движения самолета.

Чем выше наклон крыла, тем больше воздуха отклоняется вниз. Величина верхней кривой по отношению к воздушному потоку также увеличивается. Чистый результат — больше подъемной силы.

Что такое угол атаки?

Определение угла атаки — это угол между линией хорды крыла и относительным ветром.

Линия хорды — это воображаемая линия, которая проходит между передней кромкой и задней кромкой крыла. Относительный ветер — это воздушный поток, который движется параллельно траектории полета самолета и противоположно ей.

Пилот управляет углом атаки, наклоняя самолет вверх или вниз. Если самолет наклонен вверх, угол атаки увеличивается, и крыло создает большую подъемную силу.Если пилот делает тангаж, угол атаки уменьшается, и подъемная сила снижается.

Боинг AOA, угол траектории полета и угол тангажа

Траектория полета и угол тангажа по сравнению с AOA

Траектория полета самолета — это угол между направлением его полета и горизонтом. Если вы стоите снаружи самолета и смотрите на него издалека, траекторию полета легко увидеть.

В кабине редко упоминается траектория полета. Пилоты знают траекторию полета, по которой они собираются лететь, но они делают это, ориентируясь на определенные скорости полета и углы тангажа.

Угол тангажа самолета определяется как угол между продольной осью самолета и горизонтом. Экипажи авиалайнеров также называют это углом наклона палубы. Это эталон, используемый пилотами для визуального полета, и он полезен для настройки и изучения основных маневров полета. Однако при восстановлении после расстройства это может сбивать с толку.

Оба они являются визуальными ориентирами, которые используют горизонт. Конечно, крыло не «видит» горизонта; он только «видит» относительный ветер.Следовательно, при описании крыла и его подъемной силы важен только угол атаки.

Угол падения

Многие путают угол атаки с углом падения, который является элементом конструкции самолета. Это измеряемый угол между продольной осью самолета и линией хорды крыла. Короче говоря, это встроенный угол, под которым установлены крылья; пилот не может его контролировать.

Угол атаки изменяется в зависимости от скорости полета

Два основных способа, с помощью которых пилот контролирует подъемную силу самолета, — это добавление воздушной скорости или увеличение угла атаки.Если самолет летит прямо и ровно, то подъемная сила должна равняться весу самолета (плюс все его содержимое).

FAA Угол атаки AOA на различных скоростях полета

Возьмем в качестве примера самый распространенный в мире учебно-тренировочный самолет. Cessna 172 Skyhawk развивает скорость около 110 узлов. На такой скорости угол тангажа самолета находится примерно на уровне горизонта.

А если пилоту нужно снизить скорость до 50 узлов? Если они уменьшат мощность и позволят самолету замедлиться, крыло будет создавать меньшую подъемную силу, поэтому самолет начнет зависеть.Чтобы поддерживать высоту, когда самолет замедляется, пилот должен увеличить угол атаки.

Аналогичным образом, если пилот хочет работать на полном газу, самолет будет набирать высоту по мере увеличения скорости полета. Чтобы удерживать высоту, пилоту придется снижать тангаж и уменьшать угол атаки.

AOA в крутых поворотах

Величина подъемной силы, которую необходимо создать крылу для горизонтального полета, не всегда постоянна. Некоторые летные маневры увеличивают коэффициент перегрузки за счет добавления к самолету перегрузок.Когда это происходит, крыло может быть призвано удвоить или утроить подъемную силу по сравнению с прямым и горизонтальным полетом без ускорения.

Чтобы не терять высоту в таких ситуациях, пилот должен увеличить угол атаки или скорость. Но при этом они должны быть осторожны, поскольку планеры рассчитаны только на определенное количество перегрузок.

Самый распространенный пример этого — когда самолеты виляют в повороте. Во время поворотов коэффициент нагрузки увеличивается.Это заставляет самолет «чувствовать» себя тяжелее, чем он есть на самом деле, и крыло должно создавать большую подъемную силу, чтобы поддерживать горизонтальный полет.

Итак, чтобы правильно выполнить крутой поворот, пилоту придется делать четыре вещи одновременно. Они должны повернуть самолет на желаемый угол крена и применить давление на руль направления, чтобы отклонить его от курса в повороте. Руль направления также используется для уравновешивания горизонтальной составляющей подъемной силы и центростремительной силы, тем самым поддерживая координацию самолета.

Последние две вещи, которые должен сделать пилот, связаны с углом атаки.Они должны увеличивать тангаж при входе в поворот, чтобы увеличить угол атаки и сохранить высоту. Увеличенная сила опускания хвоста и вызванное этим сопротивление замедлят самолет, поэтому им также необходимо добавить мощность, чтобы сохранить свою скорость полета.

Критический угол атаки

Угол атаки нельзя увеличивать бесконечно. В какой-то момент воздух перестает плавно обтекать верхнюю поверхность крыла. Это приводит к внезапному уменьшению количества создаваемой подъемной силы.Точка, в которой это происходит, называется критическим углом атаки.

При превышении критического угла атаки крыло заглохло. Хотя многие люди ошибочно полагают, что сваливание происходит из-за слишком медленного полета, правда в том, что сваливание может произойти на любой скорости и в любой момент полета. Даже при высокой скорости полета, если крыло превысит критический угол атаки, оно заглохнет.

Случайная остановка самолета может быть смертельной. Из срыва легко выйти, если для этого достаточно высоты.Но в схемах движения вблизи аэропортов сваливания и штопоры, приводящие к потере управления воздушным судном, продолжают оставаться основной причиной авиационных происшествий.

Знание того, как самолет ведет себя в сваливании и быстро выходит из него, является основой обучения пилота.

AOA и угол тангажа при остановке/выходе из вращения

Относительный ветер и, следовательно, угол атаки иногда трудно визуализировать. Ключ в том, чтобы подумать о том, что именно означает «равная и противоположная траектория полета».Относительно легко представить, как это выглядит во время обычных маневров полета, таких как прямой и горизонтальный полет, набор высоты и снижение.

Что делать, если самолет находится в необычном положении? Наиболее ярким примером этого является пример спина.

Кружение происходит, когда одно крыло застревает глубже, чем другое. За исключением трюковых самолетов для авиашоу, это ненормальные условия полета, которых следует избегать.

Во время штопора самолет по спирали приближается к земле, обычно с опущенным носом.Вращение происходит быстро, хотя скорость полета вперед очень мала. Во время вращения относительный ветер в основном дует снизу самолета, когда он опускается к земле. Если представить себе угол атаки, то он существенный.

Чтобы успешно выйти из штопора, пилот должен сделать что-то, что кажется неестественным. Все выходы из сваливания начинаются с опускания носа для уменьшения угла атаки. А в штопоре, хоть нос самолета и направлен вниз, он должен быть направлен еще ниже.

Измерение угла атаки

Традиционно пилотов обучали методам сваливания и выхода из сваливания, обучая их тщательно следить за своей воздушной скоростью на различных этапах полета. В результате концепцию угла атаки иногда труднее понять, чем нужно.

В последнее время учебные самолеты и инструкторы начали использовать индикаторы угла атаки внутри самолета. Эти приборы показывают угол атаки крыла и обеспечивают графическое представление того, насколько близко крыло подходит к сваливанию во время различных маневров полета.

Индикаторы

AOA десятилетиями использовались в больших самолетах. Их внедрение в самолеты авиации общего назначения является долгожданной функцией безопасности и отличным инструментом для пилотов. Несколько компаний сейчас производят недорогие устройства, например Garmin GI-260.

Ссылки ▾

Похожие сообщения

Что такое угол атаки?

Что такое угол атаки?


Угол атаки является одной из наиболее важных характеристик самолета или самолета, поскольку угол атаки влияет на подъемную силу самолета.Эта концепция угла атаки также используется, когда самолет должен взлететь или приземлиться. Таким образом, угол атаки является очень полезным понятием, если его правильно применять в самолетах и ​​самолетах.

Что это за угол атаки?
Это так просто, как следует из названия, что это угол, а угол измеряется между двумя линиями. Так что в первую очередь нужно определить угол атаки и правильно его понять. Мы должны сначала узнать о двух линиях, между которыми измеряется угол. Здесь эти две линии известны как векторы (это отрезок линии со стрелкой на одной стороне линии, который отображает количество, графически представляющее направление, а также величину этого количества, его длина отрезка линии является величиной этого количества и стрелки столкновение — это направление движения этого количества) в техническом плане.Первый вектор указывает на относительное направление движения между телом (самолет, летательный аппарат) и жидкостью, в которой оно движется (воздух). Теперь, что означает это относительное направление движения, если мы анализируем полет самолета или самолета, то мы видим, что направление полета самолета и направление бьющего в него ветра не одно и то же, поэтому для решения этой проблемы мы рассмотрим относительное движение вектор между этими направлениями. Второй вектор — это опорная линия (осевая линия) корпуса самолета или самолета.Иногда за хорду аэродинамического профиля принимают также второй вектор. Здесь аэродинамическая поверхность — это название, данное определенной форме крыла, используемой в основном повсюду в самолете или самолете, поэтому воображаемая линия, проходящая через переднюю и заднюю кромки формы аэродинамической поверхности, известна как линия хорды. Угол между этими двумя векторами известен как угол атаки. Это немного сбивает с толку, но не волнуйтесь, мы еще раз переосмыслим это. Угол атаки — это угол между линией хорды крыла и вектором, представляющим относительное движение между направлением движения самолета и направлением движения воздуха.




 W

Как использовать этот угол атаки?

Как я объяснил в первом абзаце, он используется для изменения подъемной силы самолетов.

Как этот угол атаки влияет на подъемную силу самолета?

Чтобы понять это, мы должны сначала понять, как создается подъемная сила. Величина подъемной силы, создаваемая объектом (в нашем случае самолетом или самолетом), зависит от формы объекта и того, как он движется в воздухе.Подъемная сила в самолете или самолете создается его крыльями. Угол атаки простыми словами можно сказать, что это наклон крыла к направлению полета самолета. Это оказывает большое влияние на подъемную силу, создаваемую крылом.

Это явление используется пилотом во время взлета самолета, когда при взлете самолета пилот прикладывает как можно большую тягу (большой толчок вперед за счет двигателей), чтобы заставить самолет катиться по взлетно-посадочной полосе. Но непосредственно перед взлетом пилот поворачивает летательный аппарат (самолет имеет три оси, показанные на рисунке ниже, поэтому летательный аппарат может вращаться вокруг этих трех осей, управляя горизонтальным и вертикальным стабилизатором, расположенным на задней кромке летательного аппарата) из-за этого нос самолета поднимается, что приводит к увеличению угла атаки и увеличению подъемной силы, необходимой для взлета.




Угол атаки определяется путем расчета отношения длины к ширине (L / D) самолета или крыла самолета, а также корпуса и поддерживается в соответствии с требованиями для получения различных результатов, таких как достижение хорошего планирования, увеличение подъемной силы и т. д. →Для малого угла атаки подъемная сила связана с углом атаки Больший угол = больший подъем →Для большего угла атаки отношение подъемной силы сложное




Спасибо за прочтение!
Оставьте нам свой ценный отзыв!


Функция угла атаки

Там много типов крыла: обычные, симметричные, обычные в перевернутый полет, ранние крылья биплана, которые выглядели как деформированные доски и даже пресловутая «амбарная дверь».Во всех случаях крыло нагнетая воздух вниз или, точнее, вытягивая воздух сверху вниз. (хотя ранние крылья действительно внесли значительный вклад внизу.) Что общего у каждого из этих крыльев, так это угол атаки по отношению к встречному воздуху. Именно угол атаки является основной параметр при определении подъемной силы.

Кому лучше понять роль угла атаки полезно ввести «эффективный» угол атаки, определяемый таким образом, что угол крыла встречному воздуху, который дает нулевую подъемную силу, определяется как ноль градусов.Если затем изменить угол атаки как вверх, так и вниз видно, что подъемная сила пропорциональна углу. Рисунок 12 показывает подъемная сила типичного крыла в зависимости от эффективного угла атака. Аналогичная зависимость подъемной силы от угла атаки найдена для все крылья, независимо от их конструкции. Это справедливо для крыла 747, перевернутое крыло или выброшенная рука из окна машины. перевернутый крыла можно объяснить его углом атаки, несмотря на кажущуюся противоречие с популярным объяснением подъемной силы.Пилот регулирует угол атаки для регулировки подъемной силы в зависимости от скорости и нагрузки. Роль угол атаки важнее деталей крыльев форма в понимании лифт. Форма играет роль в понимание характеристик сваливания и сопротивления на высокой скорости.


Рис. 12. Подъемная сила как функция угла атака
Из рисунка видно, что подъемная сила прямо пропорциональна Эффективный угол атаки. Подъемная сила положительна (вверх), когда крыло наклонен вверх и отрицателен (вниз), когда он наклонен вниз.

Когда с поправкой на площадь и соотношение сторон, график подъемной силы как функции эффективный угол атаки практически одинаков для всех крыльев и все крылья перевернуты. Это верно до тех пор, пока крыло не приблизится к сваливанию. Сваливание начинается в точке, где угол атаки становится таким здорово, что воздушный поток начинает отделяться от задней кромки крыло. Этот угол называется критическим углом атаки и отмечен на рисунке. Это отделение воздушного потока от верхняя часть крыла — киоск.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.

2019 © Все права защищены. Карта сайта