Кут атаки

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
Angle of attack.svg
Зв*язок між кутом атаки і підйомною силою

Кут атаки — кут між напрямком швидкості набігаючого на тіло потоку (рідини або газу) і характерним поздовжнім напрямком, обраним на тілі, наприклад у крила літака це буде хорда крила, у літака — поздовжня будівельна вісь, у снаряда чи ракети — їх вісь симетрії. При розгляді крила або літака кут атаки знаходиться в нормальній площині, на відміну від кута ковзання.

Для літака в горизонтальному прямолінійному польоті збільшення швидкості і кута атаки призводить до збільшення підйомної сили, створюваної крилом. У той же час, збільшення кута атаки супроводжується зростанням індуктивного опору. Спроба зберігати набір висоти збільшенням кута атаки без збільшення тяги двигунів є поширеною грубою помилкою в пілотуванні. Така помилка може призвести до зриву потоку і звалювання літака. Саме через виведення літака на закритичні кути атаки відбулися багато авіакатастроф, зокрема, авіакатастрофа під Донецьком 22 серпня 2006.

Зв'язок між кутом атаки і підйомною силою[ред.ред. код]

Коефіцієнт підйомної сили літака варіюється одночасно з кутом атаки. Збільшення кута атаки, пов'язане із збільшенням коефіцієнта підйомної сили до максимального коефіцієнта підйомної сили, після чого коефіцієнт підйомної сили зменшується.


Кут атаки літального апарата — кут між поздовжньою віссю ЛА й проекцією його швидкості V на площину ОХ зв'язаної системи координат; уважається позитивним, якщо проекція V на нормальну вісь OY негативна. У завданнях динаміки польоту використається просторовий кут атаки — кут між віссю ОХ і напрямком швидкості ЛА.

Для літака, крім того, вводяться додаткові характерні кути атаки:

  • балансувальний кут атаки, при якому момент тангажа дорівнює нулю, значення змінюються залежно від відхилення органів поздовжнього керування (балансування);
  • припустимий кут атаки, тобто найбільший дозволяє в нормальній літній експлуатації кут атаки літака, призначуваний з умов забезпечення безпеки польоту, значення припустимого кута атаки визначаються для кожної конфігурації літака в дозволеному діапазоні швидкостей її застосування;

Зміна кута атаки літака досягається відхиленням органів поздовжнього керування для збільшення моменту тангажа й переходу літака на інший балансувальний.

Дуже великі значення кута альфа[ред.ред. код]

Детальніша інформація: High Alpha Research Vehicle F-18

Деякі військові літаки можуть досягати керованого польоту на дуже великих кутах атаки, але ціною тому буде массивний індуктивний опір. Це дозволяє літаку мати велику спритність. Відомим військовим маневром на війсковому літку є Кобра. Хоча літак досягає високих кутів атаки під час маневру, літак не здатен здійснювати прямолінійний аеродинамічний контроль або підтримувати горизонтальний політ доки не завершить маневр. Кобра є прикладом надманевреності[1][2] оскільки крила літака приймають позицію, значно перевищуючи критичний кут атаки під час майже всього маневру.

Додаткові аеродинамічні поверхні, відомі як "пристрої високого підйому", до яких відносяться кореневі розширення передньої кромки крила дозволяють збільшити допустимі кути атаки для винищувачів до 45°, в той час як для порівняння кут становитиме 20° для літака без таких пристроїв. Це може бути корисно на великих висотах, де навіть невелике маневрування може потребувати великого кута атаки із-за малої густини повітря у верхніх шарах атмосфери, а також на малих швидкостях і на малих висотах, де запас між урівноваженим польотом і звалюванням значно зменшений.

Див. також[ред.ред. код]

Примітки[ред.ред. код]

Джерела[ред.ред. код]

  • Lawford, J.A. and Nippress, K.R.; Calibration of Air-data Systems and Flow Direction Sensors (NATO) Advisory Group for Aerospace Research and Development, AGARDograph No. 300 Vol. 1 (AGARD AG-300 Vol. 1); «Calibration of Air-data Systems and Flow Direction Sensors»; Aeroplane and Armament Experimental Establishment, Boscombe Down, Salisbury, Wilts SP4 OJF, United Kingdom
  • USAF & NATO Report RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001).