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.

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).