угол атаки

Рис. 1. Угол атаки профиля.

у́гол ата́ки — 1) У. а. профиля — угол α между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (рис. 1, см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению всех аэродинамических характеристик профиля. Для профиля вводятся следующие характерные У. а.: α₀ — У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; α_кр — критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; α_Kmax — У. а., при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества.

2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью летательного аппарата и проекцией его скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах динамики полёта используется пространственный У. а.: α_п — угол между осью OX и направлением скорости летательного аппарата (рис. 2). Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: α_бал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения α_бал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); α_доп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения α_доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; α_св — У. а. начала сваливания самолёта. Изменение У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной плоскости.

3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности, крутка крыла и т. п.).

Поскольку аэродинамические характеристики крыла и летательного аппарата зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — α₀ и α_кр.

4) У. а. несущего винта — угол между скоростью V_н центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): α_н = arctg(V_нy/V_Dн), где V_Dн = (V²_нx + V²_нz)^1/2, V_нx, V_нy, V_нz — проекции V_н на оси связанной системы координат несущего винта, то есть V_нx = V_x + ω_yz_н-ω_zy_н + u^*_нx; V_нy = V_y + ω_zxн-ω_xzн + u^*_нy; V_нz = V_z + ω_xyн-ω_yxн + u^*_нz. Здесь V_x, V_y, V_z — проекции скорости V полёта; ω_x, ω_y, ω_z — проекции мгновенной скорости ω поворота вертолёта вокруг центра масс; x_н, y_н, z_н — координаты центра несущего винта, u^* — осреднённая по площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. От α_н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсивная сила, Авторотация). При заданном α_н характеристики винта не зависят от направления полёта (как у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта α_нэ и плоскости концов лопастей α_нк. Первый — это угол между V_н и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей φ = φ₀ + φ_1сcos2ω_нt + φ_1ssinω_нt + φ_2ccos2ω_нt + … не содержит первой гармоники: φ_1с = φ_1s = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения эквивалентного винта» или «плоскостью постоянных углов установки». Второй — это угол между V_н и плоскостью, относительно которой угол взмаха лопасти β₁ = a₀-a₁cosω_нt-b₁sinω_нt-a₂cos2ω_нt… не содержит первой гармоники: a₁ = b₁ = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения концов лопастей» или «основанием конуса, описываемого лопастями». Соотношения между У. а. при V_нz = 0 выражаются формулами: α_нэ = α_н + φ_1s; α_нк = α_н + a₁. При некоторых значениях α_н, зависящих в основном от V_н/(ω_нR), ω_z/ω_н и φ₀ на несущем винте начинается срыв потока. При сочетании воздушных скоростей V_нD от 0 до 40 км/ч и V_ну от 4 до 20 м/с, когда У. а. α_н изменяется от 90 до 30° (например, при вертикальном снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем скольжением), наступает режим «вихревого кольца». Он характерен тем, что свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и «вихревого кольца», небезопасен.

Л. Е. Васильев, А. С. Браверман.

Рис. 2. Угол атаки самолёта.