Запредельный угол атаки самолета. Угол атаки и аэродинамические силы

Скорость захода самолета на посадку в соответствии с требованиями норм летной годности из условия обеспечения высокой безопасности полета должна быть не менее 1,3 скорости сваливания (или минимальной скорости), установленной для посадочной конфигурации самолета. При этом в процессе летных испытаний самолета должна быть показана возможность безопасного выполнения посадки и ухода на второй круг без превышения допустимого угла атаки при минимальной демонстрационной скорости захода на посадку Vз. п.д. тіп, которая назначается из следующих условий:

у. < (Vз. п. 15 км/ч при VЗ. п. ^ 200 км/ч>

З. П.ДЛ11П I уз п Ю км/Ч при VЗ. П. ^ 200 км/ч>

Максимальная скорость захода самолета на посадку должна быть не менее Vr3.n. + 25 км/ч независимо от полетной массы самолета.

Во всем диапазоне разрешенных скоростей захода на посадку самолет должен приземляться на основные колеса шасси без первоначального касания поверхности ВПП носовыми колесами или хвостовой частью фюзеляжа(хвостовой опорой);не должны также возникать капотирование или “козленке” самолета.

Эти условия определяют диапазон допустимых углов тангажа самолета в момент приземления. Посадочный угол атаки определяется углами тангажа и наклона траектории полета самолета в момент приземления, зависящими от метода посадки. Изменение угла атаки и угла наклона траектории по сравнению с их значениями на участке планирования самолета по посадочной глиссаде при различных методах посадки могут быть определены расчетом или из статистических материалов, что позволяет связать диапазон допустимых углов тангажа в момент приземления с диапазоном допустимых углов атаки при заходе на посадку, при которых обеспечивается безопасная посадка.

Такой подход позволяет определить диапазон допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку. Фактический угол атаки на этом этапе в основном определяется аэродинамической компоновкой крыла самолета в посадочной конфигурации. Основную роль при этом играют максимальные несущие свойства крыла, т. е.максимальное значение коэффициента подъемной силы Сушах и соответствующий ему угол атаки, а также коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки.

Для современных транспортных и пассажирских самолетов применяются три метода посадки:

Посадка с полным выравниванием и выдерживанием, на

котором угол атаки самолета увеличивается до посадочного;

Посадка с полным выравниванием без участка выдерживания;

Посадка с неполным выравниванием (в основном при автоматической посадке).

На всех воздушных этапах режима посадки угол тангажа самолета v по строительной оси фюзеляжа, угол наклона траектории полета в и угол атаки а связаны соотношением:

ь = в + а-<р кр, (6.32)

где <р кр -угол заклинення крыла относительно строительной оси фюзеляжа.

На участках выравнивания и выдерживания скорость полета самолета постепенно уменьшается, а угол атаки увеличивается. Связь между углами атаки в момент приземления а пос. и на планировании по глиссаде а з. п. определяются зависимостью

Япос - #з. п.+А #1 + Л а2, (6.33)

где и А а2-приращение угла атаки на участках выравнивания и выдерживания соответственно.

С учетом (6.31) и (6.32) можно записать

VnOC = в ПОС #З. П. А С?1 "Ь А СІ2 Ф КР (6.34)

где t>noc и в пос -угол тангажа и угол наклона траектории самолета в момент приземления (касания.)

Результаты расчетов и статистической обработки материалов летных испытаний и эксплуатации пассажирских самолетов показывают, что на участке выравнивания угол атаки увеличивается на 1,5 2°, а на участке выдерживания угол атаки должен возрасти до

посадочного а пос. При посадке самолета с неполным выравниванием угол атаки должен быть близок к посадочному и вследствие этого угол атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должен быть меньше посадочного на 2^2,5°.Угол заклинення крыла ф кр для современных пассажирских самолетов близок к’ 3°.

С учетом принятых допущений связь между углом тангажа в момент приземления и углом атаки при заходе на посадку можно определить по формуле(бчЗЗ):

£>пос - #зл.+ (0,54-4*)-при па*юм выравнивании и полном

выдерживании;

v пос - а з. п. - (1,0 — г 1,5°) -при полном выравнивании без

участка выдерживания;

Vnoc=a з. п. -3°-при неполном выравнивании.

На современных пассажирских и транспортных самолетах для сокращения потребной посадочной полосы целесообразно посадку производить без участка выдерживания. Тогда минимально допустимый угол атаки на планировании по глиссаде при заходе на посадку должен выбираться из условия отсутствия касания ВПП носовым колесом шасси.

Для определения количественных требований к углу атаки при заходе на посадку необходимо установить допустимые значения угла тангажа в момент приземления. Обычно пассажирские и транспортные самолеты компонуются так, что момент касания носовым колесом поверхности ВПП соответствует нулевому углу тангажа vKac н. к-0.

Касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа (хвостовой опорой) для различных самолетов происходит при различных значениях угла тангажа в зависимости от обводов хвостовой части фюзеляжа и высоты основных стоек шасси. Поэтому в расчетах следует учитывать угол тангажа, при котором происходит касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа. Среднее значение угла тангажа касания

ВПП ХВОСТОВОЙ ОПОрОЙ МОЖНО ПрИНЯТЬ раВНЫМ Укас хв= 11

Для выбора рекомендуемого диапазона значений угла атаки самолета при заходе на посадку, при котором отсутствует первоначальное касание ВПП носовым колесом или хвостовой частью фюзеляжа, используем значения разрешенных в эксплуатации максимальных и минимальных значений угла тангажа:

Чпах^ ^кас хв”1 И Vmn ^ $ каскрн. к. + 1°

(запас по углу тангажа в±1° вводится для обеспечения безопасности приземления самолета) .Таким образом, для обеспечения безопасности самолета на посадке необходимо, чтобы угол тангажа в момент приземления был бы больше 1° и меньше 10°.

Расчеты показывают, что в момент приземления для обеспечения угла тангажа в допустимом диапазоне fnoc-Г-г 10° значения угла атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должны находиться в следующем диапазоне:

www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своиіуіи руками?!

2,5° < а з. п.<9°-при посадке самолета без участка

выдерживания;

4°<<2’з. п.<9°-при посадке самолета с неполным выравниванием.

Необходимо также определить допустимые углы атаки при заходе самолета на посадку с учетом разброса скорости захода на посадку от рекомендованных значений (Л Vi = 15 км/ч и AV^

10 км/ч). Тогда диапазон угла атаки самолета на режиме захода на посадку должен быть следующий:

Для тех компоновок самолета, у которых значения угла тангажа ^кас н. к И VKac хв. ОТЛИЧЭЮТСЯ ОТ ПрИНЯТЫх(0° И 11° СООТВЄТСТВЄННО), диапазон необходимых значений угла атаки самолета на режиме захода на посадку можно принять:

а з. п. min =^Кас н. к+4° (ограничение от касания ВПП носовыми колесами при посадке самолета с полным выравниванием без участка выдерживания);

а з. п. max=tw хв_3° (ограничение от касания ВПП хвостовой частью фюзеляжа);

а з. п. min = v кас н. к.~5,5°(ограничение от касания носовыми колесами при посадке самолета с неполным выравниванием).

На рис.6.41 приведены области рекомендованных углов атаки для захода на посадку О’з. п. в зависимости от критических углов атаки а кр для магистральных самолетов в посадочной конфигурации. Значение а кр соответствует максимальному значению коэффициента подъемной силы Сушах* или Сус сваливания, а угол атаки Яз. п. соответствует значению Су3.п = 0,59 СуС (Сутах) (это отвечает требованию V"з. п.= 1,3 Vc).

С целью сокращения потребной длины посадочной полосы для пассажирских и транспортных самолетов целесообразно принять методику посадки с неполным выравниванием (угол наклона траектории в < 0°). Оценочные расчеты показывают, что при таком методе

посадки потребная длина посадочной полосы уменьшается на 300-г 600 м. Однако метод посадки с неполным выравниванием может безопасно применяться только на таких самолетах, у которых угол тангажа в момент приземления будет положительным.

Значения вертикальных скоростей снижения в момент приземления (касания ВПП) при использовании метода посадки с неполным выравниванием должны быть приемлемы по условиям прочности самолета и обеспечения комфорта пассажиров и экипажа.

Для применения метода посадки самолета с.неполным выравниванием необходимо, чтобы углы атаки самолета при планировании по посадочной, глиссаде были бы достаточно болыиими — не менее 5,5°(здесь учтено, что скорость захода на посадку может быть больше рекомендованной на 15 км/ч);

Аэродинамическая компоновка крыла современных магистральных пассажирских самолетов должна быть сделана с учетом

возможности посадки самолета с неполным выравниванием, так как на этих самолетах должна применяться автоматическая посадка, которая осуществляется с неполным выравниванием 0<О.

Для того, чтобы углы атаки самолета на режиме захода на посадку находились в рекомендованном диапазоне, необходимо иметь определенное соотношение между коэффициентами Сушах И СуО. Необходимую связь между этими коэффициентами можно найти из следующих соотношений:

СуЗЛ.= 0,59 Сушах

Суз. п.- СуО+ CyCt з. п.

0,59 Сушах СуО

Суо -коэффициент подъемной силы при 0;

Су -производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (обычно для рассматриваемых самолетов близка к 0, 1/град).

Суо = Суз. п. 0,1(5,5-і-8,0) =0,59Сушах -(0,554-0,8)

Эти соотношения могут быть использованы при разработке аэродинамической компоновки самолета в посадочной конфигурации, и из них, в частности, следует, что из условий эксплуатации самолета можно определить максимальные несущие свойства самолета или определить потребное значение Суо самолета в посадочной
конфигурации; например, при Су шах=2, 5 рекомендуемое значение не должно выходить из диапазона Суо = 0> 67-г 0,92. При выходе значения Суо из этого диапазона возникает большая вероятность приземления самолета на носовые колеса или на хвостовую часть фюзеляжа, т. е. в этом случае безопасность посадки самолета снижается.

Определение диапазона допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку по условиям безопасности позволяет также определить соотношения между Сушах И <2кр И СВЯЗЬ МЄЖДУ Якр И
а з. п. Для нахождения этих дополнительных связей можно использовать соотношение:

яЗ. П. = акр — (6.36)

здесь К -коэффициент, учитывающий уменьшение зависимости Су=/(а)вблизи значения Сушах; коэффициент К можно приближенно принять равным К=0,9.

Преобразование формул (6.35)’ и (6.36) позволяет найти следующие дополнительные рекомендуемые соотношения:

СС кр ~ (5> 5°-г 8, 0) 4, 55 Сушах

Сутах~0> 22 СС кр (1* 2~ 1,76)

Суо=0, Шкр- (1,26Н-1,85)

акр=7,7Суо+(9,7° — г 14,2°)

Пользуясь этими соотношениями, можно правильно разработать аэродинамическую компоновку крыла самолета в посадочной конфигурации.

Угол атаки

Угол атаки (общепринятое обозначение - буква греческого алфавита альфа) - угол между направлением скорости набегающего на тело потока (жидкости или газа) и характерным продольным направлением, выбранным на теле, например у крыла самолёта это будет хорда крыла, у самолёта - продольная строительная ось, у снаряда или ракеты - их ось симметрии. При рассмотрении крыла или самолёта угол атаки находится в нормальной плоскости, в отличие от угла скольжения.

Угол атаки летательного аппарата - угол между хордой крыла 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 ОХ и направлением скорости ЛА.

Датчики углов атаки у ракеты «воздух-воздух».

Ссылки

Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
ГОСТ 20058-80 "Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения".

См. также

Wikimedia Foundation . 2010 .

Ё (значения)
Союз-29

Смотреть что такое "Угол атаки" в других словарях:

угол атаки Энциклопедия «Авиация»

угол атаки - Рис. 1. Угол атаки профиля. угол атаки 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… … Энциклопедия «Авиация»

УГОЛ АТАКИ - (Angle of attack) угол наклона крыла самолета к направлению потока воздуха. Он в среднем колеблется от 1° до 14°. Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское Издательство НКВМФ Союза ССР, 1941 Угол атаки угол между како … Морской словарь

Угол атаки - 1) У. а. профиля угол (α) между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению… … Энциклопедия техники

УГОЛ АТАКИ - угол между направлением скорости движения тела и направлением, выбранным на теле, напр. у крыла хордой крыла, у снаряда, ракеты и т. д. осью симметрии … Большой Энциклопедический словарь

УГОЛ АТАКИ - угол между направлением скорости поступательно движущегося тела и к. н. характерным направлением, связанным с телом, напр. у крыла самолёта с хордой крыла (см. рис. в ст. (см. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ)), у снаряда, ракеты с их осью симметрии. Физический… … Физическая энциклопедия

угол атаки - — [А.С.Гольдберг. Англо русский энергетический словарь. 2006 г.] Тематики энергетика в целом EN angle of attackincidence angleincidence … Справочник технического переводчика

угол атаки - угол между направлением скорости поступательного движения тела и каким либо характерным направлением, выбранным на теле, например у крыла хордой крыла, у снаряда, ракеты и т. д. осью симметрии. * * * УГОЛ АТАКИ УГОЛ АТАКИ, угол между… … Энциклопедический словарь

угол атаки - atakos kampas statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. angle of attack vok. Angriffswinkel, m; Anstellwinkel, m rus. угол атаки, m pranc. angle d’attaque, m … Fizikos terminų žodynas

Угол атаки - угол между направлением скорости поступательно движущегося тела и каким нибудь характерным направлением, выбранным на теле, например у крыла самолёта хордой крыла, у снаряда, ракеты их осью симметрии … Большая советская энциклопедия

Книги

Экипаж. Предельный угол атаки , Орлов Андрей Юрьевич. В августе 1995 года российский самолет Ил-76 с грузом боеприпасов совершал коммерческий рейс из Тираны в Баграм. На его борту было семь членов экипажа, все - граждане России. Груз…

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой аэродинамических определений нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… 🙂 Итак начнем.

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам , и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей мы говорили о подъемной силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло (т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему. Таким образом существует такое очень важное понятие, как . Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α . Поток при этом рассматриваем спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

Аэродинамическая сила

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток как бы скашивается и приобретает некоторое движение вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили .

При обтекании профиля (как несимметричного, так и любого другого) эти два вида подъемной силы как бы дополняют друг друга, причем решающую роль (по величине) теперь играет сила, возникающая в результате наличия угла атаки . Подъемная сила, возникающая согласно закону Бернулли играет уже второстепенную роль, что и происходит на реальном самолете.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается .

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… 🙂

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

P.S.S. Две иллюстрации, использованные в этой статье взяты с ресурса http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile. Спасибо их автору Константину Бочкову.

С увеличением  величина силы R растет и она отклоняется более и более назад из-за роста сопротивления воздуха, но угол атаки  не может постоянно и безнаказанно расти, в конце концов сук обламывается и наступает срыв потока с крыла.

При срыве потока крыло теряет свою несущую способность и мало чем отличается от обычной обрезной доски. Кроме того, срыв происходит неодновременно на всём крыле и сопровождается тряской с последующим вращением ЛА.

Каждое крыло имеет свой, критический угол атаки , после превышения которого наступает срыв потока. У толстых профилей  кр больше, чем у тонких из-за более плавного обтекания профиля.

 кр мало зависит от скорости полёта.

Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения  кр, потеря скорости лишь частный случай достижения  кр.

На  кр можно вывести ЛА в широком диапазоне скоростей, при интенсивном маневрировании.

После срыва ЛА для возвращения в нормальный режим полёта требуется запас высоты.

Срыв ЛА вблизи земли из-за дефицита высоты ведет к столкновению землей.

Срыв на малой высоте - это причина 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей. Существует специальный прибор “Указатель угла атаки”, который ставится на все современные самолеты. Он показывает текущий реальный угол атаки.

11. Полная аэродинамическая сила r. Её составляющие. Центр давления.

Рис. 12

Полной аэродинамической силой R называют равнодействующую всех сил трения и давления, действующих на тело в полете.

Точка пересечения силы R с хордой называется центром давления (ЦД).

Формула силы R - это главная аэродинамическая формула всех времён и народов, впрочем не только силы R - но и вообще ВСЕХ аэродинамических сил., действующих на самолёты, тепловозы, падающие кирпичи и автомобили. Она проста и гениальна и состоит из трёх множителей:

1) S - площадь крыла

2) - скоростной напор

3) коэффициент (в нашем случае C R - це эр) полной аэродинамической силы.

Если силу R разложить по осям скоростной системы координат, то получим 3 (три) её составляющие: X, Y и Z.

X - сила лобового сопротивления;

Y - подъёмная сила.

Z - боковая сила.

Угол  (бета) - угол скольжения. Это угол между продольной плоскостью симметрии ЛА и вектором скорости набегающего потока.

Сила Z возникает только при возникновении скольжения. Без скольжения сила R раскладывается только на Y и X.

12. Подъёмная сила и лобовое сопротивление.

Подъёмная сила возникает вследствие обтекания крыла и образования разности давлений под крылом и над крылом.

Лобовым сопротивлением крыла называется аэродинамическая сила, которая тормозит движение крыла в воздухе и направлена в сторону, противоположную движению.

Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.

Y= C y S

X= C x S

Значения этих коэффициентов получают путём продувки крыла в аэродинамической трубе.

График примерной зависимости C y от  имеет вид:

Как видно из графика Cy практически линейно растет с увеличением , вплоть до  кр, то есть до срыва потока с крыла.

Значение C y колеблется на большинстве самолётов от 0 до 2. По сути коэффициент C y характеризует способность крыла преобразовывать скоростной напор в подъёмную силу. Существуют самолёты, оснащённые мощной механизацией крыла для уменьшения посадочной скорости и уменьшения взлётной дистанции, они имеют более высокие значения C y . Однако более C y = 6 человеку достичь не удалось, тогда как C y большого орла при взлёте с добычей с земли достигает значения 14.

Коэффициент C x , как, впрочем, и сила X, состоит в основном из 3-х составляющих. Волновая - 4-я составляющая появляется при числах M, близких к M критическому, около M = 0,8.

C x тр (трения) - возникает из-за трения воздуха о ЛА.

C x давления (или вихревое) - возникает из-за разности давлений перед крылом и за крылом.

C xi (индуктивное) - возникает из-за так называемого скоса потока. Когда набегающий поток встречает наклонную, нижнюю, плоскость крыла, он изменяет направление движения параллельно плоскости, то есть несколько наклоняется вниз. Подъёмная сила отклоняется вместе с потоком на такой же угол назад, так как является производной от потока, изменившего направление. Появившаяся составляющая подъёмной силы на оси X и есть индуктивная составляющая.

C xi возникает ещё и из-за перетекания воздуха через торцы крыла и из-за разности давлений под крылом и над крылом.

C xi зависит от удлинения крыла  и угла атаки .

Чем короче и шире крыло, тем интенсивнее происходит перетекание потока и больше индуктивное сопротивление.

Чем больше , тем также интенсивнее происходит перетекание и увеличивается X i . Вот почему у спортивных планеров такие узкие и длинные крылья - для снижения индуктивного сопротивления.

C x трения и C x давления в пределах эксплуатационных  практически не изменяются, а коэффициент C xi в зависимости от  изменяется по параболическому закону.