Кут атаки і аеродинамічні сили, авіація, зрозуміла всім

Визначення кута атаки

Говорити будемо для зручності про вже відомий нам профілі крила. і ви вже знаєте, що це справедливо для крила в цілому.

В одній з попередніх статей ми говорили про підйомної силі, що утворюється при обтіканні несиметричного профілю, розташованого для простоти розуміння паралельно потоку (тобто спрощений варіант). Насправді будь-який крило (тобто саме собою профіль) розташоване під кутом до нього. Таким чином існує таке дуже важливе поняття, як кут атаки. Визначимо його точніше.

Мінімальна відстань по прямій від носика профілю до його законцовки (між точками А і В) - це хорда профілю. А кут між хордою і напрямком руху потоку, що набігає - це і є кут атаки α. Потік при цьому розглядаємо спокійним, тобто необуреним. На майбутнє зауважу, що потік може бути ламінарним, коли він тече плавно, без перемішування прилеглих шарів і турбулентним, коли виникають вихори і перемішування шарів.

І ось тут можна розкрити маленький секрет :-). Насправді немає підйомної сили, як самостійної величини. Але я тут вас, звичайно, не обманював. Просто крім підйомної (Y) є ще одна сила аеродинамічного характеру. Це сила опору повітря (X). Опір має чималу величину і особливо при наявності кута атаки її не можна не враховувати. Обидві ці сили в сумі становлять величину, яка називається повна аеродинамічна сила (R). Ось вона-то якраз і впливає на профіль крила. Прикладена вона в точці з назвою центр тиску. Чому тиску? Тому що повітря «тисне» на профіль за допомогою цієї самої сили.

З введенням поняття кут атаки виникає ще одна річ, яка дуже важлива і про неї не можна не згадати. При русі профілю під кутом до набігаючого потоку цей потік як би скошується і набуває деякий рух вниз. Оскільки повітря має певну масу, то за законом збереження імпульсу на профіль буде діяти сила, спрямована у зворотному напрямку (тобто практично вгору), і від величини цієї маси залежить. Вона теж буде брати участь у формуванні повної аеродинамічної сили, а значить і підйомної сили профілю, хоча ясно, що сама вона має дещо іншу природу освіти, ніж та, про яку ми говорили тут.

При обтіканні профілю (як несиметричного, так і будь-якого іншого) ці два види підйомної сили як би доповнюють один одного, причому вирішальну роль (за величиною) тепер грає сила, що виникає в результаті наявності кута атаки. Підйомна сила, що виникає відповідно до закону Бернуллі грає вже другорядну роль, що і відбувається на реальному літаку.

Завдяки цьому явищу, літати може практично будь-яка, навіть плоска пластинка. Для цього одну вимогу: повинен бути кут атаки. Як тільки пластина стає непараллельной набігаючого потоку, відразу виникають вищезазначені аеродинамічні сили і процес пішов ... Ось яке вобщем-то важливе поняття, виявляється кут атаки.

Закінчуючи цю статтю, скажу, як і раніше. Ми сьогодні згадали лише кілька термінів і визначень з королеви авіаційних наук аеродинаміки. Всього лише згадали! Насправді ж ця наука настільки ж складна, наскільки і цікава. Однак чудова краса авіації доступна будь-якій людині, навіть недосвідченому в аеродинаміці ... 🙂

P.S. На закінчення пропоную подивитися невеликий ролик, непогано ілюструє обтікання профілю в залежності від кута атаки і сили, що діють на нього. Червоним показано підвищений тиск, синім знижений.

Потік обтікає профіль і при цьому відхиляється в своїй течії під тим самим кутом набігання. І бачив це дуже непогано ілюструє. Воно ж ілюструє той факт, що повітряний змій при нульовому куті атаки підйомної сили не створює, як втім і симетричний профіль. І все ж немає ...

З наступаючим Новим роком. -) ...

Питання таке. Є оптимальний кут атаки крила, десь половина критичного, ну припустимо близько 7 градусів. Як взагалі регулюється кут атаки крила? Крило адже жорстко пов'язане з фюзеляжем? Тобто виходить єдиний спосіб за допомогою тангажу. Або є певний кут між фезюляжем і крилом? У кабіні є прилад, який показує Угод атаки крила?

Крило жорстко закріплено на фюзеляжі і вже розташовано під певним кутом по відношенню до поздовжньої осі фюзеляжу. Цей кут розрахунковий і підібраний зазвичай з міркувань розрахункового прямолінійного польоту (економічність + швидкість + підйомна сила + найменший опір і т.п.). Всі інші кути приймаються в процесі пілотування і з його допомогою, тобто зміною тангажу. В кабіні багатьох літаків передбачений прилад вказує кут атаки. При цьому інсталяційний кут крила на фюзеляжі приймається зазвичай за нуль (на шкалі приладу). Такий прилад часто поєднують з покажчиком вертикальної перевантаження, він має позначені червоні зони критичних кутів і перевантажень, що важливо для пілотажу.

Так, ще варто додати, що були в історії авіації літаки із змінним кутом атаки крила. правда дуже мало :-). Серійний відомий один - американський Vought F-8 Crusader.