Введение

Угол между хордой крыла и невозмущенным потоком воздуха

В динамике жидкостей угол атаки (AOA, α, или ) — это угол между эталонной линией на теле (часто хордой профиля) и вектором, представляющим относительное движение между телом и жидкостью, в которой оно движется. Угол атаки – это угол между эталонной линией тела и встречным потоком. В данной статье основное внимание уделяется наиболее распространенному применению, а именно углу атаки крыла или профиля, движущегося в воздухе. В аэродинамике угол атаки определяет угол между хордой крыла самолета с фиксированным крылом и вектором, представляющим относительное движение между самолетом и атмосферой. Поскольку крыло может иметь крутку, хорда всего крыла может быть неопределена, поэтому определяется альтернативная эталонная линия. Часто в качестве эталонной линии выбирается хорда корневой части крыла. Другой вариант – использовать горизонтальную линию на фюзеляже в качестве эталонной линии (а также в качестве продольной оси). Некоторые авторы не используют произвольную хорду, а используют ось нулевой подъемной силы, где, по определению, нулевой угол атаки соответствует нулевому коэффициенту подъемной силы. Некоторые британские авторы использовали термин «угол установки» вместо «угол атаки». Однако это может привести к путанице с термином «угол установки», обозначающим угол между хордой профиля и некоторой фиксированной точкой отсчета в самолете.

Отношение между углом атаки и коэффициентом подъема

Коэффициент подъёмной силы самолёта с фиксированным крылом изменяется в зависимости от угла атаки. Увеличение угла атаки связано с ростом коэффициента подъёмной силы до достижения максимального коэффициента подъёмной силы, после чего коэффициент подъёмной силы уменьшается. С увеличением угла атаки самолёта с фиксированным крылом, отрыв воздушного потока от верхней поверхности крыла становится более заметным, что приводит к замедлению темпа роста коэффициента подъёмной силы. На рисунке представлена типичная характеристика для крыла с изгибом. Крылья с изгибом имеют профиль, обеспечивающий создание подъёмной силы даже при небольших отрицательных углах атаки. Симметричное крыло имеет нулевую подъёмную силу при угле атаки 0 градусов. На характеристику подъёмной силы также влияют форма крыла, включая его профиль и планёрную форму. Крыло со стреловидностью имеет более пологую и сдвинутую вниз характеристику с более высоким критическим углом.

Критический угол атаки

Критический угол атаки – это угол атаки, при котором достигается максимальный коэффициент подъёмной силы. Он также называется "угол сваливания". Ниже критического угла атаки, с уменьшением угла атаки, уменьшается и коэффициент подъёмной силы. И наоборот, выше критического угла атаки, с увеличением угла атаки, поток воздуха начинает обтекать верхнюю поверхность профиля менее плавно и начинает отрываться от неё. На большинстве форм профилей, с увеличением угла атаки, точка отрыва потока на верхней поверхности перемещается от задней кромки к передней. При критическом угле атаки отрыв потока на верхней поверхности становится более выраженным, и профиль или крыло создаёт максимальный коэффициент подъёмной силы. При дальнейшем увеличении угла атаки отрыв потока на верхней поверхности становится полным, а коэффициент подъёмной силы снижается. При взлёте и посадке с коротких взлётно-посадочных полос (STOL), например, при операциях с авианосцев и полётах STOL в труднодоступных районах, самолёты могут быть оснащены индикаторами угла атаки или запаса подъёмной силы. Эти индикаторы непосредственно измеряют угол атаки (AOA) или потенциал подъёмной силы крыла (POWL, или Lift Reserve) и помогают пилоту более точно управлять полётом вблизи точки сваливания. Операции STOL требуют от самолёта возможности работать вблизи критического угла атаки при посадке и с оптимальным углом набора высоты при взлёте. Индикаторы угла атаки используются пилотами для достижения максимальной эффективности при выполнении этих манёвров, поскольку информация о воздушной скорости лишь косвенно связана с поведением при сваливании.

Очень высокий альфа

Некоторые военные самолеты способны достигать управляемого полета при очень высоких углах атаки, но ценой огромного индуцированного сопротивления. Это обеспечивает самолету высокую маневренность. Ярким примером является "Кобра Пугачева". Хотя самолет испытывает высокие углы атаки на протяжении всего маневра, он не способен осуществлять аэродинамическое управление направлением или поддерживать горизонтальный полет до завершения маневра. "Кобра" является примером сверхманевренности, поскольку крылья самолета большую часть времени маневра находятся далеко за пределами критического угла атаки. Дополнительные аэродинамические элементы, известные как "устройства повышения подъемной силы", включая корневые предкрылки, позволяют истребителям достигать значительно большего допустимого "истинного" угла атаки – до более чем 45°, по сравнению с примерно 20° у самолетов без этих устройств. Это может быть полезно на больших высотах, где даже незначительные маневры могут потребовать высоких углов атаки из-за низкой плотности воздуха в верхних слоях атмосферы, а также на малых скоростях на малой высоте, где запас между углом атаки при горизонтальном полете и углом атаки срыва уменьшается. Высокая способность к работе с большими углами атаки обеспечивает пилоту запас прочности, затрудняя срыв самолета (который происходит при превышении критического угла атаки). Однако в боевых условиях военные самолеты обычно не используют такие высокие углы атаки, поскольку это быстро приводит к потере скорости из-за индуцированного сопротивления, а в крайних случаях – к увеличению лобового сопротивления и паразитного сопротивления. Такие маневры не только замедляют самолет, но и создают значительные нагрузки на конструкцию при высокой скорости. Современные системы управления полетом, как правило, ограничивают угол атаки истребителя значительно ниже его максимального аэродинамического предела.

Парусный спорт

При парусном спорте физические принципы те же, что и в авиации — парус является аэродинамическим профилем (крылом). Угол атаки паруса — это угол между хордой паруса и направлением кажущегося ветра.