Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

Привет!

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.

угол атаки

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам профиле крыла, 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 угол атаки. 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.

угол атаки

Аэродинамическая сила

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-) . На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь 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 угол атаки 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 здесь.

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 угол атаки.

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.

{lang: 'ru'}
Вам было интересно? Расскажите об этом друзьям:
Приглашаю к общению:

Related posts:

  1. Откуда берется подъемная сила?
This entry was posted in АЭРОДИНАМИКА. ЭЛЕМЕНТАРНО. and tagged , , . Bookmark the permalink.

64 Комментариев: Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.

  1. Михаил говорит:

    Все-таки, насколько я могу судить, в действительности речь идет не о двух подъемных силах, а о двух способах объяснения подъемной силы.

    • Юрий говорит:

      Все же нет. Речь не о двух способах объяснения, а о двух источниках ее возникновения. Так наиболее верно будет сказать. Они даже свое название имеют. Основанный на законе сохранения импульса – эффект воздушного змея. Здесь для получения подъемной силы нужен угол атаки и силу эту сможет создавать даже плоская пластина. Однако при нулевом угле атаки подъемной силы у плоской пластины не будет. Чтобы ее получить пластина уже должна быть не плоской, а иметь специальный аэродинамический профиль. Здесь задействован эффект Бернулли, и так как скорость потока над профилем больше, а под ним меньше, то давление под профилем больше, а над ним меньше – возникает подъемная сила. Разность скоростей над и под профилем объясняется более точно (математически) с использованием явления циркуляции воздуха вокруг профиля (возникновение циркуляции также объясняется с использованием закона сохранения импульса). Поэтому этот второй, основанный на эффекте Бернулли, называют еще циркуляционным эффектом. Силы этих обоих источников математически описываются одинаково и физически зависят от одних и тех же параметров. Только коэффициенты (Сх и Су) в первом случае определяются проще, во втором значительно сложнее…. В статьях я не упоминал о циркуляции из соображений максимального упрощения. Но видимо уже давно настала пора написать что-либо более серьезное :-)

      • Михаил говорит:

        Поток воздуха не может одновременно и отскакивать под углом набегания и обтекать крыло вдоль профиля. В действительности происходит второе. Поэтому, все же да. И процесс приемлемо описывается только уравнением Бернулли Даже для воздушного змея, как ни странно. Пересмотрите выложенное Вами же видео крыло там симметрично (ну чем не змий?), а поток – нет. Подход Ньютона дает лишь качественное описание и заведомо неверные коэффициенты. Впрочем в Бернулли их получение – весьма нетривиальная задача.

        • Юрий говорит:

          Поток обтекает профиль и при этом отклоняется в своем течении под тем самым углом набегания. И видел это очень неплохо иллюстрирует. Оно же иллюстрирует тот факт, что воздушный змей при нулевом угле атаки подъемной силы не создает, как впрочем и симметричный профиль. И все же нет…

          С наступающим Новым Годом! :-)

      • Владимир говорит:

        Есть ещё третье объяснение подъёмной силы, как части общего закона Бернули, когда источник потока независим.

  2. Илья говорит:

    Вопрос такой. Есть оптимальный угол атаки крыла, где-то половина критического, ну допустим около 7 градусов. Как вообще регулируется угол атаки крыла? Крыло ведь жестко соединено с фюзеляжем? То есть получается единственный способ с помощью тангажа. Или есть определенный угол между фезюляжем и крылом? В кабине есть прибор, показывающий угод атаки крыла?

    • Юрий говорит:

      Крыло жестко закреплено на фюзеляже и уже расположено под определенным углом по отношению к продольной оси фюзеляжа. Этот угол расчетный и подобран обычно из соображений расчетного прямолинейного полета (экономичность + скорость + подъемная сила + наименьшее сопротивление и т.п.). Все остальные углы принимаются в процессе пилотирования и с его помощью, то есть изменением тангажа. В кабине многих самолетов предусмотрен прибор указывающий угол атаки. При этом установочный угол крыла на фюзеляже принимается обычно за ноль (на шкале прибора). Такой прибор часто совмещают с указателем вертикальной перегрузки, он имеет обозначенные красные зоны критических углов и перегрузок, что важно для пилотажа.

    • Юрий говорит:

      Да, еще стоит добавить, что были в истории авиации самолеты с изменяемым углом атаки крыла. правда очень мало :-) . Серийный известен один – американский Vought F-8 Crusader.

  3. Артем говорит:

    Юрий доброго времени суток. Является ли на поляре крыла (Acxmin)=(Aэк)?

    • Юрий говорит:

      В общем случае на поляре крыла экономический угол атаки соответствует углу атаки при котором сопротивление крыла минимально, что позволяет достичь большей скорости при прочих равных условиях.

      • Артем говорит:

        Просто в двух источниках таких как “Николаев АД Транспортных Самолетов” и ” Богославский АД Ан-24″. При рассмотрении поляры крыла не указывается что Аэк есть Асхмин. И на кривых Жуковского полет на Аэк и Амакс скорости два разных угла и соответственно разные скорости. И у Николаева пишут что, если крыло не имеет крутки то Асхмин может совпадать с А0Y

  4. Артур говорит:

    У нас на лекциях угол атаки определялся как разность между a и a0. Где а0 – это угол между хордой и потоком, при котором подъёмная сила равна нулю. Получается ваш вариант подходит только для плоского крыла :D или это просто разность в терминологии?

    • Юрий говорит:

      Это не “мой вариант”. Это обычное упрощенное объяснение сути угла атаки для людей, малосведущих в авиации (плоский профиль тут не при чем). Такова политика сайта. Если вы хотите здесь найти всесторонне точное (да еще, не дай бог :-) , с математическим обоснованием) определение, то Вы его не найдете. Это же не вузовская программа, а как раз наоборот….

  5. Федор говорит:

    Другое дело, что плохая аэродинамическая форма приведет к срыву потока из-за сильного разряжения позади крыла и, соотв., подсоса воздуха на верхнюю кромку крыла, устраняющее образовавшееся разряжение…

  6. Федор говорит:

    Вы считаете, что подпор воздуха снизу крыла, находящегося под углом атаки, составляет основу подъемной силы, превышая эффект Бернулли на верхней поверхности крыла?
    Если так, то позволю себе не согласиться. Основная составляющая подъемной силы – это разряжение в верхней части крыла, возникающая за счёт сильного падения статического давления в потоке на верхней части крыла. А в это время, на нижнюю поверхность крыла, воздух создает давление в 1 амосферу…
    По сути, для создания подъемной силы, можно не разгонять крыло, а просто его обдувать безвихревым потоком воздуха.

    • Юрий говорит:

      Согласен… За исключением 1-ой атмосферы. Если присутствует угол атаки либо профиль не плоский (либо и то, и другое) то давление заторможенное, то есть статика плюс динамика, зависящая от скорости и плотности потока….

  7. Д говорит:

    Было бы не лишне (имхо) добавить в статью поляру крыла, наглядная и полезная для понимания штука.

    • Юрий говорит:

      Вы правы, конечно, насчет поляры. Вещь действительно очень полезная. Однако, я в свете политики сайта (максимальное упрощение) решил, что это лишняя сложность… Вероятно это не совсем правильно, уже сам раздумываю. Видимо придется ее как-то вводить “в оборот”, может через другие статьи….

  8. temimark говорит:

    2 svats: Ваш комментарий является наглядным примером профанизации и непонимания законов аэродинамики. Вы не знаете даже историю возникновения аэродинамики как науки… Может поинтересуетесь сколько авиаторов начала 20-го века погибли на первый самолётах именно из-за “неправильности” профиля крыла, а точнее в виду отсутствия его как такового. Лететь используя только угол атаки – это как ходить по краю пропасти. В прямолинейном полёте – не критично, но как только начинается любой манёвр, начинается и игра со смертью.
    Вы и вправду считаете себя умнее авиаконструкторов? :) )) Тут и до диагноза недалеко. Кстати, приведённые вами примеры и пренебрежение другими параметрами полёта приводят к авиакатастрофам. (Примеры: катастрофа при уходе на второй круг 2012 в Татарстане B-737; катастрофа Ту-154 под Донецком в 2006 году) Именно грубейшие ошибки пилотирования привели к этим катастрофам. Те действия пилота которые вы описали в посте от 10.04.2015 в 3:53 могут привести к катастрофе в критической ситуации. Очень страшно когда пилоты имеют знания как водители автобусов…. Не в обиду водителям автобусов, но там просто аэродинамика ненужна. Итог – всё очень плохо

  9. svats говорит:

    летит себе самолет в ГП с какой то скоростью (неустав скорость вертикальная =о:|) захотел пилот лететь в ГП на меньшей сккорости прибрал режим-увеличился угол атаки и летит себе на этой скорости (неустав скорость вертикальная =о:|) потом приспичело пилоту подняться повыше на этой скорости он засуропил газу до отказу и еще увеличил угол атаки появилась сила (дополнительная подъемная сила неустав и вертикальная скорость)
    это на первый кажется что все из за того что режим засуропил пилот вроде как причинно-следственные связи наблюдаются при этом
    но тогда зачем же крылья если и сила (подъемная сила неустав и вертикальная скорость) зависят от двигателя и только?
    А конструкторы то этого и не ЗНАЮТ! и уродуются выдумывая новые крылья чтобы у них сила
    (да подъемная сила неустав, сколько можно повторять) была больше при такой скорости:))
    (cкорости до какой его двигло разгонит, неустав, а не поднимет)

    и вот еще
    собирайтесь тупицы в кучу я пример вам замандючу!!!

    водный лыжник зацепился за лодкой за трос
    лодка поташила его по воде пока скорость лодки маленькая лыжник по пояс в воде какой там двигатель почерту пусть такой что даже баржу груженую таскать сможет
    лыжник не дурак был и увеличил угол атаки и ой ля ля вышел на поверхность
    а потом скинул(крылья) лыжи и на ногах решил прокатиться и как не пытался не поучилось у него пока скорость лодка не увеличила
    так что его вверх толкает?:)) нет не избыток тяги а избыток скорости преобразуется в избыток подъемной силы

  10. svats говорит:

    особенно неустав там такие корки мочит:)))

    • вован говорит:

      прочитал это чтото с чем то а тот самый ANDR походу вообще не в теме только щеки пытается надувать

Оставить комментарий

Ваш email не будет опубликован. Обязательные поля отмечены *

*

Вы можете использовать это HTMLтеги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <strike> <strong>