Углы, определяющие ориентацию ла относительно воздушного потока.
УГОЛ АТАКИ ЛА (УА) - Смотри рисунок 17 (угол между осью Х связанной СК и плоскостью XZ скоростной СК.).
УГОЛ СКОЛЬЖЕНИЯ - Смотри рисунок 18 (угол между осью Х связанной СК и плоскостью XY скоростной СК.).
Углы, определяющие ориентацию траектории движения ла относительно земной поверхности.
УГОЛ НАКЛОНА ТРАЕКТОРИИ - Смотри рисунок 19 (угол между скоростью ЛА относительно земли и плоскостью XZ земной СК.).
НАПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТА - Смотри рисунок 20 (угол между проекцией скорости ЛА относительно земли на землю и направлением на 'базовый ориентир': северный полюс).
Следует обратить внимание на разницу между понятиями 'направление полета' и 'курс'. Нос ЛА может 'смотреть' в одну сторону (то есть курс), а лететь он может в другую из-за сноса ветром. Это особенно важно учитывать при полетах на сверхлегких ЛА (СЛА), чья воздушная скорость невелика и обычно соизмерима со скоростью ветра.
Впр: Назвать углы, отмеченные на рисунке 21.
Отв:
1 – Тангаж (угол между осью Х связанной СК и плоскостью XZ земной СК).
2 – Угол атаки (угол между осью Х связанной СК и плоскостью XZ скоростной СК).
3 – Угол наклона траектории (угол между скоростью ЛА относительно земли и плоскостью XZ земной СК).
Обтекание воздушным потоком тонкой пластины.
Схемы обтекания тонкой пластины.
Разделим полную аэродинамическую силу R на составляющие: подъемную силу Y и силу сопротивления X. Рассмотрим зависимость этих составляющих от угла установки пластины к набегающему потоку воздуха (угла атаки).
Пластина расположена вдоль потока (угол атаки равен нулю).
Так как поток воздуха пластиной не отклоняется, Y=0. Сопротивление Х минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R совпадает с силой сопротивления X.
Смотри рисунок 22.
На рисунках 27 и 28
отметить точку (0).
Пластина начала отклонятся.
Из-за скашивания потока появилась подъемная сила Y. Сопротивление Х немного увеличивается, так как увеличилось поперечное сечение пластины по отношению к потоку. Следует отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет быстрее, чем сопротивление. Смотри рисунок 23.
На рисунках 27 и 28
отметить точку (1).
Увеличиваем наклон пластины.
Из-за увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Y2>Y1. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Х2>Х1. Смотри рисунок 24.
На рисунках 27 и 28
отметить точку (2).
Увеличиваем наклон пластины.
Воздуху становится 'труднее' плавно обтекать сильно наклоненную пластину. Над верхней поверхностью начинает образовываться микровихрь. Подъемная сила хотя и увеличивается (Y3>Y2), но существенно медленнее чем раньше. Сопротивление продолжает быстро расти. ХЗ>Х2. Следует отметить, что на больших углах атаки рост сопротивления обгоняет рост подъемной силы. Смотри рисунок 25.
На рисунках 27 и 28
отметить точку (3).
Увеличиваем наклон пластины.
Воздушный поток не в состоянии плавно обтекать пластину. Происходит СРЫВ ПОТОКА. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила падает. Y4<Y3. Сопротивление резко растет. Х4>ХЗ. Смотри рисунок 26
На рисунках 27 и 28
отметить точку (4).
