About: Angle of attack     Goto   Sponge   NotDistinct   Permalink

An Entity of Type : owl:Thing, within Data Space : dbpedia.org associated with source document(s)
QRcode icon
http://dbpedia.org/describe/?url=http%3A%2F%2Fdbpedia.org%2Fresource%2FAngle_of_attack

In fluid dynamics, angle of attack (AOA, α, or ) is the angle between a reference line on a body (often the chord line of an airfoil) and the vector representing the relative motion between the body and the fluid through which it is moving. Angle of attack is the angle between the body's reference line and the oncoming flow. This article focuses on the most common application, the angle of attack of a wing or airfoil moving through air.

AttributesValues
rdfs:label
  • Angle d'atac
  • Úhel náběhu
  • Anstellwinkel
  • Angle of attack
  • Ángulo de ataque
  • Incidence (aérodynamique)
  • Sudut serang
  • Angolo di incidenza (fluidodinamica)
  • 迎角
  • 받음각
  • Kąt natarcia
  • Invalshoek (aanstroming)
  • Угол атаки
  • Ângulo de ataque
  • Anfallsvinkel
  • Кут атаки
  • 攻角
rdfs:comment
  • Úhel náběhu je v aerodynamice označení pro úhel, který svírá vektor nabíhajícího proudu vzduchu s referenční přímkou tělesa (nejčastěji tětivou ). Úhel náběhu profilu křídla má vliv na součinitel vztlaku, a tím i na výslednou vztlakovou sílu.
  • Der Anstellwinkel oder Anströmwinkel ist in der Aerodynamik der Winkel zwischen der Richtung des anströmenden Fluids und der Sehne eines Profils. Das Profil kann dabei beispielsweise Teil einer Tragfläche, eines Rotorblatts, eines Segels oder einer Turbinenschaufel sein. Die Größe des Anstellwinkels bestimmt zusammen mit der Anströmgeschwindigkeit die Größe des dynamischen Auftriebs. Er ist daher ein wichtiger Parameter beim Betrieb von Flugzeugen, Windkraftanlagen, Turbinen oder Segelbooten.
  • En mécanique des fluides, l'angle d'incidence est l'angle formé par la corde de référence du profil d'une surface et le vecteur vitesse du vent relatif, ou l'angle entre cette corde et la direction du vent attaquant le profil, d'où l'appellation anglaise angle of attack (AOA). Elle se note .
  • Sudut serang atau Angle of attack (AOA, , ) adalah istilah yang dipakai di untuk menjelaskan sudut antara garis pemandu pada bada pengangkat (seringnya adalah di sebuah airfoil) dan vektor melambangkan gerakan relatif terhadap bada pengangkat dan aliran ke mana dia bergerak. Sudut serangan ialah sudut antara garis pemandu badan pengangkat dan aliran yang datang menyambut. Artikel ini fokus kepada aplikasi yang lebih umum, yaitu sudut serangan dari sayap atau airfoil yang bergerak di udara.
  • 받음각(Angle of Attack)은 영각, 앙각 ( 仰角 : 올림각이란 뜻 ) 이란 표현을 쓰기도 했으며 Angle of Attack 을 그대로 직역하여 공격각이라 쓴 책자도 있다. 각도에 의해서도 양력은 발생하는데, 물체의 중심선과 운동방향이 이루는 각을 공격각(angle of attack)이라고 한다. 투창과 투원반, 스키 점프 등에서는 이러한 원리를 잘이용해야 한다.
  • 攻角(英語:Angle of attack,縮寫為AOA,常用希臘字母α表示)為空氣動力學名詞,為機翼之翼弦與自由流(或是相對風流的方向)之夾角;如為飛機攻角,定義則為機軸對相對風流之夾角。當機翼向上為正攻角,向下則為負攻角。 攻角有可能與搞混。俯仰角是指翼弦與飛行器之夾角,而攻角是指與自由流之夾角。 機翼要有升力,則必須要有攻角或是弧度(camber)。有弧度的機翼,其零升力攻角不為零,也就是在攻角0度時,有弧線的機翼就有升力。而對稱翼不具弧線,所以在攻角0度時沒有升力,必須要有攻角,機翼才能提供升力。 當機翼因其它因素干擾,此時對於該翼剖面的相對風速可能與飛行器的相對風速不一樣,所以在翼剖面上的相對風速與翼弦之夾角才是有效攻角。最常見的情況為,在機翼翼尖的部分,因三維釋放效應,空氣由機翼下方往上翻,使得有效攻角變小,並造成額外的阻力,我們稱這種阻力為誘導阻力,而原本的攻角與有效攻角之差為誘導攻角。
  • S'anomena angle d'atac a l'angle que formen la corda geomètrica d'un perfil d'ala amb la velocitat de l'aire incident. És un paràmetre que influeix decisivament sobre la capacitat de generar sustentació d'una ala o sobre la de generar tracció de les pales d'una hèlix. S'ha de destacar que existeixen uns dispositius hipersustentadors que poden incrementar l'angle d'atac d'entrada en pèrdua.
  • In fluid dynamics, angle of attack (AOA, α, or ) is the angle between a reference line on a body (often the chord line of an airfoil) and the vector representing the relative motion between the body and the fluid through which it is moving. Angle of attack is the angle between the body's reference line and the oncoming flow. This article focuses on the most common application, the angle of attack of a wing or airfoil moving through air.
  • Se denomina ángulo de ataque al ángulo que forman la cuerda geométrica de un perfil alar con la dirección del aire incidente. Es un parámetro que influye decisivamente en la capacidad de generar sustentación de un ala o en la capacidad de generar tracción en las palas de una hélice. Hay que destacar que existen ciertos dispositivos hipersustentadores que pueden incrementar el ángulo de ataque de entrada en pérdida, es decir reducir la velocidad de entrada en pérdida.
  • 迎角(むかえかく、げいかく、英: angle of attack, AoA)は、流体 (液体や気体) 中の物体(主に翼)が、流れに対してどれだけ傾いているかという角度をあらわす値である。迎え角とも。 航空機の主翼の場合、前縁と後縁を結んだ線(翼弦線、コード)と一様流とのなす角で、前上がりをプラスとする。 一般的な航空機の主翼の場合、揚力係数と抗力係数は、概ね迎角に比例して徐々に増加していくが、抗力係数が増加し続けるのに対し、揚力係数はある点をピークを過ぎて急減少に変わる。この点を最大揚力係数といい、そのときの迎え角を失速迎え角といい、それ以降の状態を失速という。抗力の増加により減速すれば、揚力は更に小さくなるなど、不安定で危険な状態である。なお航空機に十分な速度があれば、主翼を上方に傾けても機体自体が上昇していくため、迎角が増大する事は無い。逆に航空機の速度が不十分であれば、揚力の不足によって機体自体が降下してしまうため、迎角が大きくなってしまい、失速状態に陥る事となる。あくまで1次的な原因は迎角の増大であり、速度は2次的な原因である。また、ある迎角において、揚力係数と抗力係数との比を揚抗比といい、揚抗比の大きい主翼の航空機は、滑空性能が良く航続距離が長くなる。 殆どの翼は、迎角が0°でも揚力が発生する翼型に設計されていて、揚力が0になるマイナスの値の迎角を零揚力角という。
  • Il termine angolo di incidenza (in inglese angle of attack, abbreviato AoA, chiamato anche α) in fluidodinamica indica l'angolo con cui un profilo alare fende un fluido. In particolare si definiscono: * angolo di incidenza geometrica: angolo formato dalla corda del profilo alare, con la direzione del flusso incidente; * angolo di incidenza aerodinamica: angolo formato dalla linea di portanza nulla del profilo alare, con la direzione del flusso incidente; * angolo di portanza nulla: è l'angolo formato tra la corda e la direzione di portanza nulla; Alfa zero(α0)
  • Invalshoek of aanvalshoek is de hoek tussen de koorde van een vleugelprofiel en de hierlangs stromende lucht of vloeistof. Dit profiel kan een vliegtuigvleugel zijn, maar ook een propeller, scheepsschroef of zeil, maar ook een insectënvleugel, vogelvleugel, vleermuisvleugel of vin van een vis. In de zeilvaart is de invalshoek de hoek tussen het midden van het zeil en de windrichting.
  • Kąt natarcia – jest to (umowny) kąt pomiędzy kierunkiem strugi napływającego powietrza a cięciwą powierzchni nośnej (skrzydła) lub płata wirnika. Kąt natarcia ma kluczowy wpływ na powstawanie siły nośnej działającej na skrzydło i odpowiedzialnej za unoszenie się samolotu w powietrzu. Każdy płat posiada określony krytyczny kąt natarcia i konstruktorzy tak dobierają profil lotniczy aby aerodyna (np. samolot, szybowiec, paralotnia) miała poprawne właściwości lotne we wszystkich stanach lotu.
  • Anfallsvinkel (engelska angle of attack (AOA)) för en vingprofil (se nedan) är ett aerodynamiskt uttryck för vinkeln mellan dess rörelseriktning i förhållande till den omgivande luften och profilens korda, som vanligen definieras som den linje som förbinder vingprofilens främre och bakre spetsar. Genom att använda speciellt utformade ytor med goda aerodynamiska egenskaper har man lyckats uppnå en maximal anfallsvinkeln (alfamax) hos stridsflygplan som överstiger 45°, mot mera normala 15 eller 20 grader.
  • Угол атаки (общепринятое обозначение — буква греческого алфавита альфа) — угол между направлением вектора 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.
  • Кут атаки — кут між напрямком швидкості набігаючого на тіло потоку (рідини або газу) і характерним поздовжнім напрямком, обраним на тілі, наприклад у крила літака це буде хорда крила, у літака — поздовжня будівельна вісь, у снаряда чи ракети — їх вісь симетрії. При розгляді крила або літака кут атаки знаходиться в нормальній площині, на відміну від кута ковзання.
foaf:depiction
  • External Image
foaf:isPrimaryTopicOf
thumbnail
dct:subject
Wikipage page ID
Wikipage revision ID
Link from a Wikipage to an external page
sameAs
dbp:wikiPageUsesTemplate
has abstract
  • S'anomena angle d'atac a l'angle que formen la corda geomètrica d'un perfil d'ala amb la velocitat de l'aire incident. És un paràmetre que influeix decisivament sobre la capacitat de generar sustentació d'una ala o sobre la de generar tracció de les pales d'una hèlix. Normalment, en augmentar l'angle d'atac augmenta la sustentació fins a un punt concret en el qual aquesta disminueix bruscament, fenomen que es coneix amb el nom d'entrada en pèrdua. La dependència de la sustentació amb l'angle d'atac es pot mesurar a través d'un coeficient de sustentació la variació del qual amb l'angle d'atac α s'il·lustra a la figura 2. S'ha de destacar que existeixen uns dispositius hipersustentadors que poden incrementar l'angle d'atac d'entrada en pèrdua.
  • Úhel náběhu je v aerodynamice označení pro úhel, který svírá vektor nabíhajícího proudu vzduchu s referenční přímkou tělesa (nejčastěji tětivou ). Úhel náběhu profilu křídla má vliv na součinitel vztlaku, a tím i na výslednou vztlakovou sílu.
  • Der Anstellwinkel oder Anströmwinkel ist in der Aerodynamik der Winkel zwischen der Richtung des anströmenden Fluids und der Sehne eines Profils. Das Profil kann dabei beispielsweise Teil einer Tragfläche, eines Rotorblatts, eines Segels oder einer Turbinenschaufel sein. Die Größe des Anstellwinkels bestimmt zusammen mit der Anströmgeschwindigkeit die Größe des dynamischen Auftriebs. Er ist daher ein wichtiger Parameter beim Betrieb von Flugzeugen, Windkraftanlagen, Turbinen oder Segelbooten.
  • In fluid dynamics, angle of attack (AOA, α, or ) is the angle between a reference line on a body (often the chord line of an airfoil) and the vector representing the relative motion between the body and the fluid through which it is moving. Angle of attack is the angle between the body's reference line and the oncoming flow. This article focuses on the most common application, the angle of attack of a wing or airfoil moving through air. In aerodynamics, angle of attack specifies the angle between the chord line of the wing of a fixed-wing aircraft and the vector representing the relative motion between the aircraft and the atmosphere. Since a wing can have twist, a chord line of the whole wing may not be definable, so an alternate reference line is simply defined. Often, the chord line of the root of the wing is chosen as the reference line. Another choice is to use a horizontal line on the fuselage as the reference line (and also as the longitudinal axis). Some authors do not use an arbitrary chord line but use the zero lift axis where, by definition, zero angle of attack corresponds to zero coefficient of lift. Some British authors have used the term angle of incidence instead of angle of attack. However, this can lead to confusion with the term riggers' angle of incidence meaning the angle between the chord of an airfoil and some fixed datum in the airplane.
  • Se denomina ángulo de ataque al ángulo que forman la cuerda geométrica de un perfil alar con la dirección del aire incidente. Es un parámetro que influye decisivamente en la capacidad de generar sustentación de un ala o en la capacidad de generar tracción en las palas de una hélice. Normalmente, al aumentar el ángulo de ataque se incrementa la sustentación hasta un cierto punto en el que ésta disminuye bruscamente, fenómeno que se conoce con el nombre de entrada en pérdida. La dependencia de la sustención con el ángulo de ataque se puede medir a través de un coeficiente de sustentación cuya variación con el ángulo de ataque α se ilustra en la figura 2. La dependencia teórica para una placa plana viene dada por (α)=2πα. Debido a la interacción directa entre el ángulo de ataque y la sustentación, el control del mismo es el mando primario de un avión o aerodino de ala fija. En efecto, el aumento de la sustentación genera un aumento de la resistencia aerodinámica, que se opone a la . Es decir se produce una reducción de la . Esto nos lleva a la conclusión de que la regulación primaria de la velocidad en un avión se efectúa mediante la modificación del ángulo de ataque. Hay que destacar que existen ciertos dispositivos hipersustentadores que pueden incrementar el ángulo de ataque de entrada en pérdida, es decir reducir la velocidad de entrada en pérdida.
  • En mécanique des fluides, l'angle d'incidence est l'angle formé par la corde de référence du profil d'une surface et le vecteur vitesse du vent relatif, ou l'angle entre cette corde et la direction du vent attaquant le profil, d'où l'appellation anglaise angle of attack (AOA). Elle se note .
  • Sudut serang atau Angle of attack (AOA, , ) adalah istilah yang dipakai di untuk menjelaskan sudut antara garis pemandu pada bada pengangkat (seringnya adalah di sebuah airfoil) dan vektor melambangkan gerakan relatif terhadap bada pengangkat dan aliran ke mana dia bergerak. Sudut serangan ialah sudut antara garis pemandu badan pengangkat dan aliran yang datang menyambut. Artikel ini fokus kepada aplikasi yang lebih umum, yaitu sudut serangan dari sayap atau airfoil yang bergerak di udara.
  • Il termine angolo di incidenza (in inglese angle of attack, abbreviato AoA, chiamato anche α) in fluidodinamica indica l'angolo con cui un profilo alare fende un fluido. In particolare si definiscono: * angolo di incidenza geometrica: angolo formato dalla corda del profilo alare, con la direzione del flusso incidente; * angolo di incidenza aerodinamica: angolo formato dalla linea di portanza nulla del profilo alare, con la direzione del flusso incidente; * angolo di portanza nulla: è l'angolo formato tra la corda e la direzione di portanza nulla; Alfa zero(α0) L'angolo di incidenza è fondamentale nello sviluppo delle forze dinamiche di portanza e resistenza, in quanto i rispettivi coefficienti dipendono solo da forma e angolo di incidenza dell'oggetto investito dalla corrente.. Il termine in italiano non va scambiato con l'angolo di calettamento, (in inglese chiamato Angle of incidence, fatto che dà luogo a non rara confusione), che definisce invece l'angolo geometrico di giunzione tra il profilo alare e l'asse geometrico di riferimento (l'asse longitudinale di un velivolo, l'asse di un'elica) e perciò indipendente dalla direzione di provenienza del flusso. Sarebbe inoltre un errore tradurlo brutalmente dall'inglese con "angolo di attacco".
  • 迎角(むかえかく、げいかく、英: angle of attack, AoA)は、流体 (液体や気体) 中の物体(主に翼)が、流れに対してどれだけ傾いているかという角度をあらわす値である。迎え角とも。 航空機の主翼の場合、前縁と後縁を結んだ線(翼弦線、コード)と一様流とのなす角で、前上がりをプラスとする。 一般的な航空機の主翼の場合、揚力係数と抗力係数は、概ね迎角に比例して徐々に増加していくが、抗力係数が増加し続けるのに対し、揚力係数はある点をピークを過ぎて急減少に変わる。この点を最大揚力係数といい、そのときの迎え角を失速迎え角といい、それ以降の状態を失速という。抗力の増加により減速すれば、揚力は更に小さくなるなど、不安定で危険な状態である。なお航空機に十分な速度があれば、主翼を上方に傾けても機体自体が上昇していくため、迎角が増大する事は無い。逆に航空機の速度が不十分であれば、揚力の不足によって機体自体が降下してしまうため、迎角が大きくなってしまい、失速状態に陥る事となる。あくまで1次的な原因は迎角の増大であり、速度は2次的な原因である。また、ある迎角において、揚力係数と抗力係数との比を揚抗比といい、揚抗比の大きい主翼の航空機は、滑空性能が良く航続距離が長くなる。 主翼上面には、ベルヌーイの定理により上向きの揚力分布である風圧分布が発生するが、それらの風圧分布によって発生する揚力と抗力との合力が翼弦線と交わる点を風圧中心と呼んでいる。また、風圧中心は、迎角の変化により変化するが、主翼の中心と一致しないため、風圧中心に働く揚力と抗力との合力により、主翼に頭上げ又は頭下げの回転する力(モーメント)が発生するが、迎角が変化しても、頭上げ又は頭下げの回転する力(モーメント)が発生しない翼弦線と交わる点があり、これを空力中心と呼んでいる。これは、普通の主翼では、翼弦線の25%前後にある。 殆どの翼は、迎角が0°でも揚力が発生する翼型に設計されていて、揚力が0になるマイナスの値の迎角を零揚力角という。 揚力は速度の2乗に比例するので、迎角が一定なら、低速では揚力不足で機体は降下し、高速では揚力過剰となり機体が上昇していく事となり、水平飛行は特定の速度域でしか行えなくなる。そこで、速度が不足し下降するようであれば操縦者は機首を上げ、速度が過剰なら機首を下げ、迎角を調整する事により揚力を調整し、航空機は水平の高度を保って飛行できる。 凧は失速状態で揚がっている場合もある。帆船は進路が風下方向に近ければ、帆の迎角は失速の範囲で揚力よりも抗力を主に利用する。
  • 받음각(Angle of Attack)은 영각, 앙각 ( 仰角 : 올림각이란 뜻 ) 이란 표현을 쓰기도 했으며 Angle of Attack 을 그대로 직역하여 공격각이라 쓴 책자도 있다. 각도에 의해서도 양력은 발생하는데, 물체의 중심선과 운동방향이 이루는 각을 공격각(angle of attack)이라고 한다. 투창과 투원반, 스키 점프 등에서는 이러한 원리를 잘이용해야 한다.
  • Kąt natarcia – jest to (umowny) kąt pomiędzy kierunkiem strugi napływającego powietrza a cięciwą powierzchni nośnej (skrzydła) lub płata wirnika. Kąt natarcia ma kluczowy wpływ na powstawanie siły nośnej działającej na skrzydło i odpowiedzialnej za unoszenie się samolotu w powietrzu. Im mniejszy kąt natarcia, tym większa musi być prędkość opływającej strugi powietrza, by utrzymać taką samą wartość siły nośnej. Wraz ze wzrostem kąta natarcia, wzrasta siła nośna, aż do osiągnięcia pewnego punktu krytycznego. Następuje wtedy gwałtowny spadek siły nośnej, dochodzi do przeciągnięcia. Wspomniany punkt krytyczny określa się mianem kąta krytycznego. Każdy płat posiada określony krytyczny kąt natarcia i konstruktorzy tak dobierają profil lotniczy aby aerodyna (np. samolot, szybowiec, paralotnia) miała poprawne właściwości lotne we wszystkich stanach lotu. Zazwyczaj płaty o małym kącie krytycznym mają mniejsze opory podczas przelotu, natomiast mają gorsze właściwości podczas startu i lądowania, a często mają gorszą charakterystykę przeciągnięcia (wymagają bardziej precyzyjnego pilotażu, są mniej tolerancyjne na błędy pilotażu). Kąt natarcia zwiększa się celowo np. podczas lądowania samolotu, aby przy zmniejszającej się prędkości w kontrolowany sposób utrzymać, a następnie stopniowo zmniejszać siłę nośną. Zmianę kąta natarcia i siły nośnej w trakcie lotu oraz podczas lądowania uzyskuje się sterem wysokości oraz (głównie podczas lądowania) za pomocą m.in. klap, slotów jak również innych powierzchni sterowych skrzydła. W niektórych, nielicznych samolotach, jak np. Vought F-8 Crusader kąt natarcia można zmieniać poprzez zmianę kąta ustawienia całego płata w stosunku do kadłuba (tzw. zmienny kąt zaklinowania). Kolejnym zastosowaniem są śmigła nowoczesnych elektrowni wiatrowych. Zmiana kąta natarcia jest tu używana do regulowania mocy wytwarzanego prądu elektrycznego.
  • Invalshoek of aanvalshoek is de hoek tussen de koorde van een vleugelprofiel en de hierlangs stromende lucht of vloeistof. Dit profiel kan een vliegtuigvleugel zijn, maar ook een propeller, scheepsschroef of zeil, maar ook een insectënvleugel, vogelvleugel, vleermuisvleugel of vin van een vis. In de zeilvaart is de invalshoek de hoek tussen het midden van het zeil en de windrichting. De liftkracht van een vleugelprofiel is rechtstreeks gekoppeld aan de invalshoek. Hoe groter de invalshoek, des te meer liftkracht, maar ook meer geïnduceerde weerstand. Voorbij een bepaalde hoek kan de stroming het profiel echter niet meer goed volgen en treedt loslating op en neemt de liftkracht snel af. Dit overtrekpunt kan vertraagd worden met welvingskleppen.
  • Anfallsvinkel (engelska angle of attack (AOA)) för en vingprofil (se nedan) är ett aerodynamiskt uttryck för vinkeln mellan dess rörelseriktning i förhållande till den omgivande luften och profilens korda, som vanligen definieras som den linje som förbinder vingprofilens främre och bakre spetsar. För ett flygplan definierar man vanligen ett referensplan som anfallsvinkeln refereras till i stället. Det är främst praktiska skäl som bestämmer hur en flygplanstillverkare väljer att lägga referensplanet. Dels är ofta vingarna torderade (något vridna) vilket innebär att det inte bara finns en enda kordariktning, dels vill man ha en riktning som är lätt att definiera på flygplanet och därmed referera till. Lyftkraften behöver därför inte nödvändigtvis vara noll när (den genomsnittliga) anfallsvinkeln är noll, vilket annars kanske förefaller mest naturligt. Om lyftkraften är noll när anfallsvinkeln är noll är vingens lyftkraft direkt proportionell mot anfallsvinkeln vid relativt måttliga anfallsvinklar och konstant fart. En större vinkel ger alltså mer lyftkraft, men den ger också mer extra bromsande luftmotstånd, s.k. inducerat motstånd eller lyftkraftberoende motstånd. För varje vinge finns en gräns för hur stor anfallsvinkel som kan utnyttjas. Om man överskrider denna gräns reduceras lyftkraften i stället för att öka ytterligare. Detta kallas för att vingen eller flygplanet överstegras eller stallar (från det engelska ordet stall, vilket uttalas som ett mellanting mellan stal och stål). Hos vissa vingar sker en drastisk lyftkraftsminskning vid överstegring, hos andra sker förändringen mera gradvis eller lyftkraften förblir ungefär konstant inom ett visst anfallsvinkelområde. Överstegring inträffar för olika vingar vid olika anfallsvinklar. Dessa skillnader beror i stor utsträckning på vingens profil och på vingens planform, framför allt framkantens svepningsvinkel. De flesta vingar har en vingprofil (som i princip framgår när man sågar itu vingen längs med flygkroppen) som varierar längs vingen. Längst in mot flygkroppen är profilen oftast längre och tjockare och ute vid spetsen är den kortare och tunnare. Anfallsvinkeln kan också variera längs med vingen (den sägs vara torderad), oftast så att den är större inne vid flygkroppen, av den anledningen att man vill att vingens stall skall börja inne vid flygkroppen och fortplanta sig utåt när farten sjunker. Därigenom kan flygplanet kontrolleras med skevrodren (som sitter nära vingspetsarna) även när delar av vingen är överstegrad. När vingens anfallsvinkel varierar längs vingen definierar man ändå ett enda referensplan för hela vingen. Genom att använda speciellt utformade ytor med goda aerodynamiska egenskaper har man lyckats uppnå en maximal anfallsvinkeln (alfamax) hos stridsflygplan som överstiger 45°, mot mera normala 15 eller 20 grader. Moderna civila flygplan är normalt utrustade med en akustisk överstegringsvarnare som varnar strax innan man når den anfallsvinkel som ger överstegring - även lätta flygplan som används för privatflygning. Många moderna civila passagerarflygplan är dessutom utrustade med s.k. spakskakare (stick shaker (som ett komplement till den akustiska varnaren) och spaktryckare (stick pusher). Den förstnämnda skakar om styrspaken eller ratten så att piloten absolut vet om att flygplanet är nära överstegring, och den sistnämnda trycker fram ratten eller spaken för att förhindra överstegring om piloterna inte skulle uppmärksamma de andra varningarna. Det är framför allt i samband med start och landning som överstegringsvarnare och spaktryckare kan behövas, men en överstegringsvarnare kan även vara bra att ha under grundskolning i avancerad flygning. I övrigt kan den vara störande, varför det enligt byggnadsbestämmelserna är tillåtet att kunna stänga av funktionen under avancerad flygning under vissa förutsättningar.
  • Угол атаки (общепринятое обозначение — буква греческого алфавита альфа) — угол между направлением вектора 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. Для самолёта в горизонтальном прямолинейном полёте увеличение скорости и угла атаки приводит к увеличению подъёмной силы, создаваемой крылом. В то же время увеличение угла атаки сопровождается ростом индуктивного сопротивления.
  • 攻角(英語:Angle of attack,縮寫為AOA,常用希臘字母α表示)為空氣動力學名詞,為機翼之翼弦與自由流(或是相對風流的方向)之夾角;如為飛機攻角,定義則為機軸對相對風流之夾角。當機翼向上為正攻角,向下則為負攻角。 攻角有可能與搞混。俯仰角是指翼弦與飛行器之夾角,而攻角是指與自由流之夾角。 機翼要有升力,則必須要有攻角或是弧度(camber)。有弧度的機翼,其零升力攻角不為零,也就是在攻角0度時,有弧線的機翼就有升力。而對稱翼不具弧線,所以在攻角0度時沒有升力,必須要有攻角,機翼才能提供升力。 當機翼因其它因素干擾,此時對於該翼剖面的相對風速可能與飛行器的相對風速不一樣,所以在翼剖面上的相對風速與翼弦之夾角才是有效攻角。最常見的情況為,在機翼翼尖的部分,因三維釋放效應,空氣由機翼下方往上翻,使得有效攻角變小,並造成額外的阻力,我們稱這種阻力為誘導阻力,而原本的攻角與有效攻角之差為誘導攻角。
  • Кут атаки — кут між напрямком швидкості набігаючого на тіло потоку (рідини або газу) і характерним поздовжнім напрямком, обраним на тілі, наприклад у крила літака це буде хорда крила, у літака — поздовжня будівельна вісь, у снаряда чи ракети — їх вісь симетрії. При розгляді крила або літака кут атаки знаходиться в нормальній площині, на відміну від кута ковзання. Для літака в горизонтальному прямолінійному польоті збільшення швидкості і кута атаки призводить до збільшення підйомної сили, створюваної крилом. У той же час, збільшення кута атаки супроводжується зростанням індуктивного опору. Спроба зберігати набір висоти збільшенням кута атаки без збільшення тяги двигунів є поширеною грубою помилкою в . Така помилка може призвести до зриву потоку і звалювання літака. Саме через виведення літака на закритичні кути атаки відбулися багато авіакатастроф, зокрема, авіакатастрофа під Донецьком 22 серпня 2006.
prov:wasDerivedFrom
page length (characters) of wiki page
is foaf:primaryTopic of
Faceted Search & Find service v1.17_git51 as of Sep 16 2020


Alternative Linked Data Documents: PivotViewer | ODE     Content Formats:       RDF       ODATA       Microdata      About   
This material is Open Knowledge   W3C Semantic Web Technology [RDF Data] Valid XHTML + RDFa
OpenLink Virtuoso version 08.03.3319 as of Dec 29 2020, on Linux (x86_64-centos_6-linux-glibc2.12), Single-Server Edition (61 GB total memory)
Data on this page belongs to its respective rights holders.
Virtuoso Faceted Browser Copyright © 2009-2021 OpenLink Software