Большой энциклопедический словарь → Что такое Угол атаки, что означает и как правильно пишется

Что такое "Угол атаки"? Как правильно пишется данное слово. Понятие и трактовка.

Угол атаки Угол атаки 1) У. а. профиля — угол (?) между направлением вектора скорости набегающего потока и направлением хорды профиля (см. также Профиль крыла); геометрическая характеристика, определяющая режим обтекания профиля. Изменение У. а. приводит к изменению всех аэродинамических характеристик профиля. Для профиля вводятся следующие характерные У. а.: (?)0 — У. а., при котором подъёмная сила равна нулю; (?)кр — критический У. а., при котором достигается максимальное значение коэффициент подъёмной силы; (?)Кmax — У. а., при котором достигается максимальное значение аэродинамического качества. 2) У. а. летательного аппарата — угол между продольной осью ЛА и проекцией его скорости V на плоскость ОХY связанной системы координат; считается положительным, если проекция V на нормальную ось OY отрицательна. В задачах динамики полёта используется пространственный У. а.: (?)п — угол между осью ОХ и направлением скорости ЛА . Для самолёта, кроме того, вводятся дополнительные характерные У. а.: (?)бал — балансировочный У. а., при котором момент тангажа равен нулю, значения (?)бал изменяются в зависимости от отклонения органов продольного управления (балансировки); (?)доп — допустимый У. а., то есть наибольший разрешаемый в нормальной лётной эксплуатации У. а. самолёта, назначаемый из условий обеспечения безопасности полёта, значения (?)доп определяются для каждой конфигурации самолёта в разрешённом диапазоне скоростей её применения; (?)св — У. а. начала сваливания самолёта. Изменение У. а. самолёта достигается отклонением органов продольного управления для приращения момента тангажа и перехода самолёта на другой балансировочный У. а. и является основным средством лётчика для управления самолётом в вертикальной плоскости. 3) У. а. крыла — угол между какой-либо хордой крыла, называемой контрольной, и проекцией скорости V на плоскость симметрии крыла (в любом случае выбор контрольной хорды должен быть строго оговорён). Для крыла вводится также понятие местного У. а., которое представляет собой обобщение понятия У. а. профиля и определяет режим обтекания рассматриваемого сечения крыла. Значения местного У. а. зависят от условий обтекания (У. а. крыла, местный скос потока) и геометрических характеристик крыла (угол установки крыла, угол стреловидности, крутка крыла и т. п.). Поскольку аэродинамические характеристики крыла и ЛА зависят от У. а., то для них, как и для профиля, вводятся характерные У. а. — (?)0 и (?)кр. 4) У. а. несущего винта — угол между скоростью Vн центра несущего винта и плоскостью, нормальной к валу винта (плоскостью вращения): (?)н = arctg(Vнy/VDн), где VDн = (V2нx + V2нz)1/2, Vнx, Vнy, Vнz — проекции Vн на оси связанной системы координат несущего винта, то есть Vнx = Vx + (?)yzн — (?)zyн + u*нx; Vнy = Vy + (?)zxн — (?)xzн + u*нy; Vнz = Vz + (?)xyн — (?)yxн + u*нz. Здесь Vx, Vy, Vz — проекции скорости V полёта; (?)x, (?)y, (?)z — проекции мгновенной скорости (?) поворота вертолёта вокруг центра масс; xн, yн, zн — координаты центра несущего винта, u* — осреднённая по площади винта скорость, индуцированная другими несущими элементами вертолёта. От (?)н зависят силы и моменты винта (см. Пропульсиеная сила, Авторотация). При заданном (?)н характеристики винта не зависят от направления полёта (как у круглого крыла) — для винта нет понятия об угле скольжения. В теории несущего винта рассматриваются ещё два У. а.: эквивалентного несущего винта (?)нэ и плоскости концов лопастей (?)нк. Первый — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол установки лопастей (?) = (?)0 + (?)1сcos2(?)нt + (?)1ssin(?)нt + (?)2ccos2(?)нt +… не содержит первой гармоники: (?)1с = (?)1s = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения эквивалентного винта» или «плоскостью постоянных углов установки». Второй — это угол между Vн и плоскостью, относительно которой угол взмаха лопасти (?)1 = a0 — a1cos(?)нt — b1sin(?)нt — a2cos2(?)нt… не содержит первой гармоники: a1 = b1 = 0. Эта плоскость называется «плоскостью вращения концов лопастей» или «основанием конуса, описываемого лопастями». Соотношения между У. а. при Vнz = 0 выражаются формулами: (?)нэ = (?)н + (?)1s; (?)нк = (?)н + a1. При некоторых значениях (?)н, зависящих в основном от Vн/((?)нR), (?)z/(?)н и (?)0 на несущем винте начинается срыв потока. При сочетании воздушных скоростей VнD от 0 до 40 км/ч и Vну от 4 до 20 м/с, когда У. а. (?)н изменяется от 90 до 30(°) (например, при вертикальном снижении или при полёте с малой скоростью, большим углом крена и внешнем скольжением), наступает режим «вихревого кольца». Он характерен тем, что свободные вихри не уносятся сразу от лопастей, а образуют торообразные поверхности вблизи плоскости вращения винта. При этом увеличивается потребная мощность несущего винта и становится неустойчивым маховое движение лопастей, так что углы взмаха, силы и моменты винта периодически изменяются с частотой в несколько Гц. Выход на У. а., соответствующие режимам срыва потока и «вихревого кольца», небезопасен.
Угол атаки -         угол между направлением скорости поступательно движущегося тела и каким-нибудь характерным ... Большая Советская энциклопедия
Угол атаки - УГОЛ АТАКИ - угол между направлением скорости движения тела и направлением, выбранным на теле, напр.... Большой энциклопедический словарь
А  Б  В  Г  Д  Е  Ж  З  И  Й  К  Л  М  Н  О  П  Р  С  Т  У  Х    Ц  Ч  Ш  Щ  Ъ  Ы  Ь  Э  Ю  Я  
Не нашел материала для курсовой или диплома?
Пишем качественные работы
Без плагиата!