Чего не хватает на этих диаграммах сил при проскальзывании и скольжении?

А) Правильно ли показана величина вектора подъемной силы крыла в каждом из трех случаев? Должен ли он действительно быть одинакового размера в каждом случае?

Нет (по обоим пунктам).

Б) Какая реальная аэродинамическая сила, создаваемая самолетом, была полностью исключена из вторых двух случаев, но должна быть включена, чтобы сделать диаграммы более понятными? В частности, чтобы объяснить, почему вектор с надписью «нагрузка» не одинаков на всех рисунках?

Боковое скольжение.

Это моя попытка лучше описать силы при проскальзывании, заносе и скоординированном повороте. Эти мысли представляют собой мое лучшее предположение, и их следует рассматривать как основу для дальнейшего обсуждения, а не факт.

Самое большое и несколько серьезное ограничение моей диаграммы (о котором я знаю) заключается в том, что она не показывает критическую роль рыскания (из-за моих ограниченных способностей рисовать, а не из-за дизайна).

В идеале он должен показывать отклонение от поворота для проскальзывания и отклонение от поворота для заноса.

Это также поможет уточнить, что изображенный самолет виден сзади (относится только к показанному смещению шарика скольжения).

Еще одно ограничение диаграммы из-за ее двумерной природы заключается в том, что она не иллюстрирует обычное сопротивление (вдоль продольной оси) и то, как оно изменяется в зависимости от рыскания во время проскальзывания или заноса. то есть: сила, действующая перпендикулярно экрану и из него. Это важно, так как векторная диаграмма не облегчает осмысление полного сопротивления во время нескоординированного полета.

Ключом к пониманию скольжения, заноса и скоординированных поворотов (насколько я понимаю) является признание влияния бокового скольжения на общую аэродинамическую силу (TAF), которая определяется как чистая аэродинамическая сила, испытываемая самолетом. Как и в предыдущем абзаце, эта диаграмма рассматривает TAF только вдоль поперечной оси и поэтому не дает полной картины, хотя и служит для полного объяснения различных скоростей поворота и результирующих радиусов поворота.

Чтобы было ясно, я использую термин боковое скольжение для обозначения аэродинамических условий, когда воздушный поток самолета асимметричен относительно его продольной оси, что приводит к некоторому боковому движению по отношению к относительному воздушному потоку.

Воздух, падающий на открытую сторону самолета, эффективно создает боковую силу, которая на диаграммах обозначена как боковое скольжение .

На диаграмме силы изображены исходя из того, что вне зависимости от того, скоординирован ли разворот, проскальзывает или скользит - самолет сохраняет постоянную;

• угол крена; и
• высота (таким образом, поднимите [$TAF_{vertical}$] всегда равно весу); и
• скорость полета

Это означает, что основными переменными являются;

• AoA (мощность) - косвенно представлен вектором, обозначенным TAF.

Quick recap on the aerodynamics of a turn:  

In any turn (assuming the constants above), the power requirements increase  
proportional to the rate of turn.  

In vector speak, a turn is achieved by tilting the TAF away from the vertical  
in the direction of the turn. The resulting horizontal component provides the  
centripetal acceleration required, thus the greater the tilt, the  
greater the rate of turn.

The consequence of tilting the TAF away from the vertical is a reduction in  
lift. In order to maintain altitude during a turn, the TAF must therefore be  
increased in order to keep the vertical component equal to what it was in  
level flight. This represents an increased power requirement.

На диаграмме длина вектора TAF варьируется в каждом сценарии, поэтому каждый из них имеет разные требования к мощности.

Для любого заданного угла бокового скольжения (представляющего заданную величину сопротивления вдоль продольной оси) поворот с заносом требует большей мощности, чем поворот с проскальзыванием, из-за более высокого значения$a_c$. Я делаю предположение, что боковое сопротивление одинаково в обоих случаях (но я не знаю, так ли это).

Я утверждаю, что при некотором угле бокового скольжения мощность, необходимая для скользящего поворота, будет в точности равна мощности, необходимой для скоординированного поворота. В этом сценарии часть мощности, используемой для создания вращающей силы ($a_c$) во время скоординированного поворота вместо этого используется для борьбы с дополнительным лобовым сопротивлением, связанным с поворотом со скольжением, что приводит к снижению скорости поворота.

Кажется, что поворот с заносом лучше справляется с поворотом, чем скоординированный поворот. Это правда, скорость поворота выше, так почему бы не использовать поворот с заносом, чтобы поворачивать быстрее, чем скоординированный поворот? Помимо аэродинамических опасностей, он просто менее эффективен.

Ключом к пониманию является то, что скорость разворота, достигаемая на единицу мощности (т. е. КПД), меньше при нескоординированном развороте (скольжение или занос), поскольку мощность тратится впустую как на волочение самолета вбок, так и вперед (дополнительное сопротивление создается в направлении пути, поскольку воздушное судно имеет большее поперечное сечение относительно воздушного потока).

Таким образом, для достижения заданного радиуса разворота более эффективно (требуется меньше энергии) выполнять согласованный разворот при большем угле крена, чем разворот с заносом при меньшем угле крена или согласованный разворот под меньшим углом крена. крена, чем скользящий поворот под большим углом крена.

• радиус поворота

  Радиус поворота определяется ничем иным, как горизонтальной составляющей TAF, определяемой как$a_c$на схемах.

  Более высокое центростремительное ускорение приводит к меньшему радиусу поворота, а более низкое центростремительное ускорение приводит к большему радиусу поворота.

Статистика:

• TAF варьируется в зависимости от того, насколько скоординирован полет, чтобы сохранить значение подъемной силы ($TAF_{vertical}$) постоянный (т.е. для поддержания высоты в повороте)
• кажущаяся сила тяжести / нагрузка и то, как она изменяется, объясняется просто как сила реакции, равная и противоположная изменяющейся TAF (а не результат центростремительной силы и ее фиктивной родственной центробежной силы)
• в горизонтальном повороте боковое скольжение противодействует горизонтальной составляющей подъемной силы ($a_c$) увеличение радиуса поворота
• в горизонтальном повороте с заносом боковое скольжение усиливает горизонтальную составляющую подъемной силы ($a_c$) уменьшение радиуса поворота

Комментарии и критика приветствуются.

Включив вектор, помеченный как «центробежная сила», иллюстраторы дали понять, что они основывают свою систему отсчета на самом самолете, а не на земле или воздушной массе.

Система отсчета, основанная на самолете, не является действительной инерциальной системой отсчета.

Самолет не может ускоряться относительно самого себя. Суммарная сила в собственной системе отсчета самолета должна быть равна нулю. Однако это не то, что мы видим на диаграммах для случаев «скольжения» и «скольжения».

Было бы лучше полностью опустить вектор «подъемной силы» и показать только вектор нагрузки, вектор веса и вектор «центробежной силы», чем создать ложное впечатление, что фактические аэродинамические силы, создаваемые самолетом, идентичны во всех трех случаях.

Чего не хватает на диаграммах «скольжения» и «скольжения», так это аэродинамической боковой силы, создаваемой фюзеляжем, когда он летит боком в воздухе. Когда этот вектор добавляется к вектору подъемной силы, мы получаем чистый вектор аэродинамической силы, который равен по величине и противоположен по направлению вектору, обозначенному как «нагрузка».

Чтобы это работало, вектор подъемной силы должен быть уменьшен в случае проскальзывания и увеличен в случае проскальзывания.

Нарисованные таким образом диаграммы помогут читателю понять истинную причину смещения шарика инклинометра в сторону при проскальзывании или заносе. В основном это связано с аэродинамической силой, создаваемой потоком воздуха, ударяющим о борт фюзеляжа. В результате вектор суммарной аэродинамической силы больше не направлен «прямо вверх» (т. е. параллельно вертикальному стабилизатору) в собственной системе отсчета самолета. Таким образом, шар, тело пилота и другое содержимое самолета имеют тенденцию смещаться к нижней законцовке крыла при скольжении и к высокой законцовке крыла при заносе.

Правильно нарисованные диаграммы научат читателя этой концепции, независимо от того, будет ли сделан выбор с включением вектора «центробежной силы» или нет.

Нарисованные правильно диаграммы также покажут читателю, что нагрузка, «чувствуемая» самолетом, шаром скольжения, телом пилота и т. д., является прямым результатом аэродинамических сил, создаваемых самолетом. Вектор «нагрузки» всегда должен быть зеркальным отражением чистого вектора аэродинамической силы.

Правильно нарисованные диаграммы помогут читателю понять, почему увеличение или уменьшение подъемной силы за счет перемещения рукояти или траверсы вперед или назад во время нормального скоординированного поворота не приводит к отклонению шарика скольжения в ту или иную сторону, даже если скорость поворота изменена. Пока вектор чистой аэродинамической силы действует прямо «вверх» в системе отсчета самолета, кажущийся вектор «нагрузки» должен действовать прямо «вниз» в системе отсчета самолета, независимо от того, является ли скорость разворота «правильной» для крена. угол и воздушная скорость, или была временно увеличена или уменьшена с помощью ввода управления шагом. (Естественно, такие изменения подъемной силы также заставят траекторию полета искривляться вверх или вниз — для данного угла крена

Исходя из приведенных здесь векторов «нагрузки», как будут выглядеть скорректированные диаграммы? Они будут выглядеть как верхний ряд диаграмм, описанных в оставшейся части этого ответа.

Схемы будут добавлены, а пока нам придется использовать наше воображение.

Я имею в виду именно вторую диаграмму из издания «Справочник пилотов по авиационным знаниям» за 2016 год, где все самолеты явно нарисованы под одним и тем же углом крена.

Представьте себе четыре ряда диаграмм, каждая из которых основана на диаграмме, упомянутой выше, но измененной следующим образом:

Первый ряд -- силы в системе отсчета самолета (недопустимая инерциальная система отсчета)

Вес, «центробежная сила» и «нагрузка» указаны в оригинале. Обратите внимание, что «нагрузка» — это векторная сумма веса и «центробежной силы».

Цифры будут включать чистый вектор аэродинамической силы (не показан в оригинале). Вектор чистой аэродинамической силы должен быть точно равен и противоположен «нагрузке» на всех трех рисунках.

Вектор подъемной силы правильный на рис. 1 оригинала (согласованный) и такой же, как и результирующая аэродинамическая сила. Итак, рис. 1 первой строки ответа практически такой же, как и оригинал.

Вектор подъемной силы должен быть короче на рис. 2 (скольжение), и должен быть вектор аэродинамической боковой силы, действующий под прямым углом к ​​вектору подъемной силы, указывающий на правую сторону страницы и вверх. Это сила, которая отсутствует на диаграмме. Он создается воздухом, ударяющимся о борт фюзеляжа. Сумма векторов подъемной силы и боковой силы является вектором чистой аэродинамической силы, и он должен быть точно равен вектору «нагрузки» и противоположен ему.

Вектор подъемной силы должен быть длиннее на рис. 3 (занос), и должен быть вектор аэродинамической боковой силы, действующий под прямым углом к ​​вектору подъемной силы, направленный в левую сторону страницы и вниз. Это сила, которая отсутствует на диаграмме. Он создается воздухом, ударяющимся о борт фюзеляжа. Сумма векторов подъемной силы и боковой силы является вектором чистой аэродинамической силы, и он должен быть точно равен вектору «нагрузки» и противоположен ему.

С рисунками, нарисованными таким образом, мы можем видеть, что мы фактически «нагружаем» крыло в заносе в том смысле, что мы заставляем его создавать большую подъемную силу, чем обычно требуется для данного угла крена, предполагая, что мы не позволяем траектории полета изгибаться к земле. Скорость поворота также увеличена, а радиус поворота уменьшен.

(С другой стороны, если мы зафиксируем радиус поворота и оставим угол крена неограниченным, то занос фактически «разгрузит» крыло, потому что он включает меньший угол крена.)

Второй ряд — силы, действующие на самолет в земной системе отсчета (или в системе отсчета воздушной массы, движущейся с постоянной скоростью) — (это действительные инерциальные системы отсчета, по крайней мере, с элементарной точки зрения, рассматривающей гравитацию как реальную силу).

То же, что и выше, но «центробежная» сила и «нагрузка» опущены. Можно добавить вектор чистой силы, который представляет собой векторную сумму чистой аэродинамической силы и веса. Он горизонтален, точно равен и противоположен (опущенному) вектору «центробежной силы». Именно вектор центростремительной силы вызывает поворот. При заданном угле крена при скольжении он меньше, а при скольжении больше, чем при согласованном полете.

Третий ряд - только аэродинамические силы - то же, что и выше, но теперь вес также опущен. Теперь меньше помех, отвлекающих наше внимание от общего вектора аэродинамической силы. Обратите внимание, что чистый аэродинамический вектор выровнен с направлением самолета «вверх» (т. е. направление вертикального киля) в скоординированном полете, но не в проскальзывании или заносе. Это, пожалуй, самый важный ряд диаграмм. Он показывает нам, что на самом деле «чувствует» пилот.

Или, если это имеет для нас больше смысла, мы можем иметь четвертую строку — «кажущаяся сила инерции», «ощущаемая» пилотом — точно равная и противоположная суммарному вектору аэродинамической силы в строке 3. Только этот единственный вектор силы для каждой фигуры, без учета всех аэродинамических сил. Справедливо сказать, что эта кажущаяся сила инерции вызвана исключительно вектором суммарной аэродинамической силы. Также уместно отметить, что она в точности равна векторной сумме силы тяжести и «центробежной силы», хотя они не будут включены в четвертый ряд диаграмм. Также справедливо отметить, что вектор «кажущейся силы инерции» точно такой же, как вектор, помеченный как «нагрузка» в верхнем ряду диаграмм.

В отличие от диаграмм в вопросе, диаграммы в ответе не будут показывать вектор подъемной силы крыла, разложенный на горизонтальную и вертикальную составляющие. Это не дает реального понимания, особенно если мы полностью опускаем вектор аэродинамической боковой силы, создаваемый воздушным потоком, ударяющим о боковую часть фюзеляжа.

В отличие от диаграмм в вопросе, диаграммы в ответе не создадут иллюзии того, что вектор чистой аэродинамической силы каким-то образом «уравновешен» (равным и противоположным) вектором нагрузки или векторной суммой веса и центробежной силы в согласованный поворот, но не в пробуксовке или заносе. Это просто не соответствует действительности. Вектор нагрузки равен вектору суммарной аэродинамической силы и противоположен ему во всех трех случаях. С одной точки зрения, чистый вектор аэродинамической силы является причиной вектора нагрузки.

В отличие от диаграмм в вопросе, диаграммы в ответе не создадут иллюзии того, что вектор «центробежной силы» точно «уравновешен» (равный и противоположный) горизонтальной составляющей вектора чистой аэродинамической силы в скоординированном повороте, но не в скольжении или заносе. Опять же, это просто неправда. Вектор «центробежной силы» равен и противоположен горизонтальной составляющей вектора суммарной аэродинамической силы во всех трех случаях. Поскольку, по сути, в этом конкретном случае, когда вертикальная составляющая ускорения ограничена нулем, мы можем наблюдать, что вектор центробежной силы полностью обусловлен горизонтальной составляющей вектора суммарной аэродинамической силы.

В отличие от диаграмм в вопросе, диаграммы в ответе не создадут ложного впечатления, что какая-то таинственная вещь, предположительно, каким-то образом связанная со скоростью поворота, но, по-видимому, каким-то образом не связанная с какой-либо реальной аэродинамической силой, волшебным образом влияет на величину «центробежной силы». "Самолет совершает скольжение или занос.

Если диаграммы в ответе на самом деле включают фигуру самолета (я не очень художник), его следует рисовать с отклонением от курса к высокой стороне поворота в скольжении и с отклонением от курса к низкой стороне поворота с заносом. Траектория полета будет нарисована прямо от страницы к зрителю, поэтому маленькие стрелки, указывающие на то, что самолет скользит вниз и влево при скольжении, а также вверх и вправо при скольжении, будут опущены.

Один интересный вопрос заключается в том, следует ли рассматривать векторы аэродинамической боковой силы, указанные выше, как включающие в себя вектор боковой тяги, вызванный рысканием линии тяги вбок относительно самолета. Как описано выше, кажется, что они должны, но интересно, что боковая составляющая вектора тяги не имеет тенденции к смещению шара скольжения, потому что у него нет боковой составляющей ни относительно шара скольжения, ни относительно сиденья пилота для это важно. Если мы включим вектор поперечной тяги как часть вектора аэродинамической боковой силы, то на самом деле это не так .используя систему отсчета, полностью выровненную с самим самолетом, а скорее систему отсчета, выровненную с направлением траектории полета через воздушную массу в любой данный момент. Интересно подумать о других аналогах — например, сани с плоским дном на ледяном озере, выполняющие поворот, рыская вбок, а затем запуская двигатель, направленный строго назад по отношению к сиденью водителя — что был бы эквивалентен плоскому повороту с заносом, который каким-то образом был выполнен с использованием только боковой силы, создаваемой отклонением линии тяги в одну сторону, при этом аэродинамическая боковая сила от воздуха, ударяющего о борт фюзеляжа, каким-то образом играла лишь незначительную роль. Одним из авиационных аналогов был бы идеально сферический дирижабль с неподвижным двигателем в задней части. плюс подруливающие устройства, которые могли установить любой желаемый угол рыскания между траекторией полета и курсом. Виражи с заносом в таком самолете не будут мешать шару скольжения.