Действительно ли руль высоты является «управлением углом атаки», как описано в «Палке и руле направления»?

Вольфганг Лангевише прав в соответствующем порядке аппроксимации. Для каждого положения руля высоты статически устойчивый самолет устанавливается на определенный равновесный угол атаки. Так работает статическая стабильность.

Самолет статически устойчив тогда и только тогда, когда увеличение угла атаки приводит к большему увеличению коэффициента подъемной силы на заднем профиле (хвост для нормальной компоновки). Затем увеличение угла атаки (путем случайных колебаний, таких как турбулентность) увеличивает подъемную силу назад, общий центр давления перемещается назад, и самолет наклоняет нос вниз, чтобы вернуть угол атаки в уравновешенное положение.

Перемещая руль высоты, вы регулируете коэффициент подъемной силы на поверхности управления, и самолет должен принять другой угол атаки, чтобы сместить центр давления назад, чтобы он совпал с центром тяжести. Большинство самолетов спроектированы так, что это происходит достаточно быстро, поэтому, если вы не слишком сильно дергаете органы управления, угол атаки просто следует за положением руля высоты.

не правда ли, угол атаки увеличится, потому что теперь относительный ветер дует спереди и сверху самолета?

Угол атаки высок, когда относительный ветер дует снизу, и мал, когда дует сверху.

Если я затем добавлю мощность и полезу (сохраняя ту же позу)

Если вы добавите мощность и оставите штурвал отрегулированным, самолет начнет разгоняться, что увеличит подъемную силу. Это заставляет самолет ускоряться вверх, что уменьшает угол атаки. Это больше уменьшает подъемную силу на хвосте, поэтому хвост опускается, а самолет наклоняется вверх, пока не примет первоначальный угол атаки. В этот момент угол тангажа увеличивается на ту же величину, что и угол траектории полета.

Самолет по-прежнему движется быстрее, чем первоначальная скорость из-за инерции, поэтому подъемная сила по-прежнему больше, чем вес, и самолет продолжает ускоряться и тангаж, чтобы сохранить угол атаки. Когда скорость возвращается к триммерной, самолет уже слишком сильно тангажирован, поэтому теперь он снова замедлится, тангаж и повторит цикл. Это называется фугоидным колебанием. В большинстве самолетов он демпфирован, но все равно раздражает, если не компенсировать его небольшим отклонением руля высоты. Но если не трогать триммер, а просто остановить фугоид, самолет установится в наборе высоты с той же скоростью.

Это имеет некоторые последствия:

• Склонность самолета к тангажу означает, что он теряет скорость.
• Если вы не будете тянуть штурвал или агрессивно подрезать нос, вы не заглохнете. К сожалению, натяжение хомута, чтобы держать нос поднятым, становится слишком большой частью мышечной памяти, поэтому легко упустить эту подсказку.
• Это то, как шаг для скорости и мощность для скорости спуска работают на спуске.

См. также «Как это летает» , в частности, в разделе 2.3 говорится о дифференте и угле атаки, а более подробная информация приведена в главе 6 .

Стик и Руль также заявляют на странице 5, что мы обычно преподаем «теорию построения самолета, а не управления им». Возьмем формулу подъемной силы и представим ее в терминах, которыми пилот может управлять в полете. Подъемная сила = коэффициент подъемной силы х 1/2 плотности воздуха х истинная скорость в квадрате х площадь крыла.

Когда мы учим этому в начальной школе, мы сразу же видим, как стекленеют глаза более чем у половины класса. Упрощенная для пилотов формула подъемной силы может быть представлена ​​как подъемная сила = (лучше показать как пропорциональную) угол атаки x KIAS x KIAS.

Теперь у нас есть только два элемента, которые входят в формулу: AoA и шкала скорости полета. (Площадь крыла не может контролироваться пилотом в полете, если только не летать на чем-то вроде F-111 с рукояткой стреловидности и огромными двухщелевыми закрылками Фаулера). Истинная воздушная скорость и плотность воздуха взаимодействуют, чтобы получить калибровочную воздушную скорость (KIAS с поправкой на установку), а на рисунке 5.5 Справочника пилотов по аэронавигационным знаниям (PHAK) показана прямая зависимость между коэффициентом подъемной силы и углом атаки.

Таким образом, находясь в кабине пилот может управлять подъемной силой только путем регулировки AoA или KIAS.

Примечание. Дроссельная заслонка не входит в уравнение подъемной силы, если только пилот не пытается поддерживать определенную воздушную скорость при маневрировании, что требует движения дроссельной заслонки для противодействия изменениям сопротивления.

Примечание. Триммер не входит в уравнение подъемной силы. Все, что достигается триммером, — это уменьшение/устранение давления на ручку/штангу для поддержания определенного угла атаки без помощи рук (который некоторые приравнивают к пространственному положению или воздушной скорости, но триммер на самом деле просто управляет углом атаки без помощи рук).

Лангевише прав в отношении положения руля высоты (которое соответствует положению рукояти/штурвала), определяющего конкретный угол атаки. Но, как всегда, есть некоторые оговорки, такие как:

• Расположение центра тяжести (центр тяжести вперед или назад в пределах досягаемости)
• Конфигурация самолета (закрылки, шасси и т. д.)
• Мощный нисходящий поток над хвостом.

Итак, мы не можем просто нарисовать метки на штоке управления "зеленый, желтый, красный". Ранее был разговор о том, «что может произойти, если двигатель резко заглохнет, когда самолет находится на очень крутом наборе высоты». Что действительно произойдет, так это то, что самолет будет вращаться вниз, чтобы поддерживать скорректированный угол атаки, и не будет сваливаться, «если» пилот не продолжит тянуть штурвал назад (что почти всегда происходит в этой стрессовой ситуации). Были и другие комментарии по поводу полета на фугоиде для демонстрации стабильности. Фугоид тангажа отлично подходит для демонстрации стабильности, но он также показывает взаимосвязь между углом атаки, скоростью, подъемной силой и положением стержня/коромысла.

Вот отличная демонстрация, которую лучше всего выполнять в самолете с акселерометром и датчиком AoA. Триммируйте самолет на 1G, постоянная скорость, горизонтальный полет. Замедлите самолет до диапазона, при котором не все зеленые полоски на приборе AoA подсвечиваются (я делаю это примерно на 80-90 KIAS). Потяните нос примерно на 20 градусов вверх, затем уберите руку с палки/коромысла. Следите за положением коромысла — оно вернется в то же положение, в котором оно было до того, как вы потянули (я использовал линейку, чтобы задокументировать положение стержня). Следите за датчиком AoA (он будет оставаться почти постоянным), следите за тем, чтобы ручка / штурвал не двигались, следите за тем, как G-метр становится меньше единицы, когда скорость полета низкая (в верхней части), и больше единицы, когда скорость полета высокая (как самолет уходит). Это связано с тем, что требуемая подъемная сила постоянно меняется (L = AoA x KIAS x KIAS),

Что касается маневренного полета, то уравнение подъемной силы остается прежним. Самолету все равно, в каком положении он находится, главное, какая подъемная сила требуется. Когда вы входите в этот 60-градусный крен (УРОВЕНЬ, разворот на 2G, поддерживая постоянную скорость с помощью дросселя), самолет видит необходимость создания удвоенной подъемной силы. Поскольку воздушная скорость не изменилась, угол атаки должен увеличиться, чтобы удвоить подъемную силу — это делается путем оттягивания ручки/штурвала на определенную величину, чтобы управлять этим углом атаки. Есть какое-то отставание? да, импульс немного входит в уравнение, но самолет по-прежнему довольно быстро реагирует на входы руля высоты (особенно на более высоких скоростях). Можете ли вы дернуть так резко, что все немного выйдет из строя, да.

Еще одна замечательная демонстрация — полет на Ercoupe, особенно на старом, с одной педалью тормоза на полу. Притормози, потяни штурвал до упора назад, не заглохнешь (может быть, можно и суперрезким рывком подобраться, но тогда самолет стабилизируется). Вы можете достичь довольно хорошей скорости спуска, но лифт не будет подниматься достаточно высоко, чтобы удерживать стойло. Таким образом, знание физического положения, в котором ручка/штанга достигнет угла атаки сваливания (в конфигурации, центровке и т. д., которые вы обычно летите), даст вам еще одно указание на то, когда вы приближаетесь к сваливанию в режиме 1G или ускоренного полета G. . (Вам не нужно точно знать это положение, просто помните о приблизительном местоположении, вроде игры на тромбоне).

Я уверен, что это вызовет споры, но я надеюсь, что вы подумаете об этих комментариях и опробуете маневры, прежде чем комментировать. Это не должно быть обсуждением того, как построить самолет (фактические аэродинамические формулы чрезвычайно сложны, и, черт возьми, мы не можем прийти к соглашению о том, развивают ли подъемную силу Бернулли, Ньютон или Коанда), но это означает, как обеспечить инструменты для того, чтобы пилот понимал, что происходит в полете, над которым он «контролирует».

В самом вопросе заложено противоречие. Ты пишешь:

Рассмотрите определенное положение руля высоты для прямого и горизонтального полета на крейсерских оборотах. Если я затем добавлю мощность и набор высоты (удерживая то же положение), не правда ли, угол атаки увеличится, потому что относительный ветер теперь дует спереди и над самолетом? Если это правда, то как я могу примирить это с идеей, что лифт является средством управления «углом атаки»?

Вы подразумевали, что сохраняли положение руля высоты постоянным, увеличивая мощность и поднимаясь. Вы также заявили, что положение самолета остается постоянным. Вы чрезмерно ограничили проблему. Руль высоты в первом приближении является управлением углом атаки, а не управлением тангажем, и невозможно, чтобы угол атаки и тангаж оставались постоянными при переходе самолета от горизонтального полета к набору высоты.

Несомненно, если бы мы достаточно постарались, мы могли бы привести экзотический пример, когда какой-то конкретный самолет мог бы фактически поддерживать как постоянное положение руля высоты, так и постоянное положение по тангажу, когда мощность добавлялась для перехода от горизонтального полета к набору высоты. Например, если носовой двигатель имел большую тягу вниз, что вызывало значительное уменьшение угла атаки при добавлении мощности и неизменном положении руля высоты. Большинство пилотов сочли бы такой самолет неприятным и неестественным для полета. В первом приближении у большинства самолетов угол атаки в первую очередь определяется положением руля высоты. Именно для этого и предназначен руль высоты - контролировать угол атаки крыла.

Часто верно, что настройка мощности имеет некоторое влияние на угол атаки для заданного положения руля высоты, но это, как правило, является побочным продуктом расположения линии тяги и других аспектов геометрии самолета, а не преднамеренной конструктивной особенностью. Дизайнеры обычно стремятся минимизировать такие эффекты.

Основная идея Лангевише заключается в том, что если ручка управления или штурвал не отведены слишком далеко назад, крыло не может свалиться, независимо от угла тангажа самолета. Это не всегда верно — подумайте, что может случиться, если двигатель внезапно остановится, когда самолет находится в очень крутом наборе высоты, или если буксирный трос оборвется, когда планер очень круто набирает высоту на лебедке. Но это хорошая отправная точка. В первом приближении руль высоты управляет углом атаки крыла, а не тангажем самолета. Положение по тангажу является результатом угла атаки крыла и угла набора высоты или снижения, а также угла наклона, под которым крыло крепится к фюзеляжу.

Мы часто слышим, что «высота плюс мощность равняется производительности». А пилоты часто говорят что-то вроде "набрать высоту на Вы". Утверждения, подобные этим, могут показаться подразумевающими, что руль высоты управляет тангажом самолета. Хотя верно то, что изменение положения руля высоты изменит положение самолета по тангажу, также верно и то, что, изменяя настройку мощности от холостого хода до полной мощности, мы обнаружим, что любое конкретное положение руля высоты коррелирует с одним конкретным углом наклона. атака гораздо ближе, чем это коррелирует с какой-либо конкретной подачей. Это также означает, что когда мы меняем настройку мощности от холостого хода до полной мощности, мы, как правило, обнаруживаем хорошую корреляцию между положением руля высоты и воздушной скоростью.¹

Сноски:

1. При действительно экстремальных углах набора высоты или снижения корреляция между углом атаки и воздушной скоростью меняется, что также означает, что корреляция между положением руля высоты и воздушной скоростью изменяется. При действительно экстремальных углах набора высоты или снижения индикатор воздушной скорости больше не служит «измерителем угла атаки» так же, как он это делает, когда траектория полета ближе к горизонтали. Это обсуждается более подробно в этом связанном ответе ASE на связанный вопрос , который также содержит некоторый другой контент, который вы можете найти относящимся к вашему вопросу.

Мне кажется, что суть недоразумения в вашем вопросе здесь:

Если я затем добавлю мощность и полезу (сохраняя ту же позу)

Если вы удерживаете руль высоты в фиксированном положении и добавляете мощность, самолет будет подниматься относительно земли до такой степени, которая необходима для сохранения исходного угла атаки по отношению к движению самолета по воздуху (т. е. «относительный ветер»).

Если под «удерживанием того же положения» вы имеете в виду «удерживать лифт в фиксированном положении», то ваш ответ содержится в вашем вопросе. Угол атаки не меняется, если вы не меняете положение руля высоты; если в вашем вопросе вы хотите утверждать второе, то получается первое, как и сказано в книге.

С другой стороны, если вы имеете в виду «поддерживать ориентацию самолета относительно земли», то единственный способ добиться этого после добавления мощности — изменить положение руля высоты, уменьшив фактический угол атаки. Это опровергает суть вашего вопроса.

Из вашего поста не совсем понятно, что вы имеете в виду, но в любом случае это интерпретируется, полученное объяснение согласуется с информацией, о которой вы спрашиваете.

Если вы добавите мощности, удерживая ту же позу, вы ускоритесь. Когда вы ускоряетесь, вам придется удерживать нос и балансировать (постепенно меняя свое положение), но на самом деле это скорее уменьшит, чем увеличит угол атаки.

Если только вы не хотите лезть. Если вы добавите мощность и тангаж, чтобы удерживать ту же скорость полета, вы будете набирать высоту с тем же углом атаки и скоростью полета, которые были у вас ранее во время горизонтального полета.

Относительный ветер при наборе высоты дует больше сверху (что в противном случае уменьшило бы, а не увеличило угол атаки), но из-за того, что вы увеличили угол этого относительного ветра к хорде крыла, он может оставаться и остается неизменным для данной воздушной скорости.

Поскольку руль высоты управляет тангажем, также правильно сказать, что он также напрямую управляет углом атаки, хотя вы правы в том, что он также зависит от движения самолета в воздухе. (представьте себе петлю с положительным АОА наверху...)

Для данной воздушной скорости возможен ровно один возможный угол атаки, приводящий к прямолинейному стабилизированному полету. Если в какой-то момент она окажется выше или ниже, подъемная сила будет чрезмерной или недостаточной, и силы больше не будут уравновешены. Он «настраивается» благодаря разработанной самолетом продольной устойчивости либо путем корректировки изменения тангажа, изменения воздушной скорости или скорости набора высоты, а, вероятно, и большего количества из них одновременно.

Таким образом, вы можете думать - для прямого полета - что установка AoA такая же, как установка воздушной скорости. Может быть, это более удобный способ? (В крутых поворотах с большой перегрузкой это соотношение нарушается, поскольку вам нужна более высокая скорость полета для заданного угла атаки, чтобы обеспечить достаточную подъемную силу. Здесь правильно работающий триммер должен удерживать стабильный угол атаки и позволять увеличивать скорость полета.)

Еще один факт, который следует иметь в виду, заключается в том, что в первом приближении (без учета экстремальных положений) устойчивость самолета и управление по тангажу не слишком заботятся о горизонте и положении. Именно угол атаки определяет силы независимо от того, влияет ли на них положение или набор высоты. (Изменение направления силы тяжести здесь обычно оказывает незначительное влияние.) Лифт или триммер не имеют прямого способа «почувствовать» положение относительно горизонта, поэтому контролируемым значением является AoA.

С другой стороны, ваш двигатель очень заботится о вертикальной скорости из-за доступной мощности. Если вы триммируете для определенного AoA (или скорости), то, в зависимости от доступной мощности, это приведет к горизонтальному полету или набору высоты с тем же AoA (и, следовательно, большему положению носа вверх, чтобы компенсировать изменение относительного воздушного потока), или снижению с большим отношение с опущенным носом.

Ваше понимание AoA правильное. В то время как лифты влияют на угол атаки, они не контролируют его, так что вы правы в том, что конкретное положение лифта не соответствует конкретному углу атаки. Однако ваш пример ошибочен - если вы увеличите мощность для подъема, то ваш AoA может вообще не измениться или измениться незначительно.