Как меняется угол атаки в поворотах?

Просто чтобы избежать путаницы, которую я чувствую в вашем вопросе:

Это не так!

То есть это не происходит само по себе. Пилот или автопилот должны активно увеличивать тангаж (и, возможно, выполнять другие регулировки, например, увеличивать тягу). Без активного управления угол атаки останется примерно таким же (изначально), а при входе в поворот самолет начнет снижаться, потому что подъемная сила становится недостаточной для горизонтального полета (см. картинки в других ответах).

Самолет разворачивается, чтобы изменить вектор скорости. Абсолютное значение вектора остается прежним, но его направление изменяется. Для изменения направления движения любой массы нужна сила, и крыло используется для обеспечения этой силы в дополнение к подъемной силе. Вот почему подъемная сила увеличивается в повороте.

Для поворота самолету необходимо добавить силу в направлении красного вектора на рисунке выше. Это он может либо сделать, направив нос вправо, и тогда фюзеляж создаст небольшую боковую силу, хотя и за большую цену сопротивления. Или самолет использует свое крыло для обеспечения этой силы, что является гораздо более разумным способом создания желаемой силы, поскольку крыло является наиболее эффективным «генератором силы» самолета.

Обратите внимание, что по мере выполнения поворота красный вектор будет указывать в направлении, противоположном начальному (синему) вектору скорости, что означает, что скорость в начальном направлении уменьшается до нуля после завершения поворота на 90°. Горизонтальная составляющая подъемной силы разгоняет самолет в новом желаемом направлении и тормозит его в старом направлении.

Подъемную силу можно увеличить либо за счет ускорения, либо за счет полета в более плотном воздухе, либо за счет увеличения угла атаки. Первые два варианта не очень практичны, поэтому именно изменение угла атаки дает самолету дополнительную подъемную силу для разворота. Это увеличение угла атаки контролируется плавным оттягиванием ручки назад, тем самым уменьшая подъемную силу горизонтального оперения, чтобы самолет мог подниматься по тангажу.

Если вам нужно больше формул для расчета точного изменения угла атаки, посмотрите этот ответ для механики полета в полете с креном и этот ответ для того, как подъемная сила зависит от угла атаки.

Угол атаки в развороте будет выше, чем в горизонтальном полете, ЕСЛИ сохраняется та же скорость и эшелон. Причина в том, что при повороте часть силы, создаваемой крылом «вверх» (относительно поперечной оси), используется для поворота самолета, поэтому для поддержания высоты необходимо создавать большую подъемную силу. Чтобы создать большую подъемную силу при той же воздушной скорости, необходимо увеличить угол атаки.

Это изображение прекрасно иллюстрирует это: источник: http://avstop.com/ac/flighttrainghandbook/forces.html

(рассмотрите «Общую подъемную силу» и «Вертикальную составляющую подъемной силы»)

Как меняется угол атаки в поворотах?

В то время как многие ответы сосредоточены на необходимости , чтобы угол атаки был выше при развороте, чем при полете на уровне крыльев, если высота должна поддерживаться без изменения настроек мощности (или, альтернативно, если высота должна поддерживаться). с увеличенной мощностью, но без изменения воздушной скорости), ваш вопрос, кажется, касается чего-то другого.

Я где-то читал, что когда самолет накренивается на поворот, его угол атаки увеличивается. Поскольку угол атаки — это угол между относительным ветром и линией хорды, как поворот увеличивает его? Это потому, что относительный ветер теперь с другого направления, или это потому, что крыло, которое поднимается выше, встречается с воздухом под большим углом?

Кажется, у вас сложилось впечатление, что угол атаки по своей природе имеет тенденцию к увеличению при входе в поворот.

Конечно, при рассмотрении вопроса о том, правда ли это и почему, важным вопросом является «находится ли пилот в цикле, внося сигналы управления тангажем по мере необходимости для достижения какой-либо заданной цели, такой как поддержание высоты без изменения настроек тяги или мощности, или что-то в этом роде». как поддерживать как скорость полета, так и высоту (что потребует большей тяги и мощности)?

Многие другие ответы на этот вопрос предполагают, что пилот находится в контуре управления шагом, манипулируя органами управления по мере необходимости для достижения параметров, подобных указанным выше. В этом случае угол атаки обычно действительно будет выше в повороте, чем в полете на уровне крыльев, по причинам, указанным в других ответах, таких как этот .

Конечно, есть исключения. Вот пример ситуации, когда угол атаки в идеале не должен быть выше на развороте, чем в горизонтальном полете, даже когда пилот находится в контуре управления по тангажу: планер парит в слабой, но ровной и широкой гребне подъемную силу, летящую под углом атаки, обеспечивающим минимальную скорость снижения в стационарном линейном полете. В этом случае, пока скорость крена остается низкой, увеличение угла атаки при входе в поворот было бы недостатком, а не преимуществом.

Но вообще говоря, особенно в контексте полета с двигателем, пилот будет увеличивать угол атаки при входе в поворот. На самом деле, если вы знаете, что предпочитаете двигаться в каком-то другом направлении, чем то, в котором вы сейчас идете, в некоторых случаях вы можете захотеть сделать небольшой набор высоты при входе в поворот, чтобы преобразовать некоторую кинетическую энергию в высоту и получить поворот выполнен быстрее, а также.

С другой стороны, если предположить, что пилот не находится в контуре управления тангажем, то ваше впечатление, что угол атаки имеет тенденцию к увеличению при входе в поворот, ошибочно. Вот почему:

Прежде всего, стоит отметить, что если мы начнем с самолета с несколько поднятым носом по тангажу относительно траектории полета, то есть с некоторым положительным «углом атаки фюзеляжа», то любое движение по крену в направлении более крутой угол крена преобразует угол атаки в угол бокового скольжения , так что угол атаки имеет тенденцию к уменьшению. Это происходит потому, что самолет обычно вращается вокруг своей продольной оси, а не вектора скорости (вектора траектории полета). Таким образом, угол атаки имеет тенденцию к уменьшению, как если бы мы толкали ручку управления вперед, одновременно применяя некоторый верхний руль направления. Если это сложно представить, представьте, что вы начинаете с экстремального угла атаки, например, 15 градусов или больше, и катитесь до очень крутого угла крена. Поскольку естественная динамика устойчивости самолета по тангажу постоянно пытается вернуть самолет на «правильный» угол атаки для положения руля высоты (с одной оговоркой, которую мы отметим ниже), эта динамика будет наиболее выражена, когда скорость крена очень высока, а динамика устойчивости самолета по тангажу ослаблена, т. е. центр тяжести расположен так далеко назад, что обеспечивает почти нейтральную устойчивость по тангажу. Вы'

Но что, если мы не начинаем маневр с большим «углом атаки фюзеляжа» и/или катимся достаточно медленно, чтобы описанная выше динамика была тривиальной? Например, что, если мы делаем типичный вход в поворот на легком самолете авиации общего назначения или, возможно, на планере? Оказывается, если мы оставим ручку управления или штурвал в фиксированном продольном положении при крене (или если мы позволим ручке управления или штурвалу «плавать» при дифферентировании в продольном направлении и применить никакого давления вперед или назад), мы по-прежнему обнаруживаем, что угол атаки имеет тенденцию к уменьшению по мере увеличения угла крена.. Причина этого в том, что при крене мы начинаем поворачивать, а кривая траектория полета фактически создает кривизну набегающего воздушного потока или относительного ветра, который имеет тенденцию «толкать» горизонтальный стабилизатор и наклонять нос. , или, точнее, имеет тенденцию изменять угол атаки горизонтального стабилизатора таким образом, что заставляет самолет переходить на меньший угол атаки в целом, включая меньший угол атаки, измеренный на крыле. . Этот эффект связан с углом крена , а не скоростью крена.

Один из способов воочию увидеть этот эффект на некоторых самолетах — отрегулировать горизонтальный полет с едва звучащим звуковым сигналом сваливания, а затем увеличить угол крена, не оказывая давления вперед или назад на штурвал управления (или используя специальный зажим). чтобы удерживать штурвал в фиксированном положении в продольном направлении, сохраняя при этом возможность управления свободным креном), и обратите внимание, что звуковой сигнал сваливания перестает звучать, когда мы медленно поворачиваем самолет в поворот с умеренным креном, например, на 45 градусов. банка. В развороте мы дальше от угла атаки сваливания, чем в полете на уровне крыльев. Обязательно попробуйте его в обоих направлениях, чтобы не быть введенным в заблуждение асимметрией угла атаки внутреннего крыла и внешнего крыла во время поворота.

Из-за этого эффекта, чтобы сохранить тот же угол атаки в полете с разворотом, который мы имели в полете на уровне крыльев, мы должны иметь ручку управления или штурвал дальше назад в повороте. Поскольку радиус разворота пропорционален квадрату скорости, эта динамика особенно заметна для самолетов, которые летают с относительно низкими воздушными скоростями, а также летают с относительно низкими "масштабными скоростями", т.е. требуется относительно много времени, чтобы покрыть одну длину фюзеляжа. Планер, кружащий в тепловом восходящем потоке, может быть хорошим примером такого самолета, и пилот в таком случае нередко кружит с ручкой так далеко от кормы, что он скомандовал бы полный сваливание, если бы крылья были выровнены. чем в банке.

Другой способ взглянуть на искривление относительного ветра, вызванного разворотом, состоит в том, чтобы отметить, что самолет вращается вокруг осей тангажа и рыскания (а в некоторых случаях также и вокруг оси крена), и это вращение вызывает изменение направления и величины. локального набегающего воздушного потока, измеренного в различных точках по длине и размаху самолета, точно так же, как разные точки на лопастях вертушки не движутся через воздушную массу в одном и том же направлении в любой данный момент времени. С этой точки зрения тенденцию угла атаки к меньшему при развороте, чем при уровне крыльев, можно рассматривать как естественное следствие эффекта «демпфирования тангажа», создающего сопротивление вращению вокруг оси тангажа, которое требует изменения положения лифта для преодоления.

Теперь, чтобы «вставить еще один ключ в шестерни» - обсуждение влияния скорости крена в первом абзаце этого ответа относилось к объединенному среднему углу атаки обоих крыльев. Одновременно верно и то, что качение имеет тенденцию увеличивать угол атаки опускающегося крыла и уменьшать угол атаки поднимающегося крыла. Это важно, так как в крайних случаях может привести к срыву опускаемого крыла. Это также важная причина неблагоприятного рыскания, поскольку оно не связано напрямую с фактическими изменениями формы крыла — подробнее см. https://www.av8n.com/how/htm/yaw.html#sec-adverse . -рыскание. Обратите внимание, что даже разворот с постоянным креном включает некоторую степень скорости крена, если высота не постоянна по отношению к окружающей воздушной массе - скорость крена направлена ​​к внутренней законцовке крыла при снижении и к внешней законцовке крыла при наборе высоты. , и это создаст разницу в углах атаки между двумя крыльями, что дестабилизирует разворот с набором высоты (т. е. увеличивает угол крена) и стабилизирует разворот вниз (т. е. заставляет угол крена уменьшаться). ). Но это, вероятно, больше, чем вы хотели знать!

Связанные вопросы и ответы по ASE--

В этом ответе учитываются последствия криволинейного относительного ветра и результирующего крутящего момента при тангаже и уменьшении угла атаки, когда самолет маневрирует исключительно в вертикальной плоскости, например, во время выполнения петли. В конце включены ссылки на внешние источники, в которых обсуждается кривизна относительного ветра при полете с поворотом.

Сам по себе вопрос открытый, но, говоря простым языком, он зависит от того, как вы выполняете разворот — летите ли вы с постоянной воздушной скоростью или с постоянным углом атаки?

В любом случае при горизонтальном развороте коэффициент нагрузки будет увеличиваться пропорционально арккосинусу угла крена.

При выполнении разворота с постоянной воздушной скоростью увеличение коэффициента подъемной силы приведет к большему углу атаки, поскольку динамическое давление остается постоянным: CL-разворот = CL-уровень крыльев (L-разворот/L-уровень крыльев)

При полете с постоянным углом атаки разворота (т. е. с тем же углом атаки в крене, что и при горизонтальном полете) динамическое давление должно увеличиваться, чтобы выдерживать более высокую нагрузку на крыло при постоянном коэффициенте подъемной силы. Поскольку динамическое давление является функцией квадрата скорости, скорость, заданная для поддержания горизонтального полета в пределах разворота на вираж, зависит от квадратного корня из коэффициента перегрузки: V-образный разворот = уровень V-образного крыла x (коэффициент перегрузки)^1/2. ..при прочих равных условиях.