Изменяем ли мы угол атаки, изменяя тангаж самолета?

Прежде всего, обратите внимание, что диаграмма, связанная с вопросом, ошибочна. Уравнения могут быть правильными, но силы изображены в неправильной пропорции — подъемная сила ошибочно показана больше веса, когда она должна быть меньше веса. Также кажется, что тяга примерно равна сопротивлению, тогда как оно должно быть явно больше, чем сопротивление. Только когда подъемная сила меньше веса, а тяга больше сопротивления, мы можем построить треугольник с замкнутым вектором (что означает, что результирующая сила равна нулю) из веса, подъемной силы и (тяга минус сопротивление). Для получения дополнительной информации см. этот ответ на связанный вопрос. Поднимает ли одинаковый вес при подъеме? . (Если вы хотите увидеть аналогичную диаграмму из внешнего источника, см. диаграмму, включенную в этот ответ на связанный вопрос. Требуется ли избыточная подъемная сила или избыточная мощность для набора высоты? )

Точно так же, как НАСА также искажает пропорции на этой диаграмме для планирующего полета — https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/glidvec.html — опять же, подъемная сила показана больше, чем вес, когда он должен быть меньше веса, поэтому мы можем построить замкнутый векторный треугольник из веса, подъемной силы и сопротивления. Для получения дополнительной информации см. этот ответ на связанный вопрос Что создает тягу по линии полета планера?

Теперь, что касается ваших вопросов - в первом приближении мы можем думать о наших входных сигналах управления шагом - положение, в котором мы размещаем ручку управления или штурвал, в направлении вперед-назад - как наиболее непосредственно определяющий угол наклона. -Атака, а не пусковое отношение в пространстве. Положение по тангажу в пространстве зависит от угла набора высоты, на который влияет настройка мощности. Существуют всевозможные взаимосвязи, которые усложняют ситуацию — например, на самолете с высокорасположенным крылом и выпущенными закрылками добавление мощности может привести к сильному нисходящему потоку воздуха над хвостом, который имеет тенденцию приводить к увеличению угла атаки. . Но в первом приближении мы можем думать о том, что наши действия по управлению тангажем управляют углом атаки. Существует небольшая задержка между изменением входного сигнала управления тангажем и изменением угла атаки из-за инерции вращения самолета по оси тангажа.

Если я скажу вам, что я увеличил тангаж своего самолета на 10 градусов, но я не скажу вам, что я сделал с управлением рулем высоты, чтобы это произошло, и я не скажу вам, добавил ли я мощность или нет, то вы не можете догадаться, сохранил ли я угол атаки постоянным и начал набор высоты из-за дополнительной мощности, или я управлял мощностью, необходимой для поддержания постоянной высоты при переходе на более высокий угол атаки и более низкий воздушная скорость или любое количество других возможностей - я мог бы даже выдвинуть ручку или штурвал вперед, чтобы уменьшить угол атаки, и при этом добавить достаточную мощность, чтобы самолет перешел на траекторию полета с набором высоты, что привело к увеличению тангажа. Например, когда реактивный истребитель поднимается вертикально только на чистой тяге, ручка управления, вероятно, находится впереди положения, в котором она находилась бы во время горизонтального полета на той же воздушной скорости. Конечно, угол атаки при вертикальном наборе высоты меньше, чем при горизонтальном полете на той же скорости!

С точки зрения того, что на самом деле происходит физически с самолетом, в большинстве программ летной подготовки чрезмерно подчеркивается идея о том, что пилот непосредственно контролирует угол тангажа самолета. Что он на самом деле делает, так это контролирует угол атаки и настройку мощности. Тем не менее, прежний способ смотреть на вещи достаточно хорошо работает на практике (например, полет по глиссаде ILS с использованием индикатора положения, а не измерителя угла атаки в качестве основного руководства по управлению тангажем), и о нем проще думать. .

Ключевым моментом является то, что наши полеты обычно выполняются на «передней стороне кривой мощности», где для данной настройки мощности увеличение угла атаки обычно приводит к увеличению скороподъемности и увеличению угла набора высоты. Следовательно, перемещение штурвала или рукояти назад приводит к увеличению угла атаки И увеличению угла набора высоты (или уменьшению угла планирования) И увеличению угла тангажа. На «обратной стороне кривой мощности», например, чуть выше скорости сваливания, увеличение угла атаки обычно приводит к уменьшению угла набора высоты или увеличению угла снижения, и самолет в конечном итоге окажется в более низком положении. отношение высоты тона, поэтому идея о том, что мы каким-то образом напрямую контролируем положение тона с помощью штурвала или ручки управления, больше не работает очень хорошо.

Ваш вопрос указывает на желание лучше понять некоторые физические отношения в игре. Подъемная сила пропорциональна (коэффициент подъемной силы * скорость полета в квадрате). Коэффициент подъемной силы определяется углом атаки, причем более высокие углы атаки создают более высокие коэффициенты подъемной силы. Как показано на векторных диаграммах, прикрепленных к двум ссылкам, приведенным в начале этого ответа, для малых и умеренных углов подъема или пикирования подъемная сила ПОЧТИ равна весу. На самом деле подъемная сила немного меньше веса, если только траектория полета не является строго горизонтальной, но для малых и умеренных углов набора высоты или пикирования разница невелика. Поскольку вес остается постоянным, мы можем заключить, что для малых и умеренных углов набора высоты или пикирования - без каких-либо других ускорений (воздушная скорость остается постоянной или изменяется очень медленно, и траектория полета не изгибается вверх или вниз, и крылья не наклонены, поэтому траектория полета не изгибается, чтобы описать поворот), подъемная сила также остается почти постоянной. Это означает, что для малых и умеренных углов набора высоты или пикирования воздушная скорость оказывается довольно хорошим ориентиром для определения угла атаки — чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны под кайфом. Таким образом, индикатор воздушной скорости — это, по сути, датчик угла атаки. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: если самолет поднимается прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти равен нулю. ноль (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если аэродинамический профиль не полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. t изгибается, чтобы описать поворот), подъемная сила также остается почти постоянной. Это означает, что для малых и умеренных углов набора высоты или пикирования воздушная скорость оказывается довольно хорошим ориентиром для определения угла атаки — чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны под кайфом. Таким образом, индикатор воздушной скорости — это, по сути, датчик угла атаки. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: если самолет поднимается прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти равен нулю. ноль (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если аэродинамический профиль не полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. t изгибается, чтобы описать поворот), подъемная сила также остается почти постоянной. Это означает, что для малых и умеренных углов набора высоты или пикирования воздушная скорость оказывается довольно хорошим ориентиром для определения угла атаки — чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны под кайфом. Таким образом, индикатор воздушной скорости — это, по сути, датчик угла атаки. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: если самолет поднимается прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти равен нулю. ноль (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если аэродинамический профиль не полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. воздушная скорость оказывается довольно хорошим ориентиром для угла атаки - чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны быть высокими. Таким образом, индикатор воздушной скорости — это, по сути, датчик угла атаки. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: если самолет поднимается прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти равен нулю. ноль (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если аэродинамический профиль не полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. воздушная скорость оказывается довольно хорошим ориентиром для угла атаки - чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны быть высокими. Таким образом, индикатор воздушной скорости — это, по сути, датчик угла атаки. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: если самолет поднимается прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти равен нулю. ноль (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если аэродинамический профиль не полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости.

На практике в авиации общего назначения, коммерческой авиации и т. д. набор высоты от мелкого до умеренно крутого ОБЫЧНО выполняется при более высоком угле атаки и коэффициенте подъемной силы (и, следовательно, при более низкой воздушной скорости), чем мы использовали бы для высокоскоростных полетов. крейсерский полет. Таким образом, он более эффективен, а также дает нам наибольшую производительность при наборе высоты из заданного ограниченного количества доступной тяги. Почему? Потому что высокий коэффициент подъемной силы также коррелирует с высоким отношением (коэффициента подъемной силы к коэффициенту сопротивления), что означает высокое отношение подъемной силы к сопротивлению. Для малых и средних углов набора высоты, чем выше отношение L/D, которое мы можем достичь, тем круче мы можем подняться при данной величине тяги. Это более подробно рассматривается в первой ссылке, приведенной в этом ответе. Чтобы посмотреть на скороподъемность, а не на угол набора высоты, мы

Диаграмма в исходном вопросе никоим образом не затрагивает отношения между воздушной скоростью, углом атаки, коэффициентом подъемной силы, величиной вектора подъемной силы и отношением L/D, поэтому она не помогает нам понять, почему от мелкого до умеренно крутого подъема обычно выполняется при большем угле атаки, чем мы использовали бы для высокоскоростного крейсерского полета.

В вашем вопросе было утверждение "если я качаю самолет вверх, но при этом увеличиваю мощность и могу поддерживать ту же скорость, то нет, угол атаки не изменился, хотя он мог меняться при переходе от одной ситуации к другой ." Для малых и средних углов подъема ваше утверждение верно для всех практических целей, но это НЕ ТОЧНО верно. Если мы хотим быть очень точными, мы могли бы отметить, что, поскольку подъемная сила немного уменьшается при наборе высоты, если воздушная скорость оставалась постоянной, то угол атаки должен был немного уменьшаться, а если угол атаки оставался точно таким же, то воздушная скорость должно быть немного уменьшено. Та же самая идея возникла в этих двух связанных ответах на связанные вопросы, хотя в этих случаях вектор подъемной силы был уменьшен, потому что самолет снижался, а не набирал высоту -«Гравитационная» мощность в зависимости от мощности двигателя и снижения на заданной глиссаде (например, ILS) при заданной воздушной скорости — отличается ли размер вектора подъемной силы при встречном и попутном ветре?

Первоначально в точке увеличения высоты тона, да. Формула для понимания взаимосвязи между шагом и углом атаки:

Высота тангажа + Падение = Угол подъема + Угол атаки

Угол атаки увеличится больше всего при первом увеличении шага. Когда вы установите угол набора высоты, угол атаки начнет уменьшаться.

Если вы сможете поддерживать ту же воздушную скорость в наборе высоты за счет увеличения мощности, то угол атаки вернется к урезанному углу атаки. Таким образом, если ваш угол тангажа соответствует вашему углу подъема, то угол атаки будет таким же, как и до увеличения тангажа.

При увеличении тангажа вектор тяги направлен вверх, а вектор подъемной силы направлен назад. Таким образом, тяга должна нести часть веса самолета во время набора высоты, если сохраняется тот же угол атаки. Обычно уменьшение воздушной скорости (таким образом, увеличение угла атаки) предпочтительнее во время набора высоты (если оно находится на передней стороне кривой мощности), поскольку для поддержания набора высоты потребуется меньшая избыточная тяга. Также будет меньше паразитного сопротивления при меньшей скорости полета.

Что не показано на вашей диаграмме, так это момент тангажа, вызванный тем, что центр тяги не совмещен с центром тяжести. Это вызывает возмущение скорости подстройки, поэтому может потребоваться повторная подстройка при увеличении мощности.

"Изменяем ли мы угол атаки изменением тангажа самолета"

Да! Начнем с самолета в прямолинейном установившемся полете.

Нас учат, что «шаг определяет скорость, мощность — высоту».

Если бы это был единственный вход, нос поднялся бы, И самолет замедлился бы. Увеличение угла атаки вызывает увеличение подъемной силы и сопротивления. Альтиметр покажет увеличение. Силы вышли из равновесия.

Если бы отклонение руля высоты было полным, угол атаки увеличивался бы до сваливания. Без питания, стойло. На полной мощности либо срыв, либо петля! Если нет достаточной мощности для создания петли, произойдет зависание при включении питания. Шаг контролирует скорость и увеличивает угол атаки.

Меньшие степени отклонения руля высоты приведут к набору высоты и потере скорости. Вот почему шаг и газ идут рука об руку. Воздушную скорость необходимо поддерживать, увеличивая дроссель, чтобы продолжить набор высоты, иначе снова произойдет тот же неумолимый процесс снижения скорости и увеличения угла атаки. Однако при небольшом изменении тангажа без изменения мощности самолет может просто немного замедлиться и плавно набрать высоту.

Но это зависит от вашей воздушной скорости и мощности перед тем, как вы примените руль высоты. ЕСЛИ ТЫ НИЗКИЙ И МЕДЛЕННЫЙ, НЕ НАЖИМАЙ ЛИФТ, ИНАЧЕ МОЖЕШЬ ЗАГЛОНУТЬСЯ. ДОБАВЬТЕ МОЩЬ ДЛЯ ПОДЪЕМА. И следите за скоростью полета.

Компонент подъемной силы уменьшается, когда вы поднимаетесь более круто, а это означает, что вам нужен меньший угол атаки и большая тяга двигателя для борьбы с гравитацией. Доведите это до крайности: F18 движется вертикально, вам нужен нулевой угол атаки и нулевой подъемной силы, ваши двигатели обеспечивают достаточную тягу, чтобы противостоять гравитационному притяжению.

В своем Вопросе вы попросили объяснить изображение НАСА. Как уже отмечалось, изображение неверно, потому что вектор подъема кажется больше, чем вектор веса.

Причина, по которой изображение может быть неверным, заключается в том, что оно могло быть нарисовано человеком, прошедшим обучение в качестве частного пилота. Когда я проходил обучение частного пилота 30 лет назад, меня учили, что, поднимаясь, вы увеличиваете подъемную силу и увеличиваете мощность. То же самое, по-видимому, преподают и сегодня. Согласно FAA: «Когда самолет входит в набор высоты, необходимо развивать избыточную подъемную силу, чтобы преодолеть вес или гравитацию. Это требование развивать большую подъемную силу приводит к большему индуктивному сопротивлению, что приводит либо к снижению воздушной скорости, либо к увеличению мощности. поддерживать минимальную воздушную скорость при наборе высоты». [Справочник по полетам на самолетах (FAA-H-8083-3B), с. 3-16] (Я удалил ссылку на веб-сайт Embry Riddle, потому что цитаты FAA достаточно.)

Не в каждой летной школе преподают этот предмет таким образом. См., например, веб-страницу Gleim Aviation .