Как сваливание зависит от угла атаки, а не от скорости?

Полагаю, вы путаете угол атаки крыла с тангажом самолета. Самолет, движущийся с медленной скоростью, близкой к сваливаниям, несмотря на то, что он направлен носом вверх, все равно будет двигаться более или менее горизонтально. Их инструмент VSI будет показывать около нуля. Тогда как, если вы возьмете быстро движущийся самолет и поднимете нос на тот же угол, самолет, очевидно, будет быстро набирать высоту.

Почему это важно? Угол атаки определяется на основе движения крыла при относительном ветре. Ориентация крыла относительно земли никак не влияет на определение. Когда самолет в целом набирает высоту, относительный ветер дует сверху. В результате угол атаки уменьшается по сравнению с тем, что было бы, если бы самолет не набирал высоту.

Просто чтобы показать некоторые быстрые цифры, предположим, что вы взяли самолет, движущийся со скоростью 100 узлов в неподвижном воздухе, и подняли нос так, что теперь вы набираете высоту со скоростью 3000 футов в минуту (большинство самолетов теряют скорость при этом, но математика верна до тех пор, пока самолет не замедляет).$1knot\approx100FPM$, так что теперь у вас будет восходящий вектор 30 узлов. Ваша воздушная скорость 100 узлов теперь увеличивается под углом. Немного тригонометрии:

Таким образом, ваш угол атаки на 17,46 градусов дальше от сваливания при наборе высоты на скорости 3000 футов в минуту, чем если бы ваш самолет имел такой же тангаж, но находился в горизонтальном полете.

Однако у немногих самолетов есть мощность двигателя, чтобы выдержать набор высоты с такой скоростью. Самолет будет снижать скорость, и по мере снижения скорости самолет будет замедляться, скорость набора высоты будет уменьшаться, скорость самолета станет ближе к горизонтальной, и, в конце концов, самолет остановится, если тангаж остается постоянным.

Забавно, что вы упомянули Citabria, потому что я действительно сделал именно то, о чем вы говорите , именно на этом самолете. Не то, чтобы это действительно имело значение, потому что это применимо к любому самолету.

В своем вопросе вы сказали, что понимаете угол атаки, который вызывает сваливание. Но я не уверен, что вы понимаете, что при одном и том же крыле всегда один и тот же угол. Я говорю, что из-за этого:

вы можете получить большой угол атаки, сверх того, что вам нужно, чтобы свалиться на 60 узлах,

Угол атаки, необходимый для остановки, остается неизменным независимо от скорости. Возможно, в сверхзвуковой сфере все по-другому, но для Citabrias этого достаточно.

Вы правы в том, что если бы вы двигались со скоростью 100 узлов и внезапно потянули ручку назад, вы бы замедлились, прежде чем свалиться. Но это не то, что вызывает стойло. Сваливание вызвано большим углом атаки, и это вызвано положением руля высоты.

Положение рукоятки — единственный лучший показатель того, когда самолет заглохнет, и никто об этом много не говорит. Я также могу сказать, что ваш пример не на 100% точен, потому что я действительно сделал это. Если вы летите со скоростью 100 узлов, а затем хлопнете ручкой назад так сильно, как только сможете, вы заранее заглохнете с минимальной потерей скорости. И если бы вы хотели, вы могли бы иметь более высокую входную скорость, чем 100 узлов, и свалиться на 100 узлах. В конце концов, вы столкнетесь со структурными проблемами, вызванными чрезмерной перегрузкой.

Сваливание вызвано не только углом атаки, оно всегда вызвано одним и тем же углом атаки. Надеюсь, это ответит на ваш вопрос.

Угол атаки сваливания (AoA) не фиксирован, а увеличивается с увеличением скорости тангажа и, в меньшей степени, с числом Рейнольдса.

Когда крыло сваливается, пограничный слой в задней части крыла останавливается и даже меняет направление потока, вызывая отрыв . Для внешнего воздушного потока это выглядит так, как будто крыло там стало толще и имеет меньший угол атаки, чем раньше, без отрыва. Это приводит к потере подъемной силы заглохшего крыла. На это влияет «история» локального пограничного слоя — если он видел большое ускорение вокруг носовой части аэродинамического профиля, он должен выполнить резкое замедление на остальной части крыла. Трение уже уменьшило энергию этого пограничного слоя, и резкое торможение заканчивается отрывом ниже по течению.

Если угол атаки сваливания достигается быстро, пограничный слой на заднем крыле по-прежнему имеет характеристики, соответствующие низкому углу атаки, который преобладал, когда этот поток воздуха обтекал носовую часть крыла. Поэтому у него остается больше энергии и он менее склонен к разделению. Эффект заключается в увеличении угла атаки сваливания с увеличением скорости тангажа до точки, при которой общая подъемная сила крыла на 50% больше, чем при стационарном угле атаки на той же скорости. Конечно, это динамический срыв с коэффициентом перегрузки намного выше 1. За более подробной информацией я отсылаю вас к NACA TN 2525 от 1951 года. Нет цены, чтобы угадать, какой самолет использовался.

С другой стороны, подъемная сила падает намного больше, чем в статическом (= малой скорости тангажа) сваливании. Послушное срывное поведение теперь может стать резким! Другим последствием этого перерегулирования подъемной силы является возможность образования петли гистерезиса, особенно в лопастях вертолета, винта и турбины, где возможны сильные и циклические изменения угла атаки. Это называется флаттером подъемной силы и вызывает высокие механические напряжения и вибрацию. См. «Гидродинамический подъем» Зигхарда Хёрнера , стр. 4-24 и 25 для получения дополнительной информации.

Влияние числа Рейнольдса менее выражено, но все же дает увеличение срыва с$_{l max}$от 15 до 25% между$Re = 10^6$и$Re = 5\cdot 10^6$. Детали зависят от конкретного аэродинамического профиля. Abbott-Doenhoff или каталог Wortmann содержат много данных по этому поводу.

Но если я прав, ты бы сразу не остановился

Вы сразу заглохнете . _ Однако сразу не сдашься .

Сразу же, как только вы превысите 2,67G ¹ , самолет начнет трястись и слегка отбрасываться назад, так как большее натяжение штурвала больше не приводит к увеличению подъемной силы, а скорость увеличения тангажа и ускорение перестанут увеличиваться. Но шаг не перестанет увеличиваться. Крылья все еще создают некоторую подъемную силу, чуть меньшую, чем до сваливания. Таким образом, вы будете продолжать набор высоты до тех пор, пока не исчерпаете кинетическую энергию (что вы будете делать быстрее, чем обычно, потому что сопротивление увеличивается в момент сваливания) и замедлитесь ниже скорости, при которой заглохшие крылья не смогут создать достаточную подъемную силу, чтобы сбалансировать вес. В этот момент ваша скорость все еще будет выше 60 узлов, потому что на 60 узлах крылья могут уравновесить вес, когда они не заглохли, но в этом случае они уже заглохли.

¹ _{Выполнение крейсерской скорости 100 узлов и скорости 60 узлов против с . Интернет-поиск дает мне всего 44 узла для v s , что означает 5,17 G для сваливания на 100 узлах, в то время как сертифицированный предел составляет 5 G, поэтому вам не следует делать это на 100 узлах, только до 98.}

Представьте, что вы бросаете самолет нижними частями крыльев вперед со скоростью 500 узлов. Самолет летит очень быстро, но будьте уверены, он заглох. Он может восстановиться очень, очень легко, потому что у него так много кинетической энергии и огромное количество воздушного потока, но он не создает подъемной силы, как должен.

К сожалению, все больше самолетов не имеют индикаторов угла атаки. В самолетах ВМФ, особенно в самолетах-носителях, это имеет решающее значение.

Я был летным инструктором в военно-морском флоте и преподавал программу неуправляемых полетов. Буквально сто часов «летает» заглохший самолет. В то время как поведение при создании очень высоких скоростей тангажа, когда вы «проваливали» угол атаки сваливания, может быть странным, в целом все поведение, связанное со сваливанием (бафт, потеря подъемной силы), происходило при одном и том же угле атаки. Мы продемонстрируем это на скорости от 250 узлов (тяга 6G) до 50 узлов (вертикальный набор высоты). Мы бы контролировали его после сваливания, теряя 15 000 футов, демонстрируя при этом, какой контроль над самолетом у вас есть после сваливания. Продемонстрируйте полет самолета по вертикали со скоростью значительно ниже скорости сваливания по прямой и ровной поверхности, но самолет все еще летит, поскольку перегрузка равна нулю. Мы останавливали его вверх ногами в верхней части петли.

Всегда один и тот же АОА.

Чтобы понять это, я предпочитаю думать о струе с форсажной камерой, направленной почти вертикально. Он не заглох, угол атаки почти 0, потому что относительный ветер идет почти прямо вниз из-за всей тяги. А вот "прямо вниз" по-прежнему идет плавно поперек крыльев, без сваливания.

Точно так же Cessna 172, летящая со скоростью 10 узлов, с наклоном к горизонту, будет снижаться намного быстрее, чем 10 узлов со скоростью относительно земли, поэтому относительный ветер ударяет в нижнюю часть крыла. Просто еще один способ описать большой угол атаки.

Это может иметь смысл только в моей голове, но это работает для меня.

Вы не обязательно заглохнете, если примените резкий руль высоты, скажем, на скорости 100 узлов, поскольку инерции достаточно, чтобы гарантировать, что воздушный поток относительно линии хорды (AoA) фактически не превысит критический угол.