Поднимает ли одинаковый вес в подъеме?

Это зависит от того, как именно вы определяете «подъемную силу» и «вес». Вы могли бы интуитивно сказать, что подъемная сила — это все силы, действующие на самолет в направлении вверх, например:

В этом случае подъемная сила должна равняться весу, иначе самолет будет ускоряться. То есть его скороподъемность будет меняться.

Но более привычно определять подъемную силу следующим образом:

Здесь подъемная сила и вес равны по величине, но направлены в разные стороны. Конечно, подъемная сила не обязательно должна быть равной по величине: ее можно регулировать углом атаки. Но давайте предположим, что подъемная сила равна весу, и посмотрим, что произойдет.

Давайте сделаем все наши расчеты с Землей в качестве системы отсчета ¹ . Полезно разложить подъемную силу на сумму вертикальных и горизонтальных составляющих, чтобы мы могли анализировать горизонтальные силы и вертикальные силы отдельно:

Сравнивая вертикальную составляющую подъемной силы с весом, мы видим, что они не равны:

Принимая во внимание только изображенные здесь вертикальные силы, на самолет действует направленная вниз сила. Так почему же тогда скороподъемность не снижается?

Аналогичное преобразование происходит с тягой. При наборе высоты тяга обеспечивает дополнительную восходящую составляющую. И, конечно же, мы должны также учитывать сопротивление. Точка, находящаяся в установившемся наборе высоты, подъемная сила (по общепринятому определению) не равна весу, а сумма всех вертикальных составляющих подъемной силы, тяги и сопротивления делает вес равным.

Давайте добавим произвольное сопротивление и достаточную тягу, чтобы сбалансировать вертикальные силы.

Теперь вертикальные силы уравновешены, но горизонтальные силы также должны быть уравновешены, если мы хотим стабильного полета. Сложив все горизонтальные силы на моем рисунке, слева есть результирующая сила. Таким образом, этот самолет может поддерживать постоянную скорость набора высоты в этот момент, но он теряет скорость и, вероятно, движется к сваливанию.

Помните, изначально мы задаем подъемную силу равной весу, и вот что происходит. Без изменения направления или величины подъемной силы не существует решения, обеспечивающего стабильный полет.

Следовательно, для набора высоты самолету требуется меньшая подъемная сила . Чтобы сохранить это направление и скорость, этот пилот должен уменьшить подъемную силу, уменьшив угол атаки, и увеличить тягу так, чтобы вектора складывались до нуля и на самолет не действовала результирующая сила. Уменьшение подъемной силы также уменьшит сопротивление.

¹ Подойдет любая другая система отсчета. Например, мы могли бы использовать самолет в качестве системы отсчета, что означало бы, что подъемная сила всегда вверху, но вес изменил бы направление.

В самолете, который набирает высоту с постоянной вертикальной скоростью, сумма вертикальных сил, направленных вверх, равна сумме вертикальных сил, направленных вниз.

В противном случае вертикальная скорость не была бы постоянной, так как любой ненулевой баланс вертикальных сил привел бы к ускорению...

Краткий ответ: Нет.

Длинный ответ: когда траектория полета не горизонтальна, подъемная сила будет не вертикальной, а перпендикулярной направлению движения (в неподвижном воздухе). Тяга также будет иметь вертикальную составляющую и отличается по величине от сопротивления, потому что избыточная тяга необходима для увеличения потенциальной энергии самолета. Обратите внимание, что вертикальная составляющая подъемной силы пропорциональна косинусу угла траектории полета, а вертикальная составляющая тяги пропорциональна синусу угла траектории полета, поэтому тяговая часть растет быстрее при малых углах траектории полета. Следовательно, при наборе высоты тяга добавит некоторую вертикальную составляющую, поэтому требуется меньшая подъемная сила .

Опять же, при спуске требуется меньшая подъемная сила. Теперь тяга меньше сопротивления, а сопротивление, направленное немного вверх, вносит вертикальную составляющую, противодействующую весу. Таким образом, в обоих случаях подъемная сила меньше веса.

Пока это был неускоренный полет. Но обычно подъем имеет компоненты ускорения:

• регулировать скорость в соответствии с изменением плотности (ускорение, чтобы оставаться на той же указанной воздушной скорости) или числа Маха (замедление, чтобы оставаться на том же числе Маха), и

• потому что самолет теряет вертикальную скорость, поскольку тяга уменьшается из-за изменения плотности, а в случае винтовых самолетов и турбовентиляторных двигателей - из-за увеличения истинной воздушной скорости.

Этот второй, по общему признанию, крошечный эффект добавит вертикальную силу инерции, которая добавляется к остальным вертикальным силам, а именно подъемной силе и тяге. Если принять во внимание эту силу инерции, оставшиеся вертикальные силы будут немного меньше, чем вес.

Если мы определим подъемную силу как составляющую полных аэродинамических сил на самолете, перпендикулярную направлению его движения, то при устойчивом наборе высоты подъемная сила будет немного меньше .

Вероятно, проще всего проанализировать ситуацию в системе координат, которая наклонена так, что одна из осей параллельна направлению движения. Тогда все силы — подъемная сила, сопротивление, тяга — работают точно так же, как в обычной системе координат при горизонтальном полете. Единственная разница в том, что сила веса теперь имеет другое направление, но по-прежнему имеет ту же величину .

Это означает, что составляющая веса, перпендикулярная движению, теперь немного меньше, и подъемная сила тоже должна быть соответственно меньше. Угол атаки самолета будет несколько меньше, чем в горизонтальном полете при той же (калиброванной) воздушной скорости.

С другой стороны, вектор веса теперь получает значительную составляющую , параллельную направлению движения , и этому необходимо противодействовать большей тягой, чтобы самолет не замедлился. (Это будет намного преобладать над небольшим уменьшением индуктивного сопротивления, которое происходит из-за немного меньшей подъемной силы).

TL;DNR

Поднимает ли одинаковый вес в стационарном подъеме? Вертикальная сила выше при стационарном подъеме, но подъемная сила может наклоняться в зависимости от того, как выполняется подъем. Наклоните ось самолета относительно земных осей, и по определению часть вектора гравитации теперь находится на оси тяги/сопротивления самолета. Это очень ясно, и это тот случай, на который все ссылаются в своих ответах очень подробно. Тем не менее, устойчивый набор высоты также может быть выполнен с носом, направленным прямо вперед, и тогда подъемная сила будет больше, чем вес. А вертолеты тоже самолеты...

Полный ответ

Это зависит от относительной ориентации осей.

• Гравитация всегда выровнена с земными осями.
• Для самолетов с неподвижным крылом подъемная сила и сопротивление выровнены с осями воздушного потока (выровнены с воздушным потоком в исходном положении в устойчивом состоянии). Обратите внимание, что тяга выравнивается с лобовым сопротивлением только при нулевом угле атаки.

Дело в том, что для самолетов с неподвижным крылом установившийся набор высоты чаще всего и автоматически связан с увеличением угла атаки, что приводит к наклону осей самолета вверх, что приводит к наклону вверх осей воздушного потока. Но самолеты с неподвижным крылом также могут набирать высоту, увеличивая скорость, что приводит к установившемуся набору высоты с уменьшенным углом атаки.

Ниже приведен анализ двух случаев набора высоты с неподвижным крылом и для вертолетов, где оси воздушного потока вращаются вместе с лопастями, обеспечивая подъемную силу, а не тягу.

TL;DNR

• Фиксированный набор высоты крыла за счет увеличения угла атаки: модуль вектора подъемной силы < вектора силы тяжести
• Исправлен набор высоты крыла за счет увеличения скорости: mod lift > mod g
• Вертолет в устойчивом наборе высоты: mod lift >> mod g

• Поднимите L под углом$\alpha$
• Перетащите D под углом$\alpha$
• Тяга T под углом$\phi$
• Вес W по вертикали

Равновесие сил в неускоренном полете:

Уравнение (V) утверждает, что общая направленная вверх вертикальная сила равна весу плюс составляющая аэродинамического сопротивления - всего самолета, крыла + фюзеляжа + хвостового оперения и т. д. Таким образом, общая направленная вверх сила всегда будет больше веса, если только$\alpha$= 0

Давайте рассмотрим пару случаев.

1. Набор высоты за счет увеличения скорости, неподвижное крыло

Случай , указанный некоторое время назад Крисом , который определил полностью несвязанные силы тяги и подъемной силы, поместив крыло на шест, установленный на вагоне поезда. Если тяга увеличится, скорость увеличится, и крыло будет подниматься вверх с постоянной скоростью.$V_z$. Это изменит угол атаки и наклонит вектор подъемной силы назад. Крыло поднимается с постоянной скоростью, когда общая вертикальная сила, направленная вверх, равна весу плюс вертикальная составляющая сопротивления, направленная вниз.

Обратите внимание, что на этом изображении нигде не видно тяги, только аэродинамические силы. Тяга устанавливается под углом$\phi$= 0 и будет равен L * sin($\alpha$) + D * cos ($\alpha$). Подъемник L наклонен назад на угол$\alpha$, и больше вертикальной восходящей силы в множитель$1/cos (\alpha)$.

Итак, в этом случае (подъем за счет увеличения скорости):

• Суммарная восходящая сила больше веса на величину D * sin$\alpha$.
• Подъемная сила является единственным источником восходящей силы, она наклонена назад и превышает общую направленную вверх вертикальную силу.

2. Набор высоты из-за тангажа самолета с неподвижным крылом

Теперь давайте более подробно рассмотрим случай самолета с неподвижным крылом, набирающего высоту из-за увеличения угла тангажа. Необходимо учитывать все вышеупомянутые силы и оба уравнения (H) и (V). Угол атаки$\alpha$определяется углом наклона$\phi$, воздушная скорость V и скорость набора высоты$\dot{z}$.

Итак, в этом случае:

• Суммарная восходящая сила снова больше веса на величину D * sin($\alpha$)
• И тяга T, и подъемная сила L вносят вклад в общую восходящую силу. Насколько каждый вносит свой вклад, зависит от угла наклона$\phi$и скорость набора высоты$\dot{z}$. Больше наклона осей означает: меньшая доля подъемной силы, большая доля тяги.

3. Вертолет в вертикальном наборе высоты

Теперь о вертолете в наборе высоты. На первый взгляд, это тот случай, когда за набор высоты отвечает только тяга, потому что диск несущего винта создает вертикальную тягу вниз. Но вот в чем дело: это с точки зрения фюзеляжа, но теперь подъемная сила определяется относительно воздушной скорости вращающейся лопасти.

Наша система отсчета снова является земной осью. Вертикально набирающий высоту вертолет имеет ту же направленную вниз аэродинамическую силу, что и парящий вертолет, плюс незначительное увеличение из-за вертикального сопротивления фюзеляжа. Пилот переводил вертолет из режима висения в набор высоты, подтягивая коллектив, увеличивая шаг лопастей и наклоняя вектор подъемной силы назад (земляные оси).

Вертикальная составляющая подъемной силы равна весу плюс нисходящая вертикальная составляющая (сопротивление лопасти + вертикальное сопротивление фюзеляжа). Подъемная сила больше своей вертикальной составляющей в 1/cos раз.$\phi$.

Итак, в этом случае (подъем за счет увеличения тангажа):

• Суммарная восходящая вертикальная сила больше веса на величину (D * sin($\alpha$) + вертикальное сопротивление фюзеляжа).
• Подъемная сила является единственным источником вертикальной силы, направленной вверх, и она наклонена назад, поэтому подъемная сила больше, чем общая вертикальная сила, в 1/cos($\alpha$).

Заключение

Случай 2. неоднократно рассматривался на этом сайте. Аэродинамическая подъемная сила может быть меньше веса, в зависимости от соответствующих углов и скоростей. Тяга всегда должна быть выше, чем при установившемся горизонтальном полете, на величину L * sin($\alpha$).

Во всех случаях вертикальная восходящая сила выше, чем вес: необходимо компенсировать вертикальную составляющую аэродинамического сопротивления. Интуитивно понятно из этого примера .

Ответ @xxaviers принят. Многие другие ответы также верны для стационарного набора высоты с неподвижным крылом из-за наклона осей самолета относительно силы тяжести.

Название вопроса отличается от тела вопроса.

В теле вопроса читаем-

Мой вопрос чисто о сумме всех вертикальных сил

Очевидно, что для того, чтобы ускорение было равно нулю, чистая сила должна быть равна нулю, поэтому чистая вертикальная аэродинамическая сила должна быть равна весу. (В этом ответе мы будем считать вектор тяги аэродинамической силой.)

при устойчивом наборе высоты общая направленная вверх вертикальная сила от всех источников (крыло, хвостовое оперение, двигатели, фюзеляж) больше или равна весу самолета

При устойчивом наборе высоты чистая вертикальная сила должна быть равна нулю, поэтому чистая вертикальная аэродинамическая сила должна быть равна весу. Однако это не означает, что сумма всех направленных вверх вертикальных сил равна весу. Это не так, потому что одна из аэродинамических сил — вектор сопротивления — имеет направленную вниз составляющую при наборе высоты. Следовательно, сумма всех восходящих вертикальных сил должна быть равна весу плюс нисходящая вертикальная составляющая вектора сопротивления .

Название вопроса, с другой стороны, гласит:

Поднимает ли одинаковый вес в подъеме?

Это совершенно другой вопрос и более интересный, чем вопрос о результирующей вертикальной силе.

В контексте полета с неподвижным крылом подъемная сила определяется как действующая перпендикулярно траектории полета через воздушную массу, а сопротивление определяется как действующая параллельно траектории полета через воздушную массу. Для целей ответа мы предположим, что тяга действует параллельно траектории полета через воздушную массу, хотя это явно не всегда верно. Это упрощающее предположение приводит к следующей векторной диаграмме:

Моторизированный набор высоты при углах набора высоты 45 и 90 градусов:

На приведенных выше векторных диаграммах «угол c» — это угол набора высоты: он равен 45 градусам на левом рисунке и 90 градусам на правом рисунке.

Мы можем видеть, что при наборе высоты с двигателем Подъемная сила = Вес * косинус (угол набора высоты), где угол набора высоты измеряется относительно воздушной массы (важное отличие в случае планирующего полета — набор высоты без двигателя в тепловом восходящем потоке по-прежнему сохраняется). снижение по отношению к воздушной массе!)

Ясно, что Подъемная сила меньше, чем Вес при подъеме с усилием. Например, если угол набора высоты составляет 45 градусов, подъемная сила = 0,707 * вес. Если угол набора высоты составляет 90 градусов, подъемная сила должна быть равна нулю.

То же самое верно и для спуска: подъемная сила = вес * косинус (угол спуска), поэтому подъемная сила меньше веса. Это более подробно рассматривается в некоторых ссылках, приведенных в конце этого ответа.

Обратите внимание, что мы использовали подход объединения векторов тяги и сопротивления в один вектор (тяги-сопротивления), а затем мы расположили этот вектор в виде замкнутого векторного треугольника с подъемной силой и весом. Всякий раз, когда векторы могут быть расположены нос к хвосту в виде замкнутого многоугольника — в данном случае треугольника — это показывает, что результирующая сила должна быть равна нулю, а это означает, что ускорение равно нулю, а скорость i постоянна. Для ясности мы также нарисовали отдельные векторы Thrust и Drag за пределами векторного треугольника. Они избыточны с вектором (Thrust-Drag).

Изменение угла набора высоты и/или отношения L/D:

Обратите внимание, что для данного самолета в данной конфигурации любой заданный угол атаки связан с конкретными значениями коэффициента подъемной силы, коэффициента лобового сопротивления и отношения коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления. Подъемная сила пропорциональна квадрату коэффициента подъемной силы * воздушной скорости, а сопротивление пропорционально квадрату коэффициента аэродинамического сопротивления * воздушной скорости, поэтому отношение коэффициента подъемной силы / коэффициента сопротивления также является отношением подъемной силы / сопротивления. Таким образом, для данного самолета в данной конфигурации любой заданный угол атаки связан с определенным отношением подъемной силы к сопротивлению.

Если левая диаграмма выше и средняя диаграмма выше представляют один и тот же самолет в одной и той же конфигурации, то самолет должен лететь немного медленнее на средней диаграмме. Только так значения L и D могут быть немного меньше при том же соотношении L/D. Добавление мощности для увеличения угла набора высоты при сохранении постоянного угла атаки приводит к небольшому снижению воздушной скорости. Однако в показанном здесь случае изменение воздушной скорости было бы слишком незначительным, чтобы его можно было заметить на практике — оно было бы равно квадратному корню из изменения значения величины вектора подъемной силы или вектора сопротивления.

Если все диаграммы представляют один и тот же самолет с одинаковой конфигурацией закрылков и т. д., то правая диаграмма (соотношение L/D 5:1) будет представлять меньший угол атаки, чем левая или средняя диаграммы (10 :1 соотношение L/D). (Мы проигнорируем другую возможность, заключающуюся в том, что случай 5:1 представляет собой плавный полет очень близко к сваливанию, когда сопротивление очень велико.) Меньший угол атаки означает меньший коэффициент подъемной силы, однако размер вектора подъемной силы является то же самое, поэтому воздушная скорость должна быть выше в случае, показанном на правой диаграмме. Поэтому скороподъемность также выше. Короче говоря, когда мы увеличиваем тягу, чтобы увеличить скорость набора высоты, мы также должны уменьшить угол атаки, если по какой-то причине мы хотим сохранить угол набора высоты постоянным, а не позволять ему увеличиваться.

Набор высоты под углом 45 градусов при 8 различных отношениях подъемной силы к сопротивлению:

Обратите внимание, что по мере того, как мы уменьшаем отношение L/D, требуется все больше и больше тяги, чтобы поддерживать тот же угол набора высоты в 45 градусов. В случае, когда отношение L/D равно 2/1, тяга фактически должна быть больше веса! Это немного противоречит здравому смыслу, так как мы, очевидно, могли бы подняться прямо вверх с небольшой, но отличной от нуля воздушной скоростью, если бы тяга была лишь немного больше, чем вес. Однако этот вертикальный набор высоты будет выполняться на очень низкой скорости полета. На диаграмме выше, если все случаи представляют один и тот же самолет в одной и той же конфигурации, ограничивая угол набора высоты постоянным, так что L также должен оставаться постоянным, мы ограничиваем воздушную скорость, чтобы она становилась все выше и выше по мере того, как мы уменьшаем угол. угол атаки, коэффициент подъемной силы и отношение L/D. Отсюда огромный рост лобового сопротивления и тяги, так как мы уменьшаем угол атаки, коэффициент подъемной силы,

По мере того, как мы исследуем углы набора высоты все ближе и ближе к 90 градусам, отношение L/D все меньше и меньше влияет на требуемую тягу. Рисунок, аналогичный приведенному выше, но для угла набора высоты 60 или 70 градусов, показал бы меньшее увеличение требуемой тяги при уменьшении угла атаки, коэффициента подъемной силы и отношения L/D, чем мы видим при угол набора высоты 45 градусов. Это также означает, что мы форсируем меньшее увеличение воздушной скорости, так как в таком случае мы уменьшаем угол атаки, коэффициент подъемной силы и отношение L/D. В этом есть смысл — по мере того, как тяга несет на себе все большую и большую часть веса самолета, динамика крыла все меньше и меньше влияет на скорость полета. В случае действительно вертикального набора высоты крыло должно находиться под углом атаки нулевой подъемной силы, а отношение L/D должно быть равно нулю. В таком случае, конечно, сила лобового сопротивления все еще зависит от скорости полета.

Для ясности этот ответ был сосредоточен на некоторых довольно крутых углах подъема. Важно также иметь в виду, что для малых углов набора высоты (или снижения), типичных для легких самолетов авиации общего назначения, косинус угла набора высоты не намного меньше 1, и поэтому подъемная сила почти равна массе (в частности, Подъемная сила лишь немного меньше, чем Вес.) Поскольку Вес не зависит от угла набора высоты или пикирования, мы можем сделать вывод, что для малых углов набора высоты или пикирования - без каких-либо других ускорений (в частности, траектория полета не изгибается вверх). или вниз, и крылья не наклонены, поэтому траектория полета не изгибается, чтобы описать поворот) - Подъемная сила также почти постоянна, независимо от того, набирает ли самолет высоту, снижается или ни то, ни другое. Это означает, что если угол набора высоты или снижения невелик, а чистая перегрузка равна единице, индикатор воздушной скорости также можно интерпретировать как датчик угла атаки. Почему это должно быть так? Чтобы поддерживать подъемную силу почти постоянной, должно быть приблизительно верно, что коэффициент подъемной силы изменяется обратно пропорционально квадрату воздушной скорости. Это устанавливает почти фиксированную зависимость между воздушной скоростью и углом атаки для малых углов набора высоты или снижения и чистых перегрузок, близких к единице. Если воздушная скорость низкая, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны быть высокими, а если воздушная скорость высока, коэффициент подъемной силы и угол атаки должны быть низкими, независимо от того, идет ли самолет в набор высоты под малым углом. , снижаясь под небольшим углом или летя горизонтально. Таким образом, индикатор воздушной скорости, по сути, является измерителем угла атаки при малых углах набора высоты или снижения. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: заданный угол атаки будет связан с более низкой воздушной скоростью, чем в горизонтальном полете, а данная воздушная скорость будет связана с более низкой воздушной скоростью. угол атаки больше, чем при горизонтальном полете. В самом крайнем случае, когда самолет набирает высоту прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти нулевым (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если только аэродинамический профиль не полностью симметрично), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: заданный угол атаки будет связан с более низкой воздушной скоростью, чем в горизонтальном полете, а данная воздушная скорость будет связана с более низкой воздушной скоростью. угол атаки больше, чем при горизонтальном полете. В самом крайнем случае, когда самолет набирает высоту прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти нулевым (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если только аэродинамический профиль не полностью симметрично), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. При очень крутых углах набора высоты, когда подъемная сила немного меньше веса, все становится сложнее: заданный угол атаки будет связан с более низкой воздушной скоростью, чем в горизонтальном полете, а данная воздушная скорость будет связана с более низкой воздушной скоростью. угол атаки больше, чем при горизонтальном полете. В самом крайнем случае, когда самолет набирает высоту прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти нулевым (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если только аэродинамический профиль не полностью симметрично), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. и данная воздушная скорость будет связана с меньшим углом атаки, чем в горизонтальном полете. В самом крайнем случае, когда самолет набирает высоту прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти нулевым (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если только аэродинамический профиль не полностью симметрично), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. и данная воздушная скорость будет связана с меньшим углом атаки, чем в горизонтальном полете. В самом крайнем случае, когда самолет набирает высоту прямо вверх, подъемная сила должна быть равна нулю, поэтому коэффициент подъемной силы должен быть равен нулю, а угол атаки должен быть почти нулевым (на самом деле он должен быть немного отрицательным, если только аэродинамический профиль не полностью симметрично), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. если аэродинамический профиль полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации. если аэродинамический профиль полностью симметричен), независимо от того, что показывает индикатор воздушной скорости. Ясно, что индикатор воздушной скорости не может служить «двойной функцией» в качестве указателя угла атаки в такой ситуации.

В этом ответе мы также предполагали, что вектор тяги действует параллельно траектории полета через воздушную массу. Очевидно, что если это не так, то уравнение подъемной силы = вес * косинус (угол подъема) также больше не верно. Возьмем крайний случай: обратите внимание, что когда выхлопные сопла «прыжкового реактивного двигателя» Harrier направлены прямо вниз, крыло «разгружается» — самолет может зависать с нулевой воздушной скоростью с нулевой подъемной силой, полностью поддерживаемой тягой. И наоборот, во время запуска лебедки планера буксирный трос круто тянет планер вниз. Это тоже можно рассматривать как форму «векторной тяги», но теперь нагрузка на крыло увеличивается, а не уменьшается, поэтому крылья должны генерировать подъемную силу, намного превышающую вес самолета. Во всяком случае, это'

Чтобы увидеть векторную диаграмму сил при наборе высоты из внешнего справочного источника, см. диаграмму ниже. На этой диаграмме показаны те же отношения, что и на других диаграммах, включенных в этот ответ, но силы не расположены в виде замкнутого векторного многоугольника, поэтому менее очевидно, что результирующая сила равна нулю.

Выше приведена векторная диаграмма, показывающая силы при стабилизированном линейном наборе высоты с постоянной воздушной скоростью — с https://systemdesign.ch/wiki/L%C3%B6sung_zu_Steigflug.

FS = тяга

FW = перетаскивание

FGp - составляющая веса, действующая параллельно траектории полета, а ТАКЖЕ точно равная по величине и противоположная по направлению (тяга - сопротивление)

FGs - это составляющая веса, которая действует перпендикулярно траектории полета, а также точно равна по величине и противоположна по направлению подъемной силе.

ФА = подъем

FG = вес

Угол бета — это угол набора высоты — угол между траекторией полета и горизонтом.

Приложение:

Другой ответ на настоящий вопрос относится к случаю « подъема за счет увеличения воздушной скорости », который также характеризуется полностью фиксированным положением по тангажу . Возможно, лучшим описанием этого случая будет « вход в набор высоты без тангажа ». Это вводит компонент тяги вниз относительно траектории полета. Эта тяга вниз является первопричиной увеличения вектора подъемной силы выше и выше «стандартного» значения веса * косинуса (угла набора высоты).

Настоящий ответ не предполагает ни нисходящего, ни восходящего движения. Если присутствует тяга вниз или вверх, полное уравнение для величины вектора подъемной силы представляет собой вес * косинус (угол набора высоты) + тяга * синус (угол тяги вниз), где угол тяги вниз измеряется относительно траектории полета, а не горизонта. Относитесь к аптрасту как к отрицательному нисходящему трасту.

Когда мы начинаем горизонтальный крейсерский полет без тяги вниз, а затем входим в набор высоты вообще без тангажа, угол тяги вниз теперь настолько велик, что подъемная сила действительно превышает вес. Угол набора высоты и угол тяги вниз в этой ситуации одинаковы. Обратите внимание, что по мере того, как мы увеличиваем тягу и начинаем набор высоты, не позволяя самолету вообще подниматься по тангажу, угол атаки крыла должен уменьшаться, что, вероятно, означает, что мы толкаем вперед штурвал или ручку управления. Естественно, это не обычный способ лазания! См. этот ответ ASE , чтобы узнать больше о случае «набора высоты, не позволяя самолету поднять тангаж» в контексте другой аналогичной ситуации - «винтового поезда».

См. эти связанные ответы на связанные вопросы:

«Есть ли какие-либо ситуации, когда было бы полезно иметь большую подъемную силу, но низкое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению?»

«Что создает тягу по линии полета планера?»

«Гравитационная мощность против мощности двигателя»

«Снижение на заданной глиссаде (например, ILS) с заданной воздушной скоростью — отличается ли размер вектора подъемной силы при встречном и попутном ветре?»

«Изменяем ли мы угол атаки, изменяя тангаж самолета?»

«Для подъема нужна избыточная подъемная сила или избыточная мощность?»

Нет, подъемная сила не будет равна весу самолета, набирающего высоту (с постоянной скоростью).

Я не могу рисовать там, где нахожусь, так что терпите меня.

Для самолета, движущегося с постоянной скоростью, не испытывающего ускорения ни по вертикали, ни по горизонтали, подъемная сила, создаваемая крылом, будет меньше веса самолета. Вы можете видеть, что составляющая подъемной силы будет меньше вектора веса при увеличении угла подъема. Например, при угле набора высоты 45 градусов компонент подъемной силы будет равен квадратному корню (2)/2 веса (или примерно 71% веса).

Так как же самолет может продолжать движение по прямой траектории вверх? Двигатели обеспечивают тягу, которая прикладывает силу, равную разнице в подъемной силе и весе. Вы можете увидеть это, если нарисуете диаграмму баланса сил (что я попытаюсь сделать позже).

При дальнейшем рассмотрении я согласен с ответами, заключающими, что при подъеме подъемная сила меньше, чем вес.

Применимая формула, которая приводится в нескольких инженерных источниках, указывает, что при наборе высоты: Подъемная сила = Вес X Синус (угол набора высоты) и Тяга = Сопротивление + Вес X Синус (угол набора высоты) (см., например, этот документ ). всегда меньше 1 в подъеме, Подъемная сила всегда меньше Веса в подъеме. (Редактировать: удалена ссылка на «вертикальную» подъемную силу. Формула относится к общей подъемной силе, поскольку вы хотите, чтобы подъемная сила = 0 при вертикальном наборе высоты.)

Мой первоначальный ответ заключался в том, что Подъемная сила (конечно) больше, чем Вес в подъеме. Это казалось «здравым смыслом» и основывалось на том, чему меня учили во время летной подготовки. Например, 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 установка мощности для поддержания минимальной воздушной скорости при наборе высоты». [Справочник по полетам на самолетах (FAA-H-8083-3B), с. 3-16]

Выходит, что анализ FAA верен лишь частично. Настоящая причина увеличения подъемной силы заключается не в наборе высоты, а в изменении траектории полета самолета в соответствии с желаемым углом набора высоты. Как только это будет сделано, дрон достигнет большей части желаемой скороподъемности, потому что теперь дрон летит вверх. В заявлении FAA не упоминается, что основная причина, по которой вам нужно добавить мощности, заключается в том, чтобы поддерживать скорость, чтобы компенсировать влияние силы тяжести, когда вы «подъем по склону».