Что определяет максимальную высоту, которую может достичь самолет?

Чем выше вы поднимаетесь, тем ниже становится плотность воздуха. Эта более низкая плотность приводит к в более низком подъеме будучи произведенным для таких же воздушной скорости и угла нападения. Эффективно, чем выше вы летите, тем выше становится ваша минимальная скорость. Таким образом, во время подъема ваша скорость должна увеличиться, чтобы компенсировать более низкую плотность воздуха. Чем дольше вы можете летать быстрее, тем меньшую плотность на высоте можно компенсировать.

В основном есть две вещи, которые ограничивают максимальную скорость: тяга и скорость звука, и с этой максимальной высотой.

Во-первых, тяга; чем выше вы получаете, тем ниже тяга ваши двигатели доставить. Вы могли бы заметить, что сопротивление идет вниз с плотностью воздуха, а также, но так как вы летите быстрее и быстрее во время подъема сопротивление не уменьшается вообще. Если ваша максимальная высота ограничена тягой, то в какой-то момент во время подъема тяга и сопротивление приближаются к равному, и именно там подъем останавливается. Когда вы больше не можете подниматься более чем на 100 футов в минуту (для винтовых самолетов) или 500 футов в минуту (для реактивных / турбовентиляторных самолетов), вы достигли своего сервисного потолка. Если максимальная высота самолета определяется тягой, то достижение абсолютного потолка займет очень много времени.

На больших высотах воздушные дыхательные двигатели со временем будут испытывать трудности. Из-за более низкой плотности воздуха массовый поток через двигатель уменьшается до точки, где он вызывает пламя.

Другим ограничением является скорость звука, по крайней мере, для дозвуковых самолетов. В процессе создания подъемной силы ускоряется поток воздуха над верхней частью крыла. В какой-то момент, когда самолет все еще летит ниже скорости звука, ударные волны начнут формироваться над крылом. Это приводит к в увеличении сопротивления и уменьшает подъем. Таким образом, при условии, что в вашем распоряжении достаточно мощности двигателя, вы можете подняться на высоту, где ваша минимальная скорость также является максимальной скоростью. Это называется угол гроба . В углу гроба:

• если вы летите быстрее, вы превысите максимальное число Маха (M M o
  $M_{mo}$

  $M_{mo}$) вашего самолета, что приводит к высокой скорости, вибрации и возможной потере управления.

• если вы летите медленнее, максимальный подъем, который может обеспечить крыло, будет недостаточным для поддержания высоты. Спуск или самолет заглохнет.
• если вы летите выше, и вы будете слишком быстро и слишком медленно одновременно.
• если вы поворачиваете, вы увеличиваете нагрузку на крыло, тем самым увеличивая минимальную скорость, необходимую для создания необходимого подъема. Также наружное крыло легко превысит максимальную скорость пока в то же время внутреннее крыло под скоростью стойла. Это может быстро перерасти в спин.

Поскольку требуется точное знание характеристик двигателя, сопротивления и крыла самолета, нет простой формулы для получения максимальной высоты для самолета.

Помимо ограничений, связанных с эксплуатационными характеристиками самолета, существует сертифицированная максимальная рабочая высота для герметичной кабины. При этом учитываются конструктивные свойства корпуса (разность давлений внутри и снаружи) и достижимая скорость аварийного спуска в случае разгерметизации.

The maximum altitude is limited by a number of factors, and the one which counts depends on the particular aircraft. These are:

1. Выходная мощность двигателя . Двигатели воздушного дыхания производят меньше энергии, чем выше они работают из-за уменьшения плотности с высотой. В поршневых двигателях это может быть преодолено с турбонаддувом, и специальные высотные поршневые двигатели используют трехступенчатые турбонагнетатели с промежуточными охладителями. В специализированных высотных конструкциях двигатель является наименьшей частью силовой установки, большинство из них-охлаждение и воздуховод. Пропеллер должен соответствовать к низкой плотности на большой высоте, увеличивая в диаметре для деятельности в воздухе низкой плотности.

2. Давление камеры сгорания: предел высоты реактивных двигателей главным образом определен коэффициентом давления входа и компрессора. Если это давление упадет ниже минимального для устойчивого сгорания, двигатель загорится. Поскольку реактивные двигатели в принципе являются большим турбокомпрессором, где поршневой двигатель был заменен камерой сгорания, эта камера сгорания становится слабым звеном.

3. Нагрузка крыла: чем ниже нагрузка на крыло,тем ниже плотность воздуха может стать до того, как крыло не сможет произвести достаточный подъем. Если двигатели производят достаточно энергии для устойчивого полета (например, электрические двигатели с солнечными батареями), пределом становится структурная целостность легкой структуры. См. этот ответ для прикладного примера.

4. Максимальное число Маха полета: для сверхзвукового самолета предел задается сочетанием нагрузки на крыло и максимальной скорости. Чем быстрее самолет может летать, тем ниже может быть плотность воздуха. В большинстве случаев ограничение скорости задается эффективностью впуска, потому что впуски должны быть оптимизированы для их числа Маха полета, и термальные пределы должные к топлению планера. Обратите внимание, что быстрый самолет с запасами подъемной силы может выполнять подтягивание на высоте, Преобразуя кинетическую энергию в потенциальную энергию (она же высота), поэтому максимальная высота установки может быть на несколько 1000 м выше стационарного предела высоты.

5. Аэродинамическая эффективность: это единственный фактор, где я могу дать вам простое уравнение, и оно определяется аэродинамическим качеством крыла и его аэродинамического профиля. Это относится к дозвуковому полету, где увеличение выше критического числа Маха полета уменьшит подъемную силу . Выражается как минимальная плотность воздуха ρmin

   ${\rho }_{min}$

   $\rho_{min}$, вот

   ρ m i n = 2 ⋅ m ⋅ g ( M A C h 2 ⋅ c L ) m A x ⋅ A 2 ⋅ S

   $${\rho }_{min}=\frac{2\cdot m\cdot g}{(Mac{h}^2\cdot c_L{)}_{max}\cdot a^2\cdot S}$$

   $$\rho_{min} = \frac{2\cdot m\cdot g}{(Mach^2 \cdot c_L)_{max}\cdot a^2\cdot S}$$

Здесь мы снова находим загрузку крыла mS

$\frac{m}{S}$ как фактор, но и максимум произведения квадрата числа Маха полета M A 2

$Ma^2$ и коэффициент подъема cL

$c_L$. один

$a$ это скорость звука. Хорошее значение M A C h 2 ⋅ C L

$Mach^2 \cdot c_L$ 0,4, и для этого нужны сверхкритические аэродинамические поверхности, который нужно достигнуть. Используйте это число для современных конструкций, и вы получите довольно точный ответ, если тяги двигателя достаточно. Для более старых конструкций лучше подходят значения от 0,3 до 0,35. Очень ранние проекты с плохой аэродинамикой, такие как Westland Welkin, достигнут только M A C h 2 ⋅ C L

$Mach^2 \cdot c_L$ ниже 0.2.

В самой основной форме максимальная высота самолета-это точка, где требуемая тяга равна доступной тяге . Это сравнивает тягу, необходимую для поддержания воздушной скорости и высоты, с тягой, доступной от двигателей. Поскольку воздушно-дыхательные двигатели будут иметь тенденцию производить меньшую тягу по мере увеличения высоты, это означает, что доступная тяга уменьшается с высотой. В какой-то момент самолет будет иметь самое низкое сопротивление в горизонтальном полете и использовать всю доступную тягу.

Как указывает Кейси, будет много других факторов, таких как способность самолета оставаться под давлением, способность двигателя поддерживать определенный уровень тяги и атмосферные условия.

Однако, если вы ищете абсолютную максимальную высоту, которую он может достичь, но не обязательно поддерживать, это становится намного сложнее. Это будет определяться максимальным количеством энергии, которое может достичь самолет, как по высоте, так и по скорости полета. Самолет может быть в состоянии нырнуть или остаться на более низкой высоте, чтобы получить скорость, и затем подняться, чтобы обменять ту скорость на высоту, достигнув более высокой высоты, чем это может поддержать (см. Этот инцидент для примера самолета, который полетел к более высокой высоте, чем это могло фактически поддержать).

Абсолютная максимальная высота, которую может достичь самолет, ограничена только подъемной силой, которую он может произвести. Это будет функция крыла (и один из наших инженеров-резидентов может объяснить это) и воздушный поток над крылом. Воздушный поток, в свою очередь, зависит от вашей высоты (плотности воздуха) и скорости воздуха. Скорость полета в свою очередь является функцией тяги, сопротивления и т.д. Короче говоря, подъем, который вы можете произвести, зависит от многих вещей косвенно, и это определит физический предел максимальной высоты.

Обратите внимание, что максимальная высота, определенная вашим лифтом, является максимальной непрерывной высотой. Если у вас есть импульс, вы можете использовать его, чтобы подняться выше этой высоты для кратких экскурсий, но вы не сможете поддерживать высоты выше этого предела.

Обратите внимание, что эта высота не является служебным потолком самолетов, который будет ниже из-за порогов скорости набора высоты (например, 100 fpm) или проблем сертификации (например, 25 000 футов для требований к давлению/кислороду).

На безмоторный самолет не распространяются два из пяти ограничивающих факторов в всеобъемлющем ответе Питера Кэмпфа . Текущий дозвуковой уровень-рекорд высоты полета проводится планером Perlan II, который достиг 76 124 футов в сентябре 2018 года, превысив рекорд U2 73 737 футов. Если Perlan II достигнет расчетного предела высоты 90 000 футов, он превысит рекорд высоты полета SR-71 (сверхзвуковой) в 85 068 футов.

Perlan II, будучи узкоспециализированным и имеющим фюзеляж под давлением, не сильно отличается по внешнему виду от планера открытого класса. Наиболее существенное различие заключается в аэродинамическом профиле, который оптимизирован для полета на высоте 60 000 футов. Это также приводит к значительно более широкому диапазону воздушной скорости на экстремальных высотах («угол гроба», упомянутый в других ответах), чем U-2, который на рабочей высоте имел только 5-узловой летающий диапазон воздушной скорости.