Как stall зависит от угла атаки, но не от скорости?

Я считаю, что вы путаете угол атаки крыла с шагом самолета. Самолет, движущийся на медленной скорости, близкой к остановке, несмотря на направление носа вверх, все равно будет двигаться более или менее горизонтально. Их аппаратура VSI прочитает около нул. В то же время, если вы возьмете быстро движущийся самолет и потянете нос вверх на тот же угол, самолет, очевидно, быстро наберет высоту.

Почему это так важно? Угол атаки определяется на основе движения крыла при относительном ветре. Ориентация крыла относительно земли никак не связана с определением. Когда самолет в целом набирает высоту, сверху дует относительный ветер. 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 кт в неподвижном воздухе, и потянули нос вверх, так что теперь вы поднимаетесь на 3,000 FPM (большинство самолетов потеряет скорость, делая это, но математика действительна, пока самолет не замедлится). 1knot≈100FPM

$1knot\approx100FPM$ таким образом, теперь у вас будет восходящий вектор 30 узлов. Ваша скорость 100 кт теперь движется вверх под углом. Немного тригонометрии:

$$\sin(x)=\frac{30}{100}$$

$$x=17.46°$$

Таким образом, ваш угол атаки на 17.46 градусов дальше от остановки при подъеме на 3000 FPM, чем если бы ваш самолет имел тот же шаг, но был в горизонтальном полете.

Тем не менее, немногие самолеты имеют мощность двигателя для поддержания набора высоты с такой скоростью. Самолет будет сбрасывать скорость, и по мере того, как скорость истекает, самолет будет замедляться, скорость набора высоты уменьшится, скорость самолета станет ближе к горизонтали, и, в конечном итоге, самолет остановится, если шаг будет постоянным.

Забавно, что вы упомянули Цитабрию, потому что я на самом деле сделал именно то, о чем вы говорите в этом самолете. Не то, чтобы это действительно имело значение, потому что это будет применяться в любом самолете.

В вашем вопросе вы сказали, что понимаете, что угол атаки-это то, что вызывает стойло. Но я не уверен, что вы понимаете, что, учитывая одно и то же крыло, оно всегда под одним и тем же углом. Я говорю, что из-за этого:

вы можете получить высокий угол атаки, помимо того, что вам нужно, чтобы остановиться на 60 узлах,

Угол атаки, который вы должны остановить, остается тем же, независимо от скорости. Возможно, в сверхзвуковой сфере все по-другому, но для Ситабриаса этого достаточно.

Вы правы, что если бы вы путешествовали на 100kts и внезапно потянули назад на палку, вы бы замедлились, прежде чем остановиться. Но это не то, что вызывает стойло. Стойло причинено высоким углом нападения, и это причинено положением лифта.

Положение палки-единственный лучший предсказатель того, когда самолет остановится, и никто не говорит много об этом. Я также могу сказать, что ваш пример не на 100% точен, потому что я действительно это сделал. Если вы путешествуете на 100kts, то хлопните ручкой назад как крепко по мере того как вы можете, вы остановите с минимальной потерей скорости заранее. И если вы хотели, то вы смогли иметь более высокую скорость входа чем 100kts и стойло на 100kts. В конце концов, вы попадаете в структурные проблемы, вызванные чрезмерной нагрузкой g.

Задержка не просто вызвана углом атаки, она всегда вызвана одним и тем же углом атаки. Надеюсь, это ответ на ваш вопрос.

Угол сваливания атаки (AoA) не фиксирован, а увеличивается с шагом и — в меньшей степени — с числом Рейнольдса.

Когда крыло останавливается, пограничный слой в задней части крыла останавливается и даже меняет направление потока, вызывая разделение. Для внешнего воздушного потока это выглядит так, как будто крыло стало толще и имеет меньший AoA, чем раньше, без разделения. Это приводит к потере подъемной силы заглохшего крыла. «История» локального пограничного слоя влияет на это — если он видел высокое ускорение вокруг носа крыла, он должен выполнить крутое замедление по остальной части крыла. Трение уже уменьшило энергию этого пограничного слоя,и резкое замедление заканчивается разделением дальше по течению.

Если к стойлу AoA быстро приближается, пограничный слой на заднем крыле все еще имеет характеристики, которые идут с низким AoA, который преобладал, когда эта партия воздуха текла вокруг носа крыла. Поэтому у него остается больше энергии и он менее склонен к разделению. Эффект-увеличение стойла AoA с шагом, до точки, где общий подъем крыла на 50% больше, чем при стационарном AOA с той же скоростью. Конечно, это динамический ларек с коэффициентом нагрузки намного выше 1. Для получения более подробной информации, я отсылаю вас к NACA TN 2525 с 1951 года. Нет цены за угадывание, какой самолет был использован.

С другой стороны, подъемная сила падает намного больше, чем при статическом ( = медленном тангаже) торможении. Послушное поведение стойла теперь может стать резким! Другим последствием этого проскока подъема является возможность петли гистерезиса, особенно в вертолете, винте и турбинных лопастях, где возможны сильные и циклические изменения AoA. Это вызвано flutter подъема и причиняет высокие механически усилия и вибрацию. См. Sighard Hörner «Fluid Dynamic Lift», стр. 4-24 и 25 для получения дополнительной информации.

Эффект числа Рейнольдса менее выражен, но все же дает увеличение stall cl m A x

$_{l max}$ 15-25% между R E = 10 6

$Re = 10^6$ и Re=5⋅106

$Re = 5\cdot 10^6$. Детали зависят от конкретного профиля. Abbott-Doenhoff или каталог Wortmann имеют много данных об этом.

Но если я прав, то ты не остановишься сразу.

Вы остановитесь прямо сейчас . Вы не будете падать сразу же, хотя.

Сразу же, когда вы превысите 2.67 G ¹, самолет начнет ударять и откидываться назад, так как вытягивание больше на ярме больше не вызывает увеличения подъема, а скорость подачи и ускорение перестанут увеличиваться. Но шаг не перестанет увеличиваться. Крылья все еще генерируют некоторые поднимите, чуть меньше, чем перед стойлом. Таким образом, вы продолжите восхождение, пока не исчерпаете кинетическую энергию (что вы будете быстрее, чем обычно, потому что сопротивление увеличивается в стойле) и замедляетесь ниже скорости, с которой остановленные крылья не могут произвести достаточный подъем, чтобы сбалансировать вес. В этот момент ваша скорость все равно будет выше, чем 60 узлов, потому что на 60 узлах крылья могут сбалансировать вес, когда не остановились, но в этом случае они уже остановились.

¹ _{принимая 100 kts круиз и 60 kts v s . Интернет-поиск дает мне всего 44 узла для v s, и это будет означать 5.17 G для сваливания на 100 узлов, а сертифицированный предел-5G, поэтому вы не должны делать это на 100 узлах, только до 98.}

Представьте, что вы бросаете самолет днищами крыльев вперед со скоростью 500 узлов. Самолет движется очень быстро, но будьте уверены, что он застопорился. Он может восстанавливаться очень и очень легко, потому что он имеет так много кинетической энергии и там, как огромное количество воздушного потока, но он не производит подъем так, как он должен.