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

Вопросы / ответыКак stall зависит от угла атаки, но не от скорости?
0 +1 -1
flyman Админ. спросил 1 год назад

Все говорят, что угол атаки-это то, что определяет стойло, а не скорость. Я понимаю теорию и понимаю, что это разделение воздушного потока, которое имеет значение для остановки.

Однако я не понимаю в практическом смысле. Допустим, вы находитесь в Citabria на скорости 100 узлов. Если вы подтягиваетесь очень быстро, вы можете получить высокий угол атаки, помимо того, что вам нужно, чтобы остановиться на 60 узлах, но вы не остановитесь сразу. Если бы вы оставались под таким углом атаки, вы бы быстро замедлились, а затем остановились. Но если я прав, что вы не остановитесь сразу, то, похоже, угол атаки не единственное, что имеет значение.

Чего мне не хватает? Что плохого в моих аргументах?

flyman Админ. ответил 1 год назад

Если бы только угол атаки был тем, что определяло stall, я не думаю, что программа Apollo была бы особенно успешной 🙂

flyman Админ. ответил 1 год назад

@Speldosa AoA это единственное, что определяет стойло. Хотя я не уверен, как это связано с программой «Аполлон».

flyman Админ. ответил 1 год назад

@Speldosa: угол тангажа не такой же, как угол атаки, я не думаю.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Зачем Аполлону вообще понадобился лифт?

flyman Админ. ответил 1 год назад

маневрировать капсулой вверх / вниз в коридоре входа в атмосферу и подстраиваться под нужное место посадки. Капсула просто имела смещенный CP против CG производящ малое количество (отрицательного) подъема. Не знаю, как это связано с вопросом ОП…

8 ответ
0 +1 -1
flyman Админ. ответил 1 год назад

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). 1knot100FPM

1knot100FPM

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

sin (x ) = 30 100

sin(x)=30100

x=17.46°

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.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Когда вы говорите: «угол атаки на 17.46 градусов дальше от остановки», я думаю, что это немного сбивает с толку. Вы могли бы уточнить, что этот самолет теперь наклонен вверх на 17,46 градуса, но угол атаки не увеличивается на столько. На самом деле, AOA будет уменьшаться, не так ли?

flyman Админ. ответил 1 год назад

супер полезный ответ, Спасибо большое! прояснил мое понимание и имеет смысл.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Я согласен с @fooot, ваше объяснение, похоже, путает AoA и pitch в четвертом абзаце. Я думаю, что вы пытаетесь сказать, что шаг увеличился, но угол атаки не увеличился, и поэтому угол тангажа, который может быть достигнут без остановки, также увеличился. Вы также должны указать, что в вашем примере вся подъемная сила генерируется увеличенной тягой, тогда как большинство самолетов набирают высоту, используя комбинацию тяги и подъема, а дополнительный подъем требует более высокого угла атаки или более высокой воздушной скорости (это два способа создания большего подъема).

flyman Админ. ответил 1 год назад

К сожалению, мой первый комментарий был искажен. То, что я хотел сказать в нем, было следующим: объяснение правильное, но возможно, что его можно сформулировать по-другому. Я хотел противопоставить сценарий набора высоты сценарию медленного полета уровня, показав, что для данного шага AoA уменьшается в подъеме.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Наконец, подъемная сила фактически не увеличивается при подъеме. Он увеличивается только на мгновение, чтобы войти в подъем, но в устойчивом подъеме это то же самое. Если вы поднимаетесь без изменения скорости, единственным эффектом, изменяющим ваш AOA, будет небольшое влияние вектора подъема, больше не указывающего прямо вверх, а слегка наклоненного назад; но часть вектора тяги также будет направлена вверх, поэтому величина (или даже направление!) от этого изменения будет зависеть точный самолет и параметры набора высоты. Удобный способ думать об этом: airspeed * AoA = G-force.

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 1 год назад

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.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Ну, для примера правильный ответ-это та часть, где вы говорите: «если вы путешествуете на 100kts, а затем хлопаете палкой так сильно, как можете, вы остановитесь с минимальной потерей скорости заранее.».

flyman Админ. ответил 1 год назад

Если я возьму 60 узлов в вопросе, загрузка стойла на 100 узлах будет всего 2,67 G. Но интернет-поиск дает мне всего 44 узла, и это дает мне 5,17 G на 100 узлах или немного выше структурного предела. Вы, вероятно, кровоточить 2 узла, чтобы получить в пределах лимита при входе в маневр.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Да, 44kts для Vs правильно. Важно также помнить, что это резко меняется с весом. И Citabria 7ECA имеет хотя бы 2 веса брутто, в зависимости от распорки крыла.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Рассмотрим маневр масштабирования. В любой момент Зума (легче, когда самолет замедляется), просто центрирование палки остановит самолет.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Этот ответ должен иметь гораздо больше голосов и должен был быть отмечен как ответ, если только ОП не знал, что он спрашивает.

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 1 год назад

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

lmax

15-25% между R E = 10 6

Re=106

и Re=5106

Re=5106

. Детали зависят от конкретного профиля. Abbott-Doenhoff или каталог Wortmann имеют много данных об этом.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Пожалуйста, имейте в виду, что с помощью ⋅ (\cdot), чтобы подразумевать умножение может ввести в заблуждение многих людей, так как он выглядит идентично десятичной запятой. \timesвероятно, это лучшая ставка. См. также это, что подтверждает двусмысленность: когда следует использовать \cdot для указания умножения?

flyman Админ. ответил 1 год назад

+1 к разговору о влиянии скорости подачи. Есть ли какое-то отношение в скорости шага к скорости, где этот эффект становится заметным?

flyman Админ. ответил 1 год назад

@Radu094: да, тариф тангажа должен пойти вверх линейно с скоростью воздуха держать константу влияния. NACA TN 2525 дает параметр cvdαdt

cvdαdt

вычислить максимальный коэффициент подъемной силы (c = хорда крыла). Были протестированы значения этого параметра до 0,66, а максимальный коэффициент подъема линейно увеличивался по всему диапазону. Для стационарного случая параметр обычно был меньше 0,05.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Питер, не надо так злиться. Конечно, я прочитал ссылку; есть ответы, но есть также 2 или 3 комментария/абзаца в ответах о том, как это неоднозначно. Вместо этого я бы связался с тобой в чате, но ты там не был. Это была скорее вежливая рекомендация, а не попытка навязать вам что-то. Я просто пытался помочь тебе прояснить ситуацию.

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 1 год назад

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.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Примечание ноги и» практический смысл «первоначального вопроса напоминают мне о» скорости проникновения погоды»: определенная скорость, с которой самолет будет останавливаться до достижения своих структурных пределов, если он будет поражен чрезмерными воздушными нагрузками.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Да, да, да. Останавливаться — не значит падать. Это просто означает, что крыло преобразует скорость полета, чтобы поднять неэффективно. Это ничего не говорит о траектории всего планера или даже его ориентации.

0 +1 -1
flyman Админ. ответил 1 год назад

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.

flyman Админ. ответил 1 год назад

Ну, восстановление в этой ситуации может быть несколько осложнено распадом планера. 🙂

flyman Админ. ответил 1 год назад

Это стандартный пилотажный маневр для модели радиоуправляемого самолета, называемый стеной. Не меняя высоты, наклоняйтесь до тех пор, пока нос не будет направлен прямо вверх. (Затем поднимитесь вертикально, чтобы восстановить скорость и контроль.)