Myślę, że mylisz kąt natarcia skrzydeł z nachyleniem samolotu. Samoloty poruszające się z niewielką prędkością bliską przeciągnięcia, pomimo skierowania dziobu do góry, nadal będą podróżować mniej więcej poziomo. Ich instrument VSI odczyta blisko zera. Natomiast jeśli weźmiesz samolot poruszający się szybko i wyciągniesz dziób pod ten sam kąt, samolot oczywiście szybko się wzniesie.

Dlaczego to ma znaczenie? Kąt natarcia jest określany na podstawie ruchu skrzydła pod wpływem względnego wiatru. Orientacja skrzydła względem podłoża nie jest w żaden sposób uwzględniana w definicji. Kiedy samolot jako całość się wznosi, względny wiatr wieje z góry. W rezultacie kąt natarcia jest zmniejszony w porównaniu z tym, jaki byłby, gdyby samolot nie wznosił się.

Aby pokazać kilka szybkich liczb, załóżmy, że wziąłeś samolot poruszający się z prędkością 100 węzłów w nieruchomym powietrzu i wyciągnął nos do góry, aby teraz wspinać się z prędkością 3000 FPM (większość samolotów straci prędkość, ale matematyka jest ważna, dopóki samolot nie zwolni). 1 węzeł $ \ ok.100FPM $, więc będziesz mieć wektor w górę o długości 30 węzłów. Twoja prędkość lotu 100 kt rośnie teraz pod kątem. Mała trygonometria:

$$ \ sin (x) = \ frac {30} {100} $$$$ x = 17,46 ° $$

A więc, twój kąt natarcia jest o 17,46 stopnia dalej od przeciągnięcia podczas wznoszenia na 3000 FPM, niż byłoby, gdyby twój samolot miał ten sam kąt nachylenia, ale był w locie poziomym.

Jednak niewiele samolotów ma moc silnika, aby wytrzymać wznoszenie w tym tempie . Dron spadnie z prędkości, a gdy prędkość spadnie, dron zwolni, prędkość wznoszenia zmniejszy się, prędkość drona zbliży się do poziomu i ostatecznie dron zatrzyma się, jeśli nachylenie zostanie utrzymane na stałym poziomie.

Zabawne, że wspominasz o Citabrii, ponieważ właściwie zrobiłem dokładnie to, o czym mówisz, w dokładnie tym samolocie. Nie żeby to naprawdę miało znaczenie, ponieważ będzie to miało zastosowanie w każdym samolocie.

W swoim pytaniu powiedziałeś, że rozumiesz, że kąt natarcia jest przyczyną przeciągnięcia. Ale nie jestem pewien, czy rozumiesz, że przy tym samym skrzydle jest zawsze pod tym samym kątem. Mówię to z tego powodu:

możesz uzyskać duży kąt natarcia, poza tym, co musiałbyś przeciągnąć przy 60 węzłach,

kąt ataku, który musisz przeciągnąć, pozostaje taki sam, niezależnie od prędkości. Być może w sferze naddźwiękowej sytuacja wygląda inaczej, ale Citabrias jest wystarczająco dobry.

Masz rację, że gdybyś płynął z prędkością 100 węzłów i nagle cofnął się na drążku, zwolniłbyś przed przeciągnięciem. Ale to nie jest przyczyną tego przeciągnięcia. Przeciągnięcie jest spowodowane dużym kątem natarcia, a jest to spowodowane pozycją windy.

Pozycja drążka jest najlepszym wskaźnikiem, kiedy samolot się przeciągnie i nikt o tym nie mówi. Mogę również powiedzieć, że twój przykład nie jest w 100% dokładny, ponieważ faktycznie to zrobiłem. Jeśli przepłyniesz z prędkością 100 węzłów, a następnie cofniesz drążek tak mocno, jak tylko potrafisz, utkniesz wcześniej z minimalną utratą prędkości. A jeśli chcesz, możesz mieć wyższą prędkość wejścia niż 100 węzłów i przeciągnąć przy 100 w. W końcu pojawiają się problemy strukturalne spowodowane nadmiernym obciążeniem.

Przeciąganie jest spowodowane nie tylko kątem natarcia, ale zawsze jest spowodowane tym samym kątem natarcia. Mam nadzieję, że to odpowiada na Twoje pytanie.

Kąt natarcia przeciągnięcia (AoA) nie jest ustalony, ale zwiększa się wraz z szybkością pochylenia i - w mniejszym stopniu - z liczbą Reynoldsa.

Kiedy skrzydło zatrzymuje się, warstwa graniczna z tyłu część skrzydła zatrzymuje się, a nawet zmienia kierunek przepływu, powodując separację. W przypadku zewnętrznego przepływu powietrza wygląda to tak, jakby skrzydło urosło tam grubsze i ma mniejszy AoA niż wcześniej, bez separacji. Powoduje to utratę siły nośnej zablokowanego skrzydła. Wpływa na to „historia” lokalnej warstwy granicznej - jeśli zauważyła ona duże przyspieszenie wokół przedniej części płata, musi wykonać gwałtowne spowolnienie na pozostałej części skrzydła. Tarcie już zmniejszyło energię tej warstwy granicznej, a gwałtowne zwalnianie kończy się separacją dalej w dół strumienia.

Jeśli do przeciągnięcia AoA zbliża się szybko, warstwa graniczna na tylnym skrzydle nadal ma charakterystykę niskie AoA, które panowało, gdy ta paczka powietrza opływała nos skrzydła. Dlatego ma więcej energii i jest mniej podatny na separację. Efektem jest wzrost AoA przeciągnięcia z szybkością pochylenia do punktu, w którym całkowite unoszenie skrzydła jest o 50% większe niż przy nieruchomym AoA przy tej samej prędkości. Oczywiście jest to przeciągnięcie dynamiczne ze współczynnikiem obciążenia znacznie większym niż 1. Aby uzyskać więcej informacji, odsyłam do NACA TN 2525 z 1951 r. Brak ceny za odgadnięcie, który samolot był używany.

Z drugiej strony, siła nośna spada znacznie bardziej niż w przypadku statycznego (= wolnego skoku) przeciągnięcia. Potulne zachowanie na przeciągnięcie może teraz stać się nagłe! Inną konsekwencją tego przeregulowania siły nośnej jest możliwość pętli histerezy, szczególnie w śmigłowcach, śmigłach i turbinach, gdzie możliwe są silne i cykliczne zmiany AoA. Nazywa się to trzepotaniem podnoszenia i powoduje duże naprężenia mechaniczne i wibracje. Zobacz „Fluid Dynamic Lift” Sigharda Hörnera, strony 4-24 i 25, aby uzyskać więcej informacji.

Efekt liczby Reynoldsa jest mniej wyraźny, ale nadal powoduje wzrost przeciągnięcia c $ _ {l max} $ o 15–25% między $ Re = 10 ^ 6 $ i $ Re = 5 \ cdot 10 ^ 6 $ . Szczegóły zależą od konkretnego profilu. Abbott-Doenhoff lub katalog Wortmanna mają wiele danych na ten temat.

Ale jeśli mam rację, nie zwlekałbyś od razu

Utracisz od razu . Jednak nie spadniesz od razu.

Natychmiast po przekroczeniu 2,67 G ¹ , samolot zacznie szarpać i odskakiwać, jakby ciągnął więcej na jarzmie nie powoduje już wzrostu siły nośnej, a tempo podnoszenia i przyspieszenie przestanie rosnąć. Ale wysokość dźwięku nie przestanie rosnąć. Skrzydła wciąż generują trochę siły nośnej, tylko mniej niż przed przeciągnięciem. Będziesz więc kontynuował wspinaczkę, aż zabraknie Ci energii kinetycznej (którą będziesz szybciej niż zwykle, ponieważ opór jest zwiększony w przeciągnięciu) i zwolnij poniżej prędkości, przy której zablokowane skrzydła nie są w stanie wytworzyć wystarczającej siły nośnej, aby zrównoważyć ciężar. W tym momencie twoja prędkość będzie nadal wyższa niż 60 węzłów, ponieważ przy 60 węzłach skrzydła mogą zrównoważyć ciężar, gdy nie są przeciągnięte, ale w tym przypadku są już zablokowane.

^{1 sup> _{Rejs na 100 kts i 60 kts vs . Wyszukiwanie w internecie daje mi tylko 44 węzły dla vs , co oznaczałoby 5,17 G dla przeciągnięcia przy 100 węzłach, podczas gdy certyfikowany limit to 5G, więc nie powinieneś tego robić przy 100 węzłach, tylko do 98.}}

Wyobraź sobie, że rzucasz samolotem z dolną częścią skrzydeł do przodu z prędkością 500 węzłów. Samolot leci bardzo szybko, ale możesz być pewny, że utknął. Może się bardzo, bardzo łatwo odzyskać, ponieważ ma tak dużo energii kinetycznej i jest tam ogromna ilość przepływu powietrza, ale nie wytwarza siły nośnej tak, jak powinna.

Aby to zrozumieć, chciałbym pomyśleć o strumieniu z dopalaczem skierowanym prawie pionowo. Nie jest zablokowany, kąt natarcia wynosi prawie 0, ponieważ względny wiatr idzie prawie prosto w dół z powodu całego ciągu. Ale „prosto w dół” nadal płynie gładko po skrzydłach, bez przeciągnięcia.

Podobnie, Cessna 172 jadąca z prędkością 10 węzłów, nachyleniem poziomym do horyzontu, będzie spadać znacznie szybciej niż 10 węzłów prędkości względem ziemi, więc względny wiatr uderza w dolną część skrzydła . To kolejny sposób na opisanie dużego kąta natarcia.

To może mieć sens tylko w mojej głowie, ale dla mnie działa.

Szkoda, że ​​więcej samolotów nie ma wskaźników AOA. W samolotach marynarki wojennej, zwłaszcza lotniskowcach, jest to podstawowe odniesienie o krytycznym znaczeniu.

Byłem instruktorem lotów w marynarce wojennej i uczyłem programu lotów poza kontrolą. Dosłownie sto godzin „latania” na przeciągniętym samolocie. Podczas gdy zachowanie podczas generowania bardzo wysokich współczynników nachylenia, czyli „przedmuchiwania” AOA przeciągnięcia, może być dziwne, ogólnie wszystkie zachowania związane z przeciągnięciem (drganie, utrata siły nośnej) występowały przy dokładnie tym samym kącie natarcia. Pokazaliśmy to przy prędkościach od 250 węzłów (ciągnięcie 6G) do 50 węzłów (wznoszenie pionowe). Kontrolowalibyśmy go poza przeciągnięciem, tracąc 15 000 stóp, jednocześnie demonstrując, jaką kontrolę nad samolotem masz po przeciągnięciu. Zademonstruj latanie samolotem w pionie znacznie poniżej prędkości przeciągnięcia na prostej i poziomej, ale samolot nadal leciał, ponieważ obciążenie G wynosiło zero. Umieścilibyśmy to do góry nogami na szczycie pętli.

Zawsze ten sam AOA.

Niekoniecznie byś przeciągnął, gdybyś zastosował gwałtowny wzrost na, powiedzmy, 100 w, ze względu na wystarczającą bezwładność, aby zapewnić, że przepływ powietrza względem linii cięciwy (AoA) nie przekroczył w rzeczywistości kąta krytycznego.