How är stall beroende av angreppsvinkel men inte fart?

Jag tror att du förvirrar vingsvinkeln med flygplanets tonhöjd. Flygplan som rör sig vid en långsam, nära stallhastighet, trots att de vrider näsan, kommer fortfarande att resa mer eller mindre horisontellt. Deras VSI-instrument kommer att läsa nära noll. Om du tar ett flygplan snabbt och drar näsan upp till samma vinkel, kommer flygplanet självklart att klättra snabbt.

Varför är det här? Anfallsvinkeln definieras baserat på vingsens rörelse genom den relativa vinden. Vingens orientering i förhållande till marken är inte inblandad i definitionen på något sätt. När flygplanet som helhet klättrar kommer den relativa vinden ner från ovan. Som ett resultat minskas angreppsvinkeln, jämfört med vad det skulle vara om planet inte klättrade.

Bara för att visa några snabba siffror, antar att du tog ett flygplan som rörde sig vid 100 kts i stillastående luft och drog näsan så att du nu klättrar på 3000 FPM (de flesta flygplan kommer att förlora hastigheten med det här, men matematiken är giltig tills flygplanet saktar ner). $ 1knot \ approx100FPM $, så du har nu en uppåtgående vektor med 30 knop. Din 100 kt flyghastighet rör sig nu i en vinkel. En liten trigonometri:

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

Så, din angreppsvinkel är 17,46 grader längre bort från stalling när du klättrar på 3000FPM än vad det skulle vara om ditt flygplan hade samma tonhöjd men var i flygplan.

Men få flygplan har motorkraften för att upprätthålla en stigning vid denna hastighet. Flygplanet blöder av hastighet, och när hastigheten blöder, kommer flygplanet att sakta ner, stigningstakten kommer att minska, flygplanets hastighet kommer att närma sig horisontellt, och så småningom kommer flygplanet att stanna om höjden hålls konstant.

Det är roligt att du nämner en Citabria, för jag har faktiskt gjort exakt vad du pratar om det i exakt det flygplanet. Inte att det verkligen betyder något, för det här kommer att gälla i något flygplan.

I din fråga sa du att du förstår angreppsvinkel är vad som orsakar stallet. Men jag är inte säker på att du förstår det med samma vinge, det är alltid samma vinkel. Jag säger det på grund av detta:

you can get a high angle of attack, beyond what you’d need to stall at 60 knots,

Angreppsvinkeln som du behöver stanna kvar är densamma, oavsett hastighet. Kanske är sakerna annorlunda i det supersoniska riket, men det här är tillräckligt bra för Citabrias.

Du har rätt att om du gick på 100kts och plötsligt drog tillbaka på staven, skulle du sakta ner innan du stannade. Men det är inte det som orsakar stallet. Stallet orsakas av en hög angreppsvinkel, och det beror på hisspositionen.

Ställpositionen är den enskilt bästa förutsägelsen när ett flygplan ska stallas, och ingen talar mycket om det. Jag kan också säga att ditt exempel inte är 100% korrekt, för jag har faktiskt gjort det. Om du kryssar på 100kt, kläm sedan tillbaka spaken så svårt som möjligt, så kommer du med en minimal hastighetsförlust i förväg. Och om du ville ha det, kan du få en högre entréhastighet än 100kt och stall på 100kt. Så småningom kommer du in på strukturella problem som orsakas av överdriven g-lastning.

Stalling orsakas inte bara av angreppsvinkel, det orsakas alltid av samma angreppsvinkel. Jag hoppas att det här svarar på din fråga.

But if I’m right that you wouldn’t stall straight away

Du kommer stall direkt . Du kommer inte kasta ner omedelbart men.

Omedelbart när du överstiger 2,67G 1 börjar flygplanet buffé och sparka lite tillbaka, eftersom att dra mer på oket orsakar inte längre höjning och stigningshastigheten och accelerationen kommer sluta öka . Men banan slutar inte öka. Vingarna genererar fortfarande några lyft, bara mindre än tidigare stall. Så fortsätter du att klättra tills du går ur kinetisk energi (som du kommer snabbare än vanligt eftersom draget ökar i stall) och decelereras under den hastighet vid vilken de stallade vingarna inte kan producera tillräckligt med hiss för att balansera vikten. På den tiden kommer din hastighet fortfarande att vara högre än 60 knop, för vid 60 knop kan vingarna balansera vikten när de inte stallas, men i det här fallet stallas de redan.

1 Tar 100 kts kryssning och 60 kts v s . Internetsökning ger mig bara 44 knop för v s och det skulle innebära 5,17G för stall på 100 knop medan den certifierade gränsen är 5G, så du borde inte göra det vid 100 knop, bara upp till 98.

Tänk dig att kasta ett flygplan med vingarna på vingarna framåt vid 500 knop. Flygplanet går väldigt snabbt, men är säker på att det är stallat. Det kan återhämta sig mycket, väldigt lätt eftersom det har så mycket kinetisk energi och där som en stor mängd luftflöde, men det producerar inte lyft som det skulle.

Stall angreppsvinkeln (AoA) är inte fixad, men ökar med tonfrekvens och - i mindre utsträckning - med Reynolds-numret.

När en vingsstall stannar gränsskiktet i den bakre delen av en vinge och äntligen vänder det flödesriktningen, orsakar separations . För det yttre luftflödet ser det ut som om vingen har blivit tjockare där och har en mindre AoA än tidigare, utan separation. Detta förorsakar hissförlusten av en stallad vinge. Lokalgränsskiktets "historia" påverkar detta - om det har sett en hög acceleration runt näsan på flygplåten, måste den utföra en brant retardation över resten av vingen. Friktion har redan minskat energin i detta gränsvärde, och den branta decelerationen slutar i separation längre nedströms.

Om stallet AoA närmar sig snabbt, har gränsskiktet på den bakre vingen fortfarande de egenskaper som går med den låga AoA som rådde när det här paketet av luft flödade runt vingens näsa. Därför har den mer energi kvar och är mindre utsatt för separation. Effekten är en ökning i stallet AoA med stigningshastighet, till en punkt där vingsens totala höjd är 50% mer än den vid stationär AoA med samma hastighet. Naturligtvis är detta en dynamisk bås med en belastningsfaktor som är mycket högre än 1. För mer information hänvisar jag till NACA TN 2525 från 1951. Inget pris för att gissa vilken flygplan som användes.

På höger sida faller hissen mycket mer än i en stationär stall (= långsam tonhöjd). Ett docile stallbeteende kan nu bli brått! En annan följd av denna hissöverskott är möjligheten till en hystereslinga, speciellt i helikopter-, propell- och turbinblad, där starka och cykliska förändringar i AoA är möjliga. Detta kallas lyftfladder och orsakar höga mekaniska påfrestningar och vibrationer. Se Sighard Hörners "Fluid Dynamic Lift" , sid 4-24 och 25 för mer.

Reynolds talseffekt är mindre uttalad, men ger fortfarande en ökning av stall c $ _ {l max} $ 15-25% mellan $ Re = 10 ^ 6 $ och $ Re = 5 \ cdot 10 ^ 6 $ . Detaljer beror på den speciella flygbladet. Abbott-Doenhoff eller Wortmann-katalogen har mycket information om detta.

För att förstå detta tycker jag om att tänka på en jet med efterbrännare pekade nästan vertikalt. Det är inte stallat, angreppsvinkeln är nästan 0, eftersom den relativa vinden går nästan rakt ner på grund av all dragkraft. Men "rakt ner" går fortfarande smidigt över vingarna, ingen stall.

På samma sätt kommer en Cessna 172-hastighet på 10 kts markhastighet, stigande nivå mot horisonten, att avta mycket snabbare än 10 kts markhastighet, så den relativa vinden slår på botten av vingen. Bara ett annat sätt att beskriva en hög angreppsvinkel.

Det kan bara vara meningsfullt i mitt huvud, men det fungerar för mig.

Du skulle inte nödvändigtvis häfta om du använde abrupt hiss på 100kt, på grund av att det finns tillräckligt med tröghet för att säkerställa att luftflödet i förhållande till ackordlinjen (AoA) inte överskred den kritiska vinkeln.