Wie hängt Stall vom Anstellwinkel ab, aber nicht von der Geschwindigkeit?

Ich glaube, Sie verwechseln den Anstellwinkel des Flügels mit der Neigung des Flugzeugs. Flugzeuge, die sich mit einer langsamen, fast Stall-Geschwindigkeit bewegen, fliegen immer noch mehr oder weniger horizontal, obwohl sie mit der Nase nach oben zeigen. Ihr VSI-Instrument wird nahe Null anzeigen. Wenn Sie dagegen ein Flugzeug nehmen, das sich schnell bewegt, und die Nase in den gleichen Winkel ziehen, steigt das Flugzeug offensichtlich schnell.

Warum ist das wichtig? Der Anstellwinkel wird basierend auf der Bewegung des Flügels durch den relativen Wind definiert. Die Ausrichtung des Flügels relativ zum Boden wird in keiner Weise in die Definition einbezogen. Wenn das Flugzeug als Ganzes steigt, kommt der relative Wind von oben herunter. Infolgedessen wird der Anstellwinkel im Vergleich zu dem, was er wäre, wenn das Flugzeug nicht steigen würde, verringert.

Um nur einige schnelle Zahlen zu zeigen, nehmen Sie an, Sie haben ein Flugzeug genommen, das sich mit 100 Knoten in ruhender Luft bewegt, und die Nase nach oben gezogen, sodass Sie jetzt mit 3.000 FPM steigen (die meisten Flugzeuge verlieren dabei an Geschwindigkeit, aber die Mathematik gilt bis zum Flugzeug verlangsamt).$1knot\approx100FPM$, also haben Sie jetzt einen Aufwärtsvektor von 30 Knoten. Ihre Fluggeschwindigkeit von 100 kt bewegt sich jetzt schräg nach oben. Ein bisschen Trigonometrie:

Ihr Anstellwinkel ist also 17,46 Grad weiter vom Abwürgen entfernt, wenn Sie mit 3000 FPM steigen, als wenn Ihr Flugzeug die gleiche Neigung hätte, sich aber im Horizontalflug befindet.

Allerdings haben nur wenige Flugzeuge die Triebwerksleistung, um einen Steigflug mit dieser Geschwindigkeit aufrechtzuerhalten. Das Flugzeug verliert an Geschwindigkeit, und wenn die Geschwindigkeit abnimmt, wird das Flugzeug langsamer, die Steiggeschwindigkeit nimmt ab, die Geschwindigkeit des Flugzeugs nähert sich der Horizontalen und schließlich wird das Flugzeug abgewürgt, wenn die Neigung konstant gehalten wird.

Es ist lustig, dass Sie eine Citabria erwähnen, weil ich tatsächlich genau das getan habe, wovon Sie sprechen, in genau diesem Flugzeug. Nicht, dass es wirklich wichtig wäre, denn dies gilt für jedes Flugzeug.

In Ihrer Frage sagten Sie, dass Sie verstehen, dass der Anstellwinkel den Stall verursacht. Aber ich bin mir nicht sicher, ob Sie verstehen, dass bei gleichem Flügel immer der gleiche Winkel ist. Das sage ich deswegen:

Sie können einen hohen Anstellwinkel erzielen, der über das hinausgeht, was Sie zum Abwürgen bei 60 Knoten benötigen.

Der Anstellwinkel, den Sie zum Überziehen benötigen, bleibt unabhängig von der Geschwindigkeit gleich. Vielleicht ist es im Überschallbereich anders, aber für Citabrias ist das gut genug.

Sie haben Recht, wenn Sie mit 100 Knoten kreuzen und plötzlich den Steuerknüppel zurückziehen, würden Sie vor dem Abwürgen langsamer werden. Aber das ist nicht der Grund für den Stillstand. Der Stall wird durch einen hohen Anstellwinkel verursacht, und das wird durch die Höhenruderposition verursacht.

Die Steuerknüppelposition ist der beste Indikator dafür, wann ein Flugzeug abwürgt, und niemand spricht viel darüber. Ich kann auch sagen, dass Ihr Beispiel nicht 100% genau ist, weil ich es tatsächlich getan habe. Wenn Sie mit 100 kts fahren und dann den Steuerknüppel so hart wie möglich nach hinten schlagen, werden Sie vorher mit einem minimalen Geschwindigkeitsverlust ins Stocken geraten. Und wenn Sie wollten, könnten Sie eine höhere Eintrittsgeschwindigkeit als 100 Knoten haben und bei 100 Knoten stehen bleiben. Schließlich geraten Sie in strukturelle Probleme, die durch die übermäßige g-Belastung verursacht werden.

Stalling wird nicht nur durch den Anstellwinkel verursacht, sondern immer durch den gleichen Anstellwinkel. Ich hoffe, das beantwortet Ihre Frage.

Der Stall Attack Angle (AoA) ist nicht festgelegt, sondern steigt mit der Nickrate und – in geringerem Maße – mit der Reynolds-Zahl.

Wenn ein Flügel abreißt, stoppt die Grenzschicht im hinteren Teil eines Flügels und kehrt sogar seine Strömungsrichtung um, was zu einer Trennung führt . Für den äußeren Luftstrom sieht das so aus, als wäre der Flügel dort dicker geworden und hat eine kleinere AoA als vorher, ohne Ablösung. Dies verursacht den Auftriebsverlust eines blockierten Flügels. Die "Geschichte" der lokalen Grenzschicht beeinflusst dies - wenn sie eine hohe Beschleunigung um die Nase des Tragflügels herum erfahren hat, muss sie über den Rest des Flügels eine starke Verzögerung ausführen. Reibung hat bereits die Energie dieser Grenzschicht reduziert, und die starke Verzögerung endet weiter stromabwärts in einer Ablösung.

Bei schneller Annäherung an die Stall-AoA weist die Grenzschicht am Heckflügel noch die Eigenschaften auf, die mit der geringen AoA einhergehen, die herrschte, als dieses Luftpaket um die Flügelnase strömte. Daher hat es mehr Energie übrig und neigt weniger zur Trennung. Der Effekt ist eine Erhöhung der Stall-AoA mit der Nickrate bis zu einem Punkt, an dem der Gesamtauftrieb des Flügels 50% mehr ist als der bei der stationären AoA bei gleicher Geschwindigkeit. Natürlich ist dies ein dynamischer Strömungsabriss mit einem Lastfaktor viel höher als 1. Für weitere Details verweise ich Sie auf NACA TN 2525 von 1951. Kein Preis für das Erraten, welches Flugzeug verwendet wurde.

Auf der anderen Seite sinkt der Auftrieb viel stärker als bei einem statischen (= langsamen Pitch) Strömungsabriss. Ein fügsames Stallverhalten kann nun abrupt werden! Eine weitere Folge dieses Auftriebsüberschwingens ist die Möglichkeit einer Hystereseschleife, insbesondere in Hubschrauber-, Propeller- und Turbinenblättern, wo starke und zyklische Änderungen der AoA möglich sind. Dies wird als Auftriebsflattern bezeichnet und verursacht hohe mechanische Belastungen und Vibrationen. Siehe Sighard Hörners "Fluid Dynamic Lift" , Seite 4-24 und 25 für mehr.

Der Effekt der Reynoldszahl ist weniger ausgeprägt, führt aber immer noch zu einer Erhöhung des Strömungsabrisses c$_{l max}$von 15 - 25% zwischen$Re = 10^6$und$Re = 5\cdot 10^6$. Einzelheiten hängen von dem jeweiligen Schaufelblatt ab. Abbott-Dönhoff oder der Wortmann-Katalog haben dazu viele Daten.

Aber wenn ich richtig liege, würdest du nicht gleich hinhalten

Sie werden sofort ins Stocken geraten . Sie werden jedoch nicht sofort niederschlagen .

Unmittelbar wenn Sie 2,67 G ¹ überschreiten , beginnt das Flugzeug zu ruckeln und etwas zurückzuschlagen, da ein stärkeres Ziehen am Steuerhorn nicht mehr zu einer Erhöhung des Auftriebs führt und die Steigungsrate und Beschleunigung aufhören zuzunehmen. Aber die Tonhöhe wird nicht aufhören zu steigen. Die Flügel erzeugen immer noch etwas Auftrieb, nur weniger als vor dem Strömungsabriss. Sie steigen also weiter, bis Ihnen die kinetische Energie ausgeht (was Sie schneller als gewöhnlich tun, da der Luftwiderstand im Strömungsabriss erhöht wird) und verlangsamen Sie unter die Geschwindigkeit, bei der die blockierten Flügel nicht genug Auftrieb erzeugen können, um das Gewicht auszugleichen. An diesem Punkt ist Ihre Geschwindigkeit immer noch höher als die 60 Knoten, da die Flügel bei 60 Knoten das Gewicht ausgleichen können, wenn sie nicht abgewürgt sind, aber in diesem Fall sind sie bereits abgewürgt.

¹ _{100 kt Kreuzfahrt und 60 kt vs . Die Internetsuche gibt mir nur 44 Knoten für V s und das würde 5,17 G für einen Stillstand bei 100 Knoten bedeuten, während das zertifizierte Limit 5 G ist, also sollten Sie es nicht bei 100 Knoten tun, sondern nur bis zu 98.}

Stellen Sie sich vor, Sie werfen ein Flugzeug mit 500 Knoten, wobei die Flügelunterseiten nach vorne zeigen. Das Flugzeug fliegt sehr schnell, aber seien Sie versichert, dass es blockiert ist. Es könnte sich sehr, sehr leicht erholen, weil es so viel kinetische Energie und eine riesige Menge an Luftstrom hat, aber es erzeugt nicht den Auftrieb, wie es sollte.

Es ist bedauerlich, dass mehr Flugzeuge keine AOA-Anzeigen haben. In Marineflugzeugen, insbesondere Trägerflugzeugen, ist es eine primäre Referenz von entscheidender Bedeutung.

Ich war Fluglehrer bei der Marine und unterrichtete den Lehrplan für außer Kontrolle geratene Flüge. Buchstäblich hundert Stunden „fliegen“ eines festgefahrenen Flugzeugs. Während das Verhalten beim Generieren sehr hoher Nickraten, bei denen Sie durch den Strömungsabriss „durchblasen“ würden, seltsam sein könnte, traten im Allgemeinen alle mit Strömungsabriss verbundenen Verhaltensweisen (Buff, Auftriebsverlust) bei genau demselben AOA auf. Wir demonstrierten dies bei Geschwindigkeiten von 250 Knoten (6G Zug) bis 50 Knoten (vertikaler Steigflug). Wir würden es jenseits des Strömungsabrisses kontrollieren, 15.000 Fuß verlieren und gleichzeitig demonstrieren, welche Kontrolle über das Flugzeug Sie nach dem Strömungsabriss hatten. Demonstrieren Sie das Fliegen des Flugzeugs in der Senkrechten weit unter der Strömungsabrissgeschwindigkeit für Geradeausfahrt, aber das Flugzeug flog immer noch, da die G-Last null war. Wir würden es verkehrt herum am oberen Ende einer Schleife anhalten.

Immer das gleiche AOA.

Um dies zu verstehen, stelle ich mir gerne einen Jet vor, dessen Nachbrenner fast senkrecht ausgerichtet ist. Es ist nicht abgewürgt, der Anstellwinkel ist fast 0, weil der relative Wind aufgrund des ganzen Schubs fast gerade nach unten geht. Aber "gerade nach unten" geht immer noch glatt über die Flügel, kein Strömungsabriss.

In ähnlicher Weise wird eine Cessna 172, die mit 10 Knoten Geschwindigkeit über Grund fährt und in Höhe des Horizonts geneigt ist, viel schneller sinken als die 10 Knoten Geschwindigkeit über Grund, sodass der relative Wind auf die Unterseite der Tragfläche trifft. Nur eine andere Art, einen hohen Anstellwinkel zu beschreiben.

Das mag nur in meinem Kopf Sinn machen, aber es funktioniert für mich.

Sie würden nicht unbedingt stehen bleiben, wenn Sie einen abrupten Aufzug bei beispielsweise 100 Knoten anwenden, da genügend Trägheit vorhanden ist, um sicherzustellen, dass der Luftstrom relativ zur Sehnenlinie (AoA) tatsächlich nicht den kritischen Winkel überschreitet.