Gibt es immer einen Stall, wenn Sie einen bestimmten Anstellwinkel überschreiten?

Nehmen wir also an, dass der Stallwinkel (=Cl max) einer B747 bei 16° liegt (in sauberer Konfiguration). Bedeutet dies, dass Sie unabhängig von Ihrer Fluggeschwindigkeit (dh 500 Knoten) bei einem Steigwinkel von mehr als 16° in den Strömungsabriss geraten würden? Es ist also nicht notwendig, die Geschwindigkeit immer auf die Stallgeschwindigkeit zu reduzieren (die bei etwa 150 Knoten liegen kann...). Ich frage mich nur, denn wenn Sie im Microsoft-Flugsimulator mit einem großen Jet fliegen, können Sie einen Anstellwinkel von 30 ° und mehr haben und nicht abwürgen, bis Sie die Stallgeschwindigkeit erreichen.

Ich denke, Sie verwechseln den Anstellwinkel mit dem Neigungswinkel relativ zum Horizont.
AoA ist der Winkel zwischen dem Luftstrom und dem Flügel (ungefähr der vertikale Winkel zwischen der Richtung, in die das Flugzeug zeigt, und der Art, wie es sich bewegt). Wenn Sie klettern, ist Ihr AoA kleiner als Ihre Tonhöhe.
Ich bin mir sicher, dass dies hier schon irgendwo mit hübschen Bildern erklärt wurde, aber der zugehörige Fragenfinder ist nicht gut genug, um es zu finden. Und mit google finde ich es auch nicht.
Dies ist per Definition: "Ein Strömungsabriss tritt auf, wenn der Flügel den kritischen Anstellwinkel überschreitet."

Antworten (3)

Gibt es immer einen Stall, wenn Sie einen bestimmten Anstellwinkel überschreiten?

Ja, Stall hängt nur vom Anstellwinkel ab. Jedoch

Bedeutet dies, dass Sie unabhängig von Ihrer Fluggeschwindigkeit (dh 500 Knoten) bei einem Steigwinkel von mehr als 16° in den Strömungsabriss geraten würden?

Nein . Steigwinkel und Anstellwinkel sind komplett unterschiedliche Dinge.

Steigung, Steigwinkel und Anstellwinkel

Dieses Bild aus How It Flys zeigt die vier verschiedenen beteiligten Winkel. Die Neigung ist der Winkel zwischen dem Flugzeugboden und der Horizontalen, der Flügelanstellwinkel ist der Winkel zwischen dem Flugzeugboden und der Tragfläche¹, der Steigwinkel ist der Winkel zwischen der Flugrichtung (auch bekannt als „Flugbahn“ oder „relativer Wind“) und der Horizontalen und schließlich ist der Anstellwinkel der Winkel zwischen Flugrichtung und Flügel.

Das Bild zeigt Anstellwinkel + Steigwinkel = Neigung + Flügeleinfall.

Bis zum Strömungsabriss hängt der Auftrieb ungefähr linear vom Anstellwinkel und Geschwindigkeitsquadrat (und von der Luftdichte) ab. Im Geradeausflug müssen die Kräfte auf das Flugzeug ausgeglichen sein, damit der Anstellwinkel so ist, dass sie es sind. Wenn Sie die Steigung erhöhen, erhöht sich der Anstellwinkel, was zu einer unausgeglichenen Kraft führt, die eine Aufwärtsbeschleunigung verursacht und den Steigwinkel auf Kosten des Anstellwinkels wieder erhöht.

Wenn Sie also mehr als 16° steigen, unterscheidet sich der Anstellwinkel nicht wesentlich von dem, wenn Sie mit der gleichen Geschwindigkeit horizontal fliegen.

Ich frage mich nur, denn wenn Sie im Microsoft-Flugsimulator mit einem großen Jet fliegen, können Sie einen Anstellwinkel von 30 ° und mehr haben und nicht abwürgen, bis Sie die Stallgeschwindigkeit erreichen.

Nein, das kannst du nicht. Sie können jedoch für eine Weile mit 30 ° oder mehr steigen, bevor Ihnen die Geschwindigkeit ausgeht. Was in geringer Höhe eigentlich ziemlich lang ist; Die Strahltriebwerke sind so ausgelegt, dass sie in großen Höhen, in denen die Luft viel dünner ist, genügend Leistung haben und den Start ermöglichen, wenn ein Triebwerk spät im Startlauf ausfällt. Daher haben Sie, wenn alle Motoren mit voller Leistung arbeiten, ziemlich viel zusätzlichen Schub zur Verfügung.

Beachten Sie auch, dass Strömungsabriss nicht den Verlust des gesamten Auftriebs bedeutet. Sie verlieren nur einen Teil davon. Ein wesentlicher Teil, aber nicht alles. Abgerissene Flugzeuge sind immer noch steuerbar (obwohl der Querrudereffekt umgekehrt ist) und einige Flugzeuge (obwohl dies Jäger wären, nicht Verkehrsflugzeuge wie die 747) haben möglicherweise sogar genug Auftrieb und Schub, um die Höhe zu halten, wenn sie abgewürgt werden.

¹ Genauer gesagt die Nullauftriebslinie des Flügels. Dies stimmt mit der Sehne symmetrischer Flügel überein, aber bei gewölbten Flügeln ist sie nach oben geneigt.

Wäre es richtig zu sagen, dass der Anstellwinkel der Winkel zwischen dem Flügel und dem relativen Wind ist?
Ich stimme Terry zu - "relativer Wind" ist der übliche Begriff, um zu beschreiben, was Sie "Flugbahn" nennen. Beide sind bis zu einem gewissen Grad Fachjargon, also weiß ich nicht, ob es viel ausmacht.
"Nein kannst du nicht"? Mit einer SU27 können Sie das sicherlich. Tatsächlich können Sie mit einem Anstellwinkel von 108 Grad fliegen (das ist der Anstellwinkel, nicht der Steigwinkel).
@slebetman: Nein, das kannst du nicht. Die Su-27 ist dabei tief ins Stocken geraten. Es kann jedoch immer noch horizontal fliegen, weil es genug Schub hat; ein Beispiel für das, was ich im letzten Absatz erwähne.

Kurze Antwort: Nein.

Lange Antwort: Der Stall-Anstellwinkel variiert mit Geschwindigkeit, Höhe, Machzahl und der Anstiegsrate des Anstellwinkels, wie hier und hier besprochen . Da sich die Steigung der Auftriebskurve eines Flügels nicht mit der Nickrate ändert, erhöht eine hohe Nickrate tatsächlich die Stall-AoA um bis zu 50%.

Geschwindigkeits- und Höheneffekte werden in der Reynolds-Zahl ausgedrückt, und dies wird auch die AoA um einige Grad nach oben verschieben, wenn sie von beispielsweise 200.000 auf 5.000.000 erhöht wird. Oberhalb von Mach 0,5 wird sich der Einfluss der Machzahl wirklich bemerkbar machen, aber wenn der Vorderkantenradius klein ist, kann er bereits einen Unterschied von mehreren Grad zwischen inkompressiblen Bedingungen und Mach 0,3 ausmachen. Der Stall bei höheren Mach-Zahlen ist komplexer, da der Flügel vor dem Abfallen des Auftriebs zunehmend Buffeting erfährt, was selbst die Betriebs-AoA begrenzt.

Als nächstes sind Nickwinkel und Anstellwinkel nicht gleich, aber sie unterscheiden sich durch den Flugbahnwinkel und den Windanstellwinkel, der ungleich Null ist, wenn Sie in einem Auf- oder Abwind fliegen. Dies wird hier ausführlich besprochen .

Wenn Ihr Motor oder Ihre Fluggeschwindigkeit dies zulassen, können Sie einen vollständigen Looping fliegen, ohne das Flugzeug jemals abzuwürgen.

Würde es Ihnen etwas ausmachen, Ihre Schlussfolgerung zu erläutern, dass der kritische Anstellwinkel so variiert, wie Sie es beschrieben haben? Die von Ihnen zitierte Dokumentation besagt nur, dass der vom Flügel erreichte maximale CL mit den oben genannten Faktoren variiert; der tatsächliche Anstellwinkel am Stallpunkt scheint während dieser Versuche nicht gemessen worden zu sein. Die CL-Schlussfolgerung ist in der Tat sehr interessant, was einige Fragen darüber aufwirft, wie wir Piloten VG-Diagramme beibringen, aber meine Lektüre legt nahe, dass dies eher ein Artefakt des Flügel- oder Experimentdesigns oder der Natur der Strömungsdynamik sein könnte .
Es ist erwähnenswert, dass die Studie zwei weitere Experimente erwähnt, die nicht die gleichen Ergebnisse erbrachten – ich gebe offen zu, dass ich mich aus Zeitmangel nicht mit diesen Referenzen befasst habe, daher bin ich mit ihren vollständigen Schlussfolgerungen nicht vertraut. Außerdem sollte ein richtig geflogener Looping durchgehend einen konstanten Lastfaktor haben, was bedeutet, dass das Flugzeug zu keinem Zeitpunkt während des Manövers in einen Strömungsabriss geraten sollte.
@habu: Die Steigung der Auftriebskurve ist unverändert und umso höher c L mit höherer Nickrate beinhaltet tatsächlich einen höheren Stall-Anstellwinkel. Beachten Sie, dass die Erholung auch bei höheren Nickraten verzögert wird, wenn ein Flügel ins Stocken gerät. Der Mechanismus wird in der verlinkten Antwort erklärt. Zum Looping: Richtig geflogen sollte der Belastungsfaktor oben um 2 g geringer sein - konstante Krümmung bei konstanter Geschwindigkeit würde einen konstanten Belastungsfaktor erzeugen, dazu kommt noch die Schwerkraft, die sich mit dem Kosinus des Nickwinkels ändert . Realistischerweise ist die Geschwindigkeit oben auch geringer, sodass sich auch die Fliehkräfte ändern.
Die zweite Antwort liefert eine gute Erklärung dafür, warum ein Flugzeug unter bestimmten Umständen möglicherweise nicht sofort das erwartete Strömungsabrissverhalten zeigt, bis die Grenzschicht Gelegenheit hatte, die neue Fluglage des Flugzeugs einzuholen (Randbemerkung: Jeder andere, der sich Wile E. Coyote liest das?), aber es ändert nichts an der Tatsache, dass das Flugzeug, sobald sich die Dinge "beruhigen", tatsächlich in einen Strömungsabriss eintritt, wenn es sich bei einer AoA befindet, die höher als der kritische Anstellwinkel ist.
@habu: Ja, das ist richtig. Aber manchmal kann dieser kurze Moment des ungebremsten zusätzlichen Auftriebs den Unterschied ausmachen. Verlassen Sie sich nicht auf überall geltende statische Bedingungen, insbesondere bei der Dimensionierung von Flügelholmen und dergleichen!
Die verzögerte Strömungstrennung macht Manöver mit sehr hohem AoA möglich und markiert die richtige Antwort auf die Frage von OP mit Nein, aber ich frage mich, ob es sich nicht lohnt, ausdrücklich darauf hinzuweisen, dass jeder Flügel einen kritischen AoA hat, der dies kann nur unter einigen sehr, sehr spezifischen Umständen überschritten und nur dann erfolgreich „betrogen“ werden, wenn das Flugzeug das Verhältnis von Leistung (oder Schub) zu Gewicht hat, das nur bei modernen Jägern und Hochleistungskunstflugzeugen zu finden ist.
@habu: Sie werden diesen verzögerten Strömungsabriss auch bei Segelflugzeugen sehen können, hier ist kein Schub erforderlich! Und bitte vernachlässigen Sie nicht den Einfluss von Reynolds-Zahl und Mach-Zahl: Die Stall-AoA wird dadurch stark verändert. Es gibt nichts Besseres als ein festes, unveränderliches Stall-AoA.
Mit Schleifen hast du natürlich Recht. Ich dachte während des gesamten Manövers an einen konstanten Radius und landete irgendwie beim Ladefaktor. Um das Offensichtliche festzuhalten, erfordert eine langsamere Kurve (was am oberen Ende der Schleife der Fall wäre) einen niedrigeren Belastungsfaktor, um den gleichen Radius wie eine schnellere zu erreichen, daher die geringere g-Belastung am oben auf der Schleife.
interessant. Mir war nicht bewusst, dass Segelflugzeuge so viel Manövrierfähigkeit zeigen können, sogar die Kunstflugmodelle. Aber nur zur Verdeutlichung, wenn ich sage "Betrügen" der Kritik. AoA, ich beziehe mich auf Manöver wie Pugachevs Cobra- und Thrust Vectoring-Loops, obwohl das wahrscheinlich eher ein Ergebnis der fortgesetzten Kontrollautorität ist als Schub +1, um mich dazu zu bringen, über ein paar Dinge nachzudenken, die ich nicht noch einmal besucht hatte in Jahren, btw.
@habu: Pugachevs Cobra-Manöver findet lange nach dem Abwürgen des Flügels statt und ist nur durch massiven Schub und das sorgfältige Post-Stall-Design von TsAGI möglich . Nur in der anfänglichen Pitchup-Phase zeigt sich der Pitchup-Rate-Effekt. Und bei Segelflugzeugen kann es sowohl der Wind (Thermik!) als auch der Pilot sein, der die AoA schnell ändert. Wer schon einmal mit mäßiger Geschwindigkeit durch eine starke Thermik geflogen ist, weiß was ich meine.

Für eine bestimmte Flügelkonfiguration, z. B. vordere / hintere Klappe, Sweep usw., tritt der Stall bei inkompressibler Strömung (niedrige Geschwindigkeit, Flug mit niedriger Höhe) bei derselben AoA auf - vorausgesetzt, Sie können den Stall klar definieren, wie es einige Kampfflugzeuge nicht haben B. eine plötzliche klassische Auftriebsunterbrechung, sondern ihr Abriss könnte durch einen schnellen Anstieg des Luftwiderstands, Kontrollierbarkeit und Handhabungsprobleme definiert werden.

Bei komprimierbarer Strömung, dh Flug mit hoher Machzahl, wird die Strömungsabriss-AoA kleiner: Die Strömungsabriss-AoA bei 300 KCAS/Meereshöhe ist größer als die Strömungsabriss-AoA bei 30.000 Fuß/300 KCAS.

Hier spielen zwei Effekte eine Rolle... Kompressibilität und Viskosität. Der Effekt der Kompressibilität ist der vorherrschende.

Viskosität (Reynolds-Zahl). Bei einem bestimmten Flügeldesign und einer gegebenen Konfiguration nimmt die Dichte der Luft mit zunehmender Höhe ab, während die Viskosität mit niedrigerer Temperatur zunimmt. Dies hat einen kleinen Einfluss auf die Reynolds-Zahl.

Kompressibilität: Der Energieverlust beim Komprimieren der Luft ist bei höherer Mach erheblich, weshalb Sie für einen bestimmten definierten Strömungsabriss eine niedrigere AoA sehen.

Übrigens ist der Beginn des Buffets nicht immer ein definierendes Merkmal des Strömungsabrisses, da einige Düsenjäger bei sehr niedrigem AoA, z. B. 6-7 Grad, lange vor dem definierten Strömungsabriss einen Buffet erfahren.

Gibt es immer einen Stall, wenn Sie einen bestimmten Anstellwinkel überschreiten?
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