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

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 ist in keiner Weise an der Definition beteiligt. Wenn das Flugzeug als Ganzes steigt, kommt der relative Wind von oben herab. Infolgedessen verringert sich der Anstellwinkel im Vergleich zu dem, was wäre, wenn das Flugzeug nicht klettern würde.

Um nur einige schnelle Zahlen anzuzeigen, nehmen wir an, Sie haben ein Flugzeug genommen, das sich mit 100 kn in ruhender Luft bewegt Ziehen Sie die Nase nach oben, so dass Sie jetzt mit 3.000 FPM klettern (die meisten Flugzeuge verlieren dabei an Geschwindigkeit, aber die Berechnung ist gültig, bis das Flugzeug langsamer wird). $ 1knot \ ca.100FPM $, sodass Sie jetzt einen Aufwärtsvektor von 30 Knoten haben. Ihre 100-kt-Fluggeschwindigkeit bewegt sich jetzt in einem Winkel nach oben. Eine kleine Trigonometrie:

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

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

Allerdings verfügen nur wenige Flugzeuge über die Motorleistung, um einen Anstieg mit dieser Geschwindigkeit aufrechtzuerhalten . Das Flugzeug wird die Geschwindigkeit verringern, und wenn die Geschwindigkeit abnimmt, wird das Flugzeug langsamer, die Steiggeschwindigkeit nimmt ab, die Geschwindigkeit des Flugzeugs nähert sich der Horizontalen an und schließlich bleibt das Flugzeug stehen, wenn die Steigung konstant gehalten wird / p>

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

In Ihrer Frage haben Sie gesagt, dass Sie verstehen, dass der Anstellwinkel die Ursache für den Stall ist. Aber ich bin mir nicht sicher, ob Sie verstehen, dass es bei demselben Flügel immer denselben Winkel gibt. Ich sage das aus diesem Grund:

Sie können einen hohen Anstellwinkel erzielen, der über das hinausgeht, was Sie benötigen, um bei 60 Knoten zu blockieren.

Die Der Anstellwinkel, den Sie zum Abwürgen benötigen, bleibt unabhängig von der Geschwindigkeit gleich. Vielleicht sind die Dinge im Überschallbereich anders, aber das ist gut genug für Citabrias.

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

Die Stick-Position ist der beste Prädiktor dafür, wann ein Flugzeug stehen bleibt, 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 kt fahren und dann den Steuerknüppel so fest wie möglich zurückschlagen, werden Sie zuvor mit einem minimalen Geschwindigkeitsverlust zum Stillstand kommen. Und wenn Sie möchten, können Sie eine höhere Einstiegsgeschwindigkeit als 100 kt haben und bei 100 kt stehen bleiben. Schließlich geraten Sie in strukturelle Probleme, die durch die übermäßige G-Belastung verursacht werden.

Das Abwürgen wird nicht nur durch den Anstellwinkel verursacht, sondern immer durch den gleichen Anstellwinkel. Ich hoffe, dies beantwortet Ihre Frage.

Der Blockierangriffswinkel (AoA) ist nicht festgelegt, sondern nimmt mit der Pitchrate und - in geringerem Maße - mit der Reynolds-Zahl zu.

Wenn ein Flügel blockiert, befindet sich die Grenzschicht hinten Ein Teil eines Flügels stoppt und kehrt sogar seine Strömungsrichtung um, was zu einer Trennung führt. Für den äußeren Luftstrom sieht es so aus, als wäre der Flügel dort dicker geworden und hätte eine kleinere AoA als zuvor, ohne Trennung. Dies verursacht den Auftriebsverlust eines blockierten Flügels. Die "Geschichte" der lokalen Grenzschicht beeinflusst dies - wenn sie eine hohe Beschleunigung um die Nase des Schaufelblatts gesehen hat, muss sie über den Rest des Flügels eine steile Verzögerung ausführen. Die Reibung hat bereits die Energie dieser Grenzschicht verringert, und die steile Verzögerung endet in einer Trennung weiter stromabwärts. Wenn sich der Stall AoA schnell nähert, weist die Grenzschicht auf dem Heckflügel immer noch die Eigenschaften auf, die damit einhergehen die niedrige AoA, die vorherrschte, als dieses Luftpaket um die Nase des Flügels strömte. Daher hat es mehr Energie übrig und ist weniger anfällig für Trennung. Der Effekt ist eine Erhöhung der Stall-AoA mit der Nickrate bis zu einem Punkt, an dem der Gesamthub des Flügels bei gleicher Geschwindigkeit um 50% höher ist als der am stationären AoA. Dies ist natürlich ein dynamischer Stall mit einem Auslastungsfaktor von viel mehr als 1. Für weitere Einzelheiten verweise ich Sie auf NACA TN 2525 aus dem Jahr 1951. Kein Preis für das Erraten, welches Flugzeug verwendet wurde. P. >

Auf der anderen Seite fällt der Auftrieb viel stärker ab als bei einem statischen Stall (= langsame Pitchrate). Ein fügsames Stallverhalten kann jetzt abrupt werden! Eine weitere Folge dieses Auftriebsüberschwingens ist die Möglichkeit einer Hystereseschleife, insbesondere bei Hubschrauber-, Propeller- und Turbinenschaufeln, bei denen starke und zyklische Änderungen der AoA möglich sind. Dies wird als Auftriebsflattern bezeichnet und verursacht hohe mechanische Beanspruchungen und Vibrationen. Weitere Informationen finden Sie unter Sighard Hörners "Fluid Dynamic Lift", Seite 4-24 und 25.

Der Reynolds-Zahleneffekt ist weniger ausgeprägt, führt jedoch immer noch zu einer Erhöhung des Stall c $ _ {l max} $ span> um 15 - 25% zwischen $ Re = 10 ^ 6 $ span> und $ Re = 5 \ cdot 10 ^ 6 $ span>. Details hängen vom jeweiligen Tragflächenprofil ab. Abbott-Doenhoff oder der Wortmann-Katalog haben viele Daten dazu.

Aber wenn ich recht habe, dass Sie nicht sofort stehen bleiben

Sie werden strong sofort stehen bleiben . Sie werden jedoch nicht sofort abwerfen

Sobald Sie 2,67 G ^{1 sup> überschreiten, beginnt das Flugzeug zu büffeln und tritt beim Ziehen etwas zurück Mehr auf dem Joch führt nicht mehr zu einer Erhöhung des Auftriebs und die Steigungsrate und Beschleunigung hören auf zu steigen. Aber die Tonhöhe wird nicht aufhören zu steigen. Die Flügel erzeugen immer noch etwas Auftrieb, nur weniger als vor dem Stall. Sie klettern also weiter, bis Ihnen die kinetische Energie ausgeht (die Sie schneller als gewöhnlich ausführen, weil der Luftwiderstand im Stall erhöht wird) und unter die Geschwindigkeit abbremsen, mit der die blockierten Flügel nicht genug Auftrieb erzeugen können, um das Gewicht auszugleichen. Zu diesem Zeitpunkt ist Ihre Geschwindigkeit immer noch höher als die 60 Knoten, da die Flügel bei 60 Knoten das Gewicht ausgleichen können, wenn sie nicht blockiert sind. In diesem Fall sind sie jedoch bereits blockiert.}

^{1 sup> _{100 kn Kreuzfahrt und 60 kn v s sub> . Die Internetsuche gibt mir nur 44 Knoten für v s sub> und das würde 5,17 G für einen Stall bei 100 Knoten bedeuten, während das zertifizierte Limit 5 G beträgt, also sollten Sie es nicht tun bei 100 Knoten nur bis zu 98. sub>}}

Stellen Sie sich vor, Sie werfen ein Flugzeug mit dem Flügelboden nach vorne mit 500 Knoten. Das Flugzeug fährt sehr schnell, aber seien Sie versichert, dass es blockiert ist. Es könnte sich sehr, sehr leicht erholen, weil es so viel kinetische Energie und dort eine große Menge Luftstrom hat, aber es erzeugt keinen Auftrieb, wie es sein sollte.

Um dies zu verstehen, denke ich gerne an einen Jet mit fast vertikal gerichtetem Nachbrenner. Es ist nicht blockiert, der Anstellwinkel ist fast 0, weil der relative Wind aufgrund des gesamten Schubes fast gerade nach unten geht. Aber "Straight Down" läuft immer noch reibungslos über die Flügel, kein Stall.

In ähnlicher Weise wird eine Cessna 172 mit einer Bodengeschwindigkeit von 10 kn und einer Neigung zum Horizont viel schneller abfallen als die Bodengeschwindigkeit von 10 kn, sodass der relative Wind auf den Boden des Flügels trifft . Nur eine andere Art, einen hohen Anstellwinkel zu beschreiben.

Das macht vielleicht nur in meinem Kopf Sinn, aber es funktioniert für mich.

Es ist bedauerlich, dass mehr Flugzeuge keine AOA-Indikatoren haben. In Marineflugzeugen, insbesondere in Trägerflugzeugen, ist dies eine wichtige Referenz von entscheidender Bedeutung.

Ich war Fluglehrer bei der Marine und unterrichtete den außer Kontrolle geratenen Fluglehrplan. Buchstäblich hundert Stunden "fliegen" ein blockiertes Flugzeug. Während das Verhalten bei der Erzeugung sehr hoher Tonhöhenraten, so dass Sie die AOA des Stalls „durchblasen“ würden, seltsam sein könnte, traten im Allgemeinen alle mit dem Stall verbundenen Verhaltensweisen (Buffet, Verlust des Auftriebs) bei genau derselben AOA auf. Wir würden dies bei Geschwindigkeiten von 250 kn (6G Zug) bis 50 kn (vertikaler Aufstieg) demonstrieren. Wir würden es über den Stall hinaus kontrollieren und 15.000 Fuß verlieren, während wir demonstrieren, welche Kontrolle über das Flugzeug Sie nach dem Stall hatten. Demonstrieren Sie das Fliegen des Flugzeugs in der Vertikalen weit unter der Stallgeschwindigkeit für Geradeaus und Gerade, aber das Flugzeug flog noch, da die G-Last Null war. Wir würden es oben auf einer Schleife verkehrt herum abstellen.

Immer die gleiche AOA.

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