¿Cómo depende la pérdida del ángulo de ataque pero no de la velocidad?

Creo que estás confundiendo el ángulo de ataque del ala con el cabeceo del avión. Las aeronaves que se mueven a una velocidad lenta, cercana a la pérdida, a pesar de apuntar con el morro hacia arriba, seguirán viajando más o menos horizontalmente. Su instrumento VSI leerá cerca de cero. Mientras que, si toma un avión que se mueve rápidamente y levanta la nariz en el mismo ángulo, el avión, obviamente, ascenderá rápidamente.

¿Por qué importa esto? El ángulo de ataque se define en función del movimiento del ala a través del viento relativo. La orientación del ala en relación con el suelo no está involucrada en la definición de ninguna manera. Cuando el avión en su conjunto asciende, el viento relativo desciende desde arriba. Como resultado, el ángulo de ataque se reduce, en comparación con lo que sería si el avión no estuviera ascendiendo.

Solo para mostrar algunos números rápidos, suponga que tomó un avión que se mueve a 100 nudos en aire en calma y levantó la nariz para que ahora esté ascendiendo a 3000 FPM (la mayoría de los aviones perderán velocidad al hacer esto, pero las matemáticas son válidas hasta que el avión ralentiza).$1knot\approx100FPM$, por lo que ahora tendrá un vector ascendente de 30 nudos. Su velocidad aerodinámica de 100 nudos ahora se está moviendo hacia arriba en un ángulo. Un poco de trigonometría:

Por lo tanto, su ángulo de ataque está 17,46 grados más alejado de entrar en pérdida al ascender a 3000 FPM de lo que sería si su avión tuviera el mismo cabeceo pero estuviera en vuelo nivelado.

Sin embargo, pocos aviones tienen la potencia del motor para sostener un ascenso a este ritmo. La aeronave perderá velocidad y, a medida que disminuya la velocidad, la aeronave disminuirá su velocidad de ascenso, disminuirá, la velocidad de la aeronave se acercará a la horizontal y, eventualmente, la aeronave entrará en pérdida si el cabeceo se mantiene constante.

Es divertido que menciones un Citabria, porque en realidad hice exactamente lo que dices exactamente en ese avión. No es que realmente importe, porque esto se aplicará en cualquier avión.

En su pregunta, dijo que entiende que el ángulo de ataque es lo que causa la pérdida. Pero no estoy seguro de que entiendas que dada la misma ala, siempre es el mismo ángulo. Lo digo por esto:

puede obtener un ángulo de ataque alto, más allá de lo que necesitaría para entrar en pérdida a 60 nudos,

El ángulo de ataque que necesitas para entrar en pérdida sigue siendo el mismo, independientemente de la velocidad. Quizás las cosas sean diferentes en el ámbito supersónico, pero esto es lo suficientemente bueno para Citabrias.

Tienes razón en que si estuvieras navegando a 100 nudos y de repente tiraras de la palanca hacia atrás, reducirías la velocidad antes de entrar en pérdida. Pero eso no es lo que causa el estancamiento. La entrada en pérdida es causada por un alto ángulo de ataque, y eso es causado por la posición del elevador.

La posición de la palanca es el mejor predictor individual de cuándo entrará en pérdida un avión, y nadie habla mucho al respecto. También puedo decir que su ejemplo no es 100% preciso, porque en realidad lo he hecho. Si navegas a 100 nudos y golpeas la palanca hacia atrás lo más fuerte que puedas, te detendrás con una pérdida mínima de velocidad de antemano. Y si quisieras, podrías tener una velocidad de entrada superior a 100 nudos y detenerte a 100 nudos. Eventualmente, te metes en problemas estructurales causados ​​por la carga g excesiva.

El estancamiento no es solo causado por el ángulo de ataque, siempre es causado por el mismo ángulo de ataque. Espero que esto responda tu pregunta.

El ángulo de ataque (AoA) de pérdida no es fijo, sino que aumenta con la velocidad de cabeceo y, en menor medida, con el número de Reynolds.

Cuando un ala se detiene, la capa límite en la parte trasera del ala se detiene e incluso invierte la dirección del flujo, provocando la separación . Para el flujo de aire exterior, parece que el ala se ha vuelto más gruesa allí y tiene un AoA más pequeño que antes, sin separación. Esto provoca la pérdida de sustentación de un ala estancada. La "historia" de la capa límite local influye en esto: si ha visto una gran aceleración alrededor de la punta del perfil aerodinámico, tiene que realizar una desaceleración pronunciada sobre el resto del ala. La fricción ya ha reducido la energía de esta capa límite, y la pronunciada desaceleración termina en una separación aguas abajo.

Si se acerca rápidamente al AoA de pérdida, la capa límite en el alerón trasero todavía tiene las características que van con el AoA bajo que prevalecía cuando ese paquete de aire fluía alrededor de la nariz del ala. Por lo tanto, le queda más energía y es menos propenso a la separación. El efecto es un aumento en el AoA de entrada en pérdida con la velocidad de cabeceo, hasta un punto en el que la sustentación total del ala es un 50 % mayor que la del AoA estacionario a la misma velocidad. Por supuesto, se trata de una pérdida dinámica con un factor de carga muy superior a 1. Para obtener más detalles, los remito al NACA TN 2525 de 1951. No hay precio por adivinar qué avión se utilizó.

Por otro lado, el ascensor cae mucho más que en una parada estática (= velocidad de paso lento). ¡Un comportamiento de parada dócil ahora puede volverse abrupto! Otra consecuencia de este exceso de sustentación es la posibilidad de un ciclo de histéresis, especialmente en palas de helicópteros, hélices y turbinas donde son posibles cambios fuertes y cíclicos en AoA. Esto se denomina aleteo de elevación y provoca vibraciones y tensiones mecánicas elevadas. Consulte "Fluid Dynamic Lift" de Sighard Hörner , página 4-24 y 25 para obtener más información.

El efecto del número de Reynolds es menos pronunciado, pero aun así da un aumento en el estancamiento c$_{l max}$de 15 - 25% entre$Re = 10^6$y$Re = 5\cdot 10^6$. Los detalles dependen de la superficie aerodinámica en particular. Abbott-Doenhoff o el catálogo de Wortmann tienen muchos datos al respecto.

Pero si tengo razón en que no te detendrías de inmediato

Te estancarás de inmediato . Sin embargo , no te inclinarás hacia abajo de inmediato.

Inmediatamente cuando exceda 2.67G ¹ , la aeronave comenzará a sacudirse y retroceder un poco, ya que tirar más del yugo ya no causa un aumento en la sustentación y la velocidad de cabeceo y la aceleración dejarán de aumentar. Pero el tono no deja de aumentar. Las alas siguen generando algo de sustentación, un poco menos que antes de entrar en pérdida. Por lo tanto, continuará subiendo hasta que se quede sin energía cinética (que lo hará más rápido de lo normal porque la resistencia aumenta en la pérdida) y desacelere por debajo de la velocidad a la que las alas detenidas no pueden producir suficiente sustentación para equilibrar el peso. En ese punto, tu velocidad seguirá siendo superior a los 60 nudos, porque a 60 nudos las alas pueden equilibrar el peso cuando no están en pérdida, pero en este caso ya están en pérdida.

¹ _{Tomando 100 kts crucero y 60 kts v s . La búsqueda en Internet me da solo 44 nudos para v s y eso significaría 5.17 G para detenerse a 100 nudos, mientras que el límite certificado es 5G, por lo que no debería hacerlo a 100 nudos, solo hasta 98.}

Imagina que lanzas un avión con la parte inferior de las alas mirando hacia adelante a 500 nudos. El avión va muy rápido, pero puede estar seguro de que está detenido. Podría recuperarse muy, muy fácilmente porque tiene mucha energía cinética y hay una gran cantidad de flujo de aire, pero no produce sustentación como debería.

Es lamentable que más aviones no tengan indicadores AOA. En los aviones de la Armada, particularmente en los aviones de transporte, es una referencia principal de importancia crítica.

Fui instructor de vuelo en la Armada y enseñé el plan de estudios de vuelo fuera de control. Literalmente cien horas “volando” un avión averiado. Si bien el comportamiento cuando se generaban tasas de cabeceo muy altas en las que "pasaría por alto" el AOA de pérdida podría ser extraño, en general, todos los comportamientos asociados con la pérdida (golpeteo, pérdida de sustentación) ocurrieron exactamente en el mismo AOA. Demostraríamos esto a velocidades de 250 nudos (tirón 6G) a 50 nudos (ascenso vertical). Lo controlaríamos más allá de la entrada en pérdida, perdiendo 15,000 pies mientras demostrábamos qué control sobre el avión tenía después de la entrada en pérdida. Demuestre que el avión vuela en vertical muy por debajo de lo que sería la velocidad de pérdida en línea recta y nivelada, pero el avión seguía volando porque la carga G era cero. Lo detendríamos al revés en la parte superior de un bucle.

Siempre el mismo AOA.

Para entender esto, me gusta pensar en un jet con posquemador apuntando casi verticalmente. No está estancado, el ángulo de ataque es casi 0, porque el viento relativo va casi directo hacia abajo debido a todo el empuje. Pero "directamente hacia abajo" sigue yendo suavemente a través de las alas, sin pérdida.

De manera similar, un Cessna 172 que va a 10 nudos de velocidad respecto al suelo, inclinado al nivel del horizonte, descenderá mucho más rápido que los 10 nudos de velocidad respecto al suelo, por lo que el viento relativo golpea la parte inferior del ala. Solo otra forma de describir un alto ángulo de ataque.

Puede que esto solo tenga sentido en mi cabeza, pero funciona para mí.

No necesariamente se detendría si aplicara un elevador abrupto a, digamos, 100 nudos debido a que hay suficiente inercia para garantizar que el flujo de aire en relación con la línea de cuerda (AoA) no exceda, de hecho, el ángulo crítico.