¿Estamos cambiando el ángulo de ataque cambiando el cabeceo de un avión?

En primer lugar, tenga en cuenta que el diagrama vinculado en la pregunta es erróneo. Las ecuaciones pueden ser correctas, pero las fuerzas están dibujadas en la proporción incorrecta: la sustentación se muestra erróneamente como mayor que el peso, cuando debería ser menor que el peso. También el empuje parece ser casi igual a la resistencia, cuando debería ser claramente mayor que la resistencia. Solo cuando la sustentación es menor que el peso y el empuje es mayor que la resistencia, podemos construir un triángulo vectorial cerrado, lo que significa que la fuerza neta es cero, a partir del peso, la sustentación y (empuje menos resistencia). Para obtener más información, consulte esta respuesta a una pregunta relacionada ¿Levanta el mismo peso en una escalada? . (Si desea ver un diagrama similar de una fuente externa, consulte el que se incluye en esta respuesta a una pregunta relacionada ¿Se necesita un exceso de sustentación o un exceso de potencia para escalar? )

Así como la NASA también confunde las proporciones en este diagrama para el vuelo de planeo -- https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/glidvec.html -- nuevamente, la sustentación se muestra como mayor que peso, cuando debería ser menor que peso, por lo que podemos construir un triángulo vectorial cerrado a partir de peso, sustentación y arrastre. Para obtener más información, consulte esta respuesta a una pregunta relacionada ¿ Qué produce empuje a lo largo de la línea de vuelo en un planeador?

Ahora, en cuanto a sus preguntas, en una primera aproximación, podemos pensar en nuestras entradas de control de tono, la posición en la que estamos colocando la palanca de control o el yugo, en la dirección hacia adelante y hacia atrás, como el ángulo de ángulo de gobierno más directo. -Actitud de ataque, no cabeceo en el espacio. La actitud de cabeceo en el espacio está influenciada por el ángulo de ascenso que está influenciado por el ajuste de potencia. Ahora, hay todo tipo de interrelaciones que complican las cosas; por ejemplo, en un avión de ala alta con los flaps hacia abajo, agregar potencia puede producir una fuerte corriente descendente sobre la cola que tiende a aumentar el ángulo de ataque. . Pero, en una primera aproximación, podemos pensar que nuestras entradas de control de tono gobiernan el ángulo de ataque. Hay un ligero retraso entre un cambio en la entrada de control de cabeceo y un cambio en el ángulo de ataque, debido a la inercia rotacional de la aeronave en el eje de cabeceo.

Si le digo que aumenté la actitud de cabeceo de mi aeronave en 10 grados pero no le digo qué hice con el control del elevador para que eso sucediera, ni le digo si le agregué potencia o no, entonces no tiene forma de adivinar si mantuve el ángulo de ataque constante y comencé a escalar debido a la potencia adicional, o si manejé la potencia según sea necesario para mantener la altitud constante mientras hacía la transición a un ángulo de ataque más alto y más bajo. velocidad aerodinámica, o cualquier cantidad de otras posibilidades: incluso podría haber puesto la palanca o el yugo hacia adelante para disminuir el ángulo de ataque y aún así agregar suficiente potencia para que la aeronave hiciera la transición a una trayectoria de vuelo ascendente, lo que resultó en un aumento en la actitud de cabeceo. Por ejemplo, cuando un avión de combate a reacción sube verticalmente solo con el empuje bruto, la palanca de control probablemente esté más adelante de la posición en la que estaría durante un vuelo horizontal a la misma velocidad aerodinámica. ¡Ciertamente, el ángulo de ataque es más bajo en el ascenso vertical que en el vuelo horizontal a la misma velocidad!

Desde el punto de vista de lo que realmente sucede físicamente con la aeronave, la mayoría de los currículos de entrenamiento de vuelo enfatizan demasiado la idea de que el piloto controla directamente la actitud de cabeceo de la aeronave. Lo que realmente está haciendo es controlar el ángulo de ataque y la configuración de potencia. Sin embargo, la forma anterior de ver las cosas funciona lo suficientemente bien en la práctica real (por ejemplo, volar una pendiente de planeo ILS al referirse a un indicador de actitud en lugar de un medidor de ángulo de ataque como la guía principal para el control de cabeceo) y es más fácil de pensar. .

Un punto clave es que nuestras operaciones de vuelo generalmente se llevan a cabo en el "lado frontal de la curva de potencia", donde para una configuración de potencia dada, un aumento en el ángulo de ataque generalmente resulta en una mayor tasa de ascenso y un mayor ángulo de ascenso. Por lo tanto, mover el yugo o la palanca hacia atrás da como resultado un mayor ángulo de ataque Y un mayor ángulo de ascenso (o un menor ángulo de planeo) Y una mayor actitud de cabeceo. En el "lado posterior de la curva de potencia", como justo por encima de la velocidad de pérdida, un aumento en el ángulo de ataque generalmente conducirá a una disminución del ángulo de ascenso o un aumento del ángulo de hundimiento, y la aeronave terminará con el morro hacia abajo. actitud de tono, por lo que la idea de que estamos controlando directamente la actitud de tono con el yugo de control o la palanca ya no funciona muy bien.

Su pregunta indica un deseo de comprender mejor algunas de las relaciones físicas en juego. La sustentación es proporcional a (coeficiente de sustentación * velocidad aerodinámica al cuadrado). El coeficiente de sustentación está determinado por el ángulo de ataque, y los ángulos de ataque más altos crean coeficientes de sustentación más altos. Como se muestra en los diagramas vectoriales adjuntos a los dos enlaces proporcionados al comienzo de esta respuesta, para ángulos de ascenso o picado de poco profundos a moderados, la sustentación es CASI igual al peso. En realidad, la sustentación es un poco menor que el peso, a menos que la trayectoria de vuelo sea exactamente horizontal, pero para ángulos de ascenso o picado superficiales a moderados, la diferencia es pequeña. Dado que el peso se mantiene constante, podemos concluir que para ángulos de ascenso o picado superficiales a moderados, sin otras aceleraciones (la velocidad del aire se mantiene constante o cambia solo lentamente, y la trayectoria de vuelo no se curva hacia arriba o hacia abajo, y las alas no están inclinadas, por lo que la trayectoria de vuelo no se curva para describir un giro), la sustentación también se mantiene casi constante. Esto significa que para ángulos de ascenso o picado de poco profundos a moderados, la velocidad aerodinámica termina siendo una guía bastante buena para el ángulo de ataque: para mantener la sustentación casi constante, si la velocidad aerodinámica es baja, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque deben ser alto. Entonces, el indicador de velocidad aerodinámica es, en esencia, un indicador de ángulo de ataque. En ángulos de ascenso muy pronunciados donde la sustentación es un poco menor que el peso, las cosas se complican más: si la aeronave sube en línea recta, la sustentación debe ser cero, por lo que el coeficiente de sustentación debe ser cero y el ángulo de ataque debe ser casi cero (en realidad, debe ser ligeramente negativo, a menos que el perfil aerodinámico sea completamente simétrico), sin importar lo que lea el indicador de velocidad aerodinámica. t curvándose para describir un giro), la sustentación también se mantiene casi constante. Esto significa que para ángulos de ascenso o picado de poco profundos a moderados, la velocidad aerodinámica termina siendo una guía bastante buena para el ángulo de ataque: para mantener la sustentación casi constante, si la velocidad aerodinámica es baja, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque deben ser alto. Entonces, el indicador de velocidad aerodinámica es, en esencia, un indicador de ángulo de ataque. En ángulos de ascenso muy pronunciados donde la sustentación es un poco menor que el peso, las cosas se complican más: si la aeronave sube en línea recta, la sustentación debe ser cero, por lo que el coeficiente de sustentación debe ser cero y el ángulo de ataque debe ser casi cero (en realidad, debe ser ligeramente negativo, a menos que el perfil aerodinámico sea completamente simétrico), sin importar lo que lea el indicador de velocidad aerodinámica. t curvándose para describir un giro), la sustentación también se mantiene casi constante. Esto significa que para ángulos de ascenso o picado de poco profundos a moderados, la velocidad aerodinámica termina siendo una guía bastante buena para el ángulo de ataque: para mantener la sustentación casi constante, si la velocidad aerodinámica es baja, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque deben ser alto. Entonces, el indicador de velocidad aerodinámica es, en esencia, un indicador de ángulo de ataque. En ángulos de ascenso muy pronunciados donde la sustentación es un poco menor que el peso, las cosas se complican más: si la aeronave sube en línea recta, la sustentación debe ser cero, por lo que el coeficiente de sustentación debe ser cero y el ángulo de ataque debe ser casi cero (en realidad, debe ser ligeramente negativo, a menos que el perfil aerodinámico sea completamente simétrico), sin importar lo que lea el indicador de velocidad aerodinámica. La velocidad aerodinámica termina siendo una guía bastante buena para el ángulo de ataque: para mantener la sustentación casi constante, si la velocidad aerodinámica es baja, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque deben ser altos. Entonces, el indicador de velocidad aerodinámica es, en esencia, un indicador de ángulo de ataque. En ángulos de ascenso muy pronunciados donde la sustentación es un poco menor que el peso, las cosas se complican más: si la aeronave sube en línea recta, la sustentación debe ser cero, por lo que el coeficiente de sustentación debe ser cero y el ángulo de ataque debe ser casi cero (en realidad, debe ser ligeramente negativo, a menos que el perfil aerodinámico sea completamente simétrico), sin importar lo que lea el indicador de velocidad aerodinámica. La velocidad aerodinámica termina siendo una guía bastante buena para el ángulo de ataque: para mantener la sustentación casi constante, si la velocidad aerodinámica es baja, el coeficiente de sustentación y el ángulo de ataque deben ser altos. Entonces, el indicador de velocidad aerodinámica es, en esencia, un indicador de ángulo de ataque. En ángulos de ascenso muy pronunciados donde la sustentación es un poco menor que el peso, las cosas se complican más: si la aeronave sube en línea recta, la sustentación debe ser cero, por lo que el coeficiente de sustentación debe ser cero y el ángulo de ataque debe ser casi cero (en realidad, debe ser ligeramente negativo, a menos que el perfil aerodinámico sea completamente simétrico), sin importar lo que lea el indicador de velocidad aerodinámica.

En la práctica real en la aviación general, la aviación comercial, etc., un ascenso poco profundo a moderadamente empinado se lleva a cabo NORMALMENTE con un ángulo de ataque y un coeficiente de sustentación más altos, y por lo tanto, una velocidad aerodinámica más baja, que la que usaríamos para alta velocidad. vuelo de crucero. Es más eficiente de esta manera, y también nos brinda el mayor rendimiento de ascenso de una cantidad limitada de empuje disponible. ¿Por qué? Porque un alto coeficiente de sustentación también se correlaciona con una alta relación (coeficiente de sustentación a coeficiente de arrastre), lo que significa una alta proporción de sustentación a arrastre. Para ángulos de ascenso poco profundos a moderados, cuanto mayor sea la relación L/D que podamos lograr, más empinado podremos ascender para una determinada cantidad de empuje. Esto se explora con más detalle en el primer enlace dado en esta respuesta. Para observar la tasa de ascenso en lugar del ángulo de ascenso,

El diagrama en la pregunta original no toca de ninguna manera la relación entre la velocidad aerodinámica, el ángulo de ataque, el coeficiente de sustentación, la magnitud del vector de sustentación y la relación L/D, por lo que no nos ayuda a comprender por qué un El ascenso poco profundo a moderadamente empinado normalmente se lleva a cabo con un ángulo de ataque más alto que el que usaríamos para un vuelo de crucero de alta velocidad.

Su pregunta incluía la declaración "si levanto el avión, pero también aumento la potencia y puedo mantener la misma velocidad, entonces no, el AoA no ha cambiado, aunque puede haber variado en la transición entre una situación y la otra ." Para ángulos de ascenso poco profundos a moderados, su declaración es cierta para todos los propósitos prácticos, pero no es EXACTAMENTE cierta. Si queremos ser muy precisos al respecto, podríamos señalar que, dado que la sustentación se reduce ligeramente en el ascenso, si la velocidad aerodinámica se mantuvo constante, el ángulo de ataque debe haberse reducido ligeramente, y si el ángulo de ataque se mantuvo exactamente, entonces la velocidad aerodinámica debe haber sido ligeramente reducido. Esta misma idea surgió en estas dos respuestas relacionadas a preguntas relacionadas, aunque en estos casos el vector de sustentación se redujo porque la aeronave estaba descendiendo en lugar de ascendiendo.Potencia 'gravitacional' frente a potencia del motor y descenso en una pendiente de planeo dada (por ejemplo, ILS) a una velocidad determinada: ¿el tamaño del vector de sustentación es diferente en el viento de frente y en el viento de cola?

Inicialmente en el punto de aumento de tono, sí. La fórmula para entender la relación entre tono y ángulo de ataque es:

Actitud de cabeceo + Incidencia = Ángulo de ascenso + Ángulo de ataque

El ángulo de ataque aumentará más cuando aumente el tono por primera vez. A medida que establezca un ángulo de ascenso, el ángulo de ataque comenzará a disminuir.

Si puede mantener la misma velocidad aerodinámica en el ascenso aumentando la potencia, el ángulo de ataque volverá al ángulo de ataque ajustado. Entonces, si su ángulo de cabeceo coincide con su ángulo de ascenso, entonces el ángulo de ataque será el mismo que antes del aumento de cabeceo.

A medida que se eleva, el vector de empuje apunta hacia arriba y el vector de sustentación apunta más hacia atrás. Por lo tanto, el empuje tiene que soportar parte del peso del avión durante el ascenso si se mantiene el mismo ángulo de ataque. Por lo general, se prefiere una disminución de la velocidad aerodinámica (por lo tanto, un aumento del ángulo de ataque) durante el ascenso (si se encuentra en el lado frontal de la curva de potencia), ya que se requerirá menos exceso de empuje para mantener el ascenso. También habrá menos resistencia parásita a la velocidad aerodinámica más lenta.

Lo que no se muestra en su diagrama es el momento de cabeceo causado por el centro de empuje que no está alineado con el centro de gravedad. Esto provoca una perturbación en la velocidad de recorte, por lo que es posible que sea necesario volver a recortar con aumentos de potencia.

"¿Estamos cambiando el ángulo de ataque cambiando el cabeceo de un avión?"

¡Sí! Comencemos con un avión en vuelo recto y nivelado en estado estable.

Nos enseñan que "el tono controla la velocidad, la potencia controla la altitud".

Si esa fuera la única entrada, la nariz se elevaría Y el avión disminuiría la velocidad. El aumento en AOA provoca un aumento en la sustentación Y la resistencia. El altímetro mostraría un aumento. Fuerzas fuera de equilibrio.

Si la deflexión del elevador estuviera completa, el AOA aumentaría hasta detenerse. Sin energía, estancamiento. ¡Con toda la potencia, ya sea en pérdida o en bucle! A menos que haya suficiente energía para el bucle, habrá un bloqueo de encendido. El tono controla la velocidad y aumentará el AoA.

Los grados más bajos de deflexión del elevador darán como resultado un ascenso y una pérdida de velocidad. Por eso, cabeceo y aceleración van de la mano. La velocidad aerodinámica debe mantenerse aumentando la aceleración para continuar ascendiendo, o se producirá de nuevo el mismo proceso inexorable de menor velocidad y aumento del AOA. Sin embargo, con un ligero cambio de cabeceo sin cambio de potencia, la aeronave puede simplemente reducir un poco la velocidad y ascender suavemente.

Pero esto depende de su configuración de velocidad y potencia antes de aplicar el elevador. SI USTED ESTÁ BAJO Y LENTO, NO TIRE DEL ASCENSOR O PUEDE PARARSE. AGREGAR POTENCIA PARA ESCALAR. Y vigile su velocidad aerodinámica.

El componente de sustentación se reduce cuando sube más empinado, lo que significa que necesita menos ángulo de ataque y más empuje del motor para luchar contra la gravedad. Lleve esto al extremo: F18 yendo verticalmente, necesita cero ángulo de ataque y cero sustentación, sus motores están proporcionando suficiente empuje para contrarrestar la atracción gravitatoria.

En su pregunta, pidió una explicación de la imagen de la NASA. Como se señaló, la imagen es incorrecta porque el vector de elevación parece ser mayor que el vector de peso.

La razón por la que la imagen puede ser incorrecta es porque puede haber sido dibujada por una persona que recibió capacitación como piloto privado. Cuando recibí mi entrenamiento de piloto privado hace 30 años, me enseñaron que para escalar, aumentas la sustentación y la potencia. Aparentemente, lo mismo se está enseñando hoy. De acuerdo con la FAA, "cuando un avión ingresa a un ascenso, se debe desarrollar un exceso de sustentación para superar el peso o la gravedad. Este requisito de desarrollar más sustentación da como resultado una mayor resistencia inducida, lo que resulta en una disminución de la velocidad aerodinámica y/o una mayor configuración de potencia para mantener una velocidad aerodinámica mínima en el ascenso". [Manual de vuelo de aviones (FAA-H-8083-3B), pág. 3-16] (eliminé la referencia al sitio web de Embry Riddle, porque la cita de la FAA es suficiente).

No todas las escuelas de vuelo enseñan el tema de esa manera. Véase, por ejemplo, la página web de Gleim Aviation .