Più alto è il livello, minore diventa la densità dell'aria. Questa densità inferiore si traduce in una portanza inferiore generata per la stessa velocità e angolo di attacco. In effetti, più in alto si vola, più alta diventa la velocità minima. Quindi durante l'arrampicata, la velocità deve aumentare per compensare la minore densità dell'aria. Finché puoi volare più velocemente, la minore densità in quota può essere compensata.

Fondamentalmente ci sono due cose che limitano la tua velocità massima: spinta e velocità del suono e con quella la tua altitudine massima.

La prima è la spinta; più si sale, minore è la spinta erogata dai motori. Potresti notare che anche la resistenza diminuisce con la densità dell'aria, ma poiché stai volando sempre più velocemente durante la salita, la resistenza non diminuisce affatto. Se la tua altitudine massima è limitata dalla spinta, ad un certo punto durante la salita la spinta e la resistenza si stanno avvicinando alla pari ed è qui che la salita si ferma. Quando non puoi più salire con più di 100 piedi al minuto (per aerei a elica) o 500 piedi al minuto (per aerei a reazione / turbofan), hai raggiunto il tuo limite di servizio . Se l'altitudine massima dell'aereo è determinata dalla spinta, ci vorrà molto tempo per raggiungere il limite massimo.

Ad alta quota i motori che respirano aria alla fine avranno difficoltà. A causa della minore densità dell'aria, il flusso di massa attraverso il motore si riduce fino al punto in cui provoca una fiamma.

L'altra limitazione è la velocità del suono, almeno per gli aerei subsonici. Nel processo di generazione della portanza, l'aria che scorre sopra la parte superiore dell'ala viene accelerata. Ad un certo punto, quando l'aereo sta ancora volando al di sotto della velocità del suono, le onde d'urto inizieranno a formarsi sopra l'ala. Ciò si traduce in un aumento della resistenza e riduce la portanza. Quindi, a condizione che tu abbia abbastanza potenza del motore a tua disposizione, puoi salire a un'altitudine in cui la tua velocità minima è anche la tua velocità massima. Questo si chiama angolo della bara. Nell'angolo della bara:

• se voli più velocemente, supererai il numero massimo di Mach ($ M_ {mo} $) del tuo aereo, provocando sbalzi ad alta velocità, vibrazioni e possibile perdita di controllo.
• se voli più lentamente, la portanza massima che l'ala può fornire non sarà sufficiente per mantenere l'altitudine. Discesa o l'aereo si ferma.
• se voli più in alto e sarai troppo veloce e troppo lento allo stesso tempo.
• se giri, aumenti il ​​carico alare, aumentando così la velocità minima necessaria per creare la portanza richiesta. Anche l'ala esterna supererà facilmente la velocità massima mentre allo stesso tempo l'ala interna sarà al di sotto della velocità di stallo. Questo può trasformarsi rapidamente in una rotazione.

Poiché è necessaria una conoscenza accurata delle prestazioni del motore, della resistenza aerodinamica e delle caratteristiche delle ali del velivolo, non esiste una formula semplice per ricavare l'altitudine massima di un velivolo.

A parte le limitazioni relative alle prestazioni dell'aeromobile di cui sopra, esiste un'altitudine operativa massima certificata per la cabina pressurizzata. Ciò tiene conto delle proprietà strutturali dello scafo (differenza di pressione tra interno ed esterno) e del tasso di discesa di emergenza ottenibile in caso di evento di depressurizzazione.

L'altitudine massima è limitata da una serie di fattori e quella che conta dipende dal particolare aeromobile. Questi sono:

1. Potenza del motore . I motori a respirazione d'aria producono meno potenza quanto più alti funzionano a causa della densità decrescente con l'altitudine. Nei motori alternativi, questo può essere superato con il turbocompressore e i motori a pistoni ad alta quota dedicati utilizzano turbocompressori a tre stadi con intercooler. Nei progetti dedicati ad alta quota, il motore è la parte più piccola del pacchetto di propulsione, la maggior parte è il raffreddamento e la canalizzazione. L'elica deve essere adattata alla bassa densità ad alta quota, aumentando di diametro per il funzionamento in aria a bassa densità.

2. Pressione della camera di combustione : il limite di altitudine dei motori a reazione è determinato principalmente dal rapporto di pressione dell'aspirazione e del compressore. Se questa pressione scende al di sotto del minimo per una combustione prolungata, il motore si spegnerà. Poiché i motori a reazione sono in linea di principio un grande turbocompressore in cui il motore a pistoni è stato sostituito da una camera di combustione, questa camera di combustione diventa l'anello debole.

3. Caricamento alare : minore è il carico alare, minore può essere la densità dell'aria prima che un'ala non riesca a produrre abbastanza portanza. Se i motori producono abbastanza potenza per un volo sostenuto (propulsione elettrica con pannelli solari, per esempio), il limite diventa l'integrità strutturale della struttura leggera. Vedi questa risposta per un esempio applicato.

4. Numero massimo di Mach di volo : per i velivoli supersonici, il limite è dato da una combinazione di carico alare e velocità massima. Più velocemente l'aereo può volare, minore può essere la densità dell'aria. Nella maggior parte dei casi, il limite di velocità è dato dall'efficienza di aspirazione, perché le prese devono essere ottimizzate per il loro numero di Mach di volo e dai limiti termici dovuti al riscaldamento della cellula. Nota che un velivolo veloce con riserve di portanza può eseguire un pull-up in quota, convertendo l'energia cinetica in energia potenziale (detta anche altitudine), quindi l'altitudine massima istantanea potrebbe essere di parecchi 1000 m sopra il limite di altitudine stazionaria.

5. Efficienza aerodinamica : questo è l'unico fattore in cui posso darti una semplice equazione, ed è determinato dalla qualità aerodinamica dell'ala e del suo profilo. Si applica al volo subsonico in cui un aumento al di sopra di un numero di Mach del volo critico ridurrà la portanza. Espressa come densità minima dell'aria $ \ rho_ {min} $, questa è $$ \ rho_ {min} = \ frac {2 \ cdot m \ cdot g} {(Mach ^ 2 \ cdot c_L) _ {max} \ cdot a ^ 2 \ cdot S} $$

Qui troviamo di nuovo il carico alare $ \ frac {m} {S} $ come fattore, ma anche il massimo del prodotto del quadrato del numero di Mach del volo $ Ma ^ 2 $ e del coefficiente di portanza $ c_L $. $ a $ è la velocità del suono. Un buon valore di $ Mach ^ 2 \ cdot c_L $ è 0,4 e per ottenere profili alari supercritici. Usa questo numero per i design moderni e otterrai una risposta abbastanza accurata se la spinta del motore è sufficiente. Per i modelli più vecchi, i valori compresi tra 0,3 e 0,35 sono più adatti. I primi progetti con scarsa aerodinamica come il Westland Welkin avrebbero raggiunto solo un $ Mach ^ 2 \ cdot c_L $ inferiore a 0,2.

Nella forma più semplice, l'altitudine massima del velivolo è il punto in cui la spinta richiesta è uguale alla spinta disponibile . Questo confronta la spinta richiesta per mantenere la velocità e l'altitudine con la spinta disponibile dai motori. Poiché i motori a respirazione d'aria tenderanno a produrre meno spinta all'aumentare dell'altitudine, ciò significa che la spinta disponibile diminuisce con l'altitudine. Ad un certo punto, l'aereo avrà la minore resistenza possibile durante il volo livellato e utilizzerà tutta la spinta disponibile.

Come sottolinea Casey, ci saranno molti altri fattori, come la capacità del velivolo di rimangono pressurizzate, la capacità del motore di mantenere un certo livello di spinta e le condizioni atmosferiche.

Tuttavia, se si cerca l'altitudine massima assoluta che è in grado di raggiungere, ma non necessariamente mantenere, diventa molto più complicato. Questo sarebbe determinato dalla quantità massima di energia che un aereo può raggiungere, sia in altitudine che in velocità. Un aereo può essere in grado di immergersi o rimanere a un'altitudine inferiore per guadagnare velocità, quindi salire per scambiare quella velocità con l'altitudine, raggiungendo un'altitudine superiore a quella che può mantenere (vedere questo incidente per un esempio di un aereo che ha volato a un'altitudine superiore a quella che potrebbe effettivamente mantenere).

L'altitudine massima assoluta che un aereo può raggiungere è limitata solo dalla portanza che può produrre. Questa sarà una funzione dell'ala (e uno dei nostri ingegneri residenti può spiegarlo) e del flusso d'aria sopra l'ala. Il flusso d'aria a sua volta è una funzione della tua altitudine (densità dell'aria) e della velocità. La velocità relativa a sua volta è una funzione della tua spinta, resistenza, ecc. In breve, la portanza che puoi produrre dipende indirettamente da molte cose e questo definirà il limite fisico dell'altitudine massima.

Nota che l'altitudine massima definita dal tuo ascensore è un'altitudine continua massima. Se hai lo slancio a disposizione potresti usarlo per salire sopra questa quota per brevi escursioni, ma non saresti in grado di mantenere altitudini al di sopra di questo limite.

Tieni presente che questa altitudine non è il massimale di servizio degli aeroplani, che sarà inferiore a causa di soglie di velocità di salita (ad es. 100 fpm) o problemi di certificazione (ad es.

Un velivolo senza motore non è soggetto a due dei cinque fattori limitanti nella risposta completa di Peter Kämpf. L'attuale record di altitudine di volo livellato subsonico è detenuto dal Aliante Perlan II che ha raggiunto i 76.124 piedi nel settembre 2018, superando il record degli U2 di 73.737 piedi. Se Perlan II raggiunge il limite di altitudine di progetto di 90.000 piedi, supererà il record di altitudine di volo livellato (supersonico) dell'SR-71 di 85.068 piedi.

Perlan II, sebbene altamente specializzato e avendo una fusoliera pressurizzata, non è drammaticamente diverso nell'aspetto da un aliante di classe aperta. La differenza più significativa è nel profilo alare, che è ottimizzato per il volo a 60.000 piedi. Ciò si traduce anche in una gamma significativamente più ampia di velocità relativa ad altitudini estreme (l '"angolo della bara" a cui si fa riferimento in altre risposte) rispetto all'U-2, che ad altitudine operativa aveva solo una gamma di velocità di volo di 5 nodi.