Аэродинамика поверхностей управления полетом

К счастью, аэродинамика в обычном диапазоне полета линейна.

Следовательно, существует градиент подъемной силы по углу атаки и еще один по углу отклонения закрылков. Обе постоянны в диапазоне , возможно, ±15° и могут комбинироваться. Угол атаки относится к неподвижной части поверхности полета, а угол отклонения подвижной части относительно неподвижной части.

Еще одним параметром, влияющим на подъемную силу, является кривизна поверхности полета. Положительный развал создает большую подъемную силу при том же угле атаки. Отклонение закрылка изменяет этот изгиб, и его эффект может быть линейно добавлен к эффекту угла атаки.

Может быть, воздух отклоняется таким образом, что происходит изменение импульса, из-за которого хвост самолета поворачивается вниз?

Да, когда закрылки перемещаются, угол атаки остается постоянным, но изгиб поверхности полета изменяется, что приводит к изменению подъемной силы. В вашем примере отклонение задней кромки вверх уменьшает развал, поверхность создает меньшую или отрицательную подъемную силу, что создает момент вокруг центра тяжести.

И да, подъемная сила создается за счет отклонения потока воздуха.

Все становится сложнее и интереснее, когда самолет выходит из диапазона углов атаки, в котором аэродинамика линейна.

Рулевая поверхность задней кромки при отклонении изменяет выпуклость всего аэродинамического профиля. Больший изгиб означает большую подъемную силу, в каком бы направлении ни был установлен аэродинамический профиль.

В вашем примере добавление руля высоты увеличивает изгиб горизонтального стабилизатора, что увеличивает прикладываемую им направленную вниз силу.

С философской точки зрения, «почему» он это делает, это просто то, как ведет себя воздух, когда вы толкаете его мимо чего-то такой формы.

Ну, оба.

Подъемную силу можно описать как движущееся крыло, сталкивающееся с молекулами воздуха под углом, в результате столкновения крыло движется в одну сторону, а воздушная масса — в другую, согласно физике импульса.

Перемещение задней кромки или всей поверхности увеличивает угол атаки, что приводит к увеличению подъемной силы на заданной скорости.$V$:

$Lift$= 1/2 × Коэффициент подъемной силы x Плотность воздуха x$V^2$х площадь крыла

Как говорит Петер Кампф, отклонение поверхности управления создает линейную реакцию на подъемную силу. График зависимости угла атаки от коэффициента подъемной силы обычно показывает линейную зависимость в большей части диапазона угла атаки без срыва.

Дальнейшее изучение влияния отклонения закрылка задней кромки вниз на угол атаки по сравнению с «опусканием» передней кромки действительно показывает, что это изменяет угол атаки несущей поверхности!

По этой причине закрылки обычно находятся у корней крыла, а предкрылки передней кромки - у законцовок крыла. Мы хотим, чтобы корень остановился первым.

Да, отклонение управляющей поверхности изменяет изгиб крыла, что также влияет на коэффициент подъемной силы, но относительно исходного угла атаки крыла/фюзеляжа часть крыла с закрылками будет сваливаться при меньшем угле атаки, чем предкрылковая часть. . Поэтому отклонение руля также изменяет УА.

Важность этой концепции подчеркивается в скоординированном развороте в медленном полете. Использование элеронов без координирующего руля направления может привести к резкому крену в направлении, противоположном предполагаемому крену, потому что УА крыла "внизу" элерона теперь превышает его УА сваливания.

Из старой университетской книги по устойчивости и управлению самолетами, показывающей распределение давления на горизонтальное оперение:

1. Первое изображение: нет отклонения руля высоты или триммера, пики давления в носовой части стабилизатора при двух разных углах атаки$\alpha_h$.
2. Два разных отклонения руля высоты$\delta_e$: пики давления в носовой части профиля руля высоты.
3. Два разных отклонения триммера$\delta_{te}$: пики давления в носовой части триммера.

Величина пиков давления на градус отклонения зависит от площади поверхности. Расположение пиков зависит от того, какая поверхность имеет AoA ≄ 0.