Бывают ли случаи, когда двойной горизонтальный стабилизатор полезен?

Основное аэродинамическое назначение горизонтального стаба (или некоторых канардов ) — обеспечение продольной устойчивости .

Если заднее крыло с 5-м и 6-м двигателями полетит «вверх», как и основное крыло, то оно будет противодействовать продольной устойчивости горизонтального оперения. Если заднее крыло летит вниз, как у ч-стаба, то это просто лишнее, так как ч-стаб можно сделать сколь угодно большим.

Если все, что вы хотите сделать, это добавить дополнительные двигатели, их можно установить на основном крыле, как в восьмимоторном бомбардировщике B-52:

или шестимоторный грузовой Ан-225:

У @rbp есть хороший ответ. Я хотел бы добавить к нему кое-что.

Для большинства самолетов горизонтальная стойка обеспечивает устойчивость и сопротивление, но относительно небольшую подъемную силу. Крыло обеспечивает 100% подъемной силы, а все остальное обеспечивает устойчивость. И, конечно же, все в воздушном потоке (кроме двигателей, обеспечивающих тягу) обеспечивает сопротивление.

Сравните это с уткой, которая обеспечивает устойчивость и подъемную силу (и некоторое сопротивление, совпадающее с подъемной силой). Утка обычно обеспечивает 10–20% подъемной силы, а основное крыло обеспечивает остальное. Поместив утку впереди и спроектировав ее так, чтобы она сваливалась раньше основного крыла, утка не сможет поднять нос достаточно высоко, чтобы вызвать сваливание основного крыла. Это не на 100% безопасно; все еще бывают случаи, когда самолет-утка может свалиться, но они действительно неясны. Дик Рутан, который служил летчиком-испытателем в конструкции самолетов Берта Рутана, основанных на утке, однажды пошутил, что он мог бы поднять один из самолетов Берта и попытаться как сумасшедший заставить его заглохнуть, но «никакой радости; все, что я когда-либо получал, это упражнения».

Еще в конце 1980-х годов Airbus начал проектировать хвостовое оперение, обеспечивающее значительную подъемную силу. После взлета они переносят часть веса на корму (обычно за счет перемещения топлива) и пользуются этим. Airbus использует это уже более десяти лет для повышения топливной экономичности своих самолетов. Благодаря улучшенному электронному управлению полетом они дошли до того, что им не нужно ждать до взлета. Эту идею использует и С-17 (в том числе и электродистанционная). Но насколько я понимаю, хвостовое оперение обеспечивает не более 10% подъемной силы основного крыла.

Для вымышленного самолета они хотели, чтобы он мог зависать. Так что у них есть главные двигатели, которые могут поворачиваться вниз. Однако при зависании вам потребуется некоторый подъем вперед и назад от центра тяжести (ЦТ), чтобы обеспечить устойчивость вперед/назад и перемещение. Размещение двигателей на хвосте обеспечивает это. Создание хвостового оперения в виде крыла с размахом 1/2 с соответствующей подъемной силой гарантирует, что примерно 1/3 общей подъемной силы будет обеспечиваться хвостовым оперением. Это означает, что когда двигатели поворачиваются вниз для зависания, 2/3 общей подъемной силы при зависании обеспечивается крылом, а 1/3 обеспечивается хвостовым оперением. Таким образом, самолет уравновешивается в нормальном полете и в режиме зависания.

Я бы хотел увидеть большой самолет с основным крылом в кормовой части ЦТ и утками, с двигателями на утках (или, может быть, на фюзеляже, рядом с утками). Но они шли с более «знакомым» видом; нет тяжелых самолетов с утками, которые я описываю. И у Ту-144 , и у Валькирии есть канарды, но далеко не такие большие.

У F-35 хвостовая часть двигателя поворачивается вниз, позади ЦТ, и имеет «подъемный вентилятор» впереди ЦТ. У Харриера всего 4 нисходящих столба воздуха, выходящих из двигателя при висении, два впереди ЦТ, два сзади.

У них есть гнусное супероружие в задней части фюзеляжа? Это может потребовать дополнительной подъемной силы и, что более важно, смещения этой подъемной силы дальше назад, чтобы центр подъемной силы оставался ближе к центру тяжести. Это также объясняет наличие дополнительных двигателей, поскольку необходима дополнительная мощность.

Ему также нужны дополнительные двигатели, чтобы поддерживать видимость баланса при выполнении маневров вертикального взлета и посадки (хотя это снова предполагает, что вес был сильно смещен назад за «обычное» крыло).

В целом, однако, это плохой дизайн, который не был бы идеальным способом справиться с любой из этих вещей — это в основном для крутости.

Двойной горизонтальный стабилизатор был недавно представлен в мире вертолетов с H160, но по несколько иной причине.

Горизонтальный стабилизатор на H160. Источник https://en.m.wikipedia.org/wiki/Airbus_Helicopters_H160#/media/File%3AH160_Tail.JPG

Горизонтальный стабилизатор в вертолетах в основном обеспечивает стабилизацию по тангажу, как в обычном самолете, а также некоторые другие полезные функции, такие как, например, ограничение тангажа фюзеляжа в прямом полете, что дает меньшее сопротивление.

Стандартное положение горизонтального стабилизатора - на дальнем конце хвостовой балки, поскольку это положение максимизирует его конструктивные и аэродинамические характеристики; в любом случае у него есть и недостаток. В режиме висения след несущего винта не достигает стабилизатора, так как он сжимается и движется вниз:

След несущего винта в режиме висения. Горизонтальный стабилизатор будет находиться в крайней правой части хвостовой балки, прямо перед рулевым винтом и за следом.

Однако с увеличением скорости движения след все больше отклоняется назад и на определенной скорости сталкивается с горизонтальным стабилизатором:

След несущего винта в прямом полете. Оба изображения из этой презентации , которая, в свою очередь, использует изображения из JG Leishman, Principles of вертолетная аэродинамика.

В этот момент стабилизатор, который уже создает стабилизирующую подъемную силу вниз, создает еще большую нагрузку, которая заставляет фюзеляж более или менее резко подниматься вверх. Обратное верно, когда вертолет замедляется и стабилизатор выходит из-под струи. Это явление называется... ну, питч-ап.

Итак, горизонтальный стабилизатор должен иметь:

1. большая поверхность, чтобы создать достаточную подъемную силу для стабилизации вертолета, но
2. небольшая (в идеале нулевая) поверхность, чтобы минимизировать тангаж вверх.

Разумное решение этого противоречия можно найти, заметив, что:

1. стабилизирующая подъемная сила пропорциональна (в основном горизонтальной) скорости полета, а
2. сила тангажа пропорциональна (в основном вертикальному) следу несущего винта.

Разделение поверхности стабилизатора на биплан разрешает это противоречие: стабилизирующая сила по тангажу неизменна, так как общая стабилизирующая подъемная сила одинакова, но след несущего винта теперь видит только верхнюю половину стабилизатора, так как нижняя половина находится в тени стабилизатора. верхний. Действительно умный.

Чтобы добавить к ответам @ Meower68 и @rbp, конфигурация корабля в основном представляет собой обычное крыло с хвостовым оперением биплана. Такие хвосты датируются первопроходцами авиации. Точный вариант здесь - консольный перевернутый сексуиплан; с тех пор успешно летали как свободнонесущие бипланы, так и перевернутые полуторапланы.

Еще одна концепция, восходящая к тем временам, — это поднимающийся хвост. Если он не работает так сильно, чтобы дестабилизировать самолет, подъемное оперение может с пользой разгрузить крыло. Подъемный нижний стабилизатор, безусловно, был бы полезен в вымышленной конструкции, чтобы выдерживать вес дополнительных двигателей, не нарушая дифферента.

Кто-то сказал, что двигатели движутся вперед, когда поворачиваются в вертикальный режим. Дополнительные двигатели в кормовой части действительно были бы необходимы для поддержания дифферента.

В целом дизайн сумасшедший, но не сумасшедший.

Моя единственная мысль заключается в том, что если это заднее крыло действительно создает большую подъемную силу, и если переднее крыло более выпуклое (и, следовательно, более тяжелое), этот самолет просто будет наклоняться вперед в полете (если он когда-либо оторвется от земли) и идти хвост над головой, пока он не рухнет.

По сути, центр подъемной силы (между двумя крыльями) будет находиться далеко позади центра масс (намного впереди крыльев), и обычно это плохо кончается.

Двойной горизонтальный стабилизатор был полезен на заре авиации по конструктивным причинам тяжелых бомбардировщиков.

Такие самолеты, как Vickers Vimy или Handley Page Type O , имели бипланный горизонтальный стабилизатор размером примерно с истребитель Nieuport 11 , и в нем использовались те же принципы построения, что и в других тонких аэродинамических профилях того времени, которые представляли собой легкую жесткую ферменную конструкцию.

Бипланный руль высоты был полезен для улучшения дуги обстрела наводчика, где наводчик находится у крыла - например, у Hannover CL.II, III и IV, но это было очень редкое решение, и даже на их CL .В от этого отказались. На транспортном самолете это может привести к меньшему количеству столкновений между наземными транспортными средствами и хвостом, но не дает никаких преимуществ в полете или конструкции.

В любом случае это приведет к большему сопротивлению и весу и меньшей аэродинамической эффективности. Каждый раз, когда аэродинамический профиль накладывается на другой, область низкого давления вверху и область высокого давления внизу мешают друг другу, резко уменьшая подъемную силу, а также увеличивая сопротивление. Их смещение не очень помогает, и зазор, необходимый для его уменьшения, должен быть огромным по сравнению с хордой аэродинамических профилей. Хуже того, он также добавляет два дополнительных наконечника, где генерируются вихри, когда воздух высокого и низкого давления переливается через концы и смешивается, поэтому во многих случаях рули направления размещаются для действия и торцевых пластин.