Что происходит с аэродинамикой, когда мы балансируем самолет?

Это зависит от рассматриваемого самолета, расположения несущих поверхностей и их конструкции для обеспечения как статической, так и динамической устойчивости.

В качестве простого случая рассмотрим самолет традиционной конструкции с крылом, расположенным примерно посередине фюзеляжа, с горизонтальным оперением на оперении.

Конструкция обеспечивает как хорошую статическую устойчивость, так и хорошую динамическую устойчивость.

Это достигается путем размещения центра тяжести (ЦТ) впереди центра подъемной силы (ЦП) основного крыла и заставляет хвостовое оперение создавать направленную вниз подъемную силу, чтобы уравновесить момент, вызванный расстоянием между ЦТ и ЦТ. Хотя это не такое эффективное подъемное устройство, как у других конструкций, таких как передняя часть самолета «утка», оно образует естественную устойчивую платформу с точки зрения продольной устойчивости. Самолет останется устойчивым только в том случае, если эти два момента компенсируют друг друга, в результате чего чистый момент относительно ЦТ становится равным нулю, И если конструкция естественным образом возвращается к нулевому моменту относительно ЦТ при динамическом изменении скорости и положения.

Что касается дифферентовки, здесь мы будем рассматривать только дифферент по тангажу для продольной устойчивости. Самолет, отрегулированный для крейсерского полета с определенной воздушной скоростью и определенной высотой, будет иметь чистый продольный момент относительно центра тяжести, равный нулю. Если самолет увеличивает свою воздушную скорость, хвостовое оперение спроектировано таким образом, чтобы увеличивать его направленную вниз силу, создавая момент поднятия носа по тангажу. Это, в свою очередь, уменьшает воздушную скорость, вызывая повторное уменьшение подъемной силы направленного вниз хвостового оперения, что приводит к тому, что нос снова наклоняется вперед до тех пор, пока снова не будет достигнуто равновесие сил и моментов, которое будет соответствовать исходной воздушной скорости, на которую был рассчитан самолет. Чтобы поддерживать прямой и горизонтальный полет на более высокой воздушной скорости, действие триммера уменьшит подъемную силу, создаваемую хвостовым оперением при новой выбранной воздушной скорости.

Продольная обрезка может быть выполнена несколькими различными способами, первый из которых представляет собой конструктивную особенность, которая может изменять угол атаки хвостового оперения в полете для изменения создаваемой им подъемной силы. Это характерно для реактивных лайнеров и других крупных самолетов, но не для легких самолетов из-за избыточного веса конструкции. Другим вариантом для небольших самолетов является установка подвижного сервопривода или антисервопривода на поверхности руля высоты. Эти выступы переводят рули высоты в новое нейтральное положение, снова изменяя подъемную силу от хвостового оперения и создавая условия балансировки.

Что касается исходного вопроса, то чистый ЦТ, то есть комбинированное расположение как центра давления крыльев, так и центра давления хвостового оперения, будет совпадать с ЦТ на продольной оси триммерованного самолета. Если самолет ускоряется, NET CP будет двигаться вперед от центра тяжести, заставляя самолет задирать нос, без дополнительной обрезки, чтобы вернуть его обратно. Точно так же, когда самолет замедляется, ЧИСТАЯ ЦТ будет двигаться позади ЦТ, заставляя самолет снижаться без дополнительной обрезки.

Предложу более простой и прямой ответ: в урезанном состоянии именно суммарная ЦТ должна совпадать с ЦТ, а это по сути по определению, а не "зависит от рассматриваемого самолета" .

(Здесь для простоты мы ограничиваемся движением по тангажу и игнорируем возможное влияние тяги и сопротивления, какая линия может не точно проходить через ЦТ и какой момент тогда нужно будет компенсировать).

В тех же условиях АС будет отставать от ЦТ (и ЦТ) для статически устойчивого (по тангажу) самолета. Представьте, что самолет взволнован и качает вверх (или испытывает восходящий поток; дело в том, что его угол атаки временно увеличивается). Дополнительная подъемная сила из-за увеличения угла атаки применяется на АС (теперь по определению АС), и, поскольку АС отстает от ЦТ, создается момент снижения тангажа, который возвращает самолет в исходный угол атаки до тех пор, пока эта дополнительная подъемная сила не будет устранена и все. возвращается к прежнему балансу. Это определение (статической) устойчивости.(*)

Из этого следует - и это важно четко осознавать - что самолет балансируется на определенный угол атаки . Не скорость полета, не шаг. При заданной настройке триммера (для установившегося горизонтального полета) можно лететь с большей скоростью и с большей нагрузкой, например, в вираже или по спирали.

Еще одна вещь, которая может помочь избежать путаницы, — это понять, что AC — это очень теоретическая, абстрактная точка. Он определен исключительно для удобства анализа стабильности и определен таким образом, чтобы он не двигался (в пределах разумного AoA). Так что в полете его нельзя "позиционировать" произвольно, как и в большинстве случаев нельзя сильно двигать ЦТ. В каком-то смысле все управление осуществляется переключением ЦП (всего самолета).

В то же время ТЦ и ЦТ можно рассматривать как «реальные» точки, к которым приложена известная реальная сила (хотя и то, и другое в действительности также являются абстракциями). Когда вам нужен баланс, то есть отсутствие полного момента, вы хотите, чтобы подъемная сила и гравитация действовали в одной и той же точке. (Помните, что мы пренебрегли моментами от других сил, которые часто малы).

(*) Продольную устойчивость часто неправильно объясняют скоростью: самолет набирает тангаж, теряет скорость, затем «хочет» вернуться к урезанной скорости, снижая тангаж для ускорения. Это не верно; момент снижения тангажа возникает сразу же по мере роста угла атаки, гораздо раньше, чем происходит какое-либо заметное изменение скорости (если оно вообще есть). Когда специалисты по летной динамике говорят о продольной статической устойчивости - а именно здесь появляется понятие АС - они на самом деле говорят об устойчивости по углу атаки. Воздушная скорость там даже не играет роли (точнее, изменение воздушной скорости не имеет значения). Именно эта стабильность угла атаки делает самолет пригодным для полетов людьми.

Когда мы воздействуем только на воздушную скорость, как в ответе Карло , например, увеличивая тягу, задействован другой процесс. Во-первых (игнорируя некоторые тонкие эффекты), подъемная сила начинает быстро увеличиваться (как квадрат скорости). Но это увеличение не происходит при переменном токе; помните, что AC — это только AoA! Поскольку мы сохраняем один и тот же угол атаки (по крайней мере, изначально), вы получаете пропорциональное увеличение подъемной силы на крыле и хвосте, так что общий баланс сохраняется, и подъемная сила увеличивается при CP = CG. В результате самолет начинает разгоняться вверх (но не «набирать высоту» в обычном смысле). Теперь это означает уменьшение угла атаки, и, помимо демпфирования самой подъемной силы, это запускает нормальную реакцию угла атаки, то есть попытку увеличить его обратно до урезанного угла атаки, т.е. тангажа вверх.

Обратите внимание, я не упомянул прижимную силу хвоста. Это не совсем требование. Это просто преувеличенный способ обеспечить положение AC сзади. Но вам не нужно привлекать его для объяснения стабильности, если вы уже определили AC. Прижимная сила — это всего лишь деталь реализации, как говорят программисты.