У меня возник вопрос относительно направления момента подачи.
Чтобы убедиться, что мы находимся на одной странице, вот что я знаю на данный момент (пожалуйста, поправьте меня, если я ошибаюсь) .
Я пытаюсь понять концепцию продольной статической устойчивости, и на всех диаграммах момент тангажа показан носом вверх.
Но я бы предположил, что центр давления находится ниже по потоку на аэродинамическом профиле, чем аэродинамический центр, поэтому не должен ли момент тангажа быть направленным вниз носом? Как показано на этом рисунке
Спасибо за вашу помощь,
Все пункты, которые вы упомянули, верны (для придирок: пункт 5 верен только ниже трансзвуковых скоростей). То, что момент тангажа крыла направлен носом вверх, вероятно, потому, что таким образом он положителен - не более того. Эскиз, который вы разместили в своем вопросе, довольно плохой, с центром тяжести, расположенным за средней хордой, когда он должен быть ближе к аэродинамическому центру.
Действительно, если у вас положительный развал, центр давления крыла находится за аэродинамическим центром, поэтому момент тангажа крыла вокруг аэродинамического центра должен быть направлен носом вниз. Однако, если вы предполагаете, что центр тяжести изолированного крыла находится на середине хорды, центр давления обычно находится между четвертью хорды и средними точками, поэтому крыло само по себе будет подниматься вверх, потому что оно наклоняется вокруг центра. сила тяжести. Момент зависит от точки отсчета.
Вы уже смотрели на этот ответ для объяснения статической стабильности? Дайте мне знать, если что-то останется неясным.
Что касается момента тангажа, необходимо рассмотреть два различных случая: аэродинамический профиль и весь самолет, оба в диапазоне углов атаки (AoA). Вопросы сосредоточены только вокруг основного крыла, в ОП изображен весь самолет, что создает некоторую путаницу.
Аэродинамический профиль . Как упоминал @quietflyer, аэродинамический профиль с положительным изгибом действительно способствует моменту тангажа. Величина момента тангажа зависит от угла атаки, как показано на графике ниже.
Весь самолет. Самолет должен быть устойчивым в продольном направлении, что означает, что самолет возвращается в исходное положение после столкновения с аэродинамическим возмущением. Момент равновесия всего самолета считается вокруг центра тяжести (ЦТ), потому что именно здесь вращается ответное движение. Есть еще много частей самолета, способствующих равновесию момента тангажа, как показано на рисунке ниже из этого ответа - для ясности исходная точка оси X выбрана перед самолетом.
Но я бы предположил, что центр давления находится ниже по потоку на аэродинамическом профиле, чем аэродинамический центр ...
Введение центра давления запутывает всю картину, так как он меняется в зависимости от угла атаки, и мы не можем построить ситуацию с моментом тангажа, которая действительна для широкого диапазона угла атаки. Лучше забыть об использовании аэродинамического центра вместо этого в общих соображениях стабильности и контроля.
момент тангажа показан носом вверх
Петр упомянул об этом в своем ответе, но давайте объясним это:
В тех случаях, с которыми я сталкивался, круговая стрелка, нарисованная по часовой стрелке (носом вверх), просто указывает направление положительного .
Однако реальный момент отрицательный на типичных режимах полета, так что, как вы говорите, носом вниз.
Так же, как гидроборт нарисовано стрелкой вверх, что указывает на то, что положительный соответствует поднятой вверх хвостовой подъемной силе, хотя у многих самолетов хвостовая подъемная сила на типичных режимах полета направлена вниз, т. е. отрицательна.
Раду094
Зевс
Чарльз Бретана