Как рассчитать центр подъема?

Центр подъемной силы (ЦП) всего самолета представляет собой сумму подъемных сил крыла, фюзеляжа и горизонтального стабилизатора. Конечно, наибольший вклад в подъемную силу вносит крыло.

Рисунок выше взят из Torenbeek, Synthesis of Subsonic Airplane Design, и показывает, как построить среднюю аэродинамическую хорду стреловидного крыла. CoL дозвукового крыла принимается на уровне 25% ПДК на этапе предварительного проектирования - этот ответ дает более подробную информацию.

На рисунке выше из этого ответа показана связь между центром тяжести, центром тяжести и подъемной/прижимной силой хвостового оперения: это уравнение моментов относительно центра тяжести.

Стрелка на постоянном токе$_{NW}$подъемная сила крыла, dC$_N$составной подъемной силы самолета, а при dC$_{Nh}$подъемник хвостового оперения. Это может быть положительным моментом в крейсерском режиме, однако при взлете стабилизатор должен будет создавать прижимную силу, смещающую точку баланса подъемной силы самолета вперед (на этом этапе проектирования можно предположить, что подъемная сила крыла составляет 25% ПДК).

Если ЦТ всего самолета находится перед ЦТ, нос самолета наклонится вверх.

Мой вопрос в том, где именно я могу применить подъемную силу?

Я прочитал это [3], в котором говорится, что это четверть длины хорды.

Представление о подъемной силе, действующей в точке четверти хорды 1) является условным, а 2) допустимо только в том случае, если вы также укажете аэродинамический момент тангажа, который компенсирует то, где действительно эффективно действует подъемная сила.

Исключением является случай полностью симметричного аэродинамического профиля (т. е. аэродинамического профиля без изгиба), в этом случае подъемная сила действительно действует очень близко к точке четверти хорды, без учета дополнительного аэродинамического момента тангажа.

Если самолет, который вы моделируете, имеет выпуклый аэродинамический профиль, то вы не можете выбрать единственную точку, в которой эффективно действует подъемная сила. Центр подъемной силы смещается вперед по мере увеличения угла атаки и смещается назад по мере уменьшения угла атаки. Этот дестабилизирующий эффект является причиной того, что большинству самолетов нужны хвостовые оперения.

В воздухе при установившемся полете с заданной воздушной скоростью четыре силы полета находятся в равновесии. Поэтому, возможно, было бы проще работать с этим в обратном направлении.

при нулевом моменте тангажа центр всех подъемных сил находится непосредственно в центре тяжести.

Это включает вклад подъемной силы от всех частей самолета и вектора тяги. Из вашего моделирования начните с крыла и хвоста. Подсказка - "сила лифта включена".

Ключ в том, чтобы найти график Cm крыла, которое вы используете. Начав с прямолинейного крыла типа «моноблок», выберите аэродинамический профиль , чтобы определить подъемную силу, необходимую для заданного положения центра тяжести . Cm говорит вам об устойчивости самого крыла на различных углах атаки, сравнивая центр давления с аэродинамическим центром , и стабилен при отрицательных значениях. Это может варьироваться в зависимости от AoA.

моменты тангажа центра давления крыла относительно центра тяжести должны быть уравновешены рулем высоты.

Расположение центра тяжести станет важным позже, когда вы будете моделировать устойчивость по тангажу. Другими словами, хотите ли вы, чтобы ваш самолет требовал компьютерного управления, как истребитель, или был устойчив, как грузовой самолет?