Почему у самолета с хвостовым оперением неустойчивость в нижнем триммере тангажа вызывает сопротивление?

Может быть полезно взглянуть на эту статью от Boldmethod.

Основная идея заключается в том, что чем дальше центр тяжести находится от центра давления (или центра подъемной силы, в зависимости от вашей терминологии), тем большую подъемную силу должен создавать горизонтальный стабилизатор. Чем больше подъемная сила должна создавать аэродинамическая поверхность, тем больше индуктивное сопротивление. Триммерное сопротивление - это, в частности, индуктивное сопротивление, создаваемое горизонтальным стабилизатором. Горизонтальный стабилизатор на самом деле может производить как положительную (вверх), так и отрицательную (вниз) подъемную силу, но отрицательная подъемная сила имеет еще худший эффект, поскольку требует от крыльев создания большей подъемной силы для компенсации нисходящей подъемной силы, как показано в статье о методе жирного шрифта.

Наличие центра тяжести в центре давления также позволяет летательному аппарату быть более маневренным, поскольку от горизонтального стабилизатора требуется меньше усилий для начала маневра. Вот почему реактивные истребители, как правило, нестабильны в продольном направлении и используют электродистанционную систему, чтобы компенсировать это.

Продольная дифферентовка достигается, когда суммарный момент тангажа самолета равен нулю. За исключением некоторых особых случаев, хвост (или элевоны в случае бесхвостого самолета) будет создавать некоторую подъемную силу, чтобы уменьшить момент тангажа от корпуса крыла. Следовательно, если хвост создает отрицательную подъемную силу (тем самым обеспечивая момент поднятия носа), фюзеляжу крыла необходимо работать больше (т. е. более высокий угол атаки), чтобы создать уровень самолета.$C_L$требуется для горизонтального полета.

На этом этапе давайте определим, что такое триммерное сопротивление. Триммерное сопротивление представляет собой совокупность: дополнительного индуктивного сопротивления от хвостового оперения (или рулей высоты или элевонов) плюс дополнительного индуктивного сопротивления корпуса крыла из-за более высокого угла атаки, необходимого для достижения полного$C_L$, а также дополнительные помехи/вязкое сопротивление из-за отклонений руля. Первый и третий компоненты на самом деле относительно малы по сравнению со вторым компонентом. Если у вас нет большого отклонения поверхности управления, большая часть дифферентного сопротивления на самом деле возникает из-за потери подъемной силы!

Когда самолет стабилен по тангажу и балансируется, происходит уменьшение$C_{L_{\alpha}}$по сравнению с необработанным корпусом. По мере того, как статический запас уменьшается, величина отрицательной подъемной силы от хвоста уменьшается, а наклон подъемной силы улучшается. Это также улучшает триммерное сопротивление.

На следующих графиках показано влияние статической маржи с обрезанным$C_{L}$, величина h-stab, необходимая для балансировки и триммерного сопротивления, сгенерированная с помощью типичной геометрии самолета и аэродинамики:

Это очень просто. Чтобы удерживать самолет в воздухе, ОБЩАЯ сумма подъемной силы вверх и вниз (плюс или минус) должна быть равна и противоположна весу самолета. Если подъемная сила от хвоста тянет самолет вниз, к земле (как в самолете с положительной статической устойчивостью), то подъемная сила от крыла должна быть выше (в два раза больше, чем тянет хвост вниз), чтобы противодействовать этому. Общий подъем минус общий подъем должен быть равен весу самолета. Таким образом, поскольку общий подъем вверх и вниз создает сопротивление, сопротивление должно быть больше.

  Say the aircraft weighs 1000 pounds and say that drag is 10% of total lift
          Wing Lift      tail Lift     Result       Total lift    Drag
 Stable    1200 lbs      -200 lbs      1000 lbs      1400 lbs    140 lbs    
 Unstable  800 lbs        200 lbs      1000 lbs      1000 lbs    100 lbs     

Другой вопрос, тот же ответ. Активная стабильность позволяет$c.g.$находиться позади центра подъемной силы, тем самым компенсируя связанную с этим аэродинамическую нестабильность.

Для пассивной продольной статической устойчивости (за счет аэросил) общий центр подъемной силы$C_N$должен находиться позади центра тяжести. На всех углах атаки и всех скоростях, с заглохшими крыльями и т. д. Единственное пассивное решение, которое всегда безопасно при любых обстоятельствах, — это аэродинамический центр.$a.c._w$за$c.g.$, всегда создавая момент опускания носа, который затем должен быть компенсирован аэродинамическим моментом подъема носа от хвостового оперения: отрицательная подъемная сила. Поэтому нам нужно компенсировать это большей подъемной силой основного крыла с соответствующим индуктивным сопротивлением.

Это пассивное, аэродинамическое решение. Если мы позволим$n.p._{fixed}$быть перед$c.g.$, хвостовое оперение всегда поможет создать подъемную силу, а не разрушить ее. В крейсерском режиме мы можем балансировать самолет на нейтральный момент тангажа, но при нарушении угла атаки (например, при вертикальном порыве ветра) основное крыло создаст большую подъемную силу, чем хвостовое оперение (имеет смысл сделать основное крыло наиболее эффективный.) Но это означает, что любое нарушение в AoA вызовет внезапную, нестабилизированную реакцию поднятия носа: статическую нестабильность.

Единственное решение, позволяющее использовать$n.p._{fixed}$ до $c.g.$ситуация, заключается в использовании активной стабильности. Любое нарушение момента тангажа немедленно нейтрализуется автоматическим отклонением руля высоты, например балансирование палки вертикально на раскрытой ладони или езда на одноколесном велосипеде.

Этот принцип распространяется как на дозвуковой, так и на сверхзвуковой полет. Но переход на сверхзвук означает, что центр давления смещается назад: сгибание Маха. Самолет может быть:

• пассивный, статически устойчивый в сверхзвуковом полете, неустойчивый в дозвуковом полете.
• пассивный, статически неустойчивый в сверхзвуковом полете и гораздо более неустойчивый в дозвуковом полете.

Вам нужна фотография третьего самолета с центром тяжести прямо под стрелкой подъемной силы крыла. Обратите внимание, что элевоны не будут ни вверх, ни вниз. Это конфигурация с наименьшим сопротивлением, так как элевоны вверх или вниз добавляют сопротивления. Элевоны вверх (статически устойчивые) немного более тормозные (потому что они заставляют крыло работать сильнее против прижимной силы), чем элевоны вниз (статически неустойчивые), но оба они более тормозные, чем отсутствие отклонения элевонов.

ВАЖНО ДЛЯ ДИЗАЙНА:

Задача горизонтальных стабилизаторов - установить оптимальный угол атаки одинарного крыла (с 1920-х годов), в то время как угол атаки Hstab в полете равен 0 (наименьшее сопротивление). Разница в падении называется DECALAGE горизонтального стабилизатора (см. B-52). Центр тяжести оптимально находится НЕПОСРЕДСТВЕННО ПОД центром подъема. Горизонтальный стабилизатор должен иметь ДОСТАТОЧНЫЙ ОБЪЕМ, чтобы удерживать это крыло на месте.

Затем нужно решить, какая статическая устойчивость (стабильность скорости) требуется в самолете для обеспечения безопасности. Это зависит от размещения веса топлива и полезной нагрузки, а также от возможных сдвигов в КП из-за изменения коэффициентов крутящего момента угла атаки и тяги двигателя. Без активного контроля устойчивости (компьютерного управления) это значение обычно настроено как положительное.

Настройка статической устойчивости и аэродинамическая обрезка обычно выполняются с помощью небольшого триммера. К сожалению, это, похоже, привело к убеждению современных конструкторов, что крошечный горизонтальный объем хвоста — это нормально, а компьютеры все решат.

У нас даже есть графики, показывающие, что создание статически неустойчивого тандема (биплана) позволит сэкономить топливо.

Может быть полезно начинать каждое утро с просмотра детеныша волынщика.