Верно ли это объяснение неблагоприятного рыскания?

Здесь объясняется , что неблагоприятное рыскание вызвано разницей в индуктивном сопротивлении из-за разницы в подъемной силе, создаваемой каждым крылом.

Я также видел пару веб- сайтов (включая Википедию ), которые утверждают, что это объяснение неверно. Они объясняют причину неблагоприятного рыскания изменением направления вектора подъемной силы во время крена или тем, что некоторые называют концепцией «скрученной подъемной силы». Обычно они имеют следующую схему:

введите описание изображения здесь источник

Объяснение искривленной подъемной силы не учитывает разницу в индуктивном сопротивлении из-за изменения подъемной силы. Они утверждают, что подъемная сила и сопротивление остаются одинаковыми, но они закручиваются в разные стороны. Нисходящее крыло имеет несколько более высокий локальный угол атаки, а поднимающееся крыло — чуть более низкий. Поскольку подъемная сила перпендикулярна локальному воздушному потоку , вектор подъемной силы качается вперед на одном крыле и назад на другом.

Это объяснение кажется мне ошибочным.

  • Прежде всего, на диаграмме показано, что сила на каждом крыле одинакова. Если бы это было так, то самолет бы вообще не кренился, а ТОЛЬКО рыскал бы по рысканью.
  • Во-вторых, вектор подъемной силы, перпендикулярный воздушному потоку, является правильным, но на самом деле это просто произвольное деление общей аэродинамической силы. Ось рыскания самолета не зависит от воздушного потока. Это будет зависеть от части вектора силы, параллельной хорде крыла, также известной как осевая сила. Как показано в другом вопросе , в зависимости от ряда факторов вектор силы по отношению к крылу не обязательно смещается вперед с увеличением угла атаки.
  • Я не могу придумать точные цифры, но, пытаясь понять это для нормальной скорости полета, потребуется очень быстрый крен, чтобы получить разницу даже в 1° в местном AoA. Я провел расчеты по крену 3° в секунду на скорости 120 узл/с на размахе крыла 36 футов (C172) и получил изменение угла атаки примерно на 0,27°, и это только на законцовке крыла. Оно будет уменьшаться по мере приближения к фюзеляжу. Не похоже, что этого было бы достаточно, чтобы вызвать значительное изменение вектора и результирующий момент рыскания. Или, по крайней мере, оно было бы вторичным по величине по сравнению с разницей в сопротивлении из-за уменьшения подъемной силы.

Поскольку изменения в подъемной силе создаются либо изменением эффективного развала крыльев (элероны), либо изменением потока задней кромки (спойлероны), а не изменением угла атаки, я не думаю, что так просто предсказать, что направление аэродинамических векторов обязательно будут двигаться в противоположных направлениях, как предполагает эта теория.

Если это объяснение верно, может ли кто-нибудь показать мне, что мне не хватает?

Ответы (2)

Прежде всего, на диаграмме показано, что сила на каждом крыле одинакова.

При установившемся крене, т. е. при постоянной скорости качения, силы одинаковы . Ненулевой момент вызывает угловое ускорение , поэтому, когда самолет катится с постоянной скоростью крена, момент должен быть равен нулю, а это означает, что подъемная сила на обоих крыльях должна быть одинаковой.

Это исключает разницу в величине подъемной силы как источник разницы и оставляет разницу в углах как единственное правдоподобное объяснение. Объяснение правильное.

Когда вы впервые отклоняете элероны, крыло с опущенными элеронами действительно начинает создавать большую подъемную силу, а крыло с поднятыми элеронами — меньшую. Эта разница вызывает момент качения, который увеличивает скорость качения. Это уже начинает вызывать неблагоприятное рыскание из-за разницы в величине подъемной силы.

Однако по мере увеличения скорости крена угол атаки увеличивает подъемную силу на опускающемся крыле и уменьшает ее на поднимающемся крыле до тех пор, пока подъемная сила не выровняется и скорость крена не стабилизируется. В этой точке подъемная сила одинакова, а неблагоприятное рыскание вызвано разным направлением подъемной силы из-за разного угла атаки.

Тот факт, что элероны отклоняются во время крена, может навести вас на мысль, что разница в подъемной силе все же есть. Но нет. Отклонение элеронов просто изменяет скорость крена, при которой силы находятся в равновесии.

Кроме того, хотя угол между реальным крылом и полной аэродинамической силой (что соответствует соотношению между подъемной силой и индуктивным сопротивлением) в общем случае непостоянен, в этом случае все факторы, от которых он зависит — размах крыла, скорость и плотность воздуха — равны ( почти) одинаковы для обоих крыльев, поэтому разница в углах атаки является основным фактором для направления результирующей силы.

И последнее, но не менее важное: How It Flies очень надежен в отношении физики (и большинства других вещей). Я был бы очень удивлен, найдя там неверное объяснение.

Ах, я упустил разницу между увеличивающейся скоростью крена и постоянной скоростью крена. Эта чёртова инерция меня каждый раз достаёт. Остается ли неблагоприятное рыскание линейным на протяжении всего крена или оно изменяется по мере того, как скорость крена стабилизируется?
@TomMcW, я не вижу веских причин, по которым он должен быть постоянным, но вычислить, как он изменится, было бы довольно сложно.
Может быть, вы могли бы добавить, что есть два фактора неблагоприятного рыскания: с н ξ пока скорость крена не поднимется, а затем с н п . В обоих случаях векторы подъемной силы наклоняются вперед и назад, и оба объяснения в вопросе Тома эквивалентны.
Правильно ли я думаю, когда говорю, что момент рыскания является осевой составляющей, когда угол атаки не равен нулю?
@TomMcW, я не уверен, осевой компонент чего и вокруг какой оси вы имеете в виду, но, скорее всего, нет. Момент силы возникает, когда сумма сил, действующих на объект, действует по линии, не проходящей через центр тяжести. Момент рыскания — это момент, стремящийся развернуть самолет вокруг вертикальной оси и вызванный разницей в сопротивлении между левой и правой стороной (крылом), которая смещает точку действия полного сопротивления в сторону с более высоким сопротивлением.
@JanHudec Я говорю об осевой составляющей вектора аэродинамической силы. Если вы разбиваете вектор вниз от точки хорды, вы получаете нормальную и осевую компоненты, как показано на второй диаграмме в моем другом вопросе . Кажется, что осевая составляющая, которая является лишь частью лобового сопротивления, является той частью, которая работает по оси рыскания, поскольку хорда крыла фиксирована по отношению к ЦТ.
@TomMcW, момент вокруг некоторой оси вызван силой, перпендикулярной этой оси (вдоль смещения линии от центра тяжести). Хорда не параллельна вертикальной оси. Горизонтальная ось есть, поэтому мы говорим о силе вдоль нее (да, это не сопротивление, потому что сопротивление — это составляющая, параллельная набегающему потоку, а мы имеем дело с координатами самолета).
Крен является устойчивым из-за аэродинамического демпфирования.

Оба объяснения в ОП верны общему явлению неблагоприятного рыскания.

Существует три источника неблагоприятного рыскания:

  1. Разница в индуктивном сопротивлении из-за элеронов : элерон нижнего крыла уменьшает подъемную силу, а элерон верхнего крыла увеличивает подъемную силу, что создает разницу в индуктивном сопротивлении в каждом крыле. Этот момент рыскания противодействует желаемому движению рыскания. Это проявляется через управляющую производную С н дельта а .

  2. Демпфирование рыскания и крена : по мере того, как скорость крена достигает установившегося состояния, нижнее крыло подвергается большему падению потока, в то время как верхнее крыло подвергается меньшему падению потока из-за качения. Это концепция скрученной подъемной силы, упомянутая в ОП: из-за разницы в локальном АОА векторы подъемной силы и сопротивления скручены. Как правильно указал Ян Худек в своем ответе, при устойчивом крене общая подъемная сила на каждом крыле одинакова, поэтому момент рыскания действительно возникает из-за поворота . Это проявляется через производную устойчивости С н п .

  3. Преобразованное боковое скольжение : если угол атаки не равен нулю, качение преобразует часть угла атаки в боковое скольжение; это боковое скольжение противоположно направлению поворота. Этот эффект особенно заметен при большой скорости крена. Некоторые высокопроизводительные системы FBW решают эту проблему путем реализации крена по оси устойчивости вместо крена по оси корпуса , особенно на истребителях с высокой скоростью крена.

Верно ли это объяснение неблагоприятного рыскания?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v