Влияние момента тангажа на устойчивость самолета

Изгиб основного аэродинамического профиля крыла означает, что центр давления крыла будет перемещаться вперед с увеличением угла атаки (AoA). Поскольку точка отсчета для коэффициента тангажного момента c$_m$это четверть аэродинамического профиля , это приводит в движение c$_m$к отрицательным значениям. Выбрав точку четверти в качестве точки отсчета, значение c$_m$в идеале будет оставаться постоянным в диапазоне AoA при полностью присоединенном потоке.

Это смещение центра давления слегка дестабилизирует самолет и, как следствие, требует немного большей поверхности хвостового оперения, чтобы балансировать самолет на его полезном диапазоне угла атаки. Но это заставит самолет пикировать только при отсутствии хвоста - большое плечо рычага горизонтального оперения дает ему сильный стабилизирующий эффект.

Теперь может показаться, что большой отрицательный c$_m$вызывает большее сопротивление из-за большей поверхности оперения, если сравнивать ту же конструкцию с аэродинамическим профилем крыла без изгиба, но изгиб также позволяет крылу достичь более высокого максимального коэффициента подъемной силы. Для той же минимальной скорости изогнутое крыло можно сделать меньше и легче, поэтому общий изгиб снижает общее сопротивление.

Clark Y популярен, потому что у него плоская нижняя сторона, что упрощает сборку крыла, если вы используете традиционные методы строительства. Кроме того, вместе с несколькими другими аэродинамическими профилями, такими как Göttingen 398 и 449, он является основой распределения толщины четырехзначного диапазона NACA. Однако аэродинамические поверхности, спроектированные с учетом желаемого распределения давления (в отличие от чистой геометрии), дадут лучшие результаты. Возможно, вам стоит обратить внимание на аэродинамические поверхности Eppler или Quabeck, которые были разработаны с учетом использования в моделях самолетов.