Зачем хвостовое оперение обеспечивает прижимную силу, если не продольную статическую устойчивость?

Простой ответ: обеспечить достаточную статическую устойчивость и более широкий диапазон центра тяжести.

Подъемная сила на хвосте станет отрицательной, если требуется большая устойчивость, чем достижима без нагрузки на хвост. Другая причина – смещенный вперед центр тяжести из-за погрузки и крепления груза на борту или неравномерного опустошения топливных баков.

Для удобства использования центр тяжести каждого самолета может изменяться в четко определенных пределах . Форвардный лимит обычно определяется:

• Максимальное усилие на палке при маневре подтягивания (например, раньше указывалось в MIL-F-8785C §3.2.3.5 ). Во время сертификационных полетов Do-228 для CAA пилот совершил пикирование с полным передним расположением центра тяжести и полностью отклонился от триммера, слишком долго ожидая, чтобы принять корректирующие меры. Последними его словами были: «Помогите мне на палке!».
• Максимальное усилие на рукояти превышает коэффициент нагрузки. Если пилоту необходимо создать положительную перегрузку, самолет не должен слишком сопротивляться.
• Достаточный контроль над эффектом земли. При полете близко к земле эффективность руля высоты снижается. Чтобы иметь достаточную власть управления тангажем, чтобы развернуться и взлететь, центр тяжести не должен быть слишком далеко вперед. Пренебрежение этим привело к неуклюжему исправлению схождения руля направления при разработке F-18 .
• Стабильность скорости: самолет должен поддерживать заданную скорость даже в порывистую погоду, не требуя постоянного вмешательства пилота. Это основная причина отрицательной нагрузки на хвост: Комфорт.

Потому что безопасная ситуация такова: гравитационный момент носом вниз, уравновешенный аэродинамическим моментом носом вверх. Во всех условиях полета. Критическая ситуация не крейсерская, а условия на малой скорости.

1. При ТО и посадке угол атаки высокий: нос вверх, управляемый нисходящей хвостовой силой. Скорость низкая, поэтому большая сила достигается за счет большого отклонения руля высоты вверх и/или отрицательного падения стабилизатора. Диапазон угла атаки составляет примерно от нуля в крейсерском режиме до 15-20 градусов поднятия носа: требуемый диапазон руля высоты - от нулевого отклонения до большого отклонения вверх (плюс требования к наложенным маневрам вниз и вверх). Среднее требуемое усилие направлено вниз.
2. Вы никогда не хотите, чтобы горизонтальная поверхность управления сваливалась, особенно на низких скоростях полета = во время взлета и посадки, наиболее критических этапов полета. Размещение хвоста под более низким средним углом падения, чем у основного крыла, означает, что существует запас по углу атаки: когда основное крыло приближается к AoA сваливания, у поверхности хвоста остается некоторый AoA до сваливания. Это означает, что в крейсерском режиме, если угол тангажа равен нулю, горизонтальное оперение имеет отрицательный угол тангажа.

3. Но, несмотря на меньшее падение, горизонтальное оперение может свалиться или частично свалиться, например, при боковом скольжении, когда большая часть горизонтального оперения находится в хвостовой части фюзеляжа. Если это так, мы хотим, чтобы самолет имел момент опускания носа, а не момент поднятия носа. Если крыло еще не застопорилось, подъемная сила теперь не в np$_{fixed}$больше, но в переменном токе$_W$А это означает, что в описанной выше ситуации нос поднимается вверх, а основное крыло также останавливается. Только когда cg перед ac$_W$и сила хвоста направлена ​​вниз, всегда ли будет момент опускания носа в ситуации сваливания хвоста.
4. И в соответствии с 2. и 3.: необходимо убедиться, что существует стабилизирующий момент во всех условиях полета, на всех воздушных скоростях, всех углах атаки, всех углах скольжения. Это трудно гарантировать, когда основное крыло оптимизировано для максимально чистого аэродинамического обтекания, а стабилизатор находится в кильватере основного крыла: эффективность основного крыла будет выше при любых обстоятельствах. Путем выбора состояния равновесия, при котором горизонтальное хвостовое оперение создает прижимную силу и, следовательно, меньшую подъемную силу с увеличением угла атаки, эта проблема решается, и гарантия может быть выдана без какого-либо дополнительного анализа. Очень хорошо в былые времена авиации, до CFD.

Обратите внимание, что все вышеперечисленные соображения на самом деле не являются серьезной проблемой в крейсерском режиме: может ли горизонтальное оперение столкнуться с вертикальным порывом ветра со скоростью, которая может остановить его? Треугольник скоростей говорит: нет, это вряд ли произойдет за 10$^9$летные часы. Большой самолет может применять расслабленную статическую устойчивость в крейсерском режиме: закачивать топливо в хвостовые баки и уменьшать до минимума среднюю прижимную силу и связанное с ней триммерное сопротивление, потому что угол атаки в крейсерском режиме очень низкий. Или обрезать так, чтобы стабилизатор имел подъемную силу, как на чертеже, где присутствует статическая устойчивость. Но при старте и посадке дифферентные баки должны быть пустыми!

Дополнительным бременем для подтверждения этой ситуации является более тщательный анализ порывов на крейсерской высоте и влияние на статическую устойчивость: есть ли вертикальные порывы с частотой выше 10$^{-9}$летный час, способный разрушить статическую устойчивость? Такой анализ был невозможен во времена зарождения авиации, теперь, конечно, возможен.

Хотя ответ не совсем да, почти во всех самолетах традиционной конструкции (где управление рулем высоты находится за основным крылом, а не уткой) ответ ДА, в этом причина.

Если руль высоты находится за основным крылом, и между основным крылом и хвостовым оперением имеется значительная разница в размерах, общий аэродинамический центр будет находиться за ЦТ, а аэродинамический центр (центр давления) основного крыла (что дозвуково находится в точке 25% ПДК), также будет позади ЦТ, а не перед ним. Следовательно, подъемная сила основного крыла будет создавать момент тангажа носом вниз, и поэтому хвостовое оперение должно быть изогнуто и установлено с отрицательным углом наклона, чтобы создавать отрицательный (нисходящий) подъем и момент тангажа вверх носом, чтобы противодействовать ему.

Чтобы расположить аэродинамический центр основного крыла перед ЦТ в самолете, спроектированном с рулем высоты в хвостовой части, и при этом иметь общий аэродинамический центр позади ЦТ (необходимо для положительной статической устойчивости), не учитывая относительные углы падения, относительные отношения плеча момента основного крыла к плечу момента поверхности хвоста и отношение подъемной силы, создаваемой основным крылом, к подъемной силе, создаваемой хвостом, как показано на диаграмме в @Koyovis' ответ должен удовлетворять следующему неравенству.

1. W = подъемная сила основного (переднего) крыла
2. T = подъем от управления рулем высоты (хвост)
3. w = длина плеча момента от AC основного крыла до CG
4. t = длина плеча момента от блока управления рулем высоты AC до CG

тогда, чтобы общий ВС находился позади ЦТ в самолете, спроектированном с ВС основного крыла перед ЦТ, должно быть верно следующее.

     t/w > W/T

т. е. отношение плеча момента управления хвостовым оперением к плечу момента основного крыла должно быть больше, чем отношение подъемной силы основного крыла к подъемной силе хвостового оперения. И она должна быть значительно больше, потому что чем ближе к равенству эти отношения, тем ближе самолет к нейтральной устойчивости. Таким образом, неравенство должно быть достаточно большим (признаюсь, я не знаю, насколько оно велико), но оно должно быть достаточно большим, чтобы обеспечить положительную устойчивость. Чтобы сделать его больше, необходимо сделать меньше w (переместить АС крыла ближе к ЦТ), или увеличить t (передвинуть хвост дальше назад), или сделать относительные размеры поверхности крыла и оперения более равными (увеличить хвост). и крыло меньше). Эти конфигурации возможны, и самолеты были спроектированы таким образом, но это исключение, а не самая распространенная конструкция самолета.

Здесь много объяснений, но самое простое объяснение я могу дать прижимной силе хвоста. Прижимная сила хвоста противодействует крутящему моменту подъемной силы основного профиля. Это можно преодолеть с помощью конструкции с использованием уток. Однако у этой конкретной конструкции есть недостатки.