Почему самолет качает при увеличении скорости?

Вы спросите: если модель планера брошена на более высокой скорости, чем ее балансировочная скорость, почему она тангажирует?

Краткий ответ: потому что задняя горизонтальная поверхность создает меньшую подъемную силу на единицу площади, чем передняя поверхность. При полете со скоростью, отличной от его балансировочной скорости, объединенный центр подъемной силы всех поверхностей смещается таким образом, что создается момент тангажа вокруг центра тяжести. Этот момент тангажа вызывает изменение траектории полета.

Обратите внимание, что я пытаюсь объяснить вещи в терминах, которые одинаково хорошо подходят для уток или даже для летающих крыльев. Местами это может показаться странным, но для всех случаев требуется только одно объяснение. Для нестреловидных летательных крыльев читайте переднее крыло = передняя часть аэродинамического профиля и наоборот.

Длинный ответ: предположим, что самолет приспособлен для полета под углом атаки 9°. Для простоты предположим, что оба аэродинамических профиля симметричны и обе поверхности имеют одинаковый наклон кривой подъемной силы, для простоты 0,1 на градус. Местное падение составляет 0° на переднее и -5° на заднее крыло. Если пренебречь эффектом струи вниз, это дает коэффициент подъемной силы на переднем крыле 0,9 и на заднем крыле 0,4. Угол атаки при нулевой подъемной силе составляет +1°, когда коэффициент подъемной силы переднего крыла равен 0,1, а коэффициент подъемной силы заднего крыла равен -0,4.

Далее предположим, что хвостовая поверхность занимает 25% площади носовой поверхности. Подъемная сила на переднем крыле составляет 90 % веса, а на заднем крыле — 10 % веса. Таким образом, центр подъемной силы находится на 10% от линии, соединяющей обе нейтральные точки, и именно там находится центр тяжести для сбалансированного полета. Как это:

Теперь модель подбрасывается с удвоенной скоростью. Предположим, что угол атаки также равен 9°, но это не имеет большого значения. Подъемная сила на передней поверхности теперь составляет 360%, а на задней — 40% веса. Опять же, обе силы объединяются для общего центра подъемной силы на 10%, поэтому момент тангажа не создается. Но подъемная сила намного превышает вес, поэтому самолет сразу набирает высоту. Набор высоты без тангажа означает, что угол атаки сразу же уменьшается. Поэтому самолет немного ускорится вверх и сядет на новый, меньший угол атаки, при котором суммарная подъемная сила будет равна весу. Но как теперь распределяется подъемная сила?

Чтобы уменьшить подъемную силу до четверти, необходимо изменить угол атаки на 25% от его начального значения относительно угла атаки при нулевой подъемной силе. Для этого новый угол атаки по обеим поверхностям должен уменьшиться на 6°. Локальные падения дают угол атаки 3° на переднем и -2° на заднем крыле и коэффициенты подъемной силы 0,3 и -0,2 соответственно. Снова пренебрегая эффектами нисходящего потока, новый вклад подъемной силы составляет 120% на переднем крыле и -20% на заднем крыле. Как это:

Теперь центр подъемной силы находится на 20% расстояния между нейтральными точками двух крыльев впереди нейтральной точки переднего крыла и на 30% впереди центра тяжести. Это вызывает сильный момент тангажа, который позволяет самолету подняться по тангажу. Вместе с начальным изменением траектории полета на 6° для коррекции подъемной силы это заставит самолет набирать высоту до тех пор, пока его скорость полета не упадет ниже условия балансировки и условия не изменятся на противоположные. Поскольку демпфирование по тангажу велико, требуется очень мало циклов, чтобы достичь уравновешенного состояния, но на высоте над точкой запуска, которая соответствует дополнительной энергии, обеспечиваемой высокой скоростью запуска.

Его можно запускать с разными номерами, и он будет работать независимо от подъемной силы или прижимной силы на задней поверхности, при условии, что подъемная сила на единицу площади там ниже, чем на переднем крыле.

Горизонтальный стабилизатор всегда создает направленную вниз силу, чтобы сбалансировать подъемную силу и вес с центром тяжести. Это также обеспечивает устойчивость, потому что, если самолет наклоняется и начинает набирать скорость, увеличенный поток воздуха над хвостом приведет к увеличению силы, направленной вниз, и заставит нос подняться, а самолет замедлится.

По мере дальнейшего замедления самолета уменьшение воздушного потока над хвостом приведет к тому, что нос опустится, а воздушная скорость снова возрастет.

Затем этот паттерн продолжится в «фугоидном движении».

Самолет будет оставаться на триммированном угле атаки с увеличением воздушной скорости, но будет ускоряться вверх из-за увеличения подъемной силы, которая зависит от воздушной скорости (увеличение тангажа отсутствует, что в данном случае является неправильным термином). определяется как увеличение AoA). По мере того, как аппарат поднимается вверх, он продолжает двигаться по постоянной кривой угла атаки до тех пор, пока продольная скорость не упадет до нуля, после чего он, конечно же, падает вниз, вызывая резкое изменение угла атаки крыла, что приводит к сваливанию. Поскольку аппарат пытается восстановить угол наклона дифферента из-за присущей ему устойчивости, его движение становится серией колебаний набора высоты, сваливания и снижения из-за попыток погасить выбросы угла наклона в процессе.

Объяснение здесь для модели свободного полета с предустановленными управляющими поверхностями, без мощности или с постоянной мощностью тяги.

Думаю, у меня есть ответ. Суть в том, что когда скорость увеличивается, самолету кажется, что угол атаки уменьшился.

Как только угол атаки уменьшился, все остальное работает точно так же, как и в случае обычной продольной устойчивости. http://adg.stanford.edu/aa241/stability/staticstability.html

• Вы спрашиваете: «Что я не могу понять, так это то, что заставляет самолет подниматься по тангажу, когда и сила крыла, и сила хвоста увеличиваются на один и тот же коэффициент из-за увеличения воздушной скорости».

• Очень важно понимать, что дисбаланс между плечом момента и тангажа между крылом и хвостовым оперением требуется только для того, чтобы вызвать ИЗМЕНЕНИЕ скорости вращения по тангажу, а не для того, чтобы вызвать вращение по тангажу. В общем, вы не сможете объяснить вращение по тангажу, ища дисбаланс в плече момента тангажа между крылом и хвостом. Любое объяснение, которое включает в себя дисбаланс в тангажном плече между крылом и хвостовым оперением, сводится к мельчайшим деталям о причине ИЗМЕНЕНИЯ скорости вращения по тангажу и того, как это ИЗМЕНЕНИЕ скорости вращения по тангажу затем восстанавливает баланс по тангажу между крылом и хвостовым оперением.

• Взглянув шире, может быть достаточно просто понять, что в первом приближении самолет склонен балансировать на постоянный угол атаки, потому что любое отклонение от триммерного угла атаки приводит к дисбалансу в плечо момента тангажа между крылом и хвостовым оперением, которое создает момент тангажа, изменяющий скорость вращения по тангажу, что приводит к изменению угла атаки. (Позже мы увидим, почему это утверждение является лишь приближением — почему самолет несколько отклоняется от триммерного угла атаки во время «фугоидных» колебаний по тангажу.)

• То, о чем вы спрашиваете, называется "стабильность скорости".

• Многие попытки объяснения этого явления страдают следующим недостатком: они предполагают, что если мы добавим вес в ЦТ планера, это заставит планер балансировать не только до более высокой воздушной скорости, но и под другим углом. атака. Это не точно.

• Другим распространенным недостатком в объяснении этого явления является неявное предположение о том, что траектория полета первоначально останется горизонтальной после внезапного увеличения воздушной скорости (что подразумевает, что угол атаки должен быть значительно ниже триммерного угла атаки). пока самолет не начнет качать.

• Давайте посмотрим, можем ли мы предложить объяснение «стабильности скорости», которое не страдает ни от одного из этих недостатков.

• Представьте, что самолет летит навстречу ветру, и ветер внезапно усиливается на 20 миль в час.

• В конечном итоге самолет может вернуться в равновесие с исходной воздушной скоростью и более низкой путевой скоростью.

• Однако что произойдет в краткосрочной перспективе из-за мгновенного увеличения воздушной скорости на 20 миль в час?

• В первом приближении самолет стремится сохранить уравновешенный угол атаки. Сопротивление больше, чем тяга, поэтому воздушная скорость уменьшается, но все еще выше уравновешенной воздушной скорости.

• Избыточная воздушная скорость создает избыточную подъемную силу, поэтому траектория полета начинает изгибаться вверх. Избыточная подъемная сила действует как «центростремительная сила» и заставляет траекторию полета искривляться.

• Поскольку самолет стремится сохранить свой уравновешенный угол атаки, а траектория полета начинает изгибаться вверх, носовая часть должна подниматься.

• Это может быть конец ответа прямо здесь. Но если вы хотите знать, что будет дальше...

• По мере того, как траектория полета изгибается вверх, сила тяжести приобретает компонент, действующий параллельно вектору сопротивления и против вектора тяги, что еще больше способствует снижению скорости полета.

• В какой-то момент набора высоты, когда воздушная скорость продолжает уменьшаться, вызывая дальнейшее уменьшение вектора подъемной силы, сила, действующая «вверх» относительно траектории полета (т. е. вектор подъемной силы), становится меньше, чем сила, действующая «вниз» относительно траектории полета. к траектории полета (т.е. компонент вектора веса). В этот момент траектория полета перестает изгибаться вверх и начинает изгибаться вниз. Нос начинает опускаться к горизонту, а затем опускается ниже горизонта, даже когда самолет все еще примерно сохраняет свой уравновешенный угол атаки.

• Когда траектория полета изгибается ниже горизонтали, сила тяжести приобретает компонент, действующий параллельно вектору тяги и против вектора сопротивления. Незадолго до достижения этой точки баланс продольных сил в системе отсчета самолета должен быть таким, чтобы воздушная скорость снова начала увеличиваться.

• В конце концов, возрастающая воздушная скорость увеличит вектор подъемной силы до точки, где траектория полета перестанет изгибаться вниз и снова начнет изгибаться вверх, поскольку цикл продолжается. Весь цикл известен как «фугоидное» колебание основного тона.

• Полный процесс возвращения к равновесию может включать несколько или множество медленно уменьшающихся циклов «фугоидных» колебаний высоты тона.

• Полное объяснение должно учитывать, что на практике угол атаки не остается абсолютно постоянным на всем протяжении «фугоида» тангажа как из-за инерции вращения по оси тангажа, так и из-за аэродинамических эффектов, вызванных криволинейной траекторией полета и возникающее искривление в невозмущенном относительном ветре или, другими словами, аэродинамическое демпфирование по оси тангажа. Угол атаки имеет тенденцию быть самым высоким вблизи каждого пика высоты и иметь тенденцию быть самым низким вблизи каждой низкой точки высоты из-за направления, в котором траектория полета изгибается в каждой из этих точек. (В некоторых самолетах это можно продемонстрировать, настроив начальные условия так, чтобы звуковой сигнал сваливания звучал вблизи каждого из пиков высоты, даже если пилот держит руки подальше от органов управления.) Это не является основным фактором фугоида тангажа; во многих случаях мы все еще видели бы довольно похожий фугоид высоты тона, даже если бы мы манипулировали элементами управления, чтобы поддерживать угол атаки точно постоянным. Однако в экстремальных случаях мы можем получить полноценный срыв около каждого из высотных пиков, и в этом случае колебание вряд ли затухнет.

• А вот еще более экстремальный случай: если мы балансируем самолет для горизонтального полета на скорости 50 узлов, а затем пикируем до 100 узлов, а затем быстро выходим в горизонтальный полет и отпускаем органы управления, чтобы позволить самолету вернуться на угол дифферента. В начале атаки ситуация может быть настолько экстремальной, что траектория полета может значительно превысить вертикаль и перейти в полуперевернутый полет, или даже может описать полную петлю, или самолет может выйти из воздушной скорости, двигаясь почти прямо вверх и резко «взмахивая». ларек". Таким образом, есть предел ситуациям, которые, как мы можем ожидать, приведут к мягкому, прирученному, «фугоидному» тону, который плавно затухает.

• Возможно, вы надеетесь получить более подробную информацию о том, почему самолет имеет тенденцию сохранять свой скорректированный угол атаки при изменении воздушной скорости, а также почему на практике мы наблюдаем некоторое отклонение от этого принципа, как описано выше. Это не простые темы. Хорошее объяснение основной тенденции поддерживать уравновешенный угол атаки можно найти в этом разделе превосходного веб-сайта Джона С. Денкера «See How It Fly» — «6 углов атаки, стабильность, триммер и спиральные пикирования». -- https://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html . Декальация является ключевым моментом, но горизонтальный стабилизатор на самом деле не должен создавать прижимную силу.

• Промывка винта - еще один фактор, который усложняет (препятствует) тенденции самолета балансировать до одного и того же угла атаки независимо от воздушной скорости; тем не менее, большинство одномоторных самолетов с тяговыми винтами, реактивные самолеты, планеры и самолеты других конфигураций ведут себя В ОБЩЕМ одинаково, и примеры динамики, описанной в этом ответе, можно наблюдать во всех из них.

Я думаю, что это имеет очень простую логику. Статический запас - это расстояние между центром тяжести и нейтральной точкой самолета. Всякий раз, когда увеличивается тяга, крылья самолета создают восходящую тягу из-за конструкции и разницы давлений. Эта тяга затем сопровождается эффектом статического запаса, удерживающим неуравновешивающую силу на задней части, что приводит к моменту тангажа.