Как работает стабилизатор самолета?

Для обычных конструкций хвостовое оперение состоит из двух частей: горизонтального оперения и вертикального оперения. Они играют роль в балансировке и маневренности самолета, но на разных уровнях. Горизонтальное оперение в основном используется для продольной устойчивости (и дифферента), а вертикальное оперение используется для поперечной устойчивости (и дифферента).

О стабильности

Об устойчивости можно говорить только после определения точки равновесия, вокруг которой изучается устойчивость. Самолет находится в равновесии, если силы и моменты, которые он испытывает, уравновешены. Используя простую модель продольного анализа, ее можно разложить на три соотношения, называемые уравнениями обрезки. Для простоты здесь предполагается, что угол атаки и угол траектории полета равны нулю. (Обратите внимание, что такое же рассуждение может быть достигнуто с ненулевыми значениями, но тогда уравнения становятся довольно беспорядочными.)

Продольное равновесие

Вот эти три уравнения:

куда$L$общий подъем,$mg$вес самолета,$T$это тяга,$D$это сопротивление и$M$момент тангажа вокруг центра тяжести самолета. Второе уравнение далее изучаться не будет, так как оно не помогает понять роль горизонтального оперения и его влияние. Глядя на следующую картинку, можно увидеть, что обычно центр тяжести и точка приложения подъемной силы (называемая аэродинамическим центром) не совпадают. Это означает, что подъемная сила, создаваемая крылом, создает индуктивный момент вокруг центра тяжести, который следует добавить к уже собственному моменту тангажа из-за основного крыла (обычно моменту тангажа для обычных аэродинамических профилей).

Зная это, можно переписать два представляющих интерес уравнения, включая вклад основного крыла и горизонтального оперения.

Из этих уравнений и рисунка следует, что горизонтальное хвостовое оперение используется для создания подъемной силы, которая создает момент, помогающий уравновесить равновесие моментов и, таким образом, предотвратить вращение самолета вокруг себя (по тангажу).

Недостаток и решение

Как из рисунка, так и из уравнений видно, что вклад подъемной силы от хвоста обычно отрицательный, а это означает, что требуется большая подъемная сила от основного крыла, чтобы сохранить сбалансированный (или сбалансированный) самолет. Этот недостаток можно преодолеть, используя вместо этого конфигурацию «утка».

Боковая устойчивость

То же самое можно сделать для бокового равновесия и устойчивости, но здесь используется вертикальное оперение. Он симметричен, поэтому не вызывает рыскания, и если возникает какая-то боковая сила, она создает момент для уменьшения угла бокового скольжения.

Сравнение подъемной силы, создаваемой хвостовым оперением и основным крылом

Для урезанной конфигурации легко увидеть, что подъемная сила, создаваемая основным крылом, примерно равна подъемной силе, создаваемой хвостовым оперением плюс общий вес самолета, что дает представление о разнице между двумя силами.

В существующих ответах нет ничего плохого, но я чувствую, что они на самом деле не доходят до сути проблемы. Но на самом деле это не так уж и сложно...

Все, что требуется для статической продольной устойчивости, — это меньшая подъемная сила на единицу площади на горизонтальном оперении, чем на крыле. Прижимная сила на хвосте помогает, потому что тогда подъемная сила на хвосте явно ниже, чем на крыле, но это не обязательно. Важно то, что относительное изменение подъемной силы на задней несущей поверхности из-за изменения угла атаки всего самолета больше, чем относительное изменение подъемной силы на передней несущей поверхности. Механизм одинаков для обычных конфигураций, уток или даже летающих крыльев.

Скажем, самолет летит под углом атаки$\alpha_1$и его беспокоит порыв ветра или внезапный ввод управления, так что он принимает более высокий угол атаки$\alpha_2$. Из-за изгиба и более высокого падения кривая подъемной силы крыла (синяя линия) смещена вверх по сравнению с оперением (зеленая линия). Кроме того, эффект струи вниз и меньшее удлинение уменьшают наклон кривой подъемной силы хвостовой части по сравнению с крылом.

Теперь предположим, что самолет был отбалансирован в состоянии 1, так что момент от малой подъемной силы хвоста был равен моменту подъемной силы гораздо большего крыла вокруг центра тяжести. В состоянии 2 абсолютное изменение подъемной силы ∆L на крыле намного меньше по сравнению с подъемной силой в состоянии 1, чем на хвосте, так что результирующее изменение момента создает момент снижения тангажа. То же самое происходит при уменьшении угла атаки в состоянии 2, только наоборот.

Если бы коэффициенты подъемной силы были равны для крыла и хвоста, баланс моментов не изменился бы между состоянием 1 и состоянием 2. Но поскольку хвост испытывает более высокое относительное изменение подъемной силы, следует изменение момента, которое работает против изменения угла атаки. .

Этот эффект также работает для утки, где подъемная сила на единицу площади носовой части должна быть больше, чем подъемная сила на единицу площади крыла. Для летающего крыла подъемная сила на площадь передней части крыла должна быть больше, чем в задней части крыла, и все же возможна статическая устойчивость.

Крыло с обычным профилем аэродинамического профиля вносит отрицательный вклад в продольную устойчивость. Это означает, что любое возмущение (например, порыв ветра), которое поднимает нос, создает момент тангажа вверх, который имеет тенденцию еще больше поднимать нос. С тем же возмущением наличие хвостового оперения создает восстанавливающий момент тангажа при опускании носа, который может противодействовать естественной нестабильности крыла и сделать самолет устойчивым в продольном направлении (во многом так же, как флюгер всегда направлен против ветра). (Со страницы Википедии о стабилизаторах)

Хвостовое оперение не создает подъемной силы. Можно сказать, что это создает «отрицательный подъем». Причина, по которой многие первые авиаторы были убиты, заключается в том, что хвостовое оперение создавало подъемную силу, чтобы помочь самолету летать, что приводило к неустранимому срыву хвостового оперения с поднятым носом. Большинство современных самолетов сконструированы таким образом, что при уменьшении воздушного потока эффект / импульс, создаваемый хвостовой поверхностью, уменьшается, чтобы предотвратить ранее упомянутое состояние.

Крылья (которые имеют поперечное сечение аэродинамического профиля) создают подъемную силу (в основном силу, действующую противоположно весу), которая действует на расстоянии от центра тяжести (ЦТ), поэтому сила передается на ЦТ как сила и момент (в направлении по часовой стрелке). ), которые приводят к движению вверх по тангажу

Чтобы уравновесить этот момент, используется хвост, который создает подъемную силу (маленькую по сравнению с той, что создается крыльями), поэтому, если мы передаем в ЦТ силу и момент (поскольку он создает меньшую подъемную силу, его следует размещать далеко от ЦТ), этот момент действует против часовой стрелки. направлении, тем самым нейтрализуя момент от крыльев ... Таким образом делая самолет устойчивым ...

Абсолютное значение подъемной силы, создаваемой хвостовым оперением, варьируется и зависит от фазы, в которой находится ваш самолет в данный момент:

Взлет (закрылки выпущены): сильный снос
Набор высоты (без закрылков): в основном подъемная сила (незначительная)
Крейсерский полет (без закрылков): снос
Посадка (закрылки выпущены): сильный снос

За счет расхода топлива снижается вес самолета в полете. Это может изменить положение вашего центра тяжести, а это, в свою очередь, повлияет на абсолютную величину подъемной силы/дрейфа. Обычно |дрейф| увеличивается, другими словами, во время полета подъемная сила хвостового оперения уменьшается.

Несколько слов о стабильности: Просто подумайте о равновесии моментов.
Центр тяжести находится рядом с основным крылом. Подъемная сила основного крыла очень близка к зубцу, снос хвостового оперения довольно далеко от него. Сумма всех моментов равна нулю, они будут уравновешивать самолет при порывах ветра и т.д.