Должен ли момент подачи быть вверх или вниз?

Все пункты, которые вы упомянули, верны (для придирок: пункт 5 верен только ниже трансзвуковых скоростей). То, что момент тангажа крыла направлен носом вверх, вероятно, потому, что таким образом он положителен - не более того. Эскиз, который вы разместили в своем вопросе, довольно плохой, с центром тяжести, расположенным за средней хордой, когда он должен быть ближе к аэродинамическому центру.

Действительно, если у вас положительный развал, центр давления крыла находится за аэродинамическим центром, поэтому момент тангажа крыла вокруг аэродинамического центра должен быть направлен носом вниз. Однако, если вы предполагаете, что центр тяжести изолированного крыла находится на середине хорды, центр давления обычно находится между четвертью хорды и средними точками, поэтому крыло само по себе будет подниматься вверх, потому что оно наклоняется вокруг центра. сила тяжести. Момент зависит от точки отсчета.

Вы уже смотрели на этот ответ для объяснения статической стабильности? Дайте мне знать, если что-то останется неясным.

Что касается момента тангажа, необходимо рассмотреть два различных случая: аэродинамический профиль и весь самолет, оба в диапазоне углов атаки (AoA). Вопросы сосредоточены только вокруг основного крыла, в ОП изображен весь самолет, что создает некоторую путаницу.

1. Аэродинамический профиль . Как упоминал @quietflyer, аэродинамический профиль с положительным изгибом действительно способствует моменту тангажа. Величина момента тангажа зависит от угла атаки, как показано на графике ниже.

   • Обратите внимание, что график построен$C_m$как функция$\alpha$(AoA), а момент M =$C_M \cdot \alpha$.
   • Константа$C_M$означает, что момент тангажа зависит от угла атаки линейно.
   • Для этого крыла и для многих других$C_M$постоянна, когда точка оси момента выбрана на средней аэродинамической хорде крыла. Знак$C_M$отрицательно: нос вниз. Точка оси момента может быть выбрана в любом месте крыла, но точка, где$C_M$постоянна, оказывается очень удобной точкой определения и называется аэродинамическим центром.

2. Весь самолет. Самолет должен быть устойчивым в продольном направлении, что означает, что самолет возвращается в исходное положение после столкновения с аэродинамическим возмущением. Момент равновесия всего самолета считается вокруг центра тяжести (ЦТ), потому что именно здесь вращается ответное движение. Есть еще много частей самолета, способствующих равновесию момента тангажа, как показано на рисунке ниже из этого ответа - для ясности исходная точка оси X выбрана перед самолетом.

   • MAC изображен вдали от CoG. MAC также является воображаемой центральной точкой подъемной силы крыла.$N_W$, которая увеличивается с AoA. Для всего самолета это соответствует вкладу момента основного крыла в полете от момента поднятия носа, где$N_W$не равен нулю.
   • Горизонтальное оперение с силой способствует тангажному моменту$N_H$. На рисунке эта сила направлена ​​вверх, создавая момент качки носом вниз. Этот ответ описывает ситуацию, когда горизонтальное оперение приводит к продольно устойчивому самолету.
   • Для самолета в балансировочном положении полный момент тангажа равен нулю. Если он сталкивается с аэродинамическим возмущением, его угол атаки изменяется, и возвращение в уравновешенное положение означает, что$C_M$как функция AoA должна быть отрицательной.
   • Продольную устойчивость следует учитывать во всем диапазоне угла атаки и бокового скольжения, включая сваливание. В срыве и вокруг него моменты и силы нельзя считать линейными. Крайне важно, чтобы в случае частичного срыва горизонтального хвостового оперения, например, при сильном боковом скольжении, носовая часть наклонялась вниз, поэтому на малой скорости самолет балансируется вокруг ЦТ так, что хвостовое оперение создает направленную вниз силу.

Но я бы предположил, что центр давления находится ниже по потоку на аэродинамическом профиле, чем аэродинамический центр ...

Введение центра давления запутывает всю картину, так как он меняется в зависимости от угла атаки, и мы не можем построить ситуацию с моментом тангажа, которая действительна для широкого диапазона угла атаки. Лучше забыть об использовании аэродинамического центра вместо этого в общих соображениях стабильности и контроля.

момент тангажа показан носом вверх

Петр упомянул об этом в своем ответе, но давайте объясним это:

В тех случаях, с которыми я сталкивался, круговая стрелка, нарисованная по часовой стрелке (носом вверх), просто указывает направление положительного$M$.

Однако реальный момент отрицательный на типичных режимах полета, так что, как вы говорите, носом вниз.

Так же, как гидроборт$L_t$нарисовано стрелкой вверх, что указывает на то, что положительный$L_t$соответствует поднятой вверх хвостовой подъемной силе, хотя у многих самолетов хвостовая подъемная сила на типичных режимах полета направлена ​​вниз, т. е. отрицательна.