Warum führt eine Instabilität in der Neigung zu einem niedrigeren Trimmwiderstand für ein Flugzeug mit Heck?

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Die Grundidee ist, dass je weiter der Schwerpunkt vom Druckzentrum (oder Auftriebszentrum, je nach Terminologie) entfernt ist, desto mehr Auftrieb muss das Höhenleitwerk erzeugen. Je mehr Auftrieb ein Strömungsprofil erzeugen muss, desto mehr induzierter Widerstand wird resultieren. Der Trimmwiderstand ist speziell der induzierte Widerstand, der vom horizontalen Stabilisator erzeugt wird. Der horizontale Stabilisator kann tatsächlich sowohl positiven (aufwärts) als auch negativen (abwärts) Auftrieb erzeugen, aber der negative Auftrieb hat den noch schlimmeren Effekt, dass die Flügel mehr Auftrieb erzeugen müssen, um den Abwärtsauftrieb zu kompensieren, wie im Boldmethod-Artikel gezeigt.

Dass der Schwerpunkt im Druckmittelpunkt liegt, ermöglicht es dem Flugzeug auch, manövrierfähiger zu sein, da weniger Kraft von dem horizontalen Stabilisator erforderlich ist, um ein Manöver einzuleiten. Aus diesem Grund neigen Kampfflugzeuge dazu, in Längsrichtung instabil zu sein, und verwenden Fly-by-Wire, um dies auszugleichen.

Die Längstrimmung wird erreicht, wenn das gesamte Nickmoment des Flugzeugs Null ist. Abgesehen von einigen Sonderfällen erzeugt das Heck (oder die Höhenruder bei schwanzlosen Flugzeugen) einen gewissen Auftrieb, um das Nickmoment des Flügelkörpers auszugleichen . Wenn daher das Heck einen negativen Auftrieb erzeugt (wodurch ein Moment nach oben bereitgestellt wird), muss der Flügelkörper härter arbeiten (dh eine höhere AOA), um das Flugzeugniveau zu erzeugen$C_L$für Horizontalflug erforderlich.

Lassen Sie uns an dieser Stelle definieren, was Trimmwiderstand eigentlich ist. Der Trimmwiderstand ist das Ensemble aus: zusätzlichem induzierten Widerstand durch Einfallen des Hecks (oder Höhenruder oder Höhenruder) plus zusätzlichem induzierten Widerstand vom Flügelkörper aufgrund einer höheren AOA, die erforderlich ist, um die Gesamtheit zu erreichen$C_L$, plus zusätzliche Interferenz/viskoser Widerstand aufgrund von Auslenkungen der Steuerflächen. Die erste und dritte Komponente sind tatsächlich relativ klein im Vergleich zur zweiten Komponente. Wenn Sie keinen großen Ruderausschlag haben, kommt der Großteil des Trimmwiderstands tatsächlich vom Verlust des Auftriebs!

Wenn das Flugzeug Nickstabil und getrimmt ist, gibt es eine Reduzierung von$C_{L_{\alpha}}$im Vergleich zum ungetrimmten Fall. Wenn der statische Spielraum reduziert wird, wird die Menge des negativen Auftriebs vom Heck reduziert und die Auftriebsneigung verbessert sich. Dies verbessert auch den Trimmwiderstand.

Die folgenden Diagramme veranschaulichen die Auswirkung des statischen Rands mit getrimmtem Rand$C_{L}$, Menge an h-Stab, die zum Trimmen und Trimmen des Luftwiderstands benötigt wird, erzeugt mit typischen Flugzeuggeometrien und Aerodynamik:

Es ist wirklich einfach. Um das Flugzeug in der Luft zu halten, muss die GESAMTsumme von Auftrieb und Abtrieb (plus oder minus) gleich dem Gewicht des Flugzeugs sein und diesem entgegenwirken. Wenn der Auftrieb vom Heck das Flugzeug nach unten in Richtung Erde zieht (wie bei einem positiv statischen stabilen Flugzeug), muss der Auftrieb vom Flügel höher sein (um das Doppelte des Herunterziehens des Hecks), um dem entgegenzuwirken. Der Gesamtauftrieb abzüglich des Gesamtauftriebs nach unten muss gleich dem Flugzeuggewicht sein. Da also der gesamte Auftrieb nach oben und unten beide einen Widerstand erzeugen, muss es mehr Widerstand geben.

  Say the aircraft weighs 1000 pounds and say that drag is 10% of total lift
          Wing Lift      tail Lift     Result       Total lift    Drag
 Stable    1200 lbs      -200 lbs      1000 lbs      1400 lbs    140 lbs    
 Unstable  800 lbs        200 lbs      1000 lbs      1000 lbs    100 lbs     

Andere Frage, gleiche Antwort. Aktive Stabilität ermöglicht die$c.g.$hinter dem Auftriebsmittelpunkt zu sein, wodurch die damit verbundene aerodynamische Instabilität kompensiert wird.

Bei passiver statischer Längsstabilität (durch Luftkräfte) das gesamte Auftriebszentrum$C_N$muss hinter dem Schwerpunkt liegen. Bei allen Anstellwinkeln und Geschwindigkeiten, bei abgerissenen Flügeln usw. Die einzige passive Lösung, die unter allen Umständen immer sicher ist, ist das aerodynamische Zentrum$a.c._w$Hinter$c.g.$, wodurch immer ein Moment nach unten entsteht, das dann durch ein aerodynamisches Moment nach oben vom Höhenleitwerk kompensiert werden muss: negativer Auftrieb. Wir müssen dies also durch mehr Auftrieb vom Hauptflügel mit dem damit verbundenen induzierten Widerstand kompensieren.

Das ist die passive, aerodynamische Lösung. Wenn wir es zulassen$n.p._{fixed}$vor dem sein$c.g.$, hilft das Leitwerk immer dabei, Auftrieb zu erzeugen, nicht ihn zu zerstören. Im Reiseflug können wir das Flugzeug auf ein neutrales Nickmoment trimmen, aber wenn es eine Störung des Anstellwinkels gibt (wie eine vertikale Böe), erzeugt der Hauptflügel mehr Auftrieb als das Leitwerk (es ist sinnvoll, den Hauptflügel am meisten zu machen). effizient.) Aber das bedeutet, dass jede Störung in der AoA eine plötzliche, nicht stabilisierte Reaktion mit der Nase nach oben hervorrufen wird: statische Instabilität.

Die einzige Lösung, um die verwenden zu können$n.p._{fixed}$ Vor $c.g.$Situation, ist die Verwendung aktiver Stabilität. Jeder Störung des Nickmoments wird sofort durch eine automatische Höhenruderauslenkung entgegengewirkt, wie z. B. beim senkrechten Balancieren eines Stocks auf einer offenen Handfläche oder beim Einradfahren.

Dieses Prinzip gilt sowohl für den Unterschall- als auch für den Überschallflug. Aber Überschall zu machen bedeutet, dass sich das Druckzentrum nach hinten verschiebt: Mach Tuck. Das Flugzeug könnte sein:

• passiv statisch stabil im Überschallflug, instabil im Unterschallflug.
• passiv statisch instabil im Überschallflug und viel instabiler im Unterschallflug.

Sie benötigen ein Bild eines dritten Flugzeugs mit dem Schwerpunkt direkt unter dem Flügelhubpfeil. Beachten Sie, dass die Höhenruder weder oben noch unten sind. Dies ist die niedrigste Luftwiderstandskonfiguration, da nach oben oder unten gerichtete Höhen den Luftwiderstand hinzufügen. Höhenruder (statisch stabil) sind etwas schleppender (weil sie den Flügel dazu zwingen, härter gegen ihren Abtrieb zu arbeiten) als Höhenruder nach unten (statisch instabil), aber beide sind schleppender als keine Höhenruderauslenkung.

WICHTIG FÜR DIE GESTALTUNG:

Es ist die Aufgabe der horizontalen Stabilisatoren, den optimalen AOA des Einzelflügels (seit den 1920er Jahren) einzustellen, während sich der Hstab im Flug bei einem Anstellwinkel von 0 (geringster Luftwiderstand) befindet. Der Einfallsunterschied wird DECALAGE des horizontalen Stabilisators genannt (siehe B-52). Der Schwerpunkt gehört optimalerweise DIREKT UNTER den Auftriebsschwerpunkt. Der horizontale Stabilisator muss ein ANGEMESSENES VOLUMEN haben, um diesen Flügel an Ort und Stelle zu halten.

Als nächstes entscheidet man, wie viel statische Stabilität (Geschwindigkeitsstabilität) man aus Sicherheitsgründen im Flugzeug haben möchte. Dies hängt von der Gewichtsplatzierung des Kraftstoffs und der Nutzlast sowie von möglichen Verschiebungen des CP aufgrund einer Änderung der Drehmomentfaktoren AOA und ENGINE THRUST ab. Ohne aktive Stabilitätskontrolle (Computersteuerung) wird diese generell positiv eingestellt.

Das Einstellen auf statische Stabilität und das aerodynamische Trimmen wird normalerweise mit einer kleinen Trimmflosse erreicht. Leider scheint dies bei modernen Designern zu dem Glauben geführt zu haben, dass ein winziges horizontales Leitwerksvolumen in Ordnung ist und Computer alles lösen werden.

Wir haben sogar Diagramme, die uns zeigen, dass die Schaffung eines statisch instabilen Tandems (Doppeldecker) Treibstoff spart.

Es kann hilfreich sein, jeden Morgen damit zu beginnen, sich ein Piper Cub anzusehen.