Warum sorgen Höhenleitwerke für Abtrieb, wenn nicht für statische Längsstabilität?

Einfache Antwort: Um genügend statische Stabilität und einen breiteren Schwerpunktbereich zu bieten.

Der Auftrieb am Heck wird negativ, wenn mehr Stabilität gewünscht wird als ohne Last am Heck erreichbar ist. Ein weiterer Grund ist eine nach vorne versetzte Schwerpunktlage durch das Beladen und Sichern der Ladung an Bord oder eine ungleichmäßige Entleerung der Kraftstofftanks.

Für die Verwendbarkeit darf der Schwerpunkt jedes Flugzeugs innerhalb klar festgelegter Grenzen variieren . Das Vorwärtslimit wird normalerweise bestimmt durch:

• Maximale Haftkräfte bei einem Klimmzugmanöver (die früher zum Beispiel in MIL-F-8785C §3.2.3.5 spezifiziert waren). Während der Zertifizierungsflüge der Do-228 für die CAA flog der Pilot einen Sturzflug mit voller vorderer Schwerpunktlage und ließ die Trimmung vollständig weglaufen, wobei er zu lange wartete, um Korrekturmaßnahmen zu ergreifen. Seine letzten Worte waren „Hilf mir auf den Stock!“.
• Maximale Haftkräfte über Belastungsfaktor. Wenn der Pilot positive gs ziehen muss, sollte das Flugzeug nicht zu sehr zurückschlagen.
• Ausreichende Kontrollbefugnis im Bodeneffekt. Beim Fliegen in Bodennähe wird die Wirkung des Höhenruders reduziert. Um genügend Pitch-Control-Autorität zum Drehen und Abheben zu haben, darf der Schwerpunkt nicht zu weit vorne sein. Dies zu vernachlässigen führte bei der Entwicklung der F-18 zu einem klobigen Fix , der Rudervorspur .
• Geschwindigkeitsstabilität: Das Flugzeug sollte die getrimmte Geschwindigkeit auch bei böigem Wetter beibehalten, ohne dass ständige Eingaben des Piloten erforderlich sind. Das ist der Hauptgrund für negative Hecklasten: Komfort.

Denn die sichere Situation ist: ein Gravitationsmoment Nase nach unten, getrimmt mit einem aerodynamischen Moment Nase nach oben. Bei allen Flugbedingungen. Die kritische Situation ist nicht der Reiseflug, sondern die Bedingungen bei niedriger Geschwindigkeit.

1. Bei TO und Landung ist der Anstellwinkel hoch: eine Haltung mit der Nase nach oben, die durch eine nach unten gerichtete Heckkraft befohlen wird. Die Geschwindigkeit ist niedrig, daher wird die große Kraft durch eine große Aufwärtsauslenkung des Höhenruders und/oder einen negativen Stabilisatoreinfall erreicht. Der AoA-Bereich reicht von etwa Null im Reiseflug bis zu 15-20 Grad Nase nach oben: Der erforderliche Höhenruderbereich reicht von Nullausschlag bis zu großem Aufwärtsausschlag (plus überlagerte Manöveranforderungen nach unten und oben). Die durchschnittlich erforderliche Kraft ist nach unten gerichtet.
2. Sie möchten niemals, dass die horizontale Steuerfläche abreißt, aber insbesondere nicht bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten = während Start und Landung, den kritischsten Phasen des Fluges. Wenn Sie das Heck in einem niedrigeren durchschnittlichen Einfallswinkel als den Hauptflügel platzieren, bedeutet dies, dass ein Anstellwinkelspielraum vorhanden ist: Wenn sich der Hauptflügel dem Stall AoA nähert, hat die Heckoberfläche etwas AoA übrig, bevor sie abreißt. Dies impliziert, dass im Reiseflug, wenn der Flügel einen Neigungswinkel von Null hat, das horizontale Leitwerk einen negativen Neigungswinkel hat.

3. Aber trotz der geringeren Inzidenz könnte das horizontale Leitwerk abreißen oder teilweise abreißen, beispielsweise bei einem Seitenschlupf, wo ein großer Teil des horizontalen Leitwerks hinter dem hinteren Rumpf liegt. Wenn dies der Fall ist, möchten wir, dass das Flugzeug einen Moment mit der Nase nach unten hat, nicht einen Moment mit der Nase nach oben. Wenn der Flügel noch nicht abgewürgt ist, ist die Auftriebskraft jetzt nicht in np$_{fixed}$mehr, aber in ac$_W$Und das impliziert, dass sich in der obigen Situation die Nase nach oben bewegt und der Hauptflügel ebenfalls abgewürgt wird. Nur wenn der cg vor dem ac steht$_W$und die Heckkraft nach unten gerichtet ist, wird es in einer Situation mit abgewürgtem Heck immer ein Moment mit der Nase nach unten geben.
4. Und analog zu 2. und 3.: Es muss sichergestellt sein, dass es in allen Flugsituationen, bei allen Fluggeschwindigkeiten, allen Anstellwinkeln, allen Schiebewinkeln ein stabilisierendes Moment gibt. Das ist schwer zu garantieren, wenn der Hauptflügel für die sauberste aerodynamische Strömung optimiert ist und sich der Stabilisator im Kielwasser des Hauptflügels befindet: Die Effizienz des Hauptflügels wird unter allen Umständen höher sein. Durch die Wahl eines Gleichgewichtszustands, bei dem das horizontale Leitwerk einen Abtrieb und damit weniger Auftrieb mit zunehmender AoA erzeugt, wird dieses Problem gelöst und die Garantie kann ausgestellt werden, ohne dass eine zusätzliche Analyse erforderlich ist. Sehr gut in den alten Tagen der Luftfahrt, vor CFD.

Beachten Sie, dass alle oben genannten Überlegungen im Reiseflug nicht wirklich ein großes Problem darstellen: Kann das horizontale Höhenleitwerk jemals auf eine vertikale Windböe mit einer Geschwindigkeit treffen, die es zum Stillstand bringen kann? Das Geschwindigkeitsdreieck sagt nein, das wird in 10 wahrscheinlich nicht vorkommen$^9$Flugstunden. Ein großes Flugzeug kann entspannte statische Stabilität im Reiseflug anwenden: Kraftstoff in die Hecktanks pumpen und den durchschnittlichen Abwärtsdruck plus den damit verbundenen Trimmwiderstand auf ein Minimum reduzieren, da die AoA im Reiseflug sehr gering ist. Oder trimmen Sie so, dass der Stabilisator eine Auftriebskraft hat, wie in der Zeichnung, wo statische Stabilität herrscht. Aber bei Start und Landung müssen die Trimmtanks leer sein!

Der zusätzliche Aufwand für die Zertifizierung dieser Situation ist eine ausführlichere Analyse unter Berücksichtigung von Böen in Reiseflughöhe und des Einflusses auf die statische Stabilität: Gibt es vertikale Böen mit einer höheren Frequenz als 10?$^{-9}$Flugstunde, die die statische Stabilität zerstören kann? Eine solche Analyse war in den Anfängen der Luftfahrt unmöglich, heute ist sie natürlich möglich.

Obwohl die Antwort nicht absolut ja ist, lautet die Antwort in fast allen herkömmlich konstruierten Flugzeugen (wo sich die Höhenrudersteuerung hinter dem Hauptflügel befindet, nicht einem Canard) JA, das ist der Grund.

Wenn sich die Höhenrudersteuerung hinter dem Hauptflügel befindet und es einen signifikanten Größenunterschied zwischen dem Hauptflügel und der Leitwerksfläche gibt, befindet sich das gesamte aerodynamische Zentrum hinter dem Schwerpunkt und das aerodynamische Zentrum (das Druckzentrum) des Hauptflügels (der subsonisch bei 25% des MAC-Punktes liegt) wird auch hinter dem CG liegen, nicht davor. Daher erzeugt der Auftrieb vom Hauptflügel ein Nickmoment mit der Nase nach unten, und daher muss das Heck gewölbt und mit negativem Einfall installiert werden, um einen negativen (nach unten gerichteten) Auftrieb und ein Nickmoment mit der Nase nach oben zu erzeugen, um dem entgegenzuwirken.

Um das aerodynamische Zentrum des Hauptflügels vor dem Schwerpunkt in einem Flugzeug zu positionieren, das mit der Höhenleitwerkssteuerfläche am Heck konstruiert ist, und dennoch das gesamte aerodynamische Zentrum hinter dem Schwerpunkt liegt (notwendig für positive statische Stabilität), ohne dies zu berücksichtigen die relativen Einfallswinkel, die relativen Verhältnisse des Hauptflügel-Momentarms zum Heckflächen-Momentarm und das Verhältnis des vom Hauptflügel erzeugten Auftriebs zum vom Heck erzeugten Auftrieb, wie im Diagramm in @Koyovis dargestellt Antwort müsste die folgende Ungleichung erfüllen.

1. W = Auftrieb vom (vorderen) Hauptflügel
2. T = Heben von der Höhenrudersteuerung (Heck)
3. w = Länge des Momentarms vom Hauptflügel AC bis CG
4. t = Länge des Momentarms von der Höhenrudersteuerung AC zu CG

Damit sich der Gesamt-AC in einem Flugzeug, das mit einem Hauptflügel-AC vor dem CG konstruiert ist, hinter dem CG befindet, müsste Folgendes zutreffen.

     t/w > W/T

dh das Verhältnis des Hecksteuermomentarms zum Hauptflügelmomentarm muss größer sein als das Verhältnis von Hauptflügelauftrieb zu Heckauftrieb. Und es muss deutlich größer sein, denn je näher diese Verhältnisse an der Gleichheit liegen, desto näher an der neutralen Stabilität ist das Flugzeug. Die Ungleichheit muss also groß genug sein (ich gestehe, ich weiß nicht, wie viel das ist), aber sie muss groß genug sein, um positive Stabilität zu erzeugen. Um es größer zu machen, müssen Sie w kleiner machen (den Flügel-AC näher zum Schwerpunkt bewegen) oder t größer machen (den Schwanz weiter nach hinten bewegen) oder die relativen Größen der Flügel- und Schwanzoberfläche angleichen (den Schwanz größer machen). und der Flügel kleiner). Diese Konfigurationen sind möglich und Flugzeuge wurden so konstruiert, aber es ist die Ausnahme, nicht das häufigste Flugzeugdesign.

Hier gibt es viele Erklärungen, aber die einfachste Erklärung, die ich geben kann, ist die Abwärtskraft des Hecks. Der Abtrieb des Hecks wirkt dem Rotationsauftriebsmoment des Primärflügels entgegen. Dies kann mit einem Design mit Canards überwunden werden. Es gibt jedoch Nachteile für dieses spezielle Design.