Was passiert aerodynamisch, wenn wir ein Flugzeug trimmen?

Dies hängt vom jeweiligen Flugzeug, der Anordnung der Auftriebsflächen und deren Gestaltung ab, um sowohl die statische als auch die dynamische Stabilität zu gewährleisten.

Betrachten Sie für einen einfachen Fall ein traditionell konstruiertes Flugzeug mit einem Flügelsatz, der ungefähr in der Mitte eines Rumpfes mit einem horizontalen Leitwerk am Leitwerk platziert ist.

Das Design bietet sowohl eine gute statische Stabilität als auch eine gute dynamische Stabilität.

Dies geschieht, indem der Schwerpunkt (CG) vor dem Auftriebszentrum (CP) für den Hauptflügel platziert wird und das Leitwerk veranlasst wird, eine nach unten gerichtete Auftriebskraft zu erzeugen, um das Moment auszugleichen, das durch den Abstand zwischen dem CG und dem CP verursacht wird. Dies ist zwar keine so effiziente Hebeanordnung wie andere Konstruktionen wie ein Canard-Vorschiff, bildet jedoch eine natürlich stabile Plattform in Bezug auf die Längsstabilität. Das Flugzeug bleibt nur dann stabil, wenn sich diese beiden Momente gegenseitig aufheben und bewirken, dass das Nettomoment um den Schwerpunkt Null ist UND wenn das Design natürlich zu einem Nullmoment um den Schwerpunkt zurückkehrt, wenn Geschwindigkeiten und Fluglagen dynamisch geändert werden.

Für die Trimmung betrachten wir hier nur die Nicktrimmung für die Längsstabilität. Ein Flugzeug, das für den Reiseflug mit einer bestimmten Fluggeschwindigkeit und einer bestimmten Höhe getrimmt ist, hat ein Netto-Längsmoment um den Schwerpunkt von Null. Wenn das Flugzeug seine Fluggeschwindigkeit erhöht, ist die Leitwerksanordnung so ausgelegt, dass es seine Abwärtskraft erhöht, wodurch ein Nickmoment mit der Nase nach oben erzeugt wird. Dies wiederum verringert die Fluggeschwindigkeit, was dazu führt, dass der Auftrieb des Leitwerks nach unten wieder abnimmt, was dazu führt, dass die Nase wieder nach vorne neigt, bis wieder ein Kräfte- und Momentengleichgewicht erreicht ist, das der ursprünglichen Fluggeschwindigkeit entspricht, auf die das Flugzeug getrimmt wurde. Um einen geraden und waagerechten Flug bei einer höheren Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, verringert die Trimmaktion den Auftrieb, den das Höhenleitwerk bei der neu gewählten Fluggeschwindigkeit erzeugt.

Das Längstrimmen kann auf verschiedene Arten erreicht werden, von denen die erste ein Konstruktionsmerkmal ist, das den Anstellwinkel des Höhenleitwerks im Flug ändern kann, um die von ihm erzeugte Auftriebskraft zu ändern. Dies ist bei Jetlinern und anderen großen Flugzeugen üblich, bei Leichtflugzeugen jedoch aufgrund des übermäßigen Gewichts der Struktur nicht üblich. Eine weitere Option für kleinere Flugzeuge ist die Installation einer beweglichen Servo- oder Antiservo-Lasche auf den Höhenruderoberflächen. Diese Laschen zwingen die Höhenruder in eine neue neutrale Position, wodurch wiederum die Auftriebskraft vom Höhenleitwerk verändert und ein getrimmter Zustand geschaffen wird.

In Bezug auf die ursprüngliche Frage fällt der Netto-CP, dh die kombinierte Position des Druckmittelpunkts der Flügel und des Druckmittelpunkts des Höhenleitwerks, mit dem Schwerpunkt auf der Längsachse eines getrimmten Flugzeugs zusammen. Wenn das Flugzeug beschleunigt, bewegt sich der NET-CP nach vorne vom Schwerpunkt, wodurch das Flugzeug ohne zusätzliches Trimmen nach oben fährt, um es zurückzubringen. Wenn das Flugzeug langsamer wird, bewegt sich der NET-CP in ähnlicher Weise hinter den Schwerpunkt, was dazu führt, dass das Flugzeug ohne zusätzliches Trimmen nach unten fährt.

Ich biete eine einfachere und direktere Antwort: In einem getrimmten Zustand ist es ein Gesamt- CP , der mit dem CG übereinstimmen muss, und dies ist im Wesentlichen per Definition und es hängt nicht "vom betreffenden Flugzeug ab" .

(Wir beschränken uns hier der Einfachheit halber auf die Nickbewegung und ignorieren mögliche Auswirkungen von Schub und Widerstand, welche Linie möglicherweise nicht genau durch CG verläuft und welches Moment dann kompensiert werden muss).

Unter der gleichen Bedingung liegt AC hinter CG (und CP) für ein statisch stabiles (in der Nicklage) Flugzeug. Stellen Sie sich vor, das Flugzeug wird gestört und neigt sich (oder erfährt einen Aufwind; Tatsache ist, dass seine AoA vorübergehend zunimmt). Der zusätzliche Auftrieb aufgrund der erhöhten AoA wird bei AC angewendet (jetzt durch die Definition von AC), und da AC hinter CG liegt, erzeugt es einen Pitch-Down-Moment, der das Flugzeug in die ursprüngliche AoA zurückbringt, bis dieser zusätzliche Auftrieb beseitigt ist und alles kehrt zum alten Gleichgewicht zurück. Dies ist die Definition von (statischer) Stabilität.(*)

Daraus folgt – und es ist wichtig, sich das klar vor Augen zu führen – dass ein Flugzeug auf eine bestimmte AoA getrimmt ist . Nicht die Fluggeschwindigkeit, nicht die Neigung. Bei einer bestimmten Trimmung (für einen stabilen Horizontalflug) können Sie mit höherer Geschwindigkeit und höherer Last fliegen, beispielsweise in einer Kurve oder Spirale.

Eine andere Sache, die helfen kann, Verwirrung zu vermeiden, ist zu verstehen, dass AC ein sehr theoretischer, abstrakter Punkt ist. Es ist nur zur Vereinfachung der Stabilitätsanalyse definiert und so definiert, dass es sich nicht bewegt (innerhalb einer angemessenen AoA). Im Flug kann man es also nicht beliebig "positionieren", genauso gut kann man in den meisten Fällen den CG nicht viel bewegen. In gewissem Sinne erfolgt die gesamte Steuerung durch Verschieben des CP (des gesamten Flugzeugs).

Gleichzeitig können CP und CG als "reale" Punkte betrachtet werden, an denen eine bekannte reale Kraft angewendet wird (obwohl beide in Wirklichkeit auch Abstraktionen sind). Wenn Sie ein Gleichgewicht benötigen, dh einen Mangel an Gesamtmoment, möchten Sie, dass Auftrieb und Schwerkraft am selben Punkt wirken. (Denken Sie daran, dass wir Momente von anderen Kräften vernachlässigt haben, die oft klein sind).

(*) Längsstabilität wird oft fälschlicherweise durch Geschwindigkeit erklärt: Das Flugzeug neigt sich nach oben, verliert an Geschwindigkeit und "will" dann durch Herunternicken zum Beschleunigen auf die getrimmte Geschwindigkeit zurückkehren. Das ist falsch; Der Pitch-down-Moment entsteht sofort, wenn die AoA wächst, viel früher als jede nennenswerte Geschwindigkeitsänderung (falls vorhanden). Wenn Flugdynamiker von statischer Längsstabilität sprechen – und genau da taucht der Begriff AC auf – sprechen sie eigentlich von AoA-Stabilität. Die Fluggeschwindigkeit spielt dort nicht einmal eine Rolle (oder besser gesagt, die Änderung der Fluggeschwindigkeit ist es nicht). Es ist diese AoA-Stabilität, die das Flugzeug für Menschen flugfähig macht.

Wenn wir nur die Fluggeschwindigkeit stören, wie in Carlos Antwort, z. B. durch Erhöhen des Schubs, ist ein anderer Prozess involviert. Erstens (wenn man einige feine Effekte ignoriert), beginnt der Auftrieb schnell zuzunehmen (als Quadrat zur Geschwindigkeit). Aber diese Erhöhung kommt nicht bei AC; Denken Sie daran, dass es bei AC nur um AoA geht! Da wir (zumindest anfangs) dieselbe AoA beibehalten, erhalten Sie eine proportionale Erhöhung des Auftriebs an Flügel und Heck, sodass das Gesamtgleichgewicht erhalten bleibt und der Auftrieb bei CP = CG zunimmt. Infolgedessen beginnt das Flugzeug nach oben zu beschleunigen (aber nicht im normalen Sinne zu „steigen“). Nun bedeutet dies eine Verringerung der AoA, und abgesehen von der Dämpfung des Auftriebs selbst löst dies die normale AoA-Reaktion aus, dh den Versuch, sie wieder auf die getrimmte AoA zu erhöhen, dh nach oben zu neigen.

Beachten Sie, dass ich den Heckabtrieb nicht erwähnt habe. Es ist nicht wirklich eine Voraussetzung. Es ist nur ein übertriebener Weg, um eine rückwärtige AC-Position sicherzustellen. Aber Sie müssen es nicht einbeziehen, um die Stabilität zu erklären, wenn Sie AC bereits definiert haben. Der Abtrieb ist nur ein Implementierungsdetail, wie Programmierer sagen.