Wie wird das Problem der Fehlausrichtung des Auftriebszentrums und des Schwerpunkts in Delta-Flügelflugzeugen gelöst?

Da Flugzeuge mit Flügeln von Delta keine horizontalen Stabilisatoren haben, um Abtrieb zu erzeugen, wie wird dieses Problem gelöst?

Ein Flugzeug benötigt zur Stabilität keine Abwärtskraft auf das Heck. Es wird lediglich weniger Auftrieb pro Bereich benötigt .
Alle Flugzeuge müssen, um den Flug in einem beliebigen statischen, stabilen Zustand aufrechtzuerhalten, in einem Rotationsgleichgewicht sein, das an ihrem Schwerpunkt anliegt. dh die Summe aller Nickmomente um den Schwerpunkt muss sich zu Null summieren. Jeder Zustand, in dem die Summe der Nickmomente nicht null ist, verursacht eine Nick- oder Anstellwinkeländerung, die entweder (wenn stabil) bis das Flugzeug das Nickmomentgleichgewicht erreicht oder (wenn es instabil ist) auf unbestimmte Zeit fortgesetzt wird. Der Auftrieb pro Flächeneinheit hat damit rein gar nichts zu tun.
Der zahlreichste Jet, der jemals produziert wurde, die MiG-21, war ein Delta mit Schwanz. Sie scheinen nach schwanzlosen Flugzeugen zu fragen, was eine ganz andere Sache ist. Glaubst du überhaupt, dass es in dieser Hinsicht einen Unterschied zwischen Pfeil- und Deltaflügeln gibt? Bitte bearbeiten Sie Ihre Frage, um zu verdeutlichen, was Sie meinen.
@CharlesBretana Während das, was Sie sagen, absolut richtig ist, ist der letzte Satz falsch. Damit sich das gewünschte Nickmoment über den Anstellwinkel ändert, zählt der relative Auftrieb pro Fläche zwischen Vorder- und Rückseite / Teilen des Flügels.
@Peter, vielleicht sollte diese Diskussion, da sie detailliert ist, woanders sein, aber nennen Sie sie falsch, weil ich das Wort "absolut" verwende? Es ist klar, dass es nicht ausreicht, nur relative Werte von „Auftrieb/Fläche“ aufzunehmen (wie weit vom Schwerpunkt entfernt werden diese Auftriebskräfte angewendet?!), Aber möglicherweise irreführend, da es die Momente sind, die erzeugt werden, und wie sich diese Momente ändern wenn sich AOA ändert, bestimmt dies die Stabilität oder deren Fehlen. Würden Sie nicht zustimmen?
Um die OP-Frage zu beantworten, müssen Sie die Auftriebs * Verteilung "über die Oberfläche des Flügels von der Vorder- zur Hinterkante analysieren. Wir verwenden so oft vektorielle Summierungen der tatsächlichen, realen Auftriebskräfte, dass wir vergessen, dass es sich um technische Bequemlichkeiten handelt Wird verwendet, um Klarheit zu schaffen oder Berechnungen zu erleichtern. Die tatsächlichen Kräfte stammen von Molekülen, die auf die Oberfläche der gesamten Flugzeugzelle treffen. Bei einem schwanzlosen Deltaflügelflugzeug neigen die Auftriebskräfte an der Vorderseite des Flügels die Nase nach unten und die Rückseite des Flügels erzeugt einen Auftrieb nach unten (und ein Moment mit der Nase nach oben), das dies kompensiert.

Antworten (3)

Die Wirkung eines horizontalen Leitwerks kann auf zwei Arten in ein schwanzloses Flugzeug eingebaut werden:

  • Durch die Integration in das Flügelprofil: eine horizontale S-Form mit hochgezogener Hinterkante.
  • Durch die Kombination von positivem Sweep mit negativem Twist.

Aus einem jahrzehntealten Kursbuch, nur in Papierform

Denn obwohl wir den Auftrieb oft so konzipieren, dass alles durch das "Druckzentrum" der Flügeloberfläche wirkt, ist dies eine Fiktion, die nur dazu dient, den Gesamtauftrieb und seine Auswirkungen zu visualisieren und einfache Berechnungen durchzuführen, die sich darauf verlassen auf dieser Annäherung.

Tatsächlich ist der Auftrieb selbst eine künstliche Abstraktion, da er nur ein Teil der aerodynamischen Kraft ist, die auf jeden Quadratzentimeter des Flugzeugkörpers wirkt. Und diese Kraft erzeugt an jedem Punkt auf der Flugzeugoberfläche zwei physikalische Effekte.

  1. Die Kraft beschleunigt das Flugzeug in Richtung der Krafteinwirkung gemäß der Formel F=ma. Die Gesamtflugzeugbeschleunigung ist die Vektorsumme aller Einzelbeschleunigungen an jedem Punkt auf der Oberfläche.

  2. Zweitens erzeugt die aufgebrachte Kraft an jedem Punkt der Oberfläche des Flugzeugs eine Rotationskraft (ein Drehmoment) um den Schwerpunkt des Flugzeugs. abhängig von der Größe der Kraft und dem Abstand zwischen der Kraftlinie und dem Schwerpunkt (dem Moment Arm)

Bei einem Flugzeug mit Deltaflügeln ist der Flügel so konstruiert, dass das hintere Ende des Flügels eine kleine nach unten gerichtete Kraft erzeugt, selbst wenn der Hauptteil des Flügels vor der Hinterkante immer noch eine nach oben gerichtete Kraft erzeugt. Obwohl die Summe aller Kräfte immer noch nach oben gerichtet ist und einen positiven Auftrieb erzeugt, ist die kleine Abwärtskraft von der Hinterkante viel weiter vom Schwerpunkt entfernt, sodass sie einen längeren Hebelarm hat und daher ein ausreichendes Drehmoment nach oben erzeugt, um das auszugleichen Nickmoment mit der Nase nach unten von der restlichen Kraft auf dem Flügel, der mit einem kürzeren Hebelarm näher am Schwerpunkt liegt.

Geben Sie hier die Bildbeschreibung ein

Um bei jedem Flugzeug, bei dem die Nicksteuerung manuell durch direkte Piloteneingaben implementiert wird, dynamische Stabilität zu erreichen, muss das gesamte Nickmoment aus zunehmendem positivem Auftrieb mit der Nase nach unten sein (dh die Summe aller aerodynamischen Kräfte muss hinter dem Schwerpunkt liegen). Dies ist so, dass geringfügige Abweichungen vom Gleichgewicht ein korrigierendes Nickmoment erzeugen, das das Flugzeug wieder in das Nickgleichgewicht bringt. Dies erfordert, dass die Steuerfläche, um dieses Nasennickmoment auszugleichen, ein Nasenhoch-Pitchmoment erzeugen muss. Flugzeuge mit ihrer Pitch-Steuerfläche am Heck unterliegen daher einer Luftwiderstandsstrafe (Heckhub nach unten reduziert den gesamten positiven (Aufwärts-) Auftrieb, sodass die Summe aller positiven Auftriebe größer sein muss, um einen Horizontalflug zu erreichen, was den Luftwiderstand erhöht).

In modernen Flugzeugen hat die Einführung computergesteuerter Flugsteuerungssysteme die Notwendigkeit dafür verringert. Beim F-16 (Subsonic) zum Beispiel liegt das Druckzentrum tatsächlich etwas vor dem Schwerpunkt und erzeugt ein Nickmoment mit der Nase nach oben. Die Heckfläche, die sich im Wesentlichen hinter dem Schwerpunkt befindet, muss daher ein Kippmoment mit der Nase nach unten erzeugen, um ein Gleichgewicht zu erreichen. Dies bedeutet, dass das Heck genauso wie die Flügel tatsächlich Auftrieb erzeugt und den Trimmwiderstand eher erhöht als verringert. Stabilität wird durch die Flugsteuerungssoftware künstlich erzeugt. Im Flug können Sie sehen, wie sich der Stabilisator ständig auf und ab bewegt, da er auf kleine Abweichungen in der Neigung reagiert und das Flugzeug stabil hält.

" In modernen Flugzeugen hat die Einführung computergesteuerter Flugsteuerungssysteme die Notwendigkeit dafür gemildert ". Sehr wenige moderne Flugzeuge sind aerodynamisch instabil wie die F-16. Sehr nützlich in einem sehr wendigen Kampfjet, nicht so in einem Verkehrsflugzeug, das Menschen sicher nach Hause bringen muss.
@Koyovis, ich gebe zu, ich weiß nicht, welche Flugzeuge (außer der F16) diese Fähigkeit nutzen. Neben der Steigerung der Manövrierfähigkeit bietet es auch eine deutliche Reduzierung des Trimmwiderstands und der Kraftstoffeffizienz. Aber es scheint, dass es, sobald Sie sich dazu verpflichtet haben, einen Computer mit dreifach redundanten Systemen für die Flugsteuerung verantwortlich zu machen, töricht wäre, nicht auch die Vorteile der Reduzierung des Luftwiderstands und der erhöhten Kraftstoffeffizienz zu nutzen, die dieser Ansatz bietet. Wissen Sie, welche Flugzeuge (falls vorhanden) diesen Ansatz verwenden?
Sie beginnen direkt mit „das gesamte Pitching-Moment aus zunehmendem positivem Auftrieb muss mit der Nase nach unten sein“, aber dann folgt nicht der Teil über das Heck, das das Pitch-Up-Moment erzeugt – nun, es tut es um einen geeignet gewählten Punkt herum, aber es kann so lange positiven Auftrieb erzeugen Es erzeugt weniger davon pro Flächeneinheit als der Flügel - und auch nicht der Teil über den Luftwiderstand - wenn das Heck im Abwind fliegt, kann das Erzeugen von Abwärtsauftrieb immer noch Schub erzeugen, der einen Teil der induzierten Luftwiderstandserhöhung am Hauptflügel ausgleicht.

Die meisten Delta-Wing-Flugzeuge sind auf unterschiedliche Weise mit einem Canard ausgestattet: fest (Mirage III), beweglich (Typhoon) oder einziehbar (Tupolev Tu-144). Dieser Canard ist eine dem Heck ähnliche Auftriebsfläche, die sich vor dem Flügel befindet und einen Auftrieb erzeugt, der ein Nickmoment erzeugt. Es sollte erwähnt werden, dass der negative Auftrieb des Hecks auch ein Nickmoment erzeugt, das zum Trimmen des Flugzeugs erforderlich ist.

Die ursprüngliche Mirage iii war ein schwanzloses Delta ohne Canard. Die Dual-Cockpit-Trainer-Version hatte einen.
Was meinst du mit "negativer Auftrieb des Hecks"? Meinen Sie den negativen Auftrieb durch die aerodynamischen Kräfte auf den hinteren Teil des Hauptflügels (Delta)? Wenn ja, dann haben Sie Recht, und das Vorhandensein eines vorderen Canards bei vielen Deltaflügelflugzeugen verringert die Notwendigkeit dieses negativen Auftriebs im hinteren Teil des Deltas und verringert den Trimmwiderstand und die Reichweite / Ausdauerleistung, die durch diesen Trimmwiderstand beeinträchtigt werden.
Es gab viele schwanzlose Deltas ohne Canards, einschließlich Concorde. Und feste oder einziehbare Canards helfen sowieso nicht bei der Kontrolle, sind also für die Diskussion irrelevant.
Wie wird das Problem der Fehlausrichtung des Auftriebszentrums und des Schwerpunkts in Delta-Flügelflugzeugen gelöst?
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