Wie wirkt sich die Schublinie auf die Längsstabilität aus?

Es gibt eine allgemeine Regel: Vertrauen Sie nicht den "Handbüchern für Piloten", wenn sie über Aerodynamik sprechen. Meistens sind sie voller Missverständnisse und bestenfalls zu starker Vereinfachungen. In Ihrem Zitat hat beispielsweise der Schluss nichts mit dem vorangegangenen Text zu tun.

Aber die Frage ist berechtigt. Die Schublinie kann die Stabilität beeinflussen, aber wir müssen definieren, was wir darunter genau verstehen.

Stabilität als solche ist eine negative Reaktion auf eine Störung: Eine Störung einer bestimmten definierten Art muss eine Reaktion hervorrufen, die die ursprüngliche Störung negiert. Normalerweise beschränken wir die Analyse auf relativ kleine Störungen, wenn die Reaktionen mehr oder weniger linear sind.

Längsstabilität beschreibt im weiteren Sinne jede Längsbewegung. Bei Flugzeugen geht es um die Steigung oder die Geschwindigkeit. (Die Höhe ist eine andere Achse und sogar ein anderer Rahmen, obwohl wir dies in einigen Fällen berücksichtigen müssen). Dies sind miteinander verbundene, aber unterschiedliche Anträge, und wir können sie bis zu einem gewissen Grad getrennt voneinander behandeln. Es kommt einfach vor, dass bei den meisten Flugzeugen die charakteristischen Zeiten dieser Winkel- und Linearbewegung so unterschiedlich sind, dass wir sie sehr gut unabhängig voneinander analysieren können. Je schwerer das Flugzeug (und/oder höher seine Flächenbelastung), desto besser hält es. Selbst für GA-Flugzeuge gilt es noch weitgehend.

Wenn Flugzeugkonstrukteure (aber nicht Piloten) im engeren Sinne von "Längsstabilität" sprechen, meinen sie die kurzzeitige Nickstabilität oder genauer gesagt die Stabilität des Anstellwinkels (AoA). Das bedeutet, dass bei einer Störung des AoA (durch eine Böe oder Steuereingabe) sofort ein Moment entsteht, das dieser AoA-Änderung (die über Tonhöhenänderung erfolgt) entgegenwirkt.

Der Mechanismus hinter der AoA-Stabilität beinhaltet rein aerodynamische Momente/Kräfte. (Die Erklärung beinhaltet die Konzepte von Neutralpunkt- und Momentableitungen). Insbesondere beinhaltet es weder Schub noch Fluggeschwindigkeit. Beide ändern sich im Vergleich zu AoA/Pitch zu langsam und spielen somit für die Längsstabilität per se praktisch keine Rolle.

Anders verhält es sich jedoch mit der Fluggeschwindigkeitsstabilität , mit der Piloten eher intuitiv vertraut sind. Die Fluggeschwindigkeitsstabilität ist mit der AoA-Stabilität über einen indirekten Mechanismus verbunden, den Robert bereits in seiner Antwort grob beschrieben hat: "erhöhter Schub, erhöhte Geschwindigkeit, erhöhter Auftrieb, Flugzeug steigt vertikal, vertikales "Auf" drückt Heck nach unten, Tonhöhenänderungen". Das wichtige Ergebnis ist, dass ein statisch stabiles (sprich: AoA-stabiles) Flugzeug auch geschwindigkeitsstabil ist. Aber selbst das gilt nur, wenn der Luftwiderstand nicht schneller wächst als der Auftrieb; das heißt, auf der Vorderseite der Leistungskurve. (Piloten wissen es sehr gut). Bei hohen (aber Pre-Stall) AoAs bleibt das Flugzeug stabil in AoA, wird aber durch die Geschwindigkeit instabil.

Technisch gesehen ist dies immer noch Geschwindigkeitsstabilität, keine Schubstabilität. Wir kümmern uns nicht darum, wie sich die Fluggeschwindigkeit geändert hat: Schub, Böe, Sturzflug, was auch immer. Ein statisch stabiles Flugzeug versucht als Reaktion auf eine erhöhte Fluggeschwindigkeit aufzusteigen und zu steigen und wird dadurch langsamer.

Aber wenn wir Geschwindigkeitsänderungen als spezifisches Ergebnis von Schubänderungen analysieren, kommen andere Faktoren ins Spiel. Abgesehen von der Geschwindigkeit kann nämlich eine Änderung des Schubs das Momentengleichgewicht des Flugzeugs stören. Im Allgemeinen können hier mehrere Effekte wichtig sein, nicht nur die Lage der Schublinie in Bezug auf den Schwerpunkt, sondern auch in Bezug auf den „Widerstandsschwerpunkt“; und der veränderte Windschatten kann aerodynamische Veränderungen verursachen. In jedem Fall kann es vorkommen, dass diese zusätzlichen Momente die natürliche Tendenz, die von der AoA-Stabilität herrührt, verstärken oder negieren können.

Lassen Sie uns der Einfachheit halber einige offensichtliche Fälle von Reaktionen auf erhöhten Schub analysieren (wobei alles andere unverändert bleibt, insbesondere die Trimmung).

• Der Schub stimmt mit dem Schwerpunkt überein. Das Flugzeug beginnt zu steigen (oder den Sinkflug zu verringern) und wird auf der gleichen AoA und ungefähr der gleichen Geschwindigkeit landen.

• Schublinie unterhalb des Schwerpunkts (bei den meisten Verkehrsflugzeugen mit Unterflügeltriebwerken). Dies erzeugt ein zusätzliches Nickmoment, das dazu führt, dass das Flugzeug trotz des zusätzlichen Schubs mehr als nötig langsamer wird! Dies ist ein instabiler Zustand. Besonders unangenehm kann es in Go-Around-Situationen werden. Wie fliegen wir es? Glücklicherweise sind die Änderungen im Gegensatz zu AoA langsam genug, damit Piloten (geschweige denn Autopiloten) mit aktiven Trimmänderungen reagieren können.

• Schublinie über CG. Dies ist das Gegenteil des oben Gesagten und kann in moderaten Mengen stabilisierend wirken und Trimmänderungen erleichtern. Das Flugzeug wird sich bei einer höheren Geschwindigkeit niederlassen, was vermutlich das ist, was der Pilot will (trotz des Mantras "Power Controls Height"). Wenn die Linie zu hoch ist, kann das Flugzeug sogar mehr als nötig absinken und beschleunigen, bis das aerodynamische Moment das Schubmoment ausgleicht, aber insgesamt ist der Zustand stabil. (Beachten Sie, dass der Schub in den meisten Fällen mit zunehmender Geschwindigkeit abfällt, was hilft, das Gleichgewicht zu finden).

Als Schlussfolgerung:

• Streng genommen beeinflusst die Schublinie (und der Schub als solche) die Längsstabilität per se nicht ; das heißt, die AoA-Stabilität.

• Es wirkt sich jedoch auf die Fluggeschwindigkeitsstabilität aus , die viele Piloten als Längsstabilität verstehen.

• Es wirkt sich sicherlich auf Trimmänderungen aus , die wiederum von Piloten (nicht ganz ohne Grund) als Maß für die Längsstabilität wahrgenommen werden.

Sie haben zwei verschiedene Fragen.

Frage 1

Kann jemand erklären, warum sich der Moment ändert, wenn Schub ausgeübt wird?

Das folgende Diagramm veranschaulicht die Kräfte von einem Propulsor und seiner relativen Position zum Schwerpunkt des Flugzeugs. Wie dargestellt, liegt die Schublinie unterhalb des Schwerpunkts. Wenn die Leistung erhöht wird, wird daher mehr Schub erzeugt, und Sie erhalten einen Moment mit der Nase nach oben.

Bildreferenz: Etkins, Flugdynamik

Frage 2

Wie wirkt sich die Schublinie auf die Längsstabilität aus?

Das ist eine viel interessantere Frage. Die folgende Erklärung ist vielleicht etwas trocken.

A. Längsstabilität

Die Längsstabilität wird nach dem Wortlaut des Gesetzes dadurch definiert, ob eine zunehmende Steuerkraft des Höhenruders erforderlich ist, um eine Fluggeschwindigkeit zu ändern und aufrechtzuerhalten, und ob das Flugzeug bei freigegebenem Höhenruder auf die gleiche Fluggeschwindigkeit zurückkehrt. Aus technischer Sicht kann es als ein einziges Kriterium ausgedrückt werden (siehe Kap.6.5, Etkins , Dynamics of Flight):

Wo$C_m$ist der Koeffizient des gesamten Nickmoments um den CG und$C_L$ist der Auftriebsbeiwert des Flugzeugs. Dieser Ausdruck besagt, dass bei einer konstanten Steuerknüppelkraft das Nickmoment mit der Nase nach unten sein muss, wenn der Auftrieb vom Trimmpunkt aus zunimmt (dh die Fluggeschwindigkeit nimmt von der Trimmgeschwindigkeit ab) und umgekehrt.

B. Schublinieneffekt

Betrachten wir nun den Nickmomentbeitrag eines Antriebs ($C_{m_p}$):

Wo$C_T$ist der Schubkoeffizient,$\bar{c}$ist die Referenz-Akkordlänge,$T$ist Schub,$\rho$ist die Luftdichte,$V$ist Fluggeschwindigkeit,$S$ist Referenzgebiet,$z_p$ist der Schublinienversatz, wie im Bild oben gezeigt.

Der Einfachheit halber gehe ich mal davon aus:

1. Wir haben es hier mit einem Strahltriebwerk zu tun, bei dem der Schub konstant bleibt (eine ähnliche Gesamtschlussfolgerung wird für einen Propeller mit konstanter Leistung gezogen; für Details siehe Kapitel 3.4 von Etkins , Dynamics of Flight) und,
2. Der Auftrieb ist gleich dem Gewicht, sodass:

Mit einer einfachen Differenzierung bzgl$C_L$, wir bekommen:

Wie Sie sehen können, ist das Vorzeichen dieser Größe abhängig vom Schublinienversatz. Ein positiver Offset (dh Schub unterhalb des Schwerpunkts) sorgt für eine destabilisierende Wirkung ($\frac{dC_{m_p}}{dC_L}>0$), während ein negativer Versatz (dh Schublinie über Schwerpunkt) stabilisierend wirkt.

Abbildung 5-26 ist ein gutes Beispiel für das Ergebnis des Aufbringens eines Drehmoments (F x Hebelarm) um den Schwerpunkt herum. Der Effekt ist der gleiche wie beim Anwenden eines aerodynamischen Drehmoments, Sie erhalten eine Rotation. Aus diesem Grund hat ein Motor, der "durch" den Schwerpunkt montiert ist, diesen Effekt nicht. Es sollte beachtet werden, dass Widerstandseffekte in dieser Frage ignoriert werden, sodass wir 5-26 als Ergebnis einer SCHUBÄNDERUNG betrachten können.

EDIT: UPDATE: (weiterlesen, weiter lernen)

Die Schublinie ist tatsächlich mit dem Zentrum des Frontalwiderstands ausgeglichen. Literatur sollte wohl so formuliert werden. Das Konzept, dass sich alle Schubmomente um den Schwerpunkt drehen, kann besser als Nettoschub-/Schleppmoment definiert werden.

Die Schublinie interagiert proportional mit der Heckabwärtskraft, wenn die Geschwindigkeit zunimmt (von mehr Schub), weshalb der Schubwinkel nach unten in die Motorhalterung eingebaut ist, um die Nickstabilität zu erhöhen. Wir lernen möglicherweise auch, dass "positive statische Stabilität" (Einstellung des Schwerpunkts nach vorne/unten auf das Heck) möglicherweise nicht erforderlich ist, wenn die Richtungsstabilität ausreichend ist, und tatsächlich unerwünschte Pitch-up-Tendenzen einführen kann, die ein größeres Heck zur Korrektur (oder mehr) erfordern Trimmen).

Abbildung 5-27 wendet indirekt wie folgt ein Drehmoment auf den Schwerpunkt an: erhöhter Schub, erhöhte Geschwindigkeit, erhöhter Auftrieb, Flugzeug steigt vertikal an, vertikales „Auf“ drückt Heck nach unten, Neigung ändert sich. Gegenteil zum Reduzieren des Schubs. Dieses spezielle Beispiel hat Cruise (Power und Trimmung) als keinen Effekt. Wir können also 5-27 als Ergebnis einer ÄNDERUNG der FLUGGESCHWINDIGKEIT betrachten, die sich aus einer Änderung des Schubs ergibt.

Glücklicherweise wird der Hersteller den Motor aus Erfahrung montieren (normalerweise ein paar Grad nach unten und ein wenig nach rechts), um diese Effekte sowie die Tendenz zum Linksdrehen auszugleichen.

In der Praxis wirkt man diesen Effekten mit dem Höhenruder entgegen und trimmt nach Erreichen der gewünschten Geschwindigkeit durch Veränderung des Gashebels nach.

Für neue Piloten könnte man denken, dass die Verwendung Ihres Höhenruders auch Auswirkungen auf Ihre Längsstabilität hat, aber nein, machen Sie sich darüber bitte keine Sorgen.

Geringfügige Änderungen im Gas, wie beim Einrichten einer Landung, verursachen keine merklichen Änderungen in der Tonhöhe.

Die Position der Schublinie beeinflusst die statische Längsstabilität

Was Ihr Handbuch sagt, ist eigentlich richtig, aber der definierte Mechanismus hätte nicht indirekter sein können; hier ist, wie es tatsächlich funktioniert.

Wenn die Schublinie unter dem Schwerpunkt liegt, erhalten Sie einen Moment der Nase nach oben, wenn Sie den Schub erhöhen. Instinktiv drücken Sie auf die Steuersäule, um diesem Moment entgegenzuwirken und das Flugzeug in diesem Zustand zu trimmen. Sie haben gerade den Aufzug nach unten umgelenkt - und da haben Sie es! Durch das Auslenken des Höhenruders nach unten haben Sie effektiv das LÄNGSDIEDRAL reduziert und damit die Längsstabilität verringert.

Das Nickmoment nach oben, da die Schublinie unter dem Schwerpunkt liegt, hatte KEINEN Einfluss auf die Längsstabilität, aber die resultierende Höhenruderauslenkung tat es.

Längsverschneidung - Vollständige Erklärung

Kurz gesagt, die GEOMETRISCHE Längs-Dieder ist der Unterschied zwischen dem Auftreten von Flügel und Schwanz; Eine positive geometrische Dieder ist eine, bei der der Einfluss des Flügels höher ist als der des Schwanzes. Für eine positive statische Längsstabilität ist ein positiver V-Effekt in Längsrichtung zwingend erforderlich.

Die Stabilität wird durch einen Nettogradienten von Cl (Auftriebskoeffizient) auf der Längsachse verursacht. Generell muss für die statische Längsstabilität der Cl der vorn liegenden Tragflächen größer sein als der der dahinter liegenden. (Cl ist der Auftrieb pro Flächeneinheit UND pro dynamischem Druck).

Wenn Sie eine vollständige Antwort wünschen, beginnen wir mit den Grundlagen (Sie können dies überspringen). Liegt der CP eines Tragflügels hinter dem Schwerpunkt, wirkt er stabilisierend in Richtung statischer Längsstabilität, liegt er vor dem Schwerpunkt, wirkt er destabilisierend. Dies liegt einfach daran, dass mit CP hinter CG eine Erhöhung der AoA (und damit des Auftriebs) ein (negatives) Moment nach unten erzeugt, und dieses negative Moment gibt dem Flügel eine anfängliche Tendenz, zu seiner ursprünglichen, niedrigeren AoA zurückzukehren. Das Tragflügelprofil hat die Tendenz, zu seiner Gleichgewichts-(Trimm-)AoA zurückzukehren, und somit besteht eindeutig statische Stabilität. Der Effekt ist genau umgekehrt, wenn CP vor CG liegt, und daher wird statische Instabilität bestehen.

Theoretisch scheint es, dass für die statische Längsstabilität der CP hinter dem CG liegen muss. Theoretisch kann man die Flügel eines Flugzeugs abschlagen, und das Ergebnis wird statisch stabil sein, genau wie ein Dart oder ein Pfeil.

In der Praxis ist es jedoch etwas komplizierter, wenn Sie etwas bauen möchten, das statisch stabil ist UND fliegen kann. Es stellt sich heraus, dass in der Praxis für die statische Stabilität der Auftriebskoeffizient des/der Flügel mit CP vor dem Schwerpunkt größer sein muss als der für Flügel mit CP hinter dem Schwerpunkt. Dies ist eine Längsdieder; Lassen Sie uns dies im Detail untersuchen.

Wenn Sie ein Flugzeug mit dem CP des Hauptflügels vor dem CG bauen, ist das Ergebnis als solches statisch instabil. Um dieses Problem zu beheben, fügen Sie einen horizontalen Stabilisator (Heck) hinzu, der ausnahmslos ein stabilisierendes Moment erzeugt (mit seinem CP weit hinter dem Schwerpunkt) (dieses Heck muss eine Aufwärtskraft erzeugen, KEINE Abwärtskraft), aber Hier ist ein neues Problem: Woher wissen wir, dass dieser Schwanz, den wir platziert haben, ausreicht?

Damit das Flugzeug als Ganzes statisch stabil ist, MUSS das Stabilisierungsmoment des Hecks GRÖSSER SEIN als das Destabilisierungsmoment des Flügels. Der EINZIGE Weg, dies zu gewährleisten, ist: Längsverschneidung. Nun ist es für den Leser aufschlussreich, sich das folgende Diagramm anzusehen.

Auf dem Bild beträgt der Anstellwinkel des Flügels 4° und der des Schwanzes 2°. Dies ist ein Fall von positiver longitudinaler Dieder. Der Einfachheit halber gehen wir davon aus, dass eine Verdoppelung der AoA den Auftrieb verdoppelt, was bei kleinen AoA's weitgehend zutrifft. Wenn wir diese Konfiguration einem vertikalen Windstoß aussetzen, der den relativen Luftstrom um 4° nach oben ablenken kann, stellen wir fest, dass der Flügel jetzt eine AoA von 8° hat, während das Heck jetzt 6° beträgt.

Der Auftrieb am Flügel wurde verdoppelt, aber der am Heck wurde verdreifacht! Der Flügel erzeugt ein destabilisierendes Moment, aber das Heck erzeugt ein GRÖSSERES stabilisierendes Moment – ​​doppelt so groß! Durch die longitudinale Dieder haben wir gerade garantiert, dass der stabile Beitrag des Schwanzes größer ist als der instabile Beitrag des Flügels; die Kombination aus Leitwerk und Flügel ist nun statisch stabil. Der einzige Zweck, den Anfall am Heck zu verringern, bestand darin, dass es im Vergleich zum Flügel einen niedrigeren Auftriebskoeffizienten hat; diese Anforderung hätte auch auf andere Weise erfüllt werden können, und die Wirkung wäre die gleiche. Solange der Auftriebskoeffizient am Heck niedriger ist als am Flügel, ist das Flugzeug stabil.

Wenn Sie sich nun ein Flugzeug mit negativer Längs-Dieder (nennen wir es Längs-Anhedrale) vorstellen, bei dem das Heck einen größeren Einfall hat als der Flügel, dann hat das Flugzeug eine statische Längsinstabilität. Das destabilisierende Moment des Flügels setzt das stabilisierende Moment des Schwanzes außer Kraft. Daraus folgt, dass ohne Längsverschneidung eine neutrale statische Längsstabilität besteht; Der instabile Beitrag des Flügels wird den stabilen Beitrag des Hecks vollständig eliminieren, und das Flugzeug wird keine Tendenz haben, entweder ins Gleichgewicht zurückzukehren oder in Richtung der Divergenz fortzufahren. Ein solches Flugzeug wird seine neue Fluglage beibehalten.

Verschiedene Konfigurationen - Für Interessierte

Wenn sich der Flügel-CP am Schwerpunkt befindet, wird der Flügel unter der Annahme, dass sich die CP-Position nicht mit AoA ändert, keinen Beitrag zur Stabilität leisten. Um diesen Flügel mit einer AoA größer als Null zu betreiben, wird es notwendig, dem Heck einen negativen Einfall zu geben. Wenn der Flügel mit seiner Trimm-AoA betrieben wird, befindet sich das Heck bei einer Auftriebs-AoA von Null, wodurch keine Kraft und daher keine Momente erzeugt werden. Wenn der Flügel selbst mit einer AoA des Auftriebs von Null arbeitet, hat das Heck eine negative AoA und erzeugt einen Abtrieb. Diese Konfiguration ist stabiler als die vorherige, da der Flügel kein instabiles Moment mehr erzeugt. In Bezug auf die Längsverschneidung hat sie zugenommen, da der Leitwerkseinfall bei der Flügelverschiebung nach achtern weiter reduziert werden musste.

Im Bestreben, die statische Längsstabilität weiter zu erhöhen, kommen wir schließlich zu dem Design, mit dem wir am besten vertraut sind: jetzt mit dem Flügel-CP und dem Heck-CP, beide hinter dem Schwerpunkt. Jetzt trägt sogar der Flügel positiv zur Stabilität bei! Um dem neu entdeckten Nose-Down-Moment des Flügels entgegenzuwirken, verringern wir die Heckanstellung weiter, denn das Heck muss jetzt auch dann einen Abtrieb erzeugen, wenn das Flugzeug im Trimm ist – um das Flugzeug in diesem Trimm zu halten. Was die Längsverschneidung betrifft, hat sie noch deutlich zugenommen. Dies ist die stabilste der drei Konfigurationen und in fast allen Flugzeugen zu finden.

Wirkung von Downwash von Wing

Der vom Flügel induzierte Abwind wirkt destabilisierend auf die statische Längsstabilität, da er den Stabilitätsbeitrag des Hecks verringert, während der Flügelbeitrag zur Instabilität gleich bleibt. Um die gleiche Stabilität zu haben (gleiche Steigung von Cm in Bezug auf Cl), brauchen wir jetzt eine größere longitudinale Dieder.

Wir brauchen jetzt eine aggressivere longitudinale Dieder. Geben wir dem Flügel einen Anstellwinkel von 12° und dem Heck einen Anstellwinkel von 1°. Wenn der Flügel mit einem AoA von 12° betrieben wird, hat das Heck tatsächlich einen EFFEKTIVEN AoA von 5° (unter der Annahme eines 4°-Abwinds vom Flügel). Setzen Sie diese Konfiguration nun derselben Böe von 4° aus. Der Flügel befindet sich jetzt bei AoA = 16°. Das Leitwerk WÄRE bei einem AoA von 9° gewesen, wenn da nicht der verstärkte Abwind gewesen wäre; der Abwind beträgt jetzt 5° und die Heck-AoA = 10°.

Treten Sie nun einen Schritt zurück, um sich die Änderungen bei den Aufzügen anzusehen. Der Anstellwinkel des Flügels änderte sich von 12° auf 16° – das ist eine Steigerung des Auftriebs um 33 %. Heck-AoA von 5° auf 10° geändert – das ist eine 100%ige Erhöhung des Auftriebs. Der Auftrieb vom Flügel erzeugt ein erhöhtes Nasenspitzenmoment, das instabil ist, da das Aufstellen nach oben die AoA weiter erhöht. Aber der Auftrieb vom Heck erzeugt ein DREIMAL GRÖSSERES Nose-Down-Moment, das stabil ist, da es dazu neigt, den AoA wieder auf seinen Trimmwert zu bringen. Der stabile Beitrag des Schwanzes setzt den instabilen Beitrag des Flügels außer Kraft; Das Flugzeug ist insgesamt stabil.

An dieser Stelle sei darauf hingewiesen, dass das dreimal größere stabile Moment NICHT zwangsläufig bedeutet, dass dieses Flugzeug stabiler ist als das zuvor betrachtete Flugzeug. Es muss hinterfragt werden: dreimal größer, aber relativ zu was? relativ zum Flügel! und der Eigenbeitrag des Flügels war in diesem Fall anders und ist in diesem Fall anders.

Als solches mit Flügel-CP bei CG hat der Flügel keinen Beitrag, und so hat der Schwanz im Verhältnis zum Flügel einen unendlich viel größeren Beitrag. Aber der absolute Beitrag des Schwanzes ist endlich. Wenn Sie zu diesem Thema die statische Stabilität weiter erhöhen möchten, um den Downwash-Effekten entgegenzuwirken oder auf andere Weise, benötigen Sie die oben genannte Konfiguration, bei der sowohl der Flügel- als auch der Heck-CP hinter dem Schwerpunkt liegen. Diese Konfiguration garantiert praktisch eine statische Längsstabilität, da sowohl Flügel als auch Leitwerk einen stabilisierenden Beitrag leisten.

Nur um etwas zu der bereits gegebenen Antwort und zu dem, was im Pilotenhandbuch steht, hinzuzufügen .

Die Schublinie ist definitiv nicht die ganze Geschichte über die Beziehung zwischen Schub und Nickmoment. Eigentlich ist es nur ⅓ der ganzen Geschichte.

Tatsächlich verändert ein Propeller das Nickmoment über zwei andere Effekte, die ebenso wichtig sind wie die Schublinie , aber normalerweise weggelassen werden.

1. Ein Propeller erzeugt im Grunde einen Schub, der den Luftstrom dahinter beschleunigt (auch bekannt als induzierte Geschwindigkeit). Dieser Luftstrom mit erhöhter Geschwindigkeit (Staudruck) streicht über die Tragfläche und trifft auf das Höhenleitwerk. Die Wirkung auf den Flügel besteht darin, sein Nickmoment zu erhöhen, während die Wirkung auf das Höhenleitwerk darin besteht, seine Wirksamkeit aufgrund des höheren dynamischen Drucks zu erhöhen. Der Nettoeffekt dieser beiden Phänomene ist im Allgemeinen ein Nasenspitzenmoment, das mit dem Schub zunimmt.

2. Unabhängig vom Winkel des Luftstroms, der den Propeller umgibt, neigt der Propeller dazu, den Luftstrom hinter ihm zu begradigen und ihn mit seiner Achse auszurichten, wie im folgenden Bild schematisch dargestellt¹: Wie üblich, aufgrund des dritten Newtonschen Gesetzes, wenn der Propeller den Luftstrom krümmt nach unten, dann reagiert der Luftstrom, indem er den Propeller nach oben stößt. Diese Reaktionskraft wird als Normalkraft bezeichnet $F_p$, er ist proportional zum Schub und geht bei positivem AoA nach oben. Und es erzeugt offensichtlich einen Pitching-Moment mit der Nase nach oben.

Zusammenfassend erzeugt ein Propeller nicht nur einen Schub, sondern auch ein Stampfmoment. Die Richtung (Nase nach oben oder Nase nach unten) dieses Nickmoments hängt vom Nettoeffekt der Schublinie plus dem gerade unter 1. beschriebenen Effekt plus dem Effekt in 2 ab. Die Größe dieses Nickmoments ist proportional zum Schub erzeugt durch den Propeller, der für größeren Schub größer ist.

¹ aus Wikipedia, von mir modifiziert