Warum neigt sich ein Flugzeug, wenn die Geschwindigkeit zunimmt?

Was Sie fragen, ist: Wenn ein Segelflugmodell mit einer höheren Geschwindigkeit als seiner Trimmgeschwindigkeit geworfen wird, warum neigt es sich dann auf?

Kurze Antwort: Weil die hintere horizontale Fläche weniger Auftrieb pro Fläche erzeugt als die vordere Fläche. Beim Fliegen mit einer anderen Geschwindigkeit als der Trimmgeschwindigkeit wird der kombinierte Auftriebsschwerpunkt aller Oberflächen so verschoben, dass ein Nickmoment um den Schwerpunkt entsteht. Dieses Nickmoment bewirkt die Flugbahnänderung.

Beachten Sie, dass ich versuche, die Dinge in Begriffen zu erklären, die für Canards oder sogar fliegende Flügel gleichermaßen gut funktionieren. Das mag stellenweise seltsam klingen, bedarf aber nur einer Erklärung für alle Fälle. Für ungepfeilte Nurflügel lesen Sie den vorderen Flügel = den vorderen Teil des Tragflügels und umgekehrt.

Lange Antwort: Nehmen wir ein Flugzeug an, das für einen Anstellwinkel von 9° ausgelegt ist. Nehmen wir der Einfachheit halber an, dass beide Tragflächen symmetrisch sind und beide Oberflächen die gleiche Steigung der Auftriebskurve haben, der Einfachheit halber 0,1 pro Grad. Der lokale Anstellwinkel beträgt 0° am vorderen und -5° am hinteren Flügel. Unter Vernachlässigung von Downwash-Effekten ergibt sich ein Auftriebsbeiwert am vorderen Flügel von 0,9 und am hinteren Flügel von 0,4. Der Nullauftriebs-Anstellwinkel beträgt +1°, wenn der Auftriebskoeffizient des vorderen Flügels 0,1 und der Auftriebskoeffizient des hinteren Flügels –0,4 beträgt.

Nehmen wir weiter an, dass die Leitwerksfläche 25 % der Fläche der vorderen Fläche hat. Der Auftrieb am vorderen Flügel beträgt 90 % des Gewichts und am hinteren Flügel 10 % des Gewichts. Der Auftriebsschwerpunkt liegt also bei 10 % der Verbindungslinie der beiden neutralen Punkte und dort liegt auch der Schwerpunkt für den getrimmten Flug. So was:

Jetzt wird das Modell mit doppelter getrimmter Geschwindigkeit geschleudert. Nehmen wir an, der Anstellwinkel beträgt ebenfalls 9°, aber das macht nicht viel aus. Der Auftrieb auf der vorderen Fläche beträgt jetzt 360 % und auf der hinteren Fläche 40 % des Gewichts. Wieder kombinieren sich beide Kräfte zu einem gemeinsamen Auftriebszentrum bei 10 %, sodass kein Nickmoment erzeugt wird. Aber der Auftrieb übersteigt das Gewicht bei weitem, sodass das Flugzeug sofort steigt. Steigen ohne Nickbewegung bedeutet, dass der Anstellwinkel sofort abnimmt. Daher wird das Flugzeug leicht nach oben beschleunigen und sich in einem neuen, niedrigeren Anstellwinkel niederlassen, bei dem der kombinierte Auftrieb gleich dem Gewicht ist. Aber wie verteilt sich nun der Auftrieb?

Damit der Auftrieb auf ein Viertel abnimmt, muss der Anstellwinkel auf 25 % seines Anfangswerts relativ zum Anstellwinkel ohne Auftrieb geändert werden. Dazu muss der neue Anstellwinkel auf beiden Flächen um 6° abnehmen. Die lokalen Anstellwinkel ergeben einen Anstellwinkel von 3° am vorderen und -2° am hinteren Flügel sowie Auftriebsbeiwerte von 0,3 bzw. -0,2. Unter erneuter Vernachlässigung von Downwash-Effekten betragen die neuen Auftriebsbeiträge 120 % am vorderen Flügel und -20 % am hinteren Flügel. So was:

Jetzt liegt das Auftriebszentrum 20 % des Abstands zwischen den Neutralpunkten der beiden Flügel vor dem Neutralpunkt des vorderen Flügels und 30 % vor dem Schwerpunkt. Das verursacht ein starkes Nickmoment mit der Nase nach oben, das das Flugzeug aufrichten lässt. Zusammen mit der anfänglichen Flugwegänderung von 6° zur Auftriebskorrektur lässt dies das Flugzeug steigen, bis seine Fluggeschwindigkeit unter den getrimmten Zustand fällt und sich der Zustand umkehrt. Da die Nickdämpfung hoch ist, sind sehr wenige Zyklen erforderlich, um den getrimmten Zustand zu erreichen, jedoch auf einer Höhe über dem Startpunkt, die der zusätzlichen Energie entspricht, die durch die hohe Startgeschwindigkeit bereitgestellt wird.

Dieser kann mit unterschiedlichen Zahlen betrieben werden und funktioniert unabhängig von Auftrieb oder Abtrieb auf der hinteren Fläche, sofern der Auftrieb pro Fläche dort geringer ist als auf dem vorderen Flügel.

Der horizontale Stabilisator liefert immer eine nach unten gerichtete Kraft, um die Auftriebs- und Gewichtskräfte mit dem Schwerpunkt auszugleichen. Dies sorgt auch für Stabilität, denn wenn das Flugzeug nach unten neigt und zu beschleunigen beginnt, führt der erhöhte Luftstrom über das Heck zu einer stärkeren Abwärtskraft und bewirkt, dass die Nase ansteigt und das Flugzeug langsamer wird.

Wenn das Flugzeug weiter langsamer wird, führt der verringerte Luftstrom über dem Heck dazu, dass die Nase abfällt und die Fluggeschwindigkeit wieder zunimmt.

Dieses Muster wird dann in einer "Phugoid-Bewegung" fortgesetzt .

Das Flugzeug bleibt bei einer Erhöhung der Fluggeschwindigkeit im getrimmten Anstellwinkel, beschleunigt aber aufgrund der Erhöhung des Auftriebs, der von der Fluggeschwindigkeit abhängt, nach oben (es gibt keine Steigung, was eine falsche Bezeichnung für diesen Fall ist - Steigung). als eine Erhöhung der AoA definiert). Wenn das Fahrzeug aufsteigt, fährt es in einer konstanten AoA-Kurve fort, bis die Längsgeschwindigkeit auf Null abfällt, an welchem ​​Punkt es natürlich nach unten fällt – was eine abrupte Änderung des Anstellwinkels der Flügel verursacht, was zu einem Strömungsabriss führt. Während das Fahrzeug versucht, die Trimm-AoA aufgrund seiner inhärenten Stabilität wiederzuerlangen, wird seine Bewegung zu einer Reihe von Steig-, Stall- und Sinkflugoszillationen, da versucht wird, dabei AoA-Überschwinger zu dämpfen.

Die Erklärung bezieht sich hier auf ein Freiflugmodell mit voreingestellten Steuerflächen, ohne Leistung oder konstanter Schubleistung.

Ich glaube, ich habe die Antwort. Der Schlüssel ist, wenn die Geschwindigkeit zunimmt, scheint es für das Flugzeug, dass der Anstellwinkel abgenommen hat.

Sobald der Anstellwinkel abnimmt, funktioniert der Rest genauso wie bei normaler Längsstabilität. http://adg.stanford.edu/aa241/stability/staticstability.html

• Sie fragen: "Was ich nicht verstehen kann, ist, warum sich das Flugzeug aufrichtet, wenn sowohl die Flügelkraft als auch die Heckkraft aufgrund der Erhöhung der Fluggeschwindigkeit um denselben Faktor zunehmen."

• Es ist wichtig zu verstehen, dass ein Ungleichgewicht im Pitch-Momentarm zwischen dem Flügel und dem Heck nur erforderlich ist, um eine ÄNDERUNG der Pitch-Rotationsrate zu verursachen, nicht um eine Pitch-Rotation zu verursachen. Im Allgemeinen können Sie die Pitch-Rotation nicht berücksichtigen, indem Sie nach einem Ungleichgewicht im Pitch-Moment-Arm zwischen Flügel und Heck suchen. Jede Erklärung, die ein Ungleichgewicht im Pitch-Momentarm zwischen Flügel und Heck beinhaltet, geht auf die wesentlichen Details der Ursache einer ÄNDERUNG der Pitch-Rotationsrate ein und wie diese ÄNDERUNG der Pitch-Rotationsrate dann wiederhergestellt wird Balance im Pitch-Moment-Arm zwischen Flügel und Heck.

• Aus einer größeren Perspektive kann es ausreichen, einfach zu verstehen, dass ein Flugzeug in erster Näherung dazu neigt, auf einen konstanten Anstellwinkel zu trimmen, da jede Abweichung vom Trimm-Anstellwinkel dazu neigt, ein Ungleichgewicht in zu erzeugen Pitch-Moment-Arm zwischen dem Flügel und dem Heck, der ein Pitch-Drehmoment erzeugt, das die Pitch-Rotationsrate ändert, was zu einer Änderung des Anstellwinkels führt. (Später werden wir sehen, warum diese Aussage nur eine Annäherung ist – warum ein Flugzeug während einer „phugoiden“ Nickschwingung etwas vom Trimm-Anstellwinkel abweicht.)

• Was Sie fragen, heißt "Geschwindigkeitsstabilität".

• Viele Erklärungsversuche für dieses Phänomen leiden unter folgendem Fehler: Sie deuten darauf hin, dass, wenn wir Gewicht am Schwerpunkt eines Segelflugzeugs hinzufügen, dies dazu führen wird, dass das Segelflugzeug nicht nur auf eine höhere Fluggeschwindigkeit, sondern auch auf einen anderen Neigungswinkel trimmt. Attacke. Dies ist nicht korrekt.

• Ein weiterer häufiger Fehler bei der Erklärung dieses Phänomens ist die implizite Annahme, dass die Flugbahn nach einem plötzlichen Anstieg der Fluggeschwindigkeit zunächst horizontal bleibt (was impliziert, dass der Anstellwinkel deutlich unter dem Trimm-Anstellwinkel liegen muss). bis das Flugzeug anfängt zu kippen.

• Mal sehen, ob wir eine Erklärung für "Geschwindigkeitsstabilität" anbieten können, die nicht unter diesen Mängeln leidet.

• Stellen Sie sich vor, das Flugzeug fliegt gegen den Wind und der Wind nimmt plötzlich um 20 Meilen pro Stunde zu.

• Letztendlich kann das Flugzeug bei seiner ursprünglichen Fluggeschwindigkeit und einer geringeren Bodengeschwindigkeit ins Gleichgewicht zurückkehren.

• Was passiert jedoch kurzfristig aufgrund der sofortigen Erhöhung der Fluggeschwindigkeit um 20 Meilen pro Stunde?

• In erster Näherung neigt das Flugzeug dazu, seinen getrimmten Anstellwinkel beizubehalten. Der Widerstand ist größer als der Schub, daher nimmt die Fluggeschwindigkeit ab, ist aber immer noch höher als die getrimmte Fluggeschwindigkeit.

• Die übermäßige Fluggeschwindigkeit erzeugt einen übermäßigen Auftrieb, sodass sich die Flugbahn nach oben zu krümmen beginnt. Der überschüssige Auftrieb wirkt als "Zentripetalkraft" und zwingt die Flugbahn zu einer Kurve.

• Da das Flugzeug dazu neigt, seinen getrimmten Anstellwinkel beizubehalten und die Flugbahn beginnt, sich nach oben zu krümmen, muss die Nase angehoben werden.

• Dies könnte das Ende der Antwort hier sein. Aber falls Sie wissen wollen, wie es weitergeht...

• Wenn sich die Flugbahn nach oben krümmt, gewinnt die Schwerkraft eine Komponente, die parallel zum Widerstandsvektor und gegen den Schubvektor wirkt, was weiter zur Abnahmerate der Fluggeschwindigkeit beiträgt.

• An einem gewissen Punkt im Steigflug, wenn die Fluggeschwindigkeit weiter abnimmt, was dazu führt, dass der Auftriebsvektor weiter abnimmt, wird die relativ zur Flugbahn "nach oben" wirkende Kraft (dh der Auftriebsvektor) geringer als die relativ "abwärts" wirkende Kraft zur Flugbahn (dh eine Komponente des Gewichtsvektors). In diesem Moment hört die Flugbahn auf, sich nach oben zu krümmen, und beginnt, sich nach unten zu krümmen. Die Nase beginnt zurück zum Horizont zu fallen und fällt dann unter den Horizont, selbst wenn das Flugzeug noch ungefähr seinen getrimmten Anstellwinkel beibehält.

• Wenn sich die Flugbahn unterhalb der Horizontalen krümmt, erhält die Schwerkraft eine Komponente, die parallel zum Schubvektor und gegen den Widerstandsvektor wirkt. Kurz bevor dieser Punkt erreicht ist, muss das Kräftegleichgewicht in Längs- und Querrichtung im Bezugssystem des Flugzeugs so sein, dass die Fluggeschwindigkeit wieder ansteigt.

• Schließlich erhöht die steigende Fluggeschwindigkeit den Auftriebsvektor bis zu dem Punkt, an dem die Flugbahn aufhört, sich nach unten zu krümmen, und wieder beginnt, sich nach oben zu krümmen, während der Zyklus weitergeht. Der gesamte Zyklus ist als "phugoide" Oszillation der Tonhöhe bekannt.

• Der vollständige Vorgang der Rückkehr zum Gleichgewicht kann mehrere oder viele langsam abnehmende Zyklen der "phugoiden" Schwingung der Tonhöhe beinhalten.

• Eine vollständige Erklärung muss anerkennen, dass der Anstellwinkel in der Praxis nicht absolut konstant über das „phugoide“ Nicken bleibt, sowohl aufgrund der Rotationsträgheit in der Nickachse als auch aufgrund aerodynamischer Effekte, die durch die gekrümmte Flugbahn und die resultierende Krümmung im ungestörten Fahrtwind, oder anders gesagt, aerodynamische Dämpfung in der Nickachse. Der Anstellwinkel ist in der Regel in der Nähe jedes Höhengipfels am höchsten und in der Nähe jedes Tiefpunktes in der Höhe am niedrigsten, aufgrund der Richtung, in der sich die Flugbahn an jedem dieser Punkte krümmt. (In einigen Flugzeugen kann dies demonstriert werden, indem die Anfangsbedingungen so eingestellt werden, dass das Stallhorn in der Nähe jeder der Höhenspitzen ertönt, selbst wenn der Pilot seine Hände von den Kontrollen lässt.) Dies ist nicht der grundlegende Treiber des Pitch-Phugoids; In vielen Fällen würden wir immer noch einen Phugoid mit ziemlich ähnlicher Tonhöhe sehen, selbst wenn wir die Steuerung manipulierten, um den Anstellwinkel genau konstant zu halten. In extremen Fällen können wir jedoch in der Nähe jeder der Höhenspitzen einen ausgewachsenen Strömungsabriss bekommen, in welchem ​​Fall die Schwingung wahrscheinlich nicht gedämpft wird.

• Und hier ist ein noch extremerer Fall zu betrachten: Wenn wir ein Flugzeug für einen Horizontalflug bei 50 Knoten trimmen und dann auf 100 Knoten abtauchen und dann schnell in den Horizontalflug aussteigen und die Steuerung loslassen, damit das Flugzeug zum Trimmwinkel zurückkehren kann -of-attack, kann die Situation so extrem sein, dass sich die Flugbahn weit über die Vertikale hinaus in einen halb umgekehrten Flug krümmt oder sogar eine vollständige Schleife beschreibt, oder das Flugzeug kann die Geschwindigkeit verlieren, wenn es fast gerade nach oben geht und heftig "peitscht". Stall". Es gibt also eine Grenze für die Situationen, von denen wir erwarten können, dass sie zu einem sanften, zahmen, „phugoiden“ Ton führen, der sanft gedämpft wird.

• Vielleicht erhoffen Sie sich mehr Details darüber, warum das Flugzeug dazu neigt, seinen getrimmten Anstellwinkel bei sich ändernder Fluggeschwindigkeit beizubehalten, und auch, warum wir in der Praxis eine gewisse Abweichung von diesem Prinzip sehen, wie oben beschrieben. Dies sind keine einfachen Themen. Eine gute Erklärung der grundlegenden Tendenz, einen getrimmten Anstellwinkel beizubehalten, findet sich in diesem Abschnitt von John S. Denkers ausgezeichneter „See How It Flies“-Website – „6 Angle of Attack Stability, Trim, and Spiral Dives“ -- https://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html . Decalage ist der Schlüssel, aber der horizontale Stabilisator muss nicht wirklich einen Abtrieb erzeugen.

• Propwash ist ein weiterer Faktor, der die Tendenz eines Flugzeugs erschwert (stört), unabhängig von der Fluggeschwindigkeit auf denselben Anstellwinkel zu trimmen. Nichtsdestotrotz verhalten sich die meisten einmotorigen Motorflugzeuge mit Traktorpropellern, Jets, Segelflugzeugen und Flugzeugen anderer Konfigurationen im Allgemeinen gleich, und Beispiele für die in dieser Antwort beschriebene Dynamik können in allen beobachtet werden.

Ich denke, es hat eine sehr einfache Logik, da der statische Spielraum der Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem neutralen Punkt des Flugzeugs ist. Immer wenn der Schub erhöht wird, liefern die Flügel des Flugzeugs aufgrund des Designs und des Druckunterschieds einen Aufwärtsschub. Dieser Schub ist dann begleitet von dem statischen Spielraumeffekt, der eine unausgeglichene Kraft auf dem hinteren Teil beibehält, was zu einem Pitch-Moment führt.