Pytanie:
Jak działa ogon samolotu?
Pranav
2013-12-27 15:28:06 UTC
view on stackexchange narkive permalink

W jaki sposób tylny samolot zapewnia stabilność samolotu i zapobiega jego przewróceniu się? Jak wypada też uniesienie generowane przez statecznik w porównaniu z uniesieniem generowanym przez skrzydło?

Pytanie z pierwszych dni tej witryny, wiele odpowiedzi można by zrobić z aktualizacją. Odniesienia do konieczności posiadania ujemnej siły nośnej powinny być już passé.
Pięć odpowiedzi:
#1
+21
Ludovic C.
2013-12-27 22:51:35 UTC
view on stackexchange narkive permalink

W przypadku konwencjonalnych projektów ogon składa się z dwóch części: poziomej i pionowej. Odgrywają rolę w wyważeniu i manewrowości samolotu, ale na różnych poziomach. Ogon poziomy służy głównie do stabilności wzdłużnej (i trymowania), podczas gdy ogony pionowe służą do stabilności bocznej (i trymu).

O stabilności

Można mówić o stabilności dopiero po zdefiniowaniu punktu równowagi, wokół którego bada się stabilność. Statek powietrzny jest w równowadze, jeśli siły i momenty, których doświadcza, są zrównoważone. Używając prostego modelu do analizy podłużnej, można go rozłożyć na trzy relacje zwane równaniami przycięcia. Aby to uprościć, przyjmiemy tutaj, że kąt natarcia i kąt toru lotu wynoszą zero. (Zauważ, że to samo rozumowanie można osiągnąć dla wartości niezerowych, ale równania stają się wtedy dość nieuporządkowane.)

Równowaga podłużna

Te trzy równania to:

$$ L = mg $$$$ T = D $$$$ M = 0 $$

gdzie $ L $ to całkowita wysokość podnoszenia, $ mg $ to masa samolotu, $ T $ to ciąg, $ D $ to opór, a $ M $ to moment pochylający wokół środka ciężkości samolotu. Drugie równanie nie będzie dalej badane, ponieważ nie pomaga w zrozumieniu roli poziomego ogona i jego wpływu. Patrząc na poniższy rysunek, widać, że zwykle środek ciężkości i punkt, w którym działa siła nośna (zwany środkiem aerodynamicznym), nie są takie same. Oznacza to, że siła nośna generowana przez skrzydło tworzy indukowany moment wokół środka ciężkości, który należy dodać do już istniejącego momentu pochylającego związanego z głównym skrzydłem (zwykle jest to moment pochylania w przypadku konwencjonalnych płatów).

Longitudinal Stability

Wiedząc o tym, możliwe jest przepisanie dwóch równań będących przedmiotem zainteresowania, w tym wkładów z głównego skrzydła i z poziomego ogona.

$$ W + L_t = L_w $$$$ M_0 + bL_t = aL_w $$

Z tych równań i rysunku wynika, że ​​poziomy ogon jest używany do generowania siły nośnej, która indukuje moment pomagający zrównoważyć równowagę momentów, a tym samym zapobiegać obracaniu się samolotu (w kierunku pochylenia).

Wada i rozwiązanie

Z rysunku i równań wynika, że ​​udział siły nośnej ogona jest zwykle ujemny, co oznacza, że ​​potrzeba więcej siły nośnej ze skrzydła głównego, aby utrzymać wyważony (lub zrównoważony ) samolot. Tę wadę można przezwyciężyć, stosując zamiast tego konfigurację canard.

Stabilność boczna

To samo można zrobić dla równowagi bocznej i stabilności, ale jest to pionowy ogon, który jest używany. Jest symetryczny, więc nie jest wywołany odchyleniem i jeśli wystąpi jakaś siła boczna, stworzy moment w celu zmniejszenia kąta poślizgu bocznego.

Porównanie uniesienia utworzonego przez ogon i główny Skrzydło

W przypadku wyważonej konfiguracji łatwo zauważyć, że siła nośna tworzona przez główne skrzydło jest mniej więcej tą utworzoną przez ogon plus całkowita masa samolotu, co daje wyobrażenie o różnica między tymi dwoma siłami.

#2
+16
Peter Kämpf
2016-08-14 04:50:35 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Nie ma nic złego w istniejących odpowiedziach, ale wydaje mi się, że nie zagłębiają się one w sedno problemu. Ale w rzeczywistości nie jest to takie skomplikowane ...

Wszystko, co jest wymagane do statycznej stabilności wzdłużnej, to niższe podniesienie na powierzchnię ogona poziomego niż na skrzydle. Pomaga docisk na ogonie, ponieważ wtedy siła nośna na ogonie jest oczywiście niższa niż na skrzydle, ale nie jest konieczna. Liczy się to, że względna zmiana siły nośnej na tylnej powierzchni nośnej z powodu zmiany kąta natarcia całego samolotu jest większa niż względna zmiana siły nośnej na przedniej powierzchni nośnej. Mechanizm jest taki sam dla konwencjonalnych konfiguracji, kanard, a nawet latających skrzydeł.

Lift curve slope and trim points

Powiedzmy, że samolot leci pod kątem natarcia $ \ alpha_1 $ i jest zakłócany przez podmuch lub nagłe wejście sterujące, tak że przyjmuje większy kąt natarcia $ \ alpha_2 $. Ze względu na pochylenie i wyższą częstotliwość, krzywa nośna skrzydła (linia niebieska) jest przesunięta w górę w stosunku do ogona (linia zielona). Ponadto efekt podmuchu i niższy współczynnik wydłużenia zmniejszają nachylenie krzywej nośnej ogona względem skrzydła.

Teraz załóżmy, że samolot był wyważony w stanie 1, tak że moment z małego winda załadowcza była równa momentowi znacznie większego podniesienia skrzydła wokół środka ciężkości. W stanie 2 bezwzględna zmiana siły nośnej ΔL na skrzydle jest znacznie mniejsza w stosunku do siły nośnej w stanie 1 niż na ogonie, tak że wynikowa zmiana momentu powoduje moment pochylenia w dół. To samo dzieje się ze zmniejszeniem kąta natarcia w stanie 2, tylko w odwrotnym kierunku.

$$ \ frac {∆L_ {Wing}} {L_ {Wing}} < \ frac {∆L_ { Ogon}} {L_ {Tail}} $$

Gdyby współczynniki siły nośnej były równe dla skrzydła i ogona, bilans momentów nie zmieniłby się między stanem 1 a stanem 2. Ale ponieważ ogon doświadcza wyższa względna zmiana siły nośnej, następuje chwilowa zmiana, która działa przeciwko zmianie kąta natarcia.

Ten efekt działa również w przypadku canarda, gdzie siła nośna na obszar na przedniej płaszczyźnie musi być większa niż siła nośna na obszar na skrzydle. W przypadku latającego skrzydła siła nośna na obszar przedniej części skrzydła musi być większa niż w tylnej części skrzydła, a stabilność statyczna jest nadal możliwa.

#3
+7
Lucas Kauffman
2013-12-27 15:37:00 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Skrzydło z tradycyjnym profilem płata ma negatywny wpływ na stabilność wzdłużną. Oznacza to, że każde zakłócenie (takie jak podmuch), które unosi nos, powoduje moment pochylania nosa do góry, który ma tendencję do dalszego podnoszenia nosa. Z tymi samymi zaburzeniami, obecność statecznika generuje przywracający moment pochylający dziób w dół, który może przeciwdziałać naturalnej niestabilności skrzydła i sprawić, że statek powietrzny będzie stabilny wzdłużnie (podobnie jak wiatrowskaz zawsze skierowany w wiatr). (Ze strony Wikipedii o samolotach załadowczych)

Samolot nie ma windy. Można powiedzieć, że wywołuje „negatywny wzrost”. Powodem, dla którego wielu wczesnych lotników zginęło, jest to, że samoloty załadowcze wytworzyły siłę nośną, aby pomóc samolotowi latać, co skutkowałoby niemożliwym do odzyskania przeciągnięciem samolotu z dziobem w górę. Większość nowoczesnych samolotów jest projektowana w taki sposób, że gdy zmniejsza się przepływ powietrza, efekt / pęd wytwarzany przez powierzchnię ogona jest zmniejszony, aby zapobiec wspomnianemu wcześniej warunkowi

Według książki o Wright * Flyer *, wczesne samoloty były celowo projektowane tak, aby nie wpychać ich nosem w przeciągnięcie; oznaczało to, że przeciągnięcia nie mogły być odzyskane w powietrzu, ale miały tendencję do ograniczania prędkości, z jaką samoloty uderzały o ziemię. Pierwsza ofiara śmiertelna w powietrzu była wynikiem zerwania linki sterującej, co spowodowało, że samolot wbił się w ziemię, uderzając go szybko, zamiast przeciągać się i uderzać powoli w ziemię.
@supercat: Pierwszymi ofiarami śmiertelnymi w powietrzu byli [Pilâtre de Rozier] (https://en.wikipedia.org/wiki/Jean-François_Pilâtre_de_Rozier) i Pierre Romain. [Pierwsza ofiara śmiertelna cięższa od powietrza] (https://en.wikipedia.org/wiki/Otto_Lilienthal) była rzeczywiście spowodowana przeciągnięciem, a Wrightowie wybrali konfigurację canarda w błędnym przekonaniu, że spowoduje to właśnie taki rodzaj przeciągnięcia niemożliwy.
zgodnie z [jak leci, rozdział 6] (http://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html#sec-pitch-equilibrium), sterowiec nie musi koniecznie wytwarzać „siły nośnej”. Potrzebuje tylko niższego AoA.
@PeterKämpf: Masz na myśli, że uniemożliwiłoby to przeciągnięcie „nosem w dół”? Książka sugeruje, że zdawali sobie sprawę, że ich konstrukcja stworzy nieodwracalne sytuacje przeciągnięcia, a przeciągnięcia były częstym zjawiskiem, ale pierwsza (i myślę jedyna) ofiara śmiertelna na płaszczyźnie Wrighta tego projektu miała miejsce, gdy pękło połączenie sterujące (co byłoby złe nowości w płaszczyźnie niemal dowolnej konstrukcji, w której brakowało zbędnych mechanizmów kontrolnych).
@supercat: Nie, nie uniemożliwia to przeciągnięcia głową w dół. Tym, co powstrzymało ich przed zdarzeniem się Wrightom, był wybór środka ciężkości - wszystkie wczesne latające Wright były statycznie niestabilne, a przeciągnięcia pojawiały się najpierw na głównym skrzydle. Szybko rozkazując moment z opuszczonym nosem z niezablokowaną iw pełni funkcjonalną puszką, mogli za każdym razem odzyskać siły.
@PeterKämpf: Obaj zgadzamy się, że myślę, że canard * o właściwościach Flyer * nie nabierze prędkości po przeciągnięciu; czy należałoby opisać jego zachowanie w przeciągnięciu jako wchodzenie w obwiednię stabilną aerodynamicznie, której zakres kontroli jest niewystarczający, aby umożliwić powrót do zrównoważonego lotu? Moja intuicja sugerowałaby, że trudniej byłoby ustabilizować tylną płaszczyznę w ten sposób i że byłoby bardziej prawdopodobne, że tak bardzo się podniesie, że spadnie do tyłu. Czy tak by się nie stało?
@PeterKämpf: Aby być uczciwym, posiadanie konfiguracji kanardy _ sprawia, że ​​samolot jest nie do naprawienia ... _jeśli jednak canard jest pod większym kątem natarcia niż główne skrzydło, nawet gdy jest maksymalnie skierowany w dół.
#4
+2
Hash
2013-12-27 18:02:27 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Skrzydła (które mają przekrój poprzeczny płata) wytwarzają siłę nośną (w zasadzie siłę działającą przeciwnie do ciężaru) działającą w pewnej odległości od środka ciężkości (CG), dzięki czemu siła jest przenoszona na C.G. jako siła i moment (w kierunku zgodnym z ruchem wskazówek zegara), które prowadzą do ruchu pochylenia w górę

Aby zrównoważyć ten moment, ogon wytwarza uniesienie (małe w porównaniu do wytwarzanego przez skrzydła), więc jeśli przeniesiemy go do C.G. siła i moment (ponieważ wytwarza mniejszą siłę nośną, powinien być umieszczony daleko od C.G) ten moment działa w kierunku przeciwnym do ruchu wskazówek zegara, neutralizując w ten sposób moment wywołany przez skrzydła ... W ten sposób samolot jest stabilny ...

#5
+1
ClickOKtoTerminate
2013-12-27 19:29:55 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Bezwzględna wartość siły nośnej generowanej przez statecznik waha się i zależy od fazy, w której znajduje się samolot w danym momencie:

Start (klapy wysunięte): wysokie znoszenie
Wznoszenie (bez klap): głównie winda (niewiele)
Rejs (bez klap): drift
Lądowanie (klapy wysunięte): wysokie znoszenie

Ze względu na zużycie paliwa waga samolotu zmniejsza się podczas lotu. Może to zmienić położenie twojego środka ciężkości, a to z kolei wpłynie na bezwzględną wartość twojego podnoszenia / znoszenia. Zwykle | dryfuje | Innymi słowy, zwiększa się, innymi słowy, podczas lotu maleje siła nośna statecznika.

Kilka słów na temat stabilności: pomyśl tylko o równowadze momentów.
Środek ciężkości znajduje się blisko głównego skrzydła. Wysokie podniesienie głównego skrzydła jest bardzo bliskie c.o.g., dryft statecznika jest dość daleko od niego. Suma wszystkich momentów równa się zero, zrównoważy samolot, jeśli będą podmuchy itp.



To pytanie i odpowiedź zostało automatycznie przetłumaczone z języka angielskiego.Oryginalna treść jest dostępna na stackexchange, za co dziękujemy za licencję cc by-sa 3.0, w ramach której jest rozpowszechniana.
Loading...