No, por varias razones.

Lo que desea es compensar la sustentación adicional de los flaps desviados hacia abajo en la parte posterior de un ala voladora con empuje vectorial. Como señala @Sean, esto no traerá un beneficio neto notable si la ubicación longitudinal de ambas fuerzas es similar.

Pero eso no es todo.

Además del equilibrio de fuerzas alrededor del ala voladora, también debe considerar cómo se comporta cuando cambian los parámetros de vuelo, por ejemplo, por ráfagas. ¿Volverá al estado anterior? ¿Cómo será el comportamiento dinámico?

Más camber significa que el ángulo de ataque de sustentación cero se vuelve más negativo. Un flap desviado agrega camber cerca del borde de fuga. Si el ala asume ahora un ángulo de ataque más alto debido a una ráfaga, el cambio en la cuerda de sustentación local hará que el ala se incline más hacia arriba. La región delantera del perfil aerodinámico agregará más sustentación en relación con el estado inicial que la región trasera porque el ángulo de ataque de sustentación cero se ha desplazado hacia abajo, agregando un momento de cabeceo hacia arriba. Todo el avión se volverá inestable debido a la inclinación adicional del flap.

Las alas voladoras no necesitan control por computadora. Todos los Hortens y Fauvels de este mundo volaron bien con un piloto humano y controles mecánicos. Esto se debe a que utilizan perfiles aerodinámicos reflejos y giro del ala, por lo que la parte trasera del ala crea menos sustentación en relación con su área. Esta es la condición para la estabilidad estática y se elimina con una deflexión positiva del flap.

Agregar ese flap agregará tanta inestabilidad que el control de la computadora tendría dificultades para mantener estable la aeronave. Si el flap produce una sustentación adicional sustancial, el control del vector de empuje necesitaría efectuar grandes cambios en el momento de cabeceo. Ahora considere que vuela a un aeropuerto a lo largo de la pendiente de planeo, con el motor casi en ralentí. ¿De dónde vendría el momento de lanzamiento requerido? El empuje es insuficiente y reducir la posición de los flaps hará que la aeronave entre en pérdida. La mejor solución es no desviar el flap en primer lugar y agregar más área alar en relación con un avión convencional.

No.

La vectorización de empuje produce un momento de cabeceo con el morro hacia arriba al apuntar la tobera del motor hacia arriba, lo que empuja la cola del avión hacia abajo y el morro hacia arriba. Los flaps extendidos aumentan la sustentación total y producen un momento de cabeceo con el morro hacia abajo, al desviar el aire hacia abajo en los bordes de fuga de las alas, empujando la cola del avión hacia arriba y el morro hacia abajo.

Como las toberas del motor de la mayoría de las aeronaves con alas delta están aproximadamente a la misma distancia del centro de masa de la aeronave que sus elevones (¿flapevones?) (ambos están en la parte trasera de la aeronave o muy cerca de ella) , el uso de la vectorización de empuje para cancelar el momento de cabeceo con el morro hacia abajo creado por la extensión de los flaps requeriría que la tobera del motor desviada aplicara una fuerza aerodinámica (anti-ascensor) de aproximadamente la misma magnitud que la fuerza ascendente (ascensor) aplicada por los flaps extendidos - ¡anulando por completo (o casi por completo) el aumento de sustentación producido por dichos flaps! ¹

Las aeronaves con cola horizontal (incluyendo la mayoría de las aeronaves sin ala delta, así como una serie de aeronaves con ala delta) no tienen este problema, ya que los elevadores se encuentran en el extremo posterior de la aeronave, lejos de su centro de masa, mientras que los flaps están montados en las alas, muy cerca del centro de masa de la aeronave; por lo tanto, una pequeña cantidad de fuerza descendente de los elevadores produce suficiente momento de cabeceo con el morro hacia arriba para compensar completamente el momento de cabeceo con el morro hacia abajo producido incluso por una gran cantidad de sustentación producida por la extensión de los flaps. ²Los aviones Canard (incluidos algunos aviones sin ala delta y también algunos aviones con ala delta) no tienen este problema, ya que el momento de cabeceo con el morro hacia abajo debido a la extensión de los flaps en el ala principal puede cancelarse con el morro hacia arriba. momento de cabeceo al extender los flaps en el canard, que tiene la ventaja adicional de aumentar aún más el coeficiente de sustentación de la aeronave (en lugar de disminuirlo ligeramente, como lo hace la deflexión del elevador con la nariz hacia arriba requerida cuando los flaps están extendidos en la mayoría de los aviones de cola horizontal) .

¹ : Si las toberas se extienden hacia atrás más allá del borde de salida del ala, entonces tendrían un brazo de palanca ligeramente más largo que los flapevones, lo que permitiría una cantidad ligeramente menor de fuerza aerodinámica de empuje vectorial y un pequeño aumento en la sustentación con la extensión de la aleta . , pero la sustentación adicional obtenida de ese modo probablemente no sea suficiente para que valga la pena.

² : En la práctica, esto es una simplificación excesiva; para algunas aeronaves de cola horizontal, extender los flaps en realidad produce un momento de cabeceo con el morro hacia arriba . Sin embargo, esto se debe a la interacción de la corriente descendente del ala con la cola horizontal (y, por lo tanto, no sería el caso de un avión con configuración delta sin cola), y el punto sobre el brazo de palanca mucho más largo de los elevadores en comparación con el flaps sigue siendo válido.

No estoy seguro de por qué asumimos que el despliegue de flaps causará inestabilidad en el cabeceo. Hasta donde yo sé, el despliegue de flaps mueve el CoP hacia atrás , lo que debería hacer que la aeronave sea más estable. Sin embargo, es posible que me esté perdiendo algo aquí, todavía estoy trabajando en Perkins & Hage. No estoy siguiendo del todo el argumento de Peter sobre las ráfagas.

Por ahora, trabajaremos bajo la suposición de que los flaps extendidos causarán un desplazamiento hacia atrás del CoP en el plano de cabeceo y, por lo tanto, una mayor estabilidad en el cabeceo. Sin embargo, este mismo cambio hacia atrás intuitivamente, como notó, causará un momento de morro hacia abajo, que se agravaría si hiciera algún tipo de configuración de flaps Fowler. Esto está corroborado por los artículos vinculados anteriormente y la página 29 (pdf página 33) de estos datos de NACA.

Con respecto a sus ideas para cancelar este momento para permitirse usar el alto cL que obtiene de estos flaps:

• Conducir el escape del chorro hacia la parte delantera de la nave: si bien dentro del ámbito de la posibilidad física, este probablemente sería un diseño altamente ineficiente debido a la cantidad de giros bruscos que tendría que tomar el escape y la cantidad de energía térmica que perdería. mientras lo hace. En general, probablemente no sería implementable.
• Motor adicional: probable peso prohibitivo.
• Ventilador impulsado por eje: el más razonable de sus conceptos en mi mente. Como usted notó, se ha hecho antes. Sin embargo, hasta donde yo sé, el Harrier utiliza flujo de chorro canalizado en lugar de un ventilador. Creo que estás pensando en el F-35B.
• Rotor de hélice inclinado: un rotor inclinado estáticamente no haría mucho en ángulos bajos, y en ángulos altos sería extremadamente ineficiente en el vuelo hacia adelante.
• Vectorización de empuje: como han señalado otros, esto probablemente solo cancelaría las ganancias de sustentación de los flaps.
• Otras opciones: Ver abajo

Otras opciones:

• Rotor de hélice de inclinación dinámica: tal vez, pero esto me parecería más complejo desde el punto de vista mecánico (accionamientos giratorios, cojinetes del eje y juntas homocinéticas, conductos cambiantes, mantenimiento de un flujo saludable a la turbina, etc.) que un ventilador impulsado por un eje separado y probablemente no lo haría terminar ahorrando peso. No vale la pena seguir en mi mente.
• Lamas de borde de ataque agresivas: parece que las lamas de borde de ataque no tienen un efecto demasiado significativo en el momento de un perfil aerodinámico. No he visto nada enumerado en ninguna prueba de NACA que haya visto, parece que lo tratan como un hecho de que no hay demasiado efecto. Este compendio de diseño parece coincidir en la pág.256 (pdf pág.277).

Todo esto, por supuesto, responde a su interés en usar flaps como un dispositivo de gran elevación. Es posible que desee pensar en otros dispositivos de gran elevación, ya sea en su lugar o para mitigar su uso en su diseño, de modo que no tenga que lidiar con tanto aumento de momento en cualquier método (ventilador impulsado por eje, por favor) usted puede decidir si va por ese camino.

El primero, en mi opinión, serían las superficies aerodinámicas quemadas y los dispositivos de gran sustentación relacionados . Ya está viendo los "conductos de la salida del motor", en su lugar, podría estrangular el escape del motor y enrutar el escape a las ranuras ubicadas en la mitad del ala para aumentar la energía de la capa límite, aumentando así la sustentación . Si quieres ponerte realmente funky, puedes buscar en las ranuras de flujo inverso (ver el párrafo 4 de la sección "mecanismo") . El artículo de Wake, Tillman, Ochs y Kearny sobre el tema es fascinante y vale la pena tenerlo en sus manos. Sin embargo, me preocupa qué efecto tendrían las alas en flecha (incluidas las alas delta) o incluso la falta de una relación de aspecto alta en su efectividad.

Alternativamente, podría considerar hacer que el escape sea un generador de vacío venturi y jugar con la succión de la capa límite. Aparentemente, esto es muy atractivo en alas muy barridas, por lo que podría ser pertinente para su diseño.

Los hidroaviones Shinmaywa US-1 y US-2 usan un motor de turboeje dedicado dentro del casco únicamente para proporcionar aire a alta presión a su sistema de control de capa límite, y las capacidades STOL resultantes son alucinantes, busque algunos videos al respecto. No podría obtener tantos beneficios del escape de escape aprovechado, ya que Shinmaywa lo usa junto con algunas configuraciones de aletas de tuercas que serían demasiado agresivas para su forma en planta, pero puede dar una idea del potencial de límite. control de capas

Nota: perdón por la falta de fuentes cerca del final. Limitado en #enlaces hasta que tenga más representantes, supongo.

Una razón muy importante por la que la vectorización de empuje es de poca o ninguna utilidad para compensar el momento de cabeceo inducido por los flaps: reduce el empuje a inactivo o casi inactivo durante el aterrizaje, lo que haría que la vectorización de empuje fuera ineficaz.

El Harrier aterriza con mayor aceleración (se necesita mucho más del 50 % de potencia solo para flotar sin provisiones a bordo). Si estuviera usando ventiladores en la parte delantera, impulsados ​​directamente por el motor (como las boquillas delanteras en un Harrier), tendría un gran empuje del tubo de escape exactamente cuando no lo desea.

La vectorización de empuje desde un jet es una complicación innecesaria a menos que la necesite para flotar o para una maniobrabilidad extrema.

Sí , pero puede que no valga la pena.

En principio, es absolutamente posible utilizar el empuje para el control de actitud de un vehículo. Para citar algunos ejemplos, el F-35, el X-15 y el Harrier utilizaron escape de chorro canalizado o aire sangrado a alta presión para el control de actitud durante las fases de vuelo de baja presión dinámica.

Usted señala correctamente en la pregunta que el empuje tendría que estar en la nariz (normalmente no donde quiere su motor) e inclinado para que la línea de empuje sea de 90 grados hacia abajo.

Entonces, otra forma de hacer esta pregunta sería "¿puedes reemplazar un canard en un avión con alas delta con un motor de empuje vertical"? En principio, sí. ¿Es una buena idea? Probablemente no. Pero cuán buena o mala es una idea depende de varios factores. Algunos de los desafíos ya se han mencionado, por lo que no los repetiré aquí, pero otras cosas a considerar son:

1) Qué tan lejos está el morro del CG Su concepto tiene más sentido si tiene un morro largo en el avión (piense en el XB-70). Para un ala voladora pura, necesitaría mucho más empuje para lograr el mismo momento de cabeceo, ya que el brazo de momento desde la ubicación de empuje hasta el CG sería tan pequeño o más pequeño que el brazo de momento desde el flap hasta el CG.

2) El tipo de sistema de propulsión utilizado Los aviones sin cola son muy sensibles a la ubicación del CG, por lo que si agrega mucho peso al morro, será difícil equilibrar el avión. Por esa razón, es más ventajoso utilizar sistemas de propulsión secundarios ligeros (escape canalizado de una turbina). Poner un ventilador eléctrico grande o una turbina secundaria en la nariz agregará peso en un lugar difícil de equilibrar. Aquí hay un intercambio con el beneficio que obtienes de una nariz más larga: tendrías que resolverlo para tu diseño para ver si hay una opción que tenga sentido.

3) Variación del momento de cabeceo con la velocidad La estabilidad dinámica (incluyendo la respuesta a las ráfagas, las características de manejo del piloto, etc.) va a ser un desafío para este tipo de avión en general. Pero es un problema solucionable; si se puede resolver con una computadora en el circuito o no, depende de algunos de los otros detalles del diseño, pero se han construido alas voladoras, aviones canard y alas delta que requieren poco o ningún aumento de estabilidad.

Hay un gran desafío de estabilidad que trae consigo este concepto, que es que el momento efectivo de cabeceo hacia arriba que obtiene del propulsor cambiará en relación con el momento de cabeceo hacia abajo del flap a medida que varía la velocidad.

Por lo general, calcularía la condición de equipamiento del vehículo en términos de parámetros adimensionales clave como$C_{L_\mathrm{tail}}$y$C_{m_\mathrm{wing}}$, y cuando la aeronave está en un estado de equilibrio, las variaciones de estos parámetros con la velocidad son muy pequeñas; por lo tanto, pequeños cambios en la velocidad no afectarán la condición de compensación de la aeronave.

Si está utilizando un propulsor para generar su momento de cabeceo, la fuerza del propulsor depende casi por completo de la velocidad del chorro del propulsor y es casi totalmente independiente de la corriente libre (especialmente en este caso donde está orientado 90 grados). Esto significa que, a medida que cambia la velocidad, debe modular constantemente la entrada del propulsor para mantener el ajuste de tono correcto. Dado que, a diferencia de otras aeronaves con control de reacción, su propulsor siempre estará encendido, mantenerlo en la configuración de potencia correcta en el mejor de los casos aumentará significativamente la carga de trabajo del piloto durante la fase de mayor carga de trabajo del vuelo; es muy probable que necesite una computadora en el circuito para que este concepto funcione.

Teniendo en cuenta los problemas de peso/complejidad, CG, seguridad y control, esto trae a colación que vale la pena pensar mucho en lo que esto le compra; agregar un canard o una cola horizontal son formas mucho más simples de lograr lo mismo.