¿Cómo se resuelve el problema de desalineación del centro de sustentación y del centro de gravedad en los aviones de ala delta?

Dado que los aviones con alas Delta no tienen estabilizadores horizontales para producir fuerza descendente, ¿cómo se resuelve ese problema?

Un avión no necesita una fuerza hacia abajo en la cola para la estabilidad. Todo lo que se requiere es menos elevación por área .
Todas las aeronaves, para mantener el vuelo en cualquier condición estática y estable, deben estar en equilibrio rotacional con respecto a su centro de gravedad. es decir, la suma de todos los momentos de cabeceo sobre el CG debe sumar cero. Cualquier condición en la que la suma de los momentos de cabeceo no sea cero provocará un cambio de cabeceo o ángulo de ataque, que continuará (si es estable) hasta que la aeronave alcance el equilibrio del momento de cabeceo o (si es inestable) indefinidamente. Ascensor por unidad de superficie no tiene absolutamente nada que ver con esto.
El jet más numeroso jamás producido, el MiG-21, era un delta con cola. Parece que está preguntando sobre aviones sin cola, que es algo completamente diferente. ¿Estás pensando que hay una diferencia entre las alas barridas y las delta a este respecto? Edite su pregunta para aclarar a qué se refiere.
@CharlesBretana Si bien lo que dice es absolutamente correcto, la última oración es incorrecta. Para que el momento de cabeceo deseado cambie el ángulo de ataque, lo que cuenta es la sustentación relativa por área entre las superficies/partes delanteras y traseras del ala.
@Peter, tal vez, esta discusión, al ser detallada, debería estar en otro lugar, pero ¿la llamas incorrectamente debido a mi uso de la palabra "Absolutamente"? Claramente, solo incluir valores relativos de "Elevación/área" no es suficiente (¡¿a qué distancia del centro de gravedad se aplican estas fuerzas de elevación?!), pero puede ser engañoso, ya que son los momentos que se crean y cómo cambian esos momentos. a medida que cambia AOA, eso determina la estabilidad o la falta de ella. ¿No estarías de acuerdo?
Para responder a la pregunta de los OP se requiere que analice la "distribución" de sustentación sobre la superficie del ala desde el borde de ataque hasta el borde de fuga. Usamos sumas vectoriales de las fuerzas de sustentación reales tan a menudo que olvidamos que son conveniencias de ingeniería. se usa para crear claridad o facilitar los cálculos. Las fuerzas reales provienen de las moléculas que golpean la superficie de todo el fuselaje. En un avión de ala delta sin cola, las fuerzas de sustentación en la parte delantera del ala inclinan el morro hacia abajo y la parte posterior del ala crea una elevación hacia abajo (y un momento de morro hacia arriba) que compensa esto.

Respuestas (3)

El efecto de una cola horizontal se puede incorporar a un avión sin cola de dos maneras:

  • Al integrarse en el perfil del ala: una forma de S horizontal con el borde de fuga hacia arriba.
  • Combinando barrido positivo con giro negativo.

De un libro de texto de décadas de antigüedad, solo copia en papel

Porque, aunque a menudo conceptualizamos la sustentación como actuando a través del "centro de presión" de la superficie del ala, esto es una ficción, hecha solo para ayudar a visualizar la sustentación total y sus efectos, y para ayudar a hacer cálculos simples que se basan en esta aproximación.

En realidad, Lift en sí mismo es una abstracción artificial, ya que es solo una parte de la fuerza aerodinámica que actúa sobre cada centímetro cuadrado del cuerpo del avión. Y esta fuerza, en cada punto de la superficie del avión , crea dos efectos físicos.

  1. La fuerza acelera la aeronave, en la dirección en que se aplica la fuerza, según la fórmula F=ma. La aceleración total de la aeronave es la suma vectorial de todas las aceleraciones individuales en cada punto de la superficie.

  2. En segundo lugar, en cada punto de la superficie de la aeronave, la fuerza aplicada crea una fuerza de rotación (un par) sobre el centro de gravedad de la aeronave. depende de la magnitud de la fuerza y ​​la distancia entre la línea de la fuerza y ​​el CG (el brazo de momento)

Con un avión de ala delta, el ala está diseñada para que el extremo posterior del ala genere una pequeña fuerza hacia abajo incluso cuando la mayor parte del ala hacia adelante del borde posterior todavía genera una fuerza hacia arriba. Aunque la suma de todas las fuerzas sigue siendo hacia arriba y crea sustentación positiva, la pequeña fuerza hacia abajo desde el borde de fuga está mucho más lejos del CG, por lo que tiene un brazo de momento más largo y, por lo tanto, crea suficiente torque de morro hacia arriba para equilibrar el momento de cabeceo de morro hacia abajo del resto de la fuerza en el ala, que está más cerca del CG con un brazo de momento más corto.

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Para lograr la estabilidad dinámica con cualquier aeronave en la que el control de cabeceo se implemente manualmente a través de entradas directas del piloto, el momento de cabeceo general debido al aumento de la sustentación positiva debe ser con el morro hacia abajo (es decir, la suma de todas las fuerzas aerodinámicas debe estar detrás del centro de gravedad). Esto es para que pequeñas desviaciones del equilibrio creen un momento de cabeceo corrector que hará que la aeronave vuelva al equilibrio de cabeceo. Esto requiere que la superficie de control, para equilibrar este momento de cabeceo del morro, debe crear un momento de cabeceo del morro hacia arriba. Las aeronaves con su superficie de control de cabeceo en la cola, por lo tanto, incurren en una penalización por arrastre (la elevación de la cola hacia abajo reduce la elevación (hacia arriba) positiva total, por lo que para lograr un vuelo nivelado, la suma de toda la elevación positiva debe ser mayor, lo que aumenta la resistencia).

En los aviones modernos, la introducción de sistemas de control de vuelo controlados por computadora ha mitigado la necesidad de esto. En el F-16 (subsónico), por ejemplo, el centro de presión está ligeramente por delante del centro de gravedad y crea un momento de cabeceo con el morro hacia arriba. La superficie de la cola, por lo tanto, que está sustancialmente detrás del centro de gravedad, debe crear un momento de cabeceo con el morro hacia abajo para lograr el equilibrio. Esto significa que la cola en realidad está creando sustentación así como las alas, aumentando en lugar de disminuir la resistencia aerodinámica. La estabilidad es creada artificialmente por el software de control de vuelo. En vuelo, puede ver el estabilizador moviéndose constantemente hacia arriba y hacia abajo mientras responde a pequeñas desviaciones en el cabeceo, manteniendo estable la aeronave.

" En los aviones modernos, la introducción de sistemas de control de vuelo controlados por computadora ha mitigado la necesidad de esto ". Muy pocos aviones modernos son aerodinámicamente inestables como lo es el F-16. Muy útil en un avión de combate muy maniobrable, no tanto en un avión comercial que necesita llevar a la gente a casa de forma segura.
@Koyovis, confieso que no sé qué aviones (aparte del F16) aprovechan esta capacidad. Además del aumento de la maniobrabilidad, también proporciona una reducción significativa de la resistencia aerodinámica y la eficiencia del combustible. Pero parece que una vez que se ha comprometido a dejar que una computadora se encargue del control de vuelo, con sistemas triplemente redundantes, sería una tontería no aprovechar también la reducción de la resistencia y la mayor eficiencia de combustible que proporciona este enfoque. ¿Sabe qué aviones (si los hay) utilizan este enfoque?
Empiece bien con "el momento de cabeceo general del aumento de la sustentación positiva debe ser con la nariz hacia abajo", pero luego la parte sobre la cola que crea el momento de cabeceo hacia arriba no sigue, bueno, lo hace alrededor del punto elegido adecuadamente, pero puede crear una sustentación positiva siempre que crea menos por unidad de área que el ala, ni la parte sobre la resistencia, cuando la cola vuela en la corriente descendente, la creación de sustentación hacia abajo aún puede crear empuje que, compensando parte del aumento de resistencia inducida en el ala principal.

La mayoría de los aviones Delta-Wing están equipados con canard de diferentes maneras: fijo (Mirage III), móvil (Typhoon) o retráctil (Tupolev Tu-144). Este canard es una superficie de elevación similar a la cola, que está por delante del ala y crea sustentación, lo que producirá un momento de cabeceo hacia arriba. Debe mencionarse que la sustentación negativa de la cola también produce un momento de cabeceo hacia arriba, que se requiere para trimar la aeronave.

El Mirage iii original era un delta sin cola y sin bulo. La versión de entrenador de cabina dual tenía uno.
¿Qué quiere decir con "elevación negativa de la cola"? ¿Se refiere a la sustentación negativa de las fuerzas aerodinámicas en la parte de popa del ala principal (delta)? Si es así, entonces tiene razón, y la presencia de un canard delantero en muchas aeronaves de ala delta reduce la necesidad de esta sustentación negativa en la parte trasera del delta y reduce la resistencia al avance y el impacto en el rendimiento de rango/resistencia de esa resistencia al avance.
Había muchos deltas sin cola y sin bulos, incluido el Concorde. Y los canards fijos o retráctiles no ayudan con el control de todos modos, por lo que son irrelevantes para la discusión.
¿Cómo se resuelve el problema de desalineación del centro de sustentación y del centro de gravedad en los aviones de ala delta?
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