¿Por qué la inestabilidad en el ajuste inferior de cabeceo arrastra a un avión con cola?

Puede ser útil consultar este artículo de Boldmethod.

La idea básica es que cuanto más lejos esté el centro de gravedad del centro de presión (o centro de sustentación según su terminología), más sustentación tendrá que generar el estabilizador horizontal. Cuanta más sustentación tenga que generar un perfil aerodinámico, más resistencia inducida tendrá como resultado. El arrastre de compensación es específicamente el arrastre inducido creado por el estabilizador horizontal. El estabilizador horizontal en realidad puede producir sustentación tanto positiva (hacia arriba) como negativa (hacia abajo), pero la sustentación negativa tiene el efecto aún peor de requerir que las alas creen más sustentación para compensar la sustentación hacia abajo, como se demuestra en el artículo Boldmethod.

Tener el centro de gravedad en el centro de presión también permite que la aeronave sea más maniobrable ya que se requiere menos fuerza del estabilizador horizontal para iniciar una maniobra. Esta es la razón por la cual los aviones de combate tienden a ser longitudinalmente inestables y utilizan fly-by-wire para compensarlo.

El ajuste longitudinal se logra cuando el momento de cabeceo total en la aeronave es cero. Excepto en algunos casos especiales, la cola (o los elevones en el caso de aviones sin cola) generarán algo de sustentación para recortar el momento de cabeceo del cuerpo del ala. Por lo tanto, si la cola genera sustentación negativa (proporcionando así un momento de morro hacia arriba), el cuerpo del ala necesita trabajar más (es decir, mayor AOA) para generar el nivel de la aeronave.$C_L$requerido para el vuelo nivelado.

En este punto, definamos qué es realmente el arrastre de recorte. La resistencia de compensación es el conjunto de: resistencia adicional inducida por la incidencia de la cola (o elevadores o elevones), más resistencia adicional inducida desde el cuerpo del ala debido a un AOA más alto requerido para lograr el total$C_L$, más interferencia/arrastre viscoso adicional debido a las desviaciones de la superficie de control. Los componentes primero y tercero son en realidad relativamente pequeños en comparación con el segundo componente. A menos que tenga una gran desviación de la superficie de control, ¡la mayor parte de la resistencia al trimado en realidad proviene de la pérdida de sustentación!

Cuando la aeronave tiene cabeceo estable y trimado, hay una reducción de$C_{L_{\alpha}}$en comparación con el caso sin recortar. A medida que se reduce el margen estático, se reduce la cantidad de sustentación negativa de la cola y mejora la pendiente de sustentación. Esto también mejora el arrastre de compensación.

Los siguientes gráficos ilustran el efecto del margen estático con recortado$C_{L}$, cantidad de h-stab necesaria para recortar y recortar la resistencia, generada con geometrías y aerodinámica típicas de aeronaves:

Es realmente simple. Para mantener la aeronave en el aire, la Suma TOTAL de elevación hacia arriba y hacia abajo (más o menos) debe ser igual y opuesta al peso de la aeronave. Si la sustentación de la cola tira de la aeronave hacia abajo, hacia la tierra (como en una aeronave con estabilidad estática positiva), entonces la sustentación del ala debe ser mayor (el doble de la cantidad de cola que tira hacia abajo) para contrarrestarla. La elevación total menos la elevación total debe ser igual al peso de la aeronave. Entonces, dado que el levantamiento total hacia arriba y hacia abajo produce arrastre, entonces debe haber más arrastre.

  Say the aircraft weighs 1000 pounds and say that drag is 10% of total lift
          Wing Lift      tail Lift     Result       Total lift    Drag
 Stable    1200 lbs      -200 lbs      1000 lbs      1400 lbs    140 lbs    
 Unstable  800 lbs        200 lbs      1000 lbs      1000 lbs    100 lbs     

Distinta pregunta, misma respuesta. La estabilidad activa permite la$c.g.$estar detrás del centro de sustentación, compensando así la inestabilidad aerodinámica asociada.

Para la estabilidad estática longitudinal pasiva (por fuerzas aerodinámicas), el centro total de sustentación$C_N$debe estar detrás del centro de gravedad. En todos los ángulos de ataque y todas las velocidades, con alas caladas, etc. La única solución pasiva que siempre es segura en todas las circunstancias, es el centro aerodinámico.$a.c._w$detrás de la$c.g.$, siempre creando un momento de morro hacia abajo que luego debe ser compensado por un momento aerodinámico de morro hacia arriba desde el plano de cola: sustentación negativa. Así que necesitamos compensar esto con más sustentación del ala principal, con la resistencia inducida asociada.

Esa es la solución aerodinámica pasiva. si permitimos$n.p._{fixed}$estar frente a la$c.g.$, el plano de cola siempre ayudará a crear sustentación, no a destruirla. En crucero, podemos ajustar el avión para un momento de cabeceo neutral, pero si hay una perturbación en el ángulo de ataque (como una ráfaga vertical), el ala principal creará más sustentación que el plano de cola (tiene sentido hacer que el ala principal sea la más potente). eficiente.) Pero eso significa que cualquier perturbación en AoA creará una reacción repentina e inestable de morro hacia arriba: inestabilidad estática.

La única solución para poder utilizar el$n.p._{fixed}$ antes $c.g.$situación, es mediante el uso de la estabilidad activa. Cualquier perturbación en el momento de cabeceo se contrarresta de inmediato mediante una desviación automática del elevador, como equilibrar un palo verticalmente en una palma abierta o andar en monociclo.

Este principio se aplica tanto al vuelo subsónico como al supersónico. Pero volverse supersónico significa que el centro de presión se desplaza hacia atrás: Mach tuck. El avión podría ser:

• pasivo estáticamente estable en vuelo supersónico, inestable en vuelo subsónico.
• pasivo estáticamente inestable en vuelo supersónico, y mucho más inestable en vuelo subsónico.

Necesita una imagen de un tercer avión con el centro de gravedad justo debajo de la flecha de elevación del ala. Observe que los elevones no estarían ni arriba ni abajo. Esta es la configuración de arrastre más baja, ya que los elevones hacia arriba o hacia abajo agregan arrastre. Los elevones hacia arriba (estáticamente estables) son un poco más resistentes (porque obligan al ala a trabajar más contra su carga aerodinámica) que los elevones hacia abajo (estáticamente inestables), pero ambos son más resistentes que sin desviación del elevon.

IMPORTANTE PARA EL DISEÑO:

El trabajo de los estabilizadores horizontales es establecer el AOA óptimo del ala única (desde la década de 1920) mientras que el Hstab tiene un ángulo de ataque de 0 (resistencia mínima) en vuelo. La diferencia de incidencia se denomina DESCALZAMIENTO del estabilizador horizontal (Ver B-52). El centro de gravedad pertenece de manera óptima DIRECTAMENTE BAJO el centro de sustentación. El estabilizador horizontal debe tener el VOLUMEN ADECUADO para mantener el ala en su lugar.

A continuación, se decide cuánta estabilidad estática (estabilidad de velocidad) se desea en el avión por seguridad. Esto depende de la ubicación del peso del combustible y la carga útil, así como de los cambios potenciales en CP debido al cambio en los factores de torque AOA y ENGINE THRUST. Sin control de estabilidad activo (control por computadora), esto generalmente se configura para ser positivo.

La configuración para la estabilidad estática y el trimado aerodinámico generalmente se logra con una pequeña pestaña de trimado. Lamentablemente, esto parece haber llevado a los diseñadores modernos a creer que un pequeño volumen de cola horizontal está bien y que las computadoras resolverán todo.

Incluso tenemos gráficos que nos muestran que crear un tándem estáticamente inestable (biplano) ahorrará combustible.

Comenzar cada mañana mirando un Piper Cub puede ser útil.