¿Por qué los planos de cola proporcionan fuerza descendente, si no es para la estabilidad estática longitudinal?

Podemos ver que la mayoría de los aviones convencionales tienen sus superficies de cola horizontales dispuestas para proporcionar una fuerza descendente. Esta pregunta pregunta si eso es necesario para la estabilidad longitudinal estática, y la respuesta es: no necesariamente.

Pero si la estabilidad estática no es la razón, ¿cuál es? ¿O es solo un meme de hecho?

Respuestas (4)

Respuesta simple: para proporcionar suficiente estabilidad estática y un rango de centro de gravedad más amplio.

La sustentación en la cola se volverá negativa si se desea más estabilidad de la que se puede lograr sin carga en la cola. Otra razón es una ubicación del centro de gravedad hacia adelante debido a la carga y aseguramiento de la carga a bordo o un vaciado desigual de los tanques de combustible.

Para facilitar el uso, se permite que el centro de gravedad de cada avión varíe , dentro de límites claramente especificados . El límite de avance suele estar determinado por:

  • Fuerzas máximas de palanca en una maniobra de tracción (que solía especificarse en MIL-F-8785C §3.2.3.5 , por ejemplo). Durante los vuelos de certificación del Do-228 para la CAA , el piloto realizó un picado con la ubicación del centro de gravedad completamente hacia adelante y dejó que el trim se escapara por completo, esperando demasiado tiempo para tomar medidas correctivas. Sus últimas palabras fueron "¡ayúdame con el palo!".
  • Fuerzas máximas del brazo sobre el factor de carga. Si el piloto necesita tirar de gs positivos, la aeronave no debe contraatacar demasiado.
  • Autoridad de control suficiente en efecto suelo. Al volar cerca del suelo, se reduce la eficacia del ascensor. Para tener suficiente autoridad de control de cabeceo para rotar y despegar, el centro de gravedad no debe estar demasiado adelantado. Descuidar esto condujo a una solución torpe durante el desarrollo del F-18 , la convergencia del timón.
  • Estabilidad de la velocidad: la aeronave debe mantener la velocidad ajustada, incluso con ráfagas de tiempo, sin requerir entradas constantes del piloto. Esta es la razón principal de las cargas de cola negativas: Comodidad.
Estoy de acuerdo con su último punto, sobre la comodidad (también conocida como suficiente estabilidad estática positiva para permitir que la aeronave sea manejable cuando se vuela manualmente), siendo la razón principal de esto. Está claro que está más versado técnicamente que yo. ¿Sabe si es posible diseñar un avión con control de cabeceo montado en la cola para que, en crucero, haya una sustentación positiva en la superficie de la cola, pero que haya suficiente margen estático para permitir un control de cabeceo razonable? rango de CG, y no crear condiciones de estabilidad negativas en AOA alto (cerca de Clmax)? ¿Alguna vez hubo un avión así diseñado?
@CharlesBretana: La estabilidad estática no cambia con AoA, solo cambia la carga de cola en aviones con camber de ala. Los aviones Airbus modernos deberían tener cargas de cola neutrales o ligeramente positivas cuando el tanque de cola se usa correctamente (he hablado con pilotos que se negaron a usarlo). La estabilidad está garantizada por el piloto automático, que incluso se requiere para la comodidad con cargas de cola negativas a gran altura debido a la amortiguación de paso bajo allí. Tenga en cuenta que el tanque de cola solo se usa para cambiar el centro de gravedad hacia atrás, por lo que la carga se puede colocar en un rango de centro de gravedad más amplio sin afectar el rendimiento.
No pretendo comenzar otra discusión extensa, pero de lo que estoy hablando es del movimiento hacia adelante del centro aerodinámico de cualquier perfil aerodinámico que ocurre cuando la capa límite se separa en el borde de fuga a medida que AoA aumenta cerca del AoA máximo (detención). ¿Este movimiento hacia adelante causado por la separación de la capa límite del borde posterior no causa una disminución en el margen estático?
@CharlesBretana: Una vez que comienza la separación, dejamos el rango lineal de la aerodinámica y todas las simplificaciones ya no son válidas. Ahora la presión sobre el área separada es más baja, de modo que el centro de presión retrocede con el inicio de la separación del borde de salida. ¡Esto realmente estabiliza el avión! Con una separación total, la presión es aproximadamente constante sobre la cuerda y el centro de presión está más cerca del 50%, no del 25% como en el flujo subsónico adjunto.
Del artículo de Wikipedia sobre el centro de presión ( en.wikipedia.org/wiki/… ), "Para un perfil aerodinámico combado convencionalmente, el centro de presión se encuentra un poco detrás del punto de un cuarto de cuerda en el coeficiente de sustentación máximo (gran ángulo de ataque), pero a medida que se reduce el coeficiente de sustentación (se reduce el ángulo de ataque), el centro de presión se mueve hacia la parte trasera". Entonces, a medida que aumenta AOA, avanza. Se mueve hacia adelante porque el flujo de la capa límite se separa del perfil aerodinámico en el borde de fuga posterior y esta separación se propaga hacia adelante a medida que aumenta el AOA.
Este fenómeno ocurre en todos los perfiles aerodinámicos curvados convencionalmente. El centro de presión permanece fijo en el punto MAC del 25% solo en superficies aerodinámicas combadas simétricamente, que son la excepción y no la norma.
Pero el artículo también establece que el centro aerodinámico no se mueve cuando cambia AOA. Esto me sorprendió, si este es el caso (no tengo por qué no creerlo) no lo entiendo. ¿Puedes explicar cómo puede ser esto? si el centro de presión se mueve, ¿cómo puede permanecer constante el punto a través del cual actúa el momento de cabeceo? ¿Cuál es la diferencia entre el centro de Presión y el Centro Aerodinámico ? ver aviación.stackexchange.com /questions/19388/…
@CharlesBretana: Mantenga separadas la aerodinámica lineal (sin separación) y la aerodinámica no lineal (separación incluida). El 95% de lo que lees se refiere implícitamente a la aerodinámica lineal, sin decirlo tan explícitamente. Luego, mantenga separados el centro aerodinámico/punto neutral y el centro de presión. Explicado aquí , también.
@CharlesBretana: El movimiento hacia adelante del centro de presión no tiene nada que ver con la separación, sino que proviene puramente de los efectos de inclinación. El ángulo de ataque produce un componente de sustentación del 25% (¡sin separación!) que se vuelve más fuerte cuanto más aumenta el AoA. Camber agrega otro componente de sustentación con un centro de presión más hacia atrás que es independiente del AoA. Ambos se combinan y la parte dependiente de AoA se vuelve más fuerte con un AoA más alto. Solo esto hace que el centro de presión avance en un flujo lineal.
Entonces, ¿cuál es el cambio en la comodidad y la estabilidad del piloto si un taiplane proporciona una fuerza ascendente en un avión normal (no un canard, etc.)?
@Konrad Reduzca las fuerzas de control para maniobrar, pero no es aconsejable soltar la palanca cuando hace ráfagas. También debe observar su velocidad más de cerca con una menor estabilidad.

Porque la situación segura es: un momento gravitatorio morro abajo, recortado con un momento aerodinámico morro arriba. En todas las condiciones de vuelo. La situación crítica no es el crucero, sino las condiciones a baja velocidad.

  1. En TO y aterrizaje, el ángulo de ataque es alto: una actitud de morro hacia arriba, comandada por una fuerza de cola hacia abajo. La velocidad es baja, por lo que la gran fuerza se logra mediante una gran desviación hacia arriba del elevador y/o una incidencia negativa del estabilizador. El rango de AoA es desde alrededor de cero en crucero hasta 15-20 grados de morro hacia arriba: el rango de profundidad requerido es desde cero deflexión hasta una gran deflexión hacia arriba (más los requisitos de maniobra superpuestos hacia arriba y hacia abajo). La fuerza promedio requerida es hacia abajo.
  2. Nunca querrás que la superficie de control horizontal se detenga, pero especialmente no a bajas velocidades = durante el despegue y el aterrizaje, las fases más críticas del vuelo. Colocar la cola en un ángulo de incidencia promedio más bajo que el ala principal significa que hay un margen de ángulo de ataque: cuando el ala principal se acerca al AoA de pérdida, a la superficie de la cola le queda algo de AoA antes de entrar en pérdida. Esto implica que en crucero, si el ala tiene un ángulo de cabeceo cero, la cola horizontal tiene un ángulo de cabeceo negativo.

De mi libro de conferencias de décadas de antigüedad, solo copia en papel

  1. Pero a pesar de la menor incidencia, la cola horizontal podría entrar en pérdida parcial o total, por ejemplo, en un deslizamiento lateral en el que una gran parte de la cola horizontal se encuentra en la estela del fuselaje de popa. Si es así, queremos que la aeronave tenga un momento de morro hacia abajo, no un momento de morro hacia arriba. Si el ala aún no se ha estancado, la fuerza de sustentación ahora no está en np F i X mi d más, pero en ac W Y eso implica que en la situación anterior, el morro se mueve hacia arriba y el ala principal también se detendrá. Solo cuando el cg esta enfrente del ac W y la fuerza de cola es hacia abajo, siempre habrá un momento de morro hacia abajo en una situación de cola estancada.
  2. Y en consonancia con 2. y 3.: debe estar seguro de que existe un momento de estabilización en todas las circunstancias de vuelo, en todas las velocidades, todos los ángulos de ataque, todos los ángulos de deslizamiento lateral. Eso es difícil de garantizar cuando el ala principal está optimizada para un flujo aerodinámico más limpio y el estabilizador está detrás del ala principal: la eficiencia del ala principal será mayor en todas las circunstancias. Al elegir un estado de equilibrio donde la cola horizontal produce una carga aerodinámica y, por lo tanto, menos sustentación con el aumento de AoA, este problema se resuelve y se puede emitir la garantía, sin necesidad de ningún análisis adicional. Muy bueno en los viejos tiempos de la aviación, antes de CFD.

Tenga en cuenta que todas las consideraciones anteriores no son realmente una gran preocupación en el crucero: ¿puede el plano de cola horizontal alguna vez encontrar una ráfaga de viento vertical con una velocidad que pueda detenerlo? El triángulo de velocidad dice que no, esto no es probable que ocurra en 10 9 horas de vuelo. Un avión grande puede aplicar Estabilidad estática relajada en crucero: bombear combustible a los tanques de cola y reducir al mínimo la fuerza aerodinámica promedio más la resistencia aerodinámica asociada, porque el AoA en crucero es muy bajo. O recorte de tal manera que el estabilizador tenga una fuerza ascendente, como en el dibujo donde hay estabilidad estática. ¡Pero al despegar y aterrizar, los tanques de ajuste deben estar vacíos!

La carga adicional para certificar esta situación es un análisis más elaborado considerando las ráfagas a altitud de crucero y la influencia en la estabilidad estática: ¿existen ráfagas verticales con una frecuencia superior a 10 − 9 hora de vuelo que puede destruir la estabilidad estática? Tal análisis era imposible en los días iniciales de la aviación, ahora es posible, por supuesto.

Votante negativo anónimo: ¿cuál es su problema con esta respuesta?
El hecho curioso es que la carga de la cola es la menos negativa a baja velocidad, justo cuando la desviación del elevador optimiza el perfil aerodinámico de la cola para obtener la máxima carga aerodinámica. Al menos con alas curvadas positivamente y sin flaps, eso es. La carga aerodinámica más alta se encuentra en una inmersión a alta velocidad.
En realidad, aunque esto es un poco profundo en la física, el peso del avión no es una fuerza aerodinámica y no juega ningún papel en este análisis. Pensamos en ello solo porque estamos realizando los cálculos matemáticos en un marco de referencia acelerado. El análisis sería idéntico al realizado para un avión en una caja gigante en el espacio exterior profundo, que tenía un cohete que generaba una aceleración lineal de 32 pies/s2, si realizáramos los cálculos en el marco de referencia acelerado de la caja. . Ese avión no tiene ningún peso actuando sobre él, está en caída libre.
Como un avión en vuelo en la atmósfera terrestre. También está en caída libre, porque la fuerza que actúa sobre sus ruedas cuando está estacionado en la rampa no está allí.
Otro punto rápido para hacer, que no cuestiona nada en esta respuesta, es que la distinción hecha entre baja velocidad y alta velocidad depende totalmente de la suposición de que la aeronave está en una condición de vuelo estática One "G". Aunque todos los principios y factores que afectan la estabilidad son, por supuesto, ciertos cuando se encuentran en una "G", también deben ser idénticos en cualquier G-Loading. así como en cualquier actitud de la aeronave (alabeo o cabeceo).

Aunque la respuesta no es absolutamente sí, en casi todas las aeronaves de diseño convencional (donde el control del elevador está detrás del ala principal, no un canard), la respuesta es SÍ, esa es la razón.

Si el control del elevador está detrás del ala principal y hay una diferencia de tamaño significativa entre el ala principal y la superficie de la cola, el centro aerodinámico general estará detrás del CG y el centro aerodinámico (el centro de presión) del ala principal (que, subsónicamente, está en el 25% del punto MAC), también estará detrás del CG, no delante de él. Por lo tanto, la sustentación del ala principal producirá un momento de cabeceo con el morro hacia abajo y, por lo tanto, la cola se debe curvar e instalar con incidencia negativa para producir una sustentación negativa (hacia abajo) y un momento de cabeceo con el morro hacia arriba para contrarrestarlo.

Para colocar el centro aerodinámico del ala principal frente al CG en una aeronave diseñada con la superficie de control del elevador en la cola, y aún tener el centro aerodinámico general detrás del CG (necesario para una estabilidad estática positiva), sin considerar los ángulos de incidencia relativos, las proporciones relativas del brazo de momento del ala principal al brazo de momento de la superficie de la cola, y la relación entre la sustentación producida por el ala principal y la sustentación producida por la cola, como se muestra en el diagrama de @Koyovis respuesta tendría que satisfacer la siguiente desigualdad.

  1. W = Elevación desde el ala principal (delantera)
  2. T = Ascensor desde control de ascensor (Cola)
  3. w = longitud del brazo de momento desde el ala principal AC hasta el CG
  4. t = longitud del brazo de momento desde el control del elevador AC hasta el CG

entonces, para que el AC general esté detrás del CG en un avión diseñado con el AC del ala principal delante del CG, lo siguiente debería ser cierto.

     t/w > W/T

es decir, la relación entre el brazo de momento del control de cola y el brazo de momento del ala principal debe ser mayor que la relación entre la sustentación del ala principal y la sustentación de la cola. Y debe ser significativamente mayor, porque cuanto más cerca de la igualdad estén estas proporciones, más cerca de la estabilidad neutral estará la aeronave. Entonces, la desigualdad debe ser lo suficientemente grande (confieso que no sé cuánto es eso), pero debe ser lo suficientemente grande para producir una estabilidad positiva. Para hacerlo más grande, debe hacer w más pequeño (mueva el ala AC más cerca del CG), o t más grande (mueva la cola más atrás), o haga que los tamaños relativos de la superficie del ala y la cola sean más iguales (haga la cola más grande y el ala más pequeña). Estas configuraciones son posibles y las aeronaves se han diseñado así, pero es la excepción, no el diseño de aeronave más común.

Sí, el CoG debe estar frente al punto neutral de elevación, en todas las circunstancias de vuelo, en ángulos de deslizamiento lateral con la mitad de la cola horizontal ineficaz, etc. Lo que estás describiendo es que el ala y el fuselaje tienen un efecto desestabilizador, la cola tiene un efecto estabilizador, y el efecto estabilizador de cola debe ser mayor para generar una configuración de avión total estabilizadora. Eso es ciertamente cierto, pero no explica por qué es más beneficioso utilizar la carga aerodinámica de cola que la aerodinámica, aunque ambas situaciones pueden tener estabilidad estática en crucero.
Aquí no estoy seguro (tal vez debería publicar una pregunta para ver si alguien puede abordar esto), pero es posible que este escenario nunca se use porque la banda en la que tendría que estar la CA directa es tan estrecha que el movimiento hacia adelante del La CA a medida que el AOA aumenta hacia CLmax (AOA de pérdida) debido a la separación de la capa límite del borde de salida del ala, ¿podría mover con demasiada facilidad la CA general hacia adelante del CG y cambiar la estabilidad positiva a inestable en el punto crítico de aproximación a la pérdida? reddit.com/r/aviation/comments/2kibfo/…
Si este análisis es correcto, significaría que diseñar una aeronave de esta manera (donde el AC del ala está por delante del CG y tanto la elevación del ala como la elevación de la cola son positivas [hacia arriba] en crucero normal), sería inherentemente peligroso, ya que el movimiento hacia adelante del centro de presión a medida que aumenta el AOA hacia la entrada en pérdida estaría reduciendo la estabilidad y potencialmente cruzando el umbral y produciendo una aeronave inestable en la aproximación a la entrada en pérdida AOA (como durante la fase de aterrizaje)

Hay muchas explicaciones aquí, pero la explicación más simple que puedo dar es la fuerza descendente de la cola. La fuerza aerodinámica de la cola contrarresta el momento de rotación de sustentación del perfil aerodinámico principal. Esto se puede superar con un diseño que utilice canards. Sin embargo, hay inconvenientes para este diseño en particular.

Bienvenido a aviación.SE. Si bien esta respuesta es correcta, no agrega detalles a lo que ya está disponible en otras respuestas. ¿Le importaría ampliarlo para proporcionar más información que aún no está disponible?
¿Por qué los planos de cola proporcionan fuerza descendente, si no es para la estabilidad estática longitudinal?
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