¿Por qué un avión cabecea cuando aumenta la velocidad?

Lo que pregunta es: si un modelo de planeador se lanza a una velocidad mayor que su velocidad de compensación, ¿por qué cabecea hacia arriba?

Respuesta corta: porque la superficie horizontal trasera produce menos sustentación por área que la superficie delantera. Al volar a una velocidad diferente de su velocidad de compensación, el centro de sustentación combinado de todas las superficies se desplaza de manera que crea un momento de cabeceo alrededor del centro de gravedad. Este momento de cabeceo provoca el cambio de trayectoria de vuelo.

Tenga en cuenta que trato de explicar las cosas en términos que funcionan igualmente bien para canards o incluso para alas voladoras. Eso puede sonar extraño en algunos lugares, pero solo necesita una explicación para todos los casos. Para alas voladoras sin barrido, léase ala delantera = parte delantera de la superficie aerodinámica y viceversa.

Respuesta larga: supongamos un avión que está preparado para volar con un ángulo de ataque de 9°. Para simplificar, supongamos que ambos perfiles aerodinámicos son simétricos y ambas superficies tienen la misma pendiente de la curva de sustentación, para simplificar 0,1 por grado. La incidencia local es de 0° en el alerón delantero y de -5° en el trasero. Despreciando los efectos de la corriente descendente, esto da como resultado un coeficiente de sustentación en el alerón delantero de 0,9 y en el alerón trasero de 0,4. El ángulo de ataque con sustentación cero es de +1° cuando el coeficiente de sustentación del ala delantera es de 0,1 y el coeficiente de sustentación del alerón trasero es de -0,4.

Supongamos además que la superficie de la cola tiene el 25% del área de la superficie delantera. La sustentación en el alerón delantero es el 90 % del peso y en el alerón trasero es el 10 % del peso. El centro de sustentación, por lo tanto, se encuentra en el 10% de la línea que conecta ambos puntos neutrales y ahí es donde también se encuentra el centro de gravedad para el vuelo compensado. Me gusta esto:

Ahora el modelo es lanzado al doble de su velocidad recortada. Supongamos que el ángulo de ataque también es de 9°, pero eso no importa mucho. La sustentación en la superficie delantera es ahora del 360 % y en la superficie trasera del 40 % del peso. De nuevo, ambas fuerzas se combinan para un centro común de sustentación al 10 %, por lo que no se crea un momento de cabeceo. Pero la sustentación supera con creces el peso, por lo que el avión sube inmediatamente. Subir sin movimiento de cabeceo significa que el ángulo de ataque disminuye inmediatamente. Por lo tanto, la aeronave acelerará ligeramente hacia arriba y se asentará en un nuevo ángulo de ataque más bajo donde la sustentación combinada es igual al peso. Pero, ¿cómo se distribuye ahora la sustentación?

Para que la sustentación disminuya a un cuarto, se necesita un cambio de ángulo de ataque al 25% de su valor inicial, en relación con el ángulo de ataque de cero sustentación. Para ello, el nuevo ángulo de ataque en ambas superficies tiene que disminuir en 6°. Las incidencias locales dan como resultado un ángulo de ataque de 3° en el alerón delantero y -2° en el alerón trasero y coeficientes de sustentación de 0,3 y -0,2, respectivamente. Una vez más, dejando de lado los efectos de la corriente descendente, las nuevas contribuciones de sustentación son del 120 % en el alerón delantero y del -20 % en el alerón trasero. Me gusta esto:

Ahora el centro de elevación es el 20 % de la distancia entre los puntos neutrales de las dos alas por delante del punto neutral del ala delantera y el 30 % por delante del centro de gravedad. Eso provoca un fuerte momento de cabeceo con el morro hacia arriba que permitirá que la aeronave se eleve. Junto con el cambio de trayectoria de vuelo inicial de 6° para la corrección de sustentación, esto hará que el avión ascienda hasta que su velocidad de vuelo caiga por debajo de la condición recortada y la condición se invierta. Dado que la amortiguación de cabeceo es alta, se necesitan muy pocos ciclos para llegar a la condición recortada, pero a una altura sobre el punto de lanzamiento que corresponde a la energía adicional proporcionada por la alta velocidad de lanzamiento.

Esto se puede ejecutar con diferentes números y funcionará independientemente de la sustentación o la carga aerodinámica en la superficie trasera, siempre que la sustentación por área sea menor allí que en el alerón delantero.

El estabilizador horizontal siempre proporciona una fuerza hacia abajo para equilibrar las fuerzas de sustentación y peso con el centro de gravedad. Esto también proporciona estabilidad porque si la aeronave se inclina hacia abajo y comienza a acelerar, el aumento del flujo de aire sobre la cola dará como resultado una mayor fuerza hacia abajo y hará que la nariz se eleve y la aeronave disminuya la velocidad.

A medida que la aeronave reduce aún más la velocidad, la disminución del flujo de aire sobre la cola hará que el morro baje y la velocidad del aire aumente nuevamente.

Este patrón luego continuará en un "movimiento phugoide"

La aeronave permanecerá en el ángulo de ataque ajustado con un aumento en la velocidad aerodinámica, pero acelerará hacia arriba debido al aumento en la sustentación, que depende de la velocidad aerodinámica (no hay cabeceo hacia arriba, que es un nombre inapropiado para este caso: cabeceo hacia arriba). definiéndose como un aumento en el AoA). A medida que la nave se eleva, continúa en una curva de AoA constante hasta que la velocidad longitudinal decae a cero, momento en el cual cae, por supuesto, provocando un cambio abrupto en el ángulo de ataque del ala que resulta en una entrada en pérdida. A medida que la nave trata de recuperar el ajuste AoA debido a su estabilidad inherente, su movimiento se convierte en una serie de oscilaciones de ascenso, pérdida y descenso, debido a los intentos de amortiguar los excesos de AoA en el proceso.

La explicación aquí es para un modelo de vuelo libre con superficies de control preestablecidas, sin potencia o potencia de empuje constante.

Creo que tengo la respuesta. La clave es que, cuando aumenta la velocidad, a la aeronave le parece que el ángulo de ataque ha disminuido.

Una vez disminuido el ángulo de ataque, el resto funciona exactamente como en un caso normal de estabilidad longitudinal. http://adg.stanford.edu/aa241/stability/staticstability.html

• Usted pregunta: "Lo que no puedo entender es qué hace que la aeronave se incline cuando la fuerza del ala y la fuerza de la cola aumentan en el mismo factor, debido al aumento de la velocidad".

• Es fundamental entender que un desequilibrio en el brazo de momento de cabeceo entre el ala y la cola solo se requiere para causar un CAMBIO en la velocidad de rotación del cabeceo, no para causar una rotación del cabeceo. En general, no podrá tener en cuenta la rotación del cabeceo buscando un desequilibrio en el brazo de momento del cabeceo entre el ala y la cola. Cualquier explicación que involucre un desequilibrio en el brazo de momento de cabeceo entre el ala y la cola, se reduce a los detalles esenciales sobre la causa de un CAMBIO en la tasa de rotación de cabeceo, y cómo este CAMBIO en la tasa de rotación de cabeceo luego restaura el equilibrio en cabeceo brazo de momento entre el ala y la cola.

• Desde una perspectiva más amplia, puede ser suficiente simplemente entender que, en una primera aproximación, una aeronave tiende a ajustarse a un ángulo de ataque constante, porque cualquier desviación del ángulo de ataque ajustado tiende a establecer un desequilibrio en brazo de momento de cabeceo entre el ala y la cola, que crea un par de cabeceo que cambia la velocidad de rotación del cabeceo, lo que conduce a un cambio en el ángulo de ataque. (Más adelante veremos por qué esta declaración es solo una aproximación, por qué un avión se desvía un poco del ángulo de ataque de compensación durante una oscilación "fugoidea" de cabeceo).

• Lo que está preguntando se llama "estabilidad de velocidad".

• Muchos intentos de explicación de este fenómeno adolecen del siguiente defecto: sugieren que si agregamos peso en el CG de un planeador, esto hará que el planeador se ajuste no solo a una velocidad aerodinámica más alta, sino también a un ángulo de inclinación diferente. ataque. Esto no es exacto.

• Otro defecto común en las explicaciones de este fenómeno es la suposición implícita de que la trayectoria de vuelo inicialmente permanecerá horizontal después de un aumento repentino en la velocidad aerodinámica (lo que implica que el ángulo de ataque debe estar muy por debajo del ángulo de ataque compensado), hasta que el avión comience a cabecear.

• Veamos si podemos ofrecer una explicación de la "estabilidad de la velocidad" que no adolezca de ninguno de estos defectos.

• Imagine que el avión está volando contra el viento, y el viento aumenta repentinamente a 20 mph.

• En última instancia, el avión puede volver al equilibrio a su velocidad aerodinámica original y una velocidad respecto al suelo más baja.

• Sin embargo, ¿qué sucede a corto plazo debido al aumento instantáneo de 20 mph en la velocidad del aire?

• En una primera aproximación, la aeronave tiende a mantener su ángulo de ataque reducido. La resistencia es mayor que el empuje, por lo que la velocidad aerodinámica está disminuyendo, pero aún es más alta que la velocidad aerodinámica recortada.

• El exceso de velocidad está creando un exceso de sustentación, por lo que la trayectoria de vuelo comienza a curvarse hacia arriba. El exceso de sustentación actúa como una "fuerza centrípeta" y obliga a la trayectoria de vuelo a curvarse.

• A medida que la aeronave tiende a mantener su ángulo de ataque reducido y la trayectoria de vuelo comienza a curvarse hacia arriba, la nariz debe elevarse.

• Este podría ser el final de la respuesta aquí. Pero en caso de que quieras saber qué sucede después...

• A medida que la trayectoria de vuelo se curva hacia arriba, la gravedad adquiere un componente que actúa en paralelo al vector de arrastre y en contra del vector de empuje, lo que contribuye aún más a la tasa de disminución de la velocidad aerodinámica.

• En algún punto del ascenso, a medida que la velocidad continúa disminuyendo, lo que hace que el vector de sustentación continúe disminuyendo, la fuerza que actúa "hacia arriba" en relación con la trayectoria de vuelo (es decir, el vector de sustentación) se vuelve menor que la fuerza que actúa "hacia abajo" en relación a la trayectoria de vuelo (es decir, un componente del vector de peso). En este momento, la trayectoria de vuelo deja de curvarse hacia arriba y comienza a curvarse hacia abajo. El morro comienza a retroceder hacia el horizonte y luego cae por debajo del horizonte, incluso cuando la aeronave aún mantiene aproximadamente su ángulo de ataque ajustado.

• Cuando la trayectoria de vuelo se curva por debajo de la horizontal, la gravedad adquiere un componente que actúa en paralelo al vector de empuje y en contra del vector de arrastre. Poco antes de llegar a este punto, el equilibrio de las fuerzas longitudinales en el marco de referencia de la aeronave debe ser tal que la velocidad aerodinámica comience a aumentar de nuevo.

• Eventualmente, la velocidad aerodinámica creciente aumentará el vector de sustentación hasta el punto en que la trayectoria de vuelo deja de curvarse hacia abajo y comienza a curvarse hacia arriba nuevamente, a medida que continúa el ciclo. El ciclo completo se conoce como oscilación "phugoide" de tono.

• El proceso completo de retorno al equilibrio puede implicar varios, o muchos, ciclos de disminución lenta de la oscilación "fugoidea" del tono.

• Una explicación completa debe reconocer que en la práctica real el ángulo de ataque no se mantiene absolutamente constante a lo largo del cabeceo "phugoid", tanto debido a la inercia rotacional en el eje del cabeceo, como debido a los efectos aerodinámicos causados ​​por la trayectoria de vuelo curva y el curvatura resultante en el viento relativo no perturbado, o dicho de otro modo, amortiguamiento aerodinámico en el eje de cabeceo. El ángulo de ataque tiende a ser más alto cerca de cada pico de altitud, y tiende a ser más bajo cerca de cada punto bajo de altitud, debido a la dirección en que la ruta de vuelo se curva en cada uno de estos puntos. (En algunas aeronaves, esto se puede demostrar configurando las condiciones iniciales para que la bocina de entrada en pérdida suene cerca de cada uno de los picos de altitud, incluso cuando el piloto mantiene las manos fuera de los controles). en muchos casos, aún veríamos un fugoide de tono bastante similar, incluso si manipulamos los controles para mantener el ángulo de ataque exactamente constante. Sin embargo, en casos extremos, podemos obtener una ruptura de pérdida completa cerca de cada uno de los picos de altitud, en cuyo caso es poco probable que la oscilación se apague.

• Y aquí hay un caso aún más extremo a considerar: si ajustamos una aeronave para un vuelo nivelado a 50 nudos, y luego nos sumergimos a 100 nudos y luego rápidamente salimos a un vuelo nivelado y soltamos los controles para permitir que la aeronave regrese al ángulo de compensación. -de ataque, la situación puede ser tan extrema que la trayectoria de vuelo puede curvarse mucho más allá de la vertical en un vuelo semi-invertido, o incluso puede describir un bucle completo, o la aeronave puede quedarse sin velocidad aérea yendo casi en línea recta y violentamente "látigo". parar". Por lo tanto, hay un límite para las situaciones que podemos esperar que conduzcan a un "phugoid" de tono suave, dócil y suave que amortigua suavemente.

• Es posible que esté esperando obtener más detalles sobre exactamente por qué el avión tiende a mantener su ángulo de ataque reducido a medida que varía la velocidad aerodinámica, y también por qué en la práctica vemos cierta desviación de este principio como se describe anteriormente. Estos no son temas simples. Se puede encontrar una buena explicación de la tendencia básica a mantener un ángulo de ataque reducido en esta sección del excelente sitio web "Mira cómo vuela" de John S. Denker: "Estabilidad de 6 ángulos de ataque, inclinación y clavados en espiral". - https://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html . La calcomanía es clave, pero el estabilizador horizontal en realidad no necesita crear una carga aerodinámica.

• Propwash es otro factor que complica (interfiere con) la tendencia de un avión a ajustarse al mismo ángulo de ataque independientemente de la velocidad aerodinámica; sin embargo, la mayoría de los aviones monomotores con hélices tractoras, jets, planeadores y aeronaves de otras configuraciones se comportan GENERALMENTE de la misma manera, y en todos ellos se pueden observar ejemplos de la dinámica descrita en esta respuesta.

Creo que tiene una lógica muy simple, ya que el margen estático es la distancia entre el centro de gravedad y el punto neutral de la aeronave. Siempre que se aumenta el empuje, las alas de la aeronave proporcionan un empuje hacia arriba debido al diseño y la diferencia de presión. Este empuje es luego, acompañado por el margen estático, afecta el mantenimiento de una fuerza de desequilibrio en la parte trasera que da como resultado un momento de cabeceo.