Как работает хвостовой самолет самолета?

Для обычных конструкций хвост состоит из двух частей: горизонтального хвоста и вертикального хвоста. Они играют роль в отделке и маневренности самолета, но на разных уровнях. Горизонтальный кабель главным образом использован для продольной стабильности (и уравновешивания) пока вертикальные кабели используемые для боковой стабильности (и уравновешивания).

о стабильности

Говорить об устойчивости можно только после определения точки равновесия, вокруг которой исследуется устойчивость. Самолет находится в равновесии, если силы и моменты, которые он испытывает, сбалансированы. Используя простую модель для продольного анализа, ее можно разложить на три соотношения, называемые уравнениями тримма. Чтобы упростить задачу, здесь предполагается, что угол атаки и угол траектории полета равны нулю. (Обратите внимание, что те же рассуждения могут быть достигнуты с ненулевыми значениями, но уравнения тогда становятся довольно грязными .)

Продольное Равновесие

Эти три уравнения:

$$L=mg$$

$$T=D$$

$$M=0$$

где Л

$L$ является ли общий лифт, mg

$mg$ вес самолета, T

$T$ является ли тяга, Д

$D$ это перетаскивание и М

$M$ момент качки вокруг центра тяжести самолета. Второе уравнение не будет изучаться дальше, так как не помогает понять роль горизонтального хвоста и его влияние. Глядя на следующую картину, можно увидеть, что обычно центр тяжести и точка, где применяется подъемная сила (так называемый аэродинамический центр), не совпадают. Это означает, что подъемная сила, создаваемая крылом, создает индуцированный момент вокруг центра тяжести, который следует добавить к уже внутреннему моменту качки из-за основного крыла (обычно момент наклона вниз для обычных аэродинамических профилей).

Зная это, можно переписать два интересующих уравнения, включая вклады от главного крыла и от горизонтального хвоста.

$$W+L_t=L_w$$

$$M_0+bL_t=aL_w$$

Из этих уравнений и рисунка видно, что горизонтальное хвостовое оперение используется для создания подъемной силы, которая индуцирует момент, помогающий сбалансировать моменты равновесия и, таким образом, предотвратить вращение самолета на себя (по тангажу).

Недостаток и решение

Как из рисунка, так и из уравнений получается, что вклад подъема от хвоста обычно отрицательный, а это означает, что для поддержания обрезанного (или сбалансированного) самолета требуется больше подъема от основного крыла. Этот недостаток можно преодолеть с помощью конфигурации canard.

боковая устойчивость

То же самое можно сделать для бокового равновесия и стабильности, но там используется вертикальный хвост. Она симметрична так, что никакое наведенное рыскание и если некоторая бортовая сила испытанная, то она создаст момент для уменьшения угла сторон-выскальзования.

Сравнение подъемной силы, создаваемой Хвостовым и основным крылом

Для урезанной конфигурации легко видеть, что подъемная сила, создаваемая главным крылом, является более или менее той, которая создается хвостом плюс общий вес самолета, что дает представление о разнице между двумя силами.

В существующих ответах нет ничего плохого, но я чувствую, что они действительно не копают до сути проблемы. Но на самом деле все не так сложно …

Все, что требуется для статической продольной устойчивости, — это меньший подъем на горизонтальном оперении, чем на крыле. Прижимная сила на хвосте помогает, потому что тогда подъем в хвосте явно ниже, чем на крыле, но это не обязательно. Считается, что относительное изменение подъемной силы на задней подъемной поверхности из-за изменения угла атаки всего самолета выше, чем относительное изменение подъемной силы на передней подъемной поверхности. Механизм такой же для обычных конфигураций, утки или даже летающих крыльев.

Скажем, самолет летит под углом атаки α1

$\alpha_1$ и нарушается порывом ветра или внезапным входом управления, так что он принимает более высокий угол атаки α2

$\alpha_2$. Из-за развала и более высокого падения кривая подъема крыла (синяя линия) смещена вверх относительно кривой подъема хвоста (зеленая линия). Кроме того, эффект нисходящей промывки и более низкое соотношение сторон уменьшают наклон кривой подъема хвоста относительно крыла.

Теперь предположим, что самолет был подрезан в состоянии 1 таким образом, чтобы момент от малого подъема хвоста был равен моменту гораздо большего подъема крыла вокруг центра тяжести. В состоянии 2 абсолютное изменение подъемной силы ∆L на крыле намного меньше относительно подъемной силы в состоянии 1, чем на хвосте, так что результирующее изменение момента создает момент снижения. То же самое происходит и с уменьшением угла атаки в состоянии 2, только в обратном.

$$\frac{∆L_{Wing}}{L_{Wing}} < \frac{∆L_{Tail}}{L_{Tail}}$$

Если бы коэффициенты подъемной силы были равны для крыла и хвоста, баланс моментов не изменялся бы между состоянием 1 и состоянием 2. Но поскольку хвост испытывает более высокое относительное изменение подъема, следует изменение момента, которое работает против изменения угла атаки.

Этот эффект также работает для утки, где подъем на площадь на переднем плане должен быть больше, чем подъем на площадь на крыле. Для летающего крыла подъемная сила на площадь передней части крыла должна быть больше, чем на задней части крыла, и при этом возможна статическая устойчивость.

Крыло с обычным аэродинамическим профилем вносит отрицательный вклад в продольную устойчивость. Это означает, что любое возмущение (например, порыв ветра), которое поднимает нос, создает момент качки носа, который имеет тенденцию поднимать нос дальше. С тем же самым волнением присутствие хвостового оперения производит восстанавливающий момент качки носа вниз, который может противодействовать естественной нестабильности крыла и сделать самолет продольно стабильным (во многом таким же образом, ветряк всегда указывает на ветер).

Задний борт не производит никакого подъема. Можно сказать, что это создает «отрицательный подъем». Причина, по которой многие ранние авиаторы были убиты, заключается в том, что хвостовые самолеты произвели подъем, чтобы помочь самолету летать, что приведет к невосполнимому срыву хвостового самолета. Большинство современных самолетов спроектированы таким образом, что при уменьшении воздушного потока эффект / импульс, создаваемый поверхностью хвоста, уменьшается, чтобы предотвратить ранее упомянутое условие

Крылья(которые имеют поперечное сечение аэродинамического профиля) производят подъем (в основном сила, которая действует противоположно весу), которые действуют на расстоянии от центра тяжести (C. G), поэтому сила передается на C. G. Как сила и момент(по часовой стрелке), которые приводят к шагу вверх движение

Чтобы уравновесить этот момент, хвост производит подъем (небольшой по сравнению с тем, что производят крылья), поэтому, если мы передадим его C. G. сила и момент (поскольку он производит меньше подъема, он должен быть помещен далеко от C. G), этот момент действует против часовой стрелки, таким образом нейтрализуя момент из-за крыльев …Таким образом, делая самолет стабильным …

Абсолютное значение подъемной силы, создаваемой хвостовой плоскостью, варьируется и зависит от фазы, в которой находится самолет в данный момент:

Взлет (расширенные закрылки): высокий дрейф
Подъем (без закрылков): в основном подъем (не очень)
Круиз (без закрылков): дрейф
Посадка (закрылки расширены): высокий дрейф

За счет расхода топлива снижается вес самолета во время полета. Это может изменить положение вашего центра тяжести, и это, в свою очередь, повлияет на абсолютную величину вашего подъема/дрейфа. Обычно / дрейф / увеличивается, другими словами, в то время как полет подъем хвостового самолета уменьшается.

Несколько слов к стабильности:Просто подумайте о равновесии моментов.
Центр тяжести находится вблизи главного крыла. Высокий подъем главного крыла очень близок к c.о. г., дрейф хвостового самолета довольно далеко от него. Сумма всех моментов равна нулю, они уравновесят плоскость, если будут порывы и т.д.