Bei herkömmlichen Konstruktionen besteht der Schwanz aus zwei Teilen: dem horizontalen Schwanz und dem vertikalen Schwanz. Sie spielen eine Rolle bei der Trimmung und Manövrierfähigkeit des Flugzeugs, jedoch auf verschiedenen Ebenen. Das horizontale Heck wird hauptsächlich für die Längsstabilität (und das Trimmen) verwendet, während die vertikalen Schwänze für die seitliche Stabilität (und das Trimmen) verwendet werden.

Über Stabilität

Es ist möglich, von Stabilität zu sprechen erst nachdem ein Gleichgewichtspunkt definiert wurde, um den die Stabilität untersucht wird. Ein Flugzeug ist im Gleichgewicht, wenn die Kräfte und Momente, die es erfährt, ausgeglichen sind. Unter Verwendung eines einfachen Modells für die Längsschnittanalyse kann es in drei Beziehungen zerlegt werden, die als Trimmgleichungen bezeichnet werden. Um es einfach zu halten, wird hier angenommen, dass der Anstellwinkel und der Flugbahnwinkel Null sind. (Beachten Sie, dass die gleiche Argumentation mit Werten ungleich Null erreicht werden kann, die Gleichungen dann jedoch ziemlich chaotisch werden.)

Längsgleichgewicht

Diese drei Gleichungen sind:

$$ L = mg $$$$ T = D $$$$ M = 0 $$

wobei $ L $ der Gesamtaufzug ist, $ mg $ das Gewicht des Flugzeugs ist, $ T. $ ist der Schub, $ D $ ist der Luftwiderstand und $ M $ ist das Nickmoment um den Schwerpunkt des Flugzeugs. Die zweite Gleichung wird nicht weiter untersucht, da sie nicht dazu beiträgt, die Rolle des horizontalen Schwanzes und seinen Einfluss zu verstehen. Auf dem folgenden Bild kann man sehen, dass der Schwerpunkt und der Punkt, an dem der Auftrieb angewendet wird (als aerodynamisches Zentrum bezeichnet), normalerweise nicht identisch sind. Dies bedeutet, dass der vom Flügel erzeugte Auftrieb ein induziertes Moment um den Schwerpunkt erzeugt, das man zu dem bereits intrinsischen Nickmoment aufgrund des Hauptflügels hinzufügen sollte (normalerweise ein Nickmoment für herkömmliche Tragflächen).

Wenn Sie das wissen, können Sie die beiden interessierenden Gleichungen einschließlich der Beiträge des Hauptflügels und des horizontalen Hecks umschreiben.

$$ W + L_t = L_w $$$$ M_0 + bL_t = aL_w $$

Aus diesen Gleichungen und der Abbildung geht hervor, dass das horizontale Heck verwendet wird, um einen Auftrieb zu erzeugen, der einen Moment induziert, der dazu beiträgt, das Momentengleichgewicht auszugleichen und somit zu verhindern, dass sich das Flugzeug auf sich selbst dreht (in Pitch-Richtung).

Nachteil und Lösung

Sowohl aus der Abbildung als auch aus den Gleichungen geht hervor, dass der Auftriebsbeitrag des Hecks normalerweise negativ ist, was bedeutet, dass mehr Auftrieb vom Hauptflügel erforderlich ist, um einen Trimm (oder ein Gleichgewicht) zu halten ) Flugzeug. Dieser Nachteil kann durch die Verwendung einer Canard-Konfiguration überwunden werden.

Seitenstabilität

Dasselbe kann für das seitliche Gleichgewicht und die Stabilität getan werden, aber dort ist es der vertikale Schwanz benutzt. Es ist symmetrisch, so dass kein Gieren induziert wird. Wenn eine Seitenkraft auftritt, wird ein Moment erzeugt, um den Seitenschlupfwinkel zu verringern.

Vergleich des durch Heck und Haupt erzeugten Auftriebs Flügel

Bei einer getrimmten Konfiguration ist leicht zu erkennen, dass der vom Hauptflügel erzeugte Auftrieb mehr oder weniger dem vom Heck erzeugten Auftrieb zuzüglich des Gesamtgewichts des Flugzeugs entspricht, was eine Vorstellung von der Unterschied zwischen den beiden Kräften.

An den vorhandenen Antworten ist nichts wirklich Falsches, aber ich habe das Gefühl, dass sie nicht wirklich auf den Kern des Problems eingehen. Aber es ist eigentlich nicht so kompliziert ...

Alles, was für die statische Längsstabilität erforderlich ist, ist ein geringerer Auftrieb pro Bereich am horizontalen Heck als am Flügel. Abtrieb am Heck hilft, denn dann ist der Auftrieb am Heck offensichtlich geringer als am Flügel, aber nicht notwendig. Was zählt, ist, dass die relative Auftriebsänderung an der hinteren Auftriebsfläche aufgrund einer Änderung des Anstellwinkels des gesamten Flugzeugs höher ist als die relative Auftriebsänderung an der vorderen Auftriebsfläche. Der Mechanismus ist der gleiche für herkömmliche Konfigurationen, Canards oder sogar fliegende Flügel.

Angenommen, das Flugzeug fliegt im Anstellwinkel $ \ alpha_1 $ und wird durch eine Böe oder eine plötzliche Steuereingabe gestört, so dass ein höherer Anstellwinkel $ \ alpha_2 $ angenommen wird. Aufgrund des Sturzes und einer höheren Inzidenz ist die Auftriebskurve des Flügels (blaue Linie) relativ zu der des Hecks (grüne Linie) nach oben verschoben. Außerdem verringern der Downwash-Effekt und das niedrigere Seitenverhältnis die Steigung der Auftriebskurve des Hecks relativ zu der des Flügels.

Nehmen wir nun an, dass das Flugzeug in Zustand 1 getrimmt wurde, so dass das Moment vom kleinen Der Heckhub entsprach dem Moment des viel größeren Flügelhubs um den Schwerpunkt. Im Zustand 2 ist die absolute Auftriebsänderung ∆L am Flügel relativ zum Auftrieb im Zustand 1 viel kleiner als am Heck, so dass die resultierende Momentänderung ein Nickmoment erzeugt. Das gleiche passiert mit einer Verringerung des Anstellwinkels in Zustand 2, nur umgekehrt.

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

Wenn die Auftriebsverhältnisse für Flügel und Heck gleich wären, würde sich das Gleichgewicht der Momente zwischen Zustand 1 und Zustand 2 nicht ändern. Da der Schwanz jedoch a erfährt Bei einer höheren relativen Auftriebsänderung folgt eine Momentänderung, die der Änderung des Anstellwinkels entgegenwirkt.

Dieser Effekt funktioniert auch bei einem Canard, bei dem der Auftrieb pro Bereich auf der Vorderebene größer sein muss als der Auftrieb pro Bereich auf dem Flügel. Bei einem fliegenden Flügel muss der Auftrieb pro Fläche des vorderen Teils des Flügels größer sein als der des hinteren Teils des Flügels, und dennoch ist statische Stabilität möglich.

Ein Flügel mit einem herkömmlichen Tragflächenprofil trägt negativ zur Längsstabilität bei. Dies bedeutet, dass jede Störung (wie eine Böe), die die Nase anhebt, ein Nickmoment erzeugt, das dazu neigt, die Nase weiter anzuheben. Bei der gleichen Störung erzeugt das Vorhandensein eines Leitwerks ein wiederherstellendes Nickmoment, das der natürlichen Instabilität des Flügels entgegenwirken und das Flugzeug in Längsrichtung stabil machen kann (ähnlich wie eine Windfahne immer in den Wind zeigt). (Von der Wikipedia-Seite über Leitwerke)

Das Leitwerk erzeugt keinen Auftrieb. Man könnte sagen, es erzeugt einen "negativen Auftrieb". Der Grund, warum viele frühe Flieger getötet wurden, ist, dass die Leitwerke Auftrieb erzeugten, um dem Flugzeug beim Fliegen zu helfen, was zu einem nicht behebbaren Stillstand des Leitwerks führen würde. Die meisten modernen Flugzeuge sind so konstruiert, dass, wenn der Luftstrom abnimmt, der von der Heckoberfläche erzeugte Effekt / Impuls verringert wird, um den zuvor erwähnten Zustand

Die Flügel (die einen Tragflächenquerschnitt haben) erzeugen einen Auftrieb (im Grunde eine Kraft, die entgegengesetzt zum Gewicht wirkt), der in einem Abstand vom Schwerpunkt (C.G.) wirkt, so dass die Kraft auf C.G. übertragen wird. Als Kraft und Moment (im Uhrzeigersinn), die zu einer Nickbewegung führen.

Um diesen Moment auszugleichen, wird der Schwanz verwendet, um den Auftrieb zu erzeugen (klein im Vergleich zu dem, der von den Flügeln erzeugt wird). Wenn wir ihn also auf C.G. Eine Kraft und ein Moment (da es weniger Auftrieb erzeugt, sollte es weit von C.G. entfernt sein) wirkt dieses Moment gegen den Uhrzeigersinn und neutralisiert so das Moment aufgrund von Flügeln ... wodurch das Flugzeug stabil wird ...

Der absolute Wert des vom Leitwerk erzeugten Auftriebs variiert und hängt von der Phase ab, in der sich Ihr Flugzeug in diesem Moment befindet:

Start (Klappen ausgefahren): hohe Drift
Steigen (keine Klappen): meistens heben (nicht viel)
Kreuzfahrt (keine Klappen): Drift
Landung (Klappen ausgefahren): hohe Drift

Aufgrund des Kraftstoffverbrauchs ist das Gewicht des Flugzeugs reduziert sich während des Fluges. Dies kann die Position Ihres Schwerpunkts verändern und wirkt sich wiederum auf den absoluten Wert Ihres Auftriebs / Drifts aus. Normalerweise | drift | Mit anderen Worten, während des Fluges nimmt der Auftrieb des Leitwerks ab.

Einige Worte zur Stabilität: Denken Sie nur an das Gleichgewicht der Momente.
Der Schwerpunkt liegt in der Nähe des Hauptflügels. Der hohe Auftrieb des Hauptflügels ist sehr nahe an ca., die Drift des Leitwerks ist ziemlich weit davon entfernt. Die Summe aller Momente ist gleich Null, sie gleichen die Ebene aus, wenn es Böen usw. gibt.