Was Sie fragen, ist: Wenn ein Modellflugzeug mit einer höheren Geschwindigkeit als seiner Trimmgeschwindigkeit geworfen wird, warum steigt es dann an?

Kurze Antwort: Weil die hintere horizontale Fläche weniger Auftrieb pro Fläche erzeugt als die vordere Fläche. Beim Fliegen mit einer anderen Geschwindigkeit als der Trimmgeschwindigkeit wird der kombinierte Auftriebsmittelpunkt aller Oberflächen so verschoben, dass ein Nickmoment um den Schwerpunkt entsteht. Dieser Nickmoment bewirkt eine Änderung der Flugbahn.

Beachten Sie, dass ich versuche, Dinge mit Begriffen zu erklären, die für Canards oder sogar fliegende Flügel gleich gut funktionieren. Das mag an manchen Stellen seltsam klingen, braucht aber nur eine Erklärung für alle Fälle. Für nicht gekehrte fliegende Flügel lesen Sie Vorwärtsflügel = vorderer Teil des Tragflügels und umgekehrt.

Lange Antwort: Nehmen wir ein Flugzeug an, das für einen Flug mit einem Anstellwinkel von 9 ausgelegt ist °. Nehmen wir der Einfachheit halber an, dass beide Tragflächen symmetrisch sind und beide Oberflächen die gleiche Steigung der Auftriebskurve aufweisen, der Einfachheit halber 0,1 pro Grad. Die lokale Inzidenz beträgt 0 ° vorne und -5 ° hinten. Unter Vernachlässigung von Downwash-Effekten ergibt sich ein Auftriebskoeffizient am vorderen Flügel von 0,9 und am hinteren Flügel von 0,4. Der Anstellwinkel ohne Hub beträgt + 1 °, wenn der Auftriebskoeffizient des vorderen Flügels bei 0,1 und der Auftriebskoeffizient des hinteren Flügels bei -0,4 liegt.

Nehmen wir weiter an, dass die Heckfläche 25% des beträgt Bereich der vorderen Oberfläche. Der Auftrieb am vorderen Flügel beträgt 90% des Gewichts und am hinteren Flügel 10% des Gewichts. Der Auftriebsmittelpunkt liegt daher bei 10% der Linie, die beide Neutralpunkte verbindet, und dort befindet sich auch der Schwerpunkt für den Trimmflug. So:

Jetzt wird das Modell mit der doppelten Geschwindigkeit geworfen. Nehmen wir an, dass der Anstellwinkel ebenfalls 9 ° beträgt, aber das spielt keine Rolle. Der Auftrieb auf der Vorderfläche beträgt jetzt 360% und auf der Rückseite 40% des Gewichts. Wiederum vereinigen sich beide Kräfte zu einem gemeinsamen Auftriebszentrum bei 10%, so dass kein Nickmoment entsteht. Der Auftrieb übersteigt jedoch das Gewicht bei weitem, sodass das Flugzeug sofort steigt. Klettern ohne Nickbewegung bedeutet, dass der Anstellwinkel sofort abnimmt. Daher beschleunigt das Flugzeug leicht nach oben und setzt sich in einem neuen, niedrigeren Anstellwinkel ab, bei dem der kombinierte Auftrieb dem Gewicht entspricht. Aber wie ist der Auftrieb jetzt verteilt?

Um den Auftrieb auf ein Viertel zu verringern, muss der Anstellwinkel auf 25% seines ursprünglichen Werts relativ zum Anstellwinkel ohne Auftrieb geändert werden. Dazu muss der neue Anstellwinkel auf beiden Flächen um 6 ° verringert werden. Die lokalen Vorkommnisse führen zu einem Anstellwinkel von 3 ° vorne und -2 ° hinten, und einem Auftriebskoeffizienten von 0,3 bzw. -0,2. Unter erneuter Vernachlässigung der Downwash-Effekte betragen die neuen Auftriebsbeiträge 120% für den vorderen Flügel und -20% für den hinteren Flügel. So:

Jetzt liegt der Auftriebsmittelpunkt bei 20% des Abstands zwischen den neutralen Punkten der beiden Flügel vor stark> des neutralen Punktes des vorderen Flügels und 30% vor dem Schwerpunkt. Dies führt zu einem starken Nickmoment, bei dem sich das Flugzeug neigt. Zusammen mit der anfänglichen Flugbahnänderung von 6 ° für die Auftriebskorrektur lässt dies das Flugzeug steigen, bis seine Fluggeschwindigkeit unter den getrimmten Zustand fällt und sich der Zustand umkehrt. Da die Pitch-Dämpfung hoch ist, sind nur sehr wenige Zyklen erforderlich, um den getrimmten Zustand zu erreichen, jedoch in einer Höhe über dem Startpunkt, die der zusätzlichen Energie entspricht, die durch die hohe Startgeschwindigkeit bereitgestellt wird.

Dies kann mit unterschiedlichen Nummern ausgeführt werden und funktioniert unabhängig von Auftrieb oder Abtrieb auf der Rückseite, vorausgesetzt, der Auftrieb pro Bereich ist dort geringer als auf dem vorderen Flügel.

Der horizontale Stabilisator liefert immer eine nach unten gerichtete Kraft, um die Auftriebs- und Gewichtskräfte mit dem Schwerpunkt auszugleichen. Dies bietet auch Stabilität, da der erhöhte Luftstrom über das Heck zu einer stärkeren Abwärtskraft führt und die Nase anhebt und das Flugzeug langsamer wird, wenn sich das Flugzeug neigt und zu beschleunigen beginnt.

Wenn das Flugzeug weiter langsamer wird, führt der verringerte Luftstrom über dem Heck dazu, dass die Nase abfällt und die Fluggeschwindigkeit wieder zunimmt.

Dieses Muster wird dann in einer "Phugoid-Bewegung"

Das Flugzeug bleibt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit im getrimmten Anstellwinkel, beschleunigt jedoch aufgrund der von der Fluggeschwindigkeit abhängigen Erhöhung des Auftriebs nach oben (es gibt keine Neigung, was in diesem Fall eine falsche Bezeichnung ist). Pitch-up wird als Anstieg der AoA definiert). Wenn das Fahrzeug aufsteigt, fährt es in einer konstanten AoA-Kurve fort, bis die Längsgeschwindigkeit auf Null abfällt. An diesem Punkt fällt es natürlich ab, was zu einer abrupten Änderung des Anstellwinkels des Flügels führt, was zu einem Abwürgen führt. Während das Fahrzeug versucht, die Trimm-AoA aufgrund seiner inhärenten Stabilität wiederzugewinnen, wird seine Bewegung zu einer Reihe von Steig-, Stall- und Sinkschwingungen, da versucht wird, AoA-Überschwinger zu dämpfen. Beachten Sie, dass es bei ausreichender anfänglicher Startgeschwindigkeit seine konstante AoA-Kurve in einer Schleife fortsetzt, die auf der Rückseite fortgesetzt wird, bis die Trimmfluggeschwindigkeit wieder erreicht ist - ohne eine Reihe von Anstiegen und Ständen -, seit die AoA in der ersten beibehalten wurde Ort.

Die Erklärung hier bezieht sich auf ein Freiflugmodell mit voreingestellten Steuerflächen, ohne Leistung oder konstanter Schubleistung.

Ich glaube, ich habe die Antwort. Der Schlüssel ist: Wenn die Geschwindigkeit zunimmt, scheint es dem Flugzeug, dass der Anstellwinkel abgenommen hat.

Sobald der Anstellwinkel abgenommen hat, funktioniert der Rest genau wie im normalen Fall der Längsstabilität. http://adg.stanford.edu/aa241/stability/staticstability.html

• Sie fragen: "Was ich nicht verstehen kann, ist, warum sich das Flugzeug neigt, wenn sowohl die Flügelkraft als auch die Heckkraft aufgrund der Erhöhung der Fluggeschwindigkeit um den gleichen Faktor zunehmen."

• Es ist wichtig zu verstehen, dass ein Ungleichgewicht im Pitch-Moment-Arm zwischen dem Flügel und dem Heck nur erforderlich ist, um eine Änderung der Pitch-Rotationsrate zu bewirken, nicht um eine Pitch-Rotation zu verursachen . Im Allgemeinen können Sie die Pitch-Rotation nicht berücksichtigen, indem Sie nach einem Ungleichgewicht im Pitch-Moment-Arm zwischen Flügel und Heck suchen. Jede Erklärung, die ein Ungleichgewicht im Pitch-Moment-Arm zwischen dem Flügel und dem Heck beinhaltet, führt zu den Details über die Ursache einer Änderung der Pitch-Rotationsrate und wie diese Änderung der Pitch-Rotationsrate dann die wiederherstellt Gleichgewicht im Pitch-Moment-Arm zwischen Flügel und Heck.

• Bei größerer Betrachtung kann es ausreichend sein, einfach zu verstehen, dass ein Flugzeug in erster Näherung dazu neigt, zu trimmen ein konstanter Anstellwinkel, da jede Abweichung vom Anstellwinkel der Trimmung dazu neigt, ein Ungleichgewicht im Nickmomentarm zwischen Flügel und Heck zu erzeugen, wodurch ein Nickdrehmoment erzeugt wird, das die Nickdrehzahl ändert führt zu einer Änderung des Anstellwinkels. (Später werden wir sehen, warum diese Aussage nur eine Annäherung ist - warum ein Flugzeug während einer "phugoiden" Pitch-Oszillation etwas vom Trimm-Anstellwinkel abweicht.)

• Was Sie fragen, heißt "Geschwindigkeitsstabilität".

• Viele Erklärungsversuche für dieses Phänomen leiden unter dem folgenden Fehler: Sie schlagen vor, dass wir beim CG Gewicht hinzufügen Dies führt dazu, dass der Schirm nicht nur auf eine höhere Fluggeschwindigkeit, sondern auch auf einen anderen Anstellwinkel trimmt. Dies ist nicht korrekt.

• Ein weiterer häufiger Fehler bei der Erklärung dieses Phänomens ist die implizite Annahme, dass die Flugbahn nach einem plötzlichen Anstieg der Fluggeschwindigkeit zunächst horizontal bleibt (was bedeutet, dass der Anstellwinkel deutlich unter dem Trimmwinkel liegen muss -of-attack), bis das Flugzeug zu fliegen beginnt.

• Mal sehen, ob wir eine Erklärung für die "Geschwindigkeitsstabilität" anbieten können, die unter keinem dieser Fehler leidet

• Stellen Sie sich vor, das Flugzeug fliegt in den Wind und der Wind nimmt plötzlich um 32 km / h zu.

• Letztendlich kann das Flugzeug bei seiner ursprünglichen Fluggeschwindigkeit und einer niedrigeren Bodengeschwindigkeit wieder ins Gleichgewicht zurückkehren.

• Was passiert jedoch in kurzfristig aufgrund der augenblicklichen Erhöhung der Fluggeschwindigkeit um 32 km / h?

• In erster Näherung tendiert das Flugzeug dazu, seinen getrimmten Anstellwinkel beizubehalten. Der Luftwiderstand ist größer als der Schub, sodass die Fluggeschwindigkeit abnimmt, aber immer noch höher als die getrimmte Fluggeschwindigkeit.

• Die überschüssige Fluggeschwindigkeit erzeugt einen übermäßigen Auftrieb, sodass sich die Flugbahn nach oben krümmt. Der übermäßige Auftrieb wirkt als "Zentripetalkraft" und zwingt die Flugbahn zur Krümmung.

• Da das Flugzeug dazu neigt, seinen getrimmten Anstellwinkel und die Flugbahn beizubehalten beginnt sich nach oben zu krümmen, die Nase muss sich heben.

• Dies könnte hier das Ende der Antwort sein. Wenn Sie jedoch wissen möchten, was als Nächstes passiert ...

• Wenn sich die Flugbahn nach oben krümmt, gewinnt die Schwerkraft eine Komponente, die parallel zum Widerstandsvektor und weiter gegen den Schubvektor wirkt Beitrag zur Abnahme der Fluggeschwindigkeit.

• An einem Punkt des Aufstiegs, an dem die Fluggeschwindigkeit weiter abnimmt, wodurch der Auftriebsvektor weiter abnimmt, wird die Kraft, die relativ zum Flugweg (dh zum Auftriebsvektor) "nach oben" wirkt, geringer als die Kraft, die relativ zur Flugbahn "nach unten" wirkt (dh eine Komponente des Gewichtsvektors). In diesem Moment hört die Flugbahn auf, sich nach oben zu krümmen und beginnt sich nach unten zu krümmen. Die Nase beginnt in Richtung Horizont zurückzufallen und fällt dann unter den Horizont, selbst wenn das Flugzeug seinen beschnittenen Anstellwinkel noch annähernd beibehält.

• Wenn sich die Flugbahn unter der Horizontalen krümmt, gewinnt die Schwerkraft eine Komponente, die parallel zum Schubvektor und gegen den Widerstandsvektor wirkt. Kurz bevor dieser Punkt erreicht ist, muss das Gleichgewicht der Längskräfte im Referenzrahmen des Flugzeugs so sein, dass die Fluggeschwindigkeit wieder zunimmt.

• Schließlich erhöht die steigende Fluggeschwindigkeit den Auftriebsvektor bis zu dem Punkt, an dem die Flugbahn aufhört, sich nach unten zu krümmen, und sich im weiteren Verlauf wieder nach oben zu krümmen beginnt. Der gesamte Zyklus ist als "Phugoid" -Schwingung der Tonhöhe bekannt.

• Der vollständige Prozess der Rückkehr zum Gleichgewicht kann mehrere oder viele langsam abnehmende Zyklen des Phugoids "Tonhöhe" umfassen "Schwingung.

• Eine vollständige Erklärung muss berücksichtigen, dass in der Praxis der Anstellwinkel nicht absolut konstant über das gesamte "Phugoid" der Tonhöhe bleibt, sowohl aufgrund der Rotationsträgheit in der Nickachse als auch aufgrund von aerodynamischen Effekten, die durch verursacht werden die gekrümmte Flugbahn und die daraus resultierende Krümmung im ungestörten relativen Wind, oder anders ausgedrückt, aerodynamische Dämpfung in der Nickachse. Der Anstellwinkel ist in der Nähe jedes Höhengipfels am höchsten und in der Nähe jedes Tiefpunkts am niedrigsten, da sich die Flugbahn an jedem dieser Punkte krümmt. (In einigen Flugzeugen kann dies demonstriert werden, indem die Anfangsbedingungen so eingestellt werden, dass das Stallhorn in der Nähe jedes Höhengipfels ertönt, selbst wenn der Pilot seine Hände von den Bedienelementen fernhält.) Dies ist nicht der grundlegende Treiber des Pitch Phugoid. In vielen Fällen würden wir immer noch ein ziemlich ähnliches Pitch-Phugoid sehen, selbst wenn wir die Bedienelemente manipulieren würden, um den Anstellwinkel genau konstant zu halten. In extremen Fällen kann es jedoch zu einem vollständigen Stillstand in der Nähe der einzelnen Höhenspitzen kommen. In diesem Fall ist es unwahrscheinlich, dass die Schwingung gedämpft wird.

• Und hier ist ein noch extremerer Fall: Wenn wir ein Flugzeug für einen Horizontalflug mit 50 Knoten trimmen und dann auf 100 Knoten tauchen und dann schnell in die Ebene ziehen Flug- und Freigabesteuerungen, damit das Flugzeug zum Trimm-Anstellwinkel zurückkehren kann, kann die Situation so extrem sein, dass sich die Flugbahn weit über die Vertikale hinaus in einen halbinvertierten Flug krümmt oder sogar eine vollständige Schleife beschreibt Flugzeugen kann die Fluggeschwindigkeit ausgehen, wenn sie fast gerade nach oben fliegen und heftig "Peitschenhieb" machen. Es gibt also eine Grenze für die Situationen, von denen wir erwarten können, dass sie zu einem sanften, zahmen, pechartigen "Phugoid" führen, das sanft dämpft.

• Möglicherweise hoffen Sie auf weitere Einzelheiten darüber, warum das Flugzeug dazu neigt, seinen getrimmten Anstellwinkel beizubehalten, wenn sich die Fluggeschwindigkeit ändert, und warum wir in der Praxis eine gewisse Abweichung von diesem Prinzip sehen, wie beschrieben über. Dies sind keine einfachen Themen. Eine gute Erklärung für die grundlegende Tendenz, einen beschnittenen Anstellwinkel beizubehalten, finden Sie in diesem Abschnitt von John S. Denkers ausgezeichneter Website "See How It Flies" - "6 Winkel der Angriffsstabilität, Trimmung und Spiraltauchgänge". - https://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html. Dekalieren ist der Schlüssel, aber der horizontale Stabilisator muss keinen Abtrieb erzeugen.

• Propwash ist ein weiterer Faktor, der die Tendenz eines Flugzeugs, unabhängig von der Fluggeschwindigkeit auf den gleichen Anstellwinkel zu trimmen, erschwert (stört). Die meisten einmotorigen Flugzeuge mit Traktorpropellern, Jets, Segelflugzeugen und Flugzeugen anderer Konfigurationen verhalten sich jedoch im Allgemeinen gleich, und Beispiele für die in dieser Antwort beschriebene Dynamik können in allen beobachtet werden.

Ich denke, es hat eine sehr einfache Logik. Der statische Rand ist der Abstand zwischen dem Schwerpunkt und dem neutralen Punkt des Flugzeugs. Wenn der Schub erhöht wird, liefern die Flügel des Flugzeugs aufgrund des Designs und der Druckdifferenz einen Aufwärtsschub. Dieser Schub wird dann von dem statischen Randeffekt begleitet, der eine Unwuchtkraft auf den hinteren Teil aufrechterhält, was zu einem Nickmoment führt