Domanda:
Come funziona un piano di coda di un aereo?
Pranav
2013-12-27 15:28:06 UTC
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In che modo un piano di coda di un aereo mantiene stabile l'aereo e ne impedisce il ribaltamento? Inoltre, come si confronta la portanza generata da un piano di coda con quella generata dall'ala?

Una domanda dai primi giorni di questo sito, molte risposte potrebbero fare con un aggiornamento. I riferimenti alla necessità di avere un rialzo negativo dovrebbero essere ormai passati.
Cinque risposte:
#1
+21
Ludovic C.
2013-12-27 22:51:35 UTC
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Per i modelli convenzionali, la coda è composta da due parti: la coda orizzontale e la coda verticale. Svolgono un ruolo nell'assetto e nella manovrabilità del velivolo ma a diversi livelli. La coda orizzontale viene utilizzata principalmente per la stabilità longitudinale (e l'assetto) mentre le code verticali vengono utilizzate per la stabilità laterale (e l'assetto).

Informazioni sulla stabilità

Si può parlare di stabilità solo dopo aver definito un punto di equilibrio attorno al quale studiare la stabilità. Un aereo è in equilibrio se le forze ei momenti che sperimenta sono bilanciati. Utilizzando un semplice modello per l'analisi longitudinale, può essere scomposto in tre relazioni chiamate equazioni di trim. Per mantenerlo semplice, qui si assumerà che l'angolo di attacco e l'angolo della traiettoria di volo siano zero. (Si noti che lo stesso ragionamento può essere ottenuto con valori diversi da zero, ma le equazioni diventano piuttosto disordinate.)

Equilibrio longitudinale

Queste tre equazioni sono:

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

dove $ L $ è il sollevamento totale, $ mg $ è il peso del velivolo, $ T $ è la spinta, $ D $ è la resistenza e $ M $ è il momento di beccheggio attorno al centro di gravità dell'aereo. La seconda equazione non sarà studiata ulteriormente poiché non aiuta a comprendere il ruolo della coda orizzontale e la sua influenza. Guardando la figura seguente, si può vedere che di solito il centro di gravità e il punto in cui si applica la portanza (chiamato centro aerodinamico) non sono gli stessi. Ciò significa che la portanza generata dall'ala crea un momento indotto attorno al centro di gravità che si dovrebbe aggiungere al momento di beccheggio già intrinseco dovuto all'ala principale (di solito un momento di beccheggio verso il basso per i profili alari convenzionali).

Longitudinal Stability

Sapendo ciò, è possibile riscrivere le due equazioni di interesse includendo i contributi dell'ala principale e della coda orizzontale.

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

Da queste equazioni e dalla figura, risulta che la coda orizzontale viene utilizzata per generare una portanza che induce un momento che aiuta a bilanciare l'equilibrio dei momenti e quindi impedire al velivolo di girare su se stesso (beccheggio).

Svantaggio e soluzione

Sia dalla figura che dalle equazioni risulta che il contributo della portanza dalla coda è solitamente negativo, il che significa che è necessaria più portanza dall'ala principale per mantenere un assetto (o bilanciato ) aeromobili. Questo inconveniente può essere superato utilizzando invece una configurazione canard.

Stabilità laterale

Lo stesso può essere fatto per l'equilibrio laterale e la stabilità ma c'è la coda verticale che è Usato. È simmetrico in modo che non vi sia alcuna imbardata indotta e se si verifica una certa forza laterale, creerà un momento per ridurre l'angolo di scivolata laterale.

Confronto della portanza creata dalla coda e dal principale Ala

Per una configurazione trimmed, è facile vedere che la portanza creata dall'ala principale è più o meno quella creata dalla coda più il peso totale del velivolo, il che dà un'idea della differenza tra le due forze.

#2
+16
Peter Kämpf
2016-08-14 04:50:35 UTC
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Non c'è niente di veramente sbagliato nelle risposte esistenti, ma credo che non approfondiscano il nocciolo del problema. Ma in realtà non è così complicato ...

Tutto ciò che è richiesto per la stabilità longitudinale statica è una portanza inferiore per area sulla coda orizzontale rispetto all'ala. La deportanza sulla coda aiuta, perché poi la portanza in coda è ovviamente inferiore a quella sull'ala, ma non è necessaria. Ciò che conta è che la variazione di portanza relativa sulla superficie di sollevamento posteriore dovuta a una variazione dell'angolo di attacco dell'intero velivolo sia maggiore della variazione di portanza relativa sulla superficie di sollevamento anteriore. Il meccanismo è lo stesso per le configurazioni convenzionali, canard o persino ali volanti.

Lift curve slope and trim points

Supponiamo che l'aereo voli con l'angolo di attacco $ \ alpha_1 $ ed è disturbato da una raffica o da un comando di controllo improvviso, in modo tale da assumere un angolo di attacco maggiore $ \ alpha_2 $. A causa del camber e di una maggiore incidenza, la curva di portanza dell'ala (linea blu) viene spostata verso l'alto rispetto a quella della coda (linea verde). Inoltre, l'effetto downwash e le proporzioni inferiori riducono la pendenza della curva di portanza della coda rispetto a quella dell'ala.

Ora supponiamo che l'aereo sia stato regolato nello stato 1, in modo tale che il momento dal piccolo l'alzata della coda era uguale al momento del sollevamento alare molto più grande attorno al centro di gravità. Nello stato 2, la variazione di portanza assoluta ∆L sull'ala è molto più piccola rispetto alla portanza allo stato 1 che sulla coda, in modo tale che la variazione del momento risultante produce un momento di beccheggio. Lo stesso accade con una riduzione dell'angolo di attacco nello stato 2, solo al contrario.

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

Se i rapporti di portanza fossero uguali per ala e coda, l'equilibrio dei momenti non cambierebbe tra lo stato 1 e lo stato 2. Ma poiché la coda sperimenta un maggiore variazione di portanza relativa, segue una variazione di momento che funziona contro la variazione dell'angolo di attacco.

Questo effetto funziona anche per un canard, in cui la portanza per area sull'aereo anteriore deve essere maggiore della portanza per area sull'ala. Per un'ala volante, la portanza per area della parte anteriore dell'ala deve essere maggiore di quella sulla parte posteriore dell'ala, ed è comunque possibile una stabilità statica.

#3
+7
Lucas Kauffman
2013-12-27 15:37:00 UTC
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Un'ala con un profilo alare convenzionale contribuisce negativamente alla stabilità longitudinale. Ciò significa che qualsiasi disturbo (come una raffica) che solleva il naso produce un momento di beccheggio a punta che tende a sollevare ulteriormente il naso. Con lo stesso disturbo, la presenza di un piano di coda produce un momento di beccheggio a muso basso di ripristino, che può contrastare la naturale instabilità dell'ala e rendere l'aereo stabile longitudinalmente (più o meno allo stesso modo in cui una banderuola punta sempre contro vento). (Dalla pagina di Wikipedia sui piani di coda)

Il piano di coda non produce alcun sollevamento. Si potrebbe dire che produce un "rialzo negativo". Il motivo per cui molti dei primi aviatori sono stati uccisi è perché gli aeroplani di coda producevano portanza per aiutare l'aereo a volare, il che avrebbe provocato uno stallo irrecuperabile dell'aereo di coda. La maggior parte dei velivoli moderni è progettata in modo che quando il flusso d'aria diminuisce, l'effetto / quantità di moto prodotto dalla superficie della coda viene ridotto in modo da prevenire la condizione precedentemente menzionata

Secondo un libro sul * Flyer * Wright, i primi aerei furono deliberatamente progettati per evitare di farli cadere a muso in giù in uno stallo; ciò significava che gli stalli non potevano essere recuperati in aria, ma tendevano a limitare la velocità con cui gli aerei colpivano il suolo. La prima fatalità aerea è stata il risultato di un cavo di controllo rotto, che ha causato il muso dell'aereo nel terreno, colpendolo rapidamente, piuttosto che stallo e colpire il suolo lentamente.
@supercat: Le prime vittime aeree furono [Pilâtre de Rozier] (https://en.wikipedia.org/wiki/Jean-François_Pilâtre_de_Rozier) e Pierre Romain. La [prima fatalità più pesante dell'aria] (https://en.wikipedia.org/wiki/Otto_Lilienthal) è stata effettivamente causata da uno stallo e i Wright hanno scelto la configurazione canard nell'errata convinzione che questo avrebbe fatto proprio questo tipo di stallo impossibile.
secondo [come vola, sec 6] (http://www.av8n.com/how/htm/aoastab.html#sec-pitch-equilibrium), il piano di coda non produce necessariamente "portanza negativa". Ha solo bisogno di un AoA inferiore.
@PeterKämpf: Vuoi dire che renderebbe impossibili le bancarelle "a naso in giù"? Il libro suggerisce che hanno riconosciuto che il loro progetto avrebbe creato situazioni di stallo irrecuperabili, e gli stalli erano un evento frequente, ma la prima (e penso solo) fatalità in un aereo di Wright di quel progetto si è verificata quando si è rotto un collegamento di controllo (il che sarebbe male novità in un piano di quasi tutti i progetti privi di meccanismi di controllo ridondanti).
@supercat: No, non rende impossibili le bancarelle "a naso in giù". Ciò che ha impedito loro di accadere ai Wright è stata la loro scelta del centro di gravità: tutti i primi piloti di Wright erano staticamente instabili e le bancarelle si sarebbero verificate per la prima volta sull'ala principale. Ordinando rapidamente un momento a naso in giù con il canard non installato e completamente funzionante, potevano riprendersi ogni volta.
@PeterKämpf: Siamo entrambi d'accordo sul fatto che un canard * con le proprietà del Flyer * non guadagnerà velocità dopo uno stallo; sarebbe corretto descrivere il suo comportamento di stallo come se entrasse in un inviluppo aerodinamicamente stabile il cui raggio di controllo è insufficiente per consentire un ritorno al volo sostenibile? La mia intuizione suggerirebbe che sarebbe più difficile rendere stabile un aereo di coda posteriore in quel modo, e che sarebbe più probabile che si alzasse così tanto da cadere all'indietro. Non sarebbe così?
@PeterKämpf: Per essere onesti, avere una configurazione canard _does_ rende un aereo non stallabile ... _iff il canard ha un angolo di attacco più alto rispetto all'ala principale anche nella sua posizione massima a prua abbassata_.
#4
+2
Hash
2013-12-27 18:02:27 UTC
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Le ali (che hanno una sezione trasversale del profilo alare) producono portanza (fondamentalmente una forza che agisce opposta al peso) che agisce a una distanza dal centro di gravità (C.G) in modo che la forza venga trasferita a C.G. come forza e momento (in senso orario) che portano al movimento di beccheggio in alto

Per bilanciare quel momento, la coda viene utilizzata la portanza prodotta dalla coda (piccola rispetto a quella prodotta dalle ali) quindi se la trasferiamo a C.G. una forza e un momento (poiché produce meno portanza dovrebbe essere posizionato lontano da C.G) questo momento agisce in senso antiorario neutralizzando così il momento dovuto alle ali ... rendendo così stabile l'aereo ...

#5
+1
ClickOKtoTerminate
2013-12-27 19:29:55 UTC
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Il valore assoluto della portanza generata dal piano di coda varia e dipende dalla fase in cui si trova il tuo aereo in quel momento:

Decollo (flap estesi): deriva alta
Salita (senza flap): per lo più portanza (non molto)
Crociera (senza flap): deriva
Atterraggio (flap estesi): deriva elevata

A causa del consumo di carburante il peso dell'aereo si riduce durante il volo. Questo potrebbe cambiare la posizione del tuo centro di gravità e questo a sua volta influenzerà il valore assoluto della tua portanza / deriva. Di solito | drift | aumenta, in altre parole, mentre in volo diminuisce la portanza del piano di coda.

Qualche parola sulla stabilità: basti pensare all'equilibrio dei momenti.
Il centro di gravità è vicino all'ala principale. L'alta portanza dell'ala principale è molto vicina a c.o.g., la deriva del piano di coda è piuttosto lontana da essa. La somma di tutti i momenti è uguale a zero, bilanciano l'aereo se ci sono raffiche ecc.



Questa domanda e risposta è stata tradotta automaticamente dalla lingua inglese. Il contenuto originale è disponibile su stackexchange, che ringraziamo per la licenza cc by-sa 3.0 con cui è distribuito.
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