Le ali volanti possono essere realizzate per avere qualità di volo accettabili senza alcuna assistenza artificiale. Basta guardare i progetti dell'aliante Jim Marske.

Il principale inconveniente delle ali volanti è che la stabilità in beccheggio è praticamente ottenuta allo stesso modo di una coda convenzionale, con una forza verso il basso che bilancia il centro di gravità davanti al fulcro del punto neutro delle forze di sollevamento, ma tutto viene eseguito sul braccio di momento molto breve della corda alare stessa. In altre parole la "coda" è stata spostata in avanti sul bordo d'uscita dell'ala principale.

Ci sono molti problemi che derivano da questo, problemi di sensibilità al beccheggio e smorzamento e tutto il resto, ma il più grande uno dal punto di vista di un aereo cargo è un baricentro molto stretto. Non è un grosso problema per un bombardiere con un carico concentrato nel vano bombe, o un aliante che non deve far fronte alle variazioni di carico, ma un affare maggiore su un mercantile. Sei costretto a distribuire il carico e il volume della fusoliera, lateralmente, creando molta più area frontale del necessario (stai in effetti ruotando la fusoliera lateralmente), quindi finisci per annullare il vantaggio di trascinamento di eliminare la coda dentro il primo posto, e si finisce comunque con una configurazione "capricciosa".

Gli aerei cargo (al di fuori dell'esercito) quasi sono sempre nati come aerei passeggeri. Il rapporto tra aeromobili cargo di grandi dimensioni attivi e aeromobili passeggeri è nelle singole percentuali. Pertanto, nessuno sviluppa da zero un aereo cargo puro.

Ciò non significa che nessuno ci abbia provato. Soprattutto per il carico, sono state proposte grandi ali volanti che immagazzinano il loro carico in container lungo l'apertura alare - da qui il loro nome: Spanloaders. Di seguito è riportata un'impressione di un artista degli anni '70.

Boeing Modello 759-159 con concetto di nave da carico a carico distribuito degli anni '70 (immagine fonte)

Per cominciare, con quello che costa progettare e certificare un nuovo tipo di aeromobile, se una nave da trasporto non può essere riconfigurata per trasportare né passeggeri né merci, non uscirà dal tovagliolo. I trasporti convenzionali di cui disponiamo possono essere trasferiti da merci a passeggeri e viceversa, alcuni in poche ore. Affinché un trasporto non passeggeri possa competere, dovrebbe essere molto più economico (da acquistare e da utilizzare) rispetto a una cellula multiuso.

Oltre alle altre risposte, una ragione per la mancanza di ali volanti nell'aviazione civile in generale è che hanno bisogno di competere in un ambiente che è cresciuto insieme ai velivoli convenzionali, fusoliera e ali ed è inadatto per ali volanti.

Ciò significa che devono utilizzare gli stessi aeroporti (raggi di sterzata, larghezze RWY), inserirsi negli stessi involucri di parcheggio (apertura alare) ed essere serviti dagli stessi veicoli terrestri (altezze della baia, spazi alari ). Perché si è ritenuto che la riprogettazione di un intero settore di attrezzature e infrastrutture ausiliarie non valesse i minori guadagni in termini di efficienza ottenuti dalle ali volanti.

Le ali volanti semplicemente non hanno molto spazio interno per il carico, quindi non sono un punto di partenza per gli aerei cargo.

Citi il ​​B-2 che trasporterà 18 tonnellate di bombe. Tuttavia, le bombe sono piccole e pesanti: ad esempio, una bomba Mark 82 statunitense è essenzialmente una scatola di metallo da 130 kg (300 lb) riempita con 90 kg (200 lb) di esplosivo. La maggior parte delle merci delle compagnie aeree non è imballata in scatole di metallo spesse e pesanti come quelle, quindi trasformare il vano bombe del B-2 in un vano di carico non creerebbe un aereo da carico molto utile.

_{Che è bene, perché la designazione C-2 è già stata utilizzata. * rimshot *}

Vorrei discutere l'argomento della stabilità in modo un po 'più dettagliato. Poiché è corretto che la stabilità longitudinale statica sia la ragione principale per cui questi velivoli non vengono sviluppati spesso.
Tuttavia il ragionamento fornito negli altri post è incompleto / non del tutto corretto.

Prima di tutto, un'ala volante ha davvero un margine di stabilità molto piccolo. Questo può essere risolto sia con alcuni progetti di ali non convenzionali: questo ha il problema di sconfiggere in gran parte il guadagno di efficienza dell'utilizzo di una configurazione di ala volante.
L'altro metodo, impiegato dallo spirito B2 è quello di utilizzare un controller attivo per controllare il controllo superfici. Ciò ha lo svantaggio di aumentare la complessità del velivolo e superare i test regolamentari è ancora più difficile. qualche riferimento.

Stabilità longitudinale statica

Spiegherò un po 'di più in dettaglio la stabilità longitudinale statica. Per prima cosa definiamo stabilità: essere stabile significa che ogni volta che viene applicata una piccola eccitazione all'oggetto, l'oggetto si "riprenderà".
Stabilità longitudinale significa che un'eccitazione in direzione longitudinale, quindi un cambiamento di passo / angolo di attacco ( $ \ alpha $ ), deve essere contrastato da "qualche" momento. Poiché un aereo durante la crociera in equilibrio, un aumento dell'angolo di incidenza, dovrebbe portare a un momento negativo. - Una riduzione dell'angolo di incidenza dovrebbe portare a un momento di risposta positivo.

O in modo matematico: (definizione)

$$ \ frac {\ partial M} {\ partial \ alpha} < 0 $$

Una semplice ala

Vediamo ora prima una semplice configurazione: solo un'ala. Poiché la portanza generata da un'ala è dovuta a una forza distribuita, un'ala avrà sempre sia una forza di sollevamento che un momento di sollevamento (tranne in un singolo punto in cui il momento è zero, tuttavia questo punto cambia con le condizioni di volo). - Nell'aviazione rimuoviamo le unità per semplicità. Quindi abbiamo una forza $ C_L $ e un momento $ C_M $ .

Su un profilo alare c'è anche un punto in cui il fattore tra $ C_L $ e $ C_M $ no cambia con l'angolo di attacco. Questo punto è chiamato centro aerodinamico ed è un punto statico dato dalla forma del profilo alare: viene quindi utilizzato per il calcolo.

Quindi (per definizione):

$$ \ left (\ frac {dC_m} {dC_l} = 0 \ right) _ {ac} $$

Ora, poiché un'ala genera sempre più portanza sotto un un angolo di attacco più alto, e in realtà consideriamo la curva C_L - \ alpha lineare. (Per la stabilità consideriamo piccoli cambiamenti nell'angolo di attacco) vale quanto segue:

$$ \ frac {d C_L} {d \ alpha} = C_ {L_ \ alpha} > 0 $$

Insieme all'equazione precedente:

$$ \ frac {d C_M} { d \ alpha} = C_ {M_ \ alpha} > 0 $$

aerei convenzionali

Innanzitutto desidero affrontare la stabilità di aereo convenzionale in questo punto, poiché sembrano esserci molte informazioni contraddittorie.

Per questo si consideri la seguente configurazione (si noti che i punti in cui la portanza "si attacca" alla coda dell'ala & sono definiti il centro aerodinamico per questi calcoli - potremmo usare qualsiasi punto, ma l'uso di CA riduce molto la complessità).

Dall'equilibrio statico equazioni:

$$ W = L_W + L_t $$

$$ L_W = \ frac {1} {2} \ rho V ^ 2 S_w \ frac {dC_L} {d \ alpha} (\ alpha - \ alpha_0) $$ (sopra c'è solo l'equazione della portanza, che definisce $ C_L $ )

La portanza dovuta al trim nel piano di coda è più complessa (a causa del non trascurabile down wash dell'ala principale sul flusso d'aria in coda ( $ {\ epsilon} $ ). ( $ C_l $ = coefficiente di sollevamento della sezione di coda)). - Semplificando, consideriamo il piano di coda orizzontale come un profilo alare simmetrico, quindi la portanza a $ \ eta = 0 $ è zero. (del piano di coda).

$$ L_t = \ frac {1} {2} \ rho V ^ 2 S_t \ left (\ frac {d C_l} {d \ alpha} \ left (\ alpha - \ frac {d \ epsilon} {d \ alpha} \ right) + \ frac {d C_l} {d \ eta} \ eta \ right) $$

Allo stesso modo è possibile scrivere l'equazione del momento:

$$ M = L_Wx_g - (l_t - x_g) L_t $$

Ora, di nuovo dalla prima equazione, il differenziale parziale dell'equazione del momento rispetto all'angolo di attacco deve essere negativo:

$$ \ frac {\ partial M} {\ partial \ alpha} = x_g \ frac {\ partial L_w} {\ partial \ alpha} - (l_t - x_g) \ frac {\ partial L_t} {\ partial \ alpha} $ $

Ora c'è una definizione finale che deve essere fatta, una distanza $ h $ dal centro di gravità in modo che per l'ala totale l'equazione del momento può essere scritta come:

$$ M = h (L_w + L_t) $$

Risolvere tutte le equazioni (vedere wikipedia per i dettagli) le annunci a:

$$ h = \ frac {x_g} {c} - \ left (1 - \ frac {\ partial \ epsilon} {d \ alpha } \ right) \ frac {C_ {l_ \ alpha}} {C_ {L_alpha}} \ frac {l_t S_t} {c S_w} $$

Con $ c $ che è l'accordo aerodinamico principale dell'ala principale. (Introdotto ancora una volta per ridurre la quantità di unità con cui lavoriamo). Per stabilità (poiché $ C_ {M_ \ alpha} $ deve essere negativo) $ h $ deve essere negativo. Analizziamo il risultato sopra:

$$ \ frac {l_t S_t} {c S_w} = V_t $$

Questo la parte, chiamata "volume di coda", consiste nelle definizioni geometriche di un aereo e non cambierà.

$$ 1 - \ frac {\ partial \ epsilon} {d \ alpha} $$ sono le derivate di stabilità e difficili da calcolare, ma generalmente si trovano almeno $ 0,5 $ .

Quindi questo ci permette di definire il margine di stabilità come:

$$ h = x_g - 0.5cV_t $$

Nota che poiché il secondo termine è sempre positivo, avere un $ x_g $ negativo o (vedi l'immagine sopra) avere il centro di gravità davanti al centro aerodinamico del ala principale. darà sempre una configurazione stabile. E ricorda che il centro aerodinamico non cambia con l'angolo di attacco. (Il centro di gravità può spostarsi durante la crociera a causa del consumo di carburante, ma questo è generalmente mitigato in pratica dalle pompe e spostare il centro di gravità in avanti darà sempre un aeromobile più stabile).

punto neutro

Ora finalmente siamo al punto neutro , che è stato utilizzato in un'altra risposta in modo errato e coerente. Il punto neutro è, per definizione, il punto in cui un velivolo è "solo" stabile: $ h = 0 $

$$ x_g = 0.5cV_t $$

Da ciò ne consegue che il "range" entro il quale il baricentro può cambiare è tra il muso del velivolo (negativo $ x_g $ ) e un punto dato principalmente dal volume della coda. Il volume della coda è influenzato più facilmente modificando la superficie della coda o la distanza tra l'ala principale e la coda.

Configurazione dell'ala volante

Infine torna all'originale punto, la configurazione dell'ala volante. Un'ala volante, per definizione, non ha coda dietro l'ala principale. Quindi il volume della coda è zero.

Quindi il punto neutro di un'ala volante è esattamente al centro aerodinamico. Che è per un progetto di ala convenzionale circa 1/4 della distanza della corda.

quindi un'ala volante ha, senza modifiche, un piccolo margine di stabilità inutilizzabile

Ala delta e canard

Vorrei anche aggirare rapidamente la configurazione dell'ala delta e del canard come per il concorde o f16. Questi progetti sono guidati da un altro parametro (resistenza all'onda d'urto / qualcos'altro, come un controllo più efficiente dovuto all'assenza di downwash).

Tuttavia la stabilità per tali velivoli è molto diversa: mentre l'immagine sopra può ancora essere utilizzata , dobbiamo considerare che $ l_t $ è, per impostazione predefinita, negativo. Questo cambia la posizione del punto neutro in modo che sia sempre davanti all'ala principale. E molti di questi progetti hanno anche superfici di controllo attive e sono intrinsecamente instabili.

(Il nome "canard" deriva anche da questo: quando il fratello Wright creò il primo aereo a motore, in Francia la gente non credeva . L'hanno chiamata ciò che oggi chiameremmo "fake news". Il termine per fake news in Francia era "canard", quindi hanno chiamato il design "canard").

È tutta una questione di portata della CG e di quanti abusi può sopportare il design. Dai un'occhiata al C-130 Hercules. Ha un enorme Hstab per far fronte a una vasta gamma di CG. Davvero un biplano. Così è l'elicottero Chinook. Tenere il tavolo su con 4 gambe (6 con un canard).

Allora, cosa dobbiamo fare per arrivare a un'ala volante praticabile? Sweep back offre un miglioramento della stabilità del beccheggio man mano che (con washout) si allunga l'aereo. Le superfici di controllo possono essere posizionate sulle punte delle ali. Anche i profili alari con camber riflesso aiutano. Come affrontare la perdita di una fusoliera più lunga / braccio di reazione con passo Hstab? Avere la stiva di carico su un rullo al CG. Tiralo in avanti finché non si inclina. Sicuro, carico equilibrato! I serbatoi del carburante possono essere disposti per drenare in modo uniforme. Supponendo un design subsonico con stabilità statica quasi neutra, potrebbe anche volare senza computer.

Ma bisogna tenere conto del cambiamento più importante in Clift con il cambiamento di AOA o velocità. Quindi una piccola coda, come gli uccelli hanno , può aiutare a creare un migliore margine di sicurezza per il progetto, con o senza computer. Idem per le ali inferiori. È interessante notare che un uccello che spazza indietro le ali diventa ... un delta. Spazzarli via ... un F-111?

È possibile ridurre le dimensioni della coda negli aerei cargo e passeggeri.

Il primo aereo stabile certificato volò nel 1910 (e senza) per mano di J W Dunne. È stato anche il primo aereo senza coda a volare, una specie di ala volante biplano tranne per il fatto che tutto era ammucchiato tra le ali, quindi non una vera ala volante. I contemporanei Handley Page e Igo Etrich furono obbligati ad aggiungere code ai loro tentativi più simili a uccelli. Se un dato tipo senza coda è adeguatamente stabile è complesso e sottile da analizzare e da allora molti progettisti hanno sbagliato. Nel 1913 Dunne tenne una conferenza alla Società Aeronautica senza mezzi termini sul perché il suo funzionava e gli altri fallirono, rende una lettura affascinante anche oggi.

Ma tutti sono stati concordi sul fatto che il tipo senza coda subsonico ha un raggio di CG ristretto . Questo non è un problema a patto che tu esegua correttamente il bilanciamento del carico, ma rende il lavoro ancora più imbarazzante del solito.

Il vero killer per gli aerei cargo è che la stiva di un'ala volante diventa sufficientemente profonda essere pratico su un design enorme, altrimenti l'ala sarebbe troppo spessa e lenta. Nessun aereo esistente è mai stato reso abbastanza grande da renderlo utile. Affinché abbia senso, è necessario un carico utile superiore a 500 tonnellate (equivalente a circa 5.000+ passeggeri), sei volte l'Airbus A380 o tre aerei cargo An-225 o due Stratolaunch Roc. Oh, e gli aeroporti da cui partire.

Economia semplice. Perché spendere miliardi e anni per progettare un nuovo aereo da zero, specialmente uno che utilizza una tecnologia non provata in applicazioni civili (ala volante), quando puoi spendere milioni e mesi per acquistare aerei passeggeri che utilizzano una tecnologia comprovata e collaudata e rimontarli per esigenze di carico?

Mentre tutte le altre risposte affrontano alcuni problemi pratici che gli aerei cargo ad ala volante dovrebbero combattere, c'è anche il problema che gli operatori aerei tendono ad essere molto prudenti quando acquistano aerei costosi. Questa è una delle ragioni principali per cui il design degli aeroplani commerciali non è davvero cambiato negli ultimi 50 anni. L'acquisto di aeromobili con un nuovo design radicale è rischioso. È meglio investire in una tecnologia collaudata che potrebbe essere meno efficiente piuttosto che rischiare di perdere l'intero investimento se il nuovo design si rivela un fallimento.