Il motivo era quello di posizionare le bombe vicino al centro di gravità.

Spazzata alare (per numeri di Mach da crociera elevati) in combinazione con un rapporto di aspetto elevato dell'ala (per bassa resistenza indotta ) rendeva impossibile posizionare il carrello di atterraggio nell'ala, quindi doveva essere integrato nella fusoliera. Il carrello di atterraggio principale normalmente deve essere vicino al centro di gravità (leggermente dietro per un triciclo, leggermente avanti per un taildragger), ma questo spazio era necessario per l'enorme vano bombe. Poiché le bombe verranno sganciate da qualche parte durante una missione di bombardamento, farle cadere non dovrebbe sconvolgere l'equilibrio del velivolo, quindi nessun compromesso era possibile.

Disegno in sezione del B-52 che mostra i due alloggiamenti delle bombe al centro della fusoliera (immagine fonte)

Questo problema esisteva già durante lo sviluppo del motore 6 B-47 alcuni anni prima. In entrambi i progetti, sono state scelte due paia di carrelli di atterraggio, una coppia davanti e una coppia a poppa del vano bombe, e l'aereo ha perso la capacità di ruotare per il decollo. A causa dei potenti flap del fowler, l'assetto in crociera e quello a bassa velocità potrebbero essere resi identici. Lo svantaggio è una maggiore resistenza durante la corsa di decollo, poiché l'ala produce più portanza, ma questo potrebbe essere tollerato in un bombardiere strategico con capacità di rifornimento aereo.

B-47 in avvicinamento con marcia abbassata e scivolo di trascinamento aperto (immagine fonte). Notare gli stabilizzatori tra la coppia interna di motori: erano necessari per mantenere l'aereo a livello al suolo.

B-52 in volo con marcia abbassata (immagine fonte). Qui le marce avanti e indietro del B-47 sono state sostituite da coppie di marce per distribuire il carico su otto ruote e gli stabilizzatori sono posizionati all'esterno della coppia di motori esterni, ma la configurazione generale del cambio è abbastanza simile.

L'ufficio di progettazione russo Myasishchyev ha trovato una soluzione diversa per il loro bombardiere supersonico M-50 a metà degli anni '50. Dovevano anche collocare il vano bombe nella fusoliera centrale e l'attrezzatura principale doveva essere posizionata così a poppa che l'M-50 non poteva essere ruotato nel solito modo con l'ascensore. Per risolvere il problema, gli ingegneri hanno ideato quella che hanno chiamato la "bicicletta al galoppo". Quando l'aereo ha raggiunto i 300 km / h, la marcia avanti si è estesa rapidamente per ruotarla di 10 °.

Myasishchyev M-50 con puntone del cambio anteriore esteso (immagine fonte). Le due porte aperte sotto la cabina di pilotaggio erano per il pilota e il navigatore: i loro sedili con espulsione verso il basso sarebbero stati abbassati su cavi per consentire all'equipaggio di essere legato a livello del suolo, quindi verricello in posizione.

Aggiungendo all'eccellente risposta di Peter che ha spiegato perché per questo particolare modello le ruote sono posizionate molto dietro il baricentro (CG), vorrei chiarire perché questo rende impossibile la rotazione al decollo.

Un aereo standard decolla subito dopo la rotazione, aumentando l'angolo di attacco e la portanza. Prima e durante la rotazione la portanza prodotta dalle ali non è sufficiente per alzare la posizione del baricentro. Tuttavia, con le ruote posizionate proprio dietro il baricentro, è necessario un piccolo sollevamento del baricentro durante la rotazione. Ciò si ottiene con la forza verso il basso prodotta dall'ascensore e la sua grande leva.

Se le ruote vengono spostate all'indietro, tale leva diventa molto meno vantaggiosa: la forza prodotta dalla coda sul baricentro è più debole , perché il fulcro è più vicino ad esso e più lontano dal CG. La massima forza verso il basso dell'elevatore e la resistenza strutturale possono quindi rendere impossibile la rotazione.

L'angolo di attacco delle ali di un B-52 è positivo. Il bordo d'attacco dell'ala è più alto del bordo d'uscita. Quindi quando vedi il decollo dell'aereo sembra che non ruoti, ma quando la fusoliera è a livello, le ali hanno un angolo di attacco positivo. Quando il B-52 è in volo livellato, il muso è abbassato, non puoi vedere il muso dall'abitacolo ed è come se fossi seduto su una nuvola.

Il B52 "ruota" al decollo solo non al grado di ciò che sembra normale per un jet così grande.

Tutti gli aeroplani devono produrre una portanza maggiore della forza di gravità opposta / del suo peso per lasciare la pista. Quando portanza = peso / gravità l'aereo è in uno stato stabile, il che significa che la velocità di salita o discesa sarà costante. Ciò significa che a meno che la portanza non superi il peso, un aereo non lascerà mai il suolo. Una volta in volo, la velocità di salita dell'aereo si stabilizza o diventa costante quando portanza = gravità / peso (la forza opposta).

La risposta è solo che sembra che il B52 non stia ruotando. I piloti stanno applicando l'elevatore "su" e aumentando l'angolo di attacco dell'ala, aumentando così la portanza.

Apporterò una correzione a una risposta data sopra:

Il CG, baricentro, è fisso e, a meno che un peso / carico non si sposti all'interno dell'aereo, non cambia mai. Esempi di cose che cambierebbero il CG di un aeroplano sono il consumo di carburante, la caduta di una bomba o il cambio di carico.

Quando l'ascensore viene spostato, l'aereo "becca" verso l'alto, perché lo stabilizzatore di coda (orizzontale) portanza "negativa" (spinge verso il basso sulla coda) e ruota l'aereo lungo il baricentro. Il posizionamento effettivo del carrello di atterraggio si oppone alla rotazione dell'aereo nella maggior parte dei progetti. La variazione dell '"angolo di attacco" dell'ala dovuta al beccheggio aumenta la portanza prodotta dall'ala.

Il posizionamento del carrello di atterraggio è un compromesso basato sul design dell'aereo. Il B52 e il suo set di ruote tandem sono un compromesso a causa del design delle ali e del corpo dell'aereo.

Aggiungi un'altra cosa per evitare confusione:

Quando un aereo "ruota" per al decollo la forza (o il peso) dello stabilizzatore orizzontale deve essere maggiore del peso dell'aereo davanti alla maggior parte delle ruote posteriori affinché l'aereo possa "beccarsi".

La maggior parte (se non tutti) dei grandi aeroplani di tipo da trasporto, l'intero stabilizzatore orizzontale (rispetto al solo ascensore degli aeroplani più piccoli) è regolato per il decollo per fornire una forza "neutra" per la velocità di decollo desiderata. Se il trim dello stabilizzatore è impostato in modo errato, potrebbe non esserci abbastanza "elevatore" per alzarsi o per impedire un beccheggio spontaneo e non comandato dell'aereo. Entrambi sono disastrosi e i cui risultati possono essere trovati su youtube.

I may have missed it, but it seems none of the answers addresses the main issue: why it does not rotate and climbs out in a nose-down attitude?

All of this will be clearer if you remember that lift depends, mainly, on angle of attack and speed.

The main way for any conventional airplane to take-off (and land) without rotating in pitch is by making the angle of incidence of the wings (approximately the fixed angle with which the wing attaches to the fuselage) equal to the take-of angle of attack with the aircraft parked on the ground. This way when the B-52 reaches its design lift-off speed it will takeoff in the same parked attitude. AS it accelerates it has to reduce the angle of attack from max lift to climb lift, which is lower due to higher speed and the upwards help of the engines,so it has to pitch down. When it reaches its cruise speed, it needs a very small angle of attack for the same lift and, to reach it, the nose must be pitched down even more.

This increases the drag of the fuselage, tail etc.; but is part of the compromise made to avoid rotating on take-off (and landing).

At max speed the B-52 flies with the nose markedly down, which can be seen when it flies in formation with faster aircraft.

It must be noted that long-range aircraft normally set the wing's angle of incidence close to their optimum cruise speed angle of attack, which is very low compared to their max lift angle of attack. These angles all vary with weight, other non-standard design variables. The goal is to cruise with the fuselage aligned with the relative wind (from the front) to reduce drag.

BTW, glider pilots practically also do not rotate during take-offs and get their take-off lift from the speed of the tow plane.

I've never seen a source for this explanation; but this is the result of an analysis based on my experiences as an aircraft designer and pilot. Tried to make it a bit less complicated than it is, rigorously speaking..

Pensavo di aver assistito - e una volta un navigatore B-52 (Maj, USAF) mi ha detto - che le ruote di coda in realtà si alzano per prime da terra. O almeno lo farà, se lasciato solo senza input di controllo, dimentico esattamente quello che ha detto. Ma fondamentalmente, a differenza di qualsiasi altro aereo, il posizionamento degli ingranaggi tandem e la coda orizzontale super grande consentono un momento di sollevamento delle ruote posteriori da terra prima che i frontali possano essere sollevati, se non si presta attenzione.