aerodinâmica

Estabilidade Conceitos A resposta da aeronave a perturbação momentânea está associada com a sua grau de estabilidade inerente construída em pelo projectista , em cada um dos três eixos , e ocorrendo sem qualquer reação do piloto. Há uma outra condição que afeta vôo, que é o estado da aeronave da guarnição ou de equilíbrio (onde a soma líquida de todas as forças é igual a zero). Algumas aeronaves pode ser cortado pelo piloto para voar ' mãos livres' para frente e nível de vôo , para subir ou para descer. Modelos de voo livre em geral tem que contar com o estado da guarnição construída em pelo designer e ajustado pelo rigger, enquanto os modelos de controle remoto tem alguma forma de dispositivos de corte que são ajustáveis ​​durante o vôo. Estabilidade de uma aeronave é expressa em relação a cada um dos eixos : estabilidade lateral ( estabilidade em rolo) , estabilidade direcional (estabilidade em guinada ) e estabilidade longitudinal (estabilidade no arremesso ) . Estabilidades laterais e direcionais são interdependentes .   A estabilidade pode ser definido como se segue : - Estabilidade Positivo: tende a voltar à condição original após uma perturbação . - Estabilidade Negativo : tende a aumentar o distúrbio . - Estabilidade Neutro: permanece na nova condição. - Estabilidade estática : refere-se a resposta inicial da aeronave a uma perturbação . A aeronave estaticamente instável vai uniformemente partem de uma condição de equilíbrio . - Estabilidade dinâmica : refere-se à capacidade da aeronave para amortecer as oscilações , o que   depende de quão rápido ou quão lento ele responde a uma perturbação . A aeronave dinamicamente instável irá (após uma perturbação ) começam a oscilar com amplitude crescente . A aeronave dinamicamente neutra estável continuará oscilando após uma perturbação mas a amplitude das oscilações não mudará . Assim , um avião estaticamente estável pode ser dinamicamente instável . Instabilidade dinâmica pode ser prevenida por uma distribuição uniforme do peso no interior do fuselagem , evitando muita concentração de peso nas extremidades ou no CG . Além disso , as superfícies de controlo de máximo " lança pode afectar a estabilidade de voo , uma vez que demasiado controle lance pode causar instabilidade , por exemplo, Piloto induzidas Oscilações ( PIO ). A estabilidade estática é proporcional à área do estabilizador e do momento da cauda . Você ganha estabilidade estática dupla se você dobrar a área de cauda ou o dobro do momento da cauda . Estabilidade dinâmica também é proporcional à área da estabilizador , mas aumenta com o quadrada do momento da cauda , o que significa que você tem quatro vezes a estabilidade dinâmica se você dobrar o comprimento da cauda braço. No entanto , fazendo com que o braço mais longo da cauda ou encreasing área o estabilizador vai mover a massa da aeronave para a retaguarda , a qual também pode significar a necessidade de fazer o nariz longo , de modo a minimizar o peso necessário para equilibrar a aeronave ... Um avião totalmente estável vai voltar, mais ou menos de imediato, ao seu estado aparado sem a intervenção do piloto. No entanto, tal aeronave é raro e não muito desejável. Nós geralmente querem uma aeronave só para estar razoavelmente estável , por isso é fácil de voar . Se é muito estável , tende a ser lento em manobras , apresentando muito lento resposta para os controlos . Muita instabilidade também é uma característica indesejável , salvo quando uma aeronave extremamente manobrável é necessária ea instabilidade pode ser continuamente corrigida por computadores de bordo " fly- by-wire " , em vez de o piloto , como um supersônico caça de superioridade aérea . A estabilidade lateral é conseguida através de diedro , sweepback , efeito quilha e distribuição apropriada do peso . O ângulo diedro é o ângulo que faz com que cada uma das asas com a horizontal ( ver Asa de geometria) . Se uma perturbação causa uma asa a cair, a asa inferior receberá mais sustentação eo avião vai rolar de volta para o nível horizontal. Uma asa sweptback é aquele em que o bordo de ataque se inclina para trás . Quando uma perturbação causa uma aeronave com sweepback a escorregar ou cair uma asa, a asa baixa apresenta a borda em um ângulo mais perpendicular ao fluxo de ar relativo. Como resultado, a asa baixa adquire mais elevador e sobe , restaurando a aeronave para a sua atitude de vôo original . O efeito quilha ocorre com aeronaves de asa alta . Estes são lateralmente estável simplesmente porque as asas são ligados em uma posição alta na fuselagem , tornando o fuselagem comportar como uma quilha. Quando a aeronave está perturbado e um mergulhos asa , o peso da fuselagem atua como um pêndulo retorno da aeronave para o nível horizontal . A barbatana caudal determina a estabilidade direcional. Se uma rajada de vento atinge a aeronave da direita será em um deslizamento ea barbatana vai ter um ângulo de ataque fazendo com que a aeronave a guinada até o deslizamento é eliminado.   Estabilidade longitudinal depende da localização do centro de gravidade , o área estabilizador e quão longe o estabilizador é colocada a partir da ala principal . A maioria das aeronaves seria completamente instável , sem o estabilizador horizontal. Aerofólios abaulados não- simétricas têm um coeficiente de sustentação maior, mas eles também ter um momento do pitching negativo ( Cm ) tendendo a inclinação do nariz para baixo, e, assim, ser estaticamente estável , o que requer do momento contador produzida pela estabilizador horizontal para obter estabilidade longitudinal adequada . O estabilizador fornece a mesma função na estabilidade longitudinal como a aleta faz na estabilidade direcional. Simétricos ( de zero camber ) aerofólios têm normalmente um momento zero pitching, resultando em estabilidade neutra , o que significa que a aeronave vai para onde você aponta. Aerofólios recurvadas ( com bordo de fuga dobrada para cima ) tem um momento positivo do pitching tornando-os naturalmente estável , eles são muitas vezes utilizados com asas voando (sem o estabilizador horizontal ) . É de importância crucial que Centro da aeronave de gravidade (CG ) está localizado no momento certo , assim que um voo estável e controlável pode ser alcançado . A fim de alcançar uma boa estabilidade longitudinal , a CG deve estar à frente da Ponto neutra ( NP ) , que é o centro aerodinâmico de toda a aeronave . NP é a posição através do qual todos os incrementos líquidos elevador agir para uma mudança na ângulo de ataque. Os principais contribuintes são os ala principal , superfícies estabilizadoras e fuselagem. Quanto maior for a área de estabilizador em relação à área da asa e a longo o braço de momento da cauda em relação à corda da asa , as mais distantes da ré NP será e quanto mais a ré do CG pode ser, desde que seja mantido à frente da NP para a estabilidade.   O ângulo da fuselagem com a direcção de voo, afecta o seu arrasto, mas tem pouco efeito sobre a guarnição passo a menos que tanto a área projetada da fuselagem e sua ângulo com a direcção de voo são bastante grandes . Uma aeronave de cauda pesada será mais instável e suscetível a falhar em baixa velocidade e. g . durante a aproximação para pouso . Um avião nariz pesado , será mais difícil para a decolagem a partir do solo e ganhar altitude e tende a diminuir o nariz quando o acelerador é reduzida. também requer maior velocidade , a fim de pousar com segurança . O ângulo entre a linha de corda da asa ea linha estabilizador acorde é chamado Longitudinal diedro ( LD ) ou decalage . Para um dado centro de gravidade , existe um ângulo LD que resulta num certo aparado velocidade de vôo e atitude de inclinação . Se o ângulo de LD é aumentado o avião vai assumir uma atitude mais nariz pitch, enquanto que com um ângulo de LD diminuiu o avião vai assumir uma forma mais nariz para baixo atitude de inclinação . Há também o ângulo de incidência , que é o ângulo de uma superfície de vôo relacionado a uma linha de referência comum desenhado pelo designer ao longo da fuselagem. O designer pode querer esta linha de referência a ser de nível quando o avião está voando em vôo nivelado ou quando a fuselagem está em sua posição mais baixa arrasto. O objetivo da linha de referência é torná-lo mais fácil de configurar as relações entre o impulso , a asa e os ângulos de incidência do estabilizador . Assim, o Longitudinal diedro e do ângulo de incidência são interdependentes. Estabilidade longitudinal também é melhorada se o estabilizador está situado de modo que ela se encontra fora da influência do downwash asa principal. Estes últimos são , portanto, muitas vezes escalonadas e montada a uma altura diferente em fim de melhorar a sua eficácia estabilizadora. Verificou-se tanto experimentalmente e , teoricamente, que , se a aerodinâmica a força é aplicada em um local de 1/4 a partir do bordo de ataque da asa rectangular a velocidade subsónica , a magnitude do momento aerodinâmico permanece quase constante, mesmo quando o ângulo de ataque muda . Esse local é chamado de asa aerodinâmica Centro AC . ( Em velocidade supersônica , o centro aerodinâmico está perto de 1/2 da corda ) .   A fim de obter uma boa estabilidade longitudinal do Centro de Gravidade CG deve ser perto das principais "asas aerodinâmicas Centro AC . Para asas com outros do que a forma retangular (como triangular, trapezoidal, composto , etc ), temos de encontrar o aerodinâmico médio Chord - MAC , que é a média para toda a ala . O cálculo MAC requer matemática bastante complicado , por isso uma simples método chamado ' Média Geométrica Chord ' GMC ou ' Padrão Médio Chord ' SMC pode ser usado , como mostrado nos desenhos em baixo . MAC é apenas um pouco maior do que a GMC , exceto para as asas fortemente cônico . Relação Taper = acorde ponta da corda / root . Para calcular MAC de uma asa afunilada , a seguinte equação simplificada pode ser usado : MAC = acorde raiz * 2/ 3 * ( (1 + T + T2) / (1 + T) ) Onde T é razão de estreitamento da asa. A distância do MAC da linha de centro pode ser calculado como se segue : = distância meia extensão * ( 1 2 * T ) / ( 3 * 3 T ) Para uma asa delta a CG deve ser colocado 10% à frente da geometricamente ponto AC calculado conforme demonstrado acima . O MAC de uma asa elíptica é de 85 % da corda da raiz e está localizado em 42,4 % de a meia envergadura do acorde raiz. Área da asa elíptica = pi * envergadura * acorde root / 4 A localização AC para biplanos com cambalear positiva (superior asa à frente da parte inferior asa) , encontra-se de acordo com o desenho abaixo. Para projetos convencionais ( com asa principal e facada horizontal) a localização do CG gama é geralmente entre 28 % e 33 % a partir do bordo de ataque da página da asa MAC , o que significa que entre cerca de 5 % e 15 % antes de a aeronave de Neutro Ponto NP . Essa é a chamada Margem estática , que é expressa como uma porcentagem da MAC . Quando a margem estática é zero ( CG coincidente com NP ), a aeronave é considerada " neutra estável " . No entanto , para os desenhos convencionais a margem estática deve situar-se entre 5 % e 15 % do MAC à frente da NP . A localização do CG , como descrito acima é muito parecido com aerodinâmica da asa Centro AC porque o elevador devido à facada horizontal tem apenas um pouco efeito sobre os modelos convencionais R / c. No entanto, esses números podem variar com outros projetos , como a localização NP depende do tamanho da asa principal versus o tamanho facada e a distância entre o principal da asa AC e AC da facada . A forma mais simples de localização de NP da aeronave é usando as áreas dos dois superfícies de elevação horizontal ( ala principal e facada ) e localizar o NP proporcionalmente ao longo da distância entre o ponto AC principal da asa e ponto AC da facada . Por exemplo , a distância ao ponto de NP AC principal da asa seria : D = L · (área facada ) / ( área da asa principal + área facada ), como mostrado na imagem abaixo :   Há outros fatores , no entanto, que tornam a fórmula simples acima impreciso. No caso das duas asas têm proporções diferentes ( diferente dCL / d- alfa) a NP estará mais perto de o que tem maior proporção. Além disso, uma vez que a facada opera no ar perturbado , a NP será mais à frente do que a fórmula simples prevê. A figura abaixo mostra uma fórmula um pouco mais complexo para localizar o NP , mas daria um resultado mais preciso usar o chamado Índice de Volume de cauda , Vbar . Esta fórmula dá a posição NP como uma percentagem ( % ) de MAC popa da asa AC ponto da asa.   Para aqueles que não estão tão interessados ​​em fórmulas e cálculos , há a Centro de Gravidade Aircraft Calculator , que calcula automaticamente o CG localização, bem como outros parâmetros usuful base na fórmula acima .