Aerodynamical center

[Bluescan]

Hei alle sammen,

jeg leser fortiden JAA ATPL med Principles of flight
Angående "Stability and Control"er det et par ting jeg ikke forstår. Det krøller seg spesielt når de snakker om Aerodynamical Center. Jeg forstår (tror jeg) definisjonen av dette punktet, men jeg forstår ikke helt bruken. Det er altså punktet med konstant pitch moment, uansett Cl (Cl*arm fra AC=konstant).

Ta en titt på vedlegget.

Altså:
CG ligger bak AC? Nærmere bestemt ligger CG mellom AC for vingen og ac for halen.
Haleflaten er tegnet inn med positiv camber og positiv løft.
Jeg får ikke helt det til å stemme. Skal ikke haleflaten ha negativ camber og produsere "løft" nedover? Hvorfor er løftet tegned fra AC og ikke CP?


Har noen en god forklaring på hvorfor de tegner det slik som dette?


Hilsen,
Bluescan

 

[Wahoo]

Altså:
CG ligger bak AC? Nærmere bestemt ligger CG mellom AC for vingen og ac for halen.
Haleflaten er tegnet inn med positiv camber og positiv løft.
Jeg får ikke helt det til å stemme. Skal ikke haleflaten ha negativ camber og produsere "løft" nedover? Hvorfor er løftet tegned fra AC og ikke CP?

Center of Pressure, er ett punkt på vingen som hele tiden varierer posisjon med varierende AoA og er derfor vanskelig å bruke i
beregninger med pitching moment. Derfor bruker man istedet ett punkt man kaller AC, Aerodynamisk Center. Dette befinner seg 1/4 av chord lengden bak forkant av vingen (airfoilen) som tegnet på bildet ditt. Her er det som du sier liten/ingen variasjon av momentet med varierende AoA (eller Cl om du vil) som gjør ting betraktelig enklere.

På bildet ditt er CG plassert bak AC. Dette flyet er da statisk ustabilt. For å ha en sjans til å fly må dette altså ha ett løft på halen,
i motsettning til de fleste fly som har CG forran AC og noen en "inverted" airfoil bak med negativt løft (statisk stabilt) som du sier.

W

 

[Bluescan]

Takk for det,

Problemet er at denne illustrasjonen viser et nøytralt statisk stabilt fly. Om du flytter CG litt frem (fortsatt bak AC) vil det etter boken fortsatt være statisk stabilt.
Det er her jeg blir litt forvirret, med en stabilisator som produserer løft?

Jeg lurer på om tegningene kan være så teoretiske, at denne modellen bare blir brukt for å vise forholdet mellom løft/cg, for vinge og haleflate?

 

[Wahoo]

Det er nok "neutral point" de forsøker å illustrere på din tegning.
Denne forklarer litt bedre.

 

[Bluescan]

Hei, og takk, men jeg er fortsatt ikke helt med.
Og her er samme illustrasjonen, men med stabil CG.
Spørsmålet forblir det samme

Løftet er fortsatt tegnet ut fra AC, som ligger forran CG. Haleflaten produserer fortsatt løft.

 

[Bluescan]

Et lite tillegg:
Jeg er usikker på hvilken bakgrunn da har, men du sier "i motsettning til de fleste fly som har CG forran AC og noen en "inverted" airfoil bak med negativt løft (statisk stabilt) som du sier."

Betyr dette at boken i hele kapittelet går utifra et eksempel som egentlig er ganske uvanlig? Der grensen for både AFT og FWD CG ligger bak AC, og halen dermed må generere løft. Dermed tilbake til tanken om at dette er en teoretisk modell for å fremheve et poeng?

 

[Wahoo]

Ok, tenk deg tegningen din med CG ett stykke forran AC. (se nedenfor)

Nå må halen ha ett negativt løft for at nesen ikke skal falle.
Siden halen nå har ett negativt løft må vingen ha ett STØRRE løft for å kompensere for det negative fra halen. Du må med
andre ord fly med en høyere AoA (Cl) for level flight ved samme hastighet.

Fordeler
- I en stall vil nesen falle og du har stor mulighet til å redde deg ut av situasjonen.
- Flyet har høy positiv stabilitet. Hvis du forsøker å pitche opp fra trimmed flight, vil flyet jobbe imot deg og rette seg opp.

Ulemper
- Dette fører til mere drag. Såkalt trim drag.
- Du vil komme i en stall tidligere da du flyr med høyere AoA for samme hastighet.
- Dårligere takeoff performance etc. pga drag.

Tenk deg så at vi flytter CG litt lenger bakover mot AC. Flyet vil nå bli mindre stabilt men ulempene er ikke lenger så store.

Vi flytter så CG videre bakover til samme posisjon som AC. Vingen bidrar nå ikke lenger til stabiliteten, det er kun stabilizer som gjør.
Her må du jobbe hardt for å komme ut av en stall.

Vi flytter CG videre bakover bak AC. Halen må nå produsere positivt løft. Vingen vil nå jobbe imot stabilizer.
En økning i vingens løft (AoA) nå vil føre til en pitch opp tendens. Dette er farlig fordi dette vil igjen føre til økt løft som igjen kan ende i
en stall du ikke kommer ut av.

Flytter vi CG enda lenger bakover kommer vi til flyets "neutral point" som tegningen din illustrerer. Her er stabiliteten nøytral.
Flytter du CG videre bak NP vil flyet bli ustabilt (negativ stabilitet). Litt som å kaste en dart-pil feil vei. CG må altså aldri være bak NP.
Noe din tegning #2 understreker. (med unntak av noen jagerfly som man vil ha ustabile før økt manøvrerbarhet)

Når det gjelder hvor ulike flytyper nøyaktig har sitt CG i forhold til AC så er det vanskelig å si nøyaktig. Dette er godt bevarte hemmeligheter hos Boeing & Co.
Eldre passajerfly og GA har nok stort sett CG ett stykke forran AC. Men som vi vet er det en fordel med mindre drag ved å ha CG rundt AC
slik at man slipper trim drag. Såvidt jeg husker ligger det omtrent 1-2% av totalen. I disse tider med høye fuelkostnader er dette garantert
noe det jobbes mye med. I dag har man også FlyByWire og envelope protection systemer som gjør at man simulere kreftene på stikka i pitch for
piloten som om CG skulle være ett stykke forran AC. Man har også variable camber (cruise flap) hvor man kan påvirke CP.

Så moderne passasjerfly har nok CG veldig nære AC, kanskje t.o.m. bak AC ved aft CG. Boeing f.eks oppgir jo CG i % av MAC (Mean aerodynamic chord).
CG envelope ligger vel rund 5-40% MAC. Man kunne kanskje anta at MAC 25% er AC, men passasjerfly bruker "supercritical airfoils" hvor center of pressure er
lenger bak på airfoilen, kanskje rundt 40% MAC. Så passasjerfly opererer nok for det meste med CG forran Cp.

W

 

[Wahoo]

En tegning fra ett Boeing dokument som illustrerer noe av det jeg nevnte over.

 

[Bluescan]

Takker for utfyllende svar,
jeg tror jeg har en grei forståelse for temaet nå.

Ha en fin dag

 

[Turbomeca]

Det stemmer ikke at center of mass (cg) bak cp/ac nødvendigvis vil føre til negativ stabilitet. Så lenge halen har en lavere AofA enn vingen så vil stabiliteten være positiv.

Tenk deg at du flyr level med 1 grad AofA på halen og 5 grader AofA på vingen. Begge produserer altså positiv løft. Tenkt deg så at en updraft øker AofA med 1 grad. Løftet fra halen vil da øke med 100% mens løftet fra vingen vil øke med 20% og nesen vil pitche ned. Stabiliteten er altså positiv. Ved en stall vil vingen steile før halen og halen vil fortsette å produsere løft, som fører til pitch ned.

Hvis halen må ha samme AofA som vingen for å fly level ligger cg ved neutral point, og du har nøytral stabilitet. Stall er ukontrollerbar fordi halen vil steile omtrent samtidig som vingen.

Det er en ganske seiglivet myte at halen må produsere negativt løft for at stabiliteten skal være positiv. Den vil selfølgelig være positiv i et slikt tilfelle (halens AofA er mye lavere enn vingens), men det er ikke en forutsetning.

 

[Wahoo]

Når det gjelder passasjerfly så bør vi vel også nevne motorene. Disse er (oftest) plassert lavt under
vingen - under CG - og vil dermed gi ett "pitch opp" moment. Dette vil igjen kreve postivt løft på halen.
Noe som også taler i rettning av at disse flyene i hovedsak har CG forran AC/CP.

W

 

[Turbomeca]

Hvis thrust/drag produserer et pitch up moment så bør man fra et økonomisk perspektiv ha cg noe foran cp under cruise (for å få null løft og null induced drag fra halen) , enig, men da må man samtidig huske på at ved lav AofA (cruise) så vil cp ligge godt bak ac, slik at en ideell cg fortsatt vil ligge bak ac.

Dette er uansett et sidespor mtp stabilitet.