Pitch-up

Введение

В аэродинамике, подъём - это неконтролируемое вращение самолета вверх носом. Это нежелательная характеристика, которая наблюдалась в основном в экспериментальных самолетах с крыльями с высокими числами дозвукового Маха или высоким углом атаки.

История

Проблемы с питч-апом впервые были замечены на высокоскоростных испытательных самолетах с закрученными крыльями. Это была распространенная проблема на Douglas Skyrocket, которая широко использовалась для тестирования проблемы. До того, как феномен "поднятия крыльев" был хорошо изучен, он поражал все первые самолеты с сдвинутыми крыльями. В F 100 Super Sabre он даже получил свое собственное название, "Танцы Саберов". В самолётах с высоко установленными хвостовыми плоскостями, такими как F 101 Voodoo, восстановление было особенно сложным, потому что хвостовой плоскости был помещен непосредственно в след крыла во время подъема, вызывая глубокое задержку (хотя хвостовой T был предназначен для предотвращения подъема с начала в первую очередь). Развертывание тормозного парашюта и значительная высота над землей были необходимы для возможности восстановления.

Описание

Крылья генерируют распределение давления на их верхней и нижней поверхностях, которые производят единую силу, действующую в точке, известной как "центр давления" или CoP, которая обычно расположена между 1⁄3 и 1⁄2 пути назад от переднего края. Эта сила наклона вверх и назад заменяется на эквивалентную пару сил под названием подъем и сопротивление. Продольное положение, в котором действуют эти силы, и величина сил изменяются с углом атаки. Кроме того, для любого места силы, кроме CoP, существует изменяющийся момент наклона. Эти изменения приводят к требованию окрашивать самолеты по мере изменения их скорости или мощности. Еще одним важным соображением для проектирования самолета является векторное сложение всех весовых условий частей самолета, включая крыло. Это тоже можно свести к одному весовому элементу, действующему в какой-то точке вдоль продольной оси самолета, "центру тяжести" или КГ. Если крыло расположено так, что его CoP находится рядом с CoG для воздушного судна, в плоском полете крыло поднимет воздушное судно прямо вверх. Это уменьшает любые чистые силы, поднимающие или опускающие воздушное судно, но по ряду причин эти две точки обычно немного отделены друг от друга, и небольшое количество силы с поверхностей управления полетом используется для сбалансирования этого. В этом случае с закрученным крылом изменения в CoP с углом атаки могут быть увеличены. Введение прокачанных крыльев произошло во время перехода к более коническим конструкциям. Хотя уже давно было известно, что эллиптическая плоскость "совершенна" с точки зрения индуцированного сопротивления, было также замечено, что линейный конический угол крыла имел почти такой же эффект, будучи легче. Исследования во время войны привели к широкому использованию конического, особенно в послевоенную эпоху. Однако было замечено, что такие конструкции имеют неблагоприятные характеристики; поскольку наконечники были более сильно загружены в высоких углах атаки, они работали ближе к их точке провала. Хотя этот эффект был неблагоприятным в обычном прямокрылом самолете, на конструкции с раздвинутыми крыльями он имел неожиданные и опасные результаты. Когда кончики задерживаются на прокачанном крыле, центр давления, средняя точка подъема крыльев в целом, движется вперед. Это связано с тем, что участок, который все еще генерирует значительный подъем, находится дальше вперед. Это вызывает дополнительную силу носа вверх, увеличивая угол атаки и заставляя большую часть кончика задерживаться. Это может привести к цепной реакции, которая вызывает сильное поднятие самолета вверх носом. Этот эффект был впервые замечен на Douglas D 558 2 Skyrocket в августе 1949 года, когда поворот 0,6 G внезапно вышел из-под контроля до 6 G. Это не было полностью удивительно; эффект был замечен ранее в симуляциях в аэродинамической трубе. Кроме того, прокачанные крылья, как правило, генерируют распределительный поток пограничного слоя, вызывая некоторое движение воздушного потока "боковым" по крылу. Это происходит по всему крылу, но по мере продвижения к кончику боковой поток увеличивается, поскольку он включает в себя как вклад крыла в этой точке, так и продольный поток из точек, ближе к корню. Этот эффект требует времени, чтобы создать, на более высоких скоростях расстояние поток имеет тенденцию быть взрывается с задней части крыла, прежде чем он имеет время, чтобы стать серьезным. Однако при более низких скоростях это может привести к значительному наращиванию пограничного слоя на кончике крыла, что усугубляет проблемы, отмеченные выше. Наконец, хотя это и не было напрямую связано с вышеуказанными эффектами, в ранний век реактивных самолетов было распространено использование конструкций хвоста в форме буквы T, чтобы сохранить аэродинамические поверхности в достаточной степени свободными от зоны реактивного двигателя. В этом случае возможно, что событие подъема может привести к тому, что турбулентный воздух за крылом будет течь через горизонтальный стабилизатор, что затрудняет или делает невозможным применение давления вниз, чтобы противодействовать подъему. Самолеты с низко установленными хвостовыми поверхностями не страдали от этого эффекта, и на самом деле улучшили свой контроль, поскольку след крыла очищал поверхности управления, пролетая над ним. Однако этого было недостаточно для устранения проблемы; F 86 продолжала страдать от подъема, несмотря на увеличение давлени�...

Wings generate pressure distributions on their upper and lower surfaces which produce a single force acting at a point known as the "center of pressure", or CoP, which is normally located between ⅓ and ½ of the way back from the leading edge. This upward and rearward leaning force is replaced by an equivalent pair of forces called lift and drag. The longitudinal position at which these forces act and the magnitude of the forces change with angle of attack. In addition a varying pitching moment exists for any force location other than the CoP. These changes lead to a requirement to trim aircraft as they change their speed or power settings. Another major consideration for aircraft design is a vector addition of all of the weight terms of the parts of the aircraft, including the wing. This too can be reduced to a single weight term acting at some point along the longitudinal axis of the aircraft, the "center of gravity", or CoG. If the wing is positioned so its CoP lies near CoG for the aircraft, in level flight the wing will lift the aircraft straight up. This reduces any net forces pitching the aircraft up or down, but for a number of reasons the two points are normally slightly separated and a small amount of force from the flight control surfaces is used to balance this out. In this case of a swept wing, changes to the CoP with angle of attack may be magnified. The introduction of swept wings took place during a move to more highly tapered designs as well. Although it had long been known that an elliptical planform is "perfect" from an induced drag standpoint, it was also noticed that a linear taper of the wing had much the same effect, while being lighter. Research during the war led to widespread use of taper, especially in the post war era. However, it had been noticed early on that such designs had unfavourable stall characteristics; as the tips were more highly loaded in high angles of attack, they operated closer to their stall point. Although this effect was unfavourable in a conventional straight wing aircraft, on a swept wing design it had unexpected and dangerous results. When the tips stall on a swept wing, the center of pressure, the average lift point for the wing as a whole, moves forward. This is because the section still generating considerable lift is further forward. This causes further nose up force, increasing the angle of attack and causing more of the tip area to stall. This may lead to a chain reaction that causes violent nose up pitching of the aircraft. This effect first noticed in the Douglas D 558 2 Skyrocket in August 1949, when a 0.6 G turn suddenly increased out of control to 6 G. This was not entirely surprising; the effect had been seen earlier in wind tunnel simulations. In addition, swept wings tend to generate span wise flow of the boundary layer, causing some of the airflow to move "sideways" along the wing. This occurs all along the wing, but as one moves towards the tip the sideways flow increases, as it includes both the contribution of the wing at that point, as well as span wise flow from points closer to the root. This effect takes time to build up, at higher speeds the span wise flow tends to be blown off the back of the wing before it has time to become serious. At lower speeds, however, this can lead to a considerable buildup of the boundary layer at the wing tip, adding to the problems noted above. Finally, while not directly related to the effects above, it was common during the early jet age to use T tail designs in order to keep the aerodynamic surfaces well clear of the jet engine area. In this case it is possible for a pitch up event to cause the turbulent air behind the wing to flow across the horizontal stabilizer, making it difficult or impossible to apply nose down pressure to counteract the pitch up. Aircraft with low mounted tail surfaces did not suffer from this effect, and in fact improved their control authority as the wing's wake cleared the controls surfaces, flowing above it. This was not always enough to correct for the problem, however; the F 86 continued to suffer from pitch up in spite of increasing nose down pressure from the tail surfaces.

Смягчение

Поскольку основными причинами проблемы с подъемом являются расстояние по продольному потоку и большая нагрузка на кончиках, меры по решению этих проблем могут устранить проблему. В ранних конструкциях они обычно были "добавлениями" к обычной форме крыла, но в современных конструкциях это часть общей конструкции крыла и обычно контролируется через существующие высокие подъемные устройства. Первая известная попытка решить эти проблемы произошла на платформе, где они были впервые замечены, Douglas Skyrocket. Это приняло форму серии вихревых генераторов, добавленных к наружным частям крыла, разрушая пограничный слой. Однако на практике это оказалось практически неэффективным. Тем не менее, аналогичное решение было предпринято на Boeing B 47 Stratojet, где оно оказалось значительно более эффективным. Этому, возможно, способствовало присутствие подставных двигателей, вертикальные крепления которых действовали как барьеры для протяженного потока. Более распространенным решением проблемы продольного потока является использование крыльев или соответствующей выемки на переднем краю крыльев. Это нарушает поток и перенаправляет его назад, а также вызывает накопление застойного воздуха внутри борта, чтобы снизить точку застоя. Это влияет на общий поток воздуха на крыле и обычно не используется, когда обвал легкий. Для решения проблем с загрузкой по продольному направлению использовались более разнообразные методы, включая специальные планки или клапаны, использование вымывки или автоматизированное управление аэронами. Необычное решение, испытанное на прототипе истребителя XF 91 Thunderceptor, заключалось в том, чтобы дать кончикам крыльев более широкий аккорд, чем корням крыльев. Идея заключалась в том, чтобы увеличить эффективность кончиков крыльев и заставить корни крыльев застрять первыми. Датчики угла атаки на самолете также могут обнаруживать, когда угол атаки приближается к известной позиции, что приводит к повышению и активированию устройств, таких как дрожащий штык для предупреждения пилота и толкатель штык, который подавляет пилота и вынуждает нос самолета опускаться до более безопасного угла атаки. Встроенные в кончики крыльев винты или вымывки также могут облегчить повышение высоты. Таким образом, угол атаки на кончике крыла становится меньше, чем в других частях крыла, а это означает, что сначала задерживаются внутренние части крыла. Обычно используемым решением для подъема в современных боевых самолетах является использование контрольного канада. Еще одно современное решение - использование лат. Когда шины расширяются, они увеличивают уклон крыла и увеличивают максимальный коэффициент подъема. Подниматься можно также на самолётах с перевернутыми крыльями, как на Grumman X 29. При перемещенных вперед крыльях расстояние между крыльями уменьшается, в результате чего корни крыльев задерживаются перед кончиком крыльев. Хотя на первый взгляд может показаться, что это вызовет проблемы с опусканием, крайняя задней установка крыла означает, что когда корень задерживается, подъем двигается вперед, к кончикам.

As the primary causes of the pitch up problem are due to spanwise flow and more loading at the tips, measures to address these issues can eliminate the problem. In early designs these were typically "add ons" to an otherwise conventional wing planform, but in modern designs this is part of the overall wing design and normally controlled via the existing high lift devices. The first known attempt to address these problems took place on the platform where they were first noticed, the Douglas Skyrocket. This took the form of a series of vortex generators added to the outboard portions of the wing, breaking up the boundary layer. However, this was found to have almost no effect in practice. Nevertheless, a similar solution was attempted on the Boeing B 47 Stratojet where it proved considerably more effective. This may have been helped by the presence of the podded engines, whose vertical mountings acted as barriers to span wise flow. More common solutions to the problem of spanwise flow is the use of a wing fence or the related dogtooth notch on the leading edge of the wing. This disrupts the flow and re directs it rearward, while also causing the buildup of stagnant air inboard to lower the stall point. This does have an effect on overall airflow on the wing, and is generally not used where the sweep is mild. To address the problems with spanwise loading, a wider variety of techniques have been used, including dedicated slats or flaps, the use of washout or automated control of the ailerons. An unusual solution tried on the XF 91 Thunderceptor prototype fighter was to give the wingtips a wider chord than the wing roots. The idea was to increase wingtip efficiency and cause the wing roots to stall first. Angle of attack sensors on the aircraft can also detect when the angle of attack approaches the attitude known to result in pitch up and activate devices like the stick shaker to warn the pilot, and the stick pusher which overpowers the pilot and forces the nose of the aircraft down to a safer angle of attack. Twist or washout built into the wingtips can also alleviate pitch up. In effect, the angle of attack at the wingtip becomes smaller than elsewhere on the wing, meaning that the inboard portions of the wing will stall first. A commonly used solution to pitch up in modern combat aircraft is to use a control canard. Another modern solution to pitch up is the use of slats. When slats are extended they increase wing camber and increase maximum lift coefficient. Pitch up is also possible in aircraft with forward swept wings as used on the Grumman X 29. With forward swept wings the span wise flow is inboard, causing the wing root to stall before the wingtip. Although at first glance it would appear that this would cause pitch down problems, the extreme rear mounting of the wing means that when the root stalls the lift moves forward, towards the tips.