Eu gostaria de discutir o argumento da estabilidade com mais detalhes. Como é correto que a estabilidade longitudinal estática é a principal razão pela qual essas aeronaves não são frequentemente desenvolvidas.
No entanto, o raciocínio fornecido nos outros posts é incompleto / não está totalmente correto.
Antes de tudo, uma asa voadora tem uma margem de estabilidade muito pequena. Isso pode ser resolvido por alguns projetos de asa não convencionais: isso tem o problema de derrotar em grande parte o ganho de eficiência do uso de uma configuração de asa voadora.
O outro método empregado pelo espírito B2 é usar um controlador ativo para controlar as superfícies de controle. Isso tem a desvantagem de aumentar a complexidade da aeronave e passar nos testes de regulamentação é ainda mais difícil. alguma referência.
Estabilidade longitudinal estática
Vou explicar um pouco mais a estabilidade longitudinal estática. Primeiro, definimos estabilidade: ser estável significa que sempre que uma pequena excitação é aplicada ao objeto, ele se "recupera".
Estabilidade longitudinal significa que uma excitação na direção longitudinal, portanto, uma alteração no tom / ângulo de ataque ($ \ alpha $), precisa ser combatido por "algum" momento. Como uma aeronave durante um cruzeiro em equilíbrio, um aumento no ângulo de ataque deve levar a um momento negativo. - Uma redução do ângulo de ataque deve levar a um momento de resposta positivo.
Ou de forma matemática: (definição)
$$ \ frac {\ parcial M} {\ parcial \ alfa} <0 $$
Uma asa simples
Agora, vamos primeiro olhar para uma configuração simples: apenas uma asa. Como a sustentação gerada a partir de uma asa se deve a uma força distribuída, uma asa sempre terá uma força de elevação e um momento de elevação (exceto em um único ponto em que o momento é zero, no entanto, esse ponto muda com as condições de vôo). - Na aviação, removemos as unidades por uma questão de simplicidade. Então nós temos uma força $ C_L $ e um momento $ C_M $.
Em um aerofólio, há também um ponto em que o fator entre $ C_L $ e $ C_M $ não muda com o ângulo de ataque. Esse ponto é chamado de centro aerodinâmico e é um ponto estático dado pela forma do aerofólio: é, portanto, usado para calcular.
Então (por definição):
$$ \ left (\ frac {dC_m} {dC_l} = 0 \ right) _ {ac} $$
Agora, como uma asa sempre gera mais sustentação sob um ângulo de ataque mais alto, e na verdade consideramos o C_L - \ alpha curva para ser linear. (Para estabilidade, consideramos pequenas mudanças no ângulo de ataque) o seguinte vale:
$$ \ frac {d C_L} {d \ alpha} = C_ {L_ \ alpha}> 0 $$
Juntamente com a equação anterior:
$$ \ frac {d C_M} {d \ alpha} = C_ {M_ \ alpha}> 0 $$
aeronave convencional
Desejo primeiro abordar a estabilidade das aeronaves convencionais neste ponto, pois parece haver muitas informações contraditórias.
Para isso, considere a seguinte configuração (observe que os pontos em que o elevador "se prende" à asa e cauda são definidos como o centro aerodinâmico desses cálculos - poderíamos usar qualquer ponto, mas usar CA reduz muito a complexidade).
A partir das equações de equilíbrio estático:
$$ W = L_W + L_t $$
$$ L_W = \ frac {1} {2} \ rho V ^ 2 S_w \ frac {dC_L} {d \ alpha} (\ alpha - \ alpha_0) $$
(acima é apenas a equação de elevação, que define $ C_L $)
O levantamento devido à compensação no painel traseiro é mais complexo (devido à lavagem não desprezível da asa principal no fluxo de ar na cauda ($ {\ epsilon} $). ($ C_l $ = coeficiente de elevação da seção da cauda)). - Simplificando, consideramos o avião de cauda horizontal um aerofólio simétrico, então levante em $ \ eta = 0 $ é zero. (do plano traseiro).
$$ L_t = \ frac {1} {2} \ rho V ^ 2 S_t \ left (\ frac {d C_l} {d \ alpha} \ left (\ alpha - \ frac {d \ epsilon} {d \ alpha} \ right) + \ frac {d C_l} {d \ eta} \ eta \ right) $$
Da mesma forma, a equação do momento pode ser escrita:
$$ M = L_Wx_g - (l_t - x_g) L_t $$
Agora, desde a primeira equação novamente, o diferencial parcial da equação do momento em relação ao ângulo de ataque precisa ser negativo:
$$ \ frac {\ parcial M} {\ parcial \ alfa} = x_g \ frac {\ parcial L_w} {\ parcial \ alfa} - (l_t - x_g) \ frac {\ parcial L_t} {\ parcial \ alfa} $ $
Agora, há uma definição final que precisa ser feita, uma distância $ h $ do centro de gravidade para que, para a asa total, a equação do momento possa ser escrita como:
$$ M = h (L_w + L_t) $$
Resolvendo todas as equações (consulte wikipedia para detalhes) leva a:
$$ h = \ frac {x_g} {c} - \ left (1 - \ frac {\ parcial \ epsilon} {d \ alpha} \ right) \ frac {C_ {l_ \ alpha}} {C_ {L_alpha}} \ frac {l_t S_t} {c S_w} $$
Com $ c $ sendo o principal acorde aerodinâmico da asa principal. (Introduzido mais uma vez para reduzir a quantidade de unidades com as quais trabalhamos). Para estabilidade (desde $ C_ {M_ \ alpha} $ precisa ser negativo) $ h $ precisa ser negativo. Vamos analisar o resultado acima:
$$ \ frac {l_t S_t} {c S_w} = V_t $$
Esta parte, chamada "volume da cauda", consiste em definições geométricas de uma aeronave e não muda.
$$ 1 - \ frac {\ parcial \ epsilon} {d \ alpha} $$ são os derivados de estabilidade e difíceis de calcular, mas geralmente são encontrados pelo menos $ $ 0.5.
Portanto, isso nos permite definir a margem de estabilidade como:
$$ h = x_g - 0.5cV_t $$
Observe que, uma vez que o segundo termo é sempre positivo, tendo um resultado negativo $ x_g $, ou (veja a imagem acima) com o centro de gravidade em frente ao centro aerodinâmico da asa principal. sempre dará uma configuração estável. E lembre-se que o centro aerodinâmico não muda com o ângulo de ataque. (O centro de gravidade pode mudar durante o cruzeiro devido ao consumo de combustível, mas isso geralmente é mitigado na prática por bombas, e o deslocamento do centro de gravidade para a frente sempre fornecerá uma aeronave mais estável).
ponto neutro
Agora, finalmente, estamos no ponto neutro, que foi usado em outra resposta incorretamente de forma consistente. O ponto neutro é, por definição, o ponto em que uma aeronave é "apenas" estável: $ h = 0 $
$$ x_g = 0.5cV_t $$
Daí resulta que o "intervalo" entre o qual o centro de gravidade pode mudar está entre o nariz da aeronave (negativo $ x_g $) e um ponto dado principalmente pelo volume da cauda. O volume da cauda é mais facilmente influenciado alterando a superfície da cauda ou a distância entre a asa principal e a cauda.
Configuração da asa voadora
Finalmente, de volta ao ponto original, a configuração da asa voadora. Uma asa voadora, por definição, não tem cauda atrás da asa principal. Assim, o volume da cauda é zero.
Portanto, o ponto neutro de uma asa voadora está exatamente no centro aerodinâmico. O que é para um projeto de asa convencional sobre o 1 / 4th da distância do acorde.
portanto, uma asa voadora tem, sem modificações, uma pequena margem de estabilidade inutilizável
Delta asa e canard
Eu também gostaria de desviar rapidamente para a asa delta e configuração de canard, como para o concorde ou f16. Esses projetos são conduzidos por outro parâmetro (arrasto por ondas de choque / outra coisa, como controle mais eficiente devido a nenhuma lavagem a jusante).
No entanto, a estabilidade de tais aeronaves é muito diferente: embora a imagem acima ainda possa ser usada, precisamos considerar que $ l_t $ é, por design, negativo. Isso altera a localização do ponto neutro para estar sempre na frente da asa principal. E muitos desses projetos também têm superfícies de controle ativas e são inerentemente instáveis.
(O nome "canard" veio mesmo disso: quando o irmão Wright criou a primeira aeronave a motor, na França, as pessoas não acreditavam. Eles chamavam de o que chamaríamos hoje de "notícias falsas". O termo para notícias falsas era " canard "na França, então eles chamaram o design de" canard ").
