Eu gostaria de discutir o argumento da estabilidade com mais detalhes. Por ser correto, a estabilidade longitudinal estática é o principal motivo pelo qual essas aeronaves não são desenvolvidas com frequência.
No entanto, o raciocínio dado nos outros posts está incompleto / não totalmente correto.
Em primeiro lugar, uma asa voadora realmente tem uma margem de estabilidade muito pequena. Isso pode ser resolvido por alguns projetos de asa não convencionais: isso tem o problema de derrotar amplamente o ganho de eficiência de usar uma configuração de asa voadora.
O outro método, empregado pelo espírito B2, é usar um controlador ativo para controlar o controle superfícies. 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 a estabilidade longitudinal estática em detalhes um pouco mais. Primeiro, definimos estabilidade: ser estável significa que sempre que uma pequena excitação é aplicada ao objeto, o objeto se "recupera".
Estabilidade longitudinal significa que uma excitação na direção longitudinal, portanto, uma mudança no passo / ângulo de ataque ( $ \ alpha $ ), precisa ser combatido por "algum" momento. Já que uma aeronave durante o cruzeiro está 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 positiva.
Ou de uma forma matemática: (definição)
$$ \ frac {\ partial M} {\ partial \ alpha} < 0 $$
Uma asa simples
Agora, vamos primeiro examinar uma configuração simples: apenas uma asa. Como a sustentação gerada por uma asa é devida a uma força distribuída, uma asa sempre terá uma força de levantamento e um momento de levantamento (exceto em um único ponto onde o momento é zero, no entanto, esse ponto muda com as condições de vôo). - Na aviação, removemos as unidades por uma questão de simplicidade. Portanto, temos uma força $ C_L $ e um momento $ C_M $ .
Em um aerofólio, também há um ponto onde o fator entre $ C_L $ e $ C_M $ não mudar com o ângulo de ataque. Este ponto é chamado de centro aerodinâmico e é um ponto estático dado pela forma do aerofólio: portanto, é 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 a curva C_L - \ alpha linear. (Para estabilidade, consideramos pequenas mudanças no ângulo de ataque) o seguinte é válido:
$$ \ frac {d C_L} {d \ alpha} = C_ {L_ \ alpha} > 0 $$
Junto com a equação anterior:
$$ \ frac {d C_M} { d \ alpha} = C_ {M_ \ alpha} > 0 $$
aeronaves convencionais
Primeiro desejo abordar a estabilidade de aeronave convencional neste ponto, pois parece haver um monte de informações contraditórias.
Para isso, considere a seguinte configuração (observe que os pontos onde o elevador "atribui" à cauda do & da asa são definidos como o centro aerodinâmico para esses cálculos - poderíamos usar qualquer ponto, mas usar ac reduz muito a complexidade).
Do equilíbrio estático equações:
$$ W = L_W + L_t $$
$$ L_W = \ frac {1} {2} \ rho V ^ 2 S_w \ frac {dC_L} {d \ alpha} (\ alpha - \ alpha_0) $$ (acima é apenas a equação de elevação, que define $ C_L $ )
A elevação devido à compensação no painel traseiro é mais complexa (devido à lavagem não desprezível da asa principal no fluxo de ar na cauda ( $ {\ epsilon} $ ). ( $ C_l $ = coeficiente de levantamento da seção da cauda)). - Simplificando, consideramos a cauda do avião horizontal como um aerofólio simétrico, então a elevação em $ \ eta = 0 $ é zero. (do painel 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, da primeira equação novamente, a diferença parcial da equação do momento em relação ao ângulo de ataque precisa ser negativa:
$$ \ frac {\ parcial M} {\ parcial \ alfa} = x_g \ frac {\ parcial L_w} {\ parcial \ alfa} - (l_t - x_g) \ frac {\ parcial L_t} {\ parcial \ alfa} $ $
Agora há uma definição final que precisa ser feita, uma distância $ h $ do centro de gravidade para que para a asa total, a equação do momento pode ser escrita como:
$$ M = h (L_w + L_t) $$
Resolvendo todas as equações (veja wikipedia para detalhes) le anúncios para:
$$ h = \ frac {x_g} {c} - \ left (1 - \ frac {\ partial \ epsilon} {d \ alpha } \ right) \ frac {C_ {l_ \ alpha}} {C_ {L_alpha}} \ frac {l_t S_t} {c S_w} $$
Com $ c $ sendo o acorde aerodinâmico principal da asa principal. (Introduzido mais uma vez para reduzir a quantidade de unidades com as quais trabalhamos). Para estabilidade (uma vez que $ C_ {M_ \ alpha} $ precisa ser negativo) $ h $ precisa ser negativo. Vamos analisar o resultado acima:
$$ \ frac {l_t S_t} {c S_w} = V_t $$
Isso parte, chamada de "volume da cauda", consiste em definições geométricas de uma aeronave e não muda.
$$ 1 - \ frac {\ partial \ epsilon} {d \ alpha} $$ são os derivados de estabilidade e difíceis de calcular, mas normalmente encontrados em pelo menos $ 0,5 $ .
Portanto, isso nos permite definir a margem de estabilidade como:
$$ h = x_g - 0,5cV_t $$
Observe que, como o segundo termo é sempre positivo, tendo um $ x_g $ negativo, ou (veja a imagem acima) tendo o centro de gravidade na frente do centro aerodinâmico do ala principal. sempre dará uma configuração estável. E lembre-se de que o centro aerodinâmico não muda com o ângulo de ataque. (O centro de gravidade pode mudar durante o cruzeiro devido ao consumo de combustível, mas isso é normalmente mitigado na prática por bombas, e mudar o centro de gravidade para a frente sempre proporcionará uma aeronave mais estável).
ponto neutro
Agora finalmente estamos no ponto neutro , que foi usado em outra resposta de forma incorreta. O ponto neutro é, por definição, o ponto em que uma aeronave é "apenas" estável: $ h = 0 $
$$ x_g = 0,5cV_t $$
Disto se segue que o "intervalo" entre o qual o centro de gravidade pode mudar é 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 pela alteração da superfície da cauda ou da distância entre a asa principal e a cauda.
Configuração da asa voadora
Finalmente, de volta ao original ponto, 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 cerca de 1/4 da distância da corda.
portanto, uma asa voadora tem, sem modificações, uma pequena margem de estabilidade inutilizável
Asa delta e canard
Eu também gostaria de evitar rapidamente a configuração de asa delta e canard, como para o concorde ou f16. Esses projetos são conduzidos por outro parâmetro (arrasto por onda de choque / outra coisa, como controle mais eficiente devido à ausência de downwash).
No entanto, a estabilidade para tal aeronave 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" até veio disso: quando o irmão Wright criou a primeira aeronave motorizada, na França as pessoas não acreditaram . Eles chamaram isso do que hoje chamaríamos de "notícias falsas". O termo para notícias falsas era "canard" na França, então eles chamaram o design de "canard").