В аэродинамике момент тангажа на аэродинамическом профиле — это момент (или крутящий момент ), создаваемый аэродинамической силой на аэродинамическом профиле, если эта аэродинамическая сила считается приложенной не в центре давления , а в аэродинамическом центре аэродинамического профиля. Момент тангажа на крыле самолета является частью общего момента, который должен быть уравновешен с помощью подъемной силы на горизонтальном стабилизаторе . [1] : Раздел 5.3 В более общем смысле момент тангажа — это любой момент, действующий на ось тангажа движущегося тела.
Подъемная сила на аэродинамическом профиле представляет собой распределенную силу, которая, можно сказать, действует в точке, называемой центром давления. Однако, поскольку угол атаки изменяется на изогнутом аэродинамическом профиле, происходит перемещение центра давления вперед и назад. Это затрудняет анализ при попытке использовать концепцию центра давления. Одним из замечательных свойств изогнутого аэродинамического профиля является то, что, несмотря на то, что центр давления перемещается вперед и назад, если представить, что подъемная сила действует в точке, называемой аэродинамическим центром , момент подъемной силы изменяется пропорционально квадрату воздушной скорости. Если момент разделить на динамическое давление , площадь и хорду аэродинамического профиля, результат известен как коэффициент момента тангажа. Этот коэффициент изменяется лишь немного в рабочем диапазоне угла атаки аэродинамического профиля.
Коэффициент момента для всего самолета не такой же, как у его крыла. На рисунке справа показано изменение момента с AoA для устойчивого самолета. Отрицательный наклон для положительного α указывает на устойчивость по тангажу. Сочетание двух концепций аэродинамического центра и коэффициента момента тангажа делает сравнительно простым анализ некоторых летных характеристик самолета. [1] : Раздел 5.10
Аэродинамический центр профиля обычно находится близко к 25% хорды позади передней кромки профиля. При проведении испытаний на модельном профиле, например, в аэродинамической трубе, если датчик силы не выровнен с четвертью хорды профиля, а смещен на расстояние x , момент тангажа относительно точки четверти хорды определяется как
где указанные значения D и L представляют собой сопротивление и подъемную силу модели, измеренные датчиком силы.
Коэффициент момента тангажа важен при изучении продольной статической устойчивости самолетов и ракет.
Коэффициент момента тангажа определяется следующим образом [1] : Раздел 5.4
где M — момент тангажа, q — динамическое давление , S — площадь крыла , а c — длина хорды аэродинамического профиля. — безразмерный коэффициент, поэтому для M , q , S и c необходимо использовать единые единицы измерения .
Коэффициент момента тангажа имеет основополагающее значение для определения аэродинамического центра аэродинамического профиля. Аэродинамический центр определяется как точка на хорде аэродинамического профиля, в которой коэффициент момента тангажа не изменяется с углом атаки, [1] : Раздел 5.10 или, по крайней мере, не изменяется значительно в рабочем диапазоне угла атаки аэродинамического профиля.
В случае симметричного профиля подъемная сила действует через одну точку для всех углов атаки, а центр давления не перемещается, как в случае изогнутого профиля. Следовательно, коэффициент момента тангажа относительно этой точки для симметричного профиля равен нулю.
Момент тангажа, по соглашению, считается положительным, когда он действует на наклон аэродинамического профиля в направлении носа вверх. Обычные изогнутые аэродинамические профили, поддерживаемые в аэродинамическом центре, наклоняются носом вниз, поэтому коэффициент момента тангажа этих аэродинамических профилей отрицателен. [2]
