Každé letadlo se ovládá poněkud jinak, protože každé odolává nebo reaguje na řídicí tlaky svým vlastním způsobem. Například cvičné letadlo rychle reaguje na řídicí aplikace, zatímco transportní letadlo se cítí těžce na ovládání a reaguje na řídicí tlaky pomaleji. Tyto vlastnosti mohou být navrženy do letadla, aby usnadnily konkrétní účel letadla zvážením určitých požadavků na stabilitu a manévrování. Následující diskuse shrnuje důležitější aspekty stability, manévrovatelnosti a ovladatelnosti letadla; jak jsou analyzovány; a jejich vztah k různým letovým podmínkám.

4.5.1 Stabilita #

Stabilita je přirozená kvalita letadla pro korekci podmínek, které mohou narušit jeho rovnováhu, a vrátit se k původní letové dráze nebo pokračovat po ní. Jedná se především o konstrukční charakteristiku letadla. Letové dráhy a polohy, které letadlo létá, jsou omezeny aerodynamickými charakteristikami letadla, jeho pohonným systémem a jeho strukturální pevností. Tato omezení udávají maximální výkon a manévrovatelnost letadla. Pokud má letoun poskytovat maximální užitečnost, musí být bezpečně ovladatelný v plném rozsahu těchto limitů, aniž by překračoval sílu pilota nebo vyžadoval výjimečnou schopnost létání. Pokud má letadlo létat rovně a stabilně po jakékoli libovolné letové dráze, síly, které na něj působí, musí být ve statické rovnováze. Reakce jakéhokoli tělesa při narušení jeho rovnováhy se označuje jako stabilita. Tyto dva typy stability jsou statické a dynamické.

4.5.2 Statická stabilita #

Statická stabilita se týká počáteční tendence nebo směru pohybu zpět k rovnováze. V letectví se vztahuje k počáteční reakci letadla, když je narušena z daného AOA, skluzu nebo břehu.

• Pozitivní statická stabilita – počáteční tendence letadla vrátit se do původního stavu rovnováhy po narušení [Obrázek 4-18]
• neutrální statická stabilita – počáteční tendence letadla zůstat v novém stavu po narušení jeho rovnováhy [Obrázek 4-18]
• negativní statická stabilita – počáteční tendence letadla pokračovat od původního stavu rovnováhy po narušení [Obrázek 4-18]

4.5.3 Dynamická stabilita #

Statická stabilita byla definována jako počáteční tendence k návratu do rovnováhy, kterou letadlo vykazuje poté, co bylo narušeno ze svého oříznutého stavu. Občas je počáteční tendence odlišná nebo opačná od celkové tendence, takže je třeba mezi nimi rozlišovat.

Dynamická stabilita se týká odezvy letadla v průběhu času, když je narušena z daného AOA, skluzu nebo břehu. Tento typ stability má také tři podtypy: [Obrázek 4-19]

• Pozitivní dynamická stabilita – v průběhu času se amplituda pohybu posunutého objektu snižuje, a protože je kladný, posunutý objekt se vrací do rovnovážného stavu.
• Neutrální dynamická stabilita – Po přemístění se posunutý objekt nesníží ani nezvyšuje amplitudu. Opotřebovaný automobilový tlumič vykazuje tuto tendenci.
• Negativní dynamická stabilita – Postupem času se pohyb posunutého objektu zvyšuje a stává se více divergentním.

Stabilita v letadle výrazně ovlivňuje dvě oblasti:

• Manévrovatelnost – Kvalita letadla, která umožňuje jeho snadné manévrování a odolání namáhání způsobeným manévry. Řídí se hmotností letadla, setrvačností, velikostí a umístěním řízení letu, strukturální pevností a pohonné jednotky. Je to také charakteristika konstrukce letadla.
• Ovládání – schopnost letadla reagovat na řízení pilota, zejména s ohledem na dráhu letu a polohu. Je to kvalita reakce letadla na řídicí aplikaci pilota při manévrování s letadlem, bez ohledu na jeho stabilita.

4.5.4 Podélná stabilita (naklon) #

Při navrhování letadla je vynaloženo velké úsilí na vývoj požadovaného stupně stability kolem všech tří os. Ale podélná stabilita kolem laterální osy je považována za nejvíce ovlivněnou určitými proměnnými v různých letových podmínkách.

Podélná stabilita je kvalita, díky které je letoun stabilní kolem své boční osy. Zahrnuje pohyb nadhazování, když se nos letadla za letu pohybuje nahoru a dolů. Podélně nestabilní letadlo má tendenci se postupně potápět nebo stoupat do velmi strmého ponoru nebo stoupání nebo dokonce do zastavení. Letadlo s podélnou nestabilitou se tak stává obtížným a někdy nebezpečným pro létání.

Statická podélná stabilita nebo nestabilita v letadle, závisí na třech faktorech: umístění křídla s ohledem na umístění CG horizontálních ocasních ploch vzhledem k oblasti CG nebo velikosti ocasních ploch

Při analýze stability je třeba připomenout, že tělo, které se volně otáčí, se vždy otočí kolem svého CG.

Pro dosažení statické podélné stability musí být vztah momentů křídla a ocasu takový, že pokud jsou momenty zpočátku vyvážené a letoun náhle zvedne nos, momenty křídla a ocasní momenty se změní tak, že součet jejich sil poskytuje nevyvážený, ale obnovující moment, který zase přivede nos zase dolů. Podobně, pokud je letadlo nosem dolů, výsledná změna momentů přivede nos zpět nahoru.

CL ve většině asymetrických profilů má tendenci měnit své přední a zadní polohy se změnou AOA. CL má tendenci postupovat vpřed se zvýšením AOA a pohybovat se vzadu s poklesem AOA. To znamená, že když se AOA profilu zvětší, CL má tendenci zvedat náběžnou hranu křídla ještě více. Tato tendence dává křídlu vlastní kvalitu nestability. (Poznámka: Cl je také známý jako střed tlaku (CP).)

Obrázek 4-20 ukazuje letadlo v přímém letu. Čára CG-CL-T představuje podélnou osu letadla od CG k bodu T na horizontálním stabilizátoru.

Většina letadel je navržena tak, aby CL křídla byla v zadní části CG. Díky tomu je letoun „těžký“ a vyžaduje mírnou sílu směrem dolů na horizontální stabilizátor, aby se letadlo vyrovnalo a zabránilo se, aby se nos neustále skláněl dolů. Kompenzace této tíže nosu je zajištěna nastavením horizontálního stabilizátoru na mírné záporné AOA. Takto vytvořená síla směrem dolů drží ocas dolů a vyvažuje „těžký“ nos. Je to, jako by přímka CG-CL-T byla páka s silou směrem nahoru v Cl a dvěma silami, které se vzájemně vyvažovaly, jedna silná síla v bodě CG a druhá, mnohem menší síla, v bodě T (tlak vzduchu směrem dolů na stabilizátor). Pro lepší vizualizaci tohoto fyzikálního principu: Pokud by byla železná tyč zavěšena v bodě CL, na níž by na CG visela těžká váha, vyžadovalo by to tlak směrem dolů v bodě T, aby se „páka“ udržela v rovnováze.

I když může být horizontální stabilizátor rovný, když letadlo letí na vodorovné poloze, dochází k výplachu vzduchu z křídel. Toto proplachování narazí na horní část stabilizátoru a vytváří tlak směrem dolů, který při určité rychlosti stačí k vyrovnání „páky“. Čím rychleji letadlo letí, tím větší je toto proplachování a tím větší je síla směrem dolů na horizontální stabilizátor (kromě T-tailů). [Obrázek 4-21] V letadlech s horizontálními stabilizátory s pevnou polohou nastavuje výrobce letadla stabilizátor pod úhlem, který poskytuje nejlepší stabilitu (nebo rovnováhu) během letu při konstrukční rychlosti a nastavení výkonu.

Pokud se rychlost letadla sníží, rychlost proudění vzduchu přes křídlo se sníží. V důsledku tohoto sníženého proudění vzduchu přes křídlo se downwash snižuje, což způsobuje menší sílu směrem dolů na horizontální stabilizátor. Na druhé straně je zvýrazněna charakteristická tíha nosu, což způsobuje, že se nos letadla více sklání. [Obrázek 4-22] To umístí letadlo do polohy s nízkou nosností, čímž se sníží AOA a odpor křídla a umožní zvýšení rychlosti vzduchu. Jak letadlo pokračuje v poloze s nízkou nosností a jeho rychlost se zvyšuje,

Síla dolů na horizontální stabilizátor se opět zvyšuje. V důsledku toho je ocas opět zatlačen dolů a nos se zvedne do stoupajícího postoje.

Jak toto stoupání pokračuje, rychlost vzduchu opět klesá, což způsobuje pokles síly na ocasu, dokud se nos znovu nesníží. Vzhledem k tomu, že letadlo je dynamicky stabilní, příď se tentokrát nesníží tak daleko jako předtím. Letoun nabývá dostatečnou rychlostí v tomto pozvolnějším ponoru, aby se mohl rozjet do dalšího stoupání, ale stoupání není tak strmé jako předchozí.

Po několika z těchto zmenšujících se oscilací, při kterých se nos střídavě zvedá a snižuje, se letoun nakonec usadí na rychlost, při které síla na ocasu přesně působí proti tendenci letadla k potápění. Když je tohoto stavu dosaženo, letadlo je opět ve vyváženém letu a pokračuje ve stabilizovaném letu, pokud se tato poloha a rychlost vzduchu nemění.

Podobný účinek je zaznamenán při sepnutí plynu. Snížení křídel se sníží a síla v T na obrázku 4-20 nestačí k udržení horizontálního stabilizátoru dole. Zdá se, jako by síla v T na páce umožňovala gravitační síle stáhnout nos dolů. To je žádoucí charakteristika, protože letadlo se ze své podstaty snaží znovu získat rychlost vzduchu a obnovit správnou rovnováhu.

Síla nebo tah může mít také destabilizující účinek v tom, že zvýšení síly může mít tendenci způsobit zvednutí nosu. Konstruktér letadla to může kompenzovat vytvořením „vysoké tahové linie“, kde linie tahu prochází nad CG. [Obrázky 4-23 a 4-24] V tomto případě, když se napájení nebo tah zvýší, vytvoří se okamžik, aby se zabránilo poklesu dolů

Naložte na ocas. Na druhou stranu, velmi „nízká tahová linie“ by měla tendenci přispívat k efektu nahoru na vodorovném ocasním povrchu.

Závěr: S CG před CL a s aerodynamickou silou ocasu se letadlo obvykle snaží vrátit do bezpečného letového postoje.

Následuje jednoduchá ukázka podélné stability. Ořízněte letadlo pro ovládání „ruce pryč“ ve vodorovném letu. Poté na chvíli ovládací prvky mírným zatlačením na příď letadla dolů. Pokud se během krátké doby příď zvedne do původní polohy a poté se zastaví, je letadlo staticky stabilní. Obyčejně nos prochází původní polohou (polohou rovného letu) a následuje řada pomalých oscilací pitchingu. Pokud oscilace postupně ustanou, má letadlo pozitivní stabilitu; Pokud pokračují nerovnoměrně, má letoun neutrální stabilitu; Pokud se zvýší, letadlo je nestabilní.

4.5.5 Boční stabilita (válcování) #

Stabilita podélné osy letadla, která sahá od přídě letadla k jeho ocasu, se nazývá boční stabilita. To pomáhá stabilizovat boční nebo „protočený efekt“, když se jedno křídlo dostane níže než křídlo na opačné straně letadla. Existují čtyři hlavní konstrukční faktory, díky kterým je letadlo laterálně stabilní: dihedrální, sweepback, kýlový efekt a rozložení hmotnosti.

DIHEDRAL Nejběžnějším postupem pro vytvoření laterální stability je stavba křídel s úhlem jeden až tři stupně nad kolmou k podélné ose. Křídla na obou stranách letadla spojují trup a vytvářejí mírný V nebo úhel nazývaný „dihedrální“. Množství dihedrálu se měří úhlem, který každý křídlo svírá nad přímkou rovnoběžnou s boční osou.

Dihedrální zahrnuje rovnováhu zdvihu vytvořené AOA křídel na každé straně podélné osy letadla. Jestliže chvilkový poryv větru přinutí jedno křídlo se zvednout a druhé snížit, letadlo se nakloní. Když je letadlo nakloněno bez otáčení, nastává tendence k bočnímu skluzu nebo klouzání dolů směrem ke sníženému křídlu. [Obrázek 4-25] Vzhledem k tomu, že křídla mají dihedrální, vzduch naráží na spodní křídlo na mnohem větší AOA než vyšší křídlo. Zvýšená AOA na spodním křídle vytváří větší zdvih než vyšší křídlo. Zvýšený zdvih způsobí, že se spodní křídlo začne zvedat nahoru. Jak se křídla přibližují k poloze na úrovni, AOA na obou křídlech jsou opět stejné, což způsobuje, že válcovací tendence ustupuje. Účinkem dihedrálu je vyvolat valivý sklon k návratu letadla do laterálně vyváženého letového stavu, když se objeví boční skluz.

Rekonstrukční síla může posunout nízké křídlo příliš nahoru, takže opačné křídlo nyní klesá. Pokud ano, proces se opakuje a snižuje se s každou laterální oscilací, dokud není nakonec dosaženo rovnováhy pro let na úrovni křídel.

Naopak nadměrná dihedrální má nepříznivý vliv na laterální manévrovací vlastnosti. Letoun může být laterálně tak stabilní, že odolává záměrnému rolovacímu pohybu. Z tohoto důvodu mají letadla, která vyžadují rychlé rolovací nebo bankovní charakteristiky, obvykle méně dihedrální než letadla navržená pro menší manévrovatelnost.

Sweepback Sweepback je doplněk k dihedrálu, který zvyšuje zdvih vytvořený, když křídlo klesne z polohy na úrovni. Zametené křídlo je křídlo, ve kterém se náběžná hrana svažuje dozadu. Když rušení způsobí, že letadlo se sweepbackem sklouzne nebo upustí křídlo, nízké křídlo představuje svou náběžnou hranu pod úhlem, který je kolmý k relativnímu proudění vzduchu. Výsledkem je, že nízké křídlo získá větší vztlak, stoupá a letadlo je obnoveno do původního letového postoje.

Sweepback také přispívá ke směrové stabilitě. Když aplikace turbulence nebo kormidla způsobí, že letadlo vybočí na jednu stranu, pravé křídlo představuje delší náběžnou hranu kolmou k relativnímu proudění vzduchu. Rychlost vzduchu pravého křídla se zvyšuje a získává větší odpor než levé křídlo. Dodatečný tah na pravém křídle jej táhne zpět a otočí letadlo zpět na jeho původní dráhu.

Kýlový efekt a rozložení hmotnosti Letadlo má vždy tendenci otáčet podélnou osu letadla na relativní vítr. Tato tendence k „meteorologické lopatce“ je podobná kýlu lodi a má na letadlo ustálený vliv kolem podélné osy. Když je letadlo narušeno a jedno křídlo se ponoří, hmotnost trupu funguje jako kyvadlo, které vrací letadlo do původní polohy.

Laterálně stabilní letadla jsou konstruována tak, že větší část oblasti kýlu je nad a za CG. [Obrázek 4-26] Když tedy letadlo sklouzne na jednu stranu, kombinace hmotnosti letadla a tlaku proudění vzduchu proti horní části oblasti kýlu (obě působící kolem CG) má tendenci přetáčet letadlo zpět na let na úrovni křídel.

4.5.6 Vertikální stabilita (yawing) #

Stabilita kolem svislé osy letadla (moment do strany) se nazývá stáčení nebo směrová stabilita. Stabilita při utápění nebo směrová stabilita je nejsnáze dosažitelná stabilita v konstrukci letadla. Plocha svislé žebra a strany trupu na zádi CG jsou hlavními přispěvateli, díky nimž se letadlo chová jako dobře známá korouhvička nebo šipka a míří nosem do relativního větru.

Při zkoumání korouhvičky je vidět, že pokud by přesně stejné množství povrchu bylo vystaveno větru před otočným bodem jako za ním, síly vpředu a vzadu by byly v rovnováze a výsledkem by byly malé nebo žádné směrové pohyby. V důsledku toho je nutné mít větší povrch za otočným bodem než před ním.

Podobně musí konstruktér letadla zajistit pozitivní směrovou stabilitu tím, že boční povrch bude větší na zádi než před CG. [Obrázek 4-27] Pro zajištění další pozitivní stability k stability, kterou poskytuje trup, je přidána vertikální žebra. Ploutev působí podobně jako pírko na šípu při udržování rovného letu. Stejně jako lopatka a šíp, čím dále vzadu je tato ploutev umístěna a čím větší je její velikost, tím větší je směrová stabilita letadla.

Pokud letadlo letí v přímé linii a boční poryv vzduchu dává letadlu mírnou rotaci kolem své svislé osy (tj. vpravo), pohyb je zpomalen a zastaven ploutví, protože zatímco se letadlo otáčí doprava, vzduch naráží na levou stranu žebru pod úhlem. To způsobuje tlak na levé straně ploutve, které odolává otáčení a zpomaluje vybočení letadla. Tím, že

Působí trochu jako korouhvička tím, že mění letadlo do relativního větru. Počáteční změna směru letové dráhy letadla je obecně mírně za jeho změnou směru. Po mírném zabočení letadla vpravo tedy nastává krátký okamžik, kdy se letoun stále pohybuje po své původní dráze, ale jeho podélná osa směřuje mírně doprava.

Letoun pak na okamžik klouže do stran a během toho okamžiku (protože se předpokládá, že i když se zatáčení zastavilo, přetlak na levé straně ploutve stále přetrvává) je nutně tendence k tomu, aby se letoun částečně otočil zpět doleva. To znamená, že existuje chvilková tendence k obnovení způsobená ploutví.

Tato tendence k obnově se vyvíjí relativně pomalu a ustává, když letadlo přestane smykovat. Když ustane, letadlo letí ve směru mírně odlišném od původního směru. Jinými slovy, nevrací se z vlastní vůle k původnímu nadpisu; Pilot musí obnovit počáteční kurz.

Menšího zlepšení směrové stability lze dosáhnout pomocí sweepbacku. Sweepback je začleněn do návrhu křídla především pro zpoždění nástupu stlačitelnosti během vysokorychlostního letu. U lehčích a pomalejších letadel pomáhá zpětné zametání při umístění středu tlaku ve správném vztahu s CG. Podélně stabilní letadlo je postaveno se středem tlaku na zádi CG.

Z konstrukčních důvodů nemohou konstruktéři letadel někdy připevnit křídla k trupu v přesném požadovaném místě. Pokud by museli namontovat křídla příliš dopředu a v pravém úhlu k trupu, střed tlaku by nebyl dostatečně daleko k zadní části, aby vedl k požadované velikosti podélné stability. Zabudováním zpět do křídel však mohou konstruktéři přesunout střed tlaku směrem dozadu. Množství sweepbacku a poloha křídel pak umístěte střed tlaku na správné místo.

Příspěvek křídla ke statické směrové stabilitě je obvykle malý. Zametené křídlo poskytuje stabilní příspěvek v závislosti na množství zpětného rozmítání, ale příspěvek je relativně malý ve srovnání s jinými komponentami.

4.5.7 Volné směrové oscilace (holandská role) #

Dutch Roll je spřažená boční/směrová oscilace, která je obvykle dynamicky stabilní, ale není bezpečná v letadle kvůli oscilační povaze. Tlumení oscilačního režimu může být slabé nebo silné v závislosti na vlastnostech konkrétního letadla.

Pokud má letoun pravé křídlo zatlačené dolů, kladný úhel bočního skluzu koriguje křídlo laterálně, než se nos znovu zarovná s relativním větrem. Když křídlo koriguje polohu, může dojít k bočnímu směrovému oscilaci, což má za následek, že nos letadla vytvoří osmičku na horizontu v důsledku dvou oscilací (roll a yaw), které, i když mají přibližně stejnou velikost, jsou mimo fázi.

Ve většině moderních letadel, kromě vysokorychlostních konstrukcí křídel, tyto volné směrové oscilace obvykle vyhasnou automaticky ve velmi několika cyklech, pokud vzduch nebude nadále nárazový nebo turbulentní. Letadla s pokračujícími tendencemi holandské role jsou obvykle vybavena gyroskopicky stabilizovanými tlumiči stáčení. Výrobci se snaží dosáhnout středu mezi příliš velkou a příliš malou směrovou stabilitou. Protože je více žádoucí, aby letadlo mělo „spirální nestabilitu“ než holandské tendence, většina letadel je navržena s touto charakteristikou.

4.5.8 Spirální nestabilita #

Spirální nestabilita existuje, když je statická směrová stabilita letadla velmi silná ve srovnání s účinkem jeho dihedrálního na udržení laterální rovnováhy. Když je boční rovnováha letadla narušena poryvem vzduchu a je zavedena boční skluz, silná směrová stabilita má tendenci zabočit nos do výsledného relativního větru, zatímco poměrně slabé dihedrální zaostává při obnově boční rovnováhy. Díky tomuto vybočení se křídlo na vnější straně otáčecího momentu pohybuje vpřed rychleji než vnitřní křídlo a v důsledku toho se jeho zdvih zvětšuje. To vytváří tendenci k nadměrnému bankovnictví, která, pokud není opravena pilotem, vede k tomu, že úhel náklonu je stále strmější a strmější. Zároveň silná směrová stabilita, která vybočuje letadlo do relativního větru, ve skutečnosti nutí nos do polohy nižšího sklonu. Začíná pomalá sestupná spirála, která, pokud ji pilot nepůsobí, postupně se zvětšuje do strmého spirálového ponoru. Obvykle je rychlost divergence ve spirále tak pozvolná, že pilot může ovládat tendenci bez jakýchkoli potíží.

Všechna letadla jsou do určité míry ovlivněna touto charakteristikou, i když mohou být ze své podstaty stabilní ve všech ostatních normálních parametrech. Tato tendence vysvětluje, proč letadlo nelze odletět „rukama pryč“ donekonečna.

Mnoho výzkumů bylo provedeno ve vývoji řídicích zařízení (Wing Leveler), aby se tato nestabilita napravila nebo odstranila. Pilot musí být opatrný při aplikaci kontrol obnovy během pokročilých fází tohoto spirálového stavu nebo může být na konstrukci uvaleno nadměrné zatížení. Nesprávné zotavení ze spirálové nestability vedoucí k letovým strukturálním poruchám pravděpodobně přispělo k většímu počtu úmrtí v letadlech všeobecného letectví než jakýkoli jiný faktor. Vzhledem k tomu, že rychlost vzduchu ve spirále se rychle zvyšuje, použití síly zadního výtahu ke snížení této rychlosti a vytažení nosu nahoru pouze „utahuje zatáčku“, čímž se zvyšuje faktor zatížení. Výsledkem prodloužené nekontrolované spirály jsou strukturální selhání za letu nebo náraz do země, nebo obojí. Nejčastější zaznamenané příčiny pilotů, kteří se do této situace dostanou, jsou: ztráta reference horizontu, neschopnost ovládat letadlo odkazem na přístroje nebo kombinace obou.