4.11.1 Unterschall- und Überschallfluss #

In der Subsonic-Aerodynamik basiert die Auftriebstheorie auf den auf einem Körper erzeugten Kräften und einem bewegten Gas (Luft), in das es eingetaucht wird. Bei Geschwindigkeiten von ungefähr 260 Knoten kann Luft als inkompressibel angesehen werden, da ihre Dichte in einer festen Höhe nahezu konstant bleibt, während ihr Druck variiert. Unter dieser Annahme wirkt Luft wie Wasser und wird als Flüssigkeit klassifiziert. Die aerodynamische Subsonic-Theorie nimmt auch die Auswirkungen der Viskosität an (die Eigenschaft einer Flüssigkeit, die dazu neigt, die Bewegung eines Teils der Flüssigkeit gegenüber einem anderen zu verhindern) und klassifiziert Luft als ideale Flüssigkeit, die den Prinzipien der ideal-fluidischen Aerodynamik wie Kontinuität entspricht, Bernoullis Prinzip und Zirkulation.

In der Realität ist Luft kompressibel und viskos. Während die Auswirkungen dieser Eigenschaften bei niedrigen Geschwindigkeiten vernachlässigbar sind, werden insbesondere Kompressibilitätseffekte mit zunehmender Geschwindigkeit immer wichtiger. Die Kompressibilität (und in geringerem Maße Viskosität) ist bei Geschwindigkeiten, die sich der Schallgeschwindigkeit nähern, von größter Bedeutung. In diesen Geschwindigkeitsbereichen führt die Kompressibilität zu einer Änderung der Luftdichte um ein Flugzeug.

Während des Fluges erzeugt ein Flügel Auftrieb, indem er den Luftstrom über die obere Oberfläche beschleunigt. Diese beschleunigte Luft kann und erreicht Schallgeschwindigkeiten, obwohl das Flugzeug selbst möglicherweise Subschall fliegt. Bei einigen extremen AOAs kann die Geschwindigkeit der Luft über der oberen Oberfläche des Flügels in einigen Flugzeugen doppelt so schnell wie möglich sein. Es ist daher durchaus möglich, gleichzeitig sowohl Überschall- als auch Unterschallluft in einem Flugzeug zu haben. Wenn die Strömungsgeschwindigkeiten an einem Flugzeug an einem Flugzeug (wie der Bereich des maximalen Sturzes auf dem Flügel) Schallgeschwindigkeiten erreichen, führt eine weitere Beschleunigung zum Einsetzen von Kompressibilitätseffekten wie Stoßwellenbildung, Luftwiderstandserhöhung, Buffeting, Stabilität und Kontrollschwierigkeiten. Subsonic Flow-Prinzipien sind bei allen Geschwindigkeiten über diesem Punkt ungültig. [Abbildung 4-56]

4.11.2 Geschwindigkeitsbereiche #

Die Schallgeschwindigkeit variiert mit der Temperatur. Bei Standardtemperaturbedingungen von 15 °C beträgt die Schallgeschwindigkeit auf Meereshöhe 661 Knoten. Bei 40.000 Fuß, wo die Temperatur –55 °C beträgt, sinkt die Schallgeschwindigkeit auf 574 Knoten. Bei Hochgeschwindigkeits- und/oder Höhenflug wird die Geschwindigkeitsmessung in Form einer „Mach-Zahl“ ausgedrückt – dem Verhältnis der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs zur Schallgeschwindigkeit unter denselben atmosphärischen Bedingungen. Ein mit Schallgeschwindigkeit fahrendes Flugzeug fährt mit Mach 1.0. Flugzeuggeschwindigkeitsregime werden ungefähr wie folgt definiert: Subsonic-Mach-Zahlen unter 0,75; Transonic-Mach-Zahlen von 0,75 bis 1,20; Überschall-Mach-Zahlen von 1,20 bis 5,00; Hyperschall – Mach-Zahlen über 5,00.

Während Flüge im Transonic- und Supersonic-Bereich häufig für Militärflugzeuge auftreten, arbeiten zivile Düsenflugzeuge normalerweise in einem Geschwindigkeitsbereich von Mach 0,7 bis 0,90.

Die Geschwindigkeit eines Flugzeugs, in dem der Luftstrom über einen Teil des betrachteten Flugzeugs oder der betrachteten Struktur zuerst erreicht (aber nicht überschreitet) Mach 1,0 wird als „kritische Mach-Nummer“ oder „Mach crit“ bezeichnet. Die kritische Machzahl ist daher die Grenze zwischen Unterschall- und Transsonic-Flug und hängt weitgehend vom Flügel- und Tragflügeldesign ab. Die kritische Mach-Zahl ist ein wichtiger Punkt im Transsonic-Flug. Wenn sich im Flugzeug Stoßwellen bilden, kann es zu Luftstromtrennungen kommen, gefolgt von Buffet- und Flugzeugsteuerungsschwierigkeiten. Stoßwellen, Buffet und Luftstromabscheidung finden oberhalb der kritischen Machzahl statt. Ein Düsenflugzeug ist in der Regel am effizientesten, wenn er bei oder in der Nähe seiner kritischen Machzahl fährt. Bei Geschwindigkeiten von 5 bis 10 Prozent über der kritischen Machzahl beginnen die Kompressibilitätseffekte. Der Luftwiderstand beginnt stark zu steigen. Verbunden mit dem „Drag Rise“ sind Buffet-, Trimm- und Stabilitätsänderungen und eine Abnahme der Effektivität der Kontrolloberfläche. Dies ist der Punkt „Drag Divergence“. [Abbildung 4-57]

VMO/MMO ist als maximale Betriebsgrenzgeschwindigkeit definiert. VMO wird in Knoten kalibrierter Fluggeschwindigkeit (KCAs) ausgedrückt, während MMO in Mach-Zahl ausgedrückt wird. Die VMO-Grenze ist normalerweise mit Operationen in niedrigeren Höhen verbunden und befasst sich mit strukturellen Belastungen und Flattern. Die MMO-Grenze ist mit Operationen in höheren Lagen verbunden und beschäftigt sich in der Regel mehr mit Kompressibilitätseffekten und Flattern. In geringeren Höhen sind strukturelle Belastungen und Flattern von Belang; In höheren Lagen sind Kompressibilitätseffekte und Flattern von Belang.

Die Einhaltung dieser Geschwindigkeiten verhindert strukturelle Probleme aufgrund von dynamischem Druck oder Flattern, Verschlechterung der Flugzeugsteuerungsreaktion aufgrund von Kompressibilitätseffekten (z. Buffet Jedes dieser Phänomene könnte verhindern, dass der Pilot das Flugzeug angemessen steuern kann.

Beispielsweise hatte ein frühes ziviles Düsenflugzeug ein VMO-Limit von 306 KCAs bis ungefähr FL 310 (an einem Standardtag). In dieser Höhe (FL 310) war ein MMO von 0,82 ungefähr gleich 306 kcas. Oberhalb dieser Höhe entsprach ein MMO von 0,82 immer einem Kcas unter 306 Kcas und wurde damit zum Betriebslimit, da man die VMO-Grenze nicht erreichen konnte, ohne vorher die MMO-Grenze zu erreichen. Beispielsweise ist bei FL 380 ein MMO von 0,82 gleich 261 KCAS.

4.11.3 Mach-Nummer versus Fluggeschwindigkeit #

Es ist wichtig zu verstehen, wie sich die Fluggeschwindigkeit mit der Machzahl ändert. Betrachten Sie als Beispiel, wie sich die Stallgeschwindigkeit eines Jet-Transportflugzeugs mit zunehmender Höhe variiert. Die Erhöhung der Höhe führt zu einem entsprechenden Abfall der Luftdichte und der Außentemperatur. Angenommen, dieser Düsentransport ist in der sauberen Konfiguration (Zahnrad und Klappen) und wiegt 550.000 Pfund. Das Flugzeug könnte bei ungefähr 152 KCAs auf Meereshöhe stehen. Dies ist gleich (an einem Standardtag) einer wahren Geschwindigkeit von 152 kTAs und einer Mach-Zahl von 0,23. Bei FL 380 wird das Flugzeug immer noch bei ungefähr 152 kcas stehen, aber die tatsächliche Geschwindigkeit beträgt ungefähr 287 kTAs mit einer Machzahl von 0,50.

Obwohl die Abwechslungsgeschwindigkeit für unsere Zwecke gleich geblieben ist, haben sowohl die Machzahl als auch die TAS zugenommen. Mit zunehmender Höhe hat sich die Luftdichte verringert; Dies erfordert eine schnellere tatsächliche Fluggeschwindigkeit, um den gleichen Druck wie das Staurohr für dieselben KCAs oder KIAs zu erfassen (für unsere Zwecke liegen KCAs und KIAs relativ nahe beieinander). Der dynamische Druck, den der Flügel bei FL 380 bei 287 KTAs erlebt, ist der gleiche wie auf Meereshöhe bei 152 KTAs. Es fliegt jedoch mit höherer Machzahl.

Ein weiterer zu berücksichtigender Faktor ist die Schallgeschwindigkeit. Eine Abnahme der Temperatur in einem Gas führt zu einer Abnahme der Schallgeschwindigkeit. Wenn das Flugzeug in der Höhe steigt und die Außentemperatur sinkt, sinkt die Schallgeschwindigkeit. Auf Meereshöhe beträgt die Schallgeschwindigkeit ungefähr 661 kcas, während es bei FL 380 574 kcas sind. So ist für unser Jet-Transportflugzeug die Stallgeschwindigkeit (in KTAs) von 152 auf Meereshöhe auf 287 bei FL 380 gestiegen. Gleichzeitig hat sich die Schallgeschwindigkeit (in KCAs) von 661 auf 574 und die Machzahl zugenommen von 0,23 (152 KTAs geteilt durch 661 KTAs) bis 0,50 (287 KTAs geteilt durch 574 KTAs). Währenddessen hat sich der KCAs für den Stand bei 152 konstant gehalten. Dies beschreibt, was passiert, wenn sich das Flugzeug mit zunehmender Höhe auf einer konstanten KCAs befindet, aber was passiert, wenn der Pilot während des Aufstiegs Mach konstant hält? Im normalen Strahlflugbetrieb liegt der Anstieg bei 250 kias (oder höher (z. B. schwer)) bis 10.000 Fuß und dann bei einer festgelegten Steigfluggeschwindigkeit (z. „Mitte der zwanziger Jahre“, wo der Pilot dann mit konstanter Machzahl steigt, um die Höhe zu kreuzen.

Unter der Annahme, dass der Pilot bei einem MMO von 0,82 vom Meeresspiegel bis FL 380 steigt. KCAs geht von 543 auf 261. Die KIAs in jeder Höhe würden dem gleichen Verhalten folgen und sich nur um ein paar Knoten unterscheiden. Erinnern Sie sich aus der früheren Diskussion daran, dass die Schallgeschwindigkeit mit dem Temperaturabfall abnimmt, wenn das Flugzeug steigt. Die Machzahl ist einfach das Verhältnis der wahren Fluggeschwindigkeit zur Schallgeschwindigkeit bei Flugbedingungen. Die Bedeutung davon ist, dass bei einem konstanten Mach-Zahlenanstieg die KCAs (und KTAs oder KIAs) abfallen. Wenn das Flugzeug bei diesem konstanten MMO mit abnehmenden KIAs, KCAs und KTAs hoch genug kletterte, würde es beginnen, sich seiner Stallgeschwindigkeit zu nähern. Irgendwann könnte die Stillstandsgeschwindigkeit des Flugzeugs in der Machzahl dem MMO des Flugzeugs entsprechen, und der Pilot konnte weder verlangsamen (ohne zu blockieren) oder zu beschleunigen (ohne die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs zu überschreiten). Dies wurde als „Sarg-Ecke“ bezeichnet.

4.11.4 Grenzschicht #

Die viskose Natur des Luftstroms reduziert die lokalen Geschwindigkeiten auf einer Oberfläche und ist für die Hautreibung verantwortlich. Wie bereits in diesem Kapitel erörtert, ist die Luftschicht über der Oberfläche des Flügels, die durch die Viskosität verlangsamt oder gestoppt wird, die Grenzschicht. Es gibt zwei verschiedene Arten von Grenzschichtströmungen: laminar und turbulent.

4.11.5 Laminare Grenzschichtströmung #

Die laminare Grenzschicht ist eine sehr glatte Strömung, während die turbulente Grenzschicht Wirbel oder „Eddies“ enthält. Die laminare Strömung erzeugt weniger Hautreibungswiderstand als die turbulente Strömung, ist jedoch weniger stabil. Die Grenzschichtströmung über eine Flügeloberfläche beginnt als glatte laminare Strömung. Wenn die Strömung von der Vorderkante zurückgeht, nimmt die laminare Grenzschicht zu.

4.11.6 Turbulente Grenzschichtströmung #

In einiger Entfernung von der Vorderkante bricht die glatte laminare Strömung ab und geht in eine turbulente Strömung über. Von einem Widerstandspunkt aus ist es ratsam, den Übergang von laminarer zu turbulenter Strömung so weit wie möglich auf dem Flügel zu haben oder eine große Menge der Flügelfläche innerhalb des laminaren Bereichs der Grenzschicht zu haben. Die energiearme Strömung mit niedriger Energie neigt jedoch dazu, plötzlicher als die turbulente Schicht zusammenzubrechen.

4.11.7 Grenzschichttrennung #

Ein weiteres Phänomen, das mit dem viskosen Fluss verbunden ist, ist die Trennung. Die Trennung erfolgt, wenn der Luftstrom von einem Schaufelblatt abbricht. Der natürliche Verlauf geht von der laminaren Grenzschicht zur turbulenten Grenzschicht und dann zur Luftstromtrennung. Die Luftstromtrennung erzeugt einen hohen Luftwiderstand und zerstört letztendlich den Auftrieb. Der Grenzschicht-Trennpunkt bewegt sich auf dem Flügel mit der AOA vorwärts. [Abbildung 4-58]

Wirbelgeneratoren werden verwendet, um eine durch Stoßwellen induzierte Grenzschichttrennung zu verzögern oder zu verhindern, die beim Transsonic-Flug auftritt. Es handelt sich um kleine Tragflächen mit geringem Seitenverhältnis, die bei 12° bis 15° AOA zum Luftstrom angeordnet sind. Gewöhnlich ein paar Zentimeter voneinander entfernt entlang des Flügels vor den Querrudern oder anderen Steuerflächen, erzeugen Vortex-Generatoren einen Wirbel, der den Grenzluftstrom mit dem energiereichen Luftstrom direkt über der Oberfläche mischt. Dies erzeugt höhere Oberflächengeschwindigkeiten und erhöht die Energie der Grenzschicht. Daher ist eine stärkere Stoßwelle erforderlich, um eine Luftstromabtrennung zu erzeugen.

4.11.8 Stoßwellen #

Wenn ein Flugzeug mit Unterschallgeschwindigkeiten fliegt, wird die Luft vor dem Flugzeug mit Schallgeschwindigkeit vor dem Flugzeug „warnt“ „warnt“. Aufgrund dieser Warnung beginnt sich die Luft vor der Ankunft des Flugzeugs beiseite zu bewegen und ist bereit, es leicht passieren zu lassen. Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs die Schallgeschwindigkeit erreicht, kann die Druckänderung die Luft nicht mehr warnen, da das Flugzeug mit seinen eigenen Druckwellen Schritt hält. Vielmehr stapeln sich die Luftpartikel vor dem Flugzeug, was eine starke Abnahme der Strömungsgeschwindigkeit direkt vor dem Flugzeug mit einer entsprechenden Zunahme von Luftdruck und Dichte verursacht.

Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs über die Schallgeschwindigkeit zunimmt, steigt der Druck und die Dichte der Druckluft davor, und der Kompressionsbereich erstreckt sich einige Strecke vor dem Flugzeug. Irgendwann im Luftstrom sind die Luftpartikel völlig ungestört, da sie keine vorgerückte Warnung vor dem Anflug des Flugzeugs erhalten haben, und im nächsten Moment werden dieselben Luftpartikel gezwungen, plötzliche und drastische Änderungen in Temperatur, Druck, Dichte und Geschwindigkeit zu erfahren. Die Grenze zwischen der ungestörten Luft und dem Bereich der Druckluft wird als Schock oder „Kompressions“ -Welle bezeichnet. Dieselbe Art von Welle wird immer dann gebildet, wenn ein Überschallluftstrom ohne Richtungsänderung auf Unterschall verlangsamt wird, beispielsweise wenn der Luftstrom über den gewölbten Teil eines Flügels auf Schallgeschwindigkeit beschleunigt und dann auf Unterschallgeschwindigkeit verzögert wird, wenn der Bereich des maximalen Sturzes passiert wird. Als Grenze zwischen Überschall- und Unterschallbereich bildet sich eine Stoßwelle.

Wenn sich eine Stoßwelle senkrecht zum Luftstrom bildet, wird sie als „normale“ Stoßwelle bezeichnet, und die Strömung unmittelbar hinter der Welle ist Unterschall. Ein Überschall-Luftstrom durch eine normale Stoßwelle erfährt diese Veränderungen:

• Der Luftstrom wird auf Subsonic verlangsamt.
• Der Luftstrom unmittelbar hinter der Stoßwelle ändert nicht die Richtung.
• Der statische Druck und die Dichte des Luftstroms hinter der Welle werden stark erhöht.
• Die Energie des Luftstroms (angezeigt durch den Gesamtdruck – dynamisch plus statisch) wird stark reduziert.

Die Bildung von Stoßwellen verursacht eine Erhöhung des Luftwiderstands. Einer der Haupteffekte einer Stoßwelle ist die Bildung eines dichten Hochdruckbereichs unmittelbar hinter der Welle. Die Instabilität des Hochdruckbereichs und die Tatsache, dass ein Teil der Geschwindigkeitsenergie des Luftstroms beim Durchströmen der Welle in Wärme umgewandelt wird, ist ein Faktor zur Luftwiderstandszunahme, aber der Luftstrom, der sich aus der Luftstromtrennung ergibt, ist viel größer. Wenn die Stoßwelle stark ist, hat die Grenzschicht möglicherweise nicht genügend kinetische Energie, um der Luftstromtrennung standzuhalten. Der im transonischen Bereich aufgrund von Stoßwellenbildung und Luftstromabscheidung entstehende Widerstand wird als „Wellenwiderstand“ bezeichnet. Wenn die Geschwindigkeit die kritische Machzahl um etwa 10 Prozent überschreitet, steigt der Wellenwiderstand stark an. Eine beträchtliche Erhöhung des Schubs (Leistung) ist erforderlich, um die Fluggeschwindigkeit über diesen Punkt hinaus in den Überschallbereich zu erhöhen, in dem die Grenzschicht in Abhängigkeit von der Form des Schaufelblatts und dem Anstellwinkel wieder angebracht werden kann.

Normale Stoßwellen bilden sich auf der Oberseite des Flügels und bilden einen zusätzlichen Bereich des Überschallflusses und eine normale Stoßwelle auf der Unterseite. Wenn sich die Fluggeschwindigkeit der Schallgeschwindigkeit nähert, vergrößern sich die Bereiche des Überschallflusses und die Stoßwellen bewegen sich näher an der Hinterkante. [Abbildung 4-59]

Verbunden mit „Drag Rise“ sind Buffet (bekannt als Mach-Buffet), Änderungen der Verkleidung und Stabilität sowie eine Verringerung der Kontrolle

Effektivität erzwingen. Der Verlust des Auftriebs aufgrund der Luftstromtrennung führt zu einem Verlust der Abwaschung und einer Änderung der Position des Mitteldrucks auf dem Flügel. Die Luftstromtrennung erzeugt einen turbulenten Nachlauf hinter dem Flügel, der die Heckoberflächen zum Buffet führt (vibrieren). Die vom horizontalen Heck bereitgestellte Nose-up- und nase-down-Nickenregelung ist abhängig von der Downwash hinter dem Flügel. Somit verringert eine Zunahme der Abwaschung die Effektivität des horizontalen Schwanzes, da sie den Anstellwinkel, den die Schwanzoberfläche sieht, effektiv vergrößert. Die Bewegung des Flügels CP beeinflusst den Moment des Flügels. Wenn sich der CP nach achtern bewegt, entsteht ein Tauchmoment, der als „Mach Tuck“ oder „Tuck Under“ bezeichnet wird, und wenn er sich vorwärts bewegt, entsteht ein Nasen-up-Moment. Dies ist der Hauptgrund für die Entwicklung der T-Tail-Konfiguration bei vielen turbinenbetriebenen Flugzeugen, die den horizontalen Stabilisator so weit wie möglich von den Turbulenzen der Flügel entfernt.

4.11.9 Sweepback #

Die meisten Schwierigkeiten des Transsonic-Flugs sind mit einer durch Stoßwellen induzierten Strömungstrennung verbunden. Daher verbessert jedes Mittel zur Verzögerung oder Linderung der stoßinduzierten Trennung die aerodynamische Leistung. Eine Methode ist Wing Sweepback. Die Rückkehrtheorie basiert auf dem Konzept, dass nur die Komponente des Luftstroms senkrecht zur Vorderkante des Flügels die Druckverteilung und die Bildung von Stoßwellen beeinflusst. [Abbildung 4-60]

Bei einem geraden Flugzeug trifft der Luftstrom bei 90 ° auf die Flügelvorderkante, und sein voller Aufprall erzeugt Druck und Auftrieb. Ein Flügel mit Kehrrückkehr wird von demselben Luftstrom in einem Winkel von weniger als 90 ° getroffen. Dieser Luftstrom auf dem gekehrten Flügel hat den Effekt, den Flügel davon zu überzeugen, dass er langsamer fliegt als er wirklich ist. Somit wird die Bildung von Stoßwellen verzögert. Zu den Vorteilen des Flügels Sweep gehören eine Zunahme der kritischen Machzahl, die Machzahl der Kraftdivergenz und die Machzahl, bei der der Widerstand ansteigt. Mit anderen Worten, Sweep verzögert das Einsetzen von Kompressibilitätseffekten.

Die Mach-Zahl, die eine starke Änderung des Luftwiderstandskoeffizienten erzeugt, wird als Machzahl „Kraftdivergenz“ bezeichnet und übersteigt bei den meisten Tragflächen die kritische Machzahl normalerweise um 5 bis 10 Prozent. Bei dieser Geschwindigkeit kann die durch die Bildung von Stoßwellen induzierte Luftstromtrennung zu erheblichen Schwankungen bei den Koeffizienten des Luftwiderstands, des Auftriebs oder des Nickmoments führen. Neben der Verzögerung des Einsetzens von Kompressibilitätseffekten verringert Sweepback die Größe der Änderungen von Widerstand, Auftrieb oder Momentkoeffizienten. Mit anderen Worten, die Verwendung von Sweepback „weicht“ die Kraftdivergenz.

Ein Nachteil von geschwungenen Flügeln besteht darin, dass sie eher an den Flügelspitzen als an den Flügelwurzeln stehen bleiben. [Abbildung 4-61] Dies liegt daran, dass die Grenzschicht dazu neigt, sich in Richtung der Spitzen zu fließen und in der Nähe der Vorderkanten zu trennen. Da sich die Spitzen eines Flügels auf dem hinteren Teil des Flügels befinden (hinter dem CL), bewirkt ein Flügelspitzenstall, dass sich der CL auf dem Flügel vorwärts bewegt und die Nase weiter ansteigt. Die Tendenz für den Spitzenstillstand ist am größten, wenn Flügelkehr und Verjüngung kombiniert werden.

Die Stallsituation kann durch eine T-Tail-Konfiguration verschärft werden, die in Form eines Heckkontrolloberflächenbuffets nur eine geringe oder keine Vor-Stall-Warnung liefert. [Abbildung 4-62] Der T-Tail, der sich über dem Flügelwecker befindet, bleibt auch nach dem Stillstand des Flügels wirksam, sodass der Pilot den Flügel versehentlich in einen tieferen Stall bei einer viel größeren AOA treiben kann. Wenn die horizontalen Heckflächen dann im Gefolge des Flügels vergraben werden, kann der Aufzug alle Wirksamkeit verlieren, was es unmöglich macht, die Steigungslage zu verringern und den Stall zu brechen. In den Regimen vor dem Stall und unmittelbar nach dem Stall können die Auftriebs- / Zieheigenschaften eines geschwungenen Flugzeugs (insbesondere die enorme Zunahme des Luftwiderstands bei niedrigen Geschwindigkeiten) einen zunehmend absteigenden Flugweg ohne Änderung der Tonhöhenlage verursachen, was die AOA weiter erhöht. In dieser Situation ist ohne zuverlässige AOA-Informationen eine Nose-Down-Nechungslage mit einer zunehmenden Fluggeschwindigkeit keine Garantie dafür, dass eine Erholung durchgeführt wurde, und die Bewegung des Aufzugs in diesem Stadium kann nur das Flugzeug zum Stillstand bringen.

Es ist eine Eigenschaft von T-Tail-Flugzeugen, sich bösartig zu platzieren, wenn sie in extremen Nasen-Hocheinstellungen stehen, was die Genesung schwierig oder gewalttätig macht. Der Stabschieber hemmt diese Art von Stall. Bei ungefähr einem Knoten über der Stillstandsgeschwindigkeit bewegen vorprogrammierte Stickkräfte den Stock automatisch nach vorne, um die Entwicklung des Blocks zu verhindern. Ein G-Limiter kann auch in das System eingebaut werden, um zu verhindern, dass das durch den Stabschieber erzeugte Abwärtsfahren dem Flugzeug übermäßige Belastungen auferlegt. Ein „Stick Shaker“ hingegen gibt eine Standwarnung ab, wenn die Fluggeschwindigkeit fünf bis sieben Prozent über der Stallgeschwindigkeit liegt.

4.11.10 Buffet-Grenzen #

Mach Buffet ist eine Funktion der Geschwindigkeit des Luftstroms über den Flügel – nicht unbedingt die Geschwindigkeit des Flugzeugs. Jedes Mal, wenn ein zu großer Aufzugsbedarf am Flügel gestellt wird, sei es durch eine zu schnelle Fluggeschwindigkeit oder durch zu hohe AOA in der Nähe des MMO, das „Hochgeschwindigkeits“ -Buffet tritt auf. Es gibt auch Fälle, in denen das Buffet mit viel niedrigeren Geschwindigkeiten als „Low-Speed Mach Buffet“ erlebt werden kann.

Ein Flugzeug, das mit einer zu langsamen Geschwindigkeit für sein Gewicht und seine Höhe geflogen wird und eine hohe AOA erforderlich macht, ist die wahrscheinlichste Situation, die ein Mach-Buffet mit niedriger Geschwindigkeit verursacht. Diese sehr hohe AOA bewirkt eine Erhöhung der Luftströmungsgeschwindigkeit über die obere Oberfläche des Flügels, bis die gleichen Auswirkungen der Stoßwellen und des Buffets auftreten wie in der Hochgeschwindigkeitsbuffetsituation. Die AOA des Flügels hat den größten Einfluss auf die Induktion des Mach-Buffets an den Hochgeschwindigkeits- oder Niedriggeschwindigkeitsgrenzen für das Flugzeug. Die Bedingungen, die die AOA erhöhen, die Geschwindigkeit des Luftstroms über den Flügel und die Chancen von Mach Buffet sind:

• Höhenhöhen: Je höher ein Flugzeug fliegt, je dünner die Luft und desto größer die AOA, die erforderlich ist, um den Aufzug herzustellen, der zur Aufrechterhaltung eines ebenen Fluges erforderlich ist.
• Schwere Gewichte – je schwerer das Flugzeug, je größer der Auftrieb des Flügels erforderlich ist und alle anderen Dinge gleich sind, desto größer ist die AOA.
• G-Beladung – Eine Erhöhung der G-Belastung des Flugzeugs hat den gleichen Effekt wie das Gewicht des Flugzeugs. Unabhängig davon, ob die Zunahme der G-Kräfte durch Windungen, grobe Steuerungsnutzung oder Turbulenzen verursacht wird, ist der Effekt der Erhöhung der AOA des Flügels derselbe.

4.11.11 Hochgeschwindigkeitsflugsteuerungen #

Bei Hochgeschwindigkeitsflugzeugen werden Flugsteuerungen in primäre Flugsteuerungen und sekundäre oder zusätzliche Flugsteuerungen unterteilt. Die primären Flugsteuerungen manövrieren das Flugzeug über die Tonhöhen-, Roll- und Gierachsen. Dazu gehören Querruder, Aufzug und Ruder. Sekundär- oder Hilfsflugsteuerungen umfassen Laschen, Vorderkantenklappen, Hinterkantenklappen, Spoiler und Lamellen.

Spoiler werden auf der oberen Oberfläche des Flügels verwendet, um den Auftrieb zu verderben oder zu reduzieren. Hochgeschwindigkeitsflugzeuge verwenden aufgrund ihres sauberen Low-Drag-Designs Spoiler als Geschwindigkeitsbremsen, um sie zu verlangsamen. Die Spoiler werden nach dem Aufsetzen sofort nach dem Aufzug erweitert und übertragen so das Gewicht des Flugzeugs von den Flügeln auf die Räder, um eine bessere Bremsleistung zu erzielen. [Abbildung 4-63]

Jet-Transport-Flugzeuge haben kleine Querruder. Der Platz für Querruder ist begrenzt, da für Klappen so viel wie möglich von der Hinterkante des Flügels benötigt wird. Auch ein Querruder der herkömmlichen Größe würde bei hoher Geschwindigkeit eine Flügeldrehung verursachen. Aus diesem Grund werden Spoiler im Einklang mit Querrudern verwendet, um zusätzliche Rollkontrolle zu gewährleisten.

Einige Jet-Transporte haben zwei Sätze Querruder, ein Paar Außenbord-Querruder und zwei schnelle Querruder. Wenn die Klappen nach dem Start vollständig eingefahren sind, werden die Außenbord-Querruder automatisch in der Verkleidungsposition verriegelt.

Wenn der Spoiler auf der Seite des aufsteigenden Querruders verwendet wird, streckt er sich aus und reduziert den Auftrieb auf dieser Seite, wodurch der Flügel herunterfällt. Werden die Spoiler als Speed-Bremsen verlängert, können sie weiterhin zur Rollsteuerung verwendet werden. Wenn sie der Differentialtyp sind, erstrecken sie sich auf der einen Seite und ziehen sich auf der anderen Seite zurück. Wenn sie nicht differential sind, strecken sie sich auf der einen Seite weiter, ziehen sich aber nicht auf der anderen Seite zurück. Wenn sie als Drehzahlbremsen vollständig ausgefahren sind, bleiben die nicht differentiellen Spoiler ausgefahren und ergänzen die Querruder nicht.

Um einen glatten Stall und eine höhere AOA ohne Luftstromabscheidung zu erhalten, sollte die Vorderkante des Flügels eine gut abgerundete, fast stumpfe Form haben, an der der Luftstrom bei der höheren AOA anhaften kann. Mit dieser Form beginnt die Luftstromtrennung an der Hinterkante und schreitet allmählich voran, wenn die AOA erhöht wird.

Die für Hochgeschwindigkeitsflüge erforderliche spitze Vorderkante führt zu einem abrupten Abbruch und schränkt die Verwendung von Hinterkantenklappen ein, da der Luftstrom der scharfen Kurve um die Flügelvorderkante nicht folgen kann. Der Luftstrom neigt dazu, sich bei mäßiger AOA ziemlich plötzlich von der Oberseite zu lösen. Um Hinterkantenklappen zu nutzen und damit den CL-MAX zu erhöhen, muss der Flügel ohne Luftstromabscheidung auf eine höhere AOA gehen. Daher werden Schlitze, Lamellen und Klappen der Vorderkante verwendet, um die Eigenschaften bei niedriger Geschwindigkeit beim Start, beim Steigen und beim Landen zu verbessern. Obwohl diese Geräte nicht so leistungsstark sind wie Hinterkantenklappen, sind sie effektiv, wenn sie volle Spannweite in Kombination mit Klappen mit hohem Hubraum an der Hinterkante verwenden. Mit Hilfe dieser ausgeklügelten High-Lift-Geräte wird die Luftstrom-Trennung verzögert und der CL-MAX deutlich erhöht. Tatsächlich ist eine Reduzierung der Stillstandsgeschwindigkeit um 50 Knoten keine Seltenheit.

Die betrieblichen Anforderungen eines großen Jet-Transportflugzeugs erfordern große Änderungen der Tonhöhenverkleidung. Einige Anforderungen sind:

• Ein großer CG-Bereich
• ein großer Geschwindigkeitsbereich
• Die Fähigkeit, große Trimmänderungen durch Flügelvorderkante und Hinterkanten-High-Lift-Geräte durchzuführen, ohne die verbleibende Höhe des Aufzugs zu begrenzen
• Ziehen Sie den Trimmwiderstand auf ein Minimum

Diese Anforderungen werden durch die Verwendung eines horizontalen Stabilisators mit variabler Inzidenz erfüllt. Große Trimmänderungen an einem Flugzeug mit festem Schwanz erfordern große Durchbiegungen des Aufzugs. Bei diesen großen Durchbiegungen bleibt wenig weitere Aufzugsbewegung in die gleiche Richtung. Ein horizontaler Stabilisator mit variabler Inzidenz ist so ausgelegt, dass er die Änderungen der Trimmung beseitigt. Der Stabilisator ist größer als der Aufzug und muss daher nicht durch einen so großen Winkel bewegt werden. Dadurch wird der Aufzug mit einem vollen Bewegungsumfang auf und ab der Heckebene gestrafft. Der horizontale Stabilisator mit variabler Inzidenz kann

Seien Sie so eingestellt, dass der größte Teil der Neigungssteuerungsanforderungen bewältigt wird, wobei der Aufzug den Rest erledigt. Bei Flugzeugen, die mit einem horizontalen Stabilisator mit variabler Inzidenz ausgestattet sind, ist der Aufzug isolierter und weniger effektiv als bei einem Flugzeug mit festem Schwanz. Im Vergleich zu anderen Flugsteuerungen ist der horizontale Stabilisator mit variabler Inzidenz in seiner Wirkung enorm stark.

Aufgrund der Größe und der hohen Geschwindigkeiten von Strahltransportflugzeugen können die zum Bewegen der Steuerflächen erforderlichen Kräfte über die Stärke des Piloten hinausgehen. Folglich werden die Steuerflächen durch hydraulische oder elektrische Aggregate betätigt. Das Bewegen der Bedienelemente im Flugdeck signalisiert den erforderlichen Steuerwinkel, und das Netzteil positioniert die tatsächliche Steuerfläche. Im Falle eines vollständigen Ausfalles der Triebwerkseinheit kann die Bewegung der Steuerfläche durch manuelles Steuern der Steuerlaschen bewirkt werden. Durch Verschieben der Steuerregisterkarte wird das aerodynamische Gleichgewicht gestört, wodurch sich die Steuerfläche bewegt.