4.11.1 Flux subsonique versus supersonique #

En aérodynamique subsonique, la théorie de la portance est basée sur les forces générées sur un corps et un gaz en mouvement (air) dans lequel il est immergé. À des vitesses d’environ 260 nœuds, l’air peut être considéré comme incompressible en ce sens qu’à une altitude fixe, sa densité reste presque constante tandis que sa pression varie. Dans cette hypothèse, l’air agit de la même manière que l’eau et est classé comme fluide. La théorie aérodynamique subsonique suppose également les effets de la viscosité (la propriété d’un fluide qui tend à empêcher le mouvement d’une partie du fluide par rapport à une autre) est négligeable et classe l’air comme un fluide idéal, conforme aux principes de l’aérodynamisme idéal-fluide tel que Continuité, principe de Bernoulli et circulation.

En réalité, l’air est compressible et visqueux. Alors que les effets de ces propriétés sont négligeables à basse vitesse, les effets de compressibilité deviennent de plus en plus importants à mesure que la vitesse augmente. La compressibilité (et dans une moindre mesure la viscosité) est d’une importance primordiale à des vitesses approchant la vitesse du son. Dans ces plages de vitesse, la compressibilité entraîne une modification de la densité de l’air autour d’un avion.

Pendant le vol, une aile produit une portance en accélérant le flux d’air sur la surface supérieure. Cet air accéléré peut atteindre et atteint des vitesses sonores, même si l’avion lui-même peut voler subsonique. À certains AOA extrêmes, dans certains avions, la vitesse de l’air sur la surface supérieure de l’aile peut être le double de la vitesse de l’avion. Il est donc tout à fait possible d’avoir à la fois un flux d’air supersonique et subsonique sur un avion en même temps. Lorsque les vitesses d’écoulement atteignent des vitesses sonores à un endroit d’un avion (comme la zone de carrossage maximum sur l’aile), une accélération supplémentaire entraîne l’apparition d’effets de compressibilité tels que la formation d’ondes de choc, l’augmentation de la traînée, le tremblement, la stabilité et les difficultés de contrôle. Les principes de flux subsoniques ne sont pas valides à toutes les vitesses au-dessus de ce point. [Figure 4-56]

4.11.2 Plages de vitesse #

La vitesse du son varie avec la température. Dans des conditions de température standard de 15 °C, la vitesse du son au niveau de la mer est de 661 nœuds. À 40 000 pieds, où la température est de –55 °C, la vitesse du son diminue à 574 nœuds. En vol à grande vitesse et/ou en vol à haute altitude, la mesure de la vitesse est exprimée en un « nombre de Mach » – le rapport entre la vitesse réelle de l’aéronef et la vitesse du son dans les mêmes conditions atmosphériques. Un avion circulant à la vitesse du son se déplace à Mach 1.0. Les régimes de vitesse des aéronefs sont définis à peu près comme suit : Subsonique—Nombres de Mach inférieurs à 0,75 ; Transonique—Nombres de Mach de 0,75 à 1,20 ; SuperSonic : nombres Mach de 1,20 à 5,00 ; Hypersonic : nombres de Mach supérieurs à 5,00.

Alors que les vols dans les gammes transoniques et supersoniques sont des événements courants pour les avions militaires, les avions à réaction civils fonctionnent normalement dans une plage de vitesse de croisière de 0,7 à 0,90.

La vitesse d’un aéronef dans laquelle le flux d’air sur une partie de l’avion ou de la structure à l’étude atteint la première (mais ne dépasse pas) Mach 1.0 est appelé « numéro de Mach critique » ou « critique de Mach ». Ainsi, le nombre de Mach critique est la frontière entre le vol subsonique et transonique et dépend largement de la conception de l’aile et du profil aérodynamique. Le nombre de Mach critique est un point important dans le vol transonique. Lorsque des ondes de choc se forment dans l’avion, une séparation des flux d’air suivie de difficultés de contrôle du buffet et de l’avion peut survenir. Les ondes de choc, le buffet et la séparation des flux d’air ont lieu au-dessus du nombre critique de Mach. Un avion à réaction est généralement le plus efficace lorsqu’il navigue à ou à proximité de son nombre critique de Mach. À des vitesses de 5 à 10 % au-dessus du nombre critique de Mach, les effets de compressibilité commencent. La traînée commence à monter fortement. Les changements de garnitures et de stabilité sont associés à la « montée des traînées » et une diminution de l’efficacité de la surface de contrôle. C’est le point de la « divergence de traînée ». [Figure 4-57]

VMO/MMO est défini comme la vitesse de limite de fonctionnement maximale. VMO est exprimé en noeuds calibrés par la vitesse (KCA), tandis que MMO est exprimé en nombre mach. La limite de VMO est généralement associée à des opérations à basse altitude et traite des charges structurelles et du flutter. La limite MMO est associée à des opérations à des altitudes plus élevées et est généralement plus préoccupée par les effets de compressibilité et le flutter. À des altitudes plus basses, les charges structurelles et les battements sont préoccupants ; À des altitudes plus élevées, les effets de compressibilité et de flottement sont préoccupants.

L’adhésion à ces vitesses empêche les problèmes structurels dus à la pression dynamique ou au flottement, à la dégradation de la réponse de contrôle de l’aéronef en raison d’effets de compressibilité (par exemple, Mach Tuck, inversion des ailerons ou bourdonnement) et le flux d’air séparé due à des ondes de choc entraînant une perte de portance ou de vibration. buffet. N’importe lequel de ces phénomènes pourrait empêcher le pilote d’être en mesure de contrôler de manière adéquate l’avion.

Par exemple, un premier avion à réaction civil avait une limite de VMO de 306 kca jusqu’à environ FL 310 (un jour standard). A cette altitude (FL 310), un MMO de 0,82 était approximativement égal à 306 kca. Au-dessus de cette altitude, un MMO de 0,82 équivalait toujours à un kca inférieur à 306 kcas et, par conséquent, est devenu la limite de fonctionnement, car vous ne pouviez pas atteindre la limite VMO sans avoir d’abord atteint la limite MMO. Par exemple, à FL 380, un MMO de 0,82 est égal à 261 kca.

4.11.3 Nombre de Mach par rapport à la vitesse #

Il est important de comprendre comment la vitesse varie avec le nombre de Mach. À titre d’exemple, considérez comment la vitesse de décrochage d’un avion de transport à réaction varie avec une augmentation de l’altitude. L’augmentation de l’altitude entraîne une baisse correspondante de la densité de l’air et de la température extérieure. Supposons que ce transport à jet soit dans la configuration propre (engrenage et rabats) et pèse 550 000 livres. L’avion pourrait caler à environ 152 kca au niveau de la mer. Ceci est égal à (un jour standard) une vitesse réelle de 152 ktas et un nombre mach de 0,23. Au FL 380, l’avion cale toujours à environ 152 kca, mais la vitesse réelle est d’environ 287 kTA avec un nombre de Mach de 0,50.

Bien que la vitesse de décrochage soit restée la même à nos fins, le nombre de Mach et les TAS ont augmenté. Avec l’altitude croissante, la densité de l’air a diminué ; Cela nécessite une vitesse réelle plus rapide afin d’avoir la même pression détectée par le tube Pitot pour les mêmes KCA ou KIA (pour nos besoins, les KCA et les KIA sont relativement proches l’un de l’autre). La pression dynamique que subit l’aile à FL 380 à 287 ktas est la même qu’au niveau de la mer à 152 ktas. Cependant, il vole à un nombre de Mach plus élevé.

Un autre facteur à prendre en compte est la vitesse du son. Une diminution de la température d’un gaz entraîne une diminution de la vitesse du son. Ainsi, à mesure que l’avion monte en altitude avec une baisse de température extérieure, la vitesse du son baisse. Au niveau de la mer, la vitesse du son est d’environ 661 kca, tandis qu’à FL 380, elle est de 574 kca. Ainsi, pour notre avion de transport à réaction, la vitesse de décrochage (en KTA) est passée de 152 au niveau de la mer à 287 à FL 380. Simultanément, la vitesse du son (en KCAS) est passée de 661 à 574 et le nombre de Mach a Augmenté de 0,23 (152 kTa divisé par 661 kTA) à 0,50 (287 kTA divisé par 574 kta). Pendant tout ce temps, le KCAS pour le décrochage est resté constant à 152. Cela décrit ce qui se passe lorsque l’avion est à une constante KCAS avec une altitude croissante, mais que se passe-t-il lorsque le pilote maintient Mach pendant la montée ? Dans les opérations de vol normales, la montée est de 250 KIA (ou plus élevée (par exemple lourde)) à 10 000 pieds, puis à une vitesse de montée en route spécifiée (comme environ 330 si un DC10) jusqu’à une altitude « Mid-Twenties » où le pilote monte ensuite à un nombre constant de Mach jusqu’à l’altitude de croisière.

En supposant à des fins d’illustration que le pilote grimpe à un MMO de 0,82 du niveau de la mer jusqu’à FL 380. KCAS passe de 543 à 261. Les KIA à chaque altitude suivraient le même comportement et différaient de quelques nœuds. Rappelez-vous de la discussion précédente que la vitesse du son diminue avec la baisse de température à mesure que l’avion monte. Le nombre de Mach est simplement le rapport entre la vitesse réelle et la vitesse du son dans les conditions de vol. L’importance de cela est qu’à une montée constante du nombre de Mach, les KCAS (et les KTA ou KIAS également) tombent. Si l’avion montait suffisamment haut à ce MMO constant avec des KIA décroissants, des KCAS et des KTA, il commencerait à approcher sa vitesse de décrochage. À un moment donné, la vitesse de décrochage de l’avion en nombre de Mach pourrait être égale au MMO de l’avion, et le pilote ne pouvait ni ralentir (sans décrocher) ni accélérer (sans dépasser la vitesse de fonctionnement maximale de l’avion). Cela a été surnommé le « coin de cercueil ».

4.11.4 Couche limite #

La nature visqueuse du flux d’air réduit les vitesses locales sur une surface et est responsable du frottement de la peau. Comme indiqué précédemment dans le chapitre, la couche d’air sur la surface de l’aile qui est ralentie ou arrêtée par la viscosité est la couche limite. Il existe deux types différents de flux de couche limite : laminaire et turbulent.

4.11.5 Débit de couche limite laminaire #

La couche limite laminaire est un écoulement très lisse, tandis que la couche limite turbulente contient des tourbillons ou des « tourbillons ». Le flux laminaire crée moins de traînée de frottement de la peau que le flux turbulent, mais est moins stable. L’écoulement de la couche limite sur une surface de l’aile commence par un écoulement laminaire lisse. Au fur et à mesure que l’écoulement continue depuis le bord d’attaque, la couche limite laminaire augmente en épaisseur.

4.11.6 Débit de couche limite turbulente #

À une certaine distance du bord d’attaque, le flux laminaire lisse se décompose et passe à un écoulement turbulent. Du point de vue de la traînée, il est conseillé d’avoir la transition d’un écoulement laminaire à un écoulement turbulent aussi loin que possible sur l’aile, ou d’avoir une grande partie de la surface de l’aile à l’intérieur de la partie laminaire de la couche limite. Le flux laminaire à faible énergie, cependant, a tendance à se décomposer plus soudainement que la couche turbulente.

4.11.7 Séparation des couches limites #

Un autre phénomène associé à l’écoulement visqueux est la séparation. La séparation se produit lorsque le flux d’air se détache d’un profil aérodynamique. La progression naturelle est de la couche limite laminaire à la couche limite turbulente, puis à la séparation du flux d’air. La séparation des flux d’air produit une traînée élevée et détruit finalement la portance. Le point de séparation de la couche limite se déplace vers l’avant sur l’aile à mesure que l’AOA est augmenté. [Figure 4-58]

Les générateurs de vortex sont utilisés pour retarder ou empêcher la séparation de couche limite induite par les ondes de choc rencontrée en vol transonique. Il s’agit de petits profils d’aspect à faible rapport d’aspect placés à 12° à 15° d’AOA par rapport au courant d’air. Habituellement espacés de quelques centimètres le long de l’aile devant les ailerons ou d’autres surfaces de contrôle, les générateurs de vortex créent un vortex qui mélange le flux d’air limite avec le flux d’air à haute énergie juste au-dessus de la surface. Cela produit des vitesses de surface plus élevées et augmente l’énergie de la couche limite. Ainsi, une onde de choc plus forte est nécessaire pour produire une séparation du flux d’air.

4.11.8 Ondes de choc #

Lorsqu’un avion vole à des vitesses subsoniques, l’air à venir est « avertit » de l’arrivée de l’avion par un changement de pression transmis avant l’avion à la vitesse du son. En raison de cet avertissement, l’air commence à s’écarter avant l’arrivée de l’avion et est prêt à le laisser passer facilement. Lorsque la vitesse de l’avion atteint la vitesse du son, le changement de pression ne peut plus avertir l’air à l’avenir car l’avion suit ses propres ondes de pression. Au contraire, les particules d’air s’accumulent devant l’avion, provoquant une forte diminution de la vitesse d’écoulement directement devant l’avion avec une augmentation correspondante de la pression et de la densité de l’air.

Au fur et à mesure que la vitesse de l’avion augmente au-delà de la vitesse du son, la pression et la densité de l’air comprimé avant son augmentation, la zone de compression s’étendant à une certaine distance devant l’avion. À un moment donné du courant d’air, les particules d’air ne sont pas perturbées, n’ayant pas eu d’avertissement avancé de l’approche de l’avion, et dans l’instant suivant, les mêmes particules d’air sont obligées de subir des changements soudains et drastiques de température, de pression, de densité et de vitesse. La frontière entre l’air non perturbé et la région de l’air comprimé est appelée un choc ou une onde de « compression ». Ce même type d’onde se forme chaque fois qu’un flux d’air supersonique est ralenti en subsonique sans changement de direction, par exemple lorsque le flux d’air est accéléré à une vitesse sonore sur la partie cambrée d’une aile, puis décélère à la vitesse subsonique lorsque la zone de carrossage maximum est passée. Une onde de choc se forme comme une limite entre les plages supersoniques et subsoniques.

Chaque fois qu’une onde de choc se forme perpendiculairement au flux d’air, elle est appelée une onde de choc « normale » et le flux immédiatement derrière l’onde est subsonique. Un flux d’air supersonique traversant une onde de choc normale subit ces changements :

• L’Airstream est ralenti en subsonique.
• Le flux d’air immédiatement derrière l’onde de choc ne change pas de direction.
• La pression statique et la densité du courant d’air derrière la vague sont considérablement augmentées.
• L’énergie du courant d’air (indiquée par la pression totale – dynamique plus statique) est considérablement réduite.

La formation d’ondes de choc provoque une augmentation de la traînée. L’un des principaux effets d’une onde de choc est la formation d’une zone de haute pression dense immédiatement derrière l’onde. L’instabilité de la région de haute pression et le fait qu’une partie de l’énergie de vitesse du flux d’air est convertie en chaleur lorsqu’il s’écoule à travers l’onde est un facteur contribuant à l’augmentation de la traînée, mais la traînée résultant de la séparation du flux d’air est beaucoup plus importante. Si l’onde de choc est forte, la couche limite peut ne pas avoir une énergie cinétique suffisante pour résister à la séparation du flux d’air. La traînée encourue dans la région transonique en raison de la formation d’ondes de choc et de la séparation du flux d’air est connue sous le nom de « douleur d’ondes ». Lorsque la vitesse dépasse le nombre de Mach critique d’environ 10 %, la traînée des vagues augmente fortement. Une augmentation considérable de la poussée (puissance) est nécessaire pour augmenter la vitesse de vol au-delà de ce point dans la plage supersonique où, selon la forme du profil aérodynamique et l’angle d’attaque, la couche limite peut se rattacher.

Des ondes de choc normales se forment sur la surface supérieure de l’aile et forment une zone supplémentaire de flux supersonique et une onde de choc normale sur la surface inférieure. À mesure que la vitesse de vol approche de la vitesse du son, les zones de flux supersonique s’élargissent et les ondes de choc se rapprochent du bord de fuite. [Figure 4-59]

Associé à « Drag Rise » sont un buffet (connu sous le nom de buffet Mach), des changements de garniture et de stabilité, et une diminution du contrôle

Forcer l’efficacité. La perte de portance due à la séparation du flux d’air entraîne une perte de descente et un changement de position de la pression centrale sur l’aile. La séparation des flux d’air produit un sillage turbulent derrière l’aile, ce qui fait vibrer les surfaces de la queue. Le contrôle du nez et du pas vers le bas fourni par la queue horizontale dépend du lavage en aval derrière l’aile. Ainsi, une augmentation du lavage en descente diminue l’efficacité du contrôle de la hauteur de la queue horizontale, car elle augmente efficacement l’angle d’attaque que la surface de la queue voit. Le mouvement de l’aile CP affecte le moment de lancer de l’aile. Si le CP se déplace à l’arrière, un moment de plongée appelé « Mach Tuck » ou « Tuck Under » est produit, et s’il avance, un moment de nez est produit. C’est la principale raison du développement de la configuration de la queue en T sur de nombreux avions à turbine, qui place le stabilisateur horizontal autant que possible de la turbulence des ailes.

4.11.9 Balayage #

La plupart des difficultés de vol transonique sont associées à la séparation du flux induite par les ondes de choc. Par conséquent, tout moyen de retarder ou d’atténuer la séparation induite par les chocs améliore les performances aérodynamiques. Une méthode est le balayage des ailes. La théorie du balayage est basée sur le concept que ce n’est que la composante du flux d’air perpendiculaire au bord d’attaque de l’aile qui affecte la distribution de pression et la formation des ondes de choc. [Figure 4-60]

Sur un avion à voilure droite, le flux d’air frappe le bord d’attaque de l’aile à 90°, et son impact total produit une pression et une portance. Une aile avec balayage est frappée par le même flux d’air à un angle inférieur à 90°. Ce flux d’air sur l’aile balayée a pour effet de persuader l’aile de croire qu’elle vole plus lentement qu’elle ne l’est réellement ; Ainsi, la formation d’ondes de choc est retardée. Les avantages du balayage des ailes comprennent une augmentation du nombre de Mach critique, du nombre de Mach de divergence de force et du nombre de Mach auquel la traînée augmente. En d’autres termes, le balayage retarde l’apparition des effets de compressibilité.

Le nombre de Mach, qui produit une variation brutale du coefficient de traînée, est appelé le nombre de Mach de « divergence de force » et, pour la plupart des profils aérodynamiques, dépasse généralement le nombre critique de Mach de 5 à 10 %. À cette vitesse, la séparation du flux d’air induite par la formation d’ondes de choc peut créer des variations importantes dans les coefficients de traînée, de levage ou de moment de tangage. En plus du retard de l’apparition des effets de compressibilité, le balayage réduit l’amplitude des changements de coefficient de traînée, de levée ou de moment. En d’autres termes, l’utilisation du balayage « assouplit » la divergence de la force.

Un inconvénient des ailes balayées est qu’ils ont tendance à caler au niveau des bouts d’ailes plutôt qu’aux racines des ailes. [Figure 4-61] C’est parce que la couche limite a tendance à s’écouler dans le sens de l’envergure vers les pointes et à se séparer près des bords d’attaque. Parce que les extrémités d’une aile balayée se trouvent sur la partie arrière de l’aile (derrière le CL), un décrochage du bout des ailes fait avancer le CL sur l’aile, forçant le nez à monter davantage. La tendance au décrochage de la pointe est la plus élevée lorsque le balayage des ailes et la conicité sont combinés.

La situation de décrochage peut être aggravée par une configuration en T-queue, qui n’offre que peu ou pas d’avertissement de décrochage sous la forme d’un buffet de surface de contrôle de la queue. [Figure 4-62] La queue en T, étant au-dessus du sillage de l’aile, reste efficace même après que l’aile a commencé à caler, permettant au pilote de pousser par inadvertance l’aile dans un décrochage plus profond à un AOA beaucoup plus grand. Si les surfaces de queue horizontales deviennent alors enterrées dans le sillage de l’aile, l’ascenseur peut perdre toute efficacité, rendant impossible de réduire l’attitude de hauteur et de casser le décrochage. Dans les régimes de décrochage et de post-décalage immédiats, les qualités de levage / traînée d’un avion à voilure balayée (en particulier l’énorme augmentation de la traînée à basse vitesse) peuvent provoquer une trajectoire de vol de plus en plus descendante sans changement d’attitude de hauteur, augmentant encore l’AOA. Dans cette situation, sans informations fiables sur l’AOA, une attitude de pas de nez vers le bas avec une vitesse croissante n’est pas une garantie que la récupération a été effectuée, et le mouvement de montée en hauteur à ce stade peut simplement maintenir l’avion bloqué.

C’est une caractéristique de l’avion en T à queue en T de monter violemment lorsqu’il est calé dans des attitudes de nez extrêmement élevées, rendant la récupération difficile ou violente. Le poussoir de bâton inhibe ce type de décrochage. À environ un nœud au-dessus de la vitesse de décrochage, les forces de bâton préprogrammées déplacent automatiquement le bâton vers l’avant, empêchant ainsi le décrochage. Un limiteur G peut également être incorporé dans le système pour empêcher le tangage généré par le poussoir de bâton d’imposer des charges excessives à l’avion. Un « shaker de bâton », d’autre part, fournit un avertissement de décrochage lorsque la vitesse est de cinq à sept pour cent au-dessus de la vitesse de décrochage.

4.11.10 Limites du buffet de Mach #

Mach Buffet est fonction de la vitesse du flux d’air au-dessus de l’aile, pas nécessairement de la vitesse de l’avion. Chaque fois qu’une trop grande demande de levage est faite sur l’aile, qu’il s’agisse d’une vitesse trop rapide ou d’un AOA trop élevé près du MMO, le buffet « à grande vitesse » se produit. Il y a aussi des occasions où le buffet peut être connu à des vitesses beaucoup plus basses, connues sous le nom de « buffet de mach basse vitesse ».

Un avion volé à une vitesse trop lente pour son poids et son altitude nécessitant une AOA élevée est la situation la plus susceptible de provoquer un buffet de Mach à basse vitesse. Cette AOA très élevée a pour effet d’augmenter la vitesse du flux d’air sur la surface supérieure de l’aile jusqu’à ce que les mêmes effets des ondes de choc et du buffet se produisent que dans la situation de buffet à grande vitesse. L’AOA de l’aile a le plus grand effet sur l’induction du buffet Mach aux limites à grande vitesse ou à basse vitesse de l’avion. Les conditions qui augmentent l’AOA, la vitesse du flux d’air au-dessus de l’aile et les chances de Mach Buffet sont les suivantes :

• Haute altitude – plus un avion vole, plus l’air est fin et plus l’AOA est nécessaire pour produire l’ascenseur nécessaire pour maintenir le vol en palier.
• Poids lourds – plus l’avion est lourd, plus la portance requise de l’aile et toutes les autres choses étant égales par ailleurs, plus l’AOA est grand.
• g Chargement—Une augmentation de la charge G sur l’avion a le même effet que l’augmentation du poids de l’avion. Que l’augmentation des forces G soit causée par les virages, l’utilisation de contrôle brutal ou la turbulence, l’effet d’augmenter l’AOA de l’aile est le même.

4.11.11 Commandes de vol à grande vitesse #

Sur les avions à grande vitesse, les commandes de vol sont divisées en commandes de vol primaires et en vols secondaires ou auxiliaires. Le vol principal contrôle l’avion sur les axes de pas, de roulis et de lacet. Ils comprennent les ailerons, l’ascenseur et le gouvernail. Les commandes de vol secondaires ou auxiliaires comprennent les pattes, les rabats de bord d’attaque, les volets de bord de fuite, les spoilers et les lattes.

Les spoilers sont utilisés sur la surface supérieure de l’aile pour gâcher ou réduire la portance. Les avions à grande vitesse, en raison de leur conception propre et basse, utilisent des spoilers comme freins de vitesse pour les ralentir. Les spoilers sont prolongés immédiatement après le touché pour décharger le pont et ainsi transférer le poids de l’avion des ailes sur les roues pour de meilleures performances de freinage. [Figure 4-63]

Les avions de transport à réaction ont de petits ailerons. L’espace pour les ailerons est limité car la plus grande partie du bord de fuite de l’aile est nécessaire pour les lambeaux. De plus, un aileron de taille conventionnelle provoquerait une torsion des ailes à grande vitesse. Pour cette raison, les spoilers sont utilisés à l’unisson avec les ailerons pour fournir un contrôle de roulis supplémentaire.

Certains transports à réaction ont deux ensembles d’ailerons, une paire d’ailerons à basse vitesse hors-bord et une paire d’ailerons intérieurs à grande vitesse. Lorsque les rabats sont complètement rétractés après le décollage, les ailerons hors-bord sont automatiquement verrouillés en position carégée.

Lorsqu’il est utilisé pour le contrôle du roulis, le spoiler sur le côté de l’aileron s’étend et réduit la portance de ce côté, provoquant la chute de l’aile. Si les spoilers sont étendus comme des freins de vitesse, ils peuvent toujours être utilisés pour le contrôle du roulis. S’ils sont du type différentiel, ils s’étendent davantage d’un côté et se rétractent de l’autre côté. S’ils sont du type non différentiel, ils s’étendent davantage d’un côté mais ne se rétractent pas de l’autre côté. Lorsqu’ils sont complètement étendus comme freins de vitesse, les spoilers non différentiels restent étendus et ne complètent pas les ailerons.

Pour obtenir un décrochage lisse et un AOA plus élevé sans séparation de flux d’air, le bord d’attaque de l’aile doit avoir une forme presque arrondie et presque obtuse à laquelle le flux d’air peut adhérer à l’AOA plus élevé. Avec cette forme, la séparation du flux d’air commence au bord de fuite et progresse progressivement à mesure que l’AOA est augmentée.

Le bord d’attaque pointu nécessaire pour le vol à grande vitesse entraîne un décrochage brutal et restreint l’utilisation des volets de bord de fuite, car le flux d’air ne peut pas suivre la courbe nette autour du bord d’attaque de l’aile. Le flux d’air a tendance à se détacher assez soudainement de la surface supérieure à un AOA modéré. Pour utiliser les volets de bord de fuite, et ainsi augmenter le CL-MAX, l’aile doit aller à un AOA plus élevé sans séparation de flux d’air. Par conséquent, les fentes, les lattes et les rabats de bord d’attaque sont utilisés pour améliorer les caractéristiques de faible vitesse lors du décollage, de la montée et de l’atterrissage. Bien que ces appareils ne soient pas aussi puissants que les volets de bord de fuite, ils sont efficaces lorsqu’ils sont utilisés en combinaison avec des volets à bord de fuite à haute levée. Grâce à ces dispositifs sophistiqués de levage, la séparation du flux d’air est retardée et le CL-MAX est considérablement augmenté. En fait, une réduction de 50 nœuds de la vitesse de décrochage n’est pas rare.

Les exigences opérationnelles d’un grand avion de transport à réaction nécessitent de grands changements de coupe de pas. Certaines exigences sont :

• Une large gamme de CG
• Une large plage de vitesse
• La possibilité d’effectuer de grands changements de garniture en raison du bord d’attaque de l’aile et des dispositifs de levage à bord arrière sans limiter la quantité d’ascenseur restant
• Maintenir la traînée de garniture au minimum

Ces exigences sont satisfaites par l’utilisation d’un stabilisateur horizontal à incidence variable. De grands changements de garniture sur un avion à queue fixe nécessitent de grandes déviations d’ascenseur. À ces grandes déviations, un peu plus de mouvement d’ascenseur reste dans la même direction. Un stabilisateur horizontal à incidence variable est conçu pour éliminer les changements de garniture. Le stabilisateur est plus grand que l’ascenseur et n’a donc pas besoin d’être déplacé à travers un angle aussi grand. Cela laisse l’ascenseur rationaliser le plan de queue avec une gamme complète de mouvements de haut en bas. Le stabilisateur horizontal à incidence variable peut

Soyez prêt à gérer la majeure partie de la demande de contrôle du pas, avec l’ascenseur qui gère le reste. Sur les aéronefs équipés d’un stabilisateur horizontal à incidence variable, l’ascenseur est plus petit et moins efficace isolément que sur un avion à queue fixe. Par rapport aux autres commandes de vol, le stabilisateur horizontal à incidence variable est extrêmement puissant dans son effet.

En raison de la taille et des vitesses élevées des avions de transport à réaction, les forces nécessaires pour déplacer les surfaces de contrôle peuvent dépasser la force du pilote. Par conséquent, les surfaces de commande sont actionnées par des centrales hydrauliques ou électriques. Le déplacement des commandes dans le poste de pilotage signale l’angle de contrôle requis et l’unité de puissance positionne la surface de contrôle réelle. En cas de défaillance complète de l’unité de puissance, le mouvement de la surface de commande peut être effectué en contrôlant manuellement les languettes de commande. Le déplacement de l’onglet de commande renverse l’équilibre aérodynamique qui provoque le déplacement de la surface de contrôle.