Chaque avion gère quelque peu différemment parce que chacun résiste ou réagit aux pressions à sa manière. Par exemple, un avion d’entraînement répond rapidement aux applications de contrôle, tandis qu’un avion de transport se sent lourd sur les commandes et répond aux pressions de contrôle plus lentement. Ces caractéristiques peuvent être conçues dans un avion pour faciliter l’objectif particulier de l’avion en tenant compte de certaines exigences en matière de stabilité et de manœuvre. La discussion qui suit résume les aspects les plus importants des qualités de stabilité, de maniabilité et de contrôlabilité d’un aéronef ; comment ils sont analysés; et leur relation avec les différentes conditions de vol.

4.5.1 Stabilité #

La stabilité est la qualité inhérente d’un aéronef à corriger les conditions susceptibles de perturber son équilibre et à revenir sur le trajectoire de vol d’origine. Il s’agit principalement d’une caractéristique de conception d’avion. Les trajectoires de vol et les attitudes qu’un avion vole sont limitées par les caractéristiques aérodynamiques de l’avion, son système de propulsion et sa résistance structurelle. Ces limitations indiquent la performance et la maniabilité maximales de l’avion. Si l’aéronef doit fournir une utilité maximale, il doit être contrôlé en toute sécurité dans toute la mesure de ces limites sans dépasser la force du pilote ou nécessiter une capacité de vol exceptionnelle. Si un avion doit voler droit et régulièrement le long de n’importe quel trajectoire de vol arbitraire, les forces qui agissent sur lui doivent être en équilibre statique. La réaction de n’importe quel corps lorsque son équilibre est perturbé est appelée stabilité. Les deux types de stabilité sont statiques et dynamiques.

4.5.2 Stabilité statique #

La stabilité statique fait référence à la tendance initiale, ou à la direction du mouvement, à l’équilibre. Dans l’aviation, il fait référence à la réponse initiale de l’avion lorsqu’il est perturbé par un AOA, un bordereau ou une banque donnés.

• Stabilité statique positive – la tendance initiale de l’avion à revenir à l’état d’équilibre d’origine après avoir été perturbé [Figure 4-18]
• Stabilité statique neutre – la tendance initiale de l’avion à rester dans un état neuf après que son équilibre a été perturbé [Figure 4-18]
• Stabilité statique négative – la tendance initiale de l’avion à continuer d’être éloignée de l’état d’équilibre après avoir été perturbée [Figure 4-18]

4.5.3 Stabilité dynamique #

La stabilité statique a été définie comme la tendance initiale à revenir à l’équilibre que l’aéronef affiche après avoir été perturbé par sa condition de coupe. Parfois, la tendance initiale est différente ou opposée à la tendance globale, il faut donc faire une distinction entre les deux.

La stabilité dynamique fait référence à la réponse de l’avion au fil du temps lorsqu’elle est perturbée par une AOA, un glissement ou une banque donnée. Ce type de stabilité a également trois sous-types : [Figure 4-19]

• Stabilité dynamique positive — Au fil du temps, le mouvement de l’objet déplacé diminue en amplitude et, parce qu’il est positif, l’objet déplacé revient vers l’état d’équilibre.
• Stabilité dynamique neutre – une fois déplacée, l’objet déplacé ne diminue ni ne augmente d’amplitude. Un amortisseur automobile usé présente cette tendance.
• Stabilité dynamique négative — Au fil du temps, le mouvement de l’objet déplacé augmente et devient plus divergent.

La stabilité dans un avion affecte considérablement deux domaines :

• Manœuvrabilité : la qualité d’un avion qui permet de les manœuvrer facilement et de résister aux contraintes imposées par les manœuvres. Il est régi par le poids de l’avion, l’inertie, la taille et l’emplacement des commandes de vol, la résistance structurelle et la centrale électrique. Il s’agit également d’une caractéristique de conception d’avion.
• Contrôlabilité—la capacité d’un aéronef à répondre au contrôle du pilote, en particulier en ce qui concerne la trajectoire de vol et l’attitude. C’est la qualité de la réponse de l’avion à l’application de contrôle du pilote lors de la manœuvre de l’avion, quelles que soient ses caractéristiques de stabilité.

4.5.4 Stabilité longitudinale (tangage) #

Dans la conception d’un avion, beaucoup d’efforts sont déployés pour développer le degré de stabilité souhaité autour des trois axes. Mais la stabilité longitudinale autour de l’axe latéral est considérée comme la plus affectée par certaines variables dans diverses conditions de vol.

La stabilité longitudinale est la qualité qui rend un avion stable autour de son axe latéral. Cela implique le mouvement de tangage lorsque le nez de l’avion monte et descend en vol. Un avion longitudinalement instable a tendance à plonger ou à grimper progressivement dans une plongée ou une montée très raide, voire un décrochage. Ainsi, un avion avec une instabilité longitudinale devient difficile et parfois dangereux à piloter.

La stabilité ou l’instabilité longitudinale statique dans un avion dépend de trois facteurs : L’emplacement de l’aile par rapport à l’emplacement CG des surfaces de queue horizontales par rapport à la zone CG ou à la taille des surfaces de queue

Dans l’analyse de la stabilité, il convient de rappeler qu’un corps libre de tourner tourne toujours autour de son CG.

Pour obtenir une stabilité longitudinale statique, la relation entre les moments de l’aile et de la queue doit être telle que, si les moments sont initialement équilibrés et que l’avion est soudainement en avant, les moments et les moments de la queue changent de sorte que la somme de leurs forces procure un moment de restauration déséquilibré mais qui, à son tour, apporte le nez à nouveau. De même, si l’avion est en nez, le changement de moments qui en résulte ramène le nez vers le haut.

Le CL dans la plupart des profils aérodynamiques asymétriques a tendance à changer ses positions avant et arrière avec un changement dans l’AOA. Le CL a tendance à avancer avec une augmentation de l’AOA et à se déplacer vers l’arrière avec une diminution de l’AOA. Cela signifie que lorsque l’AOA d’un profil aérodynamique est augmenté, le CL, en se déplaçant vers l’avant, a tendance à soulever davantage le bord d’attaque de l’aile. Cette tendance donne à l’aile une qualité inhérente d’instabilité. (Remarque : CL est également connu comme le centre de pression (CP).)

La figure 4-20 montre un aéronef en vol rectiligne. La ligne CG-CL-T représente l’axe longitudinal de l’aéronef du CG à un point T sur le stabilisateur horizontal.

La plupart des avions sont conçus pour que le CL de l’aile soit à l’arrière du CG. Cela rend l’avion « nose lourd » et nécessite qu’il y ait une légère force vers le bas sur le stabilisateur horizontal afin d’équilibrer l’avion et d’empêcher le nez de se baisser continuellement vers le bas. La compensation de ce nez lourde est fournie en réglant le stabilisateur horizontal à un léger AOA négatif. La force vers le bas ainsi produite maintient la queue vers le bas, contrebalançant le nez « lourd ». C’est comme si la ligne CG-CL-T était un levier avec une force ascendante à Cl et deux forces descendantes s’équilibrant, une force forte au point CG et l’autre, une force beaucoup moins, au point T (pression d’air vers le bas sur le stabilisateur). Pour mieux visualiser ce principe physique : si une barre de fer était suspendue au point CL, avec un poids lourd accroché au CG, cela prendrait une pression vers le bas au point T pour maintenir le « levier » en équilibre.

Même si le stabilisateur horizontal peut être à niveau lorsque l’avion est en vol en palier, il y a un écoulement d’air provenant des ailes. Ce lave-vers le haut frappe le haut du stabilisateur et produit une pression à la baisse, qui à une certaine vitesse est juste suffisante pour équilibrer le « levier ». Plus l’avion vole rapidement, plus ce lave-linge est élevé et plus la force de descente sur le stabilisateur horizontal (à l’exception des queues en T). [Figure 4-21] Dans les avions avec stabilisateurs horizontaux à position fixe, l’avionneur définit le stabilisateur à un angle qui offre la meilleure stabilité (ou équilibre) pendant le vol à la vitesse de croisière et au réglage de puissance.

Si la vitesse de l’avion diminue, la vitesse du flux d’air au-dessus de l’aile est diminuée. En raison de cette diminution du flux d’air sur l’aile, le lavage à la baisse est réduit, entraînant une moindre force vers le bas sur le stabilisateur horizontal. À son tour, la lourdeur caractéristique du nez est accentuée, ce qui fait baisser davantage le nez de l’avion. [Figure 4-22] Cela place l’avion dans une attitude de nez-bas, diminuant l’AOA et la traînée de l’aile et permettant à la vitesse d’augmenter. Au fur et à mesure que l’avion continue dans l’attitude de nez-bas et que sa vitesse augmente,

La force vers le bas sur le stabilisateur horizontal est à nouveau augmentée. Par conséquent, la queue est à nouveau poussée vers le bas et le nez monte dans une attitude d’escalade.

Au fur et à mesure que cette montée continue, la vitesse diminue à nouveau, entraînant une diminution de la force vers le bas sur la queue jusqu’à ce que le nez s’abaisse une fois de plus. Parce que l’avion est dynamiquement stable, le nez ne s’abaisse pas jusqu’à présent. L’avion acquiert suffisamment de vitesse dans cette plongée plus graduelle pour le lancer dans une autre montée, mais la montée n’est pas aussi raide que la précédente.

Après plusieurs de ces oscillations décroissantes, au cours desquelles le nez monte et s’abaisse alternativement, l’avion s’installe finalement à une vitesse à laquelle la force descendante sur la queue contrecarre exactement la tendance de l’avion à plonger. Lorsque cette condition est atteinte, l’avion est à nouveau en vol équilibré et se poursuit en vol stabilisé tant que cette attitude et la vitesse n’ont pas été modifiées.

Un effet similaire est noté à la fermeture de l’accélérateur. Le lavage en baisse des ailes est réduit et la force à T sur la figure 4-20 n’est pas suffisante pour maintenir le stabilisateur horizontal vers le bas. Il semble que la force en t sur le levier permettait à la force de gravité de tirer le nez vers le bas. Il s’agit d’une caractéristique souhaitable, car l’avion tente intrinsèquement de regagner de la vitesse et de rétablir le bon équilibre.

La puissance ou la poussée peut également avoir un effet déstabilisant en ce sens qu’une augmentation de la puissance peut avoir tendance à faire monter le nez. Le concepteur d’avions peut compenser cela en établissant une « ligne de poussée élevée » dans laquelle la ligne de poussée passe au-dessus du CG. [Figures 4-23 et 4-24] Dans ce cas, à mesure que la puissance ou la poussée est augmentée, un moment est produit pour contrer le duvet

Charger sur la queue. D’autre part, une « ligne de poussée très faible » aurait tendance à ajouter à l’effet de nez de la surface horizontale de la queue.

Conclusion : avec CG vers l’avant du CL et avec une force aérodynamique de queue, l’avion tente généralement de revenir à une attitude de vol sécuritaire.

Ce qui suit est une simple démonstration de la stabilité longitudinale. Coupez l’avion pour le contrôle « Hands Off » en vol en palier. Ensuite, donnez momentanément aux commandes une légère poussée pour arrêter l’avion. Si, dans un court laps de temps, le nez monte à la position d’origine puis s’arrête, l’avion est statiquement stable. Habituellement, le nez passe la position d’origine (celle du vol de niveau) et une série d’oscillations à pas lent s’ensuit. Si les oscillations cessent progressivement, l’avion a une stabilité positive ; S’ils continuent de manière inégale, l’avion a une stabilité neutre ; S’ils augmentent, l’avion est instable.

4.5.5 Stabilité latérale (roulement) #

La stabilité autour de l’axe longitudinal de l’avion, qui s’étend du nez de l’avion à sa queue, est appelée stabilité latérale. Cela aide à stabiliser l’effet latéral ou « roulant » lorsqu’une aile est plus basse que l’aile de l’autre côté de l’avion. Il existe quatre principaux facteurs de conception qui rendent un avion stable latéralement : dièdre, balayage, effet de quille et répartition du poids.

Dièdre La procédure la plus courante pour produire une stabilité latérale consiste à construire les ailes avec un angle de un à trois degrés au-dessus de la perpendiculaire à l’axe longitudinal. Les ailes de chaque côté de l’avion rejoignent le fuselage pour former un léger V ou un angle appelé « dièdre ». La quantité de dièdre est mesurée par l’angle fait par chaque aile au-dessus d’une ligne parallèle à l’axe latéral.

Le dièdre implique un équilibre de portance créé par l’AOA des ailes de chaque côté de l’axe longitudinal de l’avion. Si une rafale de vent momentanée force une aile à monter et l’autre à abaisser, les berges des avions. Lorsque l’avion est incliné sans tourner, la tendance à glisser vers le bas ou à glisser vers le bas vers l’aile abaissée se produit. [Figure 4-25] Étant donné que les ailes ont un dièdre, l’air frappe l’aile inférieure à un AOA beaucoup plus grand que l’aile supérieure. L’AOA accrue sur l’aile inférieure crée plus de portance que l’aile supérieure. L’augmentation de la portance provoque la montée de l’aile inférieure vers le haut. Au fur et à mesure que les ailes s’approchent de la position de niveau, les AOA sur les deux ailes sont à nouveau égaux, provoquant la tendance au roulement à s’atténuer. L’effet du dièdre est de produire une tendance au roulement pour ramener l’aéronef à une condition de vol équilibrée latéralement lorsqu’un dérapage se produit.

La force de restauration peut déplacer l’aile basse trop loin, de sorte que l’aile opposée s’abaisse. Si tel est le cas, le processus est répété, diminuant à chaque oscillation latérale jusqu’à ce qu’un équilibre pour le vol au niveau des ailes soit finalement atteint.

À l’inverse, un dièdre excessif a un effet néfaste sur les qualités de manœuvre latérales. L’avion peut être si stable latéralement qu’il résiste à un mouvement de roulement intentionnel. Pour cette raison, les avions qui nécessitent des caractéristiques de roulis ou de banque rapides ont généralement moins de dièdres que ceux conçus pour moins de maniabilité.

Le balayage du balayage est un ajout au dièdre qui augmente la portance créée lorsqu’une aile tombe de la position de niveau. Une aile balayée est une aile dans laquelle le bord d’attaque s’incline vers l’arrière. Lorsqu’une perturbation fait glisser ou laisser tomber un aéronef, l’aile basse présente son bord d’attaque à un angle perpendiculaire au flux d’air relatif. En conséquence, l’aile basse acquiert plus de portance, de montée et l’avion est restauré dans son attitude de vol d’origine.

Le balayage contribue également à la stabilité directionnelle. Lorsque la turbulence ou l’application de gouvernail amène l’aéronef à écarter un côté, l’aile droite présente un bord d’attaque plus long perpendiculaire au flux d’air relatif. La vitesse de l’aile droite augmente et elle acquiert plus de traînée que l’aile gauche. La traînée supplémentaire sur l’aile droite la tire en arrière, ramenant l’avion à sa trajectoire d’origine.

Effet de quille et répartition du poids Un avion a toujours tendance à transformer l’axe longitudinal de l’avion en vent relatif. Cette tendance à la « girouette météo » est similaire à la quille d’un navire et exerce une influence constante sur l’aéronef sur l’axe longitudinal. Lorsque l’avion est dérangé et qu’une aile plonge, le poids du fuselage agit comme un pendule qui remet l’avion à son attitude d’origine.

Des avions stables latéralement sont construits de manière à ce que la plus grande partie de la zone de quille soit au-dessus et derrière le CG. [Figure 4-26] Ainsi, lorsque l’avion glisse d’un côté, la combinaison du poids de l’avion et de la pression du flux d’air contre la partie supérieure de la zone de quille (qui agissent sur le CG) a tendance à ramener l’avion à un vol au niveau des ailes.

4.5.6 Stabilité verticale (croche) #

Stabilité autour de l’axe vertical de l’avion (le moment latéral) est appelé lacet ou stabilité directionnelle. La stabilité directionnelle de lacet ou de lacet est la stabilité la plus facile à obtenir dans la conception des avions. La surface de l’aileron vertical et les côtés du fuselage à l’arrière du CG sont les principaux contributeurs qui font agir l’avion comme la girou ou la flèche météorologique bien connue, pointant son nez dans le vent relatif.

En examinant une girouette, on peut voir que si exactement la même quantité de surface était exposée au vent devant le point de pivot que derrière, les forces avant et arrière seraient en équilibre et peu ou pas de mouvement directionnel en résulterait. Par conséquent, il est nécessaire d’avoir une plus grande surface à l’arrière du point de pivot que vers l’avant.

De même, le concepteur d’avions doit assurer une stabilité directionnelle positive en rendant la surface latérale plus grande à l’arrière qu’avant le CG. [Figure 4-27] Pour fournir une stabilité positive supplémentaire à celle fournie par le fuselage, une ailette verticale est ajoutée. La nageoire agit de la même manière que la plume sur une flèche pour maintenir le vol droit. Comme la girouette et la flèche, plus cette aileron est placée loin et plus sa taille est grande, plus la stabilité directionnelle de l’avion est grande.

Si un avion vole en ligne droite et qu’une rafale d’air latérale donne à l’aéronef une légère rotation autour de son axe vertical (c’est-à-dire la droite), le mouvement est retardé et arrêté par la nageoire, car lorsque l’avion tourne vers la droite, l’air frappe le côté gauche de la nageoire à un Angle. Cela provoque une pression sur le côté gauche de l’aileron, ce qui résiste au mouvement de rotation et ralentit le lacet de l’avion. Ce faisant, il

Agit un peu comme la girouette en transformant l’avion en vent relatif. Le changement de direction initial de la trajectoire de vol de l’avion est généralement légèrement en retard sur son changement de cap. Par conséquent, après un léger lacet de l’avion vers la droite, il y a un bref moment où l’avion se déplace toujours sur sa trajectoire d’origine, mais son axe longitudinal est légèrement pointé vers la droite.

L’avion est alors momentanément dérapant sur le côté, et pendant ce moment (puisqu’on suppose que bien que le mouvement de lacet ait cessé, la surpression sur le côté gauche de la nageoire persiste), il y a nécessairement une tendance pour que l’avion soit partiellement tourné vers la gauche. C’est-à-dire qu’il y a une tendance de restauration momentanée causée par la nageoire.

Cette tendance à la restauration est relativement lente à se développer et cesse lorsque l’avion s’arrête. Lorsqu’il cesse, l’avion vole dans une direction légèrement différente de la direction d’origine. En d’autres termes, il ne reviendra pas de son propre gré au titre d’origine ; Le pilote doit rétablir le cap initial.

Une amélioration mineure de la stabilité directionnelle peut être obtenue par balayage. Le balayage est incorporé dans la conception de l’aile principalement pour retarder l’apparition de la compressibilité pendant le vol à grande vitesse. Dans les avions plus légers et plus lents, le balayage aide à localiser le centre de pression dans la bonne relation avec le CG. Un avion longitudinalement stable est construit avec le centre de pression à l’arrière du CG.

Pour des raisons structurelles, les concepteurs d’aéronefs ne peuvent parfois pas fixer les ailes au fuselage au point exact souhaité. S’ils devaient monter les ailes trop vers l’avant et à angle droit par rapport au fuselage, le centre de pression ne serait pas assez éloigné à l’arrière pour entraîner la quantité souhaitée de stabilité longitudinale. Cependant, en créant un balayage dans les ailes, les concepteurs peuvent déplacer le centre de pression vers l’arrière. La quantité de balayage et la position des ailes placent ensuite le centre de pression au bon emplacement.

La contribution de l’aile à la stabilité directionnelle statique est généralement faible. L’aile balayée fournit une contribution stable en fonction de la quantité de balayage, mais la contribution est relativement faible par rapport à d’autres composants.

4.5.7 Oscillations directionnelles libres (rouleau néerlandais) #

Dutch Roll est une oscillation latérale/directionnelle couplée qui est généralement stable dynamiquement mais qui est dangereuse dans un avion en raison de la nature oscillatoire. L’amortissement du mode oscillatoire peut être faible ou fort selon les propriétés de l’avion particulier.

Si l’aéronef a un aile droite poussé vers le bas, l’angle de lamelle positive corrige l’aile latéralement avant que le nez ne soit réaligné avec le vent relatif. Comme l’aile corrige la position, une oscillation directionnelle latérale peut se produire, ce qui entraîne le nez de l’avion faisant un chiffre huit à l’horizon à la suite de deux oscillations (rouleau et lacet), qui, bien que de la même ampleur, sont déphasées les unes avec les autres.

Dans la plupart des avions modernes, à l’exception des conceptions d’ailes balayées à grande vitesse, ces oscillations directionnelles libres s’éteignent généralement automatiquement en très peu de cycles, à moins que l’air ne continue d’être en rafale ou turbulent. Ces avions avec des tendances de roulis néerlandaises continues sont généralement équipés d’amortisseurs de lacets gyro-stabilisés. Les fabricants essaient d’atteindre un point médian entre trop de stabilité et trop peu de stabilité directionnelle. Parce qu’il est plus souhaitable que l’avion ait une « instabilité en spirale » que les tendances de roulis néerlandais, la plupart des avions sont conçus avec cette caractéristique.

4.5.8 Instabilité en spirale #

Une instabilité en spirale existe lorsque la stabilité directionnelle statique de l’avion est très forte par rapport à l’effet de son dièdre dans le maintien de l’équilibre latéral. Lorsque l’équilibre latéral de l’avion est perturbé par une rafale d’air et qu’un glissement latéral est introduit, la forte stabilité directionnelle a tendance à s’élancer dans le nez dans le vent relatif résultant tandis que le dièdre relativement faible est en retard dans la restauration de l’équilibre latéral. En raison de ce lacet, l’aile à l’extérieur du moment de virage avance plus vite que l’aile intérieure et, par conséquent, sa portance devient plus grande. Cela produit une tendance surbanquante qui, s’il n’est pas corrigée par le pilote, entraîne une angle de berge de plus en plus raide. Dans le même temps, la forte stabilité directionnelle qui braque l’avion dans le vent relatif force en fait le nez à une attitude de pas inférieure. Une lente spirale descendante commence qui, si elle n’est pas contrecarrée par le pilote, augmente progressivement en une pente en spirale raide. Habituellement, le taux de divergence dans le mouvement en spirale est si graduel que le pilote peut contrôler la tendance sans aucune difficulté.

Tous les aéronefs sont affectés dans une certaine mesure par cette caractéristique, bien qu’ils puissent être intrinsèquement stables dans tous les autres paramètres normaux. Cette tendance explique pourquoi un avion ne peut pas être « piloté » indéfiniment.

De nombreuses recherches ont été consacrées au développement de dispositifs de contrôle (niveleur d’aile) pour corriger ou éliminer cette instabilité. Le pilote doit être prudent dans l’application des commandes de récupération lors des étapes avancées de cette condition en spirale ou des charges excessives peuvent être imposées à la structure. Une récupération inappropriée de l’instabilité en spirale entraînant des défaillances structurelles en vol a probablement contribué à plus de décès dans les avions d’aviation générale que tout autre facteur. Étant donné que la vitesse dans l’état de la spirale s’accumule rapidement, l’application de la force d’élévation arrière pour réduire cette vitesse et pour tirer le nez ne fait que « resserrer le virage », augmentant le facteur de charge. Les résultats de la spirale non contrôlée prolongée sont une défaillance structurelle en vol ou un écrasement dans le sol, ou les deux. Les causes enregistrées les plus courantes pour les pilotes qui se retrouvent dans cette situation sont : la perte de référence d’horizon, l’incapacité de contrôler l’aéronef par référence aux instruments ou une combinaison des deux.