4.11.1 Flusso subsonico contro flusso supersonico #

Nell’aerodinamica subsonica, la teoria dell’ascensore si basa sulle forze generate su un corpo e su un gas in movimento (aria) in cui è immerso. A velocità di circa 260 nodi, l’aria può essere considerata incomprimibile in quanto, a un’altitudine fissa, la sua densità rimane quasi costante mentre la sua pressione varia. In base a questa ipotesi, l’aria agisce allo stesso modo dell’acqua ed è classificata come fluido. La teoria aerodinamica subsonica presuppone anche che gli effetti della viscosità (la proprietà di un fluido che tende a impedire il movimento di una parte del fluido rispetto a un altro) siano trascurabili e classifica l’aria come fluido ideale, conformandosi ai principi dell’aerodinamica del fluido ideale come Come continuità, principio di Bernoulli e circolazione.

In realtà, l’aria è comprimibile e viscosa. Sebbene gli effetti di queste proprietà siano trascurabili a basse velocità, gli effetti di comprimibilità in particolare diventano sempre più importanti all’aumentare della velocità. La comprimibilità (e in misura minore la viscosità) è di fondamentale importanza a velocità che si avvicinano alla velocità del suono. In questi intervalli di velocità, la comprimibilità provoca un cambiamento nella densità dell’aria attorno a un aeromobile.

Durante il volo, un’ala produce portanza accelerando il flusso d’aria sulla superficie superiore. Questa aria accelerata può, e raggiunge, velocità soniche anche se l’aereo stesso potrebbe volare subsonico. Ad alcuni AOA estremi, in alcuni velivoli, la velocità dell’aria sopra la superficie superiore dell’ala potrebbe essere il doppio della velocità dell’aereo. È quindi del tutto possibile avere contemporaneamente un flusso d’aria sia supersonico che subsonico su un aeromobile. Quando le velocità di flusso raggiungono le velocità soniche in una posizione su un aereo (come l’area di camber massimo sull’ala), un’ulteriore accelerazione provoca l’inizio degli effetti di comprimibilità come la formazione di onde d’urto, l’aumento della resistenza, il buffet, la stabilità e le difficoltà di controllo. I principi del flusso subsonico non sono validi a tutte le velocità al di sopra di questo punto. [Figura 4-56]

4.11.2 Range di velocità #

La velocità del suono varia con la temperatura. In condizioni di temperatura standard di 15 °C, la velocità del suono al livello del mare è di 661 nodi. A 40.000 piedi, dove la temperatura è –55 °C, la velocità del suono diminuisce a 574 nodi. Nel volo ad alta velocità e/o nel volo ad alta quota, la misurazione della velocità è espressa in termini di un “numero di Mach”, il rapporto tra la velocità reale dell’aeromobile e la velocità del suono nelle stesse condizioni atmosferiche. Un aereo che viaggia alla velocità del suono sta viaggiando a Mach 1.0. I regimi di velocità dell’aeromobile sono definiti approssimativamente come segue: numeri subsonici—mach inferiori a 0,75; Transonico: numeri di Mach da 0,75 a 1,20; Supersonico: numeri Mach da 1,20 a 5,00; Ipersonico: numeri Mach superiori a 5,00.

Mentre i voli nelle gamme transonici e supersonici sono eventi comuni per gli aerei militari, gli aerei a reazione civili normalmente operano in una gamma di velocità di crociera da Mach da 0,7 a 0,90.

La velocità di un aeromobile in cui il flusso d’aria su qualsiasi parte dell’aeromobile o della struttura in esame raggiunge prima (ma non supera) Mach 1.0 è definita “numero critico di Mach” o “Mach Crit”. Pertanto, il numero critico di Mach è il confine tra il volo subsonico e transonico e dipende in gran parte dal design dell’ala e del profilo alare. Il numero critico di Mach è un punto importante nel volo transonico. Quando si formano onde d’urto sull’aereo, possono verificarsi la separazione del flusso d’aria seguita da difficoltà di controllo del buffet e dell’aeromobile. Le onde d’urto, il buffet e la separazione del flusso d’aria si verificano al di sopra del numero critico di Mach. Un aereo a reazione in genere è più efficiente quando si naviga in corrispondenza o in prossimità del numero critico di Mach. A velocità del 5-10 percento al di sopra del numero critico di Mach, iniziano gli effetti di comprimibilità. Il trascinamento inizia a salire bruscamente. Associati all'”ascesa del trascinamento” sono il buffet, le rifiniture e i cambiamenti di stabilità e una diminuzione dell’efficacia della superficie di controllo. Questo è il punto di “trascinare la divergenza”. [Figura 4-57]

VMO/MMO è definito come velocità massima di esercizio. Il VMO è espresso in nodi di velocità calibrata (KCAS), mentre MMO è espresso in numero di Mach. Il limite VMO è solitamente associato a operazioni ad altitudini più basse e si occupa di carichi strutturali e flutter. Il limite MMO è associato a operazioni ad altitudini più elevate e di solito è più interessato agli effetti di comprimibilità e flutter. Ad altitudini più basse, i carichi strutturali e il flutter sono preoccupanti; Ad altitudini più elevate, gli effetti di comprimibilità e il flutter sono preoccupanti.

L’aderenza a queste velocità previene i problemi strutturali dovuti alla pressione dinamica o al flutter, al degrado della risposta di controllo dell’aeromobile a causa degli effetti di comprimibilità (ad es. Mach Tuck, inversione degli alettoni o ronzio) e del flusso d’aria separato a causa delle onde d’urto con conseguente perdita di portanza o vibrazioni e buffet. Ognuno di questi fenomeni potrebbe impedire al pilota di poter controllare adeguatamente l’aereo.

Ad esempio, un primo aereo a reazione civile aveva un limite VMO di 306 kCA fino a circa FL 310 (in un giorno standard). A questa altitudine (FL 310), un MMO di 0,82 era approssimativamente uguale a 306 kCA. Al di sopra di questa altitudine, un MMO di 0,82 ha sempre eguagliato un KCAS inferiore a 306 kCas e, quindi, è diventato il limite operativo in quanto non è stato possibile raggiungere il limite VMO senza prima raggiungere il limite MMO. Ad esempio, a FL 380, un MMO di 0,82 è pari a 261 kCa.

4.11.3 Numero di Mach rispetto alla velocità #

È importante capire come varia la velocità dell’aria con il numero di Mach. Ad esempio, considera come la velocità di stallo di un aereo da trasporto a reazione varia con un aumento di altitudine. L’aumento di altitudine si traduce in un corrispondente calo della densità dell’aria e della temperatura esterna. Supponiamo che questo trasporto a getto sia nella configurazione pulita (ingranaggio e battito) e pesi 550.000 libbre. L’aereo potrebbe fermarsi a circa 152 kca al livello del mare. Questo è uguale a (in un giorno standard) una velocità reale di 152 ktA e un numero MACH di 0,23. A FL 380, l’aereo si fermerà ancora a circa 152 kCA ma la velocità reale è di circa 287 kta con un numero di Mach di 0,50.

Sebbene la velocità di stallo sia rimasta la stessa per i nostri scopi, sia il numero di Mach che il TAS sono aumentati. Con l’aumento dell’altitudine, la densità dell’aria è diminuita; Ciò richiede una velocità reale più veloce per avere la stessa pressione rilevata dal tubo Pitot per gli stessi KCA o KIA (per i nostri scopi, KCA e KIA sono relativamente vicini l’uno all’altro). La pressione dinamica che l’ala subisce a FL 380 a 287 kTA è la stessa del livello del mare a 152 ktA. Tuttavia, sta volando a un numero di Mach più alto.

Un altro fattore da considerare è la velocità del suono. Una diminuzione della temperatura in un gas comporta una diminuzione della velocità del suono. Così, mentre l’aereo sale in quota con la temperatura esterna in calo, la velocità del suono diminuisce. Al livello del mare, la velocità del suono è di circa 661 kcas, mentre a FL 380 è di 574 kcas. Pertanto, per il nostro aereo da trasporto a reazione, la velocità di stallo (in KTAS) è passata da 152 a livello del mare a 287 a FL 380. Allo stesso tempo, la velocità del suono (in KCA) è diminuita da 661 a 574 e il numero di Mach ha aumentato da 0,23 (152 kTA divisi per 661 kTA) a 0,50 (287 kTA divisi per 574 ktA). Per tutto il tempo il KCAS per lo stallo è rimasto costante a 152. Questo descrive cosa succede quando l’aereo è a un KCA costante con un’altitudine crescente, ma cosa succede quando il pilota mantiene Mach costante durante la salita? Nelle normali operazioni di volo a getto, la salita è a 250 kias (o superiore (ad es. pesante)) a 10.000 piedi e quindi a una velocità di salita specificata in rotta (come circa 330 se un DC10) fino a raggiungere un’altitudine nel “metà anni Venti” dove il pilota sale quindi a un numero costante di Mach fino all’altitudine di crociera.

Supponendo a scopo illustrativo che il pilota sale a un MMO di 0,82 dal livello del mare fino a FL 380. KCAS va da 543 a 261. Le Kias a ciascuna altitudine seguirebbero lo stesso comportamento e differirebbero di alcuni nodi. Ricordiamo dalla discussione precedente che la velocità del suono sta diminuendo con il calo della temperatura mentre l’aereo sale. Il numero di Mach è semplicemente il rapporto tra la velocità reale e la velocità del suono in condizioni di volo. Il significato di questo è che con una salita costante del numero di Mach, i KCA (e anche KTA o Kias) stanno cadendo. Se l’aereo salisse abbastanza in alto a questo MMO costante con Kias, KCA e KTA decrescenti, inizierebbe ad avvicinarsi alla sua velocità di stallo. Ad un certo punto la velocità di stallo del velivolo in numero di Mach potrebbe eguagliare l’MMO dell’aereo e il pilota non poteva né rallentare (senza stallo) né accelerare (senza superare la velocità massima di funzionamento dell’aeromobile). Questo è stato soprannominato “l’angolo della bara”.

4.11.4 Strato limite #

La natura viscosa del flusso d’aria riduce le velocità locali su una superficie ed è responsabile dell’attrito della pelle. Come discusso in precedenza nel capitolo, lo strato d’aria sulla superficie dell’ala che viene rallentato o fermato dalla viscosità, è lo strato limite. Esistono due diversi tipi di flusso dello strato limite: laminare e turbolento.

4.11.5 Flusso dello strato limite laminare #

Lo strato limite laminare è un flusso molto regolare, mentre lo strato limite turbolento contiene vortici o “vortine”. Il flusso laminare crea meno resistenza all’attrito della pelle rispetto al flusso turbolento, ma è meno stabile. Il flusso dello strato limite su una superficie dell’ala inizia come un flusso laminare liscio. Man mano che il flusso continua indietro dal bordo d’attacco, lo strato limite laminare aumenta di spessore.

4.11.6 Flusso dello strato limite turbolento #

A una certa distanza dal bordo d’attacco, il flusso laminare liscio si rompe e passa a un flusso turbolento. Dal punto di vista della resistenza, è consigliabile avere il passaggio dal flusso laminare a turbolento il più possibile sull’ala, o avere una grande quantità della superficie dell’ala all’interno della porzione laminare dello strato limite. Il flusso laminare a bassa energia, tuttavia, tende a rompersi più improvvisamente dello strato turbolento.

4.11.7 Separazione strato limite #

Un altro fenomeno associato al flusso viscoso è la separazione. La separazione si verifica quando il flusso d’aria si stacca da un profilo alare. La progressione naturale va dallo strato limite laminare allo strato limite turbolento e quindi alla separazione del flusso d’aria. La separazione del flusso d’aria produce un’elevata resistenza e alla fine distrugge l’ascensore. Il punto di separazione dello strato limite si muove in avanti sull’ala all’aumentare dell’AOA. [Figura 4-58]

I generatori di vortice vengono utilizzati per ritardare o prevenire la separazione dello strato limite indotta dalle onde d’urto incontrata nel volo transonico. Si tratta di piccoli profili di aspetto a basso rapporto di aspetto posizionati a un AOA da 12° a 15° rispetto al flusso d’aria. Solitamente distanziati di qualche centimetro di distanza lungo l’ala davanti agli alettoni o ad altre superfici di controllo, i generatori a vortice creano un vortice che mescola il flusso d’aria di confine con il flusso d’aria ad alta energia appena sopra la superficie. Questo produce velocità superficiali più elevate e aumenta l’energia dello strato limite. Pertanto, è necessaria un’onda d’urto più forte per produrre la separazione del flusso d’aria.

4.11.8 Onde d’urto #

Quando un aereo vola a velocità subsonica, l’aria in anticipo viene “avvertita” dell’arrivo dell’aereo da un cambiamento di pressione trasmesso davanti all’aereo alla velocità del suono. A causa di questo avviso, l’aria inizia a spostarsi da parte prima dell’arrivo dell’aereo ed è pronta a lasciarlo passare facilmente. Quando la velocità dell’aereo raggiunge la velocità del suono, la variazione di pressione non può più avvertire l’aria in avanti perché l’aereo sta al passo con le proprie onde di pressione. Piuttosto, le particelle d’aria si accumulano davanti all’aereo provocando una netta diminuzione della velocità di flusso direttamente davanti all’aereo con un corrispondente aumento della pressione e della densità dell’aria.

Quando la velocità dell’aereo aumenta oltre la velocità del suono, la pressione e la densità dell’aria compressa davanti ad essa aumentano, l’area di compressione che si estende per una certa distanza davanti all’aereo. Ad un certo punto del flusso d’aria, le particelle d’aria sono completamente indisturbate, non avendo avuto alcun avviso avanzato dell’approccio dell’aereo, e nell’istante successivo le stesse particelle d’aria sono costrette a subire improvvisi e drastici cambiamenti di temperatura, pressione, densità e velocità. Il confine tra l’aria indisturbata e la regione dell’aria compressa è chiamata onda d’urto o di “compressione”. Questo stesso tipo di onda si forma ogni volta che un flusso d’aria supersonico viene rallentato al subsonico senza un cambiamento di direzione, ad esempio quando il flusso d’aria viene accelerato alla velocità sonora sulla parte campatana di un’ala, e quindi decelerato alla velocità subsonica man mano che viene superata l’area di campanatura massima. Un’onda d’urto si forma come un confine tra le gamme supersoniche e subsoniche.

Ogni volta che un’onda d’urto si forma perpendicolare al flusso d’aria, viene definita un’onda d’urto “normale” e il flusso immediatamente dietro l’onda è subsonico. Un flusso d’aria supersonico che passa attraverso un’onda d’urto normale sperimenta questi cambiamenti:

• Il flusso d’aria è rallentato a subsonico.
• Il flusso d’aria immediatamente dietro l’onda d’urto non cambia direzione.
• La pressione statica e la densità del flusso d’aria dietro l’onda è notevolmente aumentata.
• L’energia del flusso d’aria (indicata dalla pressione totale, dinamica più statica) è notevolmente ridotta.

La formazione delle onde d’urto provoca un aumento della resistenza. Uno degli effetti principali di un’onda d’urto è la formazione di una regione ad alta pressione densa immediatamente dietro l’onda. L’instabilità della regione ad alta pressione e il fatto che parte dell’energia di velocità del flusso d’aria viene convertita in calore mentre scorre attraverso l’onda è un fattore che contribuisce all’aumento della resistenza, ma la resistenza risultante dalla separazione del flusso d’aria è molto maggiore. Se l’onda d’urto è forte, lo strato limite potrebbe non avere energia cinetica sufficiente per resistere alla separazione del flusso d’aria. La resistenza sostenuta nella regione transonica a causa della formazione delle onde d’urto e della separazione del flusso d’aria è nota come “trascina d’onda”. Quando la velocità supera il numero critico di Mach di circa il 10 percento, la resistenza delle onde aumenta notevolmente. È necessario un notevole aumento della spinta (potenza) per aumentare la velocità di volo oltre questo punto nella gamma supersonica dove, a seconda della forma del profilo alare e dell’angolo di attacco, lo strato limite può riattaccarsi.

Le normali onde d’urto si formano sulla superficie superiore dell’ala e formano un’area aggiuntiva di flusso supersonico e un’onda d’urto normale sulla superficie inferiore. Quando la velocità di volo si avvicina alla velocità del suono, le aree del flusso supersonico si allargano e le onde d’urto si avvicinano al bordo di uscita. [Figura 4-59]

Associati a “drag rise” sono buffet (noti come buffet di mach), modifiche alle rifiniture e alla stabilità e una diminuzione del controllo

forza l’efficacia. La perdita di portanza dovuta alla separazione del flusso d’aria provoca una perdita di downwash e un cambiamento nella posizione della pressione centrale sull’ala. La separazione del flusso d’aria produce una scia turbolenta dietro l’ala, che provoca il buffet delle superfici della coda (vibrare). Il controllo del beccheggio a testa in su e al naso fornito dalla coda orizzontale dipende dal downwash dietro l’ala. Pertanto, un aumento del downwash diminuisce l’efficacia del controllo del passo della coda orizzontale poiché aumenta efficacemente l’angolo di attacco che sta vedendo la superficie della coda. Il movimento dell’ala CP influisce sul momento di lancio dell’ala. Se il CP si muove a poppa, viene prodotto un momento di immersione denominato “Mach Tuck” o “Tuck Under” e se si muove in avanti, viene prodotto un momento di immersione. Questo è il motivo principale per lo sviluppo della configurazione a T-Tail su molti velivoli a turbina, che posiziona lo stabilizzatore orizzontale il più possibile dalla turbolenza delle ali.

4.11.9 Sweepback #

La maggior parte delle difficoltà del volo transonico sono associate alla separazione del flusso indotta dalle onde d’urto. Pertanto, qualsiasi mezzo per ritardare o alleviare la separazione indotta da shock migliora le prestazioni aerodinamiche. Un metodo è lo sweepback dell’ala. La teoria dello sweepback si basa sul concetto che è solo la componente del flusso d’aria perpendicolare al bordo d’attacco dell’ala che influisce sulla distribuzione della pressione e sulla formazione delle onde d’urto. [Figura 4-60]

Su un velivolo ad ala dritta, il flusso d’aria colpisce il bordo d’attacco dell’ala a 90° e il suo pieno impatto produce pressione e portanza. Un’ala con sweepback viene colpita dallo stesso flusso d’aria con un angolo inferiore a 90°. Questo flusso d’aria sull’ala spazzata ha l’effetto di persuadere l’ala a credere che stia volando più lentamente di quanto non sia in realtà; Così la formazione delle onde d’urto è ritardata. I vantaggi dello sweep alare includono un aumento del numero critico di Mach, il numero di Mach di divergenza di forza e il numero di Mach al quale la resistenza sale al picco. In altre parole, lo sweep ritarda l’inizio degli effetti di comprimibilità.

Il numero di Mach, che produce una netta variazione del coefficiente di resistenza aerodinamica, è chiamato il numero di Mach di “divergenza di forza” e, per la maggior parte dei profili alari, di solito supera il numero critico di Mach dal 5 al 10 percento. A questa velocità, la separazione del flusso d’aria indotta dalla formazione delle onde d’urto può creare variazioni significative nei coefficienti del momento di resistenza, sollevamento o beccheggio. Oltre al ritardo dell’inizio degli effetti di comprimibilità, lo sweepback riduce l’entità delle variazioni dei coefficienti di resistenza, portanza o momento. In altre parole, l’uso dello sweepback “ammorbidisce” la divergenza di forza.

Uno svantaggio delle ali spazzate è che tendono a bloccarsi alle punte delle ali piuttosto che alle radici delle ali. [Figura 4-61] Ciò è dovuto al fatto che lo strato limite tende a fluire in senso span verso le punte e a separarsi vicino ai bordi di avanzamento. Poiché le punte di un’ala spazzata si trovano sulla parte poppiera dell’ala (dietro il CL), una stalla della punta dell’ala fa sì che il CL si muova in avanti sull’ala, costringendo il muso a sollevarsi ulteriormente. La tendenza allo stallo della punta è maggiore quando si combinano lo spazzamento delle ali e la conicità.

La situazione di stallo può essere aggravata da una configurazione a coda a T, che offre poca o nessuna avvertenza pre-stallo sotto forma di buffet della superficie di controllo della coda. [Figura 4-62] La coda a T, essendo sopra la scia dell’ala rimane efficace anche dopo che l’ala ha iniziato a stallare, consentendo al pilota di guidare inavvertitamente l’ala in una stalla più profonda a un AOA molto più grande. Se le superfici della coda orizzontali diventano seppellite nella scia dell’ala, l’ascensore potrebbe perdere ogni efficacia, rendendo impossibile ridurre l’assetto al tono e rompere la stalla. Nei regimi pre-stallo e immediato post-stallo, le qualità di sollevamento/trascinamento di un velivolo ad ala spazzata (in particolare l’enorme aumento della resistenza a bassa velocità) possono causare una traiettoria di volo sempre più decrescente senza alcun cambiamento nell’atteggiamento del tono, aumentando ulteriormente l’AOA. In questa situazione, senza informazioni affidabili sull’AOA, un atteggiamento di beccheggio a testa bassa con una velocità aerea crescente non garantisce che il recupero sia stato effettuato e il movimento dell’elevatore superiore in questa fase possa semplicemente mantenere l’aereo in stallo.

È una caratteristica dell’aereo a T-Tail alzarsi brutalmente quando in stallo con atteggiamenti estremi, rendendo il recupero difficile o violento. Lo stick pusher inibisce questo tipo di stallo. A circa un nodo al di sopra della velocità di stallo, le forze del bastone preprogrammate spostano automaticamente il bastone in avanti, impedendo lo sviluppo dello stallo. Un limitatore G può anche essere incorporato nel sistema per evitare che il pitch down generato dallo spingitore di bastone imponga carichi eccessivi sull’aeromobile. Un “scuotitore di bacchette”, d’altra parte, fornisce un avviso di stallo quando la velocità dell’aria è di cinque-sette percento al di sopra della velocità di stallo.

4.11.10 Mach Buffet Confini #

Il buffet di Mach è una funzione della velocità del flusso d’aria sopra l’ala, non necessariamente della velocità dell’aereo. Ogni volta che una richiesta di sollevamento troppo grande viene richiesta sull’ala, sia da una velocità troppo alta che da un AOA troppo alto vicino all’MMO, si verifica il buffet “ad alta velocità”. Ci sono anche occasioni in cui il buffet può essere sperimentato a velocità molto più basse conosciute come “buffet Mach a bassa velocità”.

Un aereo volato a una velocità troppo lenta per il suo peso e l’altitudine che richiede un alto AOA è la situazione più probabile per causare un buffet di Mach a bassa velocità. Questo AOA molto elevato ha l’effetto di aumentare la velocità del flusso d’aria sulla superficie superiore dell’ala fino a quando non si verificano gli stessi effetti delle onde d’urto e del buffet come nella situazione del buffet ad alta velocità. L’AOA dell’ala ha l’effetto maggiore nell’indurre il buffet di Mach ai confini ad alta velocità oa bassa velocità per l’aereo. Le condizioni che aumentano l’AOA, la velocità del flusso d’aria sopra l’ala e le possibilità di Buffet di Mach sono:

• Altezze alte: più un aereo vola alto, più sottile è l’aria e maggiore è l’AOA necessario per produrre l’ascensore necessario per mantenere il volo livellato.
• Pesi pesanti: più pesante è l’aereo, maggiore è il sollevamento richiesto dall’ala, e tutte le altre cose a parità di condizioni, maggiore è l’AOA.
• Caricamento G: un aumento del carico G sull’aeromobile ha lo stesso effetto dell’aumento del peso dell’aeromobile. Se l’aumento delle forze G è causato da turni, utilizzo di controllo approssimativo o turbolenza, l’effetto dell’aumento dell’AOA dell’ala è lo stesso.

4.11.11 Controlli di volo ad alta velocità #

Sugli aerei ad alta velocità, i controlli di volo sono divisi in controlli di volo primari e controlli di volo secondari o ausiliari. I controlli di volo primari manovrano l’aereo attorno alle assi di beccheggio, rollio e imbardata. Includono gli alettoni, l’ascensore e il timone. I controlli di volo secondari o ausiliari includono schede, flap del bordo d’attacco, flap del bordo di uscita, spoiler e doghe.

Gli spoiler vengono utilizzati sulla superficie superiore dell’ala per rovinare o ridurre il sollevamento. Gli aerei ad alta velocità, grazie al loro design pulito e a bassa resistenza, utilizzano spoiler come freni di velocità per rallentarli. Gli spoiler vengono estesi immediatamente dopo il touchdown per scaricare l’ascensore e quindi trasferire il peso dell’aereo dalle ali sulle ruote per una migliore prestazione di frenata. [Figura 4-63]

Gli aerei da trasporto a reazione hanno piccoli alettoni. Lo spazio per gli alettoni è limitato perché per quanto più possibile il bordo d’uscita dell’ala è necessario per i flap. Inoltre, un alettone di dimensioni convenzionali causerebbe una torsione dell’ala ad alta velocità. Per questo motivo, gli spoiler vengono utilizzati all’unisono con gli alettoni per fornire un ulteriore controllo del rollio.

Alcuni trasporti a reazione hanno due set di alettoni, un paio di alettoni fuoribordo a bassa velocità e un paio di alettoni interni ad alta velocità. Quando i flap sono completamente ritratti dopo il decollo, gli alettoni fuoribordo vengono automaticamente bloccati in posizione caretata.

Quando viene utilizzato per il controllo del rollio, lo spoiler sul lato dell’alettone in salita si estende e riduce la portanza su quel lato, provocando la caduta dell’ala. Se gli spoiler sono estesi come freni di velocità, possono comunque essere utilizzati per il controllo del rollio. Se sono di tipo differenziale, si estendono ulteriormente da un lato e si ritraggono dall’altro lato. Se sono di tipo non differenziale, si estendono ulteriormente da un lato ma non si ritraggono dall’altro lato. Quando è completamente esteso come freni di velocità, gli spoiler non differenziali rimangono estesi e non integrano gli alettoni.

Per ottenere uno stallo liscio e un AOA più elevato senza separazione del flusso d’aria, il bordo d’attacco dell’ala dovrebbe avere una forma quasi arrotondata a cui il flusso d’aria può aderire all’AOA più alto. Con questa forma, la separazione del flusso d’aria inizia dal bordo di uscita e progredisce gradualmente all’aumentare dell’AOA.

Il bordo d’attacco appuntito necessario per il volo ad alta velocità si traduce in uno stallo brusco e limita l’uso di alette del bordo di uscita perché il flusso d’aria non può seguire la curva acuta attorno al bordo d’attacco dell’ala. Il flusso d’aria tende a staccarsi piuttosto all’improvviso dalla superficie superiore a un moderato AOA. Per utilizzare lembi del bordo di uscita, e quindi aumentare il CL-MAX, l’ala deve passare a un AOA più alto senza separazione del flusso d’aria. Pertanto, le fessure, le lamelle e le alette del bordo d’attacco vengono utilizzati per migliorare le caratteristiche a bassa velocità durante il decollo, l’arrampicata e l’atterraggio. Sebbene questi dispositivi non siano potenti come le alette del bordo di uscita, sono efficaci quando vengono utilizzati a tutta apertura in combinazione con lembi del bordo di uscita ad alto sollevamento. Con l’ausilio di questi sofisticati dispositivi ad alto sollevamento, la separazione del flusso d’aria è ritardata e il CL-MAX è notevolmente aumentato. In effetti, una riduzione di 50 nodi della velocità di stallo non è rara.

I requisiti operativi di un grande aeromobile da trasporto a reazione richiedono grandi modifiche al taglio del passo. Alcuni requisiti sono:

• una vasta gamma di CG
• una vasta gamma di velocità
• La possibilità di eseguire grandi modifiche alle finiture dovute al bordo d’attacco dell’ala e ai dispositivi ad alto sollevamento del bordo d’uscita senza limitare la quantità di ascensore rimanente
• mantenendo al minimo la resistenza al taglio

Questi requisiti sono soddisfatti dall’uso di uno stabilizzatore orizzontale a incidenza variabile. Grandi cambiamenti di assetto su un aeromobile a coda fissa richiedono grandi deviazioni dell’ascensore. A queste grandi deviazioni, un piccolo ulteriore movimento dell’ascensore rimane nella stessa direzione. Uno stabilizzatore orizzontale a incidenza variabile è progettato per eliminare le modifiche alle finiture. Lo stabilizzatore è più grande dell’ascensore e di conseguenza non deve essere spostato attraverso un angolo così ampio. Ciò lascia l’ascensore che razionalizza il piano di coda con una gamma completa di movimenti su e giù. Lo stabilizzatore orizzontale a incidenza variabile può

essere impostato per gestire la maggior parte della domanda di controllo del passo, con l’ascensore che gestisce il resto. Sugli aerei dotati di uno stabilizzatore orizzontale a incidenza variabile, l’ascensore è più piccolo e meno efficace in isolamento rispetto a un aeromobile a coda fissa. Rispetto ad altri controlli di volo, lo stabilizzatore orizzontale a incidenza variabile è estremamente potente nel suo effetto.

A causa delle dimensioni e delle alte velocità degli aerei da trasporto a reazione, le forze necessarie per spostare le superfici di controllo possono essere oltre la forza del pilota. Di conseguenza, le superfici di controllo sono azionate da unità di potenza idrauliche o elettriche. Lo spostamento dei controlli nella cabina di pilotaggio segnala l’angolo di controllo richiesto e l’unità di potenza posiziona la superficie di controllo effettiva. In caso di guasto completo dell’unità di alimentazione, il movimento della superficie di controllo può essere effettuato controllando manualmente le schede di controllo. Spostando la scheda di controllo si turba il bilanciamento aerodinamico che provoca lo spostamento della superficie di controllo.