Ogni velivolo gestisce in modo leggermente diverso perché ognuno resiste o risponde alle pressioni di controllo a modo suo. Ad esempio, un velivolo da addestramento risponde rapidamente alle applicazioni di controllo, mentre un aereo da trasporto si sente pesante sui controlli e risponde alla pressione di controllo più lentamente. Queste caratteristiche possono essere progettate in un aeromobile per facilitare lo scopo particolare dell’aeromobile considerando determinati requisiti di stabilità e manovra. La seguente discussione riassume gli aspetti più importanti delle qualità di stabilità, manovrabilità e controllabilità di un aeromobile; come vengono analizzati; e la loro relazione con le varie condizioni di volo.

4.5.1 Stabilità #

La stabilità è la qualità intrinseca di un aeromobile per correggere le condizioni che possono disturbare il suo equilibrio e per tornare o continuare sulla traiettoria di volo originale. È principalmente una caratteristica di progettazione dell’aeromobile. Le traiettorie di volo e gli atteggiamenti di un aeromobile sono limitate dalle caratteristiche aerodinamiche dell’aereo, dal suo sistema di propulsione e dalla sua resistenza strutturale. Queste limitazioni indicano la massima prestazione e manovrabilità dell’aeromobile. Se l’aeromobile deve fornire la massima utilità, deve essere controllabile in sicurezza nella misura massima di questi limiti senza superare la forza del pilota o richiedere un’eccezionale capacità di volo. Se un aeromobile deve volare dritto e costante lungo una traiettoria di volo arbitraria, le forze che agiscono su di esso devono essere in equilibrio statico. La reazione di qualsiasi corpo quando il suo equilibrio è disturbato è indicata come stabilità. I due tipi di stabilità sono statici e dinamici.

4.5.2 Stabilità statica #

La stabilità statica si riferisce alla tendenza iniziale, o direzione di movimento, torna all’equilibrio. Nell’aviazione, si riferisce alla risposta iniziale dell’aereo quando viene disturbato da un dato AOA, slip o banca.

• Stabilità statica positiva: la tendenza iniziale dell’aereo a tornare allo stato di equilibrio originale dopo essere stato disturbato [Figura 4-18]
• Stabilità statica neutra: la tendenza iniziale dell’aereo a rimanere in una nuova condizione dopo che il suo equilibrio è stato disturbato [Figura 4-18]
• Stabilità statica negativa: la tendenza iniziale dell’aereo a continuare lontani dallo stato di equilibrio originario dopo essere stato disturbato [Figura 4-18]

4.5.3 Stabilità dinamica #

La stabilità statica è stata definita come la tendenza iniziale a tornare all’equilibrio che l’aereo mostra dopo essere stato disturbato dalla sua condizione di taglio. Occasionalmente, la tendenza iniziale è diversa o opposta alla tendenza generale, quindi è necessario fare una distinzione tra i due.

La stabilità dinamica si riferisce alla risposta dell’aereo nel tempo quando viene disturbata da un dato AOA, slip o banco. Questo tipo di stabilità ha anche tre sottotipi: [Figura 4-19]

• Stabilità dinamica positiva: nel tempo, il movimento dell’oggetto spostato diminuisce di ampiezza e, poiché è positivo, l’oggetto spostato ritorna verso lo stato di equilibrio.
• Stabilità dinamica neutra: una volta spostato, l’oggetto spostato non diminuisce né aumenta di ampiezza. Un ammortizzatore automobilistico usurato mostra questa tendenza.
• Stabilità dinamica negativa: nel tempo, il movimento dell’oggetto spostato aumenta e diventa più divergente.

La stabilità in un aeromobile influisce in modo significativo su due aree:

• Manovrabilità: la qualità di un aeromobile che gli consente di manovrare facilmente e di resistere alle sollecitazioni imposte dalle manovre. È governato dal peso dell’aeromobile, dall’inerzia, dalle dimensioni e dall’ubicazione dei controlli di volo, dalla resistenza strutturale e dal propulsore. Anch’esso è una caratteristica del design dell’aeromobile.
• Controllabilità: la capacità di un aeromobile di rispondere al controllo del pilota, in particolare per quanto riguarda il percorso di volo e l’atteggiamento. È la qualità della risposta dell’aereo all’applicazione di controllo del pilota durante la manovra dell’aereo, indipendentemente dalle sue caratteristiche di stabilità.

4.5.4 Stabilità longitudinale (piattata) #

Nella progettazione di un aeromobile, viene speso un grande sforzo per sviluppare il grado di stabilità desiderato attorno a tutti e tre gli assi. Ma la stabilità longitudinale attorno all’asse laterale è considerata la più influenzata da alcune variabili in varie condizioni di volo.

La stabilità longitudinale è la qualità che rende stabile un aeromobile attorno al suo asse laterale. Implica il movimento di lancio mentre il muso dell’aereo si muove su e giù in volo. Un aereo longitudinalmente instabile ha la tendenza a tuffarsi o arrampicarsi progressivamente in un’immersione o in arrampicata molto ripida, o anche in una stalla. Pertanto, un aereo con instabilità longitudinale diventa difficile e talvolta pericoloso da volare.

Stabilità o instabilità longitudinale statica in un aeromobile, dipende da tre fattori: posizione dell’ala rispetto alla posizione CG delle superfici orizzontali della coda rispetto all’area CG o alle dimensioni delle superfici della coda

Nell’analizzare la stabilità, va ricordato che un corpo libero di ruotare gira sempre attorno al suo CG.

Per ottenere una stabilità longitudinale statica, la relazione tra i momenti dell’ala e della coda deve essere tale che, se i momenti sono inizialmente bilanciati e l’aereo viene improvvisamente incassato, i momenti dell’ala e i momenti di coda cambiano in modo che la somma delle loro forze fornisca un momento sbilanciato ma ripristinante che, in Gira, abbassa di nuovo il naso. Allo stesso modo, se l’aereo è a testa in giù, il cambiamento di istante che ne deriva riporta il naso.

Il CL nella maggior parte dei profili asimmetrici asimmetrici tende a cambiare le sue posizioni anteriori e poppa con un cambiamento nell’AOA. Il CL tende ad andare avanti con un aumento di AOA ea muoversi a poppa con una diminuzione dell’AOA. Ciò significa che quando l’AOA di un profilo alare viene aumentato, il CL, muovendosi in avanti, tende a sollevare ancora di più il bordo d’attacco dell’ala. Questa tendenza conferisce all’ala una qualità intrinseca di instabilità. (Nota: CL è anche noto come centro di pressione (CP).)

La Figura 4-20 mostra un aeromobile in volo dritto e livellato. La linea CG-CL-T rappresenta l’asse longitudinale dell’aeromobile dal CG a un punto T sullo stabilizzatore orizzontale.

La maggior parte degli aerei sono progettati in modo che il CL dell’ala si trovi sul retro del CG. Ciò rende l’aereo “pesante” e richiede che ci sia una leggera forza verso il basso sullo stabilizzatore orizzontale per bilanciare l’aereo e impedire al muso di inclinarsi continuamente verso il basso. La compensazione per questa pesantezza del naso viene fornita impostando lo stabilizzatore orizzontale su un leggero AOA negativo. La forza verso il basso così prodotta mantiene la coda verso il basso, controbilanciando il naso “pesante”. È come se la linea CG-CL-T fosse una leva con una forza verso l’alto a Cl e due forze verso il basso che si bilanciano a vicenda, una forza forte nel punto CG e l’altra, una forza molto minore, nel punto T (pressione dell’aria verso il basso sullo stabilizzatore). Per visualizzare meglio questo principio di fisica: se una barra di ferro fosse sospesa nel punto CL, con un peso pesante appeso al CG, ci vorrà una pressione verso il basso al punto T per mantenere la “leva” in equilibrio.

Anche se lo stabilizzatore orizzontale può essere di livello quando l’aereo è in volo livellato, c’è un downwash d’aria dalle ali. Questo downwash colpisce la parte superiore dello stabilizzatore e produce una pressione verso il basso, che a una certa velocità è appena sufficiente per bilanciare la “leva”. Più velocemente l’aereo vola, maggiore è questo downwash e maggiore è la forza verso il basso sullo stabilizzatore orizzontale (tranne le code a T). [Figura 4-21] Nell’aeromobile con stabilizzatori orizzontali a posizione fissa, il produttore di aeromobili imposta lo stabilizzatore con un angolo che fornisce la migliore stabilità (o equilibrio) durante il volo alla velocità di crociera e all’impostazione di potenza.

Se la velocità dell’aeromobile diminuisce, la velocità del flusso d’aria sopra l’ala diminuisce. Come risultato di questo ridotto flusso d’aria sopra l’ala, il downwash viene ridotto, causando una minore forza verso il basso sullo stabilizzatore orizzontale. A sua volta, la caratteristica pesantezza del muso viene accentuata, facendo abbassare di più il muso dell’aereo. [Figura 4-22] Questo posiziona l’aereo in un atteggiamento basso, riducendo l’AOA e la resistenza dell’ala e consentendo alla velocità dell’aria di aumentare. Mentre l’aereo continua nell’assetto basso e la sua velocità aumenta,

La forza verso il basso sullo stabilizzatore orizzontale viene nuovamente aumentata. Di conseguenza, la coda viene nuovamente spinta verso il basso e il naso sale in un atteggiamento di arrampicata.

Mentre questa salita continua, la velocità dell’aria diminuisce di nuovo, facendo diminuire la forza verso il basso sulla coda fino a quando il naso non si abbassa ancora una volta. Poiché l’aereo è dinamicamente stabile, il muso non si abbassa così tanto come prima. L’aereo acquisisce una velocità sufficiente in questa immersione più graduale per avviarlo in un’altra salita, ma la salita non è così ripida come quella precedente.

Dopo diverse di queste oscillazioni decrescenti, in cui il muso si alza e si abbassa alternativamente, l’aereo alla fine si deposita a una velocità alla quale la forza verso il basso sulla coda contrasta esattamente la tendenza dell’aereo a tuffarsi. Quando questa condizione viene raggiunta, l’aereo è ancora una volta in volo bilanciato e continua in volo stabilizzato fintanto che questo atteggiamento e la velocità dell’aria non vengono modificati.

Un effetto simile si nota alla chiusura dell’acceleratore. Il downwash delle ali è ridotto e la forza in t nella Figura 4-20 non è sufficiente per tenere premuto lo stabilizzatore orizzontale. Sembra che la forza in t sulla leva consentisse alla forza di gravità di tirare il muso verso il basso. Questa è una caratteristica desiderabile perché l’aereo sta cercando intrinsecamente di riguadagnare la velocità e ristabilire il giusto equilibrio.

La potenza o la spinta possono anche avere un effetto destabilizzante in quanto un aumento di potenza può tendere a far salire il naso. Il progettista dell’aeromobile può compensare ciò stabilendo una “linea di spinta alta” in cui la linea di spinta passa sopra il CG. [Figure 4-23 e 4-24] In questo caso, poiché la potenza o la spinta viene aumentata un momento viene prodotto per contrastare il down

carico sulla coda. D’altra parte, una “linea di spinta molto bassa” tenderebbe ad aggiungere all’effetto naso-up della superficie della coda orizzontale.

Conclusione: con il CG in avanti del CL e con una forza aerodinamica di caduta, l’aereo di solito cerca di tornare a un atteggiamento di volo sicuro.

Quello che segue è una semplice dimostrazione di stabilità longitudinale. Ritaglia l’aereo per il controllo “Hands Off” durante il volo di livello. Quindi, momentaneamente, dai ai comandi una leggera spinta per abbassare l’aereo. Se, entro un breve periodo, il muso sale alla posizione originale e poi si ferma, l’aereo è staticamente stabile. Di solito, il naso passa la posizione originale (quella di volo livellato) e segue una serie di oscillazioni a passo lento. Se le oscillazioni cessano gradualmente, l’aereo ha una stabilità positiva; Se continuano in modo non uniforme, l’aereo ha una stabilità neutra; Se aumentano, l’aereo è instabile.

4.5.5 Stabilità laterale (rotolamento) #

La stabilità attorno all’asse longitudinale dell’aereo, che si estende dal muso dell’aereo alla sua coda, è chiamata stabilità laterale. Questo aiuta a stabilizzare l’effetto laterale o di rotolamento quando un’ala si abbassa rispetto all’ala sul lato opposto dell’aereo. Ci sono quattro fattori di progettazione principali che rendono stabile un aeromobile lateralmente: diedro, sweepback, effetto chiglia e distribuzione del peso.

diedro La procedura più comune per produrre la stabilità laterale è quella di costruire le ali con un angolo da uno a tre gradi al di sopra perpendicolare all’asse longitudinale. Le ali su entrambi i lati dell’aereo si uniscono alla fusoliera per formare una leggera V o angolo chiamato “diedro”. La quantità di diedro è misurata dall’angolo di ciascuna ala sopra una linea parallela all’asse laterale.

Il diedro comporta un equilibrio di portanza creato dall’AOA delle ali su ciascun lato dell’asse longitudinale dell’aereo. Se una momentanea raffica di vento costringe un’ala ad alzarsi e l’altra ad abbassarsi, l’aeromobile si estende. Quando l’aereo è bloccato senza girare, si verifica la tendenza a scivolare lateralmente o scivolare verso il basso verso l’ala abbassata. [Figura 4-25] Poiché le ali hanno diedro, l’aria colpisce l’ala inferiore con un AOA molto maggiore dell’ala più alta. L’aumento dell’AOA sull’ala inferiore crea più portanza rispetto all’ala più alta. L’aumento di sollevamento fa sì che l’ala inferiore inizi a salire verso l’alto. Quando le ali si avvicinano alla posizione del livello, l’AOA su entrambe le ali è di nuovo uguale, causando la tendenza al rotolamento. L’effetto del diedro è di produrre una tendenza al rotolamento per riportare l’aereo a una condizione di volo bilanciata lateralmente quando si verifica un lato.

La forza di ripristino può spostare l’ala bassa troppo in alto, in modo che l’ala opposta ora scenda. In tal caso, il processo viene ripetuto, diminuendo con ogni oscillazione laterale fino a raggiungere un equilibrio per il volo a livello di ali.

Al contrario, un diedro eccessivo ha un effetto negativo sulle qualità di manovra laterale. L’aereo può essere così stabile lateralmente da resistere a un movimento di rotolamento intenzionale. Per questo motivo, gli aerei che richiedono caratteristiche di rollio veloce o bancario di solito hanno meno diedro rispetto a quelli progettati per una minore manovrabilità.

Sweepback Sweepback è un’aggiunta al diedro che aumenta la portanza creata quando un’ala scende dalla posizione del livello. Un’ala spazzata è quella in cui il bordo d’attacco inclina all’indietro. Quando un disturbo fa scivolare o far cadere un aeromobile con un aeromobile con lo sweepback, l’ala bassa presenta il suo bordo d’attacco con un angolo perpendicolare al relativo flusso d’aria. Di conseguenza, l’ala bassa acquisisce più portanza, sale e l’aereo viene ripristinato al suo atteggiamento di volo originale.

Lo sweepback contribuisce anche alla stabilità direzionale. Quando l’applicazione di turbolenza o timone fa imbardare l’aereo da un lato, l’ala destra presenta un bordo di avanzamento più lungo perpendicolare al relativo flusso d’aria. La velocità dell’ala destra aumenta e acquisisce più resistenza rispetto all’ala sinistra. La resistenza aggiuntiva sull’ala destra lo riporta indietro, riportando l’aereo sul suo percorso originale.

Effetto della chiglia e distribuzione del peso Un aeromobile ha sempre la tendenza a trasformare l’asse longitudinale del velivolo nel relativo vento. Questa tendenza a “paletta meteorologica” è simile alla chiglia di una nave ed esercita un’influenza stabile sull’aereo lateralmente attorno all’asse longitudinale. Quando l’aereo è disturbato e un’ala si abbassa, il peso della fusoliera agisce come un pendolo che riporta l’aereo al suo atteggiamento originale.

Gli aerei lateralmente stabili sono costruiti in modo che la parte maggiore dell’area della chiglia sia sopra e dietro il CG. [Figura 4-26] Pertanto, quando l’aereo scivola da un lato, la combinazione del peso dell’aereo e la pressione del flusso d’aria contro la parte superiore dell’area della chiglia (entrambi che agiscono attorno al CG) tende a riportare l’aereo al volo a livello di ali.

4.5.6 Stabilità verticale (sbarramento) #

La stabilità attorno all’asse verticale dell’aeromobile (il momento laterale) è chiamata imbardata o stabilità direzionale. Imbardata o stabilità direzionale è la stabilità più facilmente ottenibile nella progettazione degli aerei. L’area della pinna verticale e i lati della fusoliera a poppa del CG sono i principali contributori che fanno sì che l’aereo agisca come la ben nota paletta o freccia, puntando il muso nel relativo vento.

Nell’esaminare una banderuola, si può vedere che se esattamente la stessa quantità di superficie fosse esposta al vento davanti al punto di perno come dietro di essa, le forze di prua e di poppa sarebbero in equilibrio e ne risulterebbe un piccolo o nessun movimento direzionale. Di conseguenza, è necessario disporre di una superficie maggiore del punto di perno rispetto a quella in avanti.

Allo stesso modo, il progettista dell’aeromobile deve garantire una stabilità direzionale positiva rendendo la superficie laterale maggiore a poppa che davanti al CG. [Figura 4-27] Per fornire ulteriore stabilità positiva a quella fornita dalla fusoliera, viene aggiunta una pinna verticale. La pinna agisce in modo simile alla piuma su una freccia mantenendo il volo dritto. Come la banderuola e la freccia, più a poppa è posizionata questa pinna e maggiore è la sua dimensione, maggiore è la stabilità direzionale dell’aereo.

Se un aeromobile sta volando in linea retta e una raffica d’aria laterale dà all’aereo una leggera rotazione attorno al suo asse verticale (cioè a destra), il movimento viene ritardato e fermato dalla pinna perché mentre l’aereo sta ruotando a destra, l’aria colpisce il lato sinistro della pinna ad angolo. Ciò provoca una pressione sul lato sinistro della pinna, che resiste al movimento di rotazione e rallenta l’imbardata dell’aereo. Così facendo, esso

Agisce in qualche modo come la banderuola trasformando l’aereo nel relativo vento. Il cambio iniziale di direzione della traiettoria di volo dell’aeromobile è generalmente leggermente dietro il suo cambio di direzione. Pertanto, dopo una leggera imbardata dell’aereo a destra, c’è un breve momento in cui l’aereo si sta ancora muovendo lungo il suo percorso originale, ma il suo asse longitudinale è leggermente puntato a destra.

L’aereo sta quindi momentaneamente scivolando di lato e durante quel momento (poiché si presume che, sebbene il movimento di imbardata si sia interrotto, l’eccesso di pressione sul lato sinistro della pinna persiste) c’è necessariamente una tendenza per l’aeromobile a tornare parzialmente a sinistra. Cioè, c’è una tendenza al ripristino momentaneo causata dalla pinna.

Questa tendenza al ripristino è relativamente lenta nello sviluppo e cessa quando l’aereo smette di scivolare. Quando cessa, l’aereo vola in una direzione leggermente diversa dalla direzione originale. In altre parole, non tornerà di propria iniziativa all’intestazione originale; Il pilota deve ristabilire l’intestazione iniziale.

Un piccolo miglioramento della stabilità direzionale può essere ottenuto attraverso lo sweepback. Sweepback è incorporato nel design dell’ala principalmente per ritardare l’inizio della comprimibilità durante il volo ad alta velocità. Negli aerei più leggeri e più lenti, lo sweepback aiuta a localizzare il centro di pressione nella corretta relazione con il CG. Un aeromobile longitudinalmente stabile è costruito con il centro di pressione a poppa del CG.

Per motivi strutturali, i progettisti di aeromobili a volte non possono attaccare le ali alla fusoliera nel punto esatto. Se dovessero montare le ali troppo in avanti e ad angolo retto rispetto alla fusoliera, il centro di pressione non sarebbe abbastanza lontano dalla parte posteriore per comportare la quantità desiderata di stabilità longitudinale. Costruendo lo sweepback nelle ali, tuttavia, i progettisti possono spostare il centro di pressione verso la parte posteriore. La quantità di sweepback e la posizione delle ali quindi posizionano il centro di pressione nella posizione corretta.

Il contributo dell’ala alla stabilità direzionale statica è generalmente piccolo. L’ala spazzata fornisce un contributo stabile a seconda della quantità di sweepback, ma il contributo è relativamente piccolo rispetto ad altri componenti.

4.5.7 Oscillazioni direzionali libere (rullo olandese) #

Il rollio olandese è un’oscillazione laterale/direzionale accoppiata che di solito è dinamicamente stabile ma non è sicura in un aereo a causa della natura oscillatoria. Lo smorzamento della modalità oscillatoria può essere debole o forte a seconda delle proprietà del particolare aeromobile.

Se l’aereo ha un’ala destra spinta verso il basso, l’angolo positivo del lato laterale corregge l’ala lateralmente prima che il muso sia riallineato con il relativo vento. Mentre l’ala corregge la posizione, può verificarsi un’oscillazione direzionale laterale che fa sì che il muso dell’aereo faccia una figura otto all’orizzonte a seguito di due oscillazioni (rollio e imbardata), che, sebbene di circa la stessa grandezza, sono sfasate l’una con l’altra.

Nella maggior parte degli aerei moderni, ad eccezione dei progetti di ali spazzate ad alta velocità, queste oscillazioni direzionali libere di solito si esauriscono automaticamente in pochissimi cicli a meno che l’aria non continui ad essere rafficata o turbolenta. Quegli aerei con continue tendenze al rollio olandese sono solitamente dotati di ammortizzatori di imbardata stabilizzati giroscopici. I produttori cercano di raggiungere un punto medio tra una stabilità direzionale eccessiva e poca. Poiché è più desiderabile che l’aereo abbia “instabilità a spirale” rispetto alle tendenze al rollio olandese, la maggior parte degli aerei è progettata con quella caratteristica.

4.5.8 Instabilità a spirale #

L’instabilità a spirale esiste quando la stabilità direzionale statica dell’aereo è molto forte rispetto all’effetto del suo diedro nel mantenere l’equilibrio laterale. Quando l’equilibrio laterale dell’aereo è disturbato da una folata d’aria e viene introdotto un lato laterale, la forte stabilità direzionale tende a imbardare il naso nel vento relativo risultante mentre il diedro relativamente debole è in ritardo nel ripristinare l’equilibrio laterale. A causa di questa imbardata, l’ala all’esterno del momento di svolta viaggia in avanti più velocemente dell’ala interna e, di conseguenza, il suo sollevamento diventa maggiore. Ciò produce una tendenza all’overbanking che, se non corretta dal pilota, fa sì che l’angolo di sponda diventi sempre più ripido. Allo stesso tempo, la forte stabilità direzionale che imbarda l’aereo nel vento relativo sta effettivamente costringendo il muso a un atteggiamento di tono più basso. Inizia una lenta spirale verso il basso che, se non contrastata dal pilota, aumenta gradualmente in una ripida immersione a spirale. Di solito il tasso di divergenza nel movimento a spirale è così graduale che il pilota può controllare la tendenza senza alcuna difficoltà.

Tutti gli aerei sono influenzati in una certa misura da questa caratteristica, sebbene possano essere intrinsecamente stabili in tutti gli altri parametri normali. Questa tendenza spiega perché un aereo non può essere volato a tempo indeterminato.

Molte ricerche sono state avviate nello sviluppo di dispositivi di controllo (livellatore ad ala) per correggere o eliminare questa instabilità. Il pilota deve prestare attenzione nell’applicazione dei controlli di recupero durante le fasi avanzate di questa condizione a spirale o possono essere imposti carichi eccessivi sulla struttura. Un recupero improprio dall’instabilità a spirale che porta a cedimenti strutturali in volo ha probabilmente contribuito a più vittime in aeromobili aeronautici generali rispetto a qualsiasi altro fattore. Poiché la velocità dell’aria nella condizione a spirale si accumula rapidamente, l’applicazione della forza dell’elevatore posteriore per ridurre questa velocità e per sollevare il muso solo “stringendo la svolta”, aumentando il fattore di carico. I risultati della prolungata spirale incontrollata sono cedimenti strutturali in volo o che si schiantano contro il terreno, o entrambi. Le cause registrate più comuni per i piloti che entrano in questa situazione sono: perdita di riferimento all’orizzonte, incapacità di controllare l’aeromobile in riferimento a strumenti o una combinazione di entrambi.